CN104494159A - 一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，本发明中使用的布带为45°角裁剪布带，缠绕后产品直径方向变形量较好，使其应变较大，平均值≥8000με，最小值≥6100με；使用的气囊为硅橡胶气囊，可根据产品尺寸特点设计不同的气囊尺寸；使用的气囊可通过不同位置的壁厚厚度设计达到加压开始时加压位置的先后顺序；采用了绝热层预成型、预固化技术，使得绝热层的装配可顺利进行；使用气囊加压技术，解决了两端收口金属壳体绝热层的粘接技术。

Description

一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法
技术领域
本发明涉及一种战术导弹功能件的制备方法，具体是一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法。
背景技术
战术导弹发动机燃烧室是发动机的主要组成部分，要求能承受高内压、耐高温、耐燃气冲刷、隔热等性能。通常采用金属壳体作为承力部分，内表面铺覆绝热层具备耐温、耐燃气冲刷、隔热等性能。绝热层通常为耐热涂层和消融涂层，耐热涂层为金属氧化物、碳化物等，一般采用喷涂工艺；消融涂层为高硅氧玻璃钢、FX-501热固性塑料、酚醛改性橡胶等，一般采用铺覆工艺。采用铺覆工艺需要解决两端收口金属壳体内表面的铺覆难点，并要求铺覆后粘接面不得存在脱粘。为达到较好的粘接性，需要在铺覆后加压以保证粘接面质量。
某型号发动机燃烧室(复合壳体)为两端收口结构，其大端内径φ68.8mm，小端内径φ40.8mm，内部直径φ69.9mm，长度990mm，壁厚约0.58mm。复合壳体绝热层为高硅氧玻璃布/酚醛树脂复合材料，壁厚0.8-7mm均匀变化，要求与金属壳体可靠粘接并具有较好的环向应变，以保证发动机工作过程中绝热层同金属壳体一起膨胀。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术和应用存在的缺陷而提供一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，通过斜带布带缠绕--预固化成型、气囊加压粘接—固化成型，解决两端收口复合、大应变绝热层成型的问题，在发动机燃烧室等内壁铺贴绝热层成型工艺中具有广泛的适应性。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，包括如下步骤：
S1、根据产品尺寸设计绝热层缠绕芯模、固化用气囊；
S2、制备高硅氧玻璃布酚醛树脂预浸布，其指标为：可溶性树脂含量≥95％、挥发分4％-8％、树脂含量38％-44％；
S3、裁剪步骤S2所得的高硅氧酚醛树脂预浸布，布带裁剪方向与布带径向呈45°角；
S4、在步骤S1中所得的缠绕芯模上缠绕步骤S3所得的高硅氧酚醛树脂预浸布，布带变形量约30％，缠绕搭接余量6-8mm；
S5、缠绕后的高硅氧酚醛树脂预浸布使用热压罐加温、加压预固化后，车加工外形面，与金属壳体最小内径间的间隙约0.1mm，得绝热层；
S6、将步骤S5所得的绝热层脱模，表面涂覆胶粘剂，内部装入步骤S1所得的气囊中并安装进金属壳体中；
S7、将步骤S6装配所得的金属壳体在烘箱中加温，气囊内部充气进行固化，固化最高温度为150℃，气囊压力最大为2.5MPa。
S8、固化后脱模并清理，对两端接口加工。
其中，所述步骤S1中绝热层缠绕芯模为45#钢，表面涂覆有聚四氟乙烯涂层。
其中，所述气囊为硅橡胶，其外径与缠绕芯模外形匹配，留约0.2mm间隙。
其中，所述步骤S5中预固化压力0.5MPa，预固化最高温度85℃。
其中，所述步骤S6中的胶粘剂为705胶粘剂。
本发明具有以下有益效果：
1.本发明中使用的布带为45°角裁剪布带，缠绕后产品直径方向变形量较好，使其应变较大，平均值≥8000με，最小值≥6100με；
2.本发明中使用的气囊为硅橡胶气囊，可根据产品尺寸特点设计不同的气囊尺寸；
3.本发明中使用的气囊可通过不同位置的壁厚厚度设计达到加压开始时加压位置的先后顺序；
4.本发明采用了绝热层预成型、预固化技术，使得绝热层的装配可顺利进行；
5.本发明使用气囊加压技术，解决了两端收口金属壳体绝热层的粘接技术。
附图说明
图1为本发明实施例发动机复合壳体绝热层的缠绕芯模结构示意图。
图2为本发明实施例发动机复合壳体固化用气囊的结构示意图。
图3为本发明实施例发动机复合壳体的安装结构示意图。
图中：1-气囊；2-钢壳套；3-复合层；4-抽真空气嘴；5-气囊气嘴；6-气嘴压紧螺母；7-收紧螺杆；8-大端端盖；9-收紧螺母；10-壳体托架；11-定位螺杆。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
本实施例结合图1、2对发动机复合壳体的整个生产工艺作进一步说明。
所述绝热层缠绕芯模为45#钢，表面涂覆聚四氟乙烯涂层；根据绝热层壁厚要求，芯模直径与绝热层内壁匹配，压缩余量约1mm；
所述气囊为硅橡胶，其外径与缠绕芯模外形匹配，留约0.2mm间隙。
所述绝热层材料为高硅氧玻璃布钡酚醛树脂复合材料，采用斜带层叠缠绕成型工艺，预固化后装配入金属壳体中，经加温、加压固化成型复合壳体，具体步骤如下：
步骤一：根据产品尺寸设计绝热层缠绕芯模、固化用气囊；
步骤二：制备高硅氧玻璃布/酚醛树脂预浸布，其指标为：可溶性树脂含量≥95％、挥发分(6±2)％、树脂含量(41±3)％；
步骤三：裁剪高硅氧/酚醛预浸布，布带裁剪方向与布带径向呈45°角，宽度30mm；在缠绕芯模上缠绕绝热层，布带变形量约30％，缠绕搭接余量6-8mm；
步骤四：缠绕后的绝热层使用热压罐加温、加压预固化，预固化压力0.5MPa，预固化最高温度85℃；
步骤五：预固化的绝热层车加工外形面，与金属壳体最小内径间的间隙约0.1mm。步骤六：车加工后的绝热层脱模；表面涂覆705胶粘剂，内部装入气囊并安装进金属壳体中，其安装结构示意图见图3。钢壳套2包裹在气囊1外，钢壳套2外包裹有复合层3，气囊1尾端设有气囊气嘴5，气囊气嘴5穿过钢壳套2通过气嘴压紧螺母6规定在钢壳套2的尾端，钢壳套2的尾端还设有抽真空气嘴4，抽真空气嘴4与钢壳套2内部相通，钢壳套2两侧设有壳体托架10，一侧壳体托架10通过收紧螺杆7与钢壳套2的尾端相连，收紧螺杆7通过端端盖8与钢壳套2尾端相连，收紧螺杆7通过和收紧螺母与
壳体托架10相连，另一侧壳体托架10通过定位螺杆11与钢壳套2的前端相连。
步骤七：将已装配的绝热层和金属壳体在烘箱中加温，气囊内部充气进行固化；固化最高温度为150℃，气囊压力最大为2.5MPa；
步骤八：固化后脱模并清理，对两端接口加工。
本具体实施中使用的布带为45°角裁剪布带，缠绕后产品直径方向变形量较好，使其应变较大，平均值≥8000με，最小值≥6100με；使用的气囊为硅橡胶气囊，可根据产品尺寸特点设计不同的气囊尺寸；使用的气囊可通过不同位置的壁厚厚度设计达到加压开始时加压位置的先后顺序；采用了绝热层预成型、预固化技术，使得绝热层的装配可顺利进行；使用气囊加压技术，解决了两端收口金属壳体绝热层的粘接技术。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (5)

1.一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据产品尺寸设计绝热层缠绕芯模、固化用气囊；
S2、制备高硅氧玻璃布酚醛树脂预浸布，其指标为：可溶性树脂含量≥95％、挥发分4％-8％、树脂含量38％-44％；
S3、裁剪步骤S2所得的高硅氧酚醛树脂预浸布，布带裁剪方向与布带径向呈45°角；
S4、在步骤S1中所得的缠绕芯模上缠绕步骤S3所得的高硅氧酚醛树脂预浸布，布带变形量约30％，缠绕搭接余量6-8mm；
S5、缠绕后的高硅氧酚醛树脂预浸布使用热压罐加温、加压预固化后，车加工外形面，与金属壳体最小内径间的间隙约0.1mm，得绝热层；
S6、将步骤S5所得的绝热层脱模，表面涂覆胶粘剂，内部装入步骤S1所得的气囊中并安装进金属壳体中；
S7、将步骤S6装配所得的金属壳体在烘箱中加温，气囊内部充气进行固化，固化最高温度为150℃，气囊压力最大为2.5MPa。
S8、固化后脱模并清理，对两端接口加工。
2.根据权利要求1所述的一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，其特征在于，所述步骤S1中绝热层缠绕芯模为45#钢，表面涂覆有聚四氟乙烯涂层。
3.根据权利要求1所述的一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，其特征在于，所述气囊为硅橡胶，其外径与缠绕芯模外形匹配，留约0.2mm间隙。
4.根据权利要求1所述的一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，其特征在于，所述步骤S5中预固化压力0.5MPa，预固化最高温度85℃。
5.根据权利要求1所述的一种战术导弹发动机复合壳体的制备方法，其特征在于，所述步骤S6中的胶粘剂为705胶粘剂。
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Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104848002A (zh) * 2015-05-15 2015-08-19 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种绝热层结构均匀性的控制方法
CN104960200A (zh) * 2015-05-15 2015-10-07 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种橡胶基绝热层的贴片方法
CN105684800A (zh) * 2016-02-22 2016-06-22 西安近代化学研究所 一种防雹增雨弹发动机及其制备方法
CN105773997A (zh) * 2016-04-25 2016-07-20 大连理工大学 一种用于成型全复合材料壳体的芯模装置
CN105881937A (zh) * 2016-05-06 2016-08-24 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 用于复合材料成型的整体双层气囊及其制造方法
CN105904742A (zh) * 2016-04-25 2016-08-31 大连理工大学 一种全复合材料壳体的缠绕成型方法
CN106079396A (zh) * 2016-08-08 2016-11-09 哈尔滨复合材料设备开发公司 一种非延展性柔性缠绕模具装置
CN106915101A (zh) * 2015-12-28 2017-07-04 明安国际企业股份有限公司 平板工件支撑装置及其制造方法
CN107322951A (zh) * 2017-08-05 2017-11-07 湖北三江航天江北机械工程有限公司 固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法
CN107351422A (zh) * 2016-07-08 2017-11-17 湖北航天化学技术研究所 一种推进剂药柱绝热套及其成型方法
CN107351414A (zh) * 2016-07-08 2017-11-17 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机绝热层及其成型方法和挤胀工装
CN107984645A (zh) * 2017-12-06 2018-05-04 上海复合材料科技有限公司 一种短斜带预浸料快速连接成连续斜带预浸料的制备方法
CN108995243A (zh) * 2018-06-20 2018-12-14 航天材料及工艺研究所 一种变锥度防热层的缠绕成型方法
CN109605625A (zh) * 2018-11-30 2019-04-12 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法
CN112571822A (zh) * 2020-10-29 2021-03-30 上海新力动力设备研究所 适用于带药缠绕的记忆非金属芯模结构及壳体成型方法
CN113524723A (zh) * 2021-08-10 2021-10-22 上海复合材料科技有限公司 复合壳体胶接装配模具及成型方法
CN114184129A (zh) * 2021-10-25 2022-03-15 上海航天化工应用研究所 一种两头带收口发动机衬层测厚装置

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1816702A (zh) * 2003-05-16 2006-08-09 韩国科学技术院 混合复合轴颈轴承及其制造方法
CN103273665A (zh) * 2013-06-14 2013-09-04 沈阳飞机工业（集团）有限公司 一种复合材料方形管材零件成型工艺

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1816702A (zh) * 2003-05-16 2006-08-09 韩国科学技术院 混合复合轴颈轴承及其制造方法
CN103273665A (zh) * 2013-06-14 2013-09-04 沈阳飞机工业（集团）有限公司 一种复合材料方形管材零件成型工艺

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
苑玲: "软模热膨胀法成型发动机燃烧室壳体贴壁内衬", 《宇航材料工艺》 *

Cited By (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104848002A (zh) * 2015-05-15 2015-08-19 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种绝热层结构均匀性的控制方法
CN104960200A (zh) * 2015-05-15 2015-10-07 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种橡胶基绝热层的贴片方法
CN104848002B (zh) * 2015-05-15 2017-03-01 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种绝热层结构均匀性的控制方法
CN106915101A (zh) * 2015-12-28 2017-07-04 明安国际企业股份有限公司 平板工件支撑装置及其制造方法
CN105684800A (zh) * 2016-02-22 2016-06-22 西安近代化学研究所 一种防雹增雨弹发动机及其制备方法
CN105773997A (zh) * 2016-04-25 2016-07-20 大连理工大学 一种用于成型全复合材料壳体的芯模装置
CN105904742A (zh) * 2016-04-25 2016-08-31 大连理工大学 一种全复合材料壳体的缠绕成型方法
CN105773997B (zh) * 2016-04-25 2017-12-05 大连理工大学 一种用于成型全复合材料壳体的芯模装置
CN105881937A (zh) * 2016-05-06 2016-08-24 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 用于复合材料成型的整体双层气囊及其制造方法
CN107351422A (zh) * 2016-07-08 2017-11-17 湖北航天化学技术研究所 一种推进剂药柱绝热套及其成型方法
CN107351414A (zh) * 2016-07-08 2017-11-17 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机绝热层及其成型方法和挤胀工装
CN107351422B (zh) * 2016-07-08 2019-11-15 湖北航天化学技术研究所 一种推进剂药柱绝热套及其成型方法
CN106079396A (zh) * 2016-08-08 2016-11-09 哈尔滨复合材料设备开发公司 一种非延展性柔性缠绕模具装置
CN107322951A (zh) * 2017-08-05 2017-11-07 湖北三江航天江北机械工程有限公司 固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法
CN107984645A (zh) * 2017-12-06 2018-05-04 上海复合材料科技有限公司 一种短斜带预浸料快速连接成连续斜带预浸料的制备方法
CN107984645B (zh) * 2017-12-06 2019-09-17 上海复合材料科技有限公司 一种短斜带预浸料快速连接成连续斜带预浸料的制备方法
CN108995243A (zh) * 2018-06-20 2018-12-14 航天材料及工艺研究所 一种变锥度防热层的缠绕成型方法
CN109605625A (zh) * 2018-11-30 2019-04-12 湖北航天化学技术研究所 一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法
CN112571822A (zh) * 2020-10-29 2021-03-30 上海新力动力设备研究所 适用于带药缠绕的记忆非金属芯模结构及壳体成型方法
CN113524723A (zh) * 2021-08-10 2021-10-22 上海复合材料科技有限公司 复合壳体胶接装配模具及成型方法
CN114184129A (zh) * 2021-10-25 2022-03-15 上海航天化工应用研究所 一种两头带收口发动机衬层测厚装置
CN114184129B (zh) * 2021-10-25 2023-11-10 上海航天化工应用研究所 一种两头带收口发动机衬层测厚装置

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