CN108590886A - 鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，由壳体、芯轴、框、支撑机构和封头定位装置构成，所述的芯轴为分段式，仅设置在壳体封头两端；所述的框设置有多个，每个框相互平行且结构相同，框缘条与壳体固定；壳体通过封头定位装置固定；支撑机构连接壳体和芯轴，仅设置在壳体封头两端。本发明应用于机械成型，实现了超大型火箭燃烧室外壳或其他筒体结构的成型，首次突破世界超大型火箭燃烧室外壳一体成型技术。模具精度高，取消了模具与产品间柔性层，实现净尺寸成型；并且此发明结构简单、装拆方便、连接可靠、刚度大、变形小、重量轻和成本低。
Description
技术领域
本发明涉及航天产业技术领域，具体的说，是一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具及其制备方法。
背景技术
随着航天产业的高速发展，对火箭的运载能力需求越来越高，降低重量、提高容积成为火箭发动机壳体的主要方向。高性能碳纤维复合材料作为一种新型火箭发动机壳体制造材料，在等强度的条件下，重量是金属材料的三分之一到二分之一，超大型碳纤维复合材料火箭发动机壳体(直径超过4米，长度超过20米)目前在全世界范围内尚无一体成型技术，若研制成功，不仅可以大幅度降低发射成本，而且可以有效提高发射行程，具有很大的经济和战略意义。产品制造的核心是缠绕成型模具的设计和制备。模具要有足够的强度和刚度，能够承受制品成型加工过程中施加于成型模具的各种载荷，如自重、制品重、缠绕张力、固化应力、二次加工时的切削力等；能够承受制品固化时的热应力、热变形，且变形量符合设计要求；要有良好的工艺性，充分考虑超大尺寸的模具零件制造、安装和拆卸可行性；还要有良好的可维护性，即制品固化后，从开口处能将芯模拆散取出，具有重复使用性能。目前缠绕成型模具大多用于中小型筒体缠绕成型，成型直径一般小于2米、长度小于10米。如果将现有的缠绕模具结构形式应用于超大尺寸筒体缠绕成型，模具会由于强度和刚度的不足、自身重量太大而在使用过程中出现严重变形，这样会不符合产品的精度要求，甚至不利于产品成型、影响模具的后续使用。
基于此，做出本申请案。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具及其制备方法。用于超大型火箭发动机燃烧室壳体或其他筒体结构成型。缠绕模具各种工况下挠度控制在万分之5以内，重量在100吨以内。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，由壳体，芯轴，框、支撑机构和封头定位装置构成，芯轴通过螺栓固定在壳体封头的两端；框的缘条通过螺钉与壳体固定，壳体和芯轴通过支撑机构进行连接，壳体通过螺栓与封头定位装置进行固定。
所述的芯轴为分段式，仅设置在壳体封头两端；所述的框设置有多个，每个框相互平行且结构相同，框缘条与壳体固定；壳体通过封头定位装置固定。
进一步的，作为优选：
所述的芯轴为分段式结构，仅设置在壳体两端。两端直径不同，一端内径超过1.2米，可作为维护通道，供操作者出入。
所述的支撑机构仅设置在壳体封头两端，模具中段无任何轴向支撑。
所述的芯轴为阶梯型管状结构。设置的阶梯台阶是根据强度计算分析合理设置各段厚度分布，达到最优的结构重量。
所述的框为分瓣式结构。针对大尺寸零件合理分瓣，既可以降低零件加工变形的风险，又方便制造，节约生产成本。
所述的壳体为分瓣式格栅中空结构。可最大限度的减少支撑结构，并且满足结构强度刚度的要求。
所述的封头定位装置为圆形法兰盘，焊接在芯轴上。
所述的壳体尺寸为产品净尺寸。
本发明的工作原理是：鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，由壳体、芯轴、框、支撑机构和封头定位装置构成。使用前，通过装配工装合理定位、安装外侧壳体，安装支撑机构，最后将芯轴从两侧分别与壳体连接。使用时，将此发明架于缠绕机上，缠绕机机座带动芯轴旋转，缠绕机进行纤维的连续铺设；缠绕完毕后，模具随缠绕产品一同进入热压罐进行加压固化；产品热压固化后，工作人员可通过模具芯轴后封头端进入模具内部，拆除支撑机构、框和壳体等内部结构，快速，高效地完成产品和模具的分离。
本发明的有益效果是：实现了超大型火箭燃烧室外壳或其他筒体结构的成型，首次突破世界超大型火箭燃烧室外壳一体成型技术。模具精度高，取消了模具与产品间柔性层，实现净尺寸成型；并且此发明结构简单、装拆方便、连接可靠、刚度大、变形小、重量轻和成本低。
本发明的优点是：模具实现了超大长度、超大直径筒体的一体缠绕成型；创造式的发明了分段式芯模，在模具内部无支撑结构、结构简单，减轻了模具自身重量，具有良好的结构刚度和疲劳强度；取消了模具与产品间柔性层，实现净尺寸成型，简化了产品成型工艺流程；采用可拆卸连接，装拆方便、连接可靠、变形小和成本低等特点。
附图说明
图1为本申请的整体结构示意图；
图2为本申请壳体局部拆开的结构示意图；
图3为本申请的内部连接结构示意图；
图中标号：1.壳体；2.芯轴；3.框；4.支撑机构；5.封头定位装置；
具体实施方式
以下提供本发明一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具及其制备方法的具体实施方式。
实施例1
下面以一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具为例，通过实施例对本发明的设计和制备技术做进一步详细说明。
本实施例一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，结合图1和图2所示，由壳体1、芯轴2、框3、支撑机构4和封头定位装置5构成，支撑机构4，壳体1为分瓣式复合材料层合板结构，中部通过螺钉与框3的缘条固定，两端通过螺钉与封头定位装置5固定。
上述模具的制备过程和方法如下：
(1)根据产品长度、直径和允许变形量，计算出各零件的尺寸。
(2)机加制得框3、支撑机构4和封头定位装置5；
(3)采用预浸料模压或真空袋压工艺制得复合材料壳体1；
(4)拉挤得到芯轴2，与封头定位装置5焊接，焊接后整体机加；
(5)通过装配工装，用螺栓将壳体1、框3和支撑机构连接固定；
(6)使用装配工装，用螺栓将两段芯轴连接在壳体两端。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围内。
Claims (9)
1.一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，由壳体，芯轴，框、支撑机构和封头定位装置构成，芯轴通过螺栓固定在壳体封头的两端；框的缘条通过螺钉与壳体固定，壳体和芯轴通过支撑机构进行连接，壳体通过螺栓与封头定位装置进行固定。
2.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的芯轴为分段式，仅设置在壳体封头两端；壳体通过封头定位装置固定。
3.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的芯轴的两端直径不同，一端内径超过1.2米。
4.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的支撑机构仅设置在壳体封头两端，模具中段无任何轴向支撑。
5.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的芯轴为阶梯型管状结构。
6.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的框为分瓣式结构。
7.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的壳体为分瓣式格栅中空结构。
8.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，所述的封头定位装置为圆形法兰盘，焊接在芯轴上。
9.根据权利要求1所述的一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，其特征在于，模具的制备过程和方法如下：
（1）根据产品长度、直径和允许变形量，计算出各零件的尺寸。
（2）机加制得框、支撑机构和封头定位装置；
（3）采用预浸料模压或真空袋压工艺制得复合材料壳体；
（4）拉挤得到芯轴，与封头定位装置焊接，焊接后整体机加；
（5）通过装配工装，用螺栓将壳体、框和支撑机构连接固定；
（6）使用装配工装，用螺栓将两段芯轴连接在壳体两端。
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