CN109186375B - 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法 - Google Patents

一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109186375B
CN109186375B CN201810834607.8A CN201810834607A CN109186375B CN 109186375 B CN109186375 B CN 109186375B CN 201810834607 A CN201810834607 A CN 201810834607A CN 109186375 B CN109186375 B CN 109186375B
Authority
CN
China
Prior art keywords
skirt
boss
connecting mechanism
composite material
solid rocket
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810834607.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109186375A (zh
Inventor
余文学
王云霞
刘洪城
孙展鹏
涂四华
张浩哲
史宏斌
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN201810834607.8A priority Critical patent/CN109186375B/zh
Publication of CN109186375A publication Critical patent/CN109186375A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109186375B publication Critical patent/CN109186375B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/681—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/681—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
    • B29C70/683—Pretreatment of the preformed part, e.g. insert

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)

Abstract

本发明公开了一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法，中裙连接机构包括裙结构、装配凸台及裙外补强层；装配凸台由复合材料缠绕而成，固定在发动机壳体指定连接位置；裙结构通过配合安装面上设置的弹性层固定在装配凸台上，同时，通过在裙结构和装配凸台外表面环向缠绕裙外补强层进行二次固定。本发明的中裙连接机构结构精度高，而且固体火箭发动机与弹体连接方式多样化，不局限于前、后端面连接，同时固体火箭发动机壳体位于弹体内部，免于气动载荷作用。

Description

一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法。
背景技术
由于多数战略或战术导弹都采用固体火箭发动机，对于固体火箭发动机而言，裙连接结构是其中一个重要的关键结构件，作用是将固体火箭发动机与弹体连为一体。一般固体火箭发动机的裙连接结构，位于发动机前、后端面处，以使固体火箭发动机和弹体结构连接。由于在导弹起吊、运输、飞行等工况下，发动机壳体裙连接部位将受到弯曲、拉压、剪切力的作用，因此，裙连接结构必须具有一定的承载能力。另外，发动机壳体要通过裙连接结构与弹体连接，裙连接结构还必须具有足够的结构精度。所以弹总体一般会对裙连接结构提出结构强度要求和结构精度要求。
对于金属材料壳体，一般是通过焊接的方式将裙连接结构固定在壳体筒段前、后端面处。其结构强度可通过加大焊接面积而易于保证，但其结构尺寸精度则由于焊接变形需要后续进行二次机加进行保证。对于复合材料壳体，通常是用胶粘的方式将金属裙或复合材料裙插接在复合材料壳体缠绕层内。其结构强度可以通过足够长度的胶粘区域进行保证；结构精度则同样可以通过对裙结构的二次机加进行保证。
现用于复合材料壳体的裙连接技术，在实际应用中，有诸多的缺点和局限性：
1)固体火箭发动机壳体筒段作为弹体的一部分，将受到外部环境产生的各类载荷，包括静力载荷和气动载荷。
2)采用前、后裙连接结构，限定了固体火箭发动机与弹体的连接位置。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法，中裙连接机构结构精度高，而且固体火箭发动机与弹体连接方式多样化，不局限于前、后端面连接，同时固体火箭发动机壳体位于弹体内部，免于气动载荷作用。
本发明的具体实施方案如下：
一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构，包括裙结构、装配凸台及裙外补强层；
所述装配凸台由复合材料缠绕而成，固定在发动机壳体指定连接位置；所述裙结构通过配合安装面上设置的弹性层固定在装配凸台上，同时，通过在裙结构和装配凸台外表面环向缠绕裙外补强层进行二次固定。
进一步地，所述装配凸台截面为L型，裙结构限位在装配凸台的转角处。
进一步地，所述中裙连接机构设置一个以上。
一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构成型方法，成型方法如下：
步骤一，在发动机壳体指定连接位置缠绕装配凸台，与发动机壳体共同进行加压固化成型，成型后对装配凸台进行机加处理，满足设计尺寸要求；
步骤二，对裙结构进行喷砂处理，将橡胶层Ⅰ、橡胶层Ⅱ分别粘接在裙结构与裙外补强层Ⅰ以及装配凸台的配合安装面上，然后再将裙结构粘接于装配凸台上；
步骤三，沿发动机壳体环向缠绕裙外补强层Ⅰ及裙外补强层Ⅱ，将裙结构及装配凸台缠绕固定在发动机壳体表面；
步骤四，将中裙连接机构随发动机壳体进行二次加压固化。
有益效果：
1、本发明复合材料壳体和裙结构进行连接，结构精度高，而且通过在指定位置缠绕装配凸台，不局限于前、后端面连接，通过设置弹体的开口可以实现弹体轴向、径向或者悬挂式连接，使得固体火箭发动机与弹体连接方式多样化；其次，固体火箭发动机壳体位于弹体内部，能够免于气动载荷作用。
2、本发明装配凸台截面为L型，便于固定裙结构。
3、本发明中裙连接机构可设置一个以上，在不同位置同时设置连接点，实现与弹体连接的多样化。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是装配凸台的结构示意图；
图3是裙结构组合件的结构示意图。
其中，1-复合材料壳体，2-装配凸台，3-裙结构，4-橡胶层Ⅰ，5-橡胶层Ⅱ，6-裙外补强层Ⅰ，7-裙外补强层Ⅱ。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构，如图1所示，包括裙结构组合件、装配凸台2、裙外补强层Ⅰ6及裙外补强层Ⅱ7。
如图3所示，裙结构组合件包括裙结构3、橡胶层Ⅰ4、橡胶层Ⅱ5，裙结构3截面为L型，分为水平结构和竖直结构，橡胶层Ⅰ4、橡胶层Ⅱ5分别粘接在裙结构3水平结构的内、外两侧，即裙结构3与裙外补强层Ⅰ6、裙结构3与装配凸台2的配合安装面上。裙结构3竖直结构作为与弹体的连接端，可以根据实际的连接方式进行一定的结构调整。
装配凸台2截面为L型，分为水平结构和竖直结构，由复合材料缠绕而成。
装配凸台缠绕在发动机复合材料壳体1与弹体的指定连接位置处，裙结构组合件限位在装配凸台2的转角处，并通过胶粘剂粘贴。裙外补强层Ⅰ6沿复合材料壳体1环向缠绕在橡胶层Ⅰ4外表面对裙结构组合件进行二次固定。裙外补强层Ⅱ7沿复合材料壳体1环向缠绕在装配凸台2竖直结构外表面对装配凸台2进行二次固定。
中裙连接机构的数量可以为一个以上，在不同位置同时设置多个连接点，实现发动机壳体和弹体的连接。
中裙连接机构的成型方法如下：
步骤一，按设计要求，机加成型铝合金的裙结构，制备橡胶弹性层及胶粘剂；
步骤二，当复合材料壳体1结构层缠绕完成后，在指定连接位置缠绕装配凸台2，一起进固化炉进行高温加压固化成型，成型后对装配凸台2进行机加处理，满足设计尺寸要求；
步骤三，对裙结构3进行喷砂处理，采用胶粘剂将橡胶层Ⅰ4、橡胶层Ⅱ5分别粘接在裙结构3水平结构的内、外两侧，橡胶层Ⅰ4、橡胶层Ⅱ5尺寸大小根据裙结构3配合安装面大小确定，厚度1mm；然后再用胶粘剂按设计要求的位置将裙结构组合件粘接于装配凸台2转角处；
步骤四，沿复合材料壳体1环向缠绕复合材料裙外补强层Ⅰ6及裙外补强层Ⅱ7，将裙结构组合件及装配凸台缠绕固定在复合材料壳体1表面，环向缠绕厚度及环数由设计根据结构强度要求确定；
步骤五，中裙连接机构随复合材料壳体1一起进固化炉进行二次低温加压固化。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构，其特征在于，包括裙结构、装配凸台及裙外补强层；
所述装配凸台由复合材料缠绕而成，固定在发动机壳体指定连接位置；所述装配凸台截面为L型，裙结构限位在装配凸台的转角处；所述裙结构通过配合安装面上设置的弹性层固定在装配凸台上，同时，通过在裙结构和装配凸台外表面环向缠绕裙外补强层进行二次固定。
2.如权利要求1所述的复合材料固体火箭发动机中裙连接机构，其特征在于，所述中裙连接机构设置一个以上。
3.一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构成型方法，其特征在于，所述中裙连接机构的组成如权利要求1所述，中裙连接机构成型方法如下：
步骤一，在发动机壳体指定连接位置缠绕装配凸台，所述装配凸台截面为L型，与发动机壳体共同进行加压固化成型，成型后对装配凸台进行机加处理，满足设计尺寸要求；
步骤二，对裙结构进行喷砂处理，将橡胶层Ⅰ、橡胶层Ⅱ分别粘接在裙结构与裙外补强层Ⅰ以及装配凸台的配合安装面上，然后再将裙结构粘接于装配凸台上，并限位在装配凸台的转角处；
步骤三，沿发动机壳体环向缠绕裙外补强层Ⅰ及裙外补强层Ⅱ，将裙结构及装配凸台缠绕固定在发动机壳体表面；
步骤四，将中裙连接机构随发动机壳体进行二次加压固化。
CN201810834607.8A 2018-07-26 2018-07-26 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法 Active CN109186375B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810834607.8A CN109186375B (zh) 2018-07-26 2018-07-26 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810834607.8A CN109186375B (zh) 2018-07-26 2018-07-26 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109186375A CN109186375A (zh) 2019-01-11
CN109186375B true CN109186375B (zh) 2020-12-11

Family

ID=64937650

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810834607.8A Active CN109186375B (zh) 2018-07-26 2018-07-26 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109186375B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111745996B (zh) * 2020-06-11 2022-05-13 湖北三江航天江北机械工程有限公司 纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法
CN113586284B (zh) * 2021-08-03 2022-09-23 湖北航天技术研究院总体设计所 一种弹射用固体火箭发动机的连接裙装置及连接方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6487035A (en) * 1986-11-05 1989-03-31 Europ Propulsion Manufacture of combustion chamber for solid propellant rocket engine
CN203214193U (zh) * 2013-04-22 2013-09-25 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体火箭发动机复合材料裙用角盒
CN104968566A (zh) * 2013-02-05 2015-10-07 空中客车防务和空间公司 用于保持飞行器中的储箱的装置
CN107310821A (zh) * 2017-05-18 2017-11-03 上海空间推进研究所 一种推进剂贮箱裙座安装结构及其制造方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6487035A (en) * 1986-11-05 1989-03-31 Europ Propulsion Manufacture of combustion chamber for solid propellant rocket engine
CN104968566A (zh) * 2013-02-05 2015-10-07 空中客车防务和空间公司 用于保持飞行器中的储箱的装置
CN203214193U (zh) * 2013-04-22 2013-09-25 湖北航天技术研究院总体设计所 一种固体火箭发动机复合材料裙用角盒
CN107310821A (zh) * 2017-05-18 2017-11-03 上海空间推进研究所 一种推进剂贮箱裙座安装结构及其制造方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109186375A (zh) 2019-01-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109186375B (zh) 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法
US9732701B2 (en) Center body attachment system
CN101466593B (zh) 用于航天机舱的耐压舱壁
US10415472B2 (en) Device for attaching an air inlet onto a fan casing of an aircraft turbojet nacelle
CN101087928B (zh) 静态燃气涡轮机部件及维修这种部件的方法
CN105473870A (zh) 复合材料翼
CN102164817A (zh) 具有一由合成纤维材料形成的整体耐压舱壁的机身段，以及一具有像这样的机身段的机身外壳
JP4723506B2 (ja) 低衝撃分離ジョイントとその動作方法
EP3088684B1 (en) Gas turbine engine comprising a stator damper and corresponding method of making
CN107097979B (zh) 一种环形复合材料贮箱结构
CN104661803A (zh) 用于制造复合包容壳体的方法和系统
US9109509B2 (en) Unit for an aircraft thruster
CN109127773A (zh) 一种双层梯度波纹点阵金属夹芯圆柱壳及其制备方法
KR20070008814A (ko) 복합재료와 금속으로 이루어진 경량 붐 어셈블리
US3103887A (en) Pre-stressed glass fiber attachment ring
CN210653691U (zh) 一种整流罩及航天飞行器
US5119730A (en) Composite sheet stringer ordnance section
CN107458624A (zh) 一种弹簧伸缩式可展开机构
KR20180033244A (ko) 연성 외장에 의해 둘러싸인 코어를 포함하는 관통자 및 그 관통자의 제조방법
CN108569422B (zh) 一种火箭分段结构
CN103678879A (zh) 一种输送管载荷分析方法
KR102664437B1 (ko) 초경량 우주발사체 동체 및 그 제조 방법
JP2019089490A (ja) 多段式飛翔体の段間接手構造体、その製造方法及び多段式飛翔体
CN210268362U (zh) 一种复合材料新型抗冲击缓冲内衬结构
US3161132A (en) Epoxy resin structural filler materials

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant