CN109681345A - 超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 - Google Patents
超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109681345A CN109681345A CN201811625494.7A CN201811625494A CN109681345A CN 109681345 A CN109681345 A CN 109681345A CN 201811625494 A CN201811625494 A CN 201811625494A CN 109681345 A CN109681345 A CN 109681345A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- head section
- enclosure body
- interlude
- propellant
- along
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/24—Charging rocket engines with solid propellants; Methods or apparatus specially adapted for working solid propellant charges
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
本发明公开了一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于，其包括壳体本体，壳体本体的两端均开设有开口，壳体本体由多个预制件组装而成，多个预制件包括中间段以及分别连接于中间段两端的前封头段和后封头段，两个开口分别设于前封头段和后封头段；相互连接的中间段与前封头段的端面为相互配合的企口结构，且相互连接的中间段与后封头段的端面为相互配合的企口结构。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机制造技术领域，具体涉及一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法。
背景技术
超大型固体火箭发动机是大型运载火箭的助推动力或主动力装置。超大型固体火箭发动机总推进剂重量常达100吨以上，导致超大型固体火箭发动机的制造成型存在如下问题：
1)由于推进剂生产安全要求及浇注设备能力限制，100吨以上的推进剂一般不能一次完成浇注；
2)推进剂价格昂贵，推进剂整体浇注后，若由于质量问题报废，会导致成本过高。
目前超大型固体火箭发动机一般采取金属壳体进行分段式设计、制造，而相对于金属壳体，采用复合材料壳体能够显著提高超大型固体火箭发动机性能，但复合材料壳体分段式设计、制造难度大，且制造过程需要满足如下要求：
1)复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量不能过大；
2)复合材料壳体分段制造需满足固体发动机生产过程中的安全性要求；
3)复合材料壳体分段制造成型后，在发动机工作时，各分段变形协调，并能保证可靠密封。
因此，超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造的问题亟需解决。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法，分段连接结构的质量小，组装方便，降低制造难度。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其包括壳体本体，所述壳体本体的两端均开设有开口，所述壳体本体由多个预制件组装而成，多个所述预制件包括中间段以及分别连接于所述中间段两端的前封头段和后封头段，两个所述开口分别设于所述前封头段和后封头段；相互连接的所述中间段与所述前封头段的端面为相互配合的企口结构，且相互连接的所述中间段与所述后封头段的端面为相互配合的企口结构。
在上述技术方案的基础上：所述中间段由沿所述壳体本体的轴向方向分布的多个中间段单元组装而成，相互连接的两所述中间段单元的端面为相互配合的企口结构。
在上述技术方案的基础上：所述企口结构的内部设有密封圈。
本发明还提供一种使用如上述所述的超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，其包括以下步骤：
分别将所述前封头段、中间段和后封头段沿环向进行第一次缠绕并形成第一缠绕层；
待所述第一缠绕层固化后，分别向所述前封头段、中间段和后封头段浇筑推进剂；
待推进剂固化后，将所述前封头段、中间段和后封头段组装并形成所述壳体本体，所述前封头段内的推进剂、中间段内的推进剂和后封头段内的推进剂拼接并形成药柱，所述药柱具有沿其轴向延伸的中心通腔；
将所述壳体本体固定，沿所述壳体本体的纵向，在所述壳体本体上进行第二次缠绕形成第二缠绕层，缠绕后常温固化。
在上述技术方案的基础上，所述中间段由沿所述壳体本体的轴向方向分布的多个中间段单元组装而成，相互连接的两所述中间段单元的端面为相互配合的企口结构。
在上述技术方案的基础上，将所述壳体本体固定，沿所述壳体本体的纵向，在所述壳体本体上进行第二次缠绕形成第二缠绕层，具体包括以下步骤：
在所述前封头段的开口处固定前接头；
在所述后封头段的开口处固定后接头；
将所述壳体本体竖直放置并沿所述壳体本体的纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层。
在上述技术方案的基础上，将所述壳体本体固定，沿所述壳体本体的纵向，在所述壳体本体上进行第二次缠绕形成第二缠绕层，具体包括以下步骤：
提供多个马鞍座，多个所述马鞍座沿所述壳体本体的轴向方向间隔分布；
将所述壳体本体水平放置在所述马鞍座上，使所述中间段与所述前封头段的连接处以及所述中间段与所述后封头段的连接处均放置有一个马鞍座；
旋转所述壳体本体，将所述壳体本体沿纵向进行第二次缠绕并形成第二缠绕层。
在上述技术方案的基础上，所述马鞍座包括支撑平台，所述支撑平台的上表面为向下凹陷的弧形面，且所述支撑平台上设有多个滚针，多个所述滚针沿所述弧形面的周向间隔分布。
在上述技术方案的基础上：
在推进剂固化之后，所述前封头段、中间段和后封头段组装之前，还包括以下步骤：
提供多个辐条轮，该辐条轮具有一内圆孔；
在所述前封头段与所述中间段的推进剂的连接处以及所述后封头段与所述中间段的推进剂的连接处安装所述辐条轮，并将所述辐条轮固定在所述推进剂的内壁上；
在组装完成之后、进行第二次缠绕之前，还包括以下步骤：
提供一芯棒；
将所述壳体本体水平放置，并将所述芯棒穿设在所述辐条轮的内圆孔；
将所述芯棒的两端固定；
将所述壳体本体沿纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层。
在上述技术方案的基础上，将所述壳体本体固定，沿所述壳体本体的纵向，在所述壳体本体上进行第二次缠绕形成第二缠绕层之后还包括以下步骤：
在所述壳体本体的前封头段和后封头段分别安装前裙和后裙；
将所述壳体本体、前裙和后裙沿环向进行第三次缠绕成一体，缠绕后常温固化。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明的一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，提前预制各个预制件，再将各预制件进行模块化组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，以及超大型复合材料壳体分段制造的难度；相对于整体制造的复合材料壳体，分段制成多个预制件，可以满足运输对轮廓尺寸的要求，便于装运；各预制件可以在厂内装配好后运至发射场地或者在发射场地进行组装，选择空间大；预先预制各预制件，可以按照复合材料壳体的要求定制各种尺寸结构以及规格，满足不同规格复合材料壳体的需求；与整体制造的复合材料壳体相比，可大大减少发射场地的工作量，企口结构的组装简便高效，节省成本，减少浪费；各预制件可以直接在发射场地进行生产，可节约运输成本。
附图说明
图1为本发明实施例中固体火箭发动机的结构示意图；
图2为图1中A处的局部放大图；
图3为中间段单元的局部示意图；
图4为图3中B处的局部示意图；
图5为本发明实施例2中壳体的支撑结构示意图；
图6为本发明实施例3中壳体的支撑结构示意图；
图7为马鞍座的结构示意图；
图8为本发明实施例4中壳体的支撑结构示意图；
图9为图8中C-C方向视图。
图中：1-壳体本体，10-开口，11-中间段，110-中间段单元，12-前封头段，13-后封头段，14-企口结构，15-密封圈，16-第一缠绕层，17-中心通腔，18-第二缠绕层，2-前接头，3-后接头，4-马鞍座，40-支撑平台，41-滚针，5-辐条轮，6-芯棒，7-前裙，8-后裙。
具体实施方式
以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。
实施例1：
参见图1-2所示，本发明实施1提供一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其包括壳体本体1，壳体本体1的两端均开设有开口10，壳体本体1由多个预制件组装而成，多个预制件包括中间段11以及分别连接于中间段11两端的前封头段12和后封头段13，中间段11、前封头段12和后封头段13可发射场地制造或者在工厂分段制造再搬运到发射场地，两个开口10分别设于前封头段12和后封头段13，壳体本体1内为两端连通的空腔，方便制造固体火箭发动机时在空腔内浇筑推进剂；相互连接的中间段11与前封头段12的端面为相互配合的企口结构14，且相互连接的中间段11与后封头段13的端面为相互配合的企口结构14。将每个预制件通过企口结构连接，在组装时，可以确保壳体本体1平面位置之间无位移或者减小错位。
本发明实施例1提供的一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，提前预制各个预制件，再将各预制件进行模块化组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，以及超大型复合材料壳体分段制造的难度；相对于整体制造的复合材料壳体，分段制成多个预制件，可以满足运输对轮廓尺寸的要求，便于装运；各预制件可以在厂内装配好后运至发射场地或者在发射场地进行组装，选择空间大；预先预制各预制件，可以按照复合材料壳体的要求定制各种尺寸结构以及规格，满足不同规格复合材料壳体的需求；与整体制造的复合材料壳体相比，可大大减少发射场地的工作量，企口结构14的组装简便高效，节省成本，减少浪费；各预制件可以直接在发射场地进行生产，可节约运输成本。
进一步的，参见图3-4所示，中间段11由沿壳体本体1的轴向方向分布的多个中间段单元110组装而成，相互连接的两中间段单元110的端面为相互配合的企口结构14。对于尺寸和规格较大的复合材料壳体，可以将中间段11用多个中间段单元110组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，且组装简单，节约工时。
进一步的，企口结构14的内部设有密封圈15。组装时，企口结构之间垫有密封圈15，封堵企口结构14配合连接的缝隙，预制件之间的连接更紧密。
实施例2：
本发明实施例2提供一种使用超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，参见图1-2所示，提供的超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体包括壳体本体1，壳体本体1的两端均开设有开口10，壳体本体1由多个预制件组装而成，多个预制件包括中间段11以及分别连接于中间段11两端的前封头段12和后封头段13，中间段11、前封头段12和后封头段13可发射场地制造或者在工厂分段制造再搬运到发射场地，两个开口10分别设于前封头段12和后封头段13，壳体本体1内为两端连通的空腔，方便制造固体火箭发动机时在空腔内浇筑推进剂；相互连接的中间段11与前封头段12的端面为相互配合的企口结构14，且相互连接的中间段11与后封头段13的端面为相互配合的企口结构14。将每个预制件通过企口结构连接，在组装时，可以确保壳体本体1平面位置之间无位移或者减小错位。
使用超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，包括以下步骤：
S1、分别将前封头段12沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，中间段11沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，后封头段13沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16；
S2、待前封头段12、中间段11和后封头段13的第一缠绕层16固化后，再分别向前封头段12、中间段11和后封头段13内浇筑推进剂，推进剂固化后，前封头段12内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，中间段11内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，以及后封头段13内的药柱也具有沿其轴向延伸的通腔；对前封头段12、中间段11和后封头段13分别浇筑推进剂，对药柱芯模、推进剂的浇注设备要求低，节约成本，且可以分段对药柱质量检测、第一缠绕层16连接质量检测，检测成本低；
S3、待推进剂固化后，将前封头段12、中间段11和后封头段13组装并形成壳体本体1，前封头段12内的推进剂、中间段11内的推进剂和后封头段13内的推进剂拼接并形成壳体本体1的药柱，药柱具有沿其轴向延伸的中心通腔17，中心通腔17由前封头段12的通腔、中间段11的通腔以及后封头段13的通腔连通形成；
S4、将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18，第一次缠绕使得壳体本体1已具备一定的初始刚度，便于第二次缠绕的进行，第二次缠绕主要将壳体本体1缠绕固定为整体，增加整体强度，推进剂被导电性能较为优良的纤维壳体整体包裹，有效避免了推进剂被误点燃，保证了施工安全性。
进一步的，参见图3-4所示，中间段11由沿壳体本体1的轴向方向分布的多个中间段单元110组装而成，相互连接的两中间段单元110的端面为相互配合的企口结构14。对于尺寸和规格较大的复合材料壳体，可以将中间段11用多个中间段单元110组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，且组装简单，节约工时。
参见图5所示，步骤S4中将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18，具体包括以下步骤：
在前封头段12的开口处固定前接头2；
在后封头段13的开口处固定后接头3；
将壳体本体1竖直放置并沿壳体本体1的纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层18。
这种固定方式适用于短粗型的壳体本体1，短粗型的壳体本体1的重心较低，适用于立式缠绕。且采用立式支撑缠绕时，后封头段13的铺层应有足够厚度，使得药柱的重量传递到后封头段13的开口处的后接头3上。
参见图1所示，步骤S4中将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18之后还包括以下步骤：
在壳体本体1的前封头段12和后封头段13分别安装前裙7和后裙8；
将壳体本体1、前裙7和后裙8进行第三次缠绕成一体并形成固体火箭发动机。
实施例3：
使用超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，包括以下步骤：
S1、分别将前封头段12沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，中间段11沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，后封头段13沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16；
S2、待前封头段12、中间段11和后封头段13的第一缠绕层16固化后，再分别向前封头段12、中间段11和后封头段13内浇筑推进剂，推进剂固化后，前封头段12内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，中间段11内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，以及后封头段13内的药柱也具有沿其轴向延伸的通腔；对前封头段12、中间段11和后封头段13分别浇筑推进剂，对药柱芯模、推进剂的浇注设备要求低，节约成本，且可以分段对药柱质量检测、第一缠绕层16连接质量检测，检测成本低；
S3、待推进剂固化后，将前封头段12、中间段11和后封头段13组装并形成壳体本体1，前封头段12内的推进剂、中间段11内的推进剂和后封头段13内的推进剂拼接并形成壳体本体1的药柱，药柱具有沿其轴向延伸的中心通腔17，中心通腔17由前封头段12的通腔、中间段11的通腔以及后封头段13的通腔连通形成；
S4、将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18，第一次缠绕使得壳体本体1已具备一定的初始刚度，便于第二次缠绕的进行，第二次缠绕主要将壳体本体1缠绕固定为整体，增加整体强度，推进剂被导电性能较为优良的纤维壳体整体包裹，有效避免了推进剂被误点燃，保证了施工安全性。
进一步的，参见图3-4所示，中间段11由沿壳体本体1的轴向方向分布的多个中间段单元110组装而成，相互连接的两中间段单元110的端面为相互配合的企口结构14。对于尺寸和规格较大的复合材料壳体，可以将中间段11用多个中间段单元110组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，且组装简单，节约工时。
参见图6所示，步骤S4将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18，具体包括以下步骤：
提供多个马鞍座4，多个马鞍座4沿壳体本体1的轴向方向间隔分布；
将壳体本体1水平放置在马鞍座4上，使中间段11与前封头段12的连接处以及中间段11与后封头段13的连接处均放置有一个马鞍座4；
旋转壳体本体1，将壳体本体1沿纵向进行第二次缠绕并形成第二缠绕层18。
参见图7所示，其中，马鞍座4包括支撑平台40，支撑平台40的上表面为向下凹陷的弧形面，且支撑平台40上设有多个滚针41，多个滚针41沿弧形面的环向间隔分布。
采取卧式滚动马鞍座4的支撑方式时，除了能满足刚度要求外，马鞍座4的支撑平台40的上表面还具有一定的型面调整能力，适应缠绕时壳体本体1外径不断变大的过程。支撑平台40上的滚针41实现滚动性能，增加支撑平台40的上表面与壳体本体1之间的接触面积，降低接触应力，且上表面粘有胶液后，应便于清除，不影响滚动。
参见图1所示，步骤S4中将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18之后还包括以下步骤：
在壳体本体1的前封头段12和后封头段13分别安装前裙7和后裙8；
将壳体本体1、前裙7和后裙8进行第三次缠绕成一体并形成固体火箭发动机。
实施例4：
使用超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，包括以下步骤：
S1、分别将前封头段12沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，中间段11沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16，后封头段13沿环向在其外表面进行第一次缠绕并形成第一缠绕层16；
S2、待前封头段12、中间段11和后封头段13的第一缠绕层16固化后，再分别向前封头段12、中间段11和后封头段13内浇筑推进剂，推进剂固化后，前封头段12内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，中间段11内的药柱具有沿其轴向延伸的通腔，以及后封头段13内的药柱也具有沿其轴向延伸的通腔；对前封头段12、中间段11和后封头段13分别浇筑推进剂，对药柱芯模、推进剂的浇注设备要求低，节约成本，且可以分段对药柱质量检测、第一缠绕层16连接质量检测，检测成本低；
S3、待推进剂固化后，将前封头段12、中间段11和后封头段13组装并形成壳体本体1，前封头段12内的推进剂、中间段11内的推进剂和后封头段13内的推进剂拼接并形成壳体本体1的药柱，药柱具有沿其轴向延伸的中心通腔17，中心通腔17由前封头段12的通腔、中间段11的通腔以及后封头段13的通腔连通形成；
S4、将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18，第一次缠绕使得壳体本体1已具备一定的初始刚度，便于第二次缠绕的进行，第二次缠绕主要将壳体本体1缠绕固定为整体，增加整体强度，推进剂被导电性能较为优良的纤维壳体整体包裹，有效避免了推进剂被误点燃，保证了施工安全性。
进一步的，参见图3-4所示，中间段11由沿壳体本体1的轴向方向分布的多个中间段单元110组装而成，相互连接的两中间段单元110的端面为相互配合的企口结构14。对于尺寸和规格较大的复合材料壳体，可以将中间段11用多个中间段单元110组装，避免了超大型复合材料壳体分段制造中分段连接结构质量过大的问题，且组装简单，节约工时。
参见图8-9所示，在推进剂固化之后，前封头段12、中间段11和后封头段13组装之前，还包括以下步骤：
提供多个辐条轮5，该辐条轮5具有一内圆孔，辐条轮5由多个辐条组成，辐条的一端与推进剂的内壁相接触，形成辐条轮5；
在前封头段12与中间段11的推进剂的连接处以及后封头段13与中间段11的推进剂的连接处安装辐条轮5，并将辐条轮5固定在推进剂的内壁上；
在组装完成之后、进行第二次缠绕之前，还包括以下步骤：
提供一芯棒6；
将壳体本体1水平放置，并将芯棒6穿设在辐条轮5的内圆孔，芯棒6的两端伸出壳体本体1的两端；
将芯棒6的两端固定；
将壳体本体1沿纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层18。
步骤S4中将壳体本体1固定并沿壳体本体1的轴向进行缠绕成型之后还包括以下步骤：
在壳体本体1的前封头段12和后封头段13分别安装前裙7和后裙8；
将壳体本体1、前裙7和后裙8进行第三次缠绕成一体。
参见图1所示，步骤S4中将壳体本体1固定，沿壳体本体1的纵向，在壳体本体1上进行第二次缠绕形成第二缠绕层18之后还包括以下步骤：
在壳体本体1的前封头段12和后封头段13分别安装前裙7和后裙8；
将壳体本体1、前裙7和后裙8进行第三次缠绕成一体并形成固体火箭发动机。
本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
Claims (10)
1.一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于，其包括壳体本体(1)，所述壳体本体(1)的两端均开设有开口(10)，所述壳体本体(1)由多个预制件组装而成，多个所述预制件包括中间段(11)以及分别连接于所述中间段(11)两端的前封头段(12)和后封头段(13)，两个所述开口(10)分别设于所述前封头段(12)和后封头段(13)；相互连接的所述中间段(11)与所述前封头段(12)的端面为相互配合的企口结构(14)，且相互连接的所述中间段(11)与所述后封头段(13)的端面为相互配合的企口结构(14)。
2.如权利要求1所述的超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于：所述中间段(11)由沿所述壳体本体(1)的轴向方向分布的多个中间段单元(110)组装而成，相互连接的两所述中间段单元(110)的端面为相互配合的企口结构(14)。
3.如权利要求1或2所述的超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于：所述企口结构(14)的内部设有密封圈(15)。
4.一种使用如权利要求1所述的超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体制造固体火箭发动机的方法，其特征在于，其包括以下步骤：
分别将所述前封头段(12)、中间段(11)和后封头段(13)沿环向进行第一次缠绕并形成第一缠绕层(16)；
待所述第一缠绕层(16)固化后，分别向所述前封头段(12)、中间段(11)和后封头段(13)浇筑推进剂；
待推进剂固化后，将所述前封头段(12)、中间段(11)和后封头段(13)组装并形成所述壳体本体(1)，所述前封头段(12)内的推进剂、中间段(11)内的推进剂和后封头段(13)内的推进剂拼接并形成药柱，所述药柱具有沿其轴向延伸的中心通腔(17)；
将所述壳体本体(1)固定，沿所述壳体本体(1)的纵向，在所述壳体本体(1)上进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)，缠绕后常温固化。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述中间段(11)由沿所述壳体本体(1)的轴向方向分布的多个中间段单元(110)组装而成，相互连接的两所述中间段单元(110)的端面为相互配合的企口结构(14)。
6.如权利要求4所述的方法，其特征在于，将所述壳体本体(1)固定，沿所述壳体本体(1)的纵向，在所述壳体本体(1)上进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)，具体包括以下步骤：
在所述前封头段(12)的开口处固定前接头(2)；
在所述后封头段(13)的开口处固定后接头(3)；
将所述壳体本体(1)竖直放置并沿所述壳体本体(1)的纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)。
7.如权利要求4所述的方法，其特征在于，将所述壳体本体(1)固定，沿所述壳体本体(1)的纵向，在所述壳体本体(1)上进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)，具体包括以下步骤：
提供多个马鞍座(4)，多个所述马鞍座(4)沿所述壳体本体(1)的轴向方向间隔分布；
将所述壳体本体(1)水平放置在所述马鞍座(4)上，使所述中间段(11)与所述前封头段(12)的连接处以及所述中间段(11)与所述后封头段(13)的连接处均放置有一个马鞍座(4)；
旋转所述壳体本体(1)，将所述壳体本体(1)沿纵向进行第二次缠绕并形成第二缠绕层(18)。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述马鞍座(4)包括支撑平台(40)，所述支撑平台(40)的上表面为向下凹陷的弧形面，且所述支撑平台(40)上设有多个滚针(41)，多个所述滚针(41)沿所述弧形面的周向间隔分布。
9.如权利要求4所述的方法，其特征在于：
在推进剂固化之后，所述前封头段(12)、中间段(11)和后封头段(13)组装之前，还包括以下步骤：
提供多个辐条轮(5)，该辐条轮(5)具有一内圆孔；
在所述前封头段(12)与所述中间段(11)的推进剂的连接处以及所述后封头段(13)与所述中间段(11)的推进剂的连接处安装所述辐条轮(5)，并将所述辐条轮(5)固定在所述推进剂的内壁上；
在组装完成之后、进行第二次缠绕之前，还包括以下步骤：
提供一芯棒(6)；
将所述壳体本体(1)水平放置，并将所述芯棒(6)穿设在所述辐条轮(5)的内圆孔；
将所述芯棒(6)的两端固定；
将所述壳体本体(1)沿纵向进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)。
10.如权利要求4所述的方法，其特征在于，将所述壳体本体(1)固定，沿所述壳体本体(1)的纵向，在所述壳体本体(1)上进行第二次缠绕形成第二缠绕层(18)之后还包括以下步骤：
在所述壳体本体(1)的前封头段(12)和后封头段(13)分别安装前裙(7)和后裙(8)；
将所述壳体本体(1)、前裙(7)和后裙(8)沿环向进行第三次缠绕成一体，缠绕后常温固化。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811625494.7A CN109681345B (zh) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | 超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811625494.7A CN109681345B (zh) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | 超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109681345A true CN109681345A (zh) | 2019-04-26 |
| CN109681345B CN109681345B (zh) | 2020-04-28 |
Family
ID=66190893
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811625494.7A Active CN109681345B (zh) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | 超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109681345B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111120145A (zh) * | 2019-12-17 | 2020-05-08 | 上海新力动力设备研究所 | 一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构 |
| CN111515620A (zh) * | 2020-04-10 | 2020-08-11 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机壳体的成型方法 |
| CN111605740A (zh) * | 2020-04-28 | 2020-09-01 | 北京控制工程研究所 | 一种电弧推力器阳极结构 |
| CN114412659A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-04-29 | 上海新力动力设备研究所 | 一种组合式锥段复合壳体结构 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8336287B1 (en) * | 2008-03-27 | 2012-12-25 | University Of Central Florida Research Foundation, Inc. | Solid propellant rocket motor having self-extinguishing propellant grain and systems therefrom |
| CN205744184U (zh) * | 2015-12-18 | 2016-11-30 | 中国航天科工集团第六研究院四十一所 | 一种固体火箭发动机分段的环键连接结构 |
| CN106762222A (zh) * | 2016-11-29 | 2017-05-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法 |
| CN107901468A (zh) * | 2017-11-18 | 2018-04-13 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机复合材料壳体成型方法 |
| CN207583760U (zh) * | 2017-12-06 | 2018-07-06 | 内蒙动力机械研究所 | 一种固体火箭发动机复合材料壳体分段连接结构 |
-
2018
- 2018-12-28 CN CN201811625494.7A patent/CN109681345B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8336287B1 (en) * | 2008-03-27 | 2012-12-25 | University Of Central Florida Research Foundation, Inc. | Solid propellant rocket motor having self-extinguishing propellant grain and systems therefrom |
| CN205744184U (zh) * | 2015-12-18 | 2016-11-30 | 中国航天科工集团第六研究院四十一所 | 一种固体火箭发动机分段的环键连接结构 |
| CN106762222A (zh) * | 2016-11-29 | 2017-05-31 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法 |
| CN107901468A (zh) * | 2017-11-18 | 2018-04-13 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机复合材料壳体成型方法 |
| CN207583760U (zh) * | 2017-12-06 | 2018-07-06 | 内蒙动力机械研究所 | 一种固体火箭发动机复合材料壳体分段连接结构 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 王健儒等: ""分段式固体发动机技术发展与应用进展"", 《固体火箭技术》 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111120145A (zh) * | 2019-12-17 | 2020-05-08 | 上海新力动力设备研究所 | 一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构 |
| CN111120145B (zh) * | 2019-12-17 | 2021-10-01 | 上海新力动力设备研究所 | 一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构 |
| CN111515620A (zh) * | 2020-04-10 | 2020-08-11 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机壳体的成型方法 |
| CN111605740A (zh) * | 2020-04-28 | 2020-09-01 | 北京控制工程研究所 | 一种电弧推力器阳极结构 |
| CN114412659A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-04-29 | 上海新力动力设备研究所 | 一种组合式锥段复合壳体结构 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109681345B (zh) | 2020-04-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109681345A (zh) | 超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体及其制造方法 | |
| EP2165108B1 (en) | Composite flange, duct incorporating a flange and method of making a flange | |
| CN106979095B (zh) | 一种整体成型的一体化喷管及其制造方法 | |
| CN111120145B (zh) | 一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构 | |
| CN104859160B (zh) | 适合拉挤工艺的风机叶片根部预埋螺栓套及其制备方法 | |
| CN105135207A (zh) | 一种储运高压气瓶中用的复合塑料内胆及其制备方法 | |
| CN103244309A (zh) | 一种固体火箭冲压组合发动机壳体 | |
| CN104948901B (zh) | 具有薄壁金属内衬结构的高温高压气瓶的制造方法 | |
| CN109631688B (zh) | 一种x型复合材料火箭级间段或箱间段连接结构 | |
| CN106542123A (zh) | 具有蜂窝夹芯壁的运载火箭复合材料贮箱及其加工方法 | |
| CN106586036A (zh) | 具有加强梁的运载火箭复合材料贮箱及其加工方法 | |
| CN109653900A (zh) | 一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法 | |
| CN111734553B (zh) | 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法 | |
| CN104608939A (zh) | 一种卫星用轻质复合材料动量飞轮及其制备方法 | |
| CN104661803A (zh) | 用于制造复合包容壳体的方法和系统 | |
| CN101780632A (zh) | 高压罐及其组装方法 | |
| CN110985239A (zh) | 一种无内衬复合材料贮箱结构 | |
| CN112412658B (zh) | 一种带药缠绕组合式芯模 | |
| CN113752596A (zh) | 一种复合材料缠绕芯模法兰的定位结构及其安装拆卸方法 | |
| CN102211266A (zh) | 一种应用在主辊上的过盈配合冷冻法 | |
| CN114683445B (zh) | 一种固体火箭发动机免拆卸翼柱型药柱成型模具及成型方法 | |
| US10576671B2 (en) | Method of connecting a skirt to a thruster body casing | |
| CN205026370U (zh) | 一种储运用高压气瓶的复合塑料内胆 | |
| CN205837233U (zh) | 一种电磁屏蔽高强夹层管 | |
| CN105965866A (zh) | 发动机壳体及喷管一体成型方法 |
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 |