CN110722811B - 固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，属于机械装配工艺技术领域。它包括沿芯模缠绕完纵向层和部分环向层形成壳体，在壳体沿芯轴的前后端分别套装可拆卸式复合裙模具制作复合裙，复合裙由沿壳体与可拆卸式复合裙模具上直接铺贴预浸料制作成型，可拆卸式复合裙模具包括裙工装基座、裙组合模及裙法兰压紧盘。该成型方法利用复合裙模具方便安装及拆卸的特点，提高了生产效率。

Description

固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机壳体成型工艺，属于机械装配工艺技术领域，具体地涉及一种固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法。
背景技术
固体火箭发动机壳体连接裙是壳体的整体延伸，用于实现壳体级间段连接或与其他部件的连接，要经受轴压、弯矩、剪切、内压等多种载荷，受力情况比较复杂，如何在不增加裙部质量的情况下，简化成型工艺，并提高它的性能，对整个发动机壳体性能的提高至关重要。随着材料科学的发展，复合材料连接裙因其质量比高、可靠性高、制作周期短、成本低而逐步取代了金属连接裙。复合材料连接裙成型方法可分为单独成型和整体成型两类。单独成型方法是先制作一个圆筒，再按要求对圆筒和壳体进行加工，然后采用粘结方法把裙体套装到壳体上；该方法对纤维的整体性破坏性大，不宜于纤维强度的发挥。整体成型方法之一是壳体缠绕完纵向层后再套假封头，假封头带有圆筒段，即裙部，按照裙部的工艺要求整体缠绕，缠绕完后切去封头和筒段多余纱带，仅保留裙部；该方法对于大型壳体材料浪费大。整体成型的另一种方法是缠绕、铺层方案，即壳体缠绕完纵向层和部分环向层后，再制作复合裙，裙由环向缠绕和铺放预浸胶带制作成型；该方法材料浪费小，尺寸稳定性好，但对设备要求高，成型工艺复杂。因此设计出一种工艺简单、成本低廉、质量轻并且可以直接成型的变壁厚复合材料连接裙的成型方法十分必要。
发明内容
本发明目的在于提供一种固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，该成型方法利用复合裙模具方便安装及拆卸的特点，提高了生产效率。
为实现上述目的，本发明公开了、一种固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，它包括沿芯模缠绕完纵向层和部分环向层形成壳体，在所述壳体沿芯轴的前后端分别套装可拆卸式复合裙模具制作复合裙，其特征在于：所述复合裙由沿壳体与可拆卸式复合裙模具上直接铺贴预浸料制作成型，所述可拆卸式复合裙模具包括裙工装基座、裙组合模及裙法兰压紧盘；
具体包括如下步骤：
1)按照设计的壳体缠绕层次完成纵向层及部分环向层缠绕用于制作壳体；
2)将裙工装基座与裙组合模组装形成裙工装；其中，所述裙组合模套设在裙工装基座外侧；
3)将步骤2)紧固好的裙工装定位安装到芯轴上，且所述裙组合模一端与所述壳体筒段相连；
4)按照复合裙铺层次序在所述壳体与所述裙工装上完成预浸料铺放用于制作复合裙；
5)将裙法兰压紧盘安装到裙工装上并实现对裙组合模加压；
6)完成壳体剩余环向层的缠绕，得到一体化预制作成品；
7)将步骤6)的一体化预制作成品连同所述可拆卸式复合裙模具入炉进行共固化；优选按照90℃～100℃/3h+120℃～130℃/2h+145℃～155℃/6h的固化制度；
8)固化完成后，去除可拆卸式复合裙模具、芯模及芯轴，即得到一体化成型壳体与复合裙。
优选的，步骤1)中壳体的制作包括1个循环纵向缠绕+1～2层环向缠绕+1个循环纵向缠绕+1～2层环向缠绕，如此交替缠绕，直至完成最后一个循环纵向缠绕后不再进行环向缠绕。
优选的，步骤1)中缠绕完成后，置于炉内进行预固化，优选温度设定为按照90～100℃，预固化时间为2～3h。
进一步地，所述裙组合模包括一个以上裙组合模块，各相邻布置的裙组合模块侧面之间无间隙贴合并形成裙组合模。各裙组合模块的一端与壳体相连，另一端与裙法兰压紧盘相连。
进一步地，所述可拆卸式复合裙模具还包括裙组合模定位销及裙组合模紧定螺钉，步骤2)中，所述裙组合模依次通过裙组合模定位销、裙组合模紧定螺钉定位安装在裙工装基座上。
进一步地，所述可拆卸式复合裙模具还包括裙工装定位键、轴承及裙工装压紧螺母，步骤3)中，将步骤2)紧固好的裙工装通过裙工装定位键与芯轴上键槽定位安装到芯轴上，再通过轴承与裙工装压紧螺母将裙工装安装到位。
进一步地，所述可拆卸式复合裙模具还包括裙法兰压紧盘压紧螺栓，步骤5)中，通过裙法兰压紧盘压紧螺栓将裙法兰压紧盘安装到裙工装上。
进一步地，步骤8)中，通过对可拆卸式复合裙模具拆卸处理用于去除复合裙模具。
进一步地，步骤1)中，待完成纵向层及部分环向层缠绕后送入炉内预固化壳体使所述壳体表面硬化。
进一步地，步骤4)中，预浸料的铺贴方式包括手工铺贴或自动铺放机自动铺放。且优选预浸料的铺层角度为0°/±45°/90°循环交替。
进一步地，所述预浸料为碳纤维/环氧单向预浸料或/和玻璃纤维/环氧单向预浸料。
进一步地，缠绕形成壳体的纤维为碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维中的至少一种。
本发明的有益效果主要体现在如下几个方面：
本发明设计的一体化成型方法利用复合裙模具方便安装及拆卸的特点，方便制作复合裙，同时，整个工艺可重复操作性强，大大提高了生产效率。
附图说明
图1为本发明复合裙模具与复合裙、壳体位置关系结构示意图；
图2为图1的局部放大结构示意图；
图3为图1的侧视图。
其中，上述图1至图3中各部件标号如下：
芯轴1、芯模2、可拆卸式复合裙模具3(其中，裙工装基座3.1、裙组合模3.2、裙法兰压紧盘3.3、裙工装压紧螺母3.4、轴承3.5、裙工装定位键3.6、裙法兰压紧盘压紧螺栓3.7、裙组合模定位销3.8、裙组合模紧定螺钉3.9)、壳体4、复合裙5。
具体实施方式
为了更好地解释本发明，以下结合具体实施例进一步阐明本发明的主要内容，但本发明的内容不仅仅局限于以下实施例。
实施例1
如图1所示，本发明公开了一种复合裙模具，它包括裙工装基座3.1、裙组合模3.2、裙法兰压紧盘3.3、裙工装压紧螺母3.4、轴承3.5、裙工装定位键3.6、裙法兰压紧盘压紧螺栓3.7、裙组合模定位销3.8、裙组合模紧定螺钉3.9；其中，所述裙组合模3.2包括一个以上裙组合模块3.21，各相邻布置的裙组合模块3.21侧面之间无间隙贴合并形成裙组合模3.2，同时，结合图2可知，所述裙组合模3.2依次通过裙组合模定位销3.8、裙组合模紧定螺钉3.9定位安装在裙工装基座3.1上并形成裙工装。所述裙工装可通过裙工装定位键3.6与芯轴1上键槽定位安装到芯轴1上，再通过轴承3.5与裙工装压紧螺母3.4将裙工装安装到位。而裙法兰压紧盘压紧螺栓3.7将裙法兰压紧盘3.3安装到裙工装上并实现进一步地对裙组合模3.2及裙工装基座3.1之间的紧固；
当需要拆除上述复合裙模具时，可通过首先拆除裙法兰压紧盘压紧螺栓3.7，取下法兰压紧盘3.3；然后卸掉轴承3.5和裙工装压紧螺母3.4；取下裙组合模紧定螺钉3.9和裙组合模定位销3.8，拔出裙工装基座3.1；最后将裙组合模脱模块3.21沿复合裙5径向向内一一取出，即完成了复合裙模具的拆除。
实施例2
结合图3所示，本发明还公开了采用上述复合裙模具进行固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型的制作方法，它包括沿芯模2缠绕完纵向层和部分环向层形成壳体4，在所述壳体4沿芯轴1的前后端分别套装可拆卸式复合裙模具3制作复合裙5，所述复合裙5由沿壳体4与可拆卸式复合裙模具3上直接铺贴预浸料制作成型，具体包括如下步骤：
1)按照设计的壳体缠绕层次完成纵向层及部分环向层缠绕用于制作壳体；本实施例优选1个循环纵向缠绕+1～2层环向缠绕+1个循环纵向缠绕+1～2层环向缠绕如此交替缠绕，直至完成最后一个循环纵向缠绕后不再进行环向缠绕，其中，缠绕形成壳体4的纤维为碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维中的至少一种。本实施例优选碳纤维。待完成纵向层及部分环向层缠绕后送入炉内按照90℃～100℃/2h的制度预固化壳体使所述壳体表面硬化，便于后续定位安装裙组合模3.2；
2)将所述裙组合模3.2依次通过裙组合模定位销3.8、裙组合模紧定螺钉3.9定位安装在裙工装基座3.1上；其中，所述裙组合模3.2套设在裙工装基座3.1外侧；
3)将步骤2)紧固好的裙工装通过裙工装定位键3.6与芯轴1上键槽定位安装到芯轴1上，再通过轴承3.5与裙工装压紧螺母3.4将裙工装安装到位，且保证所述裙组合模3.2一端与所述壳体筒段相连；
4)按照复合裙5铺层次序在所述壳体4与所述裙工装上完成预浸料铺放用于制作复合裙5；本实施例优选铺层角度(0°/±45°/90°)循环交替，其中，预浸料的铺贴方式包括手工铺贴或自动铺放机自动铺放。本实施例优选自动铺放机自动铺放，所述预浸料为碳纤维/环氧单向预浸料或/和玻璃纤维/环氧单向预浸料。本实施例优选碳纤维/环氧单向预浸料。
5)通过裙法兰压紧盘压紧螺栓3.7将裙法兰压紧盘3.3安装到裙工装上并实现对裙组合模3.2加压；
6)完成壳体剩余环向层的缠绕，得到一体化预制作成品；
7)将步骤6)的一体化预制作成品连同所述可拆卸式复合裙模具3入炉进行按照90℃～100℃/3h+120℃～130℃/2h+145℃～155℃/6h的固化制度共固化；
8)固化完成后，去除可拆卸式复合裙模具3、芯模2及芯轴1，即得到一体化成型壳体4与复合裙5。
实施例3
将上述实施例制备的一体化成型复合裙与壳体进行测试，如水压检验、无损检测等，水压检验压力通常为6MPa～12MPa无泄漏，然后对裙及其与壳体连接部位进行超声波C扫或者是X射线检测，要求裙内部及其粘接面无脱粘、分层等缺陷显示。
由上述实施例可知，本发明设计的工艺方法可操作性强，大大提高了生产效率，同时经过该工艺方法得到的产品合格率高，满足相关标准。
以上实施例仅为最佳举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。除上述实施例外，本发明还有其他实施方式。凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，它包括沿芯模缠绕完纵向层和部分环向层形成壳体，在所述壳体沿芯轴的前后端分别套装可拆卸式复合裙模具制作复合裙，其特征在于：所述复合裙由沿壳体与可拆卸式复合裙模具上直接铺贴预浸料制作成型，所述可拆卸式复合裙模具包括裙工装基座、裙组合模及裙法兰压紧盘；
具体包括如下步骤：
1)按照设计的壳体缠绕层次完成纵向层及部分环向层缠绕用于制作壳体；
2)将裙工装基座与裙组合模组装形成裙工装；其中，所述裙组合模套设在裙工装基座外侧；
3)将步骤2)紧固好的裙工装定位安装到芯轴上，且所述裙组合模一端与所述壳体筒段相连；
4)按照复合裙铺层次序在所述壳体与所述裙工装上完成预浸料铺放用于制作复合裙；
5)将裙法兰压紧盘安装到裙工装上并实现对裙组合模加压；
6)完成壳体剩余环向层的缠绕，得到一体化预制作成品；
7)将步骤6)的一体化预制作成品连同所述可拆卸式复合裙模具入炉进行共固化；
8)固化完成后，去除可拆卸式复合裙模具、芯模及芯轴，即得到一体化成型壳体与复合裙。
2.根据权利要求1所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：所述裙组合模位于壳体与复合裙相连接部位之间，且所述裙组合模包括一个以上裙组合模块，各相邻布置的裙组合模块侧面之间无间隙贴合并形成裙组合模。
3.根据权利要求1或2所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：所述可拆卸式复合裙模具还包括裙组合模定位销及裙组合模紧定螺钉，步骤2)中，所述裙组合模依次通过裙组合模定位销、裙组合模紧定螺钉定位安装在裙工装基座上。
4.根据权利要求3所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：所述可拆卸式复合裙模具还包括裙工装定位键、轴承及裙工装压紧螺母，步骤3)中，将步骤2)紧固好的裙工装通过裙工装定位键与芯轴上键槽定位安装到芯轴上，再通过轴承与裙工装压紧螺母将裙工装安装到位。
5.根据权利要求1所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：所述可拆卸式复合裙模具还包括裙法兰压紧盘压紧螺栓，步骤5)中，通过裙法兰压紧盘压紧螺栓将裙法兰压紧盘安装到裙工装上。
6.根据权利要求1或2或4或5所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：步骤8)中，通过对可拆卸式复合裙模具拆卸处理用于去除复合裙模具。
7.根据权利要求1或2或4或5所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：步骤1)中，待完成纵向层及部分环向层缠绕后送入炉内预固化壳体使所述壳体表面硬化。
8.根据权利要求1或2或4或5所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：步骤4)中，预浸料的铺贴方式包括手工铺贴或自动铺放机自动铺放。
9.根据权利要求8所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：所述预浸料为碳纤维/环氧单向预浸料或/和玻璃纤维/环氧单向预浸料。
10.根据权利要求1或2或4或5所述固体火箭发动机复合裙与壳体一体化成型方法，其特征在于：缠绕形成壳体的纤维为碳纤维、玻璃纤维或芳纶纤维中的至少一种。
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