CN111120145A - 一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，利用封头的预制二次缠绕成型结构实现前后大极孔比的复合材料缠绕壳体的稳定缠绕成型，满足复合材料壳体承受高内压载荷作用的要求。该结构复合材料缠绕壳体通过两次缠绕成型，采用不同的缠绕角进行小极孔封头段及主壳体段的缠绕，避免了极孔比过大导致螺旋缠绕无法变角度一次缠绕成型的问题，极大的提高大开口复合壳体的缠绕工艺性，提升大开口复合材料壳体内压载荷承载能力。

Description

一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机复合材料壳体技术领域，特别涉及一种封头预制二次缠绕成型大开口纤维复合材料壳体结构。
背景技术
轻质、高能、矢量推进是现代固体火箭发动机的发展趋势。复合材料壳体技术适用于固体火箭发动机的轻量化，通过采用高比强度的纤维复合材料可有效的降低发动机消极质量，提高冲质比。
多喷管固体火箭发动机适用于固体火箭发动机的推力矢量控制，多喷管结构要求燃烧室壳体具有较大的径向开口尺寸。故对复合材料壳体提出了大开口结构要求。
复合材料壳体封头的开口直径即极孔大小，决定了壳体两端的纤维缠绕角大小，大开口对应大缠绕角，小开口对应小缠绕角，常规的复合材料壳体的前后极孔比相同或相近，故前后两端的缠绕角相同或相近，而缠绕角相近则缠绕工艺性较好：前后端为相同缠绕角可采用等角度螺旋缠绕；前后端缠绕角不同，可采用变角度螺旋缠绕，在角度变化不大的情况下，缠绕过程中不会出现滑纱等问题。而大开口复合壳体中前后封头位置的开口大小相差较大，在变角度缠绕过程中，前后端缠绕角变化较大，容易产生滑纱等问题，无法稳定缠绕成型。即使在小端封头采用扩径缠绕，实现缠绕成型，也会导致封头结构强度的降低，无法实现复合壳体的高承压性能。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，本发明提供了一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，即一种封头预制二次缠绕成型纤维复合材料壳体结构，实现大开口复合壳体的稳定成型，保证壳体的内压承载能力，该发明复合壳体结构有效降的低了壳体消极质量，满足了大开口结构的需求。
本发明的技术解决方案是：一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，包括：前封头、筒段、后封头、前裙、后裙；
前封头与筒段的一端连接，前裙套在前封头外和筒段的一端外；筒段的另一端与后封头连接，后裙套在后封头外和筒段的另一端外；
前封头，为顶部开口半椭球结构，包括：内、外两层缠绕部分、金属层和橡胶绝热层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为开口盘状，其中内层缠绕部分是在金属接头及橡胶绝热层外侧缠绕复合材料并固化成型得到，在内层缠绕部分上缠绕复合材料并固化成型形成外层缠绕部分；
筒段，包括：纤维缠绕复合材料层和橡胶绝热层；在橡胶绝热层上缠绕复合材料并固化成型得到纤维缠绕复合材料层；
后封头为弧形环状结构，分为三层结构，外层为纤维缠绕层，中层为金属层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为环状，内层为橡胶绝热层。
优选的，前裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。
优选的，后裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的另一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。
优选的，前封头的内外两层缠绕部分为预制成型小开口半椭球结构，开口位于半椭球结构顶部。
优选的，前封头的外层缠绕部分与筒段及后封头整体缠绕固化成型。
优选的，该壳体结构为前封头小开口后封头大开口的大极孔比结构，采用前封头先内层预制缠绕成型，再通过第二次缠绕进行整体复合壳体成型，特点是前封头外圈部分及附近局部筒段为两次缠绕，改善前后封头极孔比过大导致前后缠绕角差距太大，无法稳定缠绕的问题，实现大开口复合材料壳体的缠绕成型及提高内压载荷承载能力。
优选的，小开口端封头结构预先缠绕成型，即预先缠绕前后封头对称的小开口复合壳体，再将该复合壳体一分为二，形成两个已成型的小开口封头结构；取其一作为用于整体缠绕。
优选的，壳体结构中，小开口的前封头为半椭球结构，孔径比较小，中心开口为金属接头，用于与发动机其它组件连接；接头肩宽比相对较大；大开口后封头为近环弧形结构，极孔直径较大，内圈为金属接头，用于与发动机其它组件连接，后接头肩宽比相对较小。
优选的，小开口的前封头靠外圈为两次缠绕结构，内层为预制的半椭球缠绕封头结构，外层为第二次缠绕的椭球封头结构，其中内层极孔较小，外层极孔较大并接近后封头的极孔直径；前封头缠绕外层、筒段缠绕层及后封头缠绕层为同一次缠绕成型结构。
优选的，壳体结构最大外径为Φ530mm，轴向总长为1600mm，复合材料缠绕层采用碳纤维/环氧树脂复合材料，接头采用钛合金或超高强度钢材料。
本发明相比现有技术，具有以下有益效果：
(1)本发明采用轻质、高强纤维增强树脂基体复合材料作为壳体主体材料，降低消极质量实现壳体的轻量化，提供燃烧室壳体必备的装药容腔、内压承载及连接密封功能；
(2)本发明壳体后端采用大开口结构，满足了多喷管对大开口直径的需求，以实现发动机矢量推进；
(3)本发明采用两次缠绕成型，前封头内层先预制成型，再将其作为内模，进行壳体整体缠绕成型；前封头预制缠绕为小缠绕角，壳体整体缠绕为大缠绕角，避免了两者同时缠绕时，缠绕角变化过大导致无法稳定缠绕的问题；
(4)本发明前封头预制时，采用前后封头对称、筒段较短的小开口复合壳体缠绕成型，再将该壳体一分为二，形成两个复合材料封头结构，即可一次缠绕两个到位的前封头内层缠绕结构，分别用于两个壳体的整体缠绕成型。
附图说明
图1是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构剖视示意图。
图2a是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构所包含的前裙示意图
图2b是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构所包含的后裙示意图。
图2c是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构所包含的前封头示意图。
图2d是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构所包含的后封头示意图。
图3是本发明一种封头预制二次缠绕复合材料壳体前封头内层缠绕结构预制成型过程示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行更详细地描述。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。
如图1和图3所示，本发明公开了一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，利用封头的预制二次缠绕成型结构实现前后大极孔比的复合材料缠绕壳体的稳定缠绕成型，满足复合材料壳体承受高内压载荷作用的要求。该结构复合材料缠绕壳体通过两次缠绕成型，采用不同的缠绕角进行小极孔封头段及主壳体段的缠绕，避免了极孔比过大导致螺旋缠绕无法变角度一次缠绕成型的问题，极大的提高大开口复合壳体的缠绕工艺性，提升大开口复合材料壳体内压载荷承载能力。
优选方案为：封头预制二次缠绕成型复合材料壳体，具有固体火箭发动机壳体通用特性：由前封头、筒段、后封头、前裙及后裙组成，如图2a、2b、2c、2d所示；前封头为半椭球结构，后封头为弧形环状结构；
优选方案为：该复合材料壳体为前大开口后小开口结构，前封头中心小开口为前接头，前接头用于与发动机其它组件(优选为点火器)连接，后封头中心为大开口后接头，后接头用于与发动机其它组件(优选为喷管或喷管基座)连接；
优选方案为：壳体结构具有复合材料壳体通用特性：壳体缠绕层为纤维增强树脂基体复合材料；前后接头采用金属材料，壳体内表面为绝热层结构，在壳体缠绕成型前铺放，与复合壳体一体固化成型；
优选方案为：前封头采用螺纹结构(也可采用法兰连接结构)与发动机其它组件连接，后接头采用轴向法兰连接结构与发动机其它组件连接，周向均布螺纹孔及定位销孔；前后接头均设计有配合其它组件密封面；
优选方案为：前封头为两层缠绕成型结构：内层为小开口半椭球结构并延伸一小段筒段，为单独缠绕成型；外层为大开口近椭球结构与后封头对应，与壳体筒段及后封头为同一缠绕层。
优选方案为：前后封头外圈为前后裙结构，通过纤维环向缠绕固定成型。
本发明的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，该复合材料壳体结构采用两次缠绕成型，前封头内层预先缠绕固化成型，再将其作为内模，进行壳体整体缠绕成型，避免了前后开口的极孔比过大而直接进行一体变角度缠绕成型容易滑纱的问题，实现大开口复合壳体的稳定成型。
进一步，所述复合壳体，筒段外径优选为Φ530mm，壳体总长优选为1600mm，前封头缠绕极孔直径优选为Φ116mm，后封头缠绕极孔直径优选为Φ448mm，，前后封头极孔比优选达到3.86，后封头孔径与筒段外径的孔径比优选达到0.845。
进一步，前封头为半椭球结构，共分为内外两次缠绕部分，同时包含金属接头及橡胶绝热层。其中内层缠绕部分为预制成型小开口半椭球结构，椭球比优选1.7，封头内层最小厚度优选为6mm，小开口金属接头、橡胶绝热层及封头内层缠绕部分层同时预制成型；外层缠绕部分与筒段及后封头整体缠绕固化成型，外层极孔直径优选为Φ370mm，接近后封头极孔直径，进一步利于稳定缠绕。
进一步，前封头内层缠绕结构预制时，小开口金属接头及橡胶绝热层先预制模压为一体，取两件以两端封头对称、筒段较短的小开口复合壳体形式于外侧进行缠绕成型，再将该小开口壳体结构一分为二，一次得到两个相同的前封头内层缠绕结构，可分别用于两个大开口壳体的整体缠绕成型。
进一步，复合材料壳体筒段为两层，外层为纤维缠绕复合材料层。内层为绝热层橡胶，复合材料缠绕层厚度优选为4.5mm；
进一步，后封头为弧形环状结构，分为三层结构，外层为纤维缠绕层，中层为金属接头，内层为橡胶绝热层，金属接头与橡胶绝热层先预制模压为一体，纤维缠绕层与前封头缠绕层及筒段整体缠绕固化成型；缠绕层内型面圆弧直径优选为R35mm，中层金属接头后端面优选为71个M10螺纹孔及1个Φ6mm定位销孔，便与喷管或喷管进行连接定位；
进一步，前、后裙均为铝合金金属材质机加工而成，中空筒状，包括两部分，分别为连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。中空圆柱段的与筒段套接配合一端开轴向长条状槽，槽为径向穿透，并周向均布一定数量，使得前、后裙成环形“梳”状，利于前后裙的套装及匹配纤维缠绕复合壳体的刚度。
进一步，壳体整体缠绕成型后，再将前后裙套接至复合壳体前后两端，在通过环向纤维缠绕固定；前后裙的采用法兰连接结构与外部结构连接；
进一步，所述复合材料壳体，缠绕层采用碳纤维/环氧树脂复合材料，前接头采用TC4钛合金材料利于减重，后接头优选采用30Cr3SiNiMoVA超高强度钢，保证强度度，内绝热层采用三元乙丙橡胶材料，前后裙采用铝合金材料可减重。
进一步，所述复合材料壳体已进行试制，产品工艺性及可生产性已得到验证，同通过了液压强度试验及气密试验的考核，结构可靠，满足设计要求。
试验考核如下，本发明的壳体结果技术效果显著：
1)液压强度试验
该复合壳体通过了7.5MPa的液压强度试验考核，满足发动机使用要求；
2)气密试验
该复合壳体通过了0.35MPa的正压气密检查，压力变化值满足设计指标要求。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。

Claims (8)

1.一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于包括：前封头、筒段、后封头、前裙、后裙；
前封头与筒段的一端连接，前裙套在前封头外和筒段的一端外；筒段的另一端与后封头连接，后裙套在后封头外和筒段的另一端外；
前封头，为顶部开口半椭球结构，包括：内、外两层缠绕部分、金属层和橡胶绝热层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为开口盘状，其中内层缠绕部分是在金属接头及橡胶绝热层外侧缠绕复合材料并固化成型得到，在内层缠绕部分上缠绕复合材料并固化成型形成外层缠绕部分；
筒段，包括：纤维缠绕复合材料层和橡胶绝热层；在橡胶绝热层上缠绕复合材料并固化成型得到纤维缠绕复合材料层；
后封头为弧形环状结构，分为三层结构，外层为纤维缠绕层，中层为金属层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为环状，内层为橡胶绝热层。
2.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：前裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。
3.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：后裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的另一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。
4.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：前封头的内外两层缠绕部分为预制成型小开口半椭球结构，开口位于半椭球结构顶部。
5.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：前封头的外层缠绕部分与筒段及后封头整体缠绕固化成型。
6.依据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：小开口端封头结构预先缠绕成型，即预先缠绕前后封头对称的小开口复合壳体，再将该复合壳体一分为二，形成两个已成型的小开口封头结构；取其一作为用于整体缠绕。
7.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：壳体结构中，小开口的前封头为半椭球结构，孔径比较小，中心开口为金属接头，用于与发动机其它组件连接；接头肩宽比相对较大。
8.根据权利要求1所述的一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，其特征在于：壳体结构中，大开口后封头为近环弧形结构，极孔直径较大，内圈为金属接头，用于与发动机其它组件连接，后接头肩宽比相对较小。
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