CN111745996B - 纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法 - Google Patents

纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，将已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预制品放置在缠绕芯模装配支架上；将裙与裙定位工装连接完成裙与裙定位工装的装配‑将预制好的弹性橡胶层的粘接面涂抹胶粘剂后粘贴在裙的裙尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处‑将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上‑将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外缠绕层，然后固化‑脱模加工余量。裙与复合层连接强度高、稳定性好，采用预留余量、预制弹性橡胶层、受力均匀的驱动方式、脱模后加工裙上余量，在控制产品尺寸精度的同时，保证裙与复合层连接强度、刚度和稳定性。

Description

纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法
技术领域
本发明属于固体火箭发动机壳体技术领域，具体涉及一种纤维 缠绕固体火箭发动机壳体制备方法。
背景技术
在纤维缠绕固体火箭发动机壳体中裙是固体火箭总体中重要的 连接零件，通常在多级固体火箭中前裙与舱段连接，后裙与级间段 连接，发动机是固体火箭中质量最大的单体部件，在纤维缠绕固体 火箭发动机壳体中裙与纤维缠绕复合层的连接质量，将直接影响火 箭飞行中的整体强度、刚性及稳定性。
发明内容
本发明的目的就是针对上述技术的不足，提供一种连接强度高、 稳定性好且连接时受力均匀的纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方 法。
为实现上述目的，本发明所设计的纤维缠绕固体火箭发动机壳 体制备方法，纤维缠绕固体火箭发动机壳体包括绝热层、接头、纤 维缠绕复合层和裙，所述制备方法包括如下步骤：
1)将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预 制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上；同时，将裙 与裙定位工装连接完成裙与裙定位工装的装配；
2)将预制好的弹性橡胶层的粘接面涂抹胶粘剂后粘贴在裙的裙 尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处；
3)将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上；
4)将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外 缠绕层，然后固化；
5)将裙定位工装和缠绕芯模从完成缠绕的纤维缠绕发动机壳体 上的拆卸，完成脱模后，以接头上的孔和端面为基准，加工纤维缠 绕发动机壳体上的裙端面、端面上的连接孔以及裙内孔的余量。
进一步地，所述步骤1)中，在裙上做象限标识，对应地，在裙 定位工装上且与裙安装的对应位置上做象限标识。
进一步地，所述步骤1)中，裙的端面和内孔均留有适当的加工 余量；同时，裙端面与裙定位工装连接的工艺孔留有余量。
进一步地，所述步骤2)中，弹性橡胶层为丁氰橡胶层。
进一步地，所述步骤2)中，抹胶粘剂为牌号730胶粘剂。
进一步地，所述步骤3)中，具体安装过程为：
将缠绕芯模上的接头锁紧螺母、推力球轴承和前接头垫环拆卸， 将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上，沿轴向推动裙 定位工装，使裙定位工装上的键槽与芯轴上的定位键块对齐配合； 然后将拆卸下的推力球轴承和接头锁紧螺母安装在缠绕芯模的芯轴 上，旋转接头锁紧螺母继续推动裙定位工装沿轴向移动，使裙定位 工装与接头定位工装端面贴合。
进一步地，所述步骤4)中，固化温度为150～180℃，保温12～36h。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明制备方法裙与 复合层连接强度高、稳定性好，采用预留余量、预制弹性橡胶层、 受力均匀的驱动方式、脱模后加工裙上余量，在控制产品尺寸精度 的同时，保证裙与复合层连接强度、刚度和稳定性。
附图说明
图1为纤维缠绕发动机壳体结构示意图；
图2为缠绕芯模结构示意图。
其中：绝热层1、前接头2、后接头3、前裙4、后裙5、纤维缠 绕复合层6、裙尖7、弹性橡胶层8、裙外缠绕层9、芯轴10、接头 锁紧螺母11、推力球轴承12、前接头垫环13、定位键块14。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。
如图1所示，纤维缠绕固体火箭发动机壳体包括绝热层1、前接 头2、后接头3、纤维缠绕复合层6、前裙4和后裙5，前裙和后裙 与纤维缠绕复合层的连接方式一致，下述内容中对前裙、后裙不做 区分，即纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法包括如下步骤：
1)将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预 制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上，进行上裙前 的缠绕，是为了匹配裙尖7与纤维缠绕复合层6连接时纤维缠绕复 合层外圆尺寸的要求，使裙与纤维缠绕复合层在进行连接后有适当 的预应力，以保证裙与纤维缠绕复合层的连接质量；同时将裙与裙 定位工装用螺钉连接完成裙与裙定位工装的装配；
为了保证前裙、后裙在纤维缠绕发动机壳体上沿圆周方向对应， 在裙上做象限标识，对应地，在裙定位工装上且与裙安装的对应位 置上做象限标识，安装时，裙上的象限标识与裙定位工装上的象限 标识对齐；
另外，裙的端面和内孔均留有适当的加工余量，适当的余量是 为了消除纤维缠绕时的张力、树脂加热固化时的热应力以及缠绕芯 模内部的残余应力影响，以消除各种力的耦合作用下对产品变形的 影响；同时，裙端面与裙定位工装连接的工艺孔留有适当的余量， 如裙端面对应位置最终是M16螺纹孔，工艺孔可预先设置成M8螺 纹孔，以消除各种变形及工装制造误差对裙端面孔位置精度的影响；
2)将预制好的弹性橡胶层8(如丁氰橡胶层)的粘接面涂抹胶 粘剂(如牌号为730胶粘剂)后粘贴在裙的裙尖与纤维缠绕复合层 连接区域的外圆面位置处；丁氰橡胶可满足与裙和纤维复合层均有 良好的亲和性，在裙与复合层连接后形成良好的连接介面，同时可在裙与裙定位工装沿轴向移动时避免对复合层产生损伤；
3)结合图2所示，将缠绕芯模上的接头锁紧螺母11、推力球轴 承12和前接头垫环13拆卸，将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕 芯模的芯轴10上，沿轴向推动裙定位工装，使裙定位工装上的键槽 与芯轴10上的定位键块14对齐配合，在空间上保证发动机壳体裙端面上连接孔与接头上连接孔的位置关系；然后将拆卸下的推力球 轴承和接头锁紧螺母安装在缠绕芯模的芯轴上，用加力杆旋转接头 锁紧螺母继续推动裙定位工装沿轴向移动，使裙定位工装与接头定 位工装端面贴合；使用锁紧螺母和推力球轴承的方式推动裙定位工 装和裙沿轴向移动，推力球轴承可将接头锁紧螺母旋转时的径向力 转化成均匀的轴向力使裙，保证裙上的弹性橡胶层与纤维缠绕复合 层连接时受力均匀，避免出现贴合面出现滑移、褶皱等质量缺陷； 另外裙定位工装与接头定位工装端面贴合，是为了保证发动机壳体 裙端面与接头端面重要尺寸不出现超差；
4)将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外 缠绕层9，然后将缠绕芯模置于加热炉中加热至150～180℃，保温 12～36h完成纤维缠绕发动机壳体的固化；
5)将裙定位工装和缠绕芯模从完成缠绕的纤维缠绕发动机壳体 上的拆卸，完成脱模后，以接头上的孔和端面为基准，加工纤维缠 绕发动机壳体上的裙端面、端面上的连接孔以及裙内孔的余量，以 保证裙端面与接头端面轴向尺寸和裙端面连接孔和接头端面连接孔 位置关系。
实施例
某纤维缠绕固体火箭发动机壳体结构如下：外圆直径φ750mm， 总长2120mm；前接头分度圆φ200mm上有24个M10螺纹孔；前后 裙分度圆φ730mm上均有16个M12螺纹孔，前裙端面距前接头端 面125mm，后裙距后裙端面136mm，裙材料为复合裙，前后接头与 裙有相对象限关系；
1)将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预 制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上，进行上裙前 的缠绕，是为了匹配裙尖与纤维缠绕复合层连接时纤维缠绕复合层 外圆尺寸的要求，使裙与纤维缠绕复合层在进行连接后有适当的预 应力，以保证裙与纤维缠绕复合层的连接质量；同时将裙上的象限 标识与裙定位工装上的象限标识对其后用M8螺钉连接完成裙与裙 定位工装的装配，裙端面、内孔和外圆周面均留3mm余量；
2)将预制好的弹性橡胶层的粘接面涂抹特定胶粘剂后粘贴在裙 的裙尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处，要求粘接面无 目测可见的气泡，气泡的会影响裙与纤维缠绕复合层连接质量；
3)将缠绕芯模上的接头锁紧螺母、推力球轴承和前接头垫环拆 卸，将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上，沿轴向推 动裙定位工装，使裙定位工装上的键槽与芯轴上的定位键块对齐配 合，在空间上保证发动机壳体裙端面上连接孔与接头上连接孔的位 置关系；然后将拆卸下的推力球轴承和接头锁紧螺母安装在缠绕芯 模的芯轴上，用加力杆旋转接头锁紧螺母继续推动裙定位工装沿轴 向移动，使裙定位工装与接头定位工装端面贴合；
4)将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外 缠绕层，然后将缠绕芯模置于加热炉中加热至160℃，保温24h完成 纤维缠绕发动机壳体的固化；
5)将裙定位工装和缠绕芯模从完成缠绕的纤维缠绕发动机壳体 上的拆卸，完成脱模后，以接头上的孔和端面为基准，加工纤维缠 绕发动机壳体上的裙端面、端面上的连接孔以及裙内孔的余量，以 保证裙端面与接头端面轴向尺寸和裙端面连接孔和接头端面连接孔 位置关系。

Claims (4)

1.一种纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，纤维缠绕固体火箭发动机壳体包括绝热层(1)、接头、纤维缠绕复合层(6)和裙，其特征在于：所述制备方法包括如下步骤：
1)将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上；同时，将裙与裙定位工装连接完成裙与裙定位工装的装配；裙的端面和内孔均留有适当的加工余量；同时，裙端面与裙定位工装连接的工艺孔留有余量；在裙上做象限标识，对应地，在裙定位工装上且与裙安装的对应位置上做象限标识；
2)将预制好的弹性橡胶层(8)的粘接面涂抹胶粘剂后粘贴在裙的裙尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处；
3)将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴(10)上；
将缠绕芯模上的接头锁紧螺母(11)、推力球轴承(12)和前接头垫环(13)拆卸，将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴(10)上，沿轴向推动裙定位工装，使裙定位工装上的键槽与芯轴(10)上的定位键块(14)对齐配合；然后将拆卸下的推力球轴承和接头锁紧螺母安装在缠绕芯模的芯轴上，旋转接头锁紧螺母继续推动裙定位工装沿轴向移动，使裙定位工装与接头定位工装端面贴合；
4)将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外缠绕层(9)，然后固化；
5)将裙定位工装和缠绕芯模从完成缠绕的纤维缠绕发动机壳体上的拆卸，完成脱模后，以接头上的孔和端面为基准，加工纤维缠绕发动机壳体上的裙端面、端面上的连接孔以及裙内孔的余量。
2.根据权利要求1所述纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述步骤2)中，弹性橡胶层(8)为丁氰橡胶层。
3.根据权利要求1所述纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述步骤2)中，抹胶粘剂为牌号730胶粘剂。
4.根据权利要求1所述纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述步骤4)中，固化温度为150～180℃，保温12～36h。
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