CN111761841B

CN111761841B - 一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法

Info

Publication number: CN111761841B
Application number: CN202010571529.4A
Authority: CN
Inventors: 郭传航; 杨恒; 汤伟; 张彬
Original assignee: Jiangsu Xinyang New Material Co ltd
Current assignee: Jiangsu Xinyang New Material Co ltd
Priority date: 2020-06-22
Filing date: 2020-06-22
Publication date: 2021-03-16
Anticipated expiration: 2040-06-22
Also published as: CN111761841A

Abstract

本发明公开了一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，包括以下步骤：步骤1）模具装配，将芯模装置装配好；步骤2）抹石膏层，将分瓣组件的表面均匀涂抹上石膏，并通过刮板组件刮除多出的石膏，得到型面；步骤3）产品铺层，在石膏的表面进行铺层，固化后得到产品；步骤4）产品脱模，将产品内部的芯模装置按照大端轴套、小端轴套、芯轴、连杆、大端锁紧法兰、小端锁紧法兰、大端分瓣、中间分瓣、小端分瓣的顺序将芯模拆除，本发明使产品易于脱模，且不会损伤产品内表面。

Description

一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法

技术领域

本发明涉及一种火箭发动机壳体，特别涉及一种芯模装置。

背景技术

运载火箭发动机壳体是用来装载火药的，它对于产品内部的型面和尺寸均有很高的要求，内部的型面和尺寸影响到火药的填充和火箭的性能，所以保证产品内部的型面和尺寸一直是一个关键。

以前运载火箭发动机壳体都是采用冲压成型的金属材料制造的，现如今有了比强度、比模量、质量轻且具有可设计性的复合材料，我们需重新考虑运载火箭发动机壳体用复合材料制造的成型方式。

对于复合材料运载火箭发动机壳体的成型，现如今有采用全金属分瓣式芯模成型和全石膏芯模成型的。对于全金属分瓣式芯模由于金属分瓣直接和产品接触，在脱模式稍不注意便会损坏产品内部绝热橡胶表面；而全石膏芯模由于石膏芯模太厚，如果壳体尺寸较大内部水分不易散发，在产品加压固化时石膏可能会产生裂纹，严重的会发生塌陷。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，使产品易于脱模，且不会损伤产品内表面。

本发明的目的是这样实现的：一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，其使用的芯模装置包括设置在一对支撑座上的芯轴，所述芯轴上套设有用以夹紧分瓣组件两端的大端夹紧组件和小端夹紧组件；大端夹紧组件包括套设在芯轴上的大端轴套和大端锁紧法兰，大端轴套与大端锁紧法兰配合将分瓣组件的一端通过螺栓夹紧固定；小端夹紧组件包括套设在芯轴上的小端轴套和小端锁紧法兰，小端轴套与小端锁紧法兰配合通过螺栓将分瓣组件的另一端夹紧固定，分瓣组件设置有若干瓣，且若干分瓣组件绕芯轴拼装成类球形结构；分瓣组件包括大端分瓣、中间分瓣以及小端分瓣，大端分瓣夹紧固定大端轴套和大端锁紧法兰之间，小端分瓣夹紧固定在小端轴套和小端锁紧法兰之间，中间分瓣连接在大端分瓣与小端分瓣之间，大端分瓣与中间分瓣、小端分瓣与中间分瓣之间通过连杆相连；分瓣组件的外周还设有刮板组件，刮板组件与分瓣组件之间为等间距，刮板组件由两根刮板拼接而成，两刮板结构相同，刮板包括套设在芯轴上的转动部以及绕分瓣组件外周转动的刮动部，两刮板的刮动部经螺栓连接；

所述制造方法包括以下步骤：

步骤1）模具装配，将芯模装置装配好；

步骤2）抹石膏层，将分瓣组件的表面均匀涂抹上石膏，并通过刮板组件刮除多出的石膏，得到型面；

步骤3）产品铺层，在石膏的表面进行铺层，固化后得到产品；

步骤4）产品脱模，将产品内部的芯模装置按照大端轴套、小端轴套、芯轴、连杆、大端锁紧法兰、小端锁紧法兰、大端分瓣、中间分瓣、小端分瓣的顺序将芯模拆除。

作为本发明的进一步限定，步骤1）具体包括：

1-1）先将两个支撑座放置好，将芯轴放置于支撑座上；

1-2）将大端锁紧法兰、大端轴套依次从芯轴大端套上、并通过定位螺母固定，再将小端锁紧法兰、小端轴套依次从芯轴小端套上、并通过定位螺母固定；

1-3）两端轴套安装好后，安装360°大端分瓣和小端分瓣，用螺栓穿过大端轴套的孔和大端分瓣的孔旋紧到大端锁紧法兰上，小端分瓣使用螺栓穿过小端分瓣的孔旋紧到小端锁紧法兰上；

1-4）大端分瓣和小端分瓣安装好后，安装中间分瓣；取两根连杆，将连杆下端通过螺钉连接在大端分瓣和小端分瓣上的螺纹孔，再将两根连杆的上端与中间分瓣螺纹连接，通过旋紧螺纹，使得中间分瓣与大端分瓣、小端分瓣边缘贴合，在安装最后一块中间分瓣时，不使用连杆，将中间分瓣与大端分瓣和小端分瓣贴合后，使用胶布从外部加以固定；

1-5）芯模安装完毕后，从芯轴两侧套上刮板，两刮板在中间分瓣连接处使用螺栓连接。

作为本发明的进一步限定，步骤4）具体包括：

4-1）产品固化结束后，先将定位大端轴套的定位螺母拆卸下来，再将连接大端轴套、大端分瓣、大端锁紧法兰的螺栓拆除，之后便可将大端轴套往外抽出；之后用同样的方法拆除小端的轴套；

4-2）大端轴套和小端轴套拆除之后，将芯轴用从产品内部缓慢抽出；

4-3）芯轴拆除后，手动从大端伸进去拆除中间分瓣和大端分瓣、小端分瓣之间的连杆，将连杆取出；

4-4）将大端分瓣和小端分瓣敲击松动，再从大端开始拆卸大端分瓣，大端分瓣拆除后，再拆除中间分瓣和小端分瓣；

4-5）产品内部零件全部拆卸取出后，用塑料铲刀将产品内部残留的石膏全部清除，最后用水和酒精将内部表面清理干净。

作为本发明的进一步限定，步骤4-4）中，在拆除大端分瓣之前需向芯模内部注水，浸泡石膏芯模，浸泡完毕将水排出后，再从大端开始拆卸大端分瓣。

作为本发明的进一步限定，步骤4-4）中，在拆除大端分瓣之前须在产品内部铺设减震垫；将大端分瓣或小端分瓣往外搬运时，需在大端开口或小端处垫减震垫。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明使得的芯模装置既可以很好地减轻重量，又可以很好的保证产品的内部型面，可操作性强，方便此类产品的成型和脱模；在成型脱模时简单方便，可保证产品内表面不受损伤；同时金属芯模骨架给石膏型面提供刚度支持，石膏表面不会发生塌陷变形。

附图说明

图1为本发明中芯模装置结构示意图。

图2为本发明中芯模装置内部结构示意图。

图3为本发明中芯模装置中分瓣组件端面图。

图4为沿图3中A-A向剖视图。

其中，1支撑座，2芯轴，3大端夹紧组件，31大端轴套，32大端锁紧法兰，4小端夹紧组件，41小端轴套，42小端锁紧法兰，5刮板组件，51转动部，52刮动部，6分瓣组件，61大端分瓣，62中间分瓣，63小端分瓣，64连杆。

具体实施方式

如图1-4所示的一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，其使用的芯模装置包括设置在一对支撑座1上的芯轴2，芯轴2上套设有用以夹紧分瓣组件6两端的大端夹紧组件3和小端夹紧组件4；大端夹紧组件3包括套设在芯轴2上的大端轴套31和大端锁紧法兰32，大端轴套31与大端锁紧法兰32配合将分瓣组件6的一端通过螺栓夹紧固定；小端夹紧组件4包括套设在芯轴2上的小端轴套41和小端锁紧法兰42，小端轴套41与小端锁紧法兰42配合通过螺栓将分瓣组件6的另一端夹紧固定，分瓣组件6设置有16瓣，且若干分瓣组件6绕芯轴2拼装成类球形结构；分瓣组件6包括大端分瓣61、中间分瓣62以及小端分瓣63，大端分瓣61夹紧固定大端轴套31和大端锁紧法兰32之间，小端分瓣63夹紧固定在小端轴套41和小端锁紧法兰42之间，中间分瓣62连接在大端分瓣61与小端分瓣63之间，大端分瓣61与中间分瓣62、小端分瓣63与中间分瓣62之间通过连杆64相连；分瓣组件6的外周还设有刮板组件5，刮板组件5与分瓣组件6之间为等间距，刮板组件5由两根刮板拼接而成，两刮板结构相同，刮板包括套设在芯轴2上的转动部51以及绕分瓣组件6外周转动的刮动部52，两刮板的刮动部52经螺栓连接；

所述制造方法包括以下步骤：

步骤1）模具装配，将芯模装置装配好；

步骤2）抹石膏层，将分瓣组件6的表面均匀涂抹上石膏，并通过刮板组件5刮除多出的石膏，得到型面；

步骤4）产品脱模，将产品内部的芯模装置按照大端轴套31、小端轴套41、芯轴2、连杆64、大端锁紧法兰32、小端锁紧法兰42、大端分瓣61、中间分瓣62、小端分瓣63的顺序将芯模拆除。

步骤1）具体包括：

1-1）先将两个支撑座1放置于同条直线，两支撑座1间距大于2.5m；

1-2）将芯轴2用吊车吊放置于支撑座1上，保证芯轴2放置于支撑座1正中间，芯轴2上的螺纹段不可与支撑座1的轴承接触，所有螺纹都在两芯轴2之间；

1-3）将大端锁紧法兰32、大端轴套31、M150螺母依次从芯轴2大端套上，把吊绳缠于M150螺母外侧的芯轴2上，用吊车将芯轴2大端吊起一定距离，把支撑座1向垂直于轴线方向人工拉出，将大端轴套31向轴中间位置推进，之后将移出的支撑座1拉到原来位置，再将吊车缓慢下降，把芯轴2放于支撑座1上；

1-4）先将平键40*22*200放于芯轴2柱段上（靠中心位置的键槽所在柱段）的键槽内，将大端轴套31键槽与平键位置调整到一致，把轴套推入到位，旋紧M150螺母定位轴套；

1-5）将芯轴2小端吊起，支撑座1移出，将小端锁紧法兰42、小端轴套41、M150螺母依次从小端套上芯轴2；再将支撑座1移到原先位置，把轴缓慢放下，将小端轴套41用平键定好位，并且用M150螺母轴向定位；

1-6）两端轴套安装好后，开始安装大端的分瓣，用两根M16*300的螺栓透过大端轴套31的孔和大端分瓣61的孔旋紧到大端锁紧法兰32上，16瓣分瓣对称安装；小端分瓣63同理；

1-7）大端和小端分瓣63安装好后，安装中间分瓣62，取两根连杆64，将连杆64有支座的一端各用一个M12*25的内六角螺钉与两侧分瓣上的两个M12螺纹孔相连接，之后人工拖住一块中间分瓣62，将两根连杆64另一端的螺纹孔与中间分瓣62上的两个圆柱头螺栓相连接，通过旋紧螺纹，使得中间分瓣62与大端分瓣61和小端分瓣63边缘贴合，在安装最后一块中间分瓣62时，不使用连杆64，将中间分瓣62与大端分瓣61和小端分瓣63贴合后，使用胶布从外部加以固定；

1-8）芯模分瓣安装完毕后，将两侧的型面刮板，套装在轴上，两侧型面刮板在中间分瓣62处有两个10mm的孔，用M10的螺栓螺母将两个孔连接在一起，从而把固定型面刮板。

步骤4）具体包括：

4-1）产品固化结束后，将产品吊放到反转工装上，放在较为空旷的地方加进行脱模；

4-2）先将定位大端轴套31的M150螺母拆卸下来，再将连接大端轴套31和大端分瓣61的32根M16*300的螺栓拆除，之后便可将大端轴套31往外抽出；抽出之前需将一个支撑座1放在大端轴段的下方支撑，防止大端轴套31抽出时芯轴2由于重量向下倾斜；

4-3）之后用同样的方法拆除小端轴套41，同样也在芯轴2下方放置一个支撑座1；

4-4）大端轴套31和小端轴套41拆除之后，将芯轴2用吊车吊着从产品内部缓慢抽出，抽出后将其放置在支撑座1上；

4-5）芯轴2拆除后，将手从大端伸进去拆除连杆64，将连杆64旋出；

4-6）将大端分瓣61和小端分瓣63敲击松动，再往产品内部灌水，浸泡石膏，使石膏变软，浸泡完毕将水排出后，再从大端开始拆卸大端分瓣61，在拆除大端分瓣61之前须在产品内部铺设减震垫，大端分瓣61拆除后，再一次拆除中间分瓣62和小端分瓣63；分瓣从大端往外拿时，再大端开口边缘垫一层橡胶或草垫，防止零件划伤产品；

4-7）产品内部零件全部拿出后，用塑料铲刀将产品内部残留的石膏全部清除，最后用水和酒精将内部表面清理干净。

本发明并不局限于上述实施例，在本发明公开的技术方案的基础上，本领域的技术人员根据所公开的技术内容，不需要创造性的劳动就可以对其中的一些技术特征作出一些替换和变形，这些替换和变形均在本发明的保护范围内。

Claims

1.一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，其特征在于，其使用的芯模装置包括设置在一对支撑座上的芯轴，所述芯轴上套设有用以夹紧分瓣组件两端的大端夹紧组件和小端夹紧组件；大端夹紧组件包括套设在芯轴上的大端轴套和大端锁紧法兰，大端轴套与大端锁紧法兰配合将分瓣组件的一端通过螺栓夹紧固定；小端夹紧组件包括套设在芯轴上的小端轴套和小端锁紧法兰，小端轴套与小端锁紧法兰配合通过螺栓将分瓣组件的另一端夹紧固定，分瓣组件设置有若干瓣，且若干分瓣组件绕芯轴拼装成类球形结构；分瓣组件包括大端分瓣、中间分瓣以及小端分瓣，大端分瓣夹紧固定大端轴套和大端锁紧法兰之间，小端分瓣夹紧固定在小端轴套和小端锁紧法兰之间，中间分瓣连接在大端分瓣与小端分瓣之间，大端分瓣与中间分瓣、小端分瓣与中间分瓣之间通过连杆相连；分瓣组件的外周还设有刮板组件，刮板组件与分瓣组件之间为等间距，刮板组件由两根刮板拼接而成，两刮板结构相同，刮板包括套设在芯轴上的转动部以及绕分瓣组件外周转动的刮动部，两刮板的刮动部经螺栓连接；

所述制造方法包括以下步骤：

步骤1）模具装配，将芯模装置装配好，具体包括：

1-1）先将两个支撑座放置好，将芯轴放置于支撑座上；

1-5）芯模安装完毕后，从芯轴两侧套上刮板，两刮板在中间分瓣连接处使用螺栓连接；

步骤4）产品脱模，将产品内部的芯模装置按照大端轴套、小端轴套、芯轴、连杆、大端锁紧法兰、小端锁紧法兰、大端分瓣、中间分瓣、小端分瓣的顺序将芯模拆除；具体包括：

4-1）产品固化结束后，先将定位大端轴套的定位螺母拆卸下来，再将连接大端轴套、大端分瓣、大端锁紧法兰的螺栓拆除，之后便可将大端轴套往外抽出，抽出之前需将一个支撑座放在大端轴段的下方支撑；之后用同样的方法拆除小端的轴套，抽出之前也在芯轴下方放置一个支撑座；

2.根据权利要求1所述的一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，其特征在于，步骤4-4）中，在拆除大端分瓣之前需向芯模内部注水，浸泡石膏芯模，浸泡完毕将水排出后，再从大端开始拆卸大端分瓣。

3.根据权利要求1所述的一种用于复合材料运载火箭发动机壳体制造方法，其特征在于，步骤4-4）中，在拆除大端分瓣之前须在产品内部铺设减震垫；将大端分瓣或小端分瓣往外搬运时，需在大端开口或小端处垫减震垫。