CN112223781A - 固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法 - Google Patents

固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，芯模处理‑盖层制作‑盖层处理‑底层绝热层贴片‑底层绝热层处理，通过贴片过程中多次对绝热层真空加压以及最后缠绕加压来保证绝热层可靠性，该方法不需要投入大型设备模具进行纤维缠绕发动机的生产制造，仅需小型设备和工人的操作就可以达到媲美采用模压和热压釜成型的封头，而且其成本低，研制周期短。

Description

固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片 方法
技术领域
本发明属于复合材料制品绝热结构制作技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法。
背景技术
近几年来中国的商业航天发展迅速，大多数商业航天尤其是民用航天企业均采用技术难度相对较小，生产成本风险较低的固体火箭发动机。而随着复合材料的兴起，具有更高比强度和比刚度的复合材料逐渐在替代传统的钢、铝合金和钛合金，其中明显表现在纤维缠绕复合材料发动机壳体的应用当中。绝热层是置于推进剂与发动机壳体之间的保护层，其主要功用是保护发动机壳体免受推进剂燃烧时高温燃气的冲刷，使得发动机能够正常工作。除此之外，对于自由装填式装药还能够起到缓冲的作用，降低自由装填装药与壳体之间的碰撞，缓冲应力传递的作用。为了使单台箭体拥有更大的运载能力，增加发动机的装药量是最关键的因素之一。药柱燃烧过程中壳体内表面温度超过3000℃，壳体内工作压强超过5MPa，高热气流冲刷着壳体封头绝热层表面，随着壳体装药量的增加，对封头部位绝热层的烧蚀量也在增加，因此封头处绝热层厚度也随之增加。纤维缠绕壳体不同于钢壳体，可以采用气囊等加压方式，以壳体本身为模具制作绝热层。为保证大厚度封头绝热层成型的可靠性，传统封头绝热层制作通常采用压机模压或者热压釜成型，而此类设备成本较高，动辄数千万，实行起来难度较大，同时模具的生产也会使生产成本和周期大大增加。
发明内容
本发明的目的就是针对现有技术的缺陷，提供一种成本低、周期短、绝热层质量好的固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法。
为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，所述芯模包括芯模筒段和芯模筒段两端的芯模封头，芯模封头的外端面为芯模封头小开口，芯模封头与芯模筒段相连部位为芯模封头大开口，且芯模封头小开口处为芯模封头垫板；所述贴片方法具体过程如下：
1)芯模处理
在芯模的芯模封头外型面贴脱模布；
2)盖层制作
将盖层胶片按顺气流方向粘贴在芯模外型面上制作成盖层；
3)盖层处理
对盖层抽真空、预硫化后人脱层制作；
4)底层绝热层贴片
4a)局部模压封头安装
4b)贴片
将胶片按顺气流方向粘贴在人工脱粘的外型面上
4c)重复步骤4b)3～6次抽真空
每粘贴3～6层对粘贴胶片进行一次抽真空处理；
4d)重复步骤4b)～4c)直至贴片的层数为所需层数完成底层绝热层贴片；
5)底层绝热层处理
对完成的底层绝热层预压、修正。
进一步地，所述步骤1)中具体过程如下：
1a)将硅橡胶溶液刷在封头表面，厚度为0.1～0.2mm，待硅橡胶溶液晾干后在硅橡胶表面贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带；
1b)将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在芯模封头小开口处，同时，从芯模封头小开口处至芯模筒段台阶处粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接1～2mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm。
进一步地，所述步骤2)中贴1～3层盖层胶片。
进一步地，所述步骤3)中盖层处理具体过程如下：
3a)抽真空
在盖层向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在盖层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后在聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋并密封留出出气口与出气管连接；
3b)预硫化
将盖层保持真空并于70～80℃加热1～2h，使盖层预硫化；
3c)拆除并修整
预硫化之后依次拆除真空袋、透气毡及聚四氟乙烯脱模布，并对盖层表面修整；
3d)人脱层制作
在盖层表面粘贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带制作人工脱粘
进一步地，所述3a)中，聚四氟乙烯脱模布和透气毡均拼接连接。
进一步地，所述步骤3d)中，制作人工脱粘，将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在盖层小开口处，同时，从盖层小开口处至止裂点粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接4～6mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm。
进一步地，所述步骤4c)中，抽真空的具体过程为：
在胶片向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在胶片表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后再聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋并密封留出出气口与出气管连接；
使用真空泵抽真空，检查是否漏气，若有漏气则用密封胶条对漏气位置封堵，保持2～6h后拆除真空袋。
进一步地，所述步骤5)中预压具体过程为：
在粘贴好的底层绝热层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布，在聚四氟乙烯脱模布上铺一圈1～2mm厚的高强玻璃纤维布缠绕层；其中，高强玻璃纤维纱缠绕缠绕层包括一个纵向缠绕和两个环向缠绕，对底层绝热层进行预压，预压3～6h将缠绕层拆除。
进一步地，所述步骤5)中修正具体过程为：对底层绝热层产生的高点和直径过大的位置进行打磨。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明贴片方法通过贴片过程中多次对绝热层真空加压以及最后缠绕加压来保证绝热层可靠性，该方法不需要投入大型设备模具进行纤维缠绕发动机的生产制造，仅需小型设备和工人的操作就可以达到媲美采用模压和热压釜成型的封头，而且其成本低，研制周期短。
附图说明
图1为芯模结构示意图；
图2为盖层制作示意图。
其中，芯模筒段1、芯模封头2、芯模封头小开口3、芯模封头大开口4、芯模封头垫板5、盖层6、出气管7、真空袋8。
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。
固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，如图1所示芯模包括芯模筒段1和芯模筒段1两端的芯模封头2，芯模封头2的外端面为芯模封头小开口3，芯模封头2与芯模筒段1相连部位为芯模封头大开口4，且芯模封头小开口3处为芯模封头垫板5；具体过程如下：
1)芯模处理
1a)将硅橡胶溶液刷在封头表面，厚度为0.1～0.2mm，不允许有流挂液滴，待硅橡胶溶液晾干后在硅橡胶表面贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带；
1b)将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在芯模封头小开口处，同时，从芯模封头小开口处至芯模筒段台阶处粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接1～2mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm，呈放射状粘贴；
本发明中，芯模可以为砂芯模或石膏芯模；
2)盖层制作
将盖层胶片按顺气流方向粘贴在芯模外型面上，贴1～3层制作成盖层6；
3)盖层处理
3a)抽真空：对贴片完成的盖层抽真空加压
在盖层向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带(即环向一周)，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在盖层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后在聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋8并密封留出出气口与出气管7连接，如图2所示；其中，聚四氟乙烯脱模布和透气毡均允许拼接连接；
3b)预硫化：对盖层加热进行局部硫化
将盖层保持真空并于70～80℃加热1～2h，使盖层预硫化，避免因盖层与底层绝热层间相互作用而产生的绝热层缺陷；
3c)拆除并修整：预硫化之后依次拆除真空袋、透气毡及聚四氟乙烯脱模布，并对盖层表面修整，方便后续粘贴
3d)人脱层制作：在盖层表面粘贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带制作人工脱粘
制作人工脱粘，将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在盖层小开口处，同时，从盖层小开口处至止裂点粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接4～6mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm，呈放射状粘贴；
4)底层绝热层贴片
4a)局部模压封头安装
4b)贴片
将胶片按顺气流方向粘贴在人工脱粘的外型面上
4c)重复步骤4b)3～6次抽真空
每粘贴3～6层厚度约8mm时对粘贴胶片进行一次抽真空处理，抽真空的具体过程为：
在胶片向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带(即环向一周)，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在胶片表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后再聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋并密封留出出气口与出气管连接；其中，聚四氟乙烯脱模布和透气毡均允许拼接连接；
使用真空泵抽真空，检查是否漏气，若有漏气则用密封胶条对漏气位置封堵，保持2～6h，拆除真空袋；
其中，抽真空可只针对封头处绝热层抽真空，也可与筒段台阶一起抽真空；
4d)重复步骤4b)～4c)直至贴片的层数为所需层数完成底层绝热层贴片；
5)底层绝热层处理
5a)预压：使用玻璃纤维纱对粘贴好的底层绝热层表面进行预压
在粘贴好的底层绝热层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布，在聚四氟乙烯脱模布上且位于封头0.8R～1R处铺一圈1～2mm厚的高强玻璃纤维布缠绕层，用于缓冲单股纤维对胶片的压力，防止纤维勒入未硫化的底层绝热层中，对贴片质量造成影响；
高强玻璃纤维纱缠绕缠绕层包括一个纵向缠绕和两个环向缠绕，对底层绝热层进行预压，预压3～6h将缠绕层拆除，使用纤维缠绕这种方式可以对底层绝热层整体加压，有利于贴片过程中夹入的空气排出；
5b)修整：对底层绝热层表面修整，方便进行缠绕
对底层绝热层产生的高点和直径过大的位置进行打磨，保证其圆滑过渡，避免出现纤维的架空等。
本发明贴片方法通过贴片过程中多次对绝热层真空加压以及最后缠绕加压来保证绝热层可靠性，该方法不需要投入大型设备模具进行纤维缠绕发动机的生产制造，仅需小型设备和工人的操作就可以达到媲美采用模压和热压釜成型的封头，而且其成本低，研制周期短。
例如制备某型号固体火箭发动机壳体为纤维缠绕复合材料壳体，其壳体直径为1400mm、长度约6000mm，绝热层最厚位置厚度为23mm，如果投入整体模压封头，模具制作周期需要60天，模具制造成本约200万元。而采用本发明的贴片方法局部模压模具只需要15天，成本仅为整体模具的十分之一，并且使用本发明方法贴片后成功在60天内将壳体交付。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，所述芯模包括芯模筒段(1)和芯模筒段(1)两端的芯模封头(2)，芯模封头(2)的外端面为芯模封头小开口(3)，芯模封头(2)与芯模筒段(1)相连部位为芯模封头大开口(4)，且芯模封头小开口(3)处为芯模封头垫板(5)；其特征在于：所述贴片方法具体过程如下：
1)芯模处理
在芯模的芯模封头外型面贴脱模布；
2)盖层制作
将盖层胶片按顺气流方向粘贴在芯模外型面上制作成盖层(6)；
3)盖层处理
对盖层抽真空、预硫化后人脱层制作；
4)底层绝热层贴片
4a)局部模压封头安装
4b)贴片
将胶片按顺气流方向粘贴在人工脱粘的外型面上
4c)重复步骤4b)3～6次抽真空
每粘贴3～6层对粘贴胶片进行一次抽真空处理；
4d)重复步骤4b)～4c)直至贴片的层数为所需层数完成底层绝热层贴片；
5)底层绝热层处理
对完成的底层绝热层预压、修正。
2.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤1)中具体过程如下：
1a)将硅橡胶溶液刷在封头表面，厚度为0.1～0.2mm，待硅橡胶溶液晾干后在硅橡胶表面贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带；
1b)将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在芯模封头小开口处，同时，从芯模封头小开口处至芯模筒段台阶处粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接1～2mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm。
3.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤2)中贴1～3层盖层胶片。
4.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤3)中盖层处理具体过程如下：
3a)抽真空
在盖层向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在盖层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后在聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋(8)并密封留出出气口与出气管(7)连接；
3b)预硫化
将盖层保持真空并于70～80℃加热1～2h，使盖层预硫化；
3c)拆除并修整
预硫化之后依次拆除真空袋、透气毡及聚四氟乙烯脱模布，并对盖层表面修整；
3d)人脱层制作
在盖层表面粘贴一层聚四氟乙烯玻纤胶带制作人工脱粘。
5.根据权利要求4所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述3a)中，聚四氟乙烯脱模布和透气毡均拼接连接。
6.根据权利要求4所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤3d)中，制作人工脱粘，将环形脱模布或者扇形脱模布粘贴在盖层小开口处，同时，从盖层小开口处至止裂点粘贴条状脱模布，每相邻两块条状脱模布之间至少搭接4～6mm，且条状脱模布的宽度为20～50mm。
7.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤4c)中，抽真空的具体过程为：
在胶片向芯模筒段方向45～50mm处贴一圈聚四氟乙烯玻纤胶带，在聚四氟乙烯玻纤胶带上贴一圈密封胶条，并用密封胶条将芯模封头垫板的缝隙塞住；
在胶片表面铺一层聚四氟乙烯脱模布、然后再聚四氟乙烯脱模布上铺一层透气毡、最后在透气毡上打真空袋并密封留出出气口与出气管连接；
使用真空泵抽真空，检查是否漏气，若有漏气则用密封胶条对漏气位置封堵，保持2～6h后拆除真空袋。
8.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤5)中预压具体过程为：
在粘贴好的底层绝热层表面铺一层聚四氟乙烯脱模布，在聚四氟乙烯脱模布上铺一圈1～2mm厚的高强玻璃纤维布缠绕层；其中，高强玻璃纤维纱缠绕缠绕层包括一个纵向缠绕和两个环向缠绕，对底层绝热层进行预压，预压3～6h将缠绕层拆除。
9.根据权利要求1所述固体火箭发动机纤维缠绕壳体大直径大厚度封头绝热层贴片方法，其特征在于：所述步骤5)中修正具体过程为：对底层绝热层产生的高点和直径过大的位置进行打磨。
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CN112936888A (zh) * 2021-01-27 2021-06-11 西安交通大学 一种固体火箭发动机封头段内绝热层的旋压粘贴机构
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