CN112644039A - 一种大开口的复合材料壳体和成型方法及成型工装 - Google Patents

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李恒
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Abstract

本发明涉及一种大开口的复合材料壳体和成型方法及成型工装，复合材料壳体，包括前接头、纤维增强塑料壳体和后接头，所述前接头和后接头分别与纤维增强塑料壳体连接部位的外形为倒圆锥形结构，倒圆锥角度范围为0.3°～1°。成型过程分为绝热层包覆、芯模组合、铺层缠绕和固化工序。成型工装包括主轴、前接头定位盘、缠绕整体金属芯模和后接头定位。本发明结构简化，纵向增强纤维采用单向纤维布铺层+环向增强纤维采用环向缠绕成型方法降低了缠绕难度，提高了生产效率。即保证了大开口复合材料壳体轻质高压强性能，又具有良好的工艺性，满足高效批量化生产需求。

Description

一种大开口的复合材料壳体和成型方法及成型工装
技术领域
本发明涉及一种复合材料壳体，具体涉及一种大开口的复合材料壳体和成型方法及成型工装。
背景技术
轻质、高压强复合材料壳体是推动固体火箭发动机壳体实现升级换代的关键部组件。现有复合材料壳体通常采用砂芯模或分瓣组合芯模，纵向缠绕+环向缠绕成型方法制备。
国内传统的复合材料壳体主要采用砂芯模湿法缠绕成型技术制备，一般通过砂芯模作为缠绕芯模，砂芯模制备工艺周期长，且不能重复使用。带封头结构复合材料壳体采用纵向缠绕+环向缠绕成型方法制备，如专利CN 107901468 A。采用分瓣可分离筒体作为缠绕芯模，解决了砂芯模不能重复使用的问题，但模具加工成本高，大开口结构复合材料壳体前后接头采用螺纹结构提高金属接头与碳纤维层间剪切强度，大开口结构复合材料采用小角度纵向缠绕，每层纵向完成后切断，纵向缠绕小角度在9°～12°，如专利CN 11070734 A。无封头大开口复合材料壳体采用砂芯模作为缠绕芯模，为实现无封头大开口复合材料壳体纵向缠绕采用金属挂线环方式，金属挂线环表面挂丝台的总数42～140个，单环挂丝台的数量为14～28个，共3～5环；挂丝台根部为棱形，边长为1～2mm，相邻边夹角为45°～90°，挂丝台高度为0.5～1mm，向上“拔模”斜度为1°～3°，如专利CN 110978558 A。
现有大开口复合材料壳体主要是在传统带封头复合材料壳体结构及湿法缠绕技术的基础上进行改良，这些技术虽然一定程度上可以使大开口复合材料壳体工艺性得到提高，但前后接头加工成本高、结构质量重，砂芯模制备清理工艺周期长、分瓣金属芯模结构复杂加工成本较高，壳体生产效率偏低及生产成本偏高，不适应大批量低成本大批量生产需求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种大开口的复合材料壳体，以解决快速成型复合材料壳体的问题。
为了解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案是：一种大开口的复合材料壳体，包括前接头、纤维增强塑料壳体和后接头，所述前接头和后接头分别与纤维增强塑料壳体连接部位的外形为倒圆锥形结构，倒圆锥角度范围为0.3°～1°。
特别地，本发明所述前接头和后接头的长度可以依据与纤维增强塑料壳体3连接后的复合材料剪切强度≥5MPa进行计算。
进一步，本发明所述复合材料壳体还包括绝热层，绝热层的内型面为圆锥形，锥度范围优选为0.1°～0.5°。
本发明还公开了一种大开口的复合材料壳体的成型方法，成型过程分为绝热层包覆、芯模组合、铺层缠绕和固化工序，具体步骤为：
1）绝热层包覆
将预制绝热层裁剪后，包覆于成型工装的整体芯模表面；
2）芯模组合
首先将前接头和后接头安装在成型工装的整体芯模上；
3）铺层缠绕
配置树脂，单向纤维布裁剪，将浸渍树脂后的单向纤维布沿纵向铺放后进行环向纤维缠绕，单向纤维布铺层与环向纤维缠绕交替进行；
4）固化
将缠绕后的芯模放入固化炉，进行固化；固化结束后，复合材料壳体随成型工装自然冷却，脱模，取出复合材料壳体。
一般，可根据缠绕要求选择合适的环向纤维缠绕张力，特别地，本发明所述环向纤维缠绕张力优选为50～70N。
一般，成型过程可根据采用的纤维和树脂种类、工艺要求等选择合适的固化参数，特别地，针对碳纤维/环氧树脂复合材料，本发明还公开了一种复合材料壳体的成型方法的具体固化过程，所述复合材料壳体采用碳纤维/环氧树脂复合材料时，固化过程为：先经2±0.5h升温至100±5℃，保温2±0.5h，然后经30±5min升温至120±5℃，保温2±0.5h，继续经40±5min升温至155±5℃保温5± 0.5h。
特别地，本发明还公开了一种所述的成型方法的成型工装，包括主轴、前接头定位盘、缠绕整体金属芯模和后接头定位盘，所述主轴穿在缠绕整体金属芯模的内孔中，并通过内筒螺纹盘将主轴与缠绕整体金属芯模压紧；前接头套在缠绕整体金属芯模前端面上，并通过前接头定位盘连接定位后用前螺纹盘压紧；后接头套在缠绕整体金属芯模后端面上并用卡环和卡环螺纹盘压紧，并通过后接头定位盘将后接头连接定位后用后螺纹盘压紧。
特别地，为了适合大开口的复合材料壳体的成型，本发明的所述缠绕整体金属芯模两端的外型面优选为圆锥形，锥度范围优选为0.1°～0.5°。
本发明根据大开口复合材料壳体功能，设计小锥度倒锥前后接头和锥度绝热内型、纵向增强纤维为单向纤维铺层+环向增强纤维为环向缠绕结构纤维增强塑料壳体。根据大开口复合材料壳体结构，采用小锥度整体金属缠绕芯模及单向纤维铺层+为环向缠绕成型方式，以实现轻质、高压强大开口复合材料壳体快速成型目的。缠绕芯模组合完成后，纤维浸渍高性能树脂基体单向纤维铺层+环向缠绕，然后固化成型。针对大开口复合材料壳体结构特点，缠绕整体金属芯模既提高产品尺寸精度又便于快速拆装模及重复使用，单向纤维铺层+环向缠绕，降低成型工艺难度，提高生产效率。
本发明通过0.3°～1°小锥度倒锥结构金属接头提高金属接头与碳纤维层剪切强度，降低前后接头加工成本及结构重量；通过0.1°～0.5°小锥度绝热层内型面设计，使缠绕芯模结构简化，提高生产效率；通过纤维增强塑料壳体纵向增强纤维为单向纤维布铺层+环向增强纤维为环向缠绕结构设计，提高大开口复合材料壳体成型工艺性，实现大开口复合材料壳体快速成形。四、通过芯模外型面0.1°～0.5°小锥度结构缠绕整体金属芯模结构，在金属芯模表面烧结聚四氟乙烯层，实现芯模重复使用及快速脱模，提高生产效率，实现大开口复合材料壳体快速成形。
有益效果
本发明根据轻质高压强固体火箭发动机燃烧室性能要求，结合工艺性需求，合理设计前后接头结构，尽可能减少消极重量。绝热层内型面设计便于缠绕芯模结构简化，采用缠绕整体金属芯模，不仅便于芯模拆装而且可以重复使用，从而降低成本提高生产效率。纤维增强塑料壳体结构简化，纵向增强纤维采用单向纤维布铺层+环向增强纤维采用环向缠绕成型方法降低了缠绕难度，提高了生产效率。即保证了大开口复合材料壳体轻质高压强性能，又具有良好的工艺性，满足高效批量化生产需求。
附图说明
图1为大开口复合材料壳体产品示意图，图中包括：前接头1、绝热层2、纤维增强塑料壳体3、后接头4。
图2为大开口复合材料壳体缠绕芯模组合图，图中包括：主轴5、前螺纹盘6、前接头定位盘7、内筒螺纹盘8、缠绕整体金属芯模9、复合材料壳体10、后卡环11、卡环螺纹盘12、后接头定位盘13、后螺纹盘14。
图3为大开口复合材料壳体制备工艺流程图。
具体实施方式
下面结合附图并以某型号固体火箭发动机喷管堵片去除作业的具体实施例对本发明做进一步说明。
1、大开口复合材料壳体结构
如附图1所示，为轻质高压强大开口复合材料壳体示意图，两端为前接头1、后接头4，内层为绝热层2，外层为纤维增强塑料壳体3。外层为碳纤维/环氧树脂复合材料层。
针对固体火箭发动机燃烧室壳体结构尺寸、性能要求，对大开口复合材料壳体的金属接头、绝热层、复合材料层等参数进行设计，确定大开口复合材料壳体结构方案。前后接头与纤维增强塑料壳体连接部位外形为圆锥形，前后接头与纤维增强塑料壳体连接部位为倒锥结构，倒锥角度范围为0.3°～1°，前后接头长度依据接头与复合材料剪切强度≥5MPa进行设计，绝热层内型面为圆锥形，锥度范围为0.1°～0.5°，纤维增强层层数依据燃烧室工作压强确定。
2、大开口复合材料壳体成型工装
如附图2所示，为缠绕芯模组合图，包括主轴5、前螺纹盘6、前接头定位盘7、内筒螺纹盘8、缠绕整体金属芯模9、复合材料壳体10、后卡环11、卡环螺纹盘12、后接头定位盘13、后螺纹盘14。针对固体火箭发动机燃烧室大开口复合材料壳体结构要求，对大开口复合材料壳体的整体金属芯模结构进行设计，缠绕整体金属芯模外型面为圆锥形，其锥度范围为0.1°～0.5°，金属芯模表面烧结聚四氟乙烯层。缠绕芯模一方面提高复合材料壳体成型尺寸精度，另一方面便于拆装及重复使用。
3、大开口复合材料壳体制备工艺
大开口复合材料壳体成型工艺流程图见图3，制备过程包括绝热层包覆、芯模组合、铺层缠绕、固化等工序。
1）绝热层包覆
将预制绝热层裁剪后，包覆于整体芯模表面。
2）芯模组合
首先将主轴5穿过缠绕整体金属芯模9内孔，用内筒螺纹盘8将主轴5与缠绕整体金属芯模9压紧，然后将前接头1从后向前套入缠绕整体金属芯模9，安装前接头定位盘7，将前接头1连接定位后用前螺纹盘6压紧，接着将后接头4从后向前套入缠绕整体金属芯模9，安装后卡环11用卡环螺纹盘12压紧，最后装入后接头定位盘13将后接头4连接定位后用后螺纹盘14压紧。
3）铺层缠绕
配置树脂，单向纤维布裁剪，将浸渍树脂后的单向纤维布沿纵向铺放后进行环向缠绕，环向纤维缠绕张力为50～70N，单向纤维铺层与环向缠绕交替进行。
4）固化
（a）将缠绕后的芯模放入固化炉，准备固化；（b）按照固化工艺对复合材料壳体进行固化：先经2±0.5h升温至100±5℃，保温2±0.5h，然后经30±5min升温至120±5℃，保温2±0.5h，继续经40±5min升温至155±5℃保温5± 0.5h，（c）固化结束后，复合材料壳体随成型工装自然冷却至≤50℃，脱模，取出产品。
经材料性能测试和搭载固体火箭发动机地面热试车考核，证明这种复合材料壳体具有轻质、高压强性能，满足新型高比冲、高质量比发动机的对大开口复合材料壳体的技术需求。

Claims (8)

1.一种大开口的复合材料壳体，包括前接头、纤维增强塑料壳体和后接头，其特征在于：所述前接头和后接头分别与纤维增强塑料壳体连接部位的外形为倒圆锥形结构，倒圆锥角度范围为0.3°～1°。
2.根据权利要求1所述的复合材料壳体，其特征在于：所述前接头和后接头的长度依据与纤维增强塑料壳体连接后的复合材料剪切强度≥5MPa进行计算。
3.根据权利要求1所述的复合材料壳体，其特征在于：所述复合材料壳体还包括绝热层，绝热层的内型面为圆锥形，锥度范围为0.1°～0.5°。
4.根据权利要求1所述的复合材料壳体的成型方法，成型过程分为绝热层包覆、芯模组合、铺层缠绕和固化工序，具体步骤为：
1） 绝热层包覆
将预制绝热层裁剪后，包覆于成型工装的整体芯模表面；
2） 芯模组合
首先将前接头和后接头安装在成型工装的整体芯模上；
3） 铺层缠绕
配置树脂，单向纤维布裁剪，将浸渍树脂后的单向纤维布沿纵向铺放后进行环向纤维缠绕，单向纤维布铺层与环向纤维缠绕交替进行；
4） 固化
将缠绕后的芯模放入固化炉，进行固化；固化结束后，复合材料壳体随成型工装自然冷却，脱模，取出复合材料壳体。
5.根据权利要求4所述的成型方法，其特征在于：所述环向纤维缠绕张力为50～70N。
6.根据权利要求4所述的成型方法，其特征在于：所述复合材料壳体采用碳纤维/环氧树脂复合材料时，固化过程为，先经2±0.5h升温至100±5℃，保温2±0.5h，然后经30±5min升温至120±5℃，保温2±0.5h，继续经40±5min升温至155±5℃保温5± 0.5h。
7.根据权利要求4-6任一所述的成型方法的成型工装，包括主轴、前接头定位盘、缠绕整体金属芯模和后接头定位盘，其特征在于：所述主轴穿在缠绕整体金属芯模的内孔中，并通过内筒螺纹盘将主轴与缠绕整体金属芯模压紧；前接头套在缠绕整体金属芯模前端面上，并通过前接头定位盘连接定位后用前螺纹盘压紧；后接头套在缠绕整体金属芯模后端面上并用卡环和卡环螺纹盘压紧，并通过后接头定位盘将后接头连接定位后用后螺纹盘压紧。
8.根据权利要求7所述的成型工装，其特征在于：所述缠绕整体金属芯模两端的外型面为圆锥形，锥度范围为0.1°～0.5°。
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Cited By (4)

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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113250858A (zh) * 2021-04-21 2021-08-13 西安英利科电气科技有限公司 一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法
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CN114274557A (zh) * 2021-12-24 2022-04-05 哈尔滨工程大学 一种复合材料圆柱壳与金属构件的连接设计及成型方法
CN114986862A (zh) * 2022-07-18 2022-09-02 浙江抟原复合材料有限公司 一种复合材料拉杆干法缠绕成型模具及成型方法

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113250858A (zh) * 2021-04-21 2021-08-13 西安英利科电气科技有限公司 一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法
CN113459538A (zh) * 2021-05-31 2021-10-01 上海复合材料科技有限公司 一种复合材料壳体成型模具
CN114274557A (zh) * 2021-12-24 2022-04-05 哈尔滨工程大学 一种复合材料圆柱壳与金属构件的连接设计及成型方法
CN114274557B (zh) * 2021-12-24 2023-05-30 哈尔滨工程大学 一种复合材料圆柱壳与金属构件的连接设计及成型方法
CN114986862A (zh) * 2022-07-18 2022-09-02 浙江抟原复合材料有限公司 一种复合材料拉杆干法缠绕成型模具及成型方法
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