CN112895233B - 一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，先提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；然后在拼装壳体表面形成绝热气囊；再在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；向绝热气囊内充气至指定气压后开启稳压装置，在绝热气囊表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；最后移除芯轴和拼装壳体。本发明以绝热气囊为缠绕芯模进行纤维缠绕，纤维层固化后缠绕芯模作为燃烧室壳体的绝热结构，无需脱出，与纤维层一起形成燃烧室壳体，节省了芯模成本。该绝热气囊在缠绕成型和高温固化过程中可保持气压稳定，避免了受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求的问题。

Description

一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法

技术领域

本发明涉及缠绕成形领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法。

背景技术

传统固体火箭发动机燃烧室壳体成型的主要工艺是在芯模结构上装配封头及铺贴绝热层后，再缠绕纤维层，高温固化后脱模形成产品，其芯模结构主要有组合装配式芯模、全金属芯模、可冲洗式芯模等刚性结构。对于大型燃烧室壳体而言，选用常规的芯模方案均存在制造难度大、周期长、成本高、精度难以保证等问题，尤其芯模挠度变形和热膨胀变形无法克服，即使耗巨资制造一个芯模，也可能难以满足大型燃烧室壳体研制需求。另外，大型燃烧室壳体的封头模压和高温硫化对大型热压机和模压模具要求极高，而且柱段手工贴片效率低、料片搭接区难以处理、可靠性差，造成柔性结构成型存在成本高、可靠性差、周期长等问题。

现有技术CN105773997A和US.5259901提供了一种复合壳体成型的气囊芯模，壳体成型时气囊充气形成芯模，壳体固化后，气囊放气脱出，气囊可重复利用一定次数。现有技术气囊成型也需要模具，为保证尺寸、压力和硫化要求，气囊成型模具对结构及选材要求较高，成本较高。现有技术CN109989852A中，绝热层虽然采用了喷涂工艺，但是沿用了传统的前后封头单独成型，再与柱段连接的方法，仍存在封头单独成型对模具的依赖，以及封头与柱段连接时的搭接及界面等问题。

发明内容

本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，以解决相关技术中芯模成型成本高、周期长、精度难以保证等问题。

本发明提供的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，包括以下步骤：

提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；

在拼装壳体表面形成绝热气囊；

在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；

向绝热气囊内充气至指定气压；

开启稳压装置，在绝热气囊表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；

移除芯轴和拼装壳体。

在上述技术方案的基础上，拼装壳体以芯轴为中心轴，且芯轴两端伸出拼装壳体；拼装壳体由前封头壳板、柱段壳板和后封头壳板组成，三者组装在芯轴上后形成密闭的拼装壳体。

在上述技术方案的基础上，前封头壳板前端设有前封头肋板，前封头肋板与芯轴平行；后封头壳板后端设有后封头肋板，后封头肋板与芯轴平行；柱段壳板内壁上设有垂直于芯轴的T型柱段肋板；前封头肋板、后封头肋板、T型柱段肋板固定在芯轴上后，前封头壳板、柱段壳板、后封头壳板、芯轴四者形成密闭结构。

在上述技术方案的基础上，在拼装壳体表面形成绝热气囊的方法包括以下步骤：在拼装壳体外表面整体涂布绝热料浆，形成绝热密封层；在绝热密封层外表面整体进行纤维铺层，形成纤维增强层；在纤维增强层上以及密封环表面涂布绝热料浆，形成绝热增强层。

在上述技术方案的基础上，形成绝热密封层时，先在拼装壳体两端外表面涂布绝热料浆，再整体涂布绝热料浆，直至涂层形成密闭结构。

在上述技术方案的基础上，形成纤维增强层时，交替进行纤维铺层和绝热料浆涂布；纤维铺层时，预留供绝热料浆通过的孔隙；绝热料浆涂布时，使绝热料浆充满孔隙，并高出纤维铺层。

在上述技术方案的基础上，纤维铺层采用缠绕成型的方式，程序设定展纱宽度大于实际展纱宽度，使纤维铺层形成网格结构。

在上述技术方案的基础上，形成绝热增强层后，在绝热气囊两端布置轴向限位系统，轴向限位系统包括：

密封环压紧盘，其套设于外侧的芯轴上，且内侧紧贴密封环，密封环压紧盘包括前封头密封环压紧盘和后封头密封环压紧盘；

支撑环，其套设于芯轴上，且内侧紧贴密封环压紧盘，支撑环包括前接头支撑环和后接头支撑环；

定位轴承，其套设于芯轴上，且内侧紧贴支撑环，定位轴承包括前接头定位轴承和后接头定位轴承；

限位块，其套设于芯轴上，且内侧紧贴定位轴承，限位块包括前接头限位块和后接头限位块。

在上述技术方案的基础上，充气前，解除密封环压紧盘和限位块，使绝热气囊沿轴向处于自由状态，待绝热气囊膨胀至轴向限位系统设计位置。

在上述技术方案的基础上，缠绕成型时，先在绝热气囊表面缠绕一定厚度纤维，高温预固化，得到预固化壳体；再以预固化壳体为芯模继续进行纤维缠绕，高温固化，得到固体火箭发动机燃烧室壳体。

本发明在拼装壳体上喷涂或刮涂绝热材料，然后进行纤维铺层，再按设计要求喷涂或刮涂足够厚度的绝热材料，形成类似柔性压力容器的绝热气囊，在其内部充气后，绝热气囊能保持特定形状和足够的刚性，在其外表面进行纤维层缠绕，纤维层固化后绝热气囊作为固体火箭发动机燃烧室壳体的绝热结构，无需脱出，最终与纤维层一起形成固体火箭发动机燃烧室壳体。该方法带来的有益效果包括：

(1)本发明的绝热气囊能够同时作为缠绕芯模和固体火箭发动机燃烧室壳体的绝热结构，满足结构性和功能性，固体火箭发动机燃烧室壳体成型后绝热气囊无需脱出，降低劳动强度和周期；另外，绝热气囊作为固体火箭发动机燃烧室壳体的绝热结构，不需要考虑现有技术气囊重复利用时的折叠性、密封性、尺寸一致性、寿命等问题，使用效率高，成本低。

(2)本发明的绝热气囊采用常温硫化橡胶材料，成型模具不需要承受较大载荷和较高温度，可以尽可能地简化结构和用材要求，大大降低绝热气囊成型模具的制造成本和拆卸周期。

(3)本发明的绝热气囊充气后作为缠绕芯模使用，绝热气囊通过前后支撑结构与芯轴连接，因此芯轴的挠度不影响整体缠绕芯模的精度，有利于缠绕芯模挠度变形和芯轴结构的简化。另外，在缠绕成型过程和固化过程中能够通过控制充气压力，保证缠绕芯模外形保持在稳定状态，克服传统缠绕芯模受热膨胀外形不可控的难题，提高燃烧室壳体成型精度。

(4)本发明的绝热气囊通过自动喷涂或刮涂工艺在拼装壳体上成型，实现了绝热气囊的自动化和一体化成型，消除了传统成型方法不可避免的搭接边和界面，提高了成型效率、质量可靠性和尺寸精度。而且，克服了传统模压工艺对特种压机和高精度模具的依赖，大大降低成本和制造周期。

(5)本发明绝热气囊的绝热材料能够常温硫化，能够节约成本和周期，而且常温硫化对纤维层固化温度没有限制，拓宽了固体火箭发动机燃烧室壳体缠绕树脂的选用范围，利于产品性能提升。

(6)本发明的绝热气囊采用碳纤维或织物作为纤维增强层，具有结构性与功能性，作为芯模时能够承受内压和维形，作为绝热结构时能够起到抗冲刷和导热作用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的简易模具的结构示意图；

图2为本发明在简易模具表面形成绝热密封层和纤维增强层后的示意图；

图3为本发明提供的绝热气囊的示意图；

图4为本发明提供的绝热气囊充气后的示意图；

图5为图4中A部的放大示意图；

图6为图4中B部的放大示意图；

图7为图4中C部的放大示意图；

图8为本发明提供的固体火箭发动机燃烧室壳体脱模成型产品；

图中，1-芯轴，2-拼装壳体，21-前封头壳板，22-柱段壳板，23-后封头壳板，24-前封头肋板，25-柱段肋板，26-后封头肋板，3-绝热气囊，31-前盖层，32-绝热密封层，33-纤维增强层，34-绝热增强层，41-前接头，42-后接头，51-前封头密封环，52-前封头密封环压紧盘，53-前接头支撑环，54-前接头定位轴承，55-前接头限位块，61-后封头密封环，62-后封头密封环压紧盘，63-后接头支撑环，64-后接头定位轴承，65-后接头限位块，71-前端径向密封圈，72-前端端面密封圈，73-前接头端面密封圈，74-后端径向密封圈，75-后端端面密封圈，76-后接头端面密封圈，81-充气装置，82-测压装置，83-稳压装置，91-纤维缠绕层，92-前裙，93-后裙。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要说明的是，在本发明中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本发明提供的固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其能解决成本高、周期长、精度难以保证等问题，该方法包括以下步骤：

(1)提供芯轴1和拼装壳体2，在芯轴1两端套装密封环。

芯轴1和拼装壳体2组装成用于固体火箭发动机燃烧室壳体成型的简易模具，拼装壳体2尺寸大小根据固体火箭发动机燃烧室壳体绝热气囊3内型面设计。参见图1所示，该拼装壳体2以芯轴1为中心轴，且芯轴1两端伸出拼装壳体2，拼装壳体2各零部件均临时拼装在芯轴1上，在燃烧室壳体成型之后拆卸下来，重复利用。

参见图1所示，进一步地，拼装壳体2由前封头壳板21、柱段壳板22和后封头壳板23组成，前封头壳板21前端设有前封头肋板24，前封头肋板24与芯轴1平行；后封头壳板23后端设有后封头肋板26，后封头肋板26与芯轴1平行；柱段壳板22内壁上设有垂直于芯轴1的T型柱段肋板25；前封头肋板24、后封头肋板26、T型柱段肋板25固定在芯轴1上后，柱段壳板22、前封头壳板21、后封头壳板23、芯轴1四者形成密闭结构。以上零部件通过螺栓拼装成整体，组装完毕后，可根据需要在拼装壳体2外表面刮涂腻子层，修补装配台阶，然后在拼装壳体2外表面粘贴脱模布，形成平整光滑的外表面。

密封环的作用一是作为绝热气囊3的密封件，二是作为绝热气囊3与外部机构连接的连接件。参见图2所示，密封环位于拼装壳体2的两端外侧，包括前封头密封环51和后封头密封环61，安装在芯轴1上前分别在前封头密封环51和后封头密封环61上安装前端径向密封圈71和后端径向密封圈74，以保证密封环套装在芯轴1上之后与绝热气囊3密封，然后分别采用前封头密封环压紧盘52和后封头密封环压紧盘62将密封环压紧在拼装壳体2上。

(2)在拼装壳体2表面形成绝热气囊3。

具体地，先在拼装壳体2外表面整体涂布绝热料浆，形成绝热密封层32；在绝热密封层32外表面整体进行纤维铺层，形成纤维增强层33。参见图2所示，形成绝热密封层32时，先在拼装壳体2两端外表面涂布绝热料浆，形成前盖层31，再整体涂布绝热料浆，直至涂层到达一定的厚度，保证密封不透气；形成纤维增强层33时，交替进行纤维铺层与绝热料浆涂布，且纤维铺层时，预留供绝热料浆通过的孔隙，绝热料浆涂布时，使绝热料浆充满孔隙，并高出纤维铺层。具体地，当绝热密封层32未固化时，在其表面进行纤维铺层，纤维铺层的方法为在绝热密封层32表面缠绕碳纤维或铺放纤维织物；缠绕碳纤维时，程序设定展纱宽度要大于实际展纱宽度，使碳纤维层形成网格结构。交替进行纤维铺层与绝热料浆涂布，以保证绝热料浆能够通过纤维铺层的网格孔隙，在纤维铺层内形成钉扎结构。绝热密封层32未固化时即进行纤维铺层，一方面是为了增加纤维增强层33与绝热密封层32的粘接强度，另一方面是为了绝热密封层32、纤维增强层33、绝热纤维增强层34同步固化，从而形成一体结构。

绝热料浆涂布的方法为喷涂或刮涂。绝热料浆为绝热材料配制得适宜粘度的料浆，绝热材料优选为可喷涂的常温硫化硅基橡胶材料，其具有低密度、高延伸率、抗烧蚀等特点，满足固体火箭发动机使用要求。

(3)在纤维增强层33上以及密封环表面涂布绝热料浆，形成绝热纤维增强层34。

参见图3、图4、图6所示，在上一步的基础上，在纤维增强层33表面及前封头密封环51、后封头密封环61表面继续喷涂硅基绝热材料至一定厚度，形成绝热纤维增强层34；绝热纤维增强层34涂布完成后，形成一个以纤维增强层33为夹心的绝热气囊3，由于纤维增强层33内的钉扎结构，绝热密封层32、纤维增强层33、绝热增强层34三者并无严格界面。绝热增强层34具有一定厚度，保证绝热气囊3具有一定刚度；在密封环表面涂布绝热料浆，保证了密封环与绝热气囊3的密封性；纤维增强层33在绝热气囊3工作时能够起到一定的抗冲刷和导热作用，提高绝热增强层34性能。

(4)在绝热气囊3两端的密封环上连接充气装置81、测压装置82以及稳压装置83。

参见图3～图7所示，密封环和支撑环装配时，分别在前封头密封环51、后封头密封环61以及接头端面密封槽中安装对应的密封圈，密封圈包括前端径向密封圈71、前端端面密封圈72、前接头端面密封圈73、后端径向密封圈74、后端端面密封圈75以及后接头端面密封圈76，以确保绝热气囊密封性良好。

在两端密封环上安装前接头41和后接头42，并分别在芯轴1两端安装前接头支撑环53和后接头支撑环63使前接头41、后接头42紧贴绝热增强层34表面，保证绝热气囊3随缠绕设备旋转；然后紧贴支撑环在芯轴1上套装前接头定位轴承54和后接头定位轴承64；再紧贴定位轴承在芯轴1上套装前接头限位块55和后接头限位块65，对支撑环进行轴向限位固定；接着在前接头41、后接头42及绝热增强层34表面，继续整体喷涂一层厚厚的绝热料浆。最后在后封头密封环61上安装充气装置81、测压装置82和稳压装置83，具体地，测压装置82为测压表，充气装置81为充气嘴，稳压装置83为稳压阀。

进一步地，前接头支撑环53和后接头支撑环63上均设有绝热料浆溢料口，保证接头挤压到位前能够正常溢料，并与绝热密封层32紧密贴合。

(5)向绝热气囊3内充气至指定气压，开启稳压装置83，在绝热气囊3表面缠绕预浸纤维后高温固化，绝热气囊3与表面缠绕纤维一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体。

参见图4、图5、图7所示，解锁密封环压紧盘和限位块，使密封环和接头沿轴向处于自由状态，通过充气装置81向绝热气囊3内部充气，达到指定压力后，停止充气。绝热气囊3内部充气后膨胀，与内部的拼装壳体2外表面脱离，其前后端限位块到达设计位置，形成具有特定形状和刚度的缠绕芯模。

开启稳压装置83，以绝热气囊3为缠绕芯模，开始在绝热气囊3表面缠绕纤维层至一定厚度(通常为2层螺旋+2层环向纤维)后入炉预固化，预固化过程中，由于内部拼装壳体2与绝热气囊3内型面有一定间隙，而且前接头支撑环53、后接头支撑环63与芯轴1在轴向呈自由状态，拼装壳体2受热膨胀不会影响绝热气囊3及其表面的纤维层，即燃烧室壳体内形面不受影响，而且不会受芯轴1挤压而带应力固化。由于稳压装置83的存在，纤维层固化时，绝热气囊3内部气体受热后膨胀，通过稳压装置83排出部分气体，保证绝热气囊3内气压稳定，从而维持外形面不变，避免了绝热气囊3受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求。绝热气囊3表面的纤维层预固化后形成硬壳，可作为缠绕芯模的一部分，使绝热气囊3承受内压和外压的能力增强，能够更好地发挥缠绕芯模的作用，提高产品的尺寸精度和力学性能。

继续完成后续纤维层缠绕，在绝热气囊3外形成纤维缠绕层91；在燃烧室壳体两端制作前裙92、后裙93，完成上裙工序后入炉进行燃烧室壳体最终固化，固化过程中绝热气囊3与拼装壳体2依然存在间隙，且轴向不受芯轴1热膨胀影响，最终燃烧室壳体不受简易模具热膨胀影响，内形面能够与设计状态一致，而且不带应力固化，力学性能更好。

(6)拆除芯轴1和拼装壳体2。

绝热气囊3与纤维层一体固化成燃烧室壳体后，由于燃烧室壳体具有一定刚度，绝热气囊3内型面与拼装壳体2保持分离状态，拆卸外部结构后抽出芯轴1，拆除拼装壳体2，单个零部件可从燃烧室壳体开口取出，绝热气囊3留在燃烧室壳体中，作为绝热结构使用，固体火箭发动机燃烧室壳体脱模后的产品如图8所示。

本发明提供的固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法中，以绝热气囊3为主体的柔性结构既可以作为缠绕成型的芯模，又可以作为燃烧室壳体的绝热结构，节省了成本。该柔性结构在缠绕成型和高温固化过程中可保持气压稳定，避免了受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求的问题。

以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

提供芯轴(1)和拼装壳体(2)，并在芯轴(1)两端套装密封环；

在拼装壳体(2)表面形成绝热气囊(3)，在绝热气囊(3)两端布置轴向限位系统，所述轴向限位系统包括密封环压紧盘和限位块；

在绝热气囊(3)两端的密封环上连接测压装置(82)、充气装置(81)以及稳压装置(83)；

充气前，解除密封环压紧盘和限位块，使绝热气囊(3)沿轴向处于自由状态，向绝热气囊(3)内充气至指定气压，使绝热气囊(3)内部充气后膨胀，与内部的拼装壳体(2)外表面脱离，形成具有特定形状和刚度的缠绕芯模；

开启稳压装置(83)，在绝热气囊(3)表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊(3)与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；

移除芯轴(1)和拼装壳体(2)。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：所述拼装壳体(2)以芯轴(1)为中心轴，且芯轴(1)两端伸出拼装壳体(2)；所述拼装壳体(2)由前封头壳板(21)、柱段壳板(22)和后封头壳板(23)组成，三者组装在芯轴(1)上后形成密闭的壳体。

3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：所述前封头壳板(21)前端设有前封头肋板(24)，所述前封头肋板(24)与所述芯轴(1)平行；所述后封头壳板(23)后端设有后封头肋板(26)，所述后封头肋板(26)与所述芯轴(1)平行；所述柱段壳板(22)内壁上设有垂直于所述芯轴(1)的T型柱段肋板(25)；所述前封头肋板(24)、后封头肋板(26)、T型柱段肋板(25)固定在所述芯轴(1)上后，所述柱段壳板(22)、前封头壳板(21)、后封头壳板(23)、芯轴(1)四者形成密闭结构。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：在拼装壳体(2)表面形成绝热气囊(3)的方法包括以下步骤：在拼装壳体(2)外表面整体涂布绝热料浆，形成绝热密封层(32)；在绝热密封层(32)外表面整体进行纤维铺层，形成纤维增强层(33)；在纤维增强层(33)上以及密封环表面涂布绝热料浆，形成绝热增强层(34)。

5.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：形成绝热密封层(32)时，先在拼装壳体(2)两端外表面涂布绝热料浆，再整体涂布绝热料浆，直至涂层形成密闭结构。

6.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：形成纤维增强层(33)时，交替进行纤维铺层和绝热料浆涂布；纤维铺层时，预留供绝热料浆通过的孔隙；绝热料浆涂布时，使绝热料浆充满孔隙，并高出纤维铺层。

7.根据权利要求6所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：纤维铺层采用缠绕成型的方式，程序设定展纱宽度大于实际展纱宽度，使纤维铺层形成网格结构。

8.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：缠绕成型时，先在绝热气囊(3)表面缠绕一定厚度纤维，高温预固化，得到预固化壳体；再以预固化壳体为芯模继续进行纤维缠绕，高温固化，得到固体火箭发动机燃烧室壳体。

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