CN112895503A - 小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。它包括如下步骤：1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装；2)原子灰固化；3)贴附绝热层及预压；4)涂覆胶粘剂；5)找平斜坡区域；6)纵向缠绕与再次环向缠绕；7)再次预压与入炉固化；8)车加工切割；9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。

Description

小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法

技术领域

本发明涉及碳纤维复合材料固体火箭发动机壳体，属于固体火箭发动机技术领域，具体地涉及一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法。

背景技术

碳纤维复合材料发动机壳体性能优异，但是成本偏高。在传统的碳纤维复合材料壳体成型工艺中，壳体筒段与接头同时固化成型，工艺路线复杂且质量批次不稳定，需要额外对封头部位进行补强以应对金属接头的刚度远大于复合材料壳体刚度的问题。尤其对于大开口封头壳体，在极孔边缘处的环向应变极大，壳体受内压时极易发生低压爆破，巨大应变能的突然释放会导致封头整体破坏，而采用封头补强工艺势必增加壳体的冗余质量和生产成本。在壳体设计中，应综合考虑壳体在各种复杂载荷下的稳定性和可靠性，燃烧室壳体作为发动机主承压结构，壳体在工作载荷下的安全可靠性至关重要，这将影响导弹整体性能。研究表明，对大开口复合材料壳体金属封头可以采用粘接工艺成型无需紧固件连接，如中国发明申请(申请公布号：CN110744832A，申请公布日：2020-02-04)公开了一种复合材料壳体大开口金属封头粘结成型方法，它包括如下步骤：

S1，采用缠绕内筒制备碳纤维复合材料的筒段，并在所述筒段的每端的加工两个同轴的径向孔；

S2，制备金属封头，并在金属封头外壁上加工出环形槽，径向孔与环形槽连通；

S3，配置粘接剂：按质量比环氧树脂：固化剂＝1:1混合均匀后加入填料，控制操作温度调节粘接剂的粘度小于0.4Pa·s；

S4，预固化：对金属封头进行打磨、喷砂，将调配好的粘接剂均匀涂布再金属封头外壁，在工装和压力机的作用下装配到位，在95℃下保温3h完成预固化，并保证环形槽形成密封空腔；

S5，从其中一个径向孔中向环形槽内注入粘接剂，从另一个径向孔中进行抽真空，直至上述密封空腔完全被粘接剂充满；

S6，在室温下放置至少12h后，在80℃环境下保温3h进行固化；S7，固化完成后自然冷却，解除压力机与压力，拆除工装。

该工艺简单易行，生产成本低，有效减小了发动机的冗余质量并增加了装药空间，然而这种成型方案操作起来难度较高，并且在粘接处易产生缺陷从而降低壳体的承压能力。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。

为实现上述目的，本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，它包括如下步骤：

1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装：所述缠绕工装包括缠绕内筒，及分别定位所述前封头、后封头的前封头工装、后封头工装；

所述前封头包括前接头部位，所述后封头包括后接头部位，且所述前接头部位、后接头部位与所述缠绕内筒之间留有空隙；

同时，所述前接头部位、后接头部位均包括定位连接段、斜坡过渡段及平面延伸段。

2)原子灰固化：在步骤1)的所述前封头工装、后封头工装分别与所述定位连接段之间形成的台阶处填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡过渡区域；

3)贴附绝热层及预压：在步骤1)的空隙及缠绕内筒外表面贴附绝热层，在所述绝热层外表面贴附脱模布，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后拆除；保证经预压后的所述绝热层外表面与前接头部位、后接头部位的平面延伸段的外表面在同一水平面上；

4)涂覆胶粘剂：在所述前接头部位、后接头部位，及经步骤3)处理后的绝热层表面均涂覆胶粘剂；具体的是在斜坡过渡段及平面延伸段表面均涂覆胶粘剂；

5)找平斜坡区域：采用浸胶的碳纤维布环向缠绕以找平步骤2)中的斜坡区域；

6)纵向缠绕与再次环向缠绕：在步骤4)处理后的前接头部位、后接头部位，以及绝热层表面继续进行纵向缠绕与再次环向缠绕制备缠绕层；

7)再次预压与入炉固化：制备壳体且保证所述壳体外表面与所述定位连接段在同一水平面上；

8)车加工切割；具体的是将完成步骤7)固化的壳体在前封头工装与前接头部位之间、后封头工装与后接头部位之间的缠绕层进行车加工切断，并将定位连接段上原子灰上多余的缠绕层车加工清理干净。

9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。

进一步地，步骤5)中，沿距离所述前封头工装或后封头工装的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡区域各位置处分别进行环向缠绕，且每次环向缠绕时均是平铺一层浸胶的碳纤维布后再在平铺的区域环向缠绕两次。

进一步地，步骤6)中，在完成步骤5)的斜坡区域找平后，每纵向缠绕两次后再环向缠绕两次，并依次交替进行。

进一步地，步骤5)和6)缠绕使用的浸胶的碳纤维布为T700碳纤维在JBCR01环氧树脂中浸渍处理后产品。

进一步地，步骤2)中，所述斜坡过渡区域的倾斜角大于0°但小于90°。同时还要保证经步骤5)找平处理后的倾斜角小于步骤2)中的倾斜角。

进一步地，步骤3)中，所述绝热层材质为三元乙丙橡胶，且所述绝热层厚度≥3mm。

进一步地，步骤4)中，所述胶粘剂包括开姆洛克胶粘剂或AE系列胶粘剂。

进一步地，步骤4)中，所述斜坡过渡段、平面延伸段在涂覆胶粘剂以前经表面清洁处理。

进一步地，步骤7)中，所述入炉固化包括90～100℃下处理1.5～2.5h，120～130℃下处理2～4h，140～160℃下处理6～10h。

进一步地，步骤7)中，采用脱模布贴附，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后入炉固化，且完成入炉固化后拆除玻璃纤维。

进一步地，所述缠绕工装还包括前封头工装压紧螺母、后封头工装压紧螺母、前封头压紧螺母、后封头压紧螺母、前接头堵盖和后接头堵盖，且各缠绕工装在使用以前表面均涂覆聚四氟乙烯。

有益效果：

本发明设计的成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好，具体的，爆破压强可达到21Mpa。

附图说明

图1为实施例制备的复合材料壳体的剖视图；

图2为实施例中部分缠绕工装的剖视图；

图3为图1中A部的放大图；

其中，上述附图中各部件编号如下：

前封头1(其中，前接头部位1.1、定位连接段1.11、斜坡过渡段1.12、平面延伸段1.13)、后封头2(其中，后接头部位2.1)、绝热层3、缠绕层4、壳体5；

缠绕内筒6、芯轴7、前封头工装8、后封头工装9、前封头工装压紧螺母10、后封头工装压紧螺母11、前封头压紧螺母12、后封头压紧螺母13、前接头堵盖14、后接头堵盖15。

具体实施方式

本发明为解决现有的复合材料壳体大开口金属封头成型方法存在的技术缺陷，公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。

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、完整的描述。

实施例1

如图1所示，本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体，其中，所述壳体5包括内部绝热层3及外部缠绕层4构成的空心腔体，在所述空心腔体的左右两端分别设置有前封头1和后封头2，其中，所述前封头1包括前接头部位1.1，所述后封头2包括后接头部位2.1，且所述前接头部位1.1、后接头部位2.1均包括定位连接段1.11、斜坡过渡段1.12及平面延伸段1.13，并且，所述前接头部位1.1、后接头部位2.1均位于绝热层3与缠绕层4之间，同时还保证所述绝热层3的外表面与平面延伸段1.13的外表面在同一水平面上，而所述缠绕层4的外表面与定位连接段1.11的外表面在同一水平面上。

实施例2

如图1、图2和图3所示，本实施例公开了上述实施例1所示的小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，它包括如下步骤：

1)缠绕工装与前封头1、后封头2的定位安装：所述缠绕工装包括芯轴7和套设于所述芯轴7外围的缠绕内筒6，本实施例优选所述缠绕内筒6为钢制缠绕内筒，及分别定位所述前封头1、后封头2的前封头工装8、后封头工装9；还包括用于固定所述前封头1、后封头2的前封头压紧螺母12、后封头压紧螺母13，及用于固定所述前封头工装8、后封头工装9的前封头工装压紧螺母10和后封头工装压紧螺母11，以及连接所述缠绕内筒6前后端的前接头堵盖14和后接头堵盖15；本发明还优选上述各缠绕工装在使用以前表面均涂覆聚四氟乙烯，以达到工装防腐蚀及便于脱模的技术效果。

此外，所述前封头1、后封头2均采用现有的模压成型工艺制得，本发明优选所述前封头1包括前接头部位1.1，所述后封头2包括后接头部位2.1，且所述前接头部位1.1、后接头部位2.1均包括定位连接段1.11、斜坡过渡段1.12及平面延伸段1.13，所述定位连接段1.11分别连接所述前封头工装8、后封头工装9；所述斜坡过渡段1.12、平面延伸段1.13均与缠绕内筒6外表面之间留有空隙，该空隙用于填充绝热层3，对于该空隙的具体尺寸，本发明不作特殊限定要求，其在满足具备相应形状的前封头、后封头前提下均在本发明保护范围内；

2)原子灰固化：在步骤1)的所述前封头工装8、后封头工装9与所述定位连接段1.11之间形成的台阶处填充原子灰且原子灰固化后形成斜坡过渡区域，该斜坡过渡区域表面无凸起、凹坑等缺陷情况，更重要的是在前封头工装8、后封头工装9与所述定位连接段1.11之间形成的台阶处形成完整平滑的斜坡过渡区域，以方便后续缠绕层的制备，对于该斜坡过渡区域的倾斜度，如果定义其为α，则满足α大于0°但小于90°。

3)贴附绝热层及预压：在步骤1)的空隙及缠绕内筒6外表面贴附绝热层3，在所述绝热层3外表面贴附脱模布，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后拆除玻璃纤维和脱模布，本发明选择预压时间不低于3h；保证经预压后的所述绝热层3外表面与平面延伸段1.13的外表面在同一水平面上；其中，所述绝热层3材质为三元乙丙橡胶，且保证所述绝热层3厚度≥3mm。

4)涂覆胶粘剂：在所述斜坡过渡段1.12、平面延伸段1.13，及经步骤3)处理后的绝热层3表面均涂覆一层胶粘剂，保证涂覆均匀且涂覆层厚度≤0.1mm；其中，所述斜坡过渡段1.12、平面延伸段1.13在涂覆胶粘剂以前需要经过表面清洁处理，如吹砂处理；具体的吹砂部位如图3所示；所述胶粘剂包括开姆洛克胶粘剂或AE系列胶粘剂。

5)找平斜坡区域：采用浸胶的碳纤维布环向缠绕以找平步骤2)中的斜坡过渡区域；具体的是沿距离所述前封头工装或后封头工装的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡过渡区域各位置处分别进行环向缠绕，且每次环向缠绕时均是平铺一层浸胶的碳纤维布后再在平铺的区域环向缠绕两次，进一步地使斜坡过渡区域平滑，并进一步地减小倾斜角，即相较于步骤2)中的α，角度减小；

6)纵向缠绕与再次环向缠绕：在步骤4)处理后的斜坡过渡段1.12、平面延伸段1.13，以及绝热层3表面继续进行纵向缠绕与再次环向缠绕；其中，每纵向缠绕两次后再环向缠绕两次，并依次交替进行以制备缠绕层4。并且步骤5)和6)缠绕使用的浸胶的碳纤维布为T700碳纤维在JBCR01环氧树脂中浸渍处理后产品。该产品含胶量均匀，在缠绕时不会出现胶液挤出等现象。

7)再次预压与入炉固化：在步骤6)制备的缠绕层4表面铺设脱模布后使用玻璃纤维环向缠绕，再次预压处理后，且控制预压时间不低于5h，再入炉固化，所述入炉固化包括90～100℃下处理1.5～2.5h，120～130℃下处理2～4h，140～160℃下处理6～10h，在完成入炉固化后拆除玻璃纤维和脱模布，继续用缠绕内筒车加工切断前后接头前部的缠绕层；

8)车加工切割；具体的是将完成步骤7)固化的壳体在前封头工装与前接头部位之间、后封头工装与后接头部位之间的缠绕层进行车加工切断，并将定位连接段上原子灰上多余的缠绕层车加工清理干净。

9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理；如对壳体表面进行去除毛刺、胶瘤等。

因此，本发明公开了一种采用整体成型后机加的方式制备复合材料壳体，该壳体承压能力较好，爆破压强可达到21Mpa。

同时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 (10)

1.一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，它包括如下步骤：

1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装：所述缠绕工装包括缠绕内筒，及分别定位所述前封头、后封头的前封头工装、后封头工装；

所述前封头包括前接头部位，所述后封头包括后接头部位，且所述前接头部位、后接头部位与所述缠绕内筒之间留有空隙；且所述前接头部位、后接头部位均包括定位连接段、斜坡过渡段和平面延伸段；

2)原子灰固化：在步骤1)的所述前封头工装、后封头工装分别与所述定位连接段之间形成的台阶处填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡过渡区域；

3)贴附绝热层及预压：在步骤1)的空隙及缠绕内筒外表面贴附绝热层，在所述绝热层外表面贴附脱模布，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后拆除；

4)涂覆胶粘剂：在所述前接头部位、后接头部位，及经步骤3)处理后的绝热层表面均涂覆胶粘剂；

5)找平斜坡区域：采用浸胶的碳纤维布环向缠绕以找平步骤2)中的斜坡过渡区域；

6)纵向缠绕与再次环向缠绕：在步骤4)处理后的前接头部位、后接头部位，以及绝热层表面继续进行纵向缠绕与再次环向缠绕制备缠绕层；

7)再次预压与入炉固化；

8)车加工切割；

9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。

2.根据权利要求1所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤5)中，沿距离所述前封头工装或后封头工装的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡过渡区域各位置处分别进行环向缠绕，且每次环向缠绕时均是平铺一层浸胶的碳纤维布后再在平铺的区域环向缠绕两次。

3.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤6)中，在完成步骤5)的斜坡过渡区域找平后，每纵向缠绕两次后再环向缠绕两次，并依次交替进行。

4.根据权利要求3所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤5)和6)缠绕使用的浸胶的碳纤维布为T700碳纤维在JBCR01环氧树脂中浸渍处理后产品。

5.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤2)中，所述斜坡过渡区域的倾斜角大于0°但小于90°。

6.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤3)中，所述绝热层材质为三元乙丙橡胶，且所述绝热层厚度≥3mm。

7.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤4)中，所述胶粘剂包括开姆洛克胶粘剂或AE系列胶粘剂。

8.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤7)中，所述入炉固化包括90～100℃下处理1.5～2.5h，120～130℃下处理2～4h，140～160℃下处理6～10h。

9.根据权利要求8所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤7)中，采用脱模布贴附，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后入炉固化，且完成入炉固化后拆除玻璃纤维。

10.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，所述缠绕工装还包括芯轴、前封头工装压紧螺母、后封头工装压紧螺母、前封头压紧螺母、后封头压紧螺母、前接头堵盖和后接头堵盖，且各缠绕工装在使用以前表面均涂覆聚四氟乙烯。

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