CN113123897B - 一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及固体火箭药柱成型工艺，具体涉及一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法。成型步骤：S1，设计芯模成型工装，在指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装水溶性砂芯填料，入炉烘干，最后拆卸芯模工装，实现整体成型；S2，在芯模药柱固定架表面刷涂胶粘剂，其余芯模表面成型脱模层，进行内绝热层包覆成型，按照一定缠绕张力进行纤维缠绕，进行内绝热层预硫化，拆除纤维；S3，在内绝热层表面进行纤维缠绕，达到制定厚度再进行缠绕层固化；S4，燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，取出砂芯模溶化，完成芯模与内绝热层分离。药柱固定架成型位置尺寸精度高，药柱固定架与内绝热层粘接强度高，成型工艺过程简单。
Description
技术领域
本发明涉及固体火箭药柱成型工艺，具体涉及一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法。
背景技术
燃烧室药柱固定架主要应用于对燃烧室药柱具有特殊结构及用途的固体火箭发动机中，其主要作用是对发动机燃烧室药柱进行固定及药柱型面成型。固体火箭发动机药柱为浇注成型，药柱固定架与燃烧室内绝热层的粘接强度及其位置精度直接影响发动机燃烧室药柱成型尺寸及药柱型面，从而影响发动机燃烧室工作可靠性。
某火箭发动机燃烧室药柱固定架成型采用粘接成型的方法。先将燃烧室内绝热层及壳体成型后，在内绝热层内表面划线标记，然后进行固定架粘接固定。该方法成型的固定架尺寸依靠画线标记，粘接时位置难以控制，位置尺寸精度差；粘接后需设计支撑工装对固定架施加压力以提高界面粘接强度，支撑压力难以有效控制，操作难度大。
现有技术药柱固定架位置尺寸精度差，药柱固定架与燃烧室内绝热层的粘接强度低，严重影响药柱最终成型尺寸及药柱型面，成型工艺过程复杂。
发明内容
本发明要解决的技术问题
本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，能够有效保证药柱固定架与燃烧室内绝热层的粘接强度，精确控制药柱固定架位置精度，同时简化药柱挂固定架成型工艺流程。
为解决技术问题采用的技术问题
一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，具体成型步骤如下：
S1：药柱固定架与芯模整体成型，根据内绝热层内型面及药柱固定架位置尺寸设计芯模成型工装，在芯模工装指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装水溶性砂芯填料，入炉烘干，最后拆卸芯模工装，实现药柱固定架与芯模整体成型；
S2：内绝热层成型，在芯模药柱固定架表面刷涂胶粘剂，其余芯模表面成型脱模层，进行内绝热层包覆成型，然后按照一定缠绕张力进行纤维缠绕，对绝热层施加压力，提高药柱固定架与内绝热层的粘接强度，进行内绝热层预硫化，拆除纤维；
S3：燃烧室壳体成型，在内绝热层表面进行纤维缠绕，纤维缠绕达到制定厚度后，进行缠绕层固化；
S4：芯模分离，燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，取出砂芯模溶化，完成芯模与内绝热层分离。
进一步地，所述 S2中芯模表面成型聚四氟乙烯脱模层。
进一步地，所述S2中对绝热层加压，胶粘剂界面剪切强度大于4MPa。
进一步地，所述S2中纤维缠绕按照张力120N进行纤维缠绕，缠绕纱宽10mm。
进一步地，所述S2内绝热层预硫化，硫化温度为100℃，保温时间6小时，待温度降到室温后拆除纤维。
进一步地，所述S3纤维采用T800碳纤维，树脂为匹配T800树脂。
进一步地，所述的纤维缠绕后固化，120℃保温6小时，150℃保温10小时，升温速率0.5℃/min。
获得的有益效果
本发明提供成型方法， 药柱固定架成型位置尺寸精度高，药柱固定架与内绝热层粘接强度高，成型工艺过程简单。
附图说明
图1 ：芯模成型工装结构简图，
图2 ：药柱固定架与芯模整体成型结构简图，
图3 ：药柱固定架成型结构简图，
其中：1-药柱固定架固定孔、2-芯模工装、3-药柱固定架、4-芯模、5-燃烧室壳体、6-内绝热层。
具体实施方式
本发明技术方案的基本内容包括药柱固定架与芯模整体成型、内绝热层成型、燃烧室壳体成型、芯模分离。
一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于，具体成型步骤如下：
1）药柱固定架与芯模整体成型。根据内绝热层内型面及药柱固定架位置尺寸设计芯模成型工装，在芯模工装指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装水溶性砂芯填料，入炉烘干，最后拆卸芯模工装，实现药柱固定架与芯模整体成型。
2）内绝热层成型。在芯模药柱固定架表面刷涂胶粘剂，其余芯模表面成型脱模层，然后进行内绝热层包覆成型。包覆后，按照一定缠绕张力进行纤维缠绕，对绝热层施加压力，提高药柱固定架与内绝热层的粘接强度。最后进行内绝热层预硫化，拆除纤维。
3）燃烧室壳体成型。在内绝热层表面进行纤维缠绕， 此时纤维需浸润树脂。纤维缠绕达到制定厚度后，进行缠绕层固化。
4）芯模分离。燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，用热水将水溶性砂芯模溶化取出，完成芯模与内绝热层分离，实现药柱吊挂件最终成型。
下面结合附图1-3及本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部所得实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。本发明实施实例：
1）药柱固定架与芯模整体成型。根据内绝热层内型面及药柱固定架位置尺寸设计芯模成型工装，在芯模工装指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装自制的水溶性砂芯填料，入炉烘干，烘干温度100℃，保温时间36小时。待温度降到室温后，拆卸芯模工装。
2）内绝热层成型。在芯模药柱固定架表面刷涂自制胶粘剂，胶粘剂界面剪切强度大于4MPa。其余芯模表面成型聚四氟乙烯脱模层，然后进行内绝热层包覆成型。包覆后，按照张力120N进行纤维缠绕，缠绕纱宽10mm。最后进行内绝热层预硫化，硫化温度为100℃，保温时间6小时。待温度降到室温后拆除纤维。
3）燃烧室壳体成型。在内绝热层表面进行纤维缠绕， 纤维采用T800碳纤维，树脂为匹配T800树脂，缠绕纱宽10mm，缠绕张力150N，共缠绕20层碳纤维。然后进行缠绕层固化，固化程序为：120℃保温6小时，150℃保温10小时，升温速率0.5℃/min。。
4）芯模分离。燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，用热水将水溶性砂芯模溶化取出，完成芯模与内绝热层分离，实现药柱吊挂件最终成型。
Claims (7)
1.一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于，具体成型步骤如下：
S1：药柱固定架与芯模整体成型，根据内绝热层内型面及药柱固定架位置尺寸设计芯模成型工装，在芯模工装指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装水溶性砂芯填料，入炉烘干，最后拆卸芯模工装，实现药柱固定架与芯模整体成型；
S2：内绝热层成型，在芯模药柱固定架表面刷涂胶粘剂，其余芯模表面成型脱模层，进行内绝热层包覆成型，然后按照一定缠绕张力进行纤维缠绕，对绝热层施加压力，提高药柱固定架与内绝热层的粘接强度，进行内绝热层预硫化，拆除纤维；
S3：燃烧室壳体成型，在内绝热层表面进行纤维缠绕，纤维缠绕达到制定厚度后，进行缠绕层固化；
S4：芯模分离，燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，取出砂芯模溶化，完成芯模与内绝热层分离。
2. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述 S2中芯模表面成型聚四氟乙烯脱模层。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2中对绝热层加压，胶粘剂界面剪切强度大于4MPa。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2中纤维缠绕按照张力120N进行纤维缠绕，缠绕纱宽10mm。
5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2内绝热层预硫化，硫化温度为100℃，保温时间6小时，待温度降到室温后拆除纤维。
6.根据权利要求1-4任意一项所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S3纤维采用T800碳纤维，树脂为匹配T800树脂。
7.根据权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述的纤维缠绕后固化，120℃保温6小时，150℃保温10小时，升温速率0.5℃/min。
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