CN113147055B - 一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：在芯模外表面制作不透气的脱模层；装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。本发明利用了绝热封头和脱模层本身的密封性，通过安装密封条和真空袋使绝热封头和脱模层成为抽真空系统的一部分，缠绕螺旋纤维层前抽真空，使绝热封头与脱模层贴合，进而使绝热封头贴合在芯模上，缠绕1～2个完整循环后停止抽真空，此时，绝热封头由于受到螺旋纤维层的约束不会出现回弹，从而解决了因绝热封头和封头段芯模不贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体质量的问题。

Description

一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机复合材料壳体领域，特别涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法。

背景技术

固体火箭发动机复合材料壳体包括前后接头、前后裙、纤维缠绕层和绝热层，现有技术一般将前后封头部位绝热层分别与前后接头通过模压工艺形成整体绝热封头。壳体成型工序主要为:先制备芯模，再将前、后绝热封头分别安装于芯模上，再贴柱段绝热层，然后在柱段绝热层表面以及前、后绝热封头整体缠绕螺旋纤维层，最后进行上裙、固化和脱模等工作。

前、后绝热封头为底部开口的碗状结构，小开口部位采用石棉/酚醛/丁腈橡胶(5-Ⅲ)或碳纤维编织/酚醛/丁腈橡胶(T-1)抗烧蚀层等加强的复合绝热结构，5-Ⅲ和T-1抗烧蚀层存在一定的固化变形，且具有一定刚性，而大开口部位为薄而柔软的绝热层，刚性较差，因此，绝热封头模压后与设计形面有一定偏离，装配到芯模上之后，难以与芯模完全贴合。绝热封头尺寸越大其与芯模的间隙越大，会造成如下缺陷：1)制作螺旋纤维层时，绝热封头发生变形，缠绕张力难以控制，影响固体火箭发动机复合材料壳体强度发挥；2)芯模旋转时，大开口部位相对于小开口部位发生扭曲，易撕扯开柱段绝热层，影响绝热封头与柱段绝热层粘接；3)绝热封头与螺旋纤维层间压力降低，甚至无压力，导致固体火箭发动机复合材料壳体固化后第一界面脱粘；4)固体火箭发动机复合材料壳体固化时，绝热封头局部无刚性芯模支撑，绝热封头部位型面为自由状态，内形面不满足设计要求。

现有技术通常在绝热封头装配后，采用未浸胶的纤维对绝热封头进行缠绕预压，但是在正式缠绕螺旋纤维层之前需要拆除绝热封头处缠绕的未浸胶纤维，绝热封头会发生回弹，效果将打折扣，而且对于大型壳体或大长径比的壳体，采用未浸胶的纤维对绝热封头进行缠绕预压的方法，效率低、浪费大。

发明内容

为了解决现有技术中绝热封头装配后难以与芯模贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体强度发挥，降低绝热封头与柱段绝热层粘接、第一界面粘接质量和壳体内形面质量的问题，本发明实施例提供一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法。

本发明提供的技术方案具体如下：

一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：

在芯模外表面制作不透气的脱模层；

装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；

抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；

在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。

作为上述技术方案的优选，芯模预留有沿赤道线走向的赤道线密封槽，赤道线密封槽用于容纳密封件。

作为上述技术方案的优选，脱模层为聚四氟乙烯薄膜，在芯模外表面制作不透气的脱模层的步骤具体为：在芯模外表面整体粘贴聚四氟乙烯薄膜，或在芯模外表面整体涂覆聚四氟乙烯溶胶使其形成聚四氟乙烯薄膜。

作为上述技术方案的优选，密封件包括密封条和筒状的真空袋，真空袋套设于芯模两端的芯轴上，其一端边缘通过密封条与绝热封头小开口部位密封连接，另一端边缘通过密封条与芯轴密封连接。

作为上述技术方案的优选，真空袋上设有抽气阀，抽气阀连接在真空泵上，所述真空泵固定在芯轴上。

作为上述技术方案的优选，真空泵由无接缝滑触线中间电源供电器供电，所述无接缝滑触线中间电源供电器位于芯轴支撑架上，其无接缝滑触线环绕在芯轴上。

作为上述技术方案的优选，抽真空步骤在制作好柱段绝热层后开始。

作为上述技术方案的优选，至少在绝热封头外表面整体螺旋缠绕1个完整循环后停止抽真空。一个完整循环即缠绕一个来回，包括两层预浸纱或预浸带。

作为上述技术方案的优选，待绝热封头外表面整体螺旋缠绕2个完整循环后停止抽真空。

优选地，绝热封头为预制件。

本发明提供的技术方案具有以下优点和有益效果：

(1)本发明提供的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法利用了绝热封头和脱模层本身的密封性，通过密封条和真空袋使绝热封头和脱模层成为抽真空系统的一部分，缠绕螺旋纤维层前抽真空，使绝热封头与脱模层贴合，进而使绝热封头贴合在芯模上，缠绕1～2个完整循环后停止抽真空，此时，绝热封头由于受到螺旋纤维层的约束不会出现回弹，从而解决了因绝热封头和封头段芯模不贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体质量的问题。

(2)本发明在螺旋纤维层缠绕前以及缠绕过程中，需要不间断抽真空，以避免绝热封头与封头段芯模不贴合，而缠绕螺旋纤维层过程中真空袋上的抽气阀会随芯模一起转动，导致抽气管缠在芯轴上，本发明将真空泵固定在芯轴上，旋转过程中抽气阀、抽气管、真空泵三者相对静止，解决了抽气管缠绕芯轴的问题，并采用滑触线供电的方式，避免了电线缠绕芯轴问题的出现。

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为本发明装配好真空系统的芯模剖面图；

图2为图1的A部放大图；

图3为图1的B部放大图；

其中，1-芯模，11-芯模骨架，12-石膏层，13-芯轴，2-绝热封头，31-赤道线密封槽，32-密封条，33-抽气阀，34-真空袋，35-抽气管，36-真空泵，37-电线，38-无接缝滑触线中间电源供电器，4-脱模层。

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。术语“赤道线”即柱段和封头段的接缝。

本发明实施例提供一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，解决了现有技术中绝热封头2装配后难以与芯模1贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体强度发挥，降低绝热封头2与柱段绝热层粘接、第一界面粘接质量和壳体内形面质量的问题。

本发明提供的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：

(1)制作芯模1：

芯模1整体包括柱段和位于柱段两端的封头段，柱段和封头段均由若干芯模骨架11组成。组装好后，柱段整体呈圆筒状，封头段整体呈未封底的碗状，其大开口与柱段开口吻合。

如图1所示，芯模骨架11在芯轴13上组装好后，芯轴13两端伸出芯模1，芯模1两端通过接头定位工装固定在芯轴13上。组装好芯模骨架11后，在芯模骨架11外表面制备石膏层12，制作石膏层12的过程中，沿前、后赤道线的部位预留赤道线密封槽31，赤道线密封槽31的深度和宽度设计与密封条32相匹配，以便于后续粘贴密封条32。(2)在芯模1外表面制作脱模层4：

制作好石膏层12后，在芯模1表面整体粘贴聚四氟乙烯薄膜或涂刷聚四氟乙烯溶胶，并使聚四氟乙烯溶胶固化成聚四氟乙烯薄膜，聚四氟乙烯薄膜即为脱模层4，其既能使芯模1与绝热层(包括绝热封头2和柱段绝热层)容易分离，还具有良好的密封性，可与绝热封头2形成密封空腔。制备脱模层4时至少保证位于封头段外表面的部分不透气，以便其与绝热封头2形成密封空腔。通过粘贴或涂刷方式形成脱模层4时，赤道线密封槽31处的脱模层4紧贴赤道线密封槽31内型面粘贴或涂刷，以避免粘贴密封条32时对脱模层4产生张拉作用导致脱模层4变形。

(3)装配绝热封头2和密封件，使绝热封头2与脱模层4成为抽真空系统的一部分：

本发明的抽真空系统包括绝热封头2、脱模层4、赤道线密封槽31、密封条32、真空袋34、抽气阀33、抽气管35、真空泵36、电线37和无接缝滑触线中间电源供电器38。

待装配的绝热封头2为预制件。在绝热封头2装配前，沿芯模1的石膏层与芯模1骨架的接缝、芯模1骨架与芯轴13的接缝粘贴密封条32，保证密封性；装配好绝热封头2后，在绝热封头2小开口处、接头定位工装附近粘贴密封条32，绝热封头2大开口部位的密封条32嵌入赤道线密封槽31后填平赤道线密封槽31；然后，在整个接头定位工装外侧包覆真空袋34，并粘贴密封条32密封周边，真空袋34、绝热封头2与芯模1之间形成封闭空间。

装配好后，真空袋34呈筒状，套设于芯模1两端的芯轴13上，并包裹接头定位工装，一端边缘通过粘贴密封条32与绝热封头2小开口部位密封连接，另一端边缘通过粘贴密封条32与芯轴13密封连接。在真空袋34上挖孔，安装抽气阀33，并在抽气阀33周围粘贴密封条32，保证密封性；通过抽气管35将抽气阀33与真空泵36连接。装配真空袋34时，可使用设有抽气阀33和抽气管35的真空袋34，直接套设在整个接头定位工装外侧，与绝热封头2、脱模层4形成密封结构后，连接在真空泵36上。

本发明的真空泵36固定在芯轴13上，真空泵36选用干式机械泵，以避免真空泵36随芯轴13旋转时出现漏油现象。真空泵36由无接缝滑触线中间电源供电器38稳定供电，无接缝滑触线中间电源供电器38固定在芯轴13支撑位置，无接缝滑触线环绕在芯轴13上，芯模1旋转时，无接缝滑触线中间电源供电器38固定不动，通过电线37与真空泵36连接，真空泵真空袋34、抽气管35、抽气阀33随芯轴13一起旋转，相对静止，不会出现抽气管35缠绕芯轴13的问题。

(4)抽真空，使绝热封头2与脱模层4贴紧：

检查管路和电路后，开始抽真空，通过真空袋34检查密封性无问题后，真空泵36持续工作抽真空。抽真空步骤可以在制作柱段绝热层前、后开始，并维持至芯模1外表面整体缠绕至少1个完整循环，以保证缠绕螺旋纤维层前后绝热封头2能够与封头段的芯模1始终贴合，抽真空时真空压力不应低于75kPa。

(5)在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层：

抽真空使绝热封头2与脱模层4贴紧后，在前、后绝热封头2、柱段绝热层表面，整体缠绕螺旋纤维层，完成第一个完整循环后，在前、后绝热封头2、柱段绝热层表面整体形成2层预浸纱或预浸带，由于缠绕张力的作用，绝热封头2能够与芯模1保持贴合，此时可以停止抽真空，优选的，待整体缠绕2个完整循环后停止抽真空，继续进行后续的螺旋纤维层缠绕工作，固体火箭发动机复合材料壳体制备好后拆除芯模1和真空泵36。

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)

1.一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：

在芯模外表面制作不透气的脱模层；

装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；

抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；

在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述芯模预留有沿赤道线走向的赤道线密封槽，所述赤道线密封槽用于容纳密封件。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述脱模层为聚四氟乙烯薄膜，所述在芯模外表面制作不透气的脱模层的步骤具体为：在芯模外表面整体粘贴聚四氟乙烯薄膜，或在芯模外表面整体涂覆聚四氟乙烯溶胶使其形成聚四氟乙烯薄膜。

4.根据权利要求1或2所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述密封件包括密封条和筒状的真空袋，所述真空袋套设于芯模两端的芯轴上，其一端边缘通过密封条与绝热封头小开口部位密封连接，另一端边缘通过密封条与芯轴密封连接。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述真空袋上设有抽气阀，所述抽气阀连接在真空泵上，所述真空泵固定在芯轴上。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述真空泵由无接缝滑触线中间电源供电器供电，所述无接缝滑触线中间电源供电器位于芯轴支撑架上，其无接缝滑触线环绕在芯轴上。

7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述抽真空步骤在制作好柱段绝热层后开始。

8.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：至少在绝热封头外表面整体螺旋缠绕1个完整循环后停止抽真空。

9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：待绝热封头外表面整体螺旋缠绕2个完整循环后停止抽真空。

10.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，其特征在于：所述绝热封头为预制件。

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