CN113250858A - 一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法 - Google Patents

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李�杰
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Abstract

一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法，包括隔热层、缠绕壳体、挂线凸起和连接环；隔热层的一端套设有连接环，挂线凸起设置在连接环的外侧，缠绕壳体缠绕设置在隔热层以及挂线凸起外侧，形成燃烧室的缠绕结构。本发明在缠绕壳体内侧的连接环上设置挂线凸起，当丝束从连接环回绕时，丝束将会被挂线凸起紧紧的勾住，使缠绕壳体与隔热层紧密连接，能够承受更大的径向压力轴向力。

Description

一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，特别涉及一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法。
背景技术
大开口固体火箭燃烧室的口部直径几乎与燃烧室的直径相同，端部连接环基本为圆柱面轮廓，无法采用传统缠绕工艺使用高强度纤维缠绕。故大开口固体火箭燃烧室壳体过去一直是用金属制造，但由于金属材料的比强度较低，金属壳体限制了火箭的性能。为进一步提高大开口固体火箭的性能，亟待解决该类火箭的纤维缠绕技术。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构及方法，以解决上述问题。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，包括隔热层、缠绕壳体、挂线凸起和连接环；隔热层的开口一端外侧紧贴连接环的内侧，连接环的外侧设有挂线凸起，缠绕壳体缠绕设置在隔热层以及连接环外侧的挂线凸起外侧，形成燃烧室的缠绕结构。
进一步的，连接环的一端为螺纹结构，连接环的另一端外表面呈环状均匀设置有若干挂线凸起。
进一步的，挂线凸起顶部为锐角。
进一步的，挂线凸起为压铆钉结构，具体为尖刺状或棱柱状。
进一步的，勾线凸起为焊钉，采用焊接工艺焊接在连接环的外侧。
进一步的，隔热层为单侧开口的筒状结构，封闭端为半球形。
进一步的，连接环外表面与挂线凸起部位的分界处设置有斜凸起，斜凸起为缠绕壳体的边缘。
进一步的，一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕方法，包括以下步骤：
步骤1、先在芯模上喷涂脱模剂并将由复合橡胶制成的隔热层套在芯模上；
步骤2、给套在芯模上的隔热层涂胶并套设连接环，然后在缠绕机上进行螺旋缠绕碳纤维丝束，先采用碳纤维预浸胶丝束螺旋缠绕，丝束在到达挂线凸起并被挂住后改变方向向后缠，直至完整螺旋缠绕；
步骤3、在螺旋缠绕层的圆柱面外进行环向缠绕，在连接环的外侧挂线凸起处应给于环绕丝束较大的张力确保挂线凸起附近的螺旋缠绕丝束与连接环的外表面之间能被压紧。
步骤4、将缠绕体连同芯模放入固化炉，加热固化。
与现有技术相比，本发明有以下技术效果：
本发明在缠绕壳体内侧的连接环上设置挂线凸起，当丝束从连接环回绕时，丝束将会被挂线凸起紧紧的勾住，使缠绕壳体与隔热层紧密连接，能够承受比金属壳体更大的径向力和轴向力。
本发明的挂线凸起为铆钉结构或焊钉，且与连接环4的外表面的夹角≤90°，起到很好的挂线作用。
本发明使用高强度的碳纤维缠绕壳体相比金属壳体更容易进行自动化生产和整体成型，不仅具有很好的经济型，还可以显著降低火箭壳体的自重，提高火箭的性能。
附图说明
图1为本发明的固定式地面部分的结构示意图；
图2为本发明所述的后倾勾线凸起示意图；
图3为本发明所述的压铆凸钉勾线凸起示意图。
附图零部件代号说明：1——缠绕壳体、2——隔热层、3——挂线凸起、4——连接环。
具体实施方式
以下结合附图对本发明进一步说明：
请参阅图1至图3，一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，燃烧室壳体一端的连接环内径与缠绕壳体内径相同，另一端为带孔或不带孔的半球面，连接环有连接螺纹，壳体采用预浸胶碳纤维缠绕，连接环的前部外侧，有一组能使碳纤维固定的勾线凸起。本发明在缠绕壳体内侧的连接环上设置挂线凸起，当丝束从连接环回绕时，丝束将会被挂线凸起紧紧的勾住，随后的环绕使缠绕壳体与连接环紧密连接，能够承受比金属壳体更大的径向压力轴向力。
连接环的勾线凸起的顶部为锐角。
所述的勾线凸起可以用专门设计的压铆凸钉，采用压铆工具铆接在连接环前部预先钻好的孔里。
所述的勾线凸起还可以采用特制的焊钉，采用焊接工艺焊接在连接环的前部外侧。
本发明的挂线凸起为铆钉结构或焊钉，且与连接环4的外表面的夹角≤90°，起到很好的挂线作用。
本发明使用高强度的碳纤维缠绕壳体相比金属壳体更容易进行自动化生产和整体成型，不仅具有很好的经济型，还可以显著降低火箭壳体的自重，提高火箭的性能。
具体缠绕工艺是：
1、先在芯模上喷涂脱模剂并将由复合橡胶制成的隔热层套在芯模上；
2、给套在芯模上的隔热层2涂胶并将连接环4粘牢，然后在缠绕机上进行螺旋缠绕，当丝束从连接环4回绕时，丝束将会被挂线凸起3紧紧的勾住。
3、在螺旋缠绕完成后，再在连接环4的挂线凸起3外侧以较大的张力环向缠绕一层丝束。
4、放入固化炉，加热固化。
实施例1：
复合材料大开口固体火箭燃烧室，由缠绕壳体1、隔热层2和连接环4组成。燃烧室底端的连接环4内径与缠绕壳体1内径相同，顶部为带孔或不带孔的球面，连接环有连接螺纹，燃烧室壳体采用预浸胶碳纤维缠绕。燃烧室底端的连接环非螺纹一端的外侧，设计了一组能使碳纤维固定的勾线凸起3，采用数控铣加工。缠绕前先在将由复合橡胶制成的隔热层套在芯模上，在给套在芯模上的隔热层2涂胶并与连接环4粘牢；然后在缠绕机上进行螺旋缠绕，当丝束从连接环4回绕时，丝束将会被挂线凸起3紧紧的勾住；在螺旋缠绕完成后，再在连接环4的挂线凸起3外侧以较大的张力环向缠绕一层丝束，把螺旋缠绕的端部与连接环以及勾线凸起3紧密的压在一起；最后放入固化炉加热固化，固化后脱模即告结束。
实施例2：
采用数控铣加工的勾线凸起，加工效率较低。本例改用专门设计的压铆凸钉。具体方法是在实施例1的连接环4的缠绕部位车削成薄壁圆柱面并在原凸起3的位置钻孔，然后用特制的压铆凸钉在专门的工装下进行压铆。

Claims (8)

1.一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，包括隔热层(2)、缠绕壳体(1)、挂线凸起(3)和连接环(4)；隔热层(2)的开口一端外侧紧贴连接环(4)的内侧，连接环(4)的外侧设有挂线凸起(3)，缠绕壳体(1)缠绕设置在隔热层(2)以及连接环(4)外侧的挂线凸起(3)外侧，形成燃烧室的缠绕结构。
2.根据权利要求1所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，连接环(4)的一端为螺纹结构，连接环(4)的另一端外表面呈环状均匀设置有若干挂线凸起(3)。
3.根据权利要求2所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，挂线凸起(3)顶部为锐角。
4.根据权利要求1所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，挂线凸起(3)为压铆钉结构，具体为尖刺状或棱柱状。
5.根据权利要求1所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，勾线凸起(3)为焊钉，采用焊接工艺焊接在连接环的外侧。
6.根据权利要求1所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，隔热层(2)为单侧开口的筒状结构，封闭端为半球形。
7.根据权利要求1所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，其特征在于，连接环(4)外表面与挂线凸起部位的分界处设置有斜凸起，斜凸起为缠绕壳体(1)的边缘。
8.一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕方法，其特征在于，基于权利要求1至7任意一项所述的一种大开口固体火箭燃烧室的缠绕结构，包括以下步骤：
步骤1、先在芯模上喷涂脱模剂并将由复合橡胶制成的隔热层套在芯模上；
步骤2、给套在芯模上的隔热层(2)涂胶并套设连接环(4)，然后在缠绕机上进行螺旋缠绕碳纤维丝束，先采用碳纤维预浸胶丝束螺旋缠绕，丝束在到达挂线凸起(3)并被挂住后改变方向向后缠，直至完成螺旋缠绕；
步骤3、在螺旋缠绕层的圆柱面外进行环向缠绕，在连接环(4)的外侧挂线凸起(3)处应给于环绕丝束较大的张力确保挂线凸起(3)附近的螺旋缠绕丝束与连接环(4)的外表面之间能被压紧；
步骤4、将缠绕体连同芯模放入固化炉，加热固化。
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