CN113895054A - 一种复合材料壳体成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种复合材料壳体成型方法，先在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；再取出缠绕层内腔的芯模，在缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。该复合材料壳体成型方法先成型缠绕层再成型绝热层，突破了现有复合材料壳体成型技术的固定流程，解除了绝热层硫化温度对缠绕层固化温度的限制，能够拓宽缠绕层树脂的选择范围，极大地提升了复合材料壳体的耐热性。

Description

一种复合材料壳体成型方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机壳体制造领域，特别涉及一种复合材料壳体成型方法。
背景技术
固体发动机复合材料壳体主要由前后接头、前后裙、绝热层和纤维缠绕层构成，现有的复合材料壳体成型方法通常为：(1)在缠绕芯模上装配由前后接头与绝热层模压而成的前后封头；(2)手工贴片成型绝热层；(3)在绝热层表面缠绕纤维层；(4)安装前后裙，进行后续缠绕；(5)缠绕层与绝热层共固化；(6)脱模，得到复合材料壳体(例如CN104354436A、CN111120145A、CN109989852A等)。现有技术存在如下缺陷：(1)为了保证绝热层的最佳性能，硫化温度一般不超过150℃，因此，纤维缠绕层的固化温度也不能过高，限制了纤维缠绕层耐高温树脂的应用；(2)脱模后绝热层的内型面即决定了复合材料壳体的内型面，壳体固化过程中芯模的热变形将影响发动机壳体的内型面精度。
发明内容
为了解决现有技术中复合材料壳体耐热性差且固化过程中易受芯模热变形影响导致内型面精度差的问题，本发明以热塑性复合材料为缠绕层，提供了一种先成型缠绕层再成型绝热层的复合材料壳体成型方法。
本发明提供的技术方案具体如下：
本发明提供的一种复合材料壳体成型方法，包括：
在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；
取出所述缠绕层内腔的芯模；
在所述缠绕层内壁涂覆绝热材料；
共同加热所述缠绕层与所述绝热材料，使所述绝热材料硫化，得到复合材料壳体。
本发明的以上技术方案先成型缠绕层再成型绝热层，预浸纤维增强复合材料热膨胀系数低，在绝热层硫化过程中缠绕层的内型面几乎不受高温影响，有利于控制复合材料壳体内型面的精度，避免了绝热层在固化过程中受金属芯模热变形影响导致内型面精度差的问题。
在以上技术方案的基础上，所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层，包括：
缠绕的同时采用激光加热所述预浸纤维增强复合材料。
本发明的以上技术方案利用激光加热预浸纤维增强复合材料，加热精度高，无需整体加热缠绕层和芯模，避免了芯模的热胀冷缩对缠绕层精度造成的影响。
在以上技术方案的基础上，缠绕成型采用的芯模为金属芯模，金属芯模设有电加热装置，在所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层过程中，维持所述金属芯模的温度为80℃～100℃。
本发明的以上技术方案采用带电加热装置的金属芯模，可以维持金属芯模在缠绕过程中的温度为80℃～100℃，降低缠绕层的温度变化速率，一方面能延长预浸纤维增强复合材料在缠绕过程中熔融粘接时间，提高粘接的均匀性，另一方面能缓解预浸纤维增强复合材料在芯模表面温度骤降带来的残余应力，从而提升复合材料壳体的性能。
在以上技术方案的基础上，预浸纤维增强复合材料的预浸料为热塑性树脂，进一步地，热塑性树脂为聚醚醚酮或聚酰亚胺。
在以上技术方案的基础上，在缠绕层内壁成型绝热层包括：在缠绕层内壁粘贴绝热材料软片，然后共同加热缠绕层与绝热层，使粘接剂硫化。
在以上技术方案的基础上，在缠绕层内壁成型绝热层包括：在缠绕层内壁涂敷绝热材料浆料，然后共同加热缠绕层与绝热层，使绝热材料硫化。
在以上技术方案的基础上，在缠绕层内壁涂敷绝热材料浆料的方式为自动喷涂。
在以上技术方案的基础上，绝热层采用改性硅橡胶或丁腈橡胶作为绝热材料。
与现有技术相比，本发明的优点如下：
(1)本发明先成型缠绕层再成型绝热层，突破了现有复合材料壳体成型技术的固定流程，解除了绝热层硫化温度对缠绕层固化温度的限制，能够拓宽缠绕层树脂的选择范围，极大提升了复合材料壳体的耐热性。
(2)本发明成型绝热层时金属芯模已经被拆除，绝热层不会因金属芯模的热胀冷缩而降低内型面精度。
(3)本发明采用激光辅助加热技术，实现了预浸纤维增强复合材料边缠绕边固化的原位固化缠绕，提升了缠绕壳体成型效率，该激光辅助加热技术不加热金属芯模，避免了金属芯模因升温过高导致变形过大。
(4)本发明采用带电加热装置的金属芯模，降低了缠绕层的温度变化速率，既能延长预浸纤维增强复合材料缠绕中熔融粘接时间，又能缓解因缠绕层与金属芯模之间热传导导致的温度骤降带来的残余应力，从而提升复合材料壳体的力学性能。
(5)本发明采用的金属芯模，不需要因缠绕壳体固化而被迫加热，能够克服现有技术采用金属芯模在固化过程中热变形不可控的问题，充分发挥金属芯模组装效率和精度高的优势，同时在缠绕过程中芯模被加热到一定温度而整体膨胀，缠绕层成型后金属芯模降温收缩，有利于脱模。
(6)本发明在缠绕层固化成型后，可采用自动喷涂的方式成型绝热衬层，控制精度高，能够准确控制复合材料壳体的内型面。
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为接头肩部面绝热材料熟片的位置示意图。
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。
本发明提出的复合材料壳体成型方法，适用于固体火箭发动机复合材料壳体，其核心方法是：在金属芯模上先成型缠绕层和裙结构，单独固化缠绕层，脱模后再安装前、后接头，在缠绕层内壁成型绝热层，最终形成复合材料壳体。由于缠绕层可以单独高温固化，本发明能够采用耐温性为250℃以上的热塑性树脂材料制备缠绕层，极大地提升了复合材料壳体的耐热性能，此外，由于缠绕层的热膨胀系数很低，绝热层硫化过程中缠绕层几乎不受高温影响，有利于控制复合材料壳体内型面精度。
本发明提供的技术方案具体如下：
本发明提供的一种复合材料壳体成型方法，包括：先在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；再取出缠绕层内腔的芯模，在缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。该方法先在芯模上成型缠绕层，在芯模成型后将芯模取出，在缠绕层内壁粘贴或涂敷绝热层，再使已固化的缠绕层与未固化的绝热层一起加热，由于绝热层的固化温度低于缠绕层的热变形温度，且缠绕层热膨胀系数极低，在绝热层固化过程中，缠绕层几乎不受高温影响，变形极小。常见缠绕层的热膨胀系数为10-7级，本发明对市面上常用的几种预浸纤维增强复合材料进行线膨胀系数测试，结果如表1所示：
表1市面上常用的预浸纤维增强复合材料的线膨胀系数
Figure BDA0003282916950000071
在以上技术方案的基础上，在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层，包括：缠绕的同时采用激光加热所述预浸纤维增强复合材料。
缠绕过程中预浸纤维增强复合材料依次经过加热区、加压区以及冷却区。在加热区中预浸纤维增强复合材料在激光辅助加热作用下融化或触发反应，之后预浸纤维增强复合材料进入加压区，夹点处预浸纤维增强复合材料的上下层预浸料在压紧力的作用下流动并黏合在一起，随后缠绕层进入冷却区，预浸纤维增强复合材料发生冷却结晶，并完全固结。以上技术方案利用激光精准加热经过加热区的预浸纤维增强复合材料，无需加热已到达加压区以及冷却区的预浸纤维增强复合材料，加热精度高，无需加热芯模，避免了芯模升温过高导致变形过大对缠绕层造成影响。
在以上技术方案的基础上，缠绕成型采用的芯模为金属芯模，金属芯模设有电加热装置。对金属芯模进行加热可以降低缠绕层温度下降速率，既能延长热塑性预浸料缠绕中熔融粘接时间，又能缓解温度骤降，金属芯模设置的加热装置可以在缠绕热塑性复合材料过程中对金属芯模进行单独加热，将金属芯模加热至一定的温度，一方面保证预浸纤维增强复合材料接触金属芯模时不会因二者温差过大而温度骤降，导致缠绕层急剧收缩变形带来残余应力；另一方面可以延长缠绕热塑性复合材料的粘接时间，促进粘接均匀，从而提升复合材料壳体性能；再一方面，金属芯模仅被加热到一定温度，热膨胀整体变形可控，在缠绕层成型后，金属芯模冷却后微收缩，便于缠绕层脱模。
在上述技术方案的基础上，预浸纤维增强复合材料的预浸料采用热塑性树脂，热塑性树脂优选为聚醚醚酮或聚酰亚胺，绝热材料采用改性硅橡胶或丁腈橡胶，在缠绕层内壁成型绝热层的方式为(i)在缠绕层内壁粘贴绝热材料软片，然后共同加热缠绕层与绝热层，使粘接剂硫化；(ii)在缠绕层内壁涂敷绝热材料浆料，然后共同加热缠绕层与绝热层，使绝热材料硫化。粘接剂或绝热材料硫化后绝热层与缠绕层固化为一体，形成复合材料壳体。通常预浸纤维增强复合材料的预浸料采用环氧树脂，由于环氧树脂固化需要一定温度和时间，边缠绕边固化对树脂本身性能要求很高，固化太快会导致缠绕层残余应力较大，因此，本发明选用从熔融到固化仅用很短时间的热塑性树脂作为预浸料，此外，热塑性树脂作预浸料包裹纤维时，缠绕过程中纤维损伤少，且边缠绕边固化，内外缠绕层间树脂不容易迁移，树脂均匀性更优。聚醚醚酮负载热变形温度高达316℃，使用温度可达300℃；聚酰亚胺耐高温达400℃以上，长期使用温度范围-200～300℃。绝热材料的固化温度为150℃左右，在该温度下聚醚醚酮和聚酰亚胺作为预浸料的预浸纤维增强复合材料不受温度影响，而环氧树脂作为缠绕层预浸纤维增强复合材料的预浸料时，缠绕层再次加热到150℃时性能损失可能性比较大。壳体在使用(飞行)过程中，外部会受气动热，一般需要在壳体表面加防热层，采用热塑性树脂作为预浸料制备的复合材料壳体耐温性好，壳体外部防热层可以减薄，从而减轻了固体火箭发动机的整体重量。热固性树脂的固化是放热型化学反应，散热不及时会导致残余应力，断裂韧性低，在壳体进行水压试验后会形成较多微裂纹，不利于重复利用。交付前的水压试验也表明缠绕层预浸纤维增强复合材料预浸料采用热塑性树脂相较于热固性树脂具有更高的强度。
在以上技术方案的基础上，所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层之前，包括：在接头肩部粘贴脱模层并预制绝热材料熟片；在芯模上装配设有绝热材料熟片的前接头、后接头。为了防止缠绕层在成型的过程中因接头温度低而收缩变形，在接头肩部制备绝热材料熟片，便于隔热；缠绕成型时，绝热材料熟片可能会受加热影响而变形，且该绝热材料熟片与后续的绝热层材料不一致，影响粘接效果，因此，在缠绕层成型后将绝热材料熟片除去，重新成型绝热层。
所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层，包括：将所述热塑性复合材料缠绕至一定厚度时，安装前后裙，再继续缠绕至缠绕层满足设计厚度。在所述热塑性复合材料缠绕至一定厚度时，安装前后裙，再继续缠绕至缠绕层满足设计厚度后，包括：将前、后接头与缠绕层分离，并清除前、后接头表面的脱模层和绝热材料熟片；打磨所述缠绕层与前、后接头的粘接面，并在粘接面涂覆底涂胶；在所述缠绕层内壁整体涂覆绝热材料；将前、后接头装配粘接在所述缠绕层上，继续涂覆绝热材料至设计厚度。
在上述技术方案的基础上，所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层之前，包括：在芯模外表面整体粘贴一层耐高温脱模布。在芯模外表面整体粘贴一层耐高温脱模布保证了缠绕层能完整地从芯模上剥离下来。本发明在缠绕之前金属芯模上可以不贴石膏，简化了工艺。
在上述技术方案的基础上，在所述共同加热所述缠绕层与所述绝热材料，使所述绝热材料硫化，得到复合材料壳体之后，包括：在所述复合材料壳体内壁喷涂一层衬层材料。采用自动喷涂方法在所述复合材料壳体内壁制备一层衬层材料保证了喷涂后的内型面精度及复合材料壳体与药柱的粘接性能。
实施例
(1)组装全金属芯模及电加热装置，调试电加热装置，保证缠绕过程中能够对金属芯模进行稳定加热和控制。
(2)在金属芯模上装配前、后接头，接头装配前在接头肩部表面粘贴脱模层，然后预制一层1mm厚的绝热材料熟片，便于剥离和隔热。
(3)前后接头装配完毕后，在接头与金属芯模的过渡边缘位置填补腻子层，保证封头型面平缓过渡。然后，在金属芯模表面整体(包括绝热材料熟片)粘贴一层耐高温脱模布，等待缠绕。
(4)采用热塑性的PEEK预浸料(或PI等热塑性预浸料)进行缠绕，缠绕采用的PEEK预浸料宽度10mm，采用激光加热方式边缠绕边固化，实现缠绕层原位固化缠绕。缠绕前启动电加热装置对金属芯模进行预热，预热温度达到80℃～100℃后，开展预浸料缠绕，缠绕过程中保持金属芯模的电加热装置开启。缠绕过程压辊压力为0.3MPa～0.5MPa，缠绕速度2.5m/min～4m/min。缠绕至一定厚度后，安装前后裙，然后再继续缠绕至缠绕层满足设计要求厚度。
(5)拆除电加热装置及金属芯模骨架，将缠绕层内腔清理干净后，将预固定的前后接头与缠绕层分离，除去绝热材料熟片，并打磨缠绕层内表面及接头的粘接表面，用乙酸乙酯将打磨后的接头粘接面及缠绕层内表面清冼干挣，然后分别在缠绕层内表面及接头粘接面喷涂(或刷涂)底涂胶。
(6)在缠绕层内表面整体喷涂一层1mm厚的改性硅橡胶作为绝热材料，然后分别将前后接头重新固定粘接在缠绕层处，接头固定采用定位工装，定位工装与裙连接定位，并施加压力，保证前后接头的装配精度和压力。
(7)接头与缠绕层粘接固定后，继续喷涂(或粘贴)绝热材料至指定厚度，将壳体整体放入固化炉中进行绝热层硫化，硫化后拆除接头定位工装得到复合材料壳体。
(8)然后通过自动喷涂机器人喷涂一层衬层材料，保证喷涂后的内型面精度及与药柱的粘接性。
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)

1.一种复合材料壳体成型方法，其特征在于，包括：
在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；
取出所述缠绕层内腔的芯模；
在所述缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。
2.根据权利要求1所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层，包括：
缠绕的同时采用激光加热所述预浸纤维增强复合材料。
3.根据权利要求1或2所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述芯模为金属芯模，所述金属芯模设有电加热装置。
4.根据权利要求3所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层的过程中，维持所述金属芯模的温度为80℃～100℃。
5.根据权利要求1所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述预浸纤维增强复合材料的预浸料为热塑性树脂。
6.根据权利要求5所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述热塑性树脂为聚醚醚酮或聚酰亚胺。
7.根据权利要求1所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述在所述缠绕层内壁成型绝热层包括：在所述缠绕层内壁粘贴绝热材料软片，然后共同加热所述缠绕层与所述绝热层，使粘接剂硫化。
8.根据权利要求1所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述在所述缠绕层内壁成型绝热层包括：在所述缠绕层内壁涂敷绝热材料浆料，然后共同加热所述缠绕层与所述绝热层，使绝热材料硫化。
9.根据权利要求8所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：在所述缠绕层内壁涂敷绝热材料浆料的方式为自动喷涂。
10.根据权利要求7～9任一项所述的复合材料壳体成型方法，其特征在于：所述绝热层采用改性硅橡胶或丁腈橡胶作为绝热材料。
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