CN114379109A - 一种大直径复合裙热压罐成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及复合裙热压罐成型技术领域，尤其是涉及一种大直径复合裙热压罐成型方法。包括如下制备步骤：按照产品要求的复合裙铺层角度、复合裙铺层顺序和复合裙位置，将裁剪好的预浸料片贴在内芯模具外表面，并除去预浸料的褶皱和气泡，达到预定的铺层厚度，得到预成型体；将压环放置于预成型体端面上端，将预成型体和压环包覆在一起并放入热压罐中，固化，取出，卸掉压环，去除内芯模具，获得到复合裙毛坯；对复合裙毛坯修边和去毛刺，得到复合裙。
Description
技术领域
本发明涉及复合裙热压罐成型技术领域，尤其是涉及一种大直径复合裙热压罐成型方法。
背景技术
固体火箭发动机壳体连接裙主要用于发动机与火箭级间段连接或与火箭其它舱段部件连接，在固体火箭飞行过程中，发动机产生的巨大推力通过连接裙来推动全弹飞行，连接裙是固体发动机的重要受力部件，需要承受轴压、弯矩等多种载荷联合作用。早起的固体火箭发动机壳体连接裙采用钛合金等金属材质，随着复合材料具有高强度、高模量、低密度等优异的性能在航天航空领域广泛应用。固体火箭发动机连接裙由金属逐渐被碳纤维复合裙取代。与金属裙相比，复合材料具有减轻整体结构重量，提高整体结构的可靠性和材料消耗小、制作周期短，与金属材质裙相比，可节省经费20％-505,经济效益可观。
目前，国内复合材料裙制备主要通过预浸料铺贴片，然后通过热压罐加压固化成型。热压罐加压成型方式，承压均匀，成型工艺稳定可靠。此种成型工艺方法相对简单，生产效率高，但是加工后的复合材料裙端面等部位存在残余应力变形，造成复合裙端面等部位分层，影响复合裙使用。
因此，针对上述问题本发明急需提供一种大直径复合裙热压罐成型方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大直径复合裙热压罐成型方法，通过大直径复合裙热压罐成型方法的设计以解决现有技术中存在的现有的加工后的复合材料裙端面等部位存在残余应力变形，造成复合裙端面等部位分层，影响复合裙使用的技术问题。
本发明提供的一种大直径复合裙热压罐成型方法，包括如下制备步骤：
按照产品要求的复合裙铺层角度、复合裙铺层顺序和复合裙位置，将裁剪好的预浸料片贴在内芯模具外表面，并除去预浸料的褶皱和气泡，达到预定的铺层厚度，得到预成型体；
将压环放置于预成型体端面上端，将预成型体和压环包覆在一起并放入热压罐中，固化，取出，卸掉压环，去除内芯模具，获得到复合裙毛坯；
对复合裙毛坯修边和去毛刺，得到复合裙。
优选地，压环的重量700-800g。
优选地，压环的厚度为5mm-10mm。
优选地，压环的材质为不锈钢。
优选地，复合裙的直径为1.0m-1.5m。
优选地，铺层厚度20-30mm。
优选地，固化过程包括：
第一阶段固化温度为50-100℃，固化时间为1h，压力值为 0.6-1.5MPa；
第二阶段固化温度为150-200℃，固化时间为3h,压力值为 0.6-1.5MPa；固化后降至室温取出。
优选地，固化过程包括：
第一阶段固化温度为80℃，固化时间为1h，压力值为1.0MPa；
第二阶段固化温度为180℃，固化时间为3h,压力值为1.0MPa；固化后降至室温取出。
优选地，预浸料片为碳纤维增强环氧树脂基的预浸料。
优选地，在卸掉压环后，吊装内芯模，使用脱模工装将复合裙毛坯与内心模分离。
本发明提供的一种大直径复合裙热压罐成型方法与现有技术相比具有以下进步：
本发明提供的大直径复合裙热压罐成型方法，采用大直径复合裙热压罐成型方法，可以获得直径的复合裙，方法简单，通过压环的设置，有效的增加了复合裙端面的粘结能力，降低了产品内部的应变，制备出的复合裙具有粘结性能好，强度高，外观质量高等优点；复合裙端面等部位无分层，保证复合裙的使用。
本发明提供的大直径复合裙热压罐成型方法，采用大直径复合裙热压罐成型方法制备得到的大直径复合裙热压罐，提高固体火箭发动机质量及发动机性能，应用前景十分广阔。
具体实施方式
下面将对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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。
本发明提供了一种大直径复合裙热压罐成型方法，包括如下制备步骤：
S1)按照产品要求的复合裙铺层角度、复合裙铺层顺序和复合裙位置，将裁剪好的预浸料片贴在内芯模具外表面，并除去预浸料的褶皱和气泡，达到预定的铺层厚度，得到预成型体；
S2)将压环放置于预成型体端面上端，将预成型体和压环包覆在一起并放入热压罐中，固化，取出，卸掉压环，去除内芯模具，获得到复合裙毛坯；
S3)对复合裙毛坯修边和去毛刺，得到复合裙。
本发明采用大直径复合裙热压罐成型方法，可以获得直径的复合裙，方法简单，通过压环的设置，有效的增加了复合裙端面的粘结能力，降低了产品内部的应变，制备出的复合裙具有粘结性能好，强度高，外观质量高等优点；复合裙端面等部位无分层，保证复合裙的使用。
本发明采用大直径复合裙热压罐成型方法制备得到的大直径复合裙热压罐，提高固体火箭发动机质量及发动机性能，应用前景十分广阔。
本发明的压环的重量700-800g，压环需要保证一定的重量，才能达到压紧的效果。
本发明压环的厚度为5mm-10mm，压环的材质为不锈钢，避免压环变形，保证压制效果。
本发明复合裙的直径为1.0m-1.5m。
本发明铺层厚度20-30mm。
本发明固化过程包括：
第一阶段固化温度为50-100℃，固化时间为1h，压力值为 0.6-1.5MPa；
第二阶段固化温度为150-200℃，固化时间为3h,压力值为 0.6-1.5MPa；固化后降至室温取出。
在一些实施例中，固化过程包括：
第一阶段固化温度为80℃，固化时间为1h，压力值为1.0MPa；
第二阶段固化温度为180℃，固化时间为3h,压力值为1.0MPa；固化后降至室温取出，在此温度下，可以获得强度高，外观质量高的大直径复合裙热压罐，大直径复合裙热压罐强度为。
本发明预浸料片为碳纤维增强环氧树脂基的预浸料。
本发明在卸掉压环后，吊装内芯模，使用脱模工装将复合裙毛坯与内心模分离。
在一些事实中，压环包括环形上压盖和环形下压盖，环形上压盖和环形下压盖扣合，环形下压盖沿周向间隔布设有多个凹槽，凹槽内放置有实心钢珠，在盖压过程中，可以根据压制情况，调配钢珠的重量，保证压环对复合裙端口的压制效果，有效的增加了复合裙端面的粘结能力。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：包括如下制备步骤：
按照产品要求的复合裙铺层角度、复合裙铺层顺序和复合裙位置，将裁剪好的预浸料片贴在内芯模具外表面，并除去预浸料的褶皱和气泡，达到预定的铺层厚度，得到预成型体；
将压环放置于预成型体端面上端，将预成型体和压环包覆在一起并放入热压罐中，固化，取出，卸掉压环，去除内芯模具，获得到复合裙毛坯；
对复合裙毛坯修边和去毛刺，得到复合裙。
2.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：压环的重量700-800g。
3.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：压环的厚度为5mm-10mm。
4.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：压环的材质为不锈钢。
5.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：复合裙的直径为1.0m-1.5m。
6.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：铺层厚度20-30mm。
7.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：固化过程包括：
第一阶段固化温度为50-100℃，固化时间为1h，压力值为0.6-1.5MPa;
第二阶段固化温度为150-200℃，固化时间为3h,压力值为0.6-1.5MPa；固化后降至室温取出。
8.根据权利要求7所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：固化过程包括：
第一阶段固化温度为80℃，固化时间为1h，压力值为1.0MPa;
第二阶段固化温度为180℃，固化时间为3h,压力值为1.0MPa；固化后降至室温取出。
9.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：预浸料片为碳纤维增强环氧树脂基的预浸料。
10.根据权利要求1所述的大直径复合裙热压罐成型方法，其特征在于：在卸掉压环后，吊装内芯模，使用脱模工装将复合裙毛坯与内心模分离。
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| CN107901448A (zh) * | 2017-11-09 | 2018-04-13 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 大直径复合裙加压固化方法 |
| CN108501398A (zh) * | 2018-03-16 | 2018-09-07 | 航天材料及工艺研究所 | 一种含内翻边窗口的复合材料壳体、成型模具及成型方法 |
| CN109849369A (zh) * | 2019-03-20 | 2019-06-07 | 成都联科航空技术有限公司 | 一种复合材料裙的加工方法 |
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