CN115416327A - 适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法，包括：步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；步骤S5：固化后脱模。
Description
技术领域
本发明涉及复合材料成型技术领域，具体地，涉及适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法。
背景技术
固体火箭发动机是导弹武器的主要动力装置，在航天上主要应用于空间的攻防装备。固体火箭发动机壳体材料经历了金属材料、玻璃纤维、高性能芳纶和碳纤维复合材料的发展历程。碳纤维复合材料作为一种先进的复合材料，由于这种材料具有轻而强、轻而刚、耐高温、耐腐蚀、耐疲劳、结构尺寸稳定性好以及设计性好、可大面积整体成型等特点，已逐渐应用于固体火箭发动机的结构件中，不仅可以减轻结构重量，提高产品性能，大大的降低发动机的成本，而且可以为有效载荷的设计提供空间。
传统的固体火箭发动机复合材料壳体通常是对称结构或接近对称结构，两端的孔径比通常在1～1.5，很少超过2，不会超过3。但是为了满足装药等一些特殊的工况，大孔径比结构的壳体仍具有一定的需求。当复合材料壳体的孔径比大于3时，采用传统的等极孔的缠绕方法，复合材料壳体缠绕时会出现滑线现象，本发明创新性的采用了分段式变角度的缠绕方法成功的解决了这难题。
专利文献CN105904742B(申请号：201610261202.0)公开了一种全复合材料壳体的缠绕成型方法属于成型工艺技术领域，涉及一种全复合材料壳体的缠绕成型方法。缠绕成型方法要先组装芯模，给气囊充轻质气体，再进行气囊表面处理，然后，由缠绕成型控制程序控制缠绕机按照程序将纤维束或布带缠绕在气囊的外表面，按照成型所需的温度和时间要求进行固化成型，最后，经过脱模工序获得复合材料壳体。缠绕成型方法适用性广泛，可用于制造各种形状和尺寸、前后封口型面不对称要求的复合材料壳体。工艺稳定性好，设备简便重量低、可控制性强，简单实用易于操作和推广。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法。
根据本发明提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，包括：
步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；
步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；
步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；
步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；
步骤S5：固化后脱模。
优选地，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。
优选地，所述步骤S3采用：筒身段采用螺旋缠绕与环向缠绕相结合方式，封头采用螺旋缠绕方式。
优选地，所述步骤S3采用：
W＝π*D/tanα
其中，W表示螺距；D表示筒身直径；α为缠绕角度；
γ＝L*tanα/π*D*360°
其中，γ表示芯模转过的角度；L表示轴向长度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
β＝180°-2*di*360°*tanα/(π*D)
其中，β表示封头包角；di表示封头高度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
其中，θn表示在极孔圆周上由切点开始，缠绕到时序相邻的切点时，芯模转过的中心角；n表示切点数；N表示由初始切点缠到时序相邻的切点时芯模转过360°的整数倍数；△θ表示相邻纤维在筒身圆周上错开的角度。
优选地，所述分段式变角度的缠绕方法缠绕张力随线型变化。
优选地，所述步骤S4采用：采用烘箱加热并且采用旋转装置旋转固化复合材料壳体。
优选地，旋转速率为3～10r/min。
根据本发明提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体，运用上述所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法得到。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明采用分段式变角度的缠绕方法，有效的实现了大孔径的复合材料发动机壳体的缠绕成型，对比传统的等极孔的缠绕方法，采用分段式变角度的缠绕方法可以有效的减少湿法缠绕的滑线问题。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明复合材料发动机壳体及复合材料发动机壳体固化的旋转工装示意图。
图2为本发明复合材料发动机壳体及复合材料发动机壳体固化的旋转工装示意图。
图中，1-复合材料发动机壳体；2-旋转装置。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明公开了一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其主要的成型方法为分段式变角度的缠绕成型，螺旋缠绕和环向缠绕相结合的方式，角度变化的同时，缠绕张力也随之变化；首先将前后金属法兰和三元乙丙橡胶预硫化，筒身段在模具上铺覆并预硫化成型，在预硫化好的橡胶上进行缠绕，固化时采用旋转装置进行旋转固化。本发明的分段式变角度的缠绕成型方法，可满足固体火箭发动机燃烧室在特殊工况时对于大极孔比结构的需要。
实施例1
根据本发明提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，如图1至2所示，包括：
步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；
步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；
步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；
步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；
步骤S5：固化后脱模。
具体地，将橡胶散片在金属法兰和模具上铺覆，拼块搭接量为3～10mm，待将整个模具完全覆盖后，使用模压机进行模压预硫化成型，模压压力为0.3～1.2MPa。
具体地，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。
具体地，所述步骤S3采用：大端与小端直径的比例为2～4，采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕，由于该复合壳体须对前后封头及接头进行轴向约束，考虑到壳体前后极孔比较大，拟筒身段采用螺旋缠绕与环向缠绕相结合方式，封头段采用螺旋缠绕。
具体地，所述步骤S3采用：
由于筒身段缠绕角度需要渐变，在线型设计时，为了方便计算，将筒身缠绕角度渐变分为三至七档，a档对应的缠绕角度与小端封头缠绕角相同，设定为θ1，b档对应的缠绕角度按小端封头缠绕角和大端封头缠绕角的平均值，设定为θ2，c档对应的角度与大端封头缠绕角相同，设定为θ3。
W＝π*D/tanα
其中，W表示螺距；D表示筒身直径；α为缠绕角度；
根据公式计算出三各档所对应的螺距，根据螺距的比值推算出各档分别在筒身段所占的长度，a档的轴向长度约为L1，b档的轴向长度约为L2，c档的轴向长度约为L3。
γ＝L*tanα/π*D*360°
其中，γ表示芯模转过的角度；L表示轴向长度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
根据公式计算出芯模转角，a档对应的芯模转角为θ4，b档对应的芯模转角为θ4，c档对应的芯模转角为θ4。
封头段程序计算：
β＝180°-2*di*360°*tanα/(π*D)
其中，β表示封头包角；di表示封头高度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
根据包角公式计算，计算小端封头包角θs和大端封头包角θL。
其中，θn表示在极孔圆周上由切点开始，缠绕到时序相邻的切点时，芯模转过的中心角；n表示切点数；N表示由初始切点缠到时序相邻的切点时芯模转过360°的整数倍数；△θ表示相邻纤维在筒身圆周上错开的角度。
在计算缠绕线型时，中心角、切点数及纱片宽等需满足上述关系式，从而使缠绕一定循环数后纤维可以布满整个芯模表面。
最后结合实际缠绕效果，确定最优的缠绕程序。
具体地，所述分段式变角度的缠绕方法缠绕张力随线型变化，具体为10N渐变至2N，具体根据工作经验而定。
具体地，所述步骤S4采用：采用烘箱加热并且采用旋转装置旋转固化复合材料壳体。
具体地，旋转速率为3～10r/min。
固化制度：温度由室温升温至90℃±5℃、130℃±5℃和150℃±5℃，在烘箱中采用旋转固化方式进行壳体固化。
根据本发明提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体，运用上述所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法得到。
实施例2
实施例2是实施例1的优选例
本发明的目的是提供一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体缠绕的成型方法，成功突破了因极孔比大缠绕成型困难的技术问题。
为达到上述目的，本发明采取的技术方案为：
步骤M1：先在两端的金属法兰上采用模压的方法预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上。
步骤M2：在模具上铺覆三元乙丙橡胶散片，采用模压的方法预硫化成型，将三元乙丙橡胶散片预硫化成一整块三元乙丙橡胶。
步骤M3：根据权利要求2所述采用分段式变角度的湿法缠绕方法在成型好的三元乙丙橡胶上进行缠绕，缠绕层共45层，其中变角度有11层。
步骤M4：采用烘箱并使用旋转工装对复合材料壳体进行旋转固化；
所述步骤M1和M2中所述的三元乙丙橡胶的预硫化制度为室温升温至90℃±5℃，升温速度2～5℃/min，模压压力为0.7MPa。
所述步骤M3中所述的湿法缠绕纤维树脂体系为T700碳纤维/环氧树脂体系，使用有限元软件进行强度仿真，进而确定缠绕角度，使用Cadwind软件对壳体的缠绕线型进行仿真模拟，最后得出缠绕层共47层，其中变角度有11层。
所述步骤M4中所述的旋转固化制度为90℃±5℃、130℃±5℃和150℃±5℃。
实施例3
实施例3是实施例1的优选例
本发明提供的一种适用于发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，包括如下步骤：
步骤1：先将两端的金属法兰喷砂处理，然后在金属法兰上涂抹胶黏剂，然后将三元乙丙橡胶散片铺覆到金属法兰上，最后进行模压预硫化，预硫化的固化制度为室温-±90℃，压力为0.7MPa。
步骤2：将预硫化好的金属法兰安装到壳体成型模具上，在模具筒身段涂抹脱膜剂，将三元乙丙橡胶散片铺覆到模具上，筒身段橡胶与两端法兰预硫化好的橡胶铺覆时要充分搭接，整体铺覆好后，进行整体橡胶的预硫化，固化制度及压力和S1相同；
步骤3：按缠绕顺序：[50°～30°/50°～30°/90°/(0°/90°/90°/50°～20°/90°/90°/0°/50°～20°/0°/90°)4/90°/90°/50°～20°/90°/90°]在芯模上缠绕预成型件(本实施案例中缠绕单层厚度为0.15mm)，缠绕胶液密度为0.097±0.005g/cm3，缠绕时的缠绕张力也随线型变化，具体为10N渐变至2N；
步骤3：采用烘箱并使用旋转工装对复合材料壳体进行旋转固化，直到固化结束。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (8)
1.一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，包括：
步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；
步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；
步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；
步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；
步骤S5：固化后脱模。
2.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。
3.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S3采用：筒身段采用螺旋缠绕与环向缠绕相结合方式，封头采用螺旋缠绕方式。
4.根据权利要求3所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S3采用：
W＝π*D/tanα
其中，W表示螺距；D表示筒身直径；α为缠绕角度；
γ＝L*tanα/π*D*360°
其中，γ表示芯模转过的角度；L表示轴向长度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
β＝180°-2*di*360°*tanα/(π*D)
其中，β表示封头包角；di表示封头高度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
其中，θn表示在极孔圆周上由切点开始，缠绕到时序相邻的切点时，芯模转过的中心角；n表示切点数；N表示由初始切点缠到时序相邻的切点时芯模转过360°的整数倍数；△θ表示相邻纤维在筒身圆周上错开的角度。
5.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述分段式变角度的缠绕方法缠绕张力随线型变化。
6.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S4采用：采用烘箱加热并且采用旋转装置旋转固化复合材料壳体。
7.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，旋转速率为3～10r/min。
8.一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体，其特征在于，运用权利要求1至7任一权利要求所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法得到。
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