[發(fā)明專利]變壁厚復(fù)合材料連接裙的成型方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201210147672.6
• 申請日: 2012-05-14
• 公開（公告）號: CN102700150A
• 公開（公告）日: 2012-10-03
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 魏虹;黃澤勇;譚云水
• 申請（專利權(quán)）人: 湖北三江航天江北機械工程有限公司
• 主分類號: B29C70/38
• 分類號: B29C70/38;B29C70/54
• 代理公司: 武漢開元知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 42104
• 代理人: 徐祥生

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及固體火箭發(fā)動殼體成型方法，具體涉及一種變壁厚復(fù)合材料連接裙的成型方法。

背景技術(shù)

固體火箭發(fā)動機殼體連接裙是殼體的整體延伸，用于實現(xiàn)殼體級間段連接或與其他部件的連接，要經(jīng)受軸壓、彎矩、剪切、內(nèi)壓等多種載荷，受力情況比較復(fù)雜，如何在不增加裙部質(zhì)量的情況下，簡化成型工藝，并提高它的性能，對整個發(fā)動機殼體性能的提高至關(guān)重要。隨著材料科學(xué)的發(fā)展，復(fù)合材料連接裙因其質(zhì)量比高、可靠性高、制作周期短、成本低而逐步取代了金屬連接裙。復(fù)合材料連接裙成型方法可分為單獨成型和整體成型兩類。單獨成型方法是先制作一個圓筒，再按要求對圓筒和殼體進行加工，然后采用粘結(jié)方法把裙體套裝到殼體上；該方法對纖維的整體性破壞性大，不宜于纖維強度的發(fā)揮。整體成型方法之一是殼體纏繞完縱向?qū)雍笤偬准俜忸^，假封頭帶有圓筒段，即裙部，按照裙部的工藝要求整體纏繞，纏繞完后切去封頭和筒段多余紗帶，僅保留裙部；該方法對于大型殼體材料浪費大。整體成型的另一種方法是纏繞、鋪層方案，即殼體纏繞完縱向?qū)雍筒糠汁h(huán)向?qū)雍螅僦谱鲝?fù)合裙，裙由環(huán)向纏繞和鋪放預(yù)浸膠帶制作成型；該方法材料浪費小，尺寸穩(wěn)定性好，但對設(shè)備要求高，成型工藝復(fù)雜。因此設(shè)計出一種工藝簡單、成本低廉、質(zhì)量輕并且可以直接成型的變壁厚復(fù)合材料連接裙的成型方法十分必要。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明目的在于提供一種工藝簡單、成本低廉、質(zhì)量輕并且可以直接成型的變壁厚復(fù)合材料連接裙的成型方法。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種變壁厚復(fù)合材料連接裙的成型方法，包括以下步驟：

a.根據(jù)載荷、質(zhì)量和外形尺寸的要求，通過有限元分析計算，設(shè)置鋪層角度和鋪層順序，計算出各角度鋪層物的尺寸和數(shù)量；

b.按照計算出的鋪層物尺寸和數(shù)量裁剪鋪層物；

c.制作產(chǎn)品成型模具；

d.將鋪層物按照距離中心線或底端的距離鋪放在模具芯模上，達到0.5-0.6設(shè)計層數(shù)；

e.在纏繞張力下，用纖維纏繞加壓在鋪層表面上，進行預(yù)固化；

f.完成剩余鋪層；

g.纏繞纖維加壓，加溫固化；

h.卸模，取出制品；

i.粘角盒。

進一步地，所述步驟a中，所述鋪層角度為0°，±15°，±30°，±45°，±60°和90°。

進一步地，所述步驟e、g中，所述纖維纏繞加壓壓力為15N～18N。

進一步地，所述鋪層物為碳纖維預(yù)浸料或玻璃纖維預(yù)浸料或單向布，所述纏繞纖維為碳纖維或玻璃纖維。

進一步地，所述步驟g中，所述加溫固化為80℃保持1小時，接著升溫至120℃保持3小時，然后升溫至150℃保持3小時。

本發(fā)明通過設(shè)置最佳鋪層角度和順序，采用手工鋪層加纖維纏繞加壓工藝，實現(xiàn)在發(fā)動機殼體成型前單獨成型完整的復(fù)合材料連接裙。本發(fā)明工藝簡單、成本低廉、質(zhì)量輕并且可以直接成型。

附圖說明

圖1是變壁厚復(fù)合材料連接裙橫截面結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是圖1的局部放大圖；

圖3是變壁厚復(fù)合材料連接裙成型模具結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是變壁厚復(fù)合材料連接裙圓周面鋪層示意圖。

圖中：1-鋪層位置的1段?；2-鋪層位置的2段?；3-鋪層位置的3段?；4-鋪層位置的4段?；5-中心基準線；6-復(fù)合材料連接裙；7-模具表面水平基準線。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明作進一步的詳細描述，但該實施例不應(yīng)理解為對本發(fā)明的限制。

實施例1

一、工藝條件：