[發明專利]一種戰術導彈發動機復合殼體的制備方法

在審

• 申請號: 201410693135.0
• 申請日: 2014-11-26
• 公開（公告）號: CN104494159A
• 公開（公告）日: 2015-04-08
• 發明（設計）人: 肖海剛;居建國;彭熙瑜;苑玲;田杰;唐妹紅
• 申請（專利權）人: 上海復合材料科技有限公司
• 主分類號: B29C70/32
• 分類號: B29C70/32
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司31236
• 代理人: 郭國中

技術領域

本發明涉及一種戰術導彈功能件的制備方法，具體是一種戰術導彈發動機復合殼體的制備方法。

背景技術

戰術導彈發動機燃燒室是發動機的主要組成部分，要求能承受高內壓、耐高溫、耐燃氣沖刷、隔熱等性能。通常采用金屬殼體作為承力部分，內表面鋪覆絕熱層具備耐溫、耐燃氣沖刷、隔熱等性能。絕熱層通常為耐熱涂層和消融涂層，耐熱涂層為金屬氧化物、碳化物等，一般采用噴涂工藝；消融涂層為高硅氧玻璃鋼、FX-501熱固性塑料、酚醛改性橡膠等，一般采用鋪覆工藝。采用鋪覆工藝需要解決兩端收口金屬殼體內表面的鋪覆難點，并要求鋪覆后粘接面不得存在脫粘。為達到較好的粘接性，需要在鋪覆后加壓以保證粘接面質量。

某型號發動機燃燒室(復合殼體)為兩端收口結構，其大端內徑φ68.8mm，小端內徑φ40.8mm，內部直徑φ69.9mm，長度990mm，壁厚約0.58mm。復合殼體絕熱層為高硅氧玻璃布/酚醛樹脂復合材料，壁厚0.8-7mm均勻變化，要求與金屬殼體可靠粘接并具有較好的環向應變，以保證發動機工作過程中絕熱層同金屬殼體一起膨脹。

發明內容

本發明的目的在于克服上述現有技術和應用存在的缺陷而提供一種戰術導彈發動機復合殼體的制備方法，通過斜帶布帶纏繞--預固化成型、氣囊加壓粘接—固化成型，解決兩端收口復合、大應變絕熱層成型的問題，在發動機燃燒室等內壁鋪貼絕熱層成型工藝中具有廣泛的適應性。

本發明的目的通過以下技術方案來實現：一種戰術導彈發動機復合殼體的制備方法，包括如下步驟：

S1、根據產品尺寸設計絕熱層纏繞芯模、固化用氣囊；

S2、制備高硅氧玻璃布酚醛樹脂預浸布，其指標為：可溶性樹脂含量≥95％、揮發分4％-8％、樹脂含量38％-44％；

S3、裁剪步驟S2所得的高硅氧酚醛樹脂預浸布，布帶裁剪方向與布帶徑向呈45°角；

S4、在步驟S1中所得的纏繞芯模上纏繞步驟S3所得的高硅氧酚醛樹脂預浸布，布帶變形量約30％，纏繞搭接余量6-8mm；

S5、纏繞后的高硅氧酚醛樹脂預浸布使用熱壓罐加溫、加壓預固化后，車加工外形面，與金屬殼體最小內徑間的間隙約0.1mm，得絕熱層；

S6、將步驟S5所得的絕熱層脫模，表面涂覆膠粘劑，內部裝入步驟S1所得的氣囊中并安裝進金屬殼體中；

S7、將步驟S6裝配所得的金屬殼體在烘箱中加溫，氣囊內部充氣進行固化，固化最高溫度為150℃，氣囊壓力最大為2.5MPa。

S8、固化后脫模并清理，對兩端接口加工。

其中，所述步驟S1中絕熱層纏繞芯模為45#鋼，表面涂覆有聚四氟乙烯涂層。

其中，所述氣囊為硅橡膠，其外徑與纏繞芯模外形匹配，留約0.2mm間隙。

其中，所述步驟S5中預固化壓力0.5MPa，預固化最高溫度85℃。

其中，所述步驟S6中的膠粘劑為705膠粘劑。

本發明具有以下有益效果：

1.本發明中使用的布帶為45°角裁剪布帶，纏繞后產品直徑方向變形量較好，使其應變較大，平均值≥8000με，最小值≥6100με；

2.本發明中使用的氣囊為硅橡膠氣囊，可根據產品尺寸特點設計不同的氣囊尺寸；

3.本發明中使用的氣囊可通過不同位置的壁厚厚度設計達到加壓開始時加壓位置的先后順序；

4.本發明采用了絕熱層預成型、預固化技術，使得絕熱層的裝配可順利進行；

5.本發明使用氣囊加壓技術，解決了兩端收口金屬殼體絕熱層的粘接技術。

附圖說明

圖1為本發明實施例發動機復合殼體絕熱層的纏繞芯模結構示意圖。

圖2為本發明實施例發動機復合殼體固化用氣囊的結構示意圖。

圖3為本發明實施例發動機復合殼體的安裝結構示意圖。

圖中：1-氣囊；2-鋼殼套；3-復合層；4-抽真空氣嘴；5-氣囊氣嘴；6-氣嘴壓緊螺母；7-收緊螺桿；8-大端端蓋；9-收緊螺母；10-殼體托架；11-定位螺桿。

具體實施方式

下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明的保護范圍。

實施例1

本實施例結合圖1、2對發動機復合殼體的整個生產工藝作進一步說明。