[發明專利]固體火箭發動機復合材料殼體成型方法

有效

• 申請號: 201711150708.5
• 申請日: 2017-11-18
• 公開（公告）號: CN107901468B
• 公開（公告）日: 2019-08-23
• 發明（設計）人: 高李帥;李天明;姚桂平;尹正帥;鄧德鳳
• 申請（專利權）人: 湖北三江航天江北機械工程有限公司
• 主分類號: B29D99/00
• 分類號: B29D99/00
• 代理公司: 武漢開元知識產權代理有限公司 42104
• 代理人: 胡鎮西;張繼巍

1.一種固體火箭發動機復合材料殼體成型方法，其特征在于：包括以下步驟：

1)制作前封頭砂餅、前筒段砂餅、后筒段砂餅及后封頭砂餅

1a)將石英砂漿分別填充于前封頭砂芯成型模、前筒段砂芯成型模、后筒段砂芯成型模及后封頭砂芯成型模中，且加壓搗實；

1b)對石英砂漿進行加熱固化，固化后經脫模依次得到前封頭砂餅、前筒段砂餅、后筒段砂餅及后封頭砂餅，并將前封頭砂餅、前筒段砂餅、后筒段砂餅及后封頭砂餅表面均修整后待用；

2)制作絕熱結構

2a)依次將前封頭砂餅、前筒段砂餅組裝在纏繞芯軸對應位置形成前封頭芯模和前筒段芯模；然后將第一三元乙丙膠片貼在前金屬連接件內表面，并將貼有第一三元乙丙膠片的前金屬連接件(1)組裝在前筒段芯模餅上，最后將工藝后接頭輔助工裝裝在纏繞芯軸后端，形成前段殼體纏繞芯模；

在前段殼體纏繞芯模上粘貼脫模紙，然后將前封頭絕熱結構模壓件安裝在已貼脫模紙的前段殼體纏繞芯模上，前封頭絕熱結構模壓件通過前封頭定位工裝(3)固定在前段殼體纏繞芯模上，并打磨前封頭絕熱結構模壓件需手工貼片的粘接部位；將第二三元乙丙膠片采用手工貼片的方法貼在前段殼體纏繞芯模表面的直筒段，第二三元乙丙膠片分別與前封頭絕熱結構模壓件粘接部位、前金屬連接件內表面的第一三元乙丙膠片搭接，完成殼體前段絕熱結構(7)包覆形成前封頭絕熱結構和前直筒段絕熱結構；

2b)依次將后筒段砂餅、后封頭砂餅組裝在纏繞芯軸對應位置形成后筒段芯模和后封頭芯模，然后將第三三元乙丙膠片貼在后金屬連接件內表面，并將貼有第三三元乙丙膠片的后金屬連接件(2)組裝在后筒段芯模餅上，最后將工藝前接頭輔助工裝裝在纏繞芯軸前端，形成后段殼體纏繞芯模；

在后段殼體纏繞芯模上粘貼脫模紙，然后將后封頭絕熱結構模壓件安裝在已貼脫模紙的后段殼體纏繞芯模上，后封頭絕熱結構模壓件通過后封頭定位工裝(4)固定在后段殼體纏繞芯模上，并打磨后封頭絕熱結構模壓件需手工貼片的粘接部位；將第四三元乙丙膠片采用手工貼片的方法貼在后段殼體纏繞芯模表面的直筒段，第四三元乙丙膠片分別與后封頭絕熱結構模壓件粘接部位、后金屬連接件內表面的第三三元乙丙膠片搭接，完成殼體后段絕熱結構(8)包覆形成后封頭絕熱結構和后直筒段絕熱結構；

3)纖維濕法纏繞制作殼體

3a)用電動角磨機將前封頭絕熱結構、前直筒段絕熱結構、后直筒段絕熱結構及后封頭絕熱結構表面修磨平整；

3b)在殼體前段絕熱結構和殼體后段絕熱結構表面分別均勻涂刷一層粘接劑；

3c)按預設比例稱取脂環族縮水甘油酯型環氧樹脂、固化劑和促進劑，經混合配制出纏繞用環氧樹脂膠液；

3d)將配制好的環氧樹脂膠液倒入纏繞機的膠槽，然后在已完成絕熱結構包覆的前段殼體纏繞芯模、后段殼體纏繞芯模上進行碳纖維濕法纏繞成型纏繞層(5)，并邊纏繞邊吸走富裕的環氧樹脂膠液；

3e)完成纏繞層成型后，入爐固化形成前段纏繞殼體預制件和后段纏繞殼體預制件；

4)分段殼體連接

4a)分別將前段纏繞殼體預制件中工藝后接頭輔助工裝、后段纏繞殼體預制件中工藝前接頭輔助工裝切除，并拆除前段纏繞殼體預制件中的前封頭定位工裝和后段纏繞殼體預制件中的后封頭定位工裝，最后分別將前段纏繞殼體預制件和后段纏繞殼體預制件脫模形成前段纏繞殼體和后段纏繞殼體；

4b)清理前段纏繞殼體和后段纏繞殼體內部的殘砂；

4c)將前段纏繞殼體中的前金屬連接件部位與后段纏繞殼體中的后金屬連接件部位通過銷釘(6)固定形成所需的復合材料殼體。

2.根據權利要求1所述固體火箭發動機復合材料殼體成型方法，其特征在于：所述步驟1)中，石英砂漿配制過程具體如下：

將聚乙烯醇和水按1：4～5的質量份數比配制石英砂黏合劑，將石英砂黏合劑與石英砂按1：5～7的質量份數比混合均勻制備成石英砂漿；且石英砂漿的固化溫度為100～120℃。

3.根據權利要求1所述固體火箭發動機復合材料殼體成型方法，其特征在于：所述步驟2)中，脫模紙為聚四氟乙烯玻纖膠帶。

4.根據權利要求1所述固體火箭發動機復合材料殼體成型方法，其特征在于：所述步驟3b)中，粘接劑為三元乙丙本體型粘接劑。