[發明專利]固體火箭發動機復合裙與殼體一體化成型方法

有效

• 申請號: 201911135928.X
• 申請日: 2019-11-19
• 公開（公告）號: CN110722811B
• 公開（公告）日: 2021-08-10
• 發明（設計）人: 黃澤勇;李一洋;王連偉;魏虹
• 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: B29C70/34
• 分類號: B29C70/34;B29C70/54;B29L31/30
• 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;程杰

本發明公開了一種固體火箭發動機復合裙與殼體一體化成型方法，屬于機械裝配工藝技術領域。它包括沿芯模纏繞完縱向層和部分環向層形成殼體，在殼體沿芯軸的前后端分別套裝可拆卸式復合裙模具制作復合裙，復合裙由沿殼體與可拆卸式復合裙模具上直接鋪貼預浸料制作成型，可拆卸式復合裙模具包括裙工裝基座、裙組合模及裙法蘭壓緊盤。該成型方法利用復合裙模具方便安裝及拆卸的特點，提高了生產效率。

技術領域

本發明涉及火箭發動機殼體成型工藝，屬于機械裝配工藝技術領域，具體地涉及一種固體火箭發動機復合裙與殼體一體化成型方法。

背景技術

固體火箭發動機殼體連接裙是殼體的整體延伸，用于實現殼體級間段連接或與其他部件的連接，要經受軸壓、彎矩、剪切、內壓等多種載荷，受力情況比較復雜，如何在不增加裙部質量的情況下，簡化成型工藝，并提高它的性能，對整個發動機殼體性能的提高至關重要。隨著材料科學的發展，復合材料連接裙因其質量比高、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揮。整體成型方法之一是殼體纏繞完縱向層后再套假封頭，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，即殼體纏繞完縱向層和部分環向層后，再制作復合裙，裙由環向纏繞和鋪放預浸膠帶制作成型；該方法材料浪費小，尺寸穩定性好，但對設備要求高，成型工藝復雜。因此設計出一種工藝簡單、成本低廉、質量輕并且可以直接成型的變壁厚復合材料連接裙的成型方法十分必要。

發明內容

本發明目的在于提供一種固體火箭發動機復合裙與殼體一體化成型方法，該成型方法利用復合裙模具方便安裝及拆卸的特點，提高了生產效率。

為實現上述目的，本發明公開了、一種固體火箭發動機復合裙與殼體一體化成型方法，它包括沿芯模纏繞完縱向層和部分環向層形成殼體，在所述殼體沿芯軸的前后端分別套裝可拆卸式復合裙模具制作復合裙，其特征在于：所述復合裙由沿殼體與可拆卸式復合裙模具上直接鋪貼預浸料制作成型，所述可拆卸式復合裙模具包括裙工裝基座、裙組合模及裙法蘭壓緊盤；

具體包括如下步驟：

1)按照設計的殼體纏繞層次完成縱向層及部分環向層纏繞用于制作殼體；

2)將裙工裝基座與裙組合模組裝形成裙工裝；其中，所述裙組合模套設在裙工裝基座外側；

3)將步驟2)緊固好的裙工裝定位安裝到芯軸上，且所述裙組合模一端與所述殼體筒段相連；

4)按照復合裙鋪層次序在所述殼體與所述裙工裝上完成預浸料鋪放用于制作復合裙；

5)將裙法蘭壓緊盤安裝到裙工裝上并實現對裙組合模加壓；

6)完成殼體剩余環向層的纏繞，得到一體化預制作成品；

7)將步驟6)的一體化預制作成品連同所述可拆卸式復合裙模具入爐進行共固化；優選按照90℃～100℃/3h+120℃～130℃/2h+145℃～155℃/6h的固化制度；

8)固化完成后，去除可拆卸式復合裙模具、芯模及芯軸，即得到一體化成型殼體與復合裙。

優選的，步驟1)中殼體的制作包括1個循環縱向纏繞+1～2層環向纏繞+1個循環縱向纏繞+1～2層環向纏繞，如此交替纏繞，直至完成最后一個循環縱向纏繞后不再進行環向纏繞。

優選的，步驟1)中纏繞完成后，置于爐內進行預固化，優選溫度設定為按照90～100℃，預固化時間為2～3h。