[發明專利]固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法

在審

• 申請號: 202010936046.X
• 申請日: 2020-09-08
• 公開（公告）號: CN112238630A
• 公開（公告）日: 2021-01-19
• 發明（設計）人: 張宇;譚云水;高李帥;王智強;李忠仕;黃順心
• 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: B29C73/02
• 分類號: B29C73/02;B29C73/12;B29C73/24;B29C73/26;B29C73/32;B29C73/34;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;張繼巍

1.一種固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述修補方法如下：

1)確定缺陷區域(1)和深度

2)根據缺陷區域來判定絕熱層開口位置

3)對位于缺陷區域的絕熱層進行開口

確定了開口位置之后，將兩個開口位置處的絕熱層(5)挖開露出缺陷區域所處界面從而形成兩個凹坑，并在缺陷區域所處界面開一個小孔，且周向位置高的開口為出氣口(2)，周向位置低的開口為進液口(3)；

4)檢查兩個開口與缺陷區域是否貫通

5)向缺陷區域內進行注膠修補，注膠的過程中進行搟壓操作使膠液完全充滿缺陷區域

6)待注膠完成后取下抽氣管，對整個修補區域制作真空袋，抽真空，并對修補區域使用撐具工裝進行加壓

7)固化、拆除撐具，使用冷粘修補的方法對絕熱層的兩個凹坑進行修復。

2.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟1)的具體過程為：

通過超聲波C掃確定缺陷區域及缺陷大小，通過DR檢測缺陷區域的缺陷深度以及所處界面。

3.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟2)的具體過程為：

如果缺陷形狀不規則，選擇對角線最長的兩個位置作為開口位置；如果鼓包間隙大小不一致，選擇間隙最大的兩個對角點作為開口位置；如果以上都無法判定，則選擇周向間距最大的兩個對角點作為開口位置。

4.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟3)中，若缺陷區域在復合層(4)與復合層(4)層間，將兩個開口位置處的絕熱層挖開直至露出復合層界面從而形成兩個凹坑，則根據DR檢測深度，在位于缺陷區域位置處的復合層纖維扎出一個直徑1～2mm小孔(6)。

5.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟4)的具體過程為：

出氣口(5)與抽氣管(7)的一端相連并用密封膠帶密封，抽氣管一端制作斜坡口，且邊緣修圓蓋在出氣口上方；抽氣管的另一端與真空泵相連，管路中間安裝一個截流瓶，使用真空泵進行抽氣，測試進液口是否有負壓；或者抽氣管的另一端與壓縮空氣相連，測試進液口是否有氣體流出；若有負壓或氣流，則說明兩個開口與缺陷區域形成了通路，否則檢查挖開位置深度及位置是否與缺陷區域檢測位置一致，或者將開口大小進行擴大，以方便氣流進出。

6.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟5)的具體過程為：

使用注射器向進液口內注射低溫固化樹脂膠，注膠過程中使用搟子將低溫固化樹脂膠從進液口向出氣口搟壓，直至出氣口處有樹脂溢出，再使用搟子將低溫固化樹脂膠沿兩個開口對角線向缺陷區域剩余部位搟壓，從而保證膠液滲透到全部脫粘區域。

7.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟6)中，撐具包括撐桿(8)、位于撐桿(8)一端的活動墊板及位于撐桿另一端的固定墊板(12)，活動墊板包括套置在撐桿(8)一端部的固定板(9)及T型板(10)，T型板(10)的豎直套筒插入撐桿(8)內，螺釘(11)穿過固定板(9)直至與T型板(9)的橫板固定連接，且固定板和T型板橫板的外表面均為與殼體型面一致的弧形面，T型板的橫板支撐在修補區域表面處，固定板支撐在殼體內壁，T型板的橫板通過調節螺釘對修補區域加壓。

8.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟7)中，低溫固化膠的固化溫度為50℃～60℃、固化時間10～13h。

9.根據權利要求1所述固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，其特征在于：所述步驟7)中，兩個凹坑修復的具體過程為：

對兩個凹坑進行打磨使凹坑邊緣與周圍勻滑過渡，裁剪多張膠片，每張膠片邊緣倒圓角制作坡口，倒圓角可以避免膠片表面應力集中使修補后位置出現翹邊的現象；使用膠粘劑將膠片粘接在凹坑內直至填滿凹坑與凹坑周邊區域平齊；然后對粘接位置進行真空加壓、固化。