[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

本發明公開了一種固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，確定缺陷區域和深度?根據缺陷區域來判定絕熱層開口位置?對位于缺陷區域的絕熱層進行開口?檢查兩個開口與缺陷區域是否貫通?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?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?固化、拆除撐具，對絕熱層的凹坑進行修復。采用注膠的方式進行修補，最大限度減小了修補對絕熱層表面的損傷，同時可應用于復合層界面缺陷的修補，解決了因殼體內表面缺陷造成的殼體報廢無法使用的問題，操作簡單、操作風險低，對工人技能水平要求低，對缺陷修復率達100％。

技術領域

本發明屬于復合材料修補技術領域，具體涉及一種固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法。

背景技術

隨著復合材料的興起，具有更高比強度和比剛度的復合材料逐漸在替代傳統的鋼、鋁合金和鈦合金，其中明顯表現在纖維纏繞復合材料發動機殼體的應用當中。絕熱層是置于推進劑與發動機殼體之間的保護層，其主要功用是保護發動機殼體免受推進劑燃燒時高溫燃氣的沖刷，使得發動機能夠正常工作。除此之外，對于自由裝填式裝藥還能夠起到緩沖的作用，降低自由裝填裝藥與殼體之間的碰撞，緩沖應力傳遞的作用。大型纖維纏繞固體火箭發動機制作一般采用石膏芯模，芯模骨架采用金屬骨架與芯軸相連。由于殼體本身長徑比較大，芯軸的撓度也較大，對于芯模骨架本身強度要求極高。但是不可避免的是芯模骨架長期使用后，型板發生變形甚至螺紋松動導致芯模塌陷，致使絕熱層表面出現鼓包和虛空的現象。纖維纏繞復合材料殼體若出現局部鼓包缺陷，會引起纖維纏繞復合材料殼體脫粘現象的出現。這些鼓包缺陷若不進行修復處理，將會嚴重影響整個纖維纏繞復合材料發動機殼體/絕熱層/襯層/推進劑結構的完整性，在發動機工作過程中局部過熱或被燃燒產物沖刷，使燃燒室殼體發生瞬間失強、穿火等而爆炸解體，導致發動機試車或飛行試驗失敗。

現在對于鼓包和虛空的修補方法主要有熱補和冷補兩種方案，熱補是將缺陷位置挖掉，使用未硫化膠片粘貼后局部加熱加壓硫化進行修補；冷補則將修補位置挖開對虛空脫粘位置進行打磨刷膠粘接，將挖開膠片復位的修補方法。兩種方法由于需要將絕熱層挖開，操作起來均有一定的風險，而且對絕熱層本身可靠性具有一定影響，而且熱補過程中需要對局部進行加熱，復合層強度也會因為受熱而減弱。

發明內容

本發明的目的就是針對現有技術的缺陷，提供一種對復合層、絕熱層損傷小的固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法，操作簡單、修復可靠性高。

為實現上述目的，本發明所設計的固體火箭發動機纖維纏繞殼體層間分層的修補方法如下：

1)確定缺陷區域和深度

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直徑小于5mm的小孔，且周向位置高的開口為出氣口，周向位置低的開口為進液口；

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。

進一步地，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。

進一步地，所述步驟2)的具體過程為：