[發明專利]一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法

有效

• 申請號: 202110054622.2
• 申請日: 2021-01-15
• 公開（公告）號: CN112895233B
• 公開（公告）日: 2022-04-12
• 發明（設計）人: 趙飛;周睿;司學龍;鐘志文;萬佩;余明敏;武丹;鄭磊
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: B29C33/00
• 分類號: B29C33/00;B29C70/30;B29C70/54
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 馬麗娜

1.一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于，包括以下步驟：

提供芯軸(1)和拼裝殼體(2)，并在芯軸(1)兩端套裝密封環；

在拼裝殼體(2)表面形成絕熱氣囊(3)，在絕熱氣囊(3)兩端布置軸向限位系統，所述軸向限位系統包括密封環壓緊盤和限位塊；

在絕熱氣囊(3)兩端的密封環上連接測壓裝置(82)、充氣裝置(81)以及穩壓裝置(83)；

充氣前，解除密封環壓緊盤和限位塊，使絕熱氣囊(3)沿軸向處于自由狀態，向絕熱氣囊(3)內充氣至指定氣壓，使絕熱氣囊(3)內部充氣后膨脹，與內部的拼裝殼體(2)外表面脫離，形成具有特定形狀和剛度的纏繞芯模；

開啟穩壓裝置(83)，在絕熱氣囊(3)表面纏繞纖維，高溫固化，絕熱氣囊(3)與纖維層一體固化成固體火箭發動機燃燒室殼體；

移除芯軸(1)和拼裝殼體(2)。

2.根據權利要求1所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：所述拼裝殼體(2)以芯軸(1)為中心軸，且芯軸(1)兩端伸出拼裝殼體(2)；所述拼裝殼體(2)由前封頭殼板(21)、柱段殼板(22)和后封頭殼板(23)組成，三者組裝在芯軸(1)上后形成密閉的殼體。

3.根據權利要求2所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：所述前封頭殼板(21)前端設有前封頭肋板(24)，所述前封頭肋板(24)與所述芯軸(1)平行；所述后封頭殼板(23)后端設有后封頭肋板(26)，所述后封頭肋板(26)與所述芯軸(1)平行；所述柱段殼板(22)內壁上設有垂直于所述芯軸(1)的T型柱段肋板(25)；所述前封頭肋板(24)、后封頭肋板(26)、T型柱段肋板(25)固定在所述芯軸(1)上后，所述柱段殼板(22)、前封頭殼板(21)、后封頭殼板(23)、芯軸(1)四者形成密閉結構。

4.根據權利要求1所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：在拼裝殼體(2)表面形成絕熱氣囊(3)的方法包括以下步驟：在拼裝殼體(2)外表面整體涂布絕熱料漿，形成絕熱密封層(32)；在絕熱密封層(32)外表面整體進行纖維鋪層，形成纖維增強層(33)；在纖維增強層(33)上以及密封環表面涂布絕熱料漿，形成絕熱增強層(34)。

5.根據權利要求4所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：形成絕熱密封層(32)時，先在拼裝殼體(2)兩端外表面涂布絕熱料漿，再整體涂布絕熱料漿，直至涂層形成密閉結構。

6.根據權利要求4所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：形成纖維增強層(33)時，交替進行纖維鋪層和絕熱料漿涂布；纖維鋪層時，預留供絕熱料漿通過的孔隙；絕熱料漿涂布時，使絕熱料漿充滿孔隙，并高出纖維鋪層。

7.根據權利要求6所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：纖維鋪層采用纏繞成型的方式，程序設定展紗寬度大于實際展紗寬度，使纖維鋪層形成網格結構。

8.根據權利要求1所述的一種固體火箭發動機燃燒室殼體成型方法，其特征在于：纏繞成型時，先在絕熱氣囊(3)表面纏繞一定厚度纖維，高溫預固化，得到預固化殼體；再以預固化殼體為芯模繼續進行纖維纏繞，高溫固化，得到固體火箭發動機燃燒室殼體。