[發(fā)明專利]小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110097197.5
• 申請(qǐng)日: 2021-01-25
• 公開（公告）號(hào): CN112895503B
• 公開（公告）日: 2022-07-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李一洋;何華鋒;譚云水;魏虹;卓艾寶;徐雷
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 湖北三江航天江北機(jī)械工程有限公司
• 主分類號(hào): B29C69/00
• 分類號(hào): B29C69/00;B29C69/02;B29C63/10;B29C35/02;B29L31/30
• 代理公司: 武漢開元知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 42104
• 代理人: 胡鎮(zhèn)西;程杰

1.一種小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，它包括如下步驟：

1)纏繞工裝與前封頭、后封頭的定位安裝：所述纏繞工裝包括纏繞內(nèi)筒，及分別定位所述前封頭、后封頭的前封頭工裝、后封頭工裝；

所述前封頭包括前接頭部位，所述后封頭包括后接頭部位，且所述前接頭部位、后接頭部位與所述纏繞內(nèi)筒之間留有空隙；且所述前接頭部位、后接頭部位均包括定位連接段、斜坡過渡段和平面延伸段；

2)原子灰固化：在步驟1)的所述前封頭工裝、后封頭工裝分別與所述定位連接段之間形成的臺(tái)階處填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡過渡區(qū)域；

3)貼附絕熱層及預(yù)壓：在步驟1)的空隙及纏繞內(nèi)筒外表面貼附絕熱層，在所述絕熱層外表面貼附脫模布，然后用玻璃纖維環(huán)向纏繞并預(yù)壓一段時(shí)間后拆除；

4)涂覆膠粘劑：在所述前接頭部位、后接頭部位，及經(jīng)步驟3)處理后的絕熱層表面均涂覆膠粘劑；

5)找平斜坡區(qū)域：采用浸膠的碳纖維布環(huán)向纏繞以找平步驟2)中的斜坡過渡區(qū)域；

6)縱向纏繞與再次環(huán)向纏繞：在步驟4)處理后的前接頭部位、后接頭部位，以及絕熱層表面繼續(xù)進(jìn)行縱向纏繞與再次環(huán)向纏繞制備纏繞層；

7)再次預(yù)壓與入爐固化；

8)車加工切割；

9)拆除纏繞工裝并對(duì)殼體表面打磨處理。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟5)中，沿距離所述前封頭工裝或后封頭工裝的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡過渡區(qū)域各位置處分別進(jìn)行環(huán)向纏繞，且每次環(huán)向纏繞時(shí)均是平鋪一層浸膠的碳纖維布后再在平鋪的區(qū)域環(huán)向纏繞兩次。

3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟6)中，在完成步驟5)的斜坡過渡區(qū)域找平后，每縱向纏繞兩次后再環(huán)向纏繞兩次，并依次交替進(jìn)行。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟5)和6)纏繞使用的浸膠的碳纖維布為T700碳纖維在JBCR01環(huán)氧樹脂中浸漬處理后產(chǎn)品。

5.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟2)中，所述斜坡過渡區(qū)域的傾斜角大于0°但小于90°。

6.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟3)中，所述絕熱層材質(zhì)為三元乙丙橡膠，且所述絕熱層厚度≥3mm。

7.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟4)中，所述膠粘劑包括開姆洛克膠粘劑或AE系列膠粘劑。

8.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟7)中，所述入爐固化包括90～100℃下處理1.5～2.5h，120～130℃下處理2～4h，140～160℃下處理6～10h。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，步驟7)中，采用脫模布貼附，然后用玻璃纖維環(huán)向纏繞并預(yù)壓一段時(shí)間后入爐固化，且完成入爐固化后拆除玻璃纖維。

10.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述小直徑大開口固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體成型方法，其特征在于，所述纏繞工裝還包括芯軸、前封頭工裝壓緊螺母、后封頭工裝壓緊螺母、前封頭壓緊螺母、后封頭壓緊螺母、前接頭堵蓋和后接頭堵蓋，且各纏繞工裝在使用以前表面均涂覆聚四氟乙烯。