[發明專利]小直徑大開口固體火箭發動機殼體成型方法

有效

• 申請號: 202110097197.5
• 申請日: 2021-01-25
• 公開（公告）號: CN112895503B
• 公開（公告）日: 2022-07-08
• 發明（設計）人: 李一洋;何華鋒;譚云水;魏虹;卓艾寶;徐雷
• 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: B29C69/00
• 分類號: B29C69/00;B29C69/02;B29C63/10;B29C35/02;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

本發明公開了一種小直徑大開口固體火箭發動機殼體成型方法，屬于固體火箭發動機技術領域。它包括如下步驟：1)纏繞工裝與前封頭、后封頭的定位安裝；2)原子灰固化；3)貼附絕熱層及預壓；4)涂覆膠粘劑；5)找平斜坡區域；6)縱向纏繞與再次環向纏繞；7)再次預壓與入爐固化；8)車加工切割；9)拆除纏繞工裝并對殼體表面打磨處理。該成型方法不僅具備較高的工藝可行性和較低的成本，而且制備得到的復合材料殼體可靠性高，承壓能力好。

技術領域

本發明涉及碳纖維復合材料固體火箭發動機殼體，屬于固體火箭發動機技術領域，具體地涉及一種小直徑大開口固體火箭發動機殼體成型方法。

背景技術

碳纖維復合材料發動機殼體性能優異，但是成本偏高。在傳統的碳纖維復合材料殼體成型工藝中，殼體筒段與接頭同時固化成型，工藝路線復雜且質量批次不穩定，需要額外對封頭部位進行補強以應對金屬接頭的剛度遠大于復合材料殼體剛度的問題。尤其對于大開口封頭殼體，在極孔邊緣處的環向應變極大，殼體受內壓時極易發生低壓爆破，巨大應變能的突然釋放會導致封頭整體破壞，而采用封頭補強工藝勢必增加殼體的冗余質量和生產成本。在殼體設計中，應綜合考慮殼體在各種復雜載荷下的穩定性和可靠性，燃燒室殼體作為發動機主承壓結構，殼體在工作載荷下的安全可靠性至關重要，這將影響導彈整體性能。研究表明，對大開口復合材料殼體金屬封頭可以采用粘接工藝成型無需緊固件連接，如中國發明申請(申請公布號：CN110744832A，申請公布日：2020-02-04)公開了一種復合材料殼體大開口金屬封頭粘結成型方法，它包括如下步驟：

S1，采用纏繞內筒制備碳纖維復合材料的筒段，并在所述筒段的每端的加工兩個同軸的徑向孔；

S2，制備金屬封頭，并在金屬封頭外壁上加工出環形槽，徑向孔與環形槽連通；

S3，配置粘接劑：按質量比環氧樹脂：固化劑＝1:1混合均勻后加入填料，控制操作溫度調節粘接劑的粘度小于0.4Pa·s；

S4，預固化：對金屬封頭進行打磨、噴砂，將調配好的粘接劑均勻涂布再金屬封頭外壁，在工裝和壓力機的作用下裝配到位，在95℃下保溫3h完成預固化，并保證環形槽形成密封空腔；

S5，從其中一個徑向孔中向環形槽內注入粘接劑，從另一個徑向孔中進行抽真空，直至上述密封空腔完全被粘接劑充滿；

S6，在室溫下放置至少12h后，在80℃環境下保溫3h進行固化；S7，固化完成后自然冷卻，解除壓力機與壓力，拆除工裝。

該工藝簡單易行，生產成本低，有效減小了發動機的冗余質量并增加了裝藥空間，然而這種成型方案操作起來難度較高，并且在粘接處易產生缺陷從而降低殼體的承壓能力。

發明內容

為解決上述技術問題，本發明公開了一種小直徑大開口固體火箭發動機殼體成型方法，該成型方法不僅具備較高的工藝可行性和較低的成本，而且制備得到的復合材料殼體可靠性高，承壓能力好。

為實現上述目的，本發明公開了一種小直徑大開口固體火箭發動機殼體成型方法，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筒之間留有空隙；

同時，所述前接頭部位、后接頭部位均包括定位連接段、斜坡過渡段及平面延伸段。

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階處填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡過渡區域；