本發明涉及固體火箭藥柱成型工藝，具體涉及一種固體火箭發動機燃燒室藥柱固定架成型方法。成型步驟：S1，設計芯模成型工裝，在指定位置安裝藥柱固定架，然后向芯模工裝中填裝水溶性砂芯填料，入爐烘干，最后拆卸芯模工裝，實現整體成型；S2，在芯模藥柱固定架表面刷涂膠粘劑，其余芯模表面成型脫模層，進行內絕熱層包覆成型，按照一定纏繞張力進行纖維纏繞，進行內絕熱層預硫化，拆除纖維；S3，在內絕熱層表面進行纖維纏繞，達到制定厚度再進行纏繞層固化；S4，燃燒室殼體固化后，拆卸纏繞芯軸，取出砂芯模溶化，完成芯模與內絕熱層分離。藥柱固定架成型位置尺寸精度高，藥柱固定架與內絕熱層粘接強度高，成型工藝過程簡單。

技術領域

本發明涉及固體火箭藥柱成型工藝，具體涉及一種固體火箭發動機燃燒室藥柱固定架成型方法。

背景技術

燃燒室藥柱固定架主要應用于對燃燒室藥柱具有特殊結構及用途的固體火箭發動機中，其主要作用是對發動機燃燒室藥柱進行固定及藥柱型面成型。固體火箭發動機藥柱為澆注成型，藥柱固定架與燃燒室內絕熱層的粘接強度及其位置精度直接影響發動機燃燒室藥柱成型尺寸及藥柱型面，從而影響發動機燃燒室工作可靠性。

某火箭發動機燃燒室藥柱固定架成型采用粘接成型的方法。先將燃燒室內絕熱層及殼體成型后，在內絕熱層內表面劃線標記，然后進行固定架粘接固定。該方法成型的固定架尺寸依靠畫線標記，粘接時位置難以控制，位置尺寸精度差；粘接后需設計支撐工裝對固定架施加壓力以提高界面粘接強度，支撐壓力難以有效控制，操作難度大。

現有技術藥柱固定架位置尺寸精度差，藥柱固定架與燃燒室內絕熱層的粘接強度低，嚴重影響藥柱最終成型尺寸及藥柱型面，成型工藝過程復雜。

發明內容

本發明要解決的技術問題

本發明提供一種固體火箭發動機燃燒室藥柱固定架成型方法，能夠有效保證藥柱固定架與燃燒室內絕熱層的粘接強度，精確控制藥柱固定架位置精度，同時簡化藥柱掛固定架成型工藝流程。

為解決技術問題采用的技術問題

一種固體火箭發動機燃燒室藥柱固定架成型方法，具體成型步驟如下：

S1：藥柱固定架與芯模整體成型，根據內絕熱層內型面及藥柱固定架位置尺寸設計芯模成型工裝，在芯模工裝指定位置安裝藥柱固定架，然后向芯模工裝中填裝水溶性砂芯填料，入爐烘干，最后拆卸芯模工裝，實現藥柱固定架與芯模整體成型；

S2：內絕熱層成型，在芯模藥柱固定架表面刷涂膠粘劑，其余芯模表面成型脫模層，進行內絕熱層包覆成型，然后按照一定纏繞張力進行纖維纏繞，對絕熱層施加壓力，提高藥柱固定架與內絕熱層的粘接強度，進行內絕熱層預硫化，拆除纖維；

S3：燃燒室殼體成型，在內絕熱層表面進行纖維纏繞，纖維纏繞達到制定厚度后，進行纏繞層固化；

S4：芯模分離，燃燒室殼體固化后，拆卸纏繞芯軸，取出砂芯模溶化，完成芯模與內絕熱層分離。

進一步地，所述 S2中芯模表面成型聚四氟乙烯脫模層。

進一步地，所述S2中對絕熱層加壓，膠粘劑界面剪切強度大于4MPa。

進一步地，所述S2中纖維纏繞按照張力120N進行纖維纏繞，纏繞紗寬10mm。

進一步地，所述S2內絕熱層預硫化，硫化溫度為100℃，保溫時間6小時，待溫度降到室溫后拆除纖維。

進一步地，所述S3纖維采用T800碳纖維，樹脂為匹配T800樹脂。

進一步地，所述的纖維纏繞后固化，120℃保溫6小時，150℃保溫10小時，升溫速率0.5℃/min。

獲得的有益效果

本發明提供成型方法， 藥柱固定架成型位置尺寸精度高，藥柱固定架與內絕熱層粘接強度高，成型工藝過程簡單。

附圖說明