小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法技术

本发明专利技术公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。它包括如下步骤：1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装；2)原子灰固化；3)贴附绝热层及预压；4)涂覆胶粘剂；5)找平斜坡区域；6)纵向缠绕与再次环向缠绕；7)再次预压与入炉固化；8)车加工切割；9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。承压能力好。

【技术实现步骤摘要】
小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法


[0001]本专利技术涉及碳纤维复合材料固体火箭发动机壳体，属于固体火箭发动机
，具体地涉及一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法。

技术介绍

[0002]碳纤维复合材料发动机壳体性能优异，但是成本偏高。在传统的碳纤维复合材料壳体成型工艺中，壳体筒段与接头同时固化成型，工艺路线复杂且质量批次不稳定，需要额外对封头部位进行补强以应对金属接头的刚度远大于复合材料壳体刚度的问题。尤其对于大开口封头壳体，在极孔边缘处的环向应变极大，壳体受内压时极易发生低压爆破，巨大应变能的突然释放会导致封头整体破坏，而采用封头补强工艺势必增加壳体的冗余质量和生产成本。在壳体设计中，应综合考虑壳体在各种复杂载荷下的稳定性和可靠性，燃烧室壳体作为发动机主承压结构，壳体在工作载荷下的安全可靠性至关重要，这将影响导弹整体性能。研究表明，对大开口复合材料壳体金属封头可以采用粘接工艺成型无需紧固件连接，如中国专利技术申请(申请公布号：CN110744832A，申请公布日：2020
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，它包括如下步骤：1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装：所述缠绕工装包括缠绕内筒，及分别定位所述前封头、后封头的前封头工装、后封头工装；所述前封头包括前接头部位，所述后封头包括后接头部位，且所述前接头部位、后接头部位与所述缠绕内筒之间留有空隙；且所述前接头部位、后接头部位均包括定位连接段、斜坡过渡段和平面延伸段；2)原子灰固化：在步骤1)的所述前封头工装、后封头工装分别与所述定位连接段之间形成的台阶处填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡过渡区域；3)贴附绝热层及预压：在步骤1)的空隙及缠绕内筒外表面贴附绝热层，在所述绝热层外表面贴附脱模布，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后拆除；4)涂覆胶粘剂：在所述前接头部位、后接头部位，及经步骤3)处理后的绝热层表面均涂覆胶粘剂；5)找平斜坡区域：采用浸胶的碳纤维布环向缠绕以找平步骤2)中的斜坡过渡区域；6)纵向缠绕与再次环向缠绕：在步骤4)处理后的前接头部位、后接头部位，以及绝热层表面继续进行纵向缠绕与再次环向缠绕制备缠绕层；7)再次预压与入炉固化；8)车加工切割；9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。2.根据权利要求1所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤5)中，沿距离所述前封头工装或后封头工装的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡过渡区域各位置处分别进行环向缠绕，且每次环向缠绕时均是平铺一层浸胶的碳纤维布后再在平铺的区域环向缠绕两次。3.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤6)中，在...

【专利技术属性】
技术研发人员：李一洋，何华锋，谭云水，魏虹，卓艾宝，徐雷，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：