适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法技术

本发明专利技术提供了一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法，包括：步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；步骤S5：固化后脱模。固化后脱模。固化后脱模。

【技术实现步骤摘要】
适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法


[0001]本专利技术涉及复合材料成型
，具体地，涉及适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机是导弹武器的主要动力装置，在航天上主要应用于空间的攻防装备。固体火箭发动机壳体材料经历了金属材料、玻璃纤维、高性能芳纶和碳纤维复合材料的发展历程。碳纤维复合材料作为一种先进的复合材料，由于这种材料具有轻而强、轻而刚、耐高温、耐腐蚀、耐疲劳、结构尺寸稳定性好以及设计性好、可大面积整体成型等特点，已逐渐应用于固体火箭发动机的结构件中，不仅可以减轻结构重量，提高产品性能，大大的降低发动机的成本，而且可以为有效载荷的设计提供空间。
[0003]传统的固体火箭发动机复合材料壳体通常是对称结构或接近对称结构，两端的孔径比通常在1～1.5，很少超过2，不会超过3。但是为了满足装药等一些特殊的工况，大孔径比结构的壳体仍具有一定的需求。当复合材料壳体的孔径比大于3时，采用传统的等极孔的缠绕方法，复合材料壳体缠绕时会出现滑线现象，本专利技术创新性的采用了分段式变角度的缠绕方法成功的解决了这难题。
[0004]专利文献CN105904742B(申请号：201610261202.0)公开了一种全复合材料壳体的缠绕成型方法属于成型工艺
，涉及一种全复合材料壳体的缠绕成型方法。缠绕成型方法要先组装芯模，给气囊充轻质气体，再进行气囊表面处理，然后，由缠绕成型控制程序控制缠绕机按照程序将纤维束或布带缠绕在气囊的外表面，按照成型所需的温度和时间要求进行固化成型，最后，经过脱模工序获得复合材料壳体。缠绕成型方法适用性广泛，可用于制造各种形状和尺寸、前后封口型面不对称要求的复合材料壳体。工艺稳定性好，设备简便重量低、可控制性强，简单实用易于操作和推广。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体及缠绕成型方法。
[0006]根据本专利技术提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，包括：
[0007]步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；
[0008]步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；
[0009]步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；
[0010]步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；
[0011]步骤S5：固化后脱模。
[0012]优选地，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。
[0013]优选地，所述步骤S3采用：筒身段采用螺旋缠绕与环向缠绕相结合方式，封头采用螺旋缠绕方式。
[0014]优选地，所述步骤S3采用：
[0015]W＝π*D/tanα
[0016]其中，W表示螺距；D表示筒身直径；α为缠绕角度；
[0017]γ＝L*tanα/π*D*360
°
[0018]其中，γ表示芯模转过的角度；L表示轴向长度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
[0019]β＝180
°‑
2*di*360
°
*tanα/(π*D)
[0020]其中，β表示封头包角；di表示封头高度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；
[0021][0022]其中，θn表示在极孔圆周上由切点开始，缠绕到时序相邻的切点时，芯模转过的中心角；n表示切点数；N表示由初始切点缠到时序相邻的切点时芯模转过360
°
的整数倍数；
△
θ表示相邻纤维在筒身圆周上错开的角度。
[0023]优选地，所述分段式变角度的缠绕方法缠绕张力随线型变化。
[0024]优选地，所述步骤S4采用：采用烘箱加热并且采用旋转装置旋转固化复合材料壳体。
[0025]优选地，旋转速率为3～10r/min。
[0026]根据本专利技术提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体，运用上述所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法得到。
[0027]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：本专利技术采用分段式变角度的缠绕方法，有效的实现了大孔径的复合材料发动机壳体的缠绕成型，对比传统的等极孔的缠绕方法，采用分段式变角度的缠绕方法可以有效的减少湿法缠绕的滑线问题。
附图说明
[0028]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0029]图1为本专利技术复合材料发动机壳体及复合材料发动机壳体固化的旋转工装示意图。
[0030]图2为本专利技术复合材料发动机壳体及复合材料发动机壳体固化的旋转工装示意图。
[0031]图中，1
‑
复合材料发动机壳体；2
‑
旋转装置。
具体实施方式
[0032]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0033]本专利技术公开了一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其主要的成型方法为分段式变角度的缠绕成型，螺旋缠绕和环向缠绕相结合的方式，角度变化的同时，缠绕张力也随之变化；首先将前后金属法兰和三元乙丙橡胶预硫化，筒身段在模具上铺覆并预硫化成型，在预硫化好的橡胶上进行缠绕，固化时采用旋转装置进行旋转固化。本专利技术的分段式变角度的缠绕成型方法，可满足固体火箭发动机燃烧室在特殊工况时对于大极孔比结构的需要。
[0034]实施例1
[0035]根据本专利技术提供的一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，如图1至2所示，包括：
[0036]步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；
[0037]步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；
[0038]步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；
[0039]步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；
[0040]步骤S5：固化后脱模。
[0041]具体地，将橡胶散片在金属法兰和模具上铺覆，拼块搭接量为3～10mm，待将整个模具完全覆盖后，使用模压机进行模压预硫化成型，模压压力为0.3～1.2MPa。
[0042]具体地，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。
[0043]具体地，所述步骤S3采用：大端与小端直径的比例为2～4，采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕，由于该复合壳体须对前后封头及接头进行轴向约束，考虑到壳体前后极孔比较大，拟筒身段采用螺旋缠绕与环向缠本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，包括：步骤S1：在壳体两端的金属法兰上预硫化橡胶，将预硫化好的金属法兰安装在模具上；步骤S2：将橡胶散片铺覆在模具上并预硫化成型；步骤S3：采用分段式变角度的缠绕方法在预成型好的橡胶上进行缠绕；步骤S4：采用旋转固化装置进行旋转固化；步骤S5：固化后脱模。2.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S2采用：将三元乙丙橡胶生片铺覆在模具上预硫化成型。3.根据权利要求1所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S3采用：筒身段采用螺旋缠绕与环向缠绕相结合方式，封头采用螺旋缠绕方式。4.根据权利要求3所述的适用于大孔径比固体火箭发动机复合材料壳体的缠绕成型方法，其特征在于，所述步骤S3采用：W＝π*D/tanα其中，W表示螺距；D表示筒身直径；α为缠绕角度；γ＝L*tanα/π*D*360
°
其中，γ表示芯模转过的角度；L表示轴向长度；α表示缠绕角度；D表示筒身直径；β＝180
°‑...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜明，李世成，周栋，沈峰，梁旭豪，魏建庆，史耀辉，王晓蕾，田杰，
申请(专利权)人：上海复合材料科技有限公司，
类型：发明
国别省市：