【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及复合材料制品成型，具体涉及一种固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法。
技术介绍
1、随着社会的进步，纤维缠绕发动机复合材料筒体在导弹武器或火箭发动机中应用越来越广。但纤维缠绕发动机复合材料筒体通常均含有l型结构的金属裙或复合裙，前者复合裙消极质量较大且上裙方法较为成熟，而t型结构的复合裙较为少见，其上裙方法暂不成熟。t型结构的复合裙裙体相对于常规的l型结构的复合裙裙体短，使得t型复合裙的适用范围小，仅适用于长径小、筒段长度小的复合材料筒体，由于t型复合裙结构的特殊性，相对于常规的l型结构的复合裙，其具有结构新颖、质量轻盈、承载力较强的特点。但t型结构复合裙由于其结构特殊性导致其上裙精确定位较为困难，在裙与复合材料筒体连接过程中，复合裙除与复合材料筒体前/后接头除有距离位置要求外，通常裙上象限(或螺纹孔)与接头螺纹孔均有象限角度要求。如若位置出现偏斜，可能最终影响复合材料筒体推力线偏斜或是影响其他零部件装配。
技术实现思路
1、本专利技术的目的就是针对现有技术的缺陷，提供一种固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法。
2、为了解决上述技术问题，本专利技术提出一种固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，包括：
3、s1、成型t型复合裙，在t型复合裙上钻两组对称的工艺孔，工艺孔位于相邻两个凸台的对称线上，沿切割线将t型复合裙切割成两半，切割线为两组工艺孔的对称线；
4、s2、将上裙工装安装至缠绕芯模上，将t型复合裙通过工
5、s3、进行筒体环向层的缠绕，使得t型复合裙固定在筒体上；
6、s4、筒体固化。
7、进一步地，步骤s1中，t型复合裙的裙法兰外圆和凸台预留机加余量。
8、进一步地，步骤s2中，所述上裙工装安装在筒体的一端。
9、进一步地，步骤s2中，所述上裙工装包括安装定位部和配合部，所述安装定位部和配合部通过骨架连接，所述配合部呈环形，所述配合部上开设装配孔，所述t型复合裙通过装配孔与上裙工装连接，所述安装定位部上开设键槽，所述键槽与缠绕芯模上的键相配合进行上裙工装的定位安装。
10、进一步地，步骤s2包括：通过键槽将上裙工装从缠绕芯模的一端与缠绕芯模定位安装，利用压紧螺母将上裙工装固定至指定位置，使得t型复合裙与上裙工装连接后，t型复合裙与接头的距离等于设计距离。
11、进一步地，步骤s2中，t型复合裙通过螺钉与安装到指定位置的上裙工装连接，螺钉轴向方向不拧紧，使用包带将t型复合裙与筒体的筒段轴向方向贴实后，拧紧螺钉。
12、进一步地，步骤s2包括：t型复合裙与上裙工装连接后，通过压板将t型复合裙和上裙工装压紧贴合。
13、进一步地，步骤s3包括：
14、s31、对t型复合裙远离上裙工装一侧的裙进行环向缠绕；
15、s32、拆卸上裙工装，对t型复合裙靠近上裙工装一侧的裙进行环向缠绕；
16、s33、将上裙工装安装至缠绕芯轴上并将t型复合裙与上裙工装装配到位，使得t型复合裙固定在筒体上。
17、进一步地，步骤s31包括：以t型复合裙远离上裙工装一侧的裙法兰圆角为起始点，裙尖为终点，环向旋转缠绕四层环向缠绕层，在四层环向缠绕层上方铺放四层浸润缠绕用树脂后的碳纤维补强布，铺放方向与环向缠绕层缠绕方向相同，每铺放一层碳纤维补强布，需在碳纤维补强布上进行一次环向缠绕，缠绕范围为碳纤维补强布铺放范围，四层碳纤维补强布铺放完毕后，在最后一层碳纤维补强布上进行三次环向缠绕，缠绕范围为碳纤维布铺放范围。
18、进一步地，步骤s4包括：筒体脱模，去除t型复合裙的裙法兰外圆以及凸台的预留机加余量的部分，进行角盒粘接，在t型复合裙端面机加与符合象限要求的孔位。
19、本专利技术的有益效果为：该方法成型工艺简单，上裙后可对t型复合裙进行精确定位，t型复合裙上的孔位在未成型为壳体前还未机加，待壳体成型后再根据前/后接头孔位机加，完全避免了t型复合裙上裙定位不准而出现的象限偏斜，成型方法简单，可实现复合材料筒体设计孔位要求。
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1.一种固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S1中，T型复合裙(1)的裙法兰外圆(4)和凸台(8)预留机加余量。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S2中，所述上裙工装(16)安装在筒体(18)的一端。
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S2中，所述上裙工装(16)包括安装定位部(9)和配合部(10)，所述安装定位部(9)和配合部(10)通过骨架(11)连接，所述配合部(10)呈环形，所述配合部(10)上开设装配孔(13)，所述T型复合裙(1)通过装配孔(13)与上裙工装(16)连接，所述安装定位部(9)上开设键槽(12)，所述键槽(12)与缠绕芯模(15)上的键相配合进行上裙工装(16)的定位安装。
5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S2包括：通过键槽(12)将上
6.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S2中，T型复合裙通过螺钉与安装到指定位置的上裙工装(16)连接，螺钉轴向方向不拧紧，使用包带将T型复合裙与筒体(18)的筒段轴向方向贴实后，拧紧螺钉。
7.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S2包括：T型复合裙(1)与上裙工装(16)连接后，通过压板(14)将T型复合裙(1)和上裙工装(16)压紧贴合。
8.根据权利要求3所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S3包括：
9.根据权利要求7所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S31包括：以T型复合裙(1)远离上裙工装(16)一侧的裙法兰圆角(3)为起始点，裙尖(5)为终点，环向旋转缠绕四层环向缠绕层，在四层环向缠绕层上方铺放四层浸润缠绕用树脂后的碳纤维补强布，铺放方向与环向缠绕层缠绕方向相同，每铺放一层碳纤维补强布，需在碳纤维补强布上进行一次环向缠绕，缠绕范围为碳纤维补强布铺放范围，四层碳纤维补强布铺放完毕后，在最后一层碳纤维补强布上进行三次环向缠绕，缠绕范围为碳纤维布铺放范围。
10.根据权利要求2所述的固体火箭发动机复合材料筒体T型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤S4包括：筒体(18)脱模，去除T型复合裙的裙法兰外圆(4)以及凸台(8)的预留机加余量的部分，进行角盒粘接，在T型复合裙端面机加与符合象限要求的孔位。
...【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤s1中，t型复合裙(1)的裙法兰外圆(4)和凸台(8)预留机加余量。
3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤s2中，所述上裙工装(16)安装在筒体(18)的一端。
4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤s2中，所述上裙工装(16)包括安装定位部(9)和配合部(10)，所述安装定位部(9)和配合部(10)通过骨架(11)连接，所述配合部(10)呈环形，所述配合部(10)上开设装配孔(13)，所述t型复合裙(1)通过装配孔(13)与上裙工装(16)连接，所述安装定位部(9)上开设键槽(12)，所述键槽(12)与缠绕芯模(15)上的键相配合进行上裙工装(16)的定位安装。
5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料筒体t型复合裙上裙方法，其特征在于：步骤s2包括：通过键槽(12)将上裙工装(16)从缠绕芯模(15)的一端与缠绕芯模(15)定位安装，利用压紧螺母(17)将上裙工装(16)固定至指定位置，使得t型复合裙(1)与上裙工装(16)连接后，t型复合裙(1)与接头的距离等于设计距离。
6.根据权利要求4所述的固体火箭发动机复合材料筒体t型复...
【专利技术属性】
技术研发人员：郭文波，谭云水，高李帅，钟臻荣，吴江博，邹歉，
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：
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