[发明专利]固体火箭发动机复合材料壳体成型方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机复合材料壳体成型方法，包括以下步骤：制作前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼；制作绝热结构；纤维湿法缠绕制作壳体；分段壳体连接。采用分段成型后机械固定连接，在大尺寸固体发动机复合材料壳体成型中，简化了成型工艺、降低了成型技术难度，从而减少了对成型设备及工艺装备的要求，有利于低成本成型；采用分段成型后机械固定连接，能适应不同结构尺寸发动机壳体的设计要求，减少大型成型模具的投入，能满足批量化生产要求。

技术领域

本发明属于固体发动机燃烧室壳体成型技术领域，具体地指一种固体火箭发动机复合材料壳体成型方法。

背景技术

固体发动机复合材料壳体与金属壳体相比，具有重量轻、比强度高的特点，采用复合材料壳体有助于减轻发动机消极质量，提高发动机运载能力。大型、重型固体火箭发动机尺寸和重量都很大，其成型易受到模具设计加工及设备能力等因素的限制，因此会采用分段制造技术进行解决，目前分段技术主要在金属壳体上应用较多，而随着复合材料壳体在大型、重型固体火箭发动机上的应用，采用复合材料分段制造技术是未来缠绕壳体发展的一个方向。

复合材料壳体分段成型技术适用于大尺寸非金属壳体的制备，其能够较强地适应不同发动机壳体结构设计要求，该技术相对于整体成型方法能够极大简化大尺寸壳体的成型模具及制作工艺，此外对成型设备能力的要求不高，易实现发动机壳体规模化、批量化的生产，是未来大型固体火箭发动机重要的成型技术。

发明内容

本发明的目的就是要针上述技术的不足，提供了一种成型工艺简单且工艺一致性好的固体火箭发动机复合材料壳体成型方法。

为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机复合材料壳体成型方法，包括以下步骤：

1)制作前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼

1a)将石英砂浆分别填充于前封头砂芯成型模、前筒段砂芯成型模、后筒段砂芯成型模及后封头砂芯成型模中，且加压捣实；

1b)对石英砂浆进行加热固化，固化后经脱模依次得到前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼，并将前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼表面均修整后待用；

2)制作绝热结构

2a)依次将前封头砂饼、前筒段砂饼组装在缠绕芯轴对应位置形成前封头芯模和前筒段芯模；然后将第一三元乙丙胶片贴在前金属连接件内表面，并将贴有第一三元乙丙胶片的前金属连接件组装在前筒段芯模饼上，最后将工艺后接头辅助工装装在缠绕芯轴后端，形成前段壳体缠绕芯模；

在前段壳体缠绕芯模上粘贴脱模纸，然后将前封头绝热结构模压件安装在已贴脱模纸的前段壳体缠绕芯模上，前封头绝热结构模压件通过前封头定位工装固定在前段壳体缠绕芯模上，并打磨前封头绝热结构模压件需手工贴片的粘接部位；将第二三元乙丙胶片采样手工贴片的方法贴在前段壳体缠绕芯模表面的直筒段，第二三元乙丙胶片分别与前封头绝热结构模压件粘接部位、前金属连接件内表面的第一三元乙丙胶片搭接，完成壳体前段绝热结构包覆形成前封头绝热结构和前直筒段绝热结构；

2b)依次将后筒段砂饼、后封头砂饼组装在缠绕芯轴对应位置形成后筒段芯模和后封头芯模，然后将第三三元乙丙胶片贴在后金属连接件内表面，并将贴有第三三元乙丙胶片的后金属连接件组装在后筒段芯模饼上，最后将工艺前接头辅助工装装在缠绕芯轴前端，形成后段壳体缠绕芯模；

在后段壳体缠绕芯模上粘贴脱模纸，然后将后封头绝热结构模压件安装在已贴脱模纸的后段壳体缠绕芯模上，后封头绝热结构模压件通过后封头定位工装固定在后段壳体缠绕芯模上，并打磨后封头绝热结构模压件需手工贴片的粘接部位；将第四三元乙丙胶片采样手工贴片的方法贴在后段壳体缠绕芯模表面的直筒段，第四三元乙丙胶片分别与后封头绝热结构模压件粘接部位、后金属连接件内表面的第三三元乙丙胶片搭接，完成壳体后段绝热结构包覆形成后封头绝热结构和后直筒段绝热结构；