[发明专利]一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构

说明书

本发明公开了一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，利用封头的预制二次缠绕成型结构实现前后大极孔比的复合材料缠绕壳体的稳定缠绕成型，满足复合材料壳体承受高内压载荷作用的要求。该结构复合材料缠绕壳体通过两次缠绕成型，采用不同的缠绕角进行小极孔封头段及主壳体段的缠绕，避免了极孔比过大导致螺旋缠绕无法变角度一次缠绕成型的问题，极大的提高大开口复合壳体的缠绕工艺性，提升大开口复合材料壳体内压载荷承载能力。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机复合材料壳体技术领域，特别涉及一种封头预制二次缠绕成型大开口纤维复合材料壳体结构。

背景技术

轻质、高能、矢量推进是现代固体火箭发动机的发展趋势。复合材料壳体技术适用于固体火箭发动机的轻量化，通过采用高比强度的纤维复合材料可有效的降低发动机消极质量，提高冲质比。

多喷管固体火箭发动机适用于固体火箭发动机的推力矢量控制，多喷管结构要求燃烧室壳体具有较大的径向开口尺寸。故对复合材料壳体提出了大开口结构要求。

复合材料壳体封头的开口直径即极孔大小，决定了壳体两端的纤维缠绕角大小，大开口对应大缠绕角，小开口对应小缠绕角，常规的复合材料壳体的前后极孔比相同或相近，故前后两端的缠绕角相同或相近，而缠绕角相近则缠绕工艺性较好：前后端为相同缠绕角可采用等角度螺旋缠绕；前后端缠绕角不同，可采用变角度螺旋缠绕，在角度变化不大的情况下，缠绕过程中不会出现滑纱等问题。而大开口复合壳体中前后封头位置的开口大小相差较大，在变角度缠绕过程中，前后端缠绕角变化较大，容易产生滑纱等问题，无法稳定缠绕成型。即使在小端封头采用扩径缠绕，实现缠绕成型，也会导致封头结构强度的降低，无法实现复合壳体的高承压性能。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，本发明提供了一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，即一种封头预制二次缠绕成型纤维复合材料壳体结构，实现大开口复合壳体的稳定成型，保证壳体的内压承载能力，该发明复合壳体结构有效降的低了壳体消极质量，满足了大开口结构的需求。

本发明的技术解决方案是：一种封头预制二次缠绕复合材料壳体结构，包括：前封头、筒段、后封头、前裙、后裙；

前封头与筒段的一端连接，前裙套在前封头外和筒段的一端外；筒段的另一端与后封头连接，后裙套在后封头外和筒段的另一端外；

前封头，为顶部开口半椭球结构，包括：内、外两层缠绕部分、金属层和橡胶绝热层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为开口盘状，其中内层缠绕部分是在金属接头及橡胶绝热层外侧缠绕复合材料并固化成型得到，在内层缠绕部分上缠绕复合材料并固化成型形成外层缠绕部分；

筒段，包括：纤维缠绕复合材料层和橡胶绝热层；在橡胶绝热层上缠绕复合材料并固化成型得到纤维缠绕复合材料层；

后封头为弧形环状结构，分为三层结构，外层为纤维缠绕层，中层为金属层，金属层向外延伸形成金属接头，金属接头为环状，内层为橡胶绝热层。

优选的，前裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。

优选的，后裙为金属材质，中空筒状，包括两部分，分别为：连接段和中空圆柱段，连接段为中空圆柱形，中空圆柱段的一端的内壁设有锥形型面，用于与筒段的另一端套接配合，连接段的壁厚大于中空圆柱段的壁厚，连接段用于连接外部。

优选的，前封头的内外两层缠绕部分为预制成型小开口半椭球结构，开口位于半椭球结构顶部。

优选的，前封头的外层缠绕部分与筒段及后封头整体缠绕固化成型。