[发明专利]纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法

说明书

本发明公开了一种纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方法，将已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预制品放置在缠绕芯模装配支架上；将裙与裙定位工装连接完成裙与裙定位工装的装配‑将预制好的弹性橡胶层的粘接面涂抹胶粘剂后粘贴在裙的裙尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处‑将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上‑将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外缠绕层，然后固化‑脱模加工余量。裙与复合层连接强度高、稳定性好，采用预留余量、预制弹性橡胶层、受力均匀的驱动方式、脱模后加工裙上余量，在控制产品尺寸精度的同时，保证裙与复合层连接强度、刚度和稳定性。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机壳体技术领域，具体涉及一种纤维 缠绕固体火箭发动机壳体制备方法。

背景技术

在纤维缠绕固体火箭发动机壳体中裙是固体火箭总体中重要的 连接零件，通常在多级固体火箭中前裙与舱段连接，后裙与级间段 连接，发动机是固体火箭中质量最大的单体部件，在纤维缠绕固体 火箭发动机壳体中裙与纤维缠绕复合层的连接质量，将直接影响火 箭飞行中的整体强度、刚性及稳定性。

发明内容

本发明的目的就是针对上述技术的不足，提供一种连接强度高、 稳定性好且连接时受力均匀的纤维缠绕固体火箭发动机壳体制备方 法。

为实现上述目的，本发明所设计的纤维缠绕固体火箭发动机壳 体制备方法，纤维缠绕固体火箭发动机壳体包括绝热层、接头、纤 维缠绕复合层和裙，所述制备方法包括如下步骤：

1)将在缠绕芯模上已完成上裙前缠绕的纤维缠绕发动机壳体预 制品从缠绕设备上卸下，放置在缠绕芯模装配支架上；同时，将裙 与裙定位工装连接完成裙与裙定位工装的装配；

2)将预制好的弹性橡胶层的粘接面涂抹胶粘剂后粘贴在裙的裙 尖与纤维缠绕复合层连接区域的外圆面位置处；

3)将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上；

4)将完成上裙后的缠绕芯模放置在缠绕设备上，继续完成裙外 缠绕层，然后固化；

5)将裙定位工装和缠绕芯模从完成缠绕的纤维缠绕发动机壳体 上的拆卸，完成脱模后，以接头上的孔和端面为基准，加工纤维缠 绕发动机壳体上的裙端面、端面上的连接孔以及裙内孔的余量。

进一步地，所述步骤1)中，在裙上做象限标识，对应地，在裙 定位工装上且与裙安装的对应位置上做象限标识。

进一步地，所述步骤1)中，裙的端面和内孔均留有适当的加工 余量；同时，裙端面与裙定位工装连接的工艺孔留有余量。

进一步地，所述步骤2)中，弹性橡胶层为丁氰橡胶层。

进一步地，所述步骤2)中，抹胶粘剂为牌号730胶粘剂。

进一步地，所述步骤3)中，具体安装过程为：

将缠绕芯模上的接头锁紧螺母、推力球轴承和前接头垫环拆卸， 将安装有裙的裙定位工装安装在缠绕芯模的芯轴上，沿轴向推动裙 定位工装，使裙定位工装上的键槽与芯轴上的定位键块对齐配合； 然后将拆卸下的推力球轴承和接头锁紧螺母安装在缠绕芯模的芯轴 上，旋转接头锁紧螺母继续推动裙定位工装沿轴向移动，使裙定位 工装与接头定位工装端面贴合。

进一步地，所述步骤4)中，固化温度为150～180℃，保温12～36h。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明制备方法裙与 复合层连接强度高、稳定性好，采用预留余量、预制弹性橡胶层、 受力均匀的驱动方式、脱模后加工裙上余量，在控制产品尺寸精度 的同时，保证裙与复合层连接强度、刚度和稳定性。

附图说明

图1为纤维缠绕发动机壳体结构示意图；

图2为缠绕芯模结构示意图。