[发明专利]一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法

说明书

本发明提供一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法，包括如下步骤：将配制好的CFQ树脂、F‑12固定树脂的一种或两种的胶液倒入胶槽中；取4团F‑12纤维浸渍S1所述胶液对复合材料燃烧室壳体进行缠绕；取5团玻璃纤维浸渍S1所述胶液对S2缠绕后的复合材料燃烧室壳体继续缠绕；将S4缠绕完成的复合材料燃烧室壳体加热固化。本发明解决外防热层成型方式存在生产周期长，两个不同界面存在脱粘可能性的问题，本发明制备的外防热层，生产周期短、性能可靠性高，有效地缩短了生产周期，提高了生产效率，保证了成型后质量均一稳定，从而满足固体火箭发动机外防热层的要求。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机壳体制造领域，具体涉及一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法。

背景技术

固体火箭发动机在高速飞行中会因气动热效应而承受高温、强冲刷、高热流等热载荷的作用，为保证发动机正常工作，需要设计外防热层进行热防护。外防热层通常由电缆防护层、纤维缠绕层、外防热涂层组成。电缆防护层采用橡胶类材料对电缆进行保护，纤维缠绕层选用芳纶纤维对电缆防护层进行固定，外防热涂层采用环氧类或橡胶类防热涂料，前裙端面一定范围采用前裙防护罩或玻璃纤维缠绕成型。由于外界环境温度的变化，导致外防热层容易出现裂纹、鼓包、脱落等现象。这对工艺成型方法提出了较高要求。目前的外防热层成型方式存在生产周期长，两个不同界面存在脱粘可能性的问题。

发明内容

本发明提供一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法，解决外防热层成型方式存在生产周期长，两个不同界面存在脱粘可能性的问题，本发明制备的外防热层，生产周期短、性能可靠性高，有效地缩短了生产周期，提高了生产效率，保证了成型后质量均一稳定，从而满足固体火箭发动机外防热层的要求。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法，包括如下步骤：

S1：将配制好的CFQ树脂、F-12固定树脂的一种或两种的胶液倒入胶槽中；

S2：取4团F-12纤维浸渍S1所述胶液对复合材料燃烧室壳体进行缠绕；

S3：取5团玻璃纤维浸渍S1所述胶液对S2缠绕后的复合材料燃烧室壳体继续缠绕；

S4：将S3缠绕完成的复合材料燃烧室壳体加热固化。

进一步地，所述S2中缠绕张力20N～30N，纱线宽度5.5mm～6.5mm，缠绕层数2～4层。

进一步地，所述S3中所述缠绕张力35 N～50 N，纱线宽度5.5mm～6.5mm，缠绕层数15～20层。

进一步地，所述S4中加热温度为由室温升温至50℃～70℃，升温速率10℃/h ~20℃/h，50℃～70℃保温6h～12h，保压并自然降温到50℃下出模。

本发明所提供的复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法采用一种树脂一次固化，大大节约固化时间，缩短生产周期，减少人力、物力的浪费，将不同树脂界面化整为一，减少脱粘的可能性。

具体实施方式

下面结合本发明实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部所得实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种复合材料燃烧室壳体外防热层纤维缠绕成型方法，包括如下步骤：

S1：将配制好的CFQ树脂、F-12固定树脂的一种或两种的胶液倒入胶槽中；

S2：取4团F-12纤维浸渍S1所述胶液对复合材料燃烧室壳体进行缠绕，其中，缠绕张力20N～30N，纱线宽度5.5mm～6.5mm，缠绕层数2～4层；

S3：取5团玻璃纤维浸渍S1所述胶液对S2缠绕后的复合材料燃烧室壳体继续缠绕，其中，缠绕张力35 N～50 N，纱线宽度5.5mm～6.5mm，缠绕层数15～20层；