[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

提供芯轴(1)和拼装壳体(2)，并在芯轴(1)两端套装密封环；

在拼装壳体(2)表面形成绝热气囊(3)，在绝热气囊(3)两端布置轴向限位系统，所述轴向限位系统包括密封环压紧盘和限位块；

在绝热气囊(3)两端的密封环上连接测压装置(82)、充气装置(81)以及稳压装置(83)；

充气前，解除密封环压紧盘和限位块，使绝热气囊(3)沿轴向处于自由状态，向绝热气囊(3)内充气至指定气压，使绝热气囊(3)内部充气后膨胀，与内部的拼装壳体(2)外表面脱离，形成具有特定形状和刚度的缠绕芯模；

开启稳压装置(83)，在绝热气囊(3)表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊(3)与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；

移除芯轴(1)和拼装壳体(2)。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：所述拼装壳体(2)以芯轴(1)为中心轴，且芯轴(1)两端伸出拼装壳体(2)；所述拼装壳体(2)由前封头壳板(21)、柱段壳板(22)和后封头壳板(23)组成，三者组装在芯轴(1)上后形成密闭的壳体。

3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：所述前封头壳板(21)前端设有前封头肋板(24)，所述前封头肋板(24)与所述芯轴(1)平行；所述后封头壳板(23)后端设有后封头肋板(26)，所述后封头肋板(26)与所述芯轴(1)平行；所述柱段壳板(22)内壁上设有垂直于所述芯轴(1)的T型柱段肋板(25)；所述前封头肋板(24)、后封头肋板(26)、T型柱段肋板(25)固定在所述芯轴(1)上后，所述柱段壳板(22)、前封头壳板(21)、后封头壳板(23)、芯轴(1)四者形成密闭结构。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：在拼装壳体(2)表面形成绝热气囊(3)的方法包括以下步骤：在拼装壳体(2)外表面整体涂布绝热料浆，形成绝热密封层(32)；在绝热密封层(32)外表面整体进行纤维铺层，形成纤维增强层(33)；在纤维增强层(33)上以及密封环表面涂布绝热料浆，形成绝热增强层(34)。

5.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：形成绝热密封层(32)时，先在拼装壳体(2)两端外表面涂布绝热料浆，再整体涂布绝热料浆，直至涂层形成密闭结构。

6.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：形成纤维增强层(33)时，交替进行纤维铺层和绝热料浆涂布；纤维铺层时，预留供绝热料浆通过的孔隙；绝热料浆涂布时，使绝热料浆充满孔隙，并高出纤维铺层。

7.根据权利要求6所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：纤维铺层采用缠绕成型的方式，程序设定展纱宽度大于实际展纱宽度，使纤维铺层形成网格结构。

8.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，其特征在于：缠绕成型时，先在绝热气囊(3)表面缠绕一定厚度纤维，高温预固化，得到预固化壳体；再以预固化壳体为芯模继续进行纤维缠绕，高温固化，得到固体火箭发动机燃烧室壳体。