[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，先提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；然后在拼装壳体表面形成绝热气囊；再在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；向绝热气囊内充气至指定气压后开启稳压装置，在绝热气囊表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；最后移除芯轴和拼装壳体。本发明以绝热气囊为缠绕芯模进行纤维缠绕，纤维层固化后缠绕芯模作为燃烧室壳体的绝热结构，无需脱出，与纤维层一起形成燃烧室壳体，节省了芯模成本。该绝热气囊在缠绕成型和高温固化过程中可保持气压稳定，避免了受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求的问题。

技术领域

本发明涉及缠绕成形领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法。

背景技术

传统固体火箭发动机燃烧室壳体成型的主要工艺是在芯模结构上装配封头及铺贴绝热层后，再缠绕纤维层，高温固化后脱模形成产品，其芯模结构主要有组合装配式芯模、全金属芯模、可冲洗式芯模等刚性结构。对于大型燃烧室壳体而言，选用常规的芯模方案均存在制造难度大、周期长、成本高、精度难以保证等问题，尤其芯模挠度变形和热膨胀变形无法克服，即使耗巨资制造一个芯模，也可能难以满足大型燃烧室壳体研制需求。另外，大型燃烧室壳体的封头模压和高温硫化对大型热压机和模压模具要求极高，而且柱段手工贴片效率低、料片搭接区难以处理、可靠性差，造成柔性结构成型存在成本高、可靠性差、周期长等问题。

现有技术CN105773997A和US.5259901提供了一种复合壳体成型的气囊芯模，壳体成型时气囊充气形成芯模，壳体固化后，气囊放气脱出，气囊可重复利用一定次数。现有技术气囊成型也需要模具，为保证尺寸、压力和硫化要求，气囊成型模具对结构及选材要求较高，成本较高。现有技术CN109989852A中，绝热层虽然采用了喷涂工艺，但是沿用了传统的前后封头单独成型，再与柱段连接的方法，仍存在封头单独成型对模具的依赖，以及封头与柱段连接时的搭接及界面等问题。

发明内容

本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，以解决相关技术中芯模成型成本高、周期长、精度难以保证等问题。

本发明提供的一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，包括以下步骤：

提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；

在拼装壳体表面形成绝热气囊；

在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；

向绝热气囊内充气至指定气压；

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

移除芯轴和拼装壳体。

在上述技术方案的基础上，拼装壳体以芯轴为中心轴，且芯轴两端伸出拼装壳体；拼装壳体由前封头壳板、柱段壳板和后封头壳板组成，三者组装在芯轴上后形成密闭的拼装壳体。

在上述技术方案的基础上，前封头壳板前端设有前封头肋板，前封头肋板与芯轴平行；后封头壳板后端设有后封头肋板，后封头肋板与芯轴平行；柱段壳板内壁上设有垂直于芯轴的T型柱段肋板；前封头肋板、后封头肋板、T型柱段肋板固定在芯轴上后，前封头壳板、柱段壳板、后封头壳板、芯轴四者形成密闭结构。

在上述技术方案的基础上，在拼装壳体表面形成绝热气囊的方法包括以下步骤：在拼装壳体外表面整体涂布绝热料浆，形成绝热密封层；在绝热密封层外表面整体进行纤维铺层，形成纤维增强层；在纤维增强层上以及密封环表面涂布绝热料浆，形成绝热增强层。

在上述技术方案的基础上，形成绝热密封层时，先在拼装壳体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。