[发明专利]一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：在芯模外表面制作不透气的脱模层；装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。本发明利用了绝热封头和脱模层本身的密封性，通过安装密封条和真空袋使绝热封头和脱模层成为抽真空系统的一部分，缠绕螺旋纤维层前抽真空，使绝热封头与脱模层贴合，进而使绝热封头贴合在芯模上，缠绕1～2个完整循环后停止抽真空，此时，绝热封头由于受到螺旋纤维层的约束不会出现回弹，从而解决了因绝热封头和封头段芯模不贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体质量的问题。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机复合材料壳体领域，特别涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法。

背景技术

固体火箭发动机复合材料壳体包括前后接头、前后裙、纤维缠绕层和绝热层，现有技术一般将前后封头部位绝热层分别与前后接头通过模压工艺形成整体绝热封头。壳体成型工序主要为:先制备芯模，再将前、后绝热封头分别安装于芯模上，再贴柱段绝热层，然后在柱段绝热层表面以及前、后绝热封头整体缠绕螺旋纤维层，最后进行上裙、固化和脱模等工作。

前、后绝热封头为底部开口的碗状结构，小开口部位采用石棉/酚醛/丁腈橡胶(5-Ⅲ)或碳纤维编织/酚醛/丁腈橡胶(T-1)抗烧蚀层等加强的复合绝热结构，5-Ⅲ和T-1抗烧蚀层存在一定的固化变形，且具有一定刚性，而大开口部位为薄而柔软的绝热层，刚性较差，因此，绝热封头模压后与设计形面有一定偏离，装配到芯模上之后，难以与芯模完全贴合。绝热封头尺寸越大其与芯模的间隙越大，会造成如下缺陷：1)制作螺旋纤维层时，绝热封头发生变形，缠绕张力难以控制，影响固体火箭发动机复合材料壳体强度发挥；2)芯模旋转时，大开口部位相对于小开口部位发生扭曲，易撕扯开柱段绝热层，影响绝热封头与柱段绝热层粘接；3)绝热封头与螺旋纤维层间压力降低，甚至无压力，导致固体火箭发动机复合材料壳体固化后第一界面脱粘；4)固体火箭发动机复合材料壳体固化时，绝热封头局部无刚性芯模支撑，绝热封头部位型面为自由状态，内形面不满足设计要求。

现有技术通常在绝热封头装配后，采用未浸胶的纤维对绝热封头进行缠绕预压，但是在正式缠绕螺旋纤维层之前需要拆除绝热封头处缠绕的未浸胶纤维，绝热封头会发生回弹，效果将打折扣，而且对于大型壳体或大长径比的壳体，采用未浸胶的纤维对绝热封头进行缠绕预压的方法，效率低、浪费大。

发明内容

为了解决现有技术中绝热封头装配后难以与芯模贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体强度发挥，降低绝热封头与柱段绝热层粘接、第一界面粘接质量和壳体内形面质量的问题，本发明实施例提供一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法。

本发明提供的技术方案具体如下：

一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：

在芯模外表面制作不透气的脱模层；

装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；

抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；

在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。

作为上述技术方案的优选，芯模预留有沿赤道线走向的赤道线密封槽，赤道线密封槽用于容纳密封件。

作为上述技术方案的优选，脱模层为聚四氟乙烯薄膜，在芯模外表面制作不透气的脱模层的步骤具体为：在芯模外表面整体粘贴聚四氟乙烯薄膜，或在芯模外表面整体涂覆聚四氟乙烯溶胶使其形成聚四氟乙烯薄膜。

作为上述技术方案的优选，密封件包括密封条和筒状的真空袋，真空袋套设于芯模两端的芯轴上，其一端边缘通过密封条与绝热封头小开口部位密封连接，另一端边缘通过密封条与芯轴密封连接。

作为上述技术方案的优选，真空袋上设有抽气阀，抽气阀连接在真空泵上，所述真空泵固定在芯轴上。