[发明专利]一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法

说明书

一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法，包括芯模、耐烧蚀层、第一隔热层和第二隔热层；芯模一端为直管段，另一端为喇叭段，耐烧蚀层缠绕设置在芯模的直管段和喇叭段外侧，第一隔热层缠绕设置在直管段的耐烧蚀层外侧以及直管段和喇叭段过渡位置的外侧，第二隔热层缠绕设置在喇叭段的耐烧蚀层外侧以及直管段和喇叭段过渡位置的第一隔热层外侧。本发明的缠绕结构简单，生产效率高，采用预浸胶布带缠绕时能够大大简化制造工序、缩减固化时间。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机的制造技术领域，具体涉及一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法。

背景技术

现代长尾管固体火箭一般是由耐烧蚀的内层和隔热的外层构成。耐烧蚀的内层一般多采用碳纤维编织体或碳纤维布卷绕体经真空浸胶固化，再机械加工成为耐烧蚀零件；然后将耐烧蚀零件装在芯模上，在其外缠绕高硅氧预浸胶布带，经加热加压固化、机加工后脱模，尾管即告完工。

上述工艺中，制造耐烧蚀零件需要先用一套模具，并且要经过一轮真空浸胶、加热固化和机械加工。由于尾管细长，芯模一般都是一次性使用，成本高，且效率低下。

发明内容

本发明的目的在于提供一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法，以解决上述问题。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构，包括芯模、耐烧蚀层、第一隔热层和第二隔热层；芯模一端为直管段，另一端为喇叭段，耐烧蚀层缠绕设置在芯模的直管段和喇叭段外侧，第一隔热层缠绕设置在直管段的耐烧蚀层外侧以及直管段和喇叭段过渡位置的外侧，第二隔热层缠绕设置在喇叭段的耐烧蚀层外侧以及直管段和喇叭段过渡位置的第一隔热层外侧。

进一步的，耐烧蚀层为碳纤维编织布带；第一隔热层和第二隔热层为高硅氧布带。

进一步的，第一隔热层的宽度小于第二隔热层的宽度；芯模为耐低温钢芯模。

进一步的，碳纤维编织布带和高硅氧布带均为预浸胶布带。

进一步的，耐烧蚀层缠绕直管部分时采用高叠包系数叠绕，从喇叭段向直管段缠绕。

进一步的，用第一隔热层缠绕直管段时采用半叠包结构，第一隔热层缠绕喇叭段和直管段过度位置时为高重叠平行缠绕结构。

进一步的，一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构的缠绕方法，包括以下步骤：

步骤1，先将碳纤维编织体套装在用耐低温钢制作成的缠绕芯模上；

步骤2，使用第一隔热层半叠包缠绕直管部分，直管部分达到尺寸要求后继续使用第一隔热层高重叠平行缠绕喇叭段的外侧，直到缠绕面与碳纤维编织体的最大直径平齐；

步骤3，用第二隔热层缠绕喇叭段外侧；

步骤4，全部缠绕完毕后装入橡胶浸胶套放置于真空固化炉，先给炉内抽真空，然后给橡胶浸胶套内或用塑料薄膜包裹放置于真空固化炉，先给炉内抽真空，然后给橡胶浸胶套或用塑料薄膜注射经真空脱气处理后的酚醛树脂，再给在炉内加压使橡胶套将缠绕件里多余的胶液挤出，经过加热、加压固化后降温出炉，用吊钩将芯模吊起，用长管漏斗给芯模内孔注入液氮是芯模急速降温，待液氮注满内孔后，将尾管拽下，复合材料尾管坯制造完成。

进一步的，喇叭段与直管段过渡位置的耐烧蚀层缠绕时的轴向夹角小于直管段。

与现有技术相比，本发明有以下技术效果：

本发明的缠绕结构简单，生产效率高，采用预浸胶布带缠绕时能够大大简化制造工序、缩减固化时间。

本发明与其它已知方法相比具有生产效率高、模具数量少且能够重复使用等明显技术优势。另外直接在碳纤维编织体外缠绕高硅氧布带使得两种材料的结合面积大增，结合强度更高。