[发明专利]固体火箭发动机复合材料壳体成型方法

摘要

本发明公开了一种固体火箭发动机复合材料壳体成型方法，包括以下步骤：制作前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼；制作绝热结构；纤维湿法缠绕制作壳体；分段壳体连接。采用分段成型后机械固定连接，在大尺寸固体发动机复合材料壳体成型中，简化了成型工艺、降低了成型技术难度，从而减少了对成型设备及工艺装备的要求，有利于低成本成型；采用分段成型后机械固定连接，能适应不同结构尺寸发动机壳体的设计要求，减少大型成型模具的投入，能满足批量化生产要求。

主权项

1.一种固体火箭发动机复合材料壳体成型方法，其特征在于：包括以下步骤：1)制作前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼1a)将石英砂浆分别填充于前封头砂芯成型模、前筒段砂芯成型模、后筒段砂芯成型模及后封头砂芯成型模中，且加压捣实；1b)对石英砂浆进行加热固化，固化后经脱模依次得到前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼，并将前封头砂饼、前筒段砂饼、后筒段砂饼及后封头砂饼表面均修整后待用；2)制作绝热结构2a)依次将前封头砂饼、前筒段砂饼组装在缠绕芯轴对应位置形成前封头芯模和前筒段芯模；然后将第一三元乙丙胶片贴在前金属连接件内表面，并将贴有第一三元乙丙胶片的前金属连接件(1)组装在前筒段芯模饼上，最后将工艺后接头辅助工装装在缠绕芯轴后端，形成前段壳体缠绕芯模；在前段壳体缠绕芯模上粘贴脱模纸，然后将前封头绝热结构模压件安装在已贴脱模纸的前段壳体缠绕芯模上，前封头绝热结构模压件通过前封头定位工装(3)固定在前段壳体缠绕芯模上，并打磨前封头绝热结构模压件需手工贴片的粘接部位；将第二三元乙丙胶片采用手工贴片的方法贴在前段壳体缠绕芯模表面的直筒段，第二三元乙丙胶片分别与前封头绝热结构模压件粘接部位、前金属连接件内表面的第一三元乙丙胶片搭接，完成壳体前段绝热结构(7)包覆形成前封头绝热结构和前直筒段绝热结构；2b)依次将后筒段砂饼、后封头砂饼组装在缠绕芯轴对应位置形成后筒段芯模和后封头芯模，然后将第三三元乙丙胶片贴在后金属连接件内表面，并将贴有第三三元乙丙胶片的后金属连接件(2)组装在后筒段芯模饼上，最后将工艺前接头辅助工装装在缠绕芯轴前端，形成后段壳体缠绕芯模；在后段壳体缠绕芯模上粘贴脱模纸，然后将后封头绝热结构模压件安装在已贴脱模纸的后段壳体缠绕芯模上，后封头绝热结构模压件通过后封头定位工装(4)固定在后段壳体缠绕芯模上，并打磨后封头绝热结构模压件需手工贴片的粘接部位；将第四三元乙丙胶片采用手工贴片的方法贴在后段壳体缠绕芯模表面的直筒段，第四三元乙丙胶片分别与后封头绝热结构模压件粘接部位、后金属连接件内表面的第三三元乙丙胶片搭接，完成壳体后段绝热结构(8)包覆形成后封头绝热结构和后直筒段绝热结构；3)纤维湿法缠绕制作壳体3a)用电动角磨机将前封头绝热结构、前直筒段绝热结构、后直筒段绝热结构及后封头绝热结构表面修磨平整；3b)在壳体前段绝热结构和壳体后段绝热结构表面分别均匀涂刷一层粘接剂；3c)按预设比例称取脂环族缩水甘油酯型环氧树脂、固化剂和促进剂，经混合配制出缠绕用环氧树脂胶液；3d)将配制好的环氧树脂胶液倒入缠绕机的胶槽，然后在已完成绝热结构包覆的前段壳体缠绕芯模、后段壳体缠绕芯模上进行碳纤维湿法缠绕成型缠绕层(5)，并边缠绕边吸走富裕的环氧树脂胶液；3e)完成缠绕层成型后，入炉固化形成前段缠绕壳体预制件和后段缠绕壳体预制件；4)分段壳体连接4a)分别将前段缠绕壳体预制件中工艺后接头辅助工装、后段缠绕壳体预制件中工艺前接头辅助工装切除，并拆除前段缠绕壳体预制件中的前封头定位工装和后段缠绕壳体预制件中的后封头定位工装，最后分别将前段缠绕壳体预制件和后段缠绕壳体预制件脱模形成前段缠绕壳体和后段缠绕壳体；4b)清理前段缠绕壳体和后段缠绕壳体内部的残砂；4c)将前段缠绕壳体中的前金属连接件部位与后段缠绕壳体中的后金属连接件部位通过销钉(6)固定形成所需的复合材料壳体。