[发明专利]一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法

权利要求书

1.一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，包括以下步骤：

1）配置胶液：按照树脂、固化剂配比配置树脂，使用电动搅拌机搅拌，配置完成后静置待用；

2）测试纱织张力：缠绕前对所用碳纤维纱进行烘干，将碳纤维纱放入烘箱烘干；将烘干后的碳纤维纱充分浸渍在上述树脂中，对浸渍过树脂的碳纤维纱进行张力测试，测量合格后进入下一步骤；

3）缠绕：通过螺旋倾斜缠绕配合环向缠绕进行缠绕，缠绕过程中保持碳纤维纱的张力在设定范围，螺旋倾斜缠绕时，螺旋缠绕层端面距离前端头孔为：2.5±0.2mm，螺旋缠绕层端面距离后端头孔为：15±1mm，缠绕过程需刮除缠绕层表面胶液；

4）固化：将缠绕完成后的产品送入烘箱加热，进行固化；

5）脱模：固化过程结束后，关闭烘箱加热，待产品表面温度下降至室温后，再静置一段时间即可脱模。

2.根据权利要求1所述的一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，步骤1）中使用电动搅拌机搅拌3-4次，每次搅拌3-4min，转速为1000±50r/min，每次间隔5-6min，配置完成后静置25-35min使用。

3.根据权利要求1或2所述的一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，步骤2）烘干温度为：60℃~80℃，且保温4h。

4.根据权利要求1或2所述的一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，步骤2）中充分浸渍时，将配置好的树脂倒入胶槽，同时在教槽内设置纱梳，将碳纤维纱均匀穿过纱梳，使得碳纤维纱充分浸渍在胶槽中。

5.根据权利要求1或2所述的一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，步骤3）中刮除缠绕层表面胶液为；每间隔一端时间刮胶一次，控制缠绕层表面没有明显胶残留，同时对刮落的胶液进行称重检测，若粘度超出设定范围0.35Pa.s~1.0Pa.s，则废气缠绕。

6.根据权利要求1或2所述的一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，其特征在于，步骤4）中固化过程具体如下：

4-1）室温-80℃，保温2h，刮胶；升温速率25℃~30℃/h；

4-2）80℃-95℃，保温6h；升温速率25℃~30℃/h；

4-3）95℃-125℃，保温5h；升温速率25℃~30℃/h；

4-4）125℃-155℃，保温8h；升温速率25℃~30℃/h；

4-5）155℃-60℃，加热源关闭，烘箱门不开，风机开启，自然降温。