[发明专利]一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法

说明书

本发明公开了一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，包括以下步骤：1）配置胶液：按照树脂、固化剂配比配置树脂；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；5）脱模；采用碳纤维与环氧树脂树脂湿法缠绕，能承受8.5Mpa的内压，最大程度地减轻发动机壳体的重量。

技术领域

本发明涉及一种火箭发动机壳体，特别涉及一种复合材料制火箭发动机壳体。

背景技术

复合材料发动机壳体作为火箭发动机的推进剂储箱、燃烧室，同时还是火箭的弹体，需要承受推进剂燃烧时壳体的内压、具有适当的结构刚度、材料密度小；目前发动机壳体发展的趋势从金属材料偏向于非金属复合材料；固体火7BAD0020发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂应变；火箭发动机的壳体结构质量是构成发动机消极质量的主要部分，对发动机性能影响极大，因此选用高轻质的碳纤维材料作为壳体的外壳材料，能够缠绕出受内压高、质量比低的缠绕层壳体也是大家目前需要解决的问题。目前发动机壳体主要采用金属材料，金属材料密度较高，制造出的发动机壳体重量较重，对火箭的射程、速度影响较大，并且金属发动机壳体的燃料消耗量较大，目前商业卫星需求量越来越高，因此质量轻、性能高、成本低的火箭发动机壳体需求量越来越大。

发明内容

本发明的目的是提供一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，采用碳纤维与环氧树脂树脂湿法缠绕，能承受8.5Mpa的内压，最大程度地减轻发动机壳体的重量。

本发明的目的是这样实现的：一种大型复合材料火箭发动机壳体缠绕方法，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。

作为本发明的进一步限定，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。

作为本发明的进一步限定，步骤2)烘干温度为：60℃～80℃，且保温4h。

作为本发明的进一步限定，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。

作为本发明的进一步限定，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。

作为本发明的进一步限定，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；