[发明专利]固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，其特征在于：包括如下步骤：

1)芯模准备：按设计要求分别制作壳体前封头金属芯模、壳体筒身段金属芯模和壳体后封头金属芯模，壳体筒身段芯模两端面与壳体前、后封头连接端面预留相互配合的分段壳体搭接结构(1)；在各段芯模的外表面涂刷一层复配石膏，固化后进行机加以保证芯模各分段的配合尺寸，最后在芯模内表面安装程序控温的芯模电加热带(13)；

2)绝热层制作：将制备好的各段芯模吊装在数控缠绕机上，在芯模表面粘贴一层脱模布并压实，然后在脱模布表面涂刷一层胶粘剂，将裁好的三元乙丙生片铺放于芯模表面并压实，三元乙丙生片之间搭接宽度不超过1mm；其中壳体前后封头绝热层(2)分别由壳体前接头(3)和壳体后接头(4)铺放至K面，壳体筒身段绝热层(5)在K-K面之间铺满芯模表面，绝热层铺放完成后在绝热层表面纵向缠绕若干层玻璃纤维，然后进行固化，固化完成后自然冷却至室温并拆除加压玻璃纤维；

3)分段预制件制作：将带有绝热层的缠绕芯模吊装于数控缠绕机上，打磨绝热层表面，打磨完成后清洗、晾干，再打开芯模电加热带开关，控制芯模表面温度为290℃-300℃，缠绕机以6r/min转速旋转30min-50min预热；将预浸料卷固定在装纱轴上并固定，纱带依次通过磁粉制动器、张力控制系统、压力辊铺放在芯模表面；芯模预热完成后在芯模表面铺放预浸带，先在绝热层表面均匀涂刷一层环氧类高温胶粘剂并晾干，然后进行壳体前后封头预制件缠绕层(6)和壳体筒身段预制件缠绕层(7)铺放，铺放完成后，继续保持芯模在290℃-300℃加热温度下30min-50min，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至80℃以下脱模；最后对成型后的分段预制件进行机加工，保证壳体前后封头预制件与壳体筒身段预制件的尺寸配合；

4)预制件表面处理：将机加工后的壳体分段预制件吊装在数控缠绕机上，分别打磨壳体前后封头缠绕层外表面(8)、壳体筒身段缠绕层外表面(9)及分段壳体搭接结构(1)的内表面，打磨完成后清洗并晾干；

5)分段预制件激光焊接组装：在各个分段壳体搭接结构(1)的内表面均匀涂刷一层环氧类高温粘接剂，然后在支撑工装作用下装配到位并在分段壳体搭接部位外表面装配环向透明玻璃钢压紧工装(10)；将组装壳体吊装在数控缠绕机上，开启芯模电加热带加热芯模温度至290℃-300℃，然后通过环向透明玻璃钢压紧工装(10)对分段壳体搭接位置施加预紧力(12)，激光光束(11)通过环向透明玻璃钢压紧工装(10)到达壳体缠绕层表面并传热到焊接位置将缠绕层完全焊透；打开光纤激光器预热30min-50min，然后激光光束(11)在焊接区域往复摆动非连续扫描直至分段壳体搭接部位全部焊透，形成“L”型焊缝；焊接完成后关闭激光器，保持芯模温度290℃-300℃持续30min-50min，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至室温，形成内复合层激光焊接壳体；

6)壳体外层补强：将内复合层激光焊接壳体吊装于数控缠绕机上，解除“L”型焊缝预紧力及压紧工装；打开芯模电加热带开关，缠绕机以6r/min转速旋转30min-50min预热，保持芯模表面温度为290℃-300℃；将热塑性预浸料卷固定在装纱轴上并固定，纱带依次通过磁粉制动器、张力控制系统、压力辊铺放在内复合层表面；在打磨后的壳体前后封头缠绕层外表面(8)和壳体筒身段缠绕层外表面(9)均匀涂刷两层环氧类高温胶粘剂并晾干，壳体补强缠绕层(14)由预浸带在壳体前接头(3)与壳体后接头(4)之间往复铺放而成,对最终成型的激光焊接壳体进行DR无损检测以确定焊接接头及预浸带铺放区域结构的连续性，焊接区域和复合材料层间不允许有连续孔洞，焊接区允许脱粘面积不大于1％。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，其特征在于：在所述步骤2)中，固化工艺为：以1-2℃/min升温速率按90℃/2.5h→125℃/2h→150℃/5h在固化炉进行固化。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，其特征在于：在所述步骤3)中，热塑性预浸料采用国产T800碳纤维增强聚醚醚酮树脂(CF/PEEK)，预浸料幅宽为3.2mm、厚度为0.15mm、树脂含量为40wt.％，树脂典型结晶度为37％、玻璃化转变温度T_g为157℃、熔点T_m为368℃。