[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

说明书

本发明公开了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，该方法包括如下步骤：1)芯模准备；2)绝热层制作；3)分段预制件制作；4)预制件表面处理；5)分段预制件激光焊接组装；6)壳体外层补强；本发明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根据发动机壳体及分段连接部位各种载荷设计激光焊接成型工艺，使壳体前后封头预制件与壳体筒身段预制件分别通过激光焊接和外层缠绕补强实现内复合层连接及发动机壳体整体成型，从而实现分段式复合材料壳体高效可靠连接并进一步降低生产成本、减小发动机惰性质量，同时提高生产效率和装药空间。

技术领域

本发明涉及碳纤维复合材料固体火箭发动机壳体制造技术的技术领域，具体涉及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。

背景技术

固体火箭发动机装药量大、结构简单、机动性和可靠性高、生存能力强，是大型固体运载火箭的主要动力装置。固体火箭发动机壳体是推进剂药柱存储和燃烧的场所，工作时需承受高温、高压、高速及特种化学气氛下各种复杂载荷的作用，必须使用高性能结构材料制造。采用碳纤维增强热塑性复合材料可实现发动机壳体高效可靠制造，并进一步降低生产成本和发动机消极质量，提高发动机质量比和综合性能。

随着世界航天技术的发展，固体火箭发动机直径和长度进一步增加，对发动机壳体成型工艺与成型装备提出了新的挑战，传统的碳纤维复合材料壳体前后封头段与筒身段同时整体固化成型，固化周期长、生产效率低、壳体不同部位质量一致性差，难以满足目前大型固体火箭发动机性能需求。采用分段设计制造和连接成型工艺可实现大型固体火箭发动机壳体高效制造，降低成型难度和对工艺装备的要求。

目前国内发动机壳体分段制造焊接成型工艺多用于中小型金属固体火箭发动机，大型复合材料发动机壳体分段成型多采用金属连接件、销钉结构连接，这种设计增大了发动机消极质量、破坏了连接部位纤维的连续性，使得纤维开孔部位在全封堵内压情况下易出现应力集中而发生低压破坏，难以满足大直径发动机高压工作条件下连接结构的可靠性。

发明内容

本发明的目的在于克服上述背景技术的不足，提供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，该方法可以实现分段式复合材料壳体高效可靠稳定高精度连接，能有效简化壳体生产工艺、降低生产成本和结构质量，提高连接结构在发动机工作载荷下的稳定性和可靠性，提升壳体装药空间和承压能力。

为实现上述目的，本发明所设计的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，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；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；

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分别由壳体前接头和壳体后接头铺放至K面，壳体筒身段绝热层在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；