[发明专利]一种复合材料火箭发动机壳体制备方法

权利要求书

1.一种复合材料火箭发动机壳体结构，包括裙(1)，其特征在于：所述裙(1)的一端固定连接有承力结构层(2)，所述承力结构层(2)的外侧面固定安装有绝热层(3)，所述承力结构层(2)及绝热层(3)的两端端面中间位置均贯穿设置有封头(4)。

2.根据权利要求1所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：该制备方法包括如下步骤：

S1：制备裙(1)：在钢制开放式阳模的模具上涂刷XTEND 19RSS脱模剂，手工铺设一定层数的T700碳纤维/环氧树脂150℃固化环氧预浸布料，铺层方向为±45°和0°/90°交错铺贴，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上，在铺至理论厚度后增加两层铺层作为机加余量，之后使用热压罐加压抽真空固化；

S2：制备前后封头(4)：封头(4)采用阴阳组合模具模压的方式制造，以脱开层作为工艺制造分离面，盖层和底层分别模压硫化，检测合格后再合在一起与金属接头共同硫化，完成封头(4)零件，最终硫化时，已硫化的盖层和底层胶接面铺贴一层1mm厚的未硫化的丁腈料片，采用气囊加压硫化，固化后整形交检，金属接头为外购件，采用铝合金锻件，数控机加制造，采用阳极化处理，处理后密封存放并在规定时间内完成胶接，阳极化处理后最好在8小时内涂上底涂剂，涂刷底涂剂后应在24小时内进行胶接；

S3：制备产品内胆：在模具下模中依次铺贴一定层数的T700碳纤维/环氧树脂150℃固化环氧预浸布料、丁腈绝热材料，在模具两端放置预先制备的前后封头(4)，接头定位和使用模具本身的台阶，在封头(4)和模具中段的空腔内放置气囊，充气保压在500Pa，使气囊膨胀出理论形状，然后在气囊上表面继续依次铺贴一定层数的丁腈绝热材料、T700碳纤维/环氧树脂150℃固化环氧预浸布料，形成封闭腔体包裹住气囊和前后封头(4)，再盖好上模，合模后采用标准紧固件锁死上下模具，然后放入烘箱固化；

S4：缠绕固化：取出S3制备好的产品内胆，从封头(4)极孔处抽去气囊，在内胆两端头外侧壁涂抹P700-1M缠绕树脂后套上S1制备好的裙(1)，粘接后将内胆连同裙(1)通过转接件固定在缠绕机上，等待缠绕，缠绕层材料为T700级碳纤维及P700-1M缠绕树脂，使用20束普通碳丝加单束45N张力，缠绕过程中需人工刮除纤维上的多余胶液，缠绕过程需采用专用工装进行直径测量，测量次数、位置及尺寸要求按缠绕过程测量图，缠绕完成后，按预固化，最终固化曲线完成产品结构的完全固化，固化后测量产品各尺寸是否满足要求，可打磨或补喷对内腔形状和尺寸进行微调，可机械加工对端面尺寸进行微调。

3.根据权利要求2所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述S1中固化制度为160℃保温4h，压力为1MPa，加压的目的是克服固化过程中产生的挥发份、去除材料中产生的孔隙和增加物料的流动性。

4.根据权利要求2所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述S1中铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充。

5.根据权利要求2所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述S2中封头(4)分为前封头及后封头，前封头使用的绝热材料为丁腈绝热橡胶，后封头使用丁腈、5-III绝热材料。

6.根据权利要求2所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述S3中气囊采用硅橡胶制作，能保证1.5MPa压力下的气密性，气囊形状大小与产品内腔形状大小相同。

7.根据权利要求1所述的一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，其特征在于：所述裙(1)与承力结构层(2)共胶接，承力结构层(2)和绝热层(3)使用缠绕树脂胶接，绝热层(3)和封头(4)采用底涂胶配合胶粘剂共同固化。