[发明专利]一种复合材料火箭发动机壳体制备方法

说明书

本发明公开了一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，包括裙，所述裙的一端固定连接有承力结构层，所述承力结构层的外侧面固定安装有绝热层，所述承力结构层及绝热层的两端端面中间位置均贯穿设置有封头。本发明能够采用气囊加特制模具用气胀法成型内层，突破现有成型模具方案对产品的尺寸限制，实现各种极孔尺寸，长度尺寸的复合材料火箭发动机壳体制备，现有模具方案产生装配公差或机械加工带来的公差最终会反馈到产品上，采用本制备方法成型过程，能极大的避免公差累积，减小制备过程对产品成型质量的负面影响，以产品本身作为缠绕芯模，取消了现有方案芯模的装配和拆卸步骤，精简产品制备工艺流程，缩短生产周期。

技术领域

本发明涉及航天设备制造领域，尤其是涉及一种复合材料火箭发动机壳体结构及其制备方法。

背景技术

随着航天产业的高速发展，对火箭的运载能力需求越来越高，降低重量、提高容积成为火箭发动机壳体的主要方向，高性能碳纤维复合材料作为一种新型火箭发动机壳体制造材料，在等强度的条件下，重量是金属材料的三分之一到二分之一，不仅可以大幅度降低发射成本，而且可以有效提高发射行程，具有很大的经济和战略意义。

复合材料火箭发动机壳体制造的核心是成型模具的设计和制备，目前中小型筒体缠绕成型模具通常采用两种方案：1、金属芯模结构，采用壳板、芯轴和支撑件的形式装配组成模具，产品成型后，操作者从极孔处进入产品腔体内部进行拆卸，零件从产品极孔处运送出来，该方案一般运用于大尺寸壳体；2、可溶性芯模结构，采用颗粒状材料通过一定手段聚合形成模具，产品成型后，溶解模具恢复颗粒状，从极孔中取出，小尺寸壳体多采用此模具形式。

目前的两种方案都有一定的局限性，若产品极孔尺寸小，即无法提供操作者进出通道，则方案1不适用；若产品长度尺寸大，即模具要求较大的刚度，则方案2不适用，现有的方案使得小极孔长尺寸的火箭发动机壳体结构设计和制造存在极大地困难。

为此，提出一种复合材料火箭发动机壳体制备方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，采用气囊加特制模具用气胀法成型内层，突破现有成型模具方案对产品的尺寸限制，实现各种极孔尺寸，长度尺寸的复合材料火箭发动机壳体制备，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种复合材料火箭发动机壳体结构，包括裙，所述裙的一端固定连接有承力结构层，所述承力结构层的外侧面固定安装有绝热层，所述承力结构层及绝热层的两端端面中间位置均贯穿设置有封头。

一种复合材料火箭发动机壳体制备方法，该制备方法包括如下步骤：

S1：制备裙：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：封头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；