[发明专利]小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法

权利要求书

1.一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，它包括如下步骤：

1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装：所述缠绕工装包括缠绕内筒，及分别定位所述前封头、后封头的前封头工装、后封头工装；

所述前封头包括前接头部位，所述后封头包括后接头部位，且所述前接头部位、后接头部位与所述缠绕内筒之间留有空隙；且所述前接头部位、后接头部位均包括定位连接段、斜坡过渡段和平面延伸段；

2)原子灰固化：在步骤1)的所述前封头工装、后封头工装分别与所述定位连接段之间形成的台阶处填充原子灰且所述原子灰固化后形成斜坡过渡区域；

3)贴附绝热层及预压：在步骤1)的空隙及缠绕内筒外表面贴附绝热层，在所述绝热层外表面贴附脱模布，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后拆除；

4)涂覆胶粘剂：在所述前接头部位、后接头部位，及经步骤3)处理后的绝热层表面均涂覆胶粘剂；

5)找平斜坡区域：采用浸胶的碳纤维布环向缠绕以找平步骤2)中的斜坡过渡区域；

6)纵向缠绕与再次环向缠绕：在步骤4)处理后的前接头部位、后接头部位，以及绝热层表面继续进行纵向缠绕与再次环向缠绕制备缠绕层；

7)再次预压与入炉固化；

8)车加工切割；

9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。

2.根据权利要求1所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤5)中，沿距离所述前封头工装或后封头工装的50mm、80mm、100mm及120mm的斜坡过渡区域各位置处分别进行环向缠绕，且每次环向缠绕时均是平铺一层浸胶的碳纤维布后再在平铺的区域环向缠绕两次。

3.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤6)中，在完成步骤5)的斜坡过渡区域找平后，每纵向缠绕两次后再环向缠绕两次，并依次交替进行。

4.根据权利要求3所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤5)和6)缠绕使用的浸胶的碳纤维布为T700碳纤维在JBCR01环氧树脂中浸渍处理后产品。

5.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤2)中，所述斜坡过渡区域的倾斜角大于0°但小于90°。

6.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤3)中，所述绝热层材质为三元乙丙橡胶，且所述绝热层厚度≥3mm。

7.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤4)中，所述胶粘剂包括开姆洛克胶粘剂或AE系列胶粘剂。

8.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤7)中，所述入炉固化包括90～100℃下处理1.5～2.5h，120～130℃下处理2～4h，140～160℃下处理6～10h。

9.根据权利要求8所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，步骤7)中，采用脱模布贴附，然后用玻璃纤维环向缠绕并预压一段时间后入炉固化，且完成入炉固化后拆除玻璃纤维。

10.根据权利要求1或2所述小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，其特征在于，所述缠绕工装还包括芯轴、前封头工装压紧螺母、后封头工装压紧螺母、前封头压紧螺母、后封头压紧螺母、前接头堵盖和后接头堵盖，且各缠绕工装在使用以前表面均涂覆聚四氟乙烯。