[发明专利]小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法

说明书

本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。它包括如下步骤：1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装；2)原子灰固化；3)贴附绝热层及预压；4)涂覆胶粘剂；5)找平斜坡区域；6)纵向缠绕与再次环向缠绕；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。该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。

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，属于固体火箭发动机技术领域，具体地涉及一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法。

背景技术

碳纤维复合材料发动机壳体性能优异，但是成本偏高。在传统的碳纤维复合材料壳体成型工艺中，壳体筒段与接头同时固化成型，工艺路线复杂且质量批次不稳定，需要额外对封头部位进行补强以应对金属接头的刚度远大于复合材料壳体刚度的问题。尤其对于大开口封头壳体，在极孔边缘处的环向应变极大，壳体受内压时极易发生低压爆破，巨大应变能的突然释放会导致封头整体破坏，而采用封头补强工艺势必增加壳体的冗余质量和生产成本。在壳体设计中，应综合考虑壳体在各种复杂载荷下的稳定性和可靠性，燃烧室壳体作为发动机主承压结构，壳体在工作载荷下的安全可靠性至关重要，这将影响导弹整体性能。研究表明，对大开口复合材料壳体金属封头可以采用粘接工艺成型无需紧固件连接，如中国发明申请(申请公布号：CN110744832A，申请公布日：2020-02-04)公开了一种复合材料壳体大开口金属封头粘结成型方法，它包括如下步骤：

S1，采用缠绕内筒制备碳纤维复合材料的筒段，并在所述筒段的每端的加工两个同轴的径向孔；

S2，制备金属封头，并在金属封头外壁上加工出环形槽，径向孔与环形槽连通；

S3，配置粘接剂：按质量比环氧树脂：固化剂＝1:1混合均匀后加入填料，控制操作温度调节粘接剂的粘度小于0.4Pa·s；

S4，预固化：对金属封头进行打磨、喷砂，将调配好的粘接剂均匀涂布再金属封头外壁，在工装和压力机的作用下装配到位，在95℃下保温3h完成预固化，并保证环形槽形成密封空腔；

S5，从其中一个径向孔中向环形槽内注入粘接剂，从另一个径向孔中进行抽真空，直至上述密封空腔完全被粘接剂充满；

S6，在室温下放置至少12h后，在80℃环境下保温3h进行固化；S7，固化完成后自然冷却，解除压力机与压力，拆除工装。

该工艺简单易行，生产成本低，有效减小了发动机的冗余质量并增加了装药空间，然而这种成型方案操作起来难度较高，并且在粘接处易产生缺陷从而降低壳体的承压能力。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。

为实现上述目的，本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，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；

同时，所述前接头部位、后接头部位均包括定位连接段、斜坡过渡段及平面延伸段。

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；