CN106762222B - 大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法 - Google Patents

大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种大型分段复合材料壳体连接结构，它的左段火箭发动机壳体和右段火箭发动机壳体通过左连接件和右连接件固定连接，通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩和左段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层，通过纤维在每个第二纤维缠绕挂桩和右段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第二螺旋倾斜缠绕层，通过纤维在第二螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第二环向缠绕层。本发明能使大型分段复合材料壳体高稳定性连接、高自动化缠绕成型。

Description

大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法
技术领域
本发明涉及无封头壳体纤维缠绕工艺及连接技术，具体涉及一种大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法。
背景技术
纤维缠绕制品的连接在复合材料结构设计中占有重要地位。事实表明，合理的连接设计不但能够满足使用要求，减轻结构质量，而且可以延长结构的使用寿命。纤维缠绕法是生产纤维增强复合材料火箭发动机壳体理想的工艺方法。壳体一般为两端带有球、椭球或等张力平衡型封头的圆柱壳体，不仅适于纤维缠绕成型也有利于金属接头的包缠连接。而无封头壳体的纤维缠绕与连接，则是复合材料壳体结构设计和成型工艺的瓶颈技术。该类构件在承受内压和附加外力弯矩等载荷作用下，通常会使缠绕壳体与金属接头连接部位这一薄弱环节首先产生破坏而失效。
目前国内分段壳体连接技术多用于金属发动机壳体，复合材料分段壳体技术研究鲜有报道，该技术在国内属于较新领域。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法，该结构和方法能使大型分段复合材料壳体高稳定性连接、高自动化缠绕成型。
为解决上述技术问题，本发明公开的一种大型分段复合材料壳体连接结构，它包括左段火箭发动机壳体、右段火箭发动机壳体、安装在左段火箭发动机壳体左端的左段发动机壳体封头、安装在左段火箭发动机壳体右端的左连接件、安装在右段火箭发动机壳体右端的右段发动机壳体封头、安装在右段火箭发动机壳体左端的右连接件，其特征在于：所述左段火箭发动机壳体和右段火箭发动机壳体通过左连接件和右连接件固定连接，所述左段火箭发动机壳体外侧壁的右端沿周向安装有一圈第一纤维缠绕挂桩，右段火箭发动机壳体外侧壁的左端沿周向也安装有一圈第二纤维缠绕挂桩，通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩和左段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层，第一螺旋倾斜缠绕层将左段火箭发动机壳体包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层，通过纤维在每个第二纤维缠绕挂桩和右段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第二螺旋倾斜缠绕层，第二螺旋倾斜缠绕层将右段火箭发动机壳体包裹，通过纤维在第二螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第二环向缠绕层。
一种上述大型分段复合材料壳体连接结构中火箭发动机壳体的缠绕方法，其特征在于，它包括如下步骤：
步骤1：将左段发动机壳体封头、左段火箭发动机壳体和左连接件分别安装到芯模上，将左段发动机壳体封头和左连接件安装在左段火箭发动机壳体两端；
步骤2：通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩和左段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层，第一螺旋倾斜缠绕层将左段火箭发动机壳体包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层；
步骤3：对步骤2得到的缠绕了第一螺旋倾斜缠绕层和第一环向缠绕层的左段火箭发动机壳体进行加热固化，固化完成后进行脱模完成左段复合材料壳体。
本发明的有益效果：
本发明有效解决了复合材料胶接连接传递载荷小，强度分散性大，抗剥离能力差和复合材料机械连接的应力集中，连接效率低等问题；挂桩缠绕成型实现了连续纤维的小角度缠绕成型而不滑线，又可对连接结构进行有效连接。本发明保证了各段复合材料的稳定、可靠连接，又能够满足壳体强度、刚度的承载需要，同时提供更大的轴向拉紧力，结构受载分布更均匀。
附图说明
图1为本发明中左段火箭发动机壳体与右段火箭发动机壳体的连接结构示意图；
图2为本发明中左段火箭发动机壳体缠绕过程的结构示意图；
图3为本发明中右段火箭发动机壳体缠绕过程的结构示意图。
其中，1—芯模、2—左段发动机壳体封头、3—第一螺旋倾斜缠绕层、3.1—第二螺旋倾斜缠绕层、4—第一纤维缠绕挂桩、4.1—第二纤维缠绕挂桩、5—左连接件、6—右连接件、7—左段火箭发动机壳体、8—U型连接环、8.1—伸出部、9—第二销钉、10—盖板、11—第一销钉、12—环形连接凸起、12.1—凹槽、13—密封圈、14—右段火箭发动机壳体、15—右段发动机壳体封头、16—第一环向缠绕层、16.1—第二环向缠绕层、17—销孔。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明：
本发明所设计的大型分段复合材料壳体连接结构，如图1～3所示，它包括左段火箭发动机壳体7、右段火箭发动机壳体14、安装在左段火箭发动机壳体7左端的左段发动机壳体封头2、安装在左段火箭发动机壳体7右端的左连接件5、安装在右段火箭发动机壳体14右端的右段发动机壳体封头15、安装在右段火箭发动机壳体14左端的右连接件6，所述左段火箭发动机壳体7和右段火箭发动机壳体14通过左连接件5和右连接件6固定连接，所述左段火箭发动机壳体7外侧壁的右端沿周向安装有一圈第一纤维缠绕挂桩4(相邻两个第一纤维缠绕挂桩4之间的间距相等)，右段火箭发动机壳体14外侧壁的左端沿周向也安装有一圈第二纤维缠绕挂桩4.1(相邻两个第二纤维缠绕挂桩4.1之间的间距相等)，通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩4和左段发动机壳体封头2之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层3，第一螺旋倾斜缠绕层3将左段火箭发动机壳体7包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层3外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层16，通过纤维在每个第二纤维缠绕挂桩4.1和右段发动机壳体封头15之间进行螺旋缠绕形成第二螺旋倾斜缠绕层3.1，第二螺旋倾斜缠绕层3.1将右段火箭发动机壳体14包裹，通过纤维在第二螺旋倾斜缠绕层3.1外表面进行环向缠绕形成第二环向缠绕层16.1。
上述技术方案中，所述左连接件5的连接端设有U型连接环8，右连接件6的连接端设有环形连接凸起12，所述环形连接凸起12嵌入U型连接环8的U型开口内，所述U型连接环8的两侧壁和环形连接凸起12上均开设有对应的销孔17，U型连接环8两侧壁和环形连接凸起12的销孔17中***第一销钉11。所述U型连接环8中内侧的侧壁设有伸出部8.1，所述环形连接凸起12设有与伸出部8.1对应的凹槽12.1，所述伸出部8.1嵌入凹槽12.1中，所述伸出部8.1与凹槽12.1之间设有密封圈13。所述U型连接环8上通过第二销钉9安装用于将第一销钉11顶部盖住的盖板10。上述结构结构能提高分段壳体的连接强度及满足壳体密封要求，提高壳体的连接稳定性。
上述技术方案中，所述第一螺旋倾斜缠绕层3和第二螺旋倾斜缠绕层3.1均有16层螺旋缠绕层，所述第一螺旋倾斜缠绕层3和第二螺旋倾斜缠绕层3.1的厚度相等且厚度范围在2.9mm～3.1mm。
上述技术方案中，所述第一环向缠绕层16和第二环向缠绕层16.1均有7层,第一环向缠绕层16和第二环向缠绕层16.1的厚度相等且厚度范围在4.0～4.5mm。
上述技术方案中，所述第一螺旋倾斜缠绕层3和第二螺旋倾斜缠绕层3.1中倾斜段纤维相对于左段火箭发动机壳体7轴线的夹角相等，且夹角范围为16.7°～17.5°。
上述技术方案中，对于缠绕壳体，本发明采用螺旋+环向的缠绕方式进行，设计主要基于网格理论进行计算。
1、缠绕角计算
为保证在缠绕过程中纤维在封头上的稳定性，筒体的缠绕采用非测定线缠绕角设计，但设计时其实际缠绕角不能够偏离左段发动机壳体封头2和右段发动机壳体封头15测定线缠绕角的±8°，左段发动机壳体封头2的测地线缠绕角的计算按公式(1)进行：
式中：r01为左段发动机壳体封头2极孔的半径，r01等于176mm；R为火箭发动机壳体的半径，左右两个壳体的半径均为1100mm；
右段发动机壳体封头15测地线缠绕角计算按公式(2)进行：
r02为右段发动机壳体封头15极孔的半径，r02等于446mm。
为保证左段发动机壳体封头2和右段发动机壳体封头15在缠绕过程中均不会滑线，火箭发动机壳体的缠绕角通常采用左段发动机壳体封头2和右段发动机壳体封头15赤道线处测定线缠绕角之和的平均值进行，则其实际缠绕角为
该缠绕角与左段发动机壳体封头2和右段发动机壳体封头15的测地线缠绕角差值均在8°之内，缠绕过程中不会出现滑线现象。以上缠绕角为计算值，实际缠绕时根据线型的缠绕的滑线、扩孔、切点等实际情况允许有细微的变化，本筒体实际的缠绕角取值在16.7°～17.5°之间。
上述技术方案中，第一螺旋倾斜缠绕层3和第二螺旋倾斜缠绕层3.1的厚度根据公式(4)进行计算：
式中：[σfb]为纤维束纱强度，取值为4200MPa；Pb为壳体设计***压力，取值为11.5MPa；k为纤维强度发挥系数，取值为0.75；kα为螺旋缠绕应力平衡系数，取值为0.75。
计算可得第一螺旋倾斜缠绕层3和第二螺旋倾斜缠绕层3.1的厚度tα＝2.92mm；
缠绕参数确定如下：缠绕纤维纱合股数为N＝10股；螺旋缠绕纱带宽度b＝23mm；环向纱带宽度b′＝27mm；
单股纱片截面积：
②单层纤维纱带厚度
平面纱带厚度hα＝0.4444/2.3＝0.193mm
环向纱带厚度hθ＝0.4444/2.7＝0.164mm
则筒体螺旋缠绕层数计算
因每个循环螺旋缠绕为2层，螺旋缠绕的层数为偶数，因此，螺旋缠绕层数整偶数为16层，则螺旋缠绕的实际厚度为0.193×16＝3.1mm。
环向缠绕纤维厚度根据公式(5)进行计算：
计算可得tβ＝3.83mm，筒体的环向缠绕层数为：
考虑到安全系数，取26层，则环向向缠绕的实际厚度为
0.164×26＝4.3mm；
筒体筒段纤维的总厚度为3.1+4.3＝7.4mm
由于缠绕纤维体积含量通常在58％～65％之间，根据以往的经验此处取60％，则缠绕层的总厚度为
***压强预估
(1)筒体螺旋***强度按公式(6)进行预估
(2)筒体环向***强度按公式(7)进行预估
其***压强取两者最小值，则筒体的***压强为12.1Mpa，满足***压强大于11.5Mpa的设计要求。
一种上述大型分段复合材料壳体连接结构中火箭发动机壳体的缠绕方法，其特征在于，它包括如下步骤：
步骤1：将左段发动机壳体封头2、左段火箭发动机壳体7和左连接件5分别安装到芯模1上，将左段发动机壳体封头2和左连接件5安装在左段火箭发动机壳体7两端；
步骤2：通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩4和左段发动机壳体封头2之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层3，第一螺旋倾斜缠绕层3将左段火箭发动机壳体7包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层3外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层16；
步骤3：对步骤2得到的缠绕了第一螺旋倾斜缠绕层3和第一环向缠绕层16的左段火箭发动机壳体7进行加热固化，固化完成后进行脱模完成左段复合材料壳体。
步骤4：根据步骤1～3的方法将右段火箭发动机壳体14、右段发动机壳体封头15和右连接件6在芯模1上进行安装，并完成第二螺旋倾斜缠绕层3.1和第二环向缠绕层16.1的缠绕，最后加热固化并脱模完成右段复合材料壳体。
上述技术方案中，所述加热固化过程为三段式加热固化过程，其中，第一段为95℃的温度下加热固化3小时，第二段为125℃的温度下加热固化2小时，第三段为150℃的温度下加热固化6小时。
本说明书未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (9)

1.一种大型分段复合材料壳体连接结构，它包括左段火箭发动机壳体(7)、右段火箭发动机壳体(14)、安装在左段火箭发动机壳体(7)左端的左段发动机壳体封头(2)、安装在左段火箭发动机壳体(7)右端的左连接件(5)、安装在右段火箭发动机壳体(14)右端的右段发动机壳体封头(15)、安装在右段火箭发动机壳体(14)左端的右连接件(6)，其特征在于：所述左段火箭发动机壳体(7)和右段火箭发动机壳体(14)通过左连接件(5)和右连接件(6)固定连接，所述左段火箭发动机壳体(7)外侧壁的右端沿周向安装有一圈第一纤维缠绕挂桩(4)，右段火箭发动机壳体(14)外侧壁的左端沿周向也安装有一圈第二纤维缠绕挂桩(4.1)，通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩(4)和左段发动机壳体封头(2)之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层(3)，第一螺旋倾斜缠绕层(3)将左段火箭发动机壳体(7)包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层(3)外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层(16)，通过纤维在每个第二纤维缠绕挂桩(4.1)和右段发动机壳体封头(15)之间进行螺旋缠绕形成第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)，第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)将右段火箭发动机壳体(14)包裹，通过纤维在第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)外表面进行环向缠绕形成第二环向缠绕层(16.1)。
2.根据权利要求1所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述左连接件(5)的连接端设有U型连接环(8)，右连接件(6)的连接端设有环形连接凸起(12)，所述环形连接凸起(12)嵌入U型连接环(8)的U型开口内，所述U型连接环(8)的两侧壁和环形连接凸起(12)上均开设有对应的销孔(17)，U型连接环(8)两侧壁和环形连接凸起(12)的销孔(17)中***第一销钉(11)。
3.根据权利要求2所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述U型连接环(8)中内侧的侧壁设有伸出部(8.1)，所述环形连接凸起(12)设有与伸出部(8.1)对应的凹槽(12.1)，所述伸出部(8.1)嵌入凹槽(12.1)中，所述伸出部(8.1)与凹槽(12.1)之间设有密封圈(13)。
4.根据权利要求3所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述U型连接环(8)上通过第二销钉(9)安装用于将第一销钉(11)顶部盖住的盖板(10)。
5.根据权利要求1所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述第一螺旋倾斜缠绕层(3)和第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)均有16层螺旋缠绕层，所述第一螺旋倾斜缠绕层(3)和第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)的厚度相等且厚度范围在2.9mm～3.1mm。
6.根据权利要求1所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述第一环向缠绕层(16)和第二环向缠绕层(16.1)均有7层,第一环向缠绕层(16)和第二环向缠绕层(16.1)的厚度相等且厚度范围在4.0～4.5mm。
7.根据权利要求1所述的大型分段复合材料壳体连接结构，其特征在于：所述第一螺旋倾斜缠绕层(3)和第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)中倾斜段纤维相对于左段火箭发动机壳体(7)轴线的夹角相等，且夹角范围为16.7°～17.5°。
8.一种权利要求1所述大型分段复合材料壳体连接结构中火箭发动机壳体的缠绕方法，其特征在于，它包括如下步骤：
步骤1：将左段发动机壳体封头(2)、左段火箭发动机壳体(7)和左连接件(5)分别安装到芯模(1)上，将左段发动机壳体封头(2)和左连接件(5)安装在左段火箭发动机壳体(7)两端；
步骤2：通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩(4)和左段发动机壳体封头(2)之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层(3)，第一螺旋倾斜缠绕层(3)将左段火箭发动机壳体(7)包裹，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层(3)外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层(16)；
步骤3：对步骤2得到的缠绕了第一螺旋倾斜缠绕层(3)和第一环向缠绕层(16)的左段火箭发动机壳体(7)进行加热固化，固化完成后进行脱模完成左段复合材料壳体；
步骤4，根据步骤1～3的方法将右段火箭发动机壳体(14)、右段发动机壳体封头(15)和右连接件(6)在芯模(1)上进行安装，并完成第二螺旋倾斜缠绕层(3.1)和第二环向缠绕层(16.1)的缠绕，最后加热固化并脱模完成右段复合材料壳体。
9.根据权利要求8所述的火箭发动机壳体的缠绕方法，其特征在于：所述加热固化过程为三段式加热固化过程，其中，第一段为95℃的温度下加热固化3小时，第二段为125℃的温度下加热固化2小时，第三段为150℃的温度下加热固化6小时。
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