CN114559686B - 一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明为一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法。包括如下步骤：制备充气橡胶芯模；在橡胶芯模外层制备衬层和绝热层；拉挤两端内部设有多个齿槽的若干个截面为圆弧段的0度纤维层；制备一体化金“金属件，一体化金属件包括与0度纤维层的齿槽相匹配的预紧力齿、连接法兰、对接裙和封头；将两个一体化金属件和若干个截面为圆弧段的0度纤维层进行组装，得到“组合体”；在“组合体”外周环向缠绕纤维层，固化成型后得到壳体。本发明通过设置0度和90度纤维层、并通过一体化金属件的齿连接和充气橡胶芯模，满足了固体火箭发动机壳体的刚度与承载要求，实现芯模快速化反复使用，实现了复合材料壳体制备的低成本与高性能。

Description

一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法

技术领域

本发明属于发动机壳体领域，具体涉及一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法。

背景技术

固体火箭发动机复合材料壳体主要包括前后对接裙、封头、缠绕纤维层、绝热层和衬层。现有技术一般是在绝热层上安装前后两端的连接法兰结构，并在连接法兰结构外侧，以缠绕层，对接裙，缠绕层的方式逐层铺设，使连接裙与壳体达到可靠性连接。壳体的成型工艺主要为：

先制作砂制或石膏制的芯模；然后在芯模外表面喷涂衬层、粘贴绝热层；然后在绝热层上安装前后两端的连接法兰结构；之后，在绝热层与连接法兰上进行壳体内部纤维层的缠绕；接下来，在端部的内部纤维层上安装金属对接裙；然后，在对接裙上表面以及两端对接裙之间的内部纤维层上连续缠绕外部纤维层；经常温或高温固化，最后通过水洗法等破除内部芯模即可得到发动机壳体。

火箭发动机壳体部分在生产工艺上面临着许多问题：

1)由于缠绕成型的复合材料壳体为相对密闭的结构，所以目前中小型壳体大都采用后期方便水溶的砂制或石膏制的芯模。故每生产一个壳体就必须重新制造加工一个芯模，尽管在最新研制的、直径3.5米、推力500吨的发动机壳体中采用了钢制芯模，但是每次重新生产一个复合材料壳体时都需要重新拼装、拆卸复杂的钢制芯模，加之受控缠绕机数量等，使得复合材料壳体结构批量化和低成本生产的难以实现。

2)生产过程中存在绝热层粘贴、连接法兰与对接裙安装等大量需要人工参与的工序，导致工艺成本高、生产效率底，而且由于人不确定性导致壳体力学性能可靠性、一致性难以保障。

3)火箭发动机壳体部分，燃料燃烧所产生的高温高压环境，使得壳体所承受的环向压力远远大于轴向压力，局部屈曲现象不明显，如果在壳体采用环向加筋结构或夹芯结构，不仅会使得结构的重量增加，而且由于筋和夹芯材料的存在会减小发动机的布置空间，无法实现火箭发动机壳体所需要的薄壁壳结构。

4)由于发动机壳体端部一般呈现椭圆形收口，碳纤维丝在端部容易出现滑纱、排纱紊乱、纤维局部堆积导致的脱空、金属连接法兰以及对接裙与复合材料金属刚度差导致的局部应力集中等一系列难以控制的问题，因此大量实验发现会在端部发生意想不到的破坏，即使依靠经验在大幅度增加重量的情况下进行了局部加强也难以确保力学性能的可靠性。

发明内容

为了解决现有技术中复合材料壳体传统工艺的低产率，制品性能不稳定等问题，本发明提出了一种固体火箭发动机碳纤维复合材料壳体的成型制备方法。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法，包括如下步骤：

步骤(1)：制备充气橡胶芯模；

步骤(2)：在橡胶芯模外层制备衬层和绝热层；

步骤(3)：拉挤制备若干个截面为圆弧段的0度纤维层，0度纤维层的两端内部设有多个齿槽；

步骤(4)：制备一体化金属件，一体化金属件包括与0度纤维层的齿槽相匹配的预紧力齿、连接法兰、对接裙和封头；

步骤(5)：将两个一体化金属件和若干个截面为圆弧段的0度纤维层进行组装，其中若干个圆弧段将圆等分，得到“组合体”；

步骤(6)：在步骤(5)得到的“组合体”外周环向缠绕纤维层，固化成型之后得到固体火箭发动机纤维复合材料壳体。

进一步的，步骤(1)制备的充气橡胶芯模袋有充气口，且为中空。

进一步的，步骤(2)具体为：在橡胶芯模外层喷涂或粘贴衬层，在衬层外缠绕或粘贴绝热层，保持充气橡胶芯模的内压并将其密封，转移至固化室使绝热层和衬层固化成型。

进一步的，步骤(5)“将两个一体化金属件和若干个截面为圆弧段的0度纤维层进行组装，得到“组合体””具体包括如下步骤：

步骤(51)：将步骤(2)固化后的充气橡胶芯模固定在工作平台上，夹持固定充气橡胶芯模的同时使充气橡胶芯模能绕轴线旋转；

步骤(52)：将“一体化金属件”封头内侧涂上粘接剂，并粘在固定好的充气橡胶芯模上；

步骤(53)：在0度纤维层内表面涂粘接剂后装配于步骤(52)得到的芯模上，0度纤维层的齿槽和一体化金属件的预紧力齿相互咬合对齐；

步骤(54)：将0度纤维层和绝热层粘接固定，得到“组合体”。

进一步的，所述步骤(52)具体为：将两个“一体化金属件”夹持并使封头内侧朝向橡胶芯模，使得连接法兰开口大小不同的两个“一体化金属件”与橡胶芯模开口大小相匹配；

之后在两个对称布置的“一体化金属件”封头内侧进行处理涂上粘接剂，用吊架将两个“一体化金属件”装于橡胶袋芯模两侧；

使粘接剂固化将“一体化金属件”和绝热层外表面粘接在一起。

进一步的，所述步骤(53)具体为：在拉挤成型的0度纤维层表面进行粗化处理并涂上粘接剂后装配于两端有“一体化金属件”的橡胶袋芯模上，并且使得两侧的齿槽相互咬合对齐，形成“组合体”。

进一步的，所述步骤(54)具体为：在0度纤维层外周环向捆扎多个捆轧带；

增大充气橡胶芯模的内压，使绝热层外壁与0度纤维层内壁紧贴；

经过在固化室固化使绝热层外壁与拉挤成型的0度纤维层壁之间粘接牢固，之后解开捆扎带。

进一步的，步骤(6)具体包括如下步骤：

步骤(61)：在“组合体”基础上，进行外层碳纤维的环向即90度缠绕；将“组合体”移至缠绕机，并用与两个连接法兰相对应的连接法兰夹具加持，带动整个组合体绕其轴心转动；调整碳纤维的缠绕张力，将碳纤维从组合体封头的赤道一端开始以环向向壳体另一端缠绕，使得整个壳体完成第一层的环向纤维的缠绕；然后，以同样的方式反向向另一端缠绕碳纤维丝，完成第二层的缠绕，直至满足所需层数；

步骤(62)：把连接法兰与绝热层端部的封口密封，充气橡胶芯模密封；

步骤(63)：将缠绕完成的固体火箭发动机壳体移动至固化室，待环向缠绕的纤维层固化后将充气橡胶芯模泄压并从壳体内部抽出。

进一步的，若干个截面为圆弧段的0度纤维层的数量为两个，且0度纤维层的横截面为半圆。

一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体，采用上述的方法制备。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)可以通过拉挤工艺制备不同瓣数的圆弧形0度纤维层，可减小拉挤模具的尺寸大小，更具经济性。

(2)直接以拉挤成型的、已具有承载能力的复合材料内层+内部充气橡胶袋作为外部纤维层的缠绕模具，避免了反复制作安装复杂的芯模，可大幅度降低工艺成本。

(3)以各向同性、力学性能稳定一致的金属制作兼具对接裙、封头与连接法兰多种功能的壳体端部一体化构件，壳体的力学性能可控，可有效避免像传统复合材料壳体那样在端部发生各种难以预见的破坏。

(4)复合材料内层拉挤成型以及金属件的压制焊接等均是可以实现批量化、连续化生产的工艺，不仅大大提高了生产效率，而且提升了构件的力学性能的一致性。

附图说明

图1是拉挤成型的0度纤维层三维图。

图2是0度纤维层的端部局部放大图。

图3是充气橡胶芯模三维图。

图4是“橡胶袋”三维图。

图5是“橡胶袋”纵剖面图。

图6是两端封头安装完成后的三维图。

图7是两端封头安装完成后的纵剖面图。

图8是两端封头安装完成后局部放大图。

图9是安装一块拉挤成型的0度纤维层三维图。

图10是捆有三个轧带的“组合体”三维图。

图11是固体火箭复合材料壳体三维图。

图12是固体火箭复合材料壳体纵剖面图。

图13是固体火箭复合材料壳体纵剖面局部放大图。

图14是一体化金属件侧视图。

图15是一体化金属件三维图。

附图标记说明：

1-外部环向缠绕纤维层，2-一体化金属件，21-预紧力齿，22连接法兰，23对接裙，24封头，3-拉挤成型的0度纤维层，4-包覆层。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

如图1-15所示，本发明提出了一种固体火箭发动机碳纤维复合材料壳体的成型制备方法。包括以橡胶材料制成的带有充气口的中空可充气的橡胶材质芯模；以通过在充气芯模外层喷涂成型的衬层和在衬层外层粘贴成型的绝热层；以0度纤维(纤维方向与圆柱壳轴向平行)为主承受轴压荷载的复合材料层；以90度纤维(纤维方向与圆柱壳轴向方向垂直)承受内压为主的复合材料层；以兼具连接法兰、对接裙、封头和预紧力齿接头于一体的一体化金属件作为封头、对接裙以及接头连接法兰的新型结构形式。以及先以低成本、连续化的拉挤工艺生产高纤维体积比、以0度纤维为主的圆弧形板；加上利用充气橡胶袋等将衬层与绝热层依次喷涂，再粘贴上0度纤维为主的圆弧形板；使用专利名称：“一种用于复合材料管的预紧力齿强连接装置”，申请(专利)号：“CN201620759089.4”的预紧力齿连接技术齿，将端部一体化金属件与复合材料内层进行拼装连接形成的“组合体”，并使该“组合体”内表面与绝热层外表面形成粘接层；最后，直接以该“组合体”为模具，在外部环向缠绕碳纤维层的新型工艺方法。使得拼装“组合体”不仅满足了外部环向缠绕碳纤维层的刚度与承载要求，又可以像传统发动机金属壳体制作内部绝热层那样实现芯模快速化反复使用。并且通过组合工艺实现了复合材料壳体制备的低成本与高性能。

一种固体火箭发动机碳纤维复合材料壳体的成型制备工艺。包括充气橡胶芯模、由内部绝热层和衬层组成的包覆层4、复合材料内层、一体化金属件2和外部环向缠绕纤维层1。

所述充气橡胶芯模是以橡胶材料制成的带有充气口的中空可充气的橡胶材质的芯模。

所述内部绝热层和衬层以通过在充气芯模外层喷涂成型的衬层和在衬层外层粘贴成型的绝热层。

所述复合材料内层为批量化拉挤成型的内部0度纤维层，其内表面通过充气芯模施加内压使其与绝热层粘接。0度纤维层两端的内侧具有一定数量的齿槽。

所述端部一体化金属件(如图14、图15)为兼具封头、对接裙、连接法兰和预紧力齿多种功能的全金属材料加工制成的一体化构件。图14中21为预紧力齿，22为连接法兰，23为对接裙，24为封头。

所述拼装内容为将若干复合材料圆弧形板与一体化金属件利用预紧力齿连接技术拼装连接形成的“组合体”，并使该“组合体”内表面与绝热层外表面形成粘接层。

所述外部环向纤维层以“组合体”整体为芯模在外部进行环向缠绕和固化后而成型。

所述复合材料预紧力齿连接是指同时在复合材料、被连接构件以及金属连接件上加工相互咬合的浅齿，而后通过连接件与被连接件的相互齿咬合并施加一定预紧力而实现复合材料构件的连接。

实施例1

首先，采用拉挤工艺制备内部0度纤维层，该0度纤维层是以环氧树脂和高强度碳纤维丝(或采用别的树脂和纤维丝)制成。该0度纤维层可根据实际需求将整圆等分为不同份数的圆弧状0度纤维板，比如本例中采用1/2圆的圆弧形状的板，如图1。该图中的0度纤维层是实心的，也可以根据需求生产任意厚度的壳体、加筋结构壳体和波纹夹芯结构壳体。并且在拉挤成型0度纤维为主的圆弧形板的两端加工与“一体化金属件”上相匹配的齿槽，如图1、图2。

其次，利用桥梁和建筑工程中已经广泛使用的充气橡胶袋(如图3)代替固体火箭发动机复合材料壳体传统生产工艺使用的石膏制或砂制的芯模。充气橡胶芯模充满气后放置于工作平台上，将衬层材料喷涂或粘贴于充气芯模外层，待衬层制作完成后缠绕或粘贴绝热层。绝热层制作完成后保持充气芯模的内压并将其密封，转移至固化室使绝热层和衬层固化成型后待下一步操作，我们称固化好后的整体为“橡胶袋”，如图4、如图5。将“橡胶袋”转移至有特定工具和设备的工作平台，使其既可以将“橡胶袋”夹持住，也可以使“橡胶袋”绕轴线旋转，以满足后续其他构件的装配、碳纤维环向缠绕等一系列加工操作。

然后，在“橡胶袋”的基础上，安装兼具对接裙、封头和连接法兰多种功能的一体化金属件以及拉挤成型0度纤维为主的圆弧形板。将两个“一体化金属件”夹持并使封头内侧朝向“橡胶袋”，使得连接法兰开口大小不同的两个“一体化金属件”与“橡胶袋”开口大小相匹配，如图6、图7，待下一步安装。之后在两个对称布置的“一体化金属件”封头内侧进行处理涂上粘接剂(该粘接剂可以使得“一体化金属件”和绝热层外表面很好的粘接在一起)，并用吊架将两个“一体化金属件”装于“橡胶袋”两侧。之后，在一定温度下使得粘接剂固化，得到如图6、图7。“一体化金属件”兼具对接裙、封头与连接法兰等多种功能的一体化金属件，且在封头端部一侧使用专利名称：“一种用于复合材料管的预紧力齿强连接装置”，申请(专利)号：“CN201620759089.4”的预紧力齿连接技术齿(如图14、图15中21)，两个“一体化金属件”连接法兰只是在连接法兰开口大小上有所不同。

在加工完成的拉挤成型的0度纤维层表面进行粗化处理并涂上粘接剂后装配于两端有“一体化金属件”的“橡胶袋”上，并且使得两侧的齿槽相互咬合对齐，如图9。用同样的方法将另一半的拉挤成型的0度纤维为主的圆弧形板装配完成，形成“组合体”。并在壳体环向困扎三个捆轧带，用于保证两块0度纤维为主的圆弧形板与“组合体”的粘接效果，如图10。同时为保证壳体内壁与“橡胶袋”更好的粘接在一起，利用充气设备使得充气芯模具有合适大小的内压来使得绝热层外壁与壳体内壁紧贴。经过在固化室一定时间的固化使得绝热层外壁与拉挤成型的0度纤维为主的圆弧形板内壁之间粘接牢固，之后将困扎带解开撤去，待下一步操作。

之后，在上一步骤的“组合体”基础上，进行外层碳纤维(型号T1000)的环向(90度)缠绕。将上述步骤中“组合体”移至缠绕机，并用与两个不同大小连接法兰相对应的连接法兰夹具加持，使用电机带动整个壳体绕其的轴心(即整个圆柱壳的轴对称坐标轴)方向转动。缠绕时先调整缠绕机中碳纤维的缠绕张力，然后将碳纤维从壳体封头的赤道一端开始以环向向壳体另一侧缠绕，使得整个壳体完成第一层的环向纤维的缠绕。然后，以同样的方式反向向另一侧缠绕碳纤维丝，完成第二层的缠绕，直至满足所需层数。

最后，把连接法兰与绝热层端部的封口处做好密封，充气芯模密封，然后将缠绕完成的固体火箭发动机壳体移动至常温固化或高温固化室，待环向缠绕层固化后将充气芯模泄压并从壳体内部抽出，至此整个新工艺生产固体火箭发动机壳体完成制作，如图11、图12。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体的成型制备方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤(1)：制备充气橡胶芯模；

步骤(2)：在橡胶芯模外层制备衬层和绝热层；

步骤(3)：拉挤制备若干个截面为圆弧段的0度纤维层，0度纤维层的两端内部设有多个齿槽；

步骤(4)：制备一体化金属件，一体化金属件包括与0度纤维层的齿槽相匹配的预紧力齿(21)、连接法兰(22)、对接裙(23)和封头(24)；

步骤(5)：将两个一体化金属件和若干个截面为圆弧段的0度纤维层进行组装，其中若干个圆弧段将圆等分，得到“组合体”；

步骤(6)：在步骤(5)得到的“组合体”外周环向缠绕纤维层，固化成型之后得到固体火箭发动机纤维复合材料壳体；

步骤(5)“将两个一体化金属件和若干个截面为圆弧段的0度纤维层进行组装，得到“组合体””具体包括如下步骤：

步骤(51)：将步骤(2)固化后的充气橡胶芯模固定在工作平台上，夹持固定充气橡胶芯模的同时使充气橡胶芯模能绕轴线旋转；

步骤(52)：将“一体化金属件”封头(24)内侧涂上粘接剂，并粘在固定好的充气橡胶芯模上；

步骤(53)：在0度纤维层内表面涂粘接剂后装配于步骤(52)得到的芯模上，0度纤维层的齿槽和一体化金属件的预紧力齿(21)相互咬合对齐；

步骤(54)：将0度纤维层和绝热层粘接固定，得到“组合体”。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(1)制备的充气橡胶芯模袋有充气口，且为中空。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤(2)具体为：在橡胶芯模外层喷涂或粘贴衬层，在衬层外缠绕或粘贴绝热层，保持充气橡胶芯模的内压并将其密封，转移至固化室使绝热层和衬层固化成型。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述步骤(52)具体为：将两个“一体化金属件”夹持并使封头(24)内侧朝向橡胶芯模，使得连接法兰(22)开口大小不同的两个“一体化金属件”与橡胶芯模开口大小相匹配；

之后在两个对称布置的“一体化金属件”封头(24)内侧进行处理涂上粘接剂，用吊架将两个“一体化金属件”装于橡胶袋芯模两侧；

使粘接剂固化将“一体化金属件”和绝热层外表面粘接在一起。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述步骤(53)具体为：在拉挤成型的0度纤维层表面进行粗化处理并涂上粘接剂后装配于两端有“一体化金属件”的橡胶袋芯模上，并且使得两侧的齿槽相互咬合对齐，形成“组合体”。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述步骤(54)具体为：在0度纤维层外周环向捆扎多个捆轧带；

增大充气橡胶芯模的内压，使绝热层外壁与0度纤维层内壁紧贴；

经过在固化室固化使绝热层外壁与拉挤成型的0度纤维层壁之间粘接牢固，之后解开捆扎带。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，步骤(6)具体包括如下步骤：

步骤(61)：在“组合体”基础上，进行外层碳纤维的环向即90度缠绕；将“组合体”移至缠绕机，并用与两个连接法兰相对应的连接法兰夹具加持，带动整个组合体绕其轴心转动；调整碳纤维的缠绕张力，将碳纤维从组合体封头的赤道一端开始以环向向壳体另一端缠绕，使得整个壳体完成第一层的环向纤维的缠绕；然后，以同样的方式反向向另一端缠绕碳纤维丝，完成第二层的缠绕，直至满足所需层数；

步骤(62)：把连接法兰(22)与绝热层端部的封口密封，充气橡胶芯模密封；

步骤(63)：将缠绕完成的固体火箭发动机壳体移动至固化室，待环向缠绕的纤维层固化后将充气橡胶芯模泄压并从壳体内部抽出。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，若干个截面为圆弧段的0度纤维层的数量为两个，且0度纤维层的横截面为半圆。

9.一种固体火箭发动机纤维复合材料壳体，其特征在于，采用权利要求1-8任一项所述的方法制备。