固体火箭发动机异型复合裙的成型方法技术

本发明专利技术公开一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，该方法包括如下步骤：S1、成型工装装配及表面清理，S2、合模前的预浸料铺层及预压，S3、合模及合模后的预浸料铺层，S4、固化成型，S5、机加，S6、脱模及表面清理。通过该成型方法制备了一种结构新颖、性能稳定以及承载能力强且满足设计要求的的固体火箭发动机异型(T型)复合裙。(T型)复合裙。(T型)复合裙。

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机异型复合裙的成型方法


[0001]本专利技术涉及复合裙加工成型领域，具体涉及一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机连接裙的作用是连接壳体与壳体或者连接壳体与其他部件，其在飞行过程中会受到多种载荷的作用(如内压、剪切、轴压等)，受力情况较为复杂，提高固体火箭发动机性能的关键之一在于如何提高连接裙的性能。现有的固体火箭发动机大部分采用金属裙，而金属裙的消极质量大，不利于固体火箭发动机质量比的提升。而利用复合材料制备的连接裙，不仅能在满足甚至超过金属裙性能的前提下减轻结构质量，而且其成型周期相对较短、可靠性较强，复合材料连接裙有利于固体火箭发动机整体性能的提升。
[0003]复合裙成型方式多种多样，其中手工预浸料铺层加热压罐固化是复合裙最常见的成型方法之一。此种复合裙成型方式主要通过将单向预浸料裁剪成所需的角度与尺寸，然后按相应的铺层顺序将不同角度和尺寸的预浸料铺设到复合裙成型工装上，然后将复合裙及成型工装转入热压罐，加热使预浸料中的树脂具有流动性，填充预浸料铺层之间的同时缓慢固化，加压使得预浸料中树脂流动固化过程中铺层与铺层之间紧致从而不产生分层与孔隙。此种复合裙成型方法的优点在于铺层时的作业环境相对干净、成型的制品性能稳定、承载能力强以及制品孔隙率较小。
[0004]复合裙的结构多种多样，其中最常见的为L型结构的复合裙，而T型结构的复合裙较为少见。
[0005]基于上述情况，本专利技术提出了一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，可有效解决以上问题。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中存在的不足，本专利技术的目的在于提供一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法。通过该成型方法制备了一种结构新颖、性能稳定以及承载能力强且满足设计要求的的固体火箭发动机异型(T型)复合裙
[0007]为解决上述技术问题，本专利技术通过下述技术方案实现：
[0008]第一方面，本专利技术提供一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，包括如下步骤：
[0009]S1、成型工装装配及表面清理：将具有截面呈T型成型面的成型工装的上下模板拆开并进行表面清理；
[0010]S2、合模前的预浸料铺层及预压：将裁剪好的多层预浸料按照设计角度分别完全覆盖到具有截面呈L型成型面的上下模板成型面上，并采用抽真空装置进行抽真空；
[0011]S3、合模及合模后的预浸料铺层：将铺层完毕的上下模板利用吊车进行合模压紧，然后在复合裙筒段内圆再次进行预浸料铺设，直至铺设完成；
[0012]S4、固化成型：将配备有抽真空装置的复合裙连同成型工装转入热压罐，在设计温度和压强下对复合裙进行固化，并同时进行抽真空；
[0013]S5、机加：对复合裙筒段内圆进行机加，使其尺寸符合要求；
[0014]S6、脱模及表面清理：将复合裙成型工装的上模板、下模板以及复合裙进行分离，分离完毕后对复合裙表面飞边、毛刺进行清理，最终得到截面呈T型的复合裙。
[0015]优选的是，所述步骤S1中，上下模板中均装配有若干镶块，且与镶块相邻的下模板的成型面上设有若干凹槽。
[0016]优选的是，所述步骤S1中，成型工装表面需用无毛纸及乙酸乙酯进行清理，然后将上下模板的成型面贴上脱模布。
[0017]优选的是，所述步骤S2中合模前的预浸料铺层及预压步骤包括：
[0018]S21、将成型工装进行预热或在成型面涂刷一层胶粘剂；
[0019]S22、进行预浸料的第一次铺层，并确保完全压实；
[0020]S23、第一次铺层完成后，采用抽真空装置进行抽真空；
[0021]S24、第一次预压完毕后，拆除抽真空装置，进行第二次预浸料铺层，直至铺设完成。
[0022]优选的是，所述步骤S2中采用抽真空装置进行抽真空的具体步骤为：裁剪与上下模板成型面尺寸相同的吸胶布覆盖在预浸料表面，再裁剪相同面积的透气毡覆盖在吸胶布表面，沿上下模板的上下内圆粘贴真空袋密封胶条，裁剪真空袋薄膜，将透气毡覆盖，并将真空袋薄膜两端粘贴在密封胶条上，压实，同时预留一根抽真空用的聚四氟乙烯管，入炉抽真空预压。
[0023]进一步优选的是，所述入炉抽真空预压的条件为温度设定为50
±
5℃，预压时间≥4h。
[0024]优选的是，所述步骤S3中，合模后利用预浸料将上下模板合模面处缝隙进行填实。
[0025]优选的是，所述步骤S4中，固化条件为：室温
→
130
±
5℃/2h
→
160
±
5℃/4h
→
60
±
5℃,热压罐内压力0.1
±
0.02MPa
→
2.8
±
0.2MPa/11.5h
→
0.1
±
0.02MPa，升温及保温过程中压力为2.8
±
0.2MPa，升温速率为0.5℃/min，升压速率为0.05MPa/min，降温速率为0.6℃/min，降压速率为0.025MPa/min。
[0026]优选的是，所述步骤S5中，采用吊车及吊带将上模板与复合裙一端分离，利用成型工装下模板上的镶块将复合裙另一端与下模板分离，最终完成复合裙脱模。
[0027]优选的是，将上下模板法兰边处铺层预浸料用油灰刀沿纤维方向均匀划开成小条，再用油灰刀将上下模板法兰边成型面上的预浸料压实。
[0028]本专利技术与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
[0029]1、从结构上来讲，本专利技术中所描述的复合裙筒段即为粘接区(即与壳体火箭发动机壳体相粘接区域)，而常规的复合裙筒段粘接区与法兰边之间还存在一过渡区域(承力区)，因此，在结构上来说，本专利技术说描述的复合裙不存在这一过渡区域，极大的减轻了复合裙的整体质量，同时也减少了过渡区域的缺陷而造成风险。让复合裙法兰边与筒段粘接区直接相连接，消除了常规复合裙法兰边与筒段粘接区之间的过渡区域，避免的过渡区域的失稳而造成的风险，提升了“T型复合裙”的稳定性。
[0030]2、法兰边存在局部加厚区(下模板凹槽对应位置)，为后续加工留有余量，从而保
证了后续装配精度。
[0031]3、成型方式使用预浸料铺层加热压罐固化成型的方式进行复合裙的固化成型。热压罐具有加热加压均匀以及压力大的特点，使用此种成型方式，降低了复合裙的孔隙率以及出现内部缺陷的概率，从而提升了复合裙性能的稳定性。
[0032]4、特殊的结构设计，消除了法兰边与筒段粘接区域之间的筒段过渡区域，且过渡区域的承载能力直接决定了复合裙整体承载能力，在复合裙负载时，首先破坏的为此过渡区域，消除了此区域，变成法兰边R角处的承载力决定复合裙的整体承载力，而R角处承载能力比筒段过渡区域的承载更强(存在角盒时，在复合裙在后续与壳体粘接时，复合裙都会存在角盒，R角处承载能力比筒段过渡区域的承载更强)。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，其特征在于，包括如下步骤：S 1、成型工装装配及表面清理：将具有截面呈T型成型面的成型工装的上下模板拆开并进行表面清理；S2、合模前的预浸料铺层及预压：将裁剪好的多层预浸料按照设计角度分别完全覆盖到具有截面呈L型成型面的上下模板成型面上，并采用抽真空装置进行抽真空；S3、合模及合模后的预浸料铺层：将铺层完毕的上下模板利用吊车进行合模压紧，然后在复合裙筒段内圆再次进行预浸料铺设，直至铺设完成；S4、固化成型：将配备有抽真空装置的复合裙连同成型工装转入热压罐，在设计温度和压强下对复合裙进行固化，并同时进行抽真空；S5、机加：对复合裙筒段内圆进行机加，使其尺寸符合要求；S6、脱模及表面清理：将复合裙成型工装的上模板、下模板以及复合裙进行分离，分离完毕后对复合裙表面飞边、毛刺进行清理，最终得到截面呈T型的复合裙。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，其特征在于，所述步骤S1中，上下模板中均装配有若干镶块，且与镶块相邻的下模板的成型面上设有若干凹槽。3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，其特征在于，所述步骤S1中，成型工装表面需用无毛纸及乙酸乙酯进行清理，然后将上下模板的成型面贴上脱模布。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，其特征在于，所述步骤S2中合模前的预浸料铺层及预压步骤包括：S21、将成型工装进行预热或在成型面涂刷一层胶粘剂；S22、进行预浸料的第一次铺层，并确保完全压实；S23、第一次铺层完成后，采用抽真空装置进行抽真空；S24、第一次预压完毕后，拆除抽真空装置，进行第二次预浸料铺层，直至铺设完成。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机异型复合裙的成型方法，其特征在于，所述步骤S2中采用抽真空装置进行抽真空的具体步骤为：裁剪与上下模板成型面尺寸相同的吸胶布覆盖在预浸料表面，再裁剪相同面积的透气毡覆盖在吸胶...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭文波，杨志超，李一洋，高李帅，姚桂平，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：