一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头及成型方法与流程

1.本发明涉及火箭发动机壳体技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头及其成型方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机壳体主要由筒体和封头、接头、绝热层和裙等结构组成。壳体接头主要用于连接发动机喷管和点火装置，接头及其连接结构的设计是复合材料壳体研制中的重要环节，它的性能直接影响复合材料壳体的爆破性能。目前壳体接头主要采用铝合金锻件加工，存在产品密度较大，价格高，质量重，加工过程复杂，同时壳体与接头粘接面因壳体与接头的材质不同，粘接面存在界面，使用过程易出现缺陷等问题。随着材料科学的发展，复合材料以其较高的比强度、比模量等优异性能在固体火箭发动机壳体上得到了广泛应用，通过使用复合材料可以有效的降低固体火箭发动机壳体接头的重量，解决壳体与接头界面问题，是提高火箭发动机性能的有效手段。
3.专利文献cn 212838106 u、cn 216240986 u、cn 214577441 u均公开了复合材料接头，该接头是采用碳纤维复合材料制作而成，有效减轻了固体火箭发动机壳体的结构质量，但接头上的螺纹孔是设置在接头主体上，当螺纹孔连接螺柱后，螺纹孔处为受力点，但碳纤维复合材料制作的螺纹孔强度低，导致接头与螺柱的连接强度降低，进一步降低了接头与壳体的连接强度，虽然cn 212838106 u中公开了在主体成型过程中，通过预埋金属螺杆，使得在主体成型后，螺栓孔也随之成型，避免了后期加工螺栓孔导致内部碳纤维断裂，有效避免了强度损失，或者如cn 216240986 u中采用在螺纹孔中间加入的衬套，但接头是主要受力部件，采用在接头主体上设置螺纹孔的方式无法满足接头对连接强度的要求。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于克服现有技术中在接头主体上设置螺纹孔的方式无法满足接头对连接强度的要求的问题，提供一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头。
5.为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：
6.一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头，包括主体，主体为空腔的环状结构，所述主体为碳纤维复合材料制成，所述主体的内圈厚度大于外圈厚度，所述主体的内圈上布设有多个贯通孔，所述贯通孔的底部设置有凸部，所述凸部的底面与所述主体的底部平齐，所述贯通孔内连接有与所述贯通孔向匹配的连接杆。
7.本发明的技术方案提供了复合材料接头，主体上设置有贯通孔，贯通孔内设置有连接杆，针对现有技术，本发明采用贯通孔，在贯通孔设置凸部，连接杆为异形件，能与贯通孔和凸部向匹配，用于接头与壳体的连接，通过这样的设置当接头与壳体连接后，由原来的螺纹孔受力转为接头主体受力，不会影响接头与连接杆的连接强度，满足接头对连接强度的要求，且凸部的设置做作为防转设计，防止连接杆在贯通孔内旋转，在另一方面主体碳纤维复合材料制成，可以保证接头的强度，同时解决接头与燃烧室壳体粘接面因不同材料造
成的界面粘接问题。
8.进一步地，所述贯通孔的数目为20个以上，具体地，所述贯通孔的数目为28个。
9.进一步地，所述连接杆采用金属材料制成，所述连接杆的拉伸强度大于1100mpa。
10.进一步地，所述连接杆与所述贯通孔采用胶黏剂连接，具体地，胶黏剂为耐高温胶黏剂。
11.进一步地，所述内圈的内型面上设置有密封层，用于当接头与壳体连接时具有更优地密封性。所述密封层的厚度为0.2-0.8mm。
12.发明的另一方面提供了一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，包括以下步骤：
13.步骤一、在成型工装上按照所述主体的外形和铺层顺序依次铺设碳纤维复合材料预浸料，每铺放4层后进行组装封袋并抽真空预压实，铺叠至所述主体厚度一半时进行组装封袋并热压实，直至铺设完成；
14.步骤二、组装封袋，在热压罐进行第一次固化；
15.步骤三、固化完成后去除铺叠余量，并将所述主体内圈沿内型面进行修切，修切厚度为2-4mm，得到一次固化零件；
16.步骤四、将修切后的一次固化零件置于成型工装上，在一次固化零件内圈的内型面上放置环氧胶膜，采用碳纤维复合材料预浸料对步骤三中修切部分重新铺叠，然后在热压罐进行第二次固化；
17.步骤五、在所述主体上加工所述贯通孔和所述凸部；然后在所述贯通孔内安装所述连接杆；加工至接头内表面理论外形，得到接头零件。
18.进一步地，抽真空预压实的条件为：真空度为-0.9bar以上；热压实的条件为：抽真空-0.9bar以上，正压6-7bar，以0.5-1.5度/min升温至80
°
并维持30-60min。通过热压实可以进一步排除预浸料内的空气，保证成型后接头的质量。
19.进一步地，在热压罐中第一次固化的条件为：真空度为-0.9bar以上，正压6-7bar，从室温采用第一升温速率升温到第一固化温度，在第一固化温度下维持40-80min，第一升温速率为0.5-1.5
°
/min，第一固化温度90-110
°
；从第一固化温度采用第二升温速率升温到第二固化温度，在第二固化温度下维持150-210min，第二升温速率为0.5-1.5
°
/min，第二固化温度180-200
°
。具体地，从室温采用1
°
/min升温到100
°
，维持60min；然后再从100
°
采用1
°
/min升温到185
°
，维持180min。
20.进一步地，当内圈的内型面上设置有密封层时，完成内表面理论外形加工后，在内型面上涂覆密封胶，待密封胶固化后得到接头零件。
21.与现有技术相比，本发明的有益效果：
22.1、本发明的壳体复合材料接头在主体上设置贯通孔，在贯通孔设置凸部，连接杆为异形件，能与贯通孔和凸部向匹配，用于接头与壳体的连接，通过这样的设置当接头与壳体连接后，由原来的螺纹孔受力转为接头主体受力，不会影响接头与连接杆的连接强度，满足接头对连接强度的要求，且凸部的设置做作为防转设计，防止连接杆在贯通孔内旋转，在另一方面主体碳纤维复合材料制成，可以保证接头的强度，同时解决接头与燃烧室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。
23.2、本发明提供了壳体复合材料接头的成型方法，在成型过程中通过二次铺层设计
保证接头强度，提高成型质量。
附图说明：
24.图1为实施例1中壳体复合材料接头的三维结构图；
25.图2为实施例1中壳体复合材料接头的截面图；
26.图3为为实施例2中成型工装的结构示意图；
27.图4为为实施例2中涂胶工装的结构示意图；
28.图中标记：1-主体，11-内圈，12-外，13-内型面，2-贯通孔，3-凸部，4-连接杆，5-密封层，6-成型工装，7-涂胶工装。
具体实施方式
29.下面结合试验例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
30.实施例1
31.如图1、图2所示，一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头，包括主体1，主体1为空腔的环状结构，主体1为碳纤维复合材料制成，主体1的内圈11厚度大于外圈12厚度，主体1的内圈11上布设有多个贯通孔2，贯通孔2的底部设置有凸部3，凸部3的底面与主体的底部平齐，贯通孔2内连接有与贯通孔2向匹配的连接杆4。
32.主体1的内圈11上布设有多个贯通孔2，贯通孔2的数目为20个以上，具体地，贯通孔2的数目为28个。
33.连接杆4采用金属材料制成，要求为拉伸强度大于1100mpa，连接杆4与贯通孔2采用胶黏剂连接，具体地，胶黏剂为耐高温胶黏剂。
34.内圈11的内型面13上设置有密封层5，用于当接头与壳体连接时具有更优地密封性。密封层5的厚度为0.2-0.8mm。
35.碳纤维复合材料接头能够满足接头的使用工况，相比金属接头，减重效果可达到21.4％以上，由原来的螺纹孔受力转为接头主体受力，不会影响接头与连接杆的连接强度，满足接头对连接强度的要求，且凸部的设置做作为防转设计，防止连接杆在贯通孔内旋转，在另一方面主体碳纤维复合材料制成，可以保证接头的强度，同时解决接头与燃烧室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。也解决目前金属接头价格高，密度大，结构质量重，加工制造过程复杂，周期长，成本高等问题。
36.实施例2
37.本实施例提供了实施例1中固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，包括以下步骤：
38.步骤一、在成型工装6上按照主体11的外形和铺层顺序依次铺设碳纤维复合材料预浸料，每铺放4层后进行组装封袋并抽真空预压实，铺叠至主体1厚度一半时进行组装封袋并热压实，直至铺设完成；
39.在步骤一进行手工铺叠前，准备好辅助材料、碳纤维复合材料预浸料、成型工装等，辅助材料包括可剥层、无孔隔离膜、透气毡、真空袋覆盖、密封胶条等；然后清理成型工
装6的型面，并在工装型面涂刷脱模剂，施工脱模剂。使得在加工完成后，能够方便地进行脱模处理。
40.碳纤维复合材料预浸料为中复神鹰t700-12k碳纤维单向带及织物，树脂采用5110高温固化环氧树脂，碳纤维复合材料预浸料预浸料采用[0
°
/90
°
/
±
45
°
]循环分区设计铺层角度；接头的成型工装1结构见图3所示，采用手工铺放织物及单向带，
[0041]
在组装封袋时，包括以下操作：在铺叠的复合材料表面依次放置可剥层、无孔隔离膜、透气毡，然后用真空袋覆盖，在真空袋的封口处放置耐高温密封胶条，确保真空袋内的密封性。组装封袋后，形成密闭良好的真空系统。
[0042]
抽真空预压实的条件为：真空度为-0.9bar以上；热压实的条件为：抽真空-0.9bar以上，正压6-7bar，以0.5-1.5度/min升温至80
°
并维持30-60min。施加正压是通过充入n2来实现，本实施例接头内圈的厚度为33mm，通过热压实可以进一步排除预浸料内的空气，保证成型后接头的质量。
[0043]
步骤二、组装封袋，在热压罐进行第一次固化；
[0044]
在热压罐中第一次固化的条件为：真空度为-0.9bar以上，正压6-7bar，从室温采用第一升温速率升温到第一固化温度，在第一固化温度下维持40-80min，第一升温速率为0.5-1.5
°
/min，第一固化温度90-110
°
；从第一固化温度采用第二升温速率升温到第二固化温度，在第二固化温度下维持150-210min，第二升温速率为0.5-1.5
°
/min，第二固化温度180-200
°
。具体地，从室温采用1
°
/min升温到100
°
，维持60min；然后再从100
°
采用1
°
/min升温到185
°
，维持180min。在热压罐中固化完成后，采用风冷进行降温，降温速率1.5
°
/min，在降温过程中维持真空度和压力，直至降温完成后再卸压，消除加热过程中的热变形翘曲、减小内应力，消除残余应力导致的变形，保证接头的成型尺寸和质量。
[0045]
步骤三、固化完成后去除铺叠余量，并将主体1内圈11沿内型面进行修切，修切厚度为2-4mm，得到一次固化零件；
[0046]
固化完成后，将封装的真空袋和其他辅助材料取下，零件依旧保留在成型工装上，以成型工装为基准数控加工去除铺叠余量。
[0047]
步骤四、将修切后的一次固化零件置于成型工装1上，在一次固化零件内圈的内型面上放置环氧胶膜，采用碳纤维复合材料预浸料对步骤三中修切部分重新铺叠，然后在热压罐进行第二次固化；
[0048]
因接头内圈11内型面的端头斜角区域为高应力区，在成型过程中通过二次铺层设计保证接头强度。第二次固化的条件和第一次固化相同。
[0049]
步骤五、在主体1上加工贯通孔2和凸部3；然后在贯通孔2内安装连接杆4；加工至接头内表面理论外形，得到接头零件。
[0050]
在安装连接杆时，使用胶黏剂粘接连接杆4与主体1，然后固化胶黏剂，以成型工装为基准数控加工至接头内表面理论外形，得到接头零件。
[0051]
在一些实施例中，当内圈11的内型面13上设置有密封层5时，完成内表面理论外形加工后，在内型面13上涂覆密封胶，待密封胶固化后得到密封层4。为了更好的涂覆密封胶，本实施例提供了如图4所示的涂胶工装7，用于保证零件内型面涂胶后尺寸，涂胶工装7能与成型工装6配合，将成型工装6上放置在涂胶工装7上，接头零件和涂覆工装7之间会形成涂胶间隙，即可进行涂胶，通过调节涂胶工装，能实现不同厚度密封层的涂覆。
[0052]
成型后的接头需要经水压测试、无损检测，检测无缺陷后方可证明零件合格。
[0053]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头，包括主体(1)，所述主体(1)为空腔的环状结构，所述主体(1)为碳纤维复合材料制成，其特征在于，所述主体(1)的内圈(11)厚度大于外圈(12)厚度，所述主体(1)的内圈(11)上布设有多个贯通孔(2)，所述贯通孔(2)的底部设置有凸部(3)，所述凸部(3)的底面与所述主体(1)的底部平齐，所述贯通孔(2)内连接有与所述贯通孔(2)向匹配的连接杆(4)。2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头，其特征在于，所述贯通孔(2)的数目为20个以上。3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头，其特征在于，所述贯通孔(2)的数目为28个。4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头，其特征在于，所述连接杆(4)采用金属材料制成，所述连接杆(4)的拉伸强度大于1100mpa。5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头，其特征在于，所述连接杆(4)与所述贯通孔(2)采用胶黏剂连接。6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头，其特征在于，所述内圈(11)的内型面(13)上设置有密封层(5)，所述密封层(5)的厚度为0.2-0.8mm。7.一种如权利要求1-6任意一项所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，包括以下步骤：步骤一、在成型工装上按照所述主体(1)的外形和铺层顺序依次铺设碳纤维复合材料预浸料，每铺放4层后进行组装封袋并抽真空预压实，铺叠至所述主体(1)厚度一半时进行组装封袋并热压实，直至铺设完成；步骤二、组装封袋，在热压罐进行第一次固化；步骤三、固化完成后去除铺叠余量，并将所述主体(1)内圈(11)沿内型面(13)进行修切，修切厚度为2-4mm，得到一次固化零件；步骤四、将修切后的一次固化零件置于成型工装上，在一次固化零件内圈(11)的内型面(13)上放置环氧胶膜，采用碳纤维复合材料预浸料对步骤三中修切部分重新铺叠，然后在热压罐进行第二次固化；步骤五、在所述主体(1)上加工所述贯通孔(2)和所述凸部(3)；然后在所述贯通孔(2)内安装所述连接杆(4)；加工至接头内表面理论外形，得到接头零件。8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，其特征在于，抽真空预压实的条件为：真空度为-0.9bar以上；热压实的条件为：抽真空-0.9bar以上，正压6-7bar，以0.5-1.5度/min升温至80
°
并维持30-60min。9.根据权利要求7所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，其特征在于，在热压罐中第一次固化的条件为：真空度为-0.9bar以上，正压6-7bar，从室温采用第一升温速率升温到第一固化温度，在第一固化温度下维持40-80min，第一升温速率为0.5-1.5
°
/min，第一固化温度90-110
°
；从第一固化温度采用第二升温速率升温到第二固化温度，在第二固化温度下维持150-210min，第二升温速率为0.5-1.5
°
/min，第二固化温度180-200
°
。10.根据权利要求7所述的固体火箭发动机燃烧室壳体接头的成型方法，其特征在于，当内圈(11)的内型面(13)上设置有所述密封层(5)时，完成内表面理论外形加工后，在内型面(13)上涂覆密封胶，待密封胶固化后得到所述密封层(5)。

技术总结
本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头及其成型方法，接头包括主体，主体为空腔的环状结构，主体为碳纤维复合材料制成，其特征在于，主体的内圈厚度大于外圈厚度，主体的内圈上布设有多个贯通孔，贯通孔的底部设置有凸部，凸部的底面与主体的底部平齐，贯通孔内连接有与贯通孔向匹配的连接杆。采用本发明的接头，当接头与壳体连接后，由原来的螺纹孔受力转为接头主体受力，不会影响接头与连接杆的连接强度，满足接头对连接强度的要求，且凸部的设置做作为防转设计，防止连接杆在贯通孔内旋转，在另一方面主体碳纤维复合材料制成，可以保证接头的强度，同时解决接头与燃烧室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。


技术研发人员：杨自燕 尹军华 王雨 唐建明
受保护的技术使用者：成都联科航空技术有限公司
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/5/25