一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法与流程

1.本发明属于航天设备技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机因结构简单、工作可靠、贮存方便、启动迅速等优点被广泛应用于航空航天各个领域。近年来，随导弹武器技术指标不断攀升，发动机轻量化设计要求越来越高。随着复合材料技术的发展，复合材料壳体已经广泛应用于固体战略导弹中，然而由于其成本较高、抗热载荷性能较差，一直并未在战术武器中大量使用。如何实现固体火箭发动机壳体的轻质化、低成本化一直是固发领域不断追求的目标。
3.传统固体火箭发动机金属壳体重量较大，无法有效提升发动机质量比。复合材料壳体比强度较高，可以有效提高发动机质量比，然而其成本较高、高温性能下降较快限制了其使用范围。因此，需要开发设计基于固体火箭发动机的在不损失强度的情况下减重增程和满足热防护需求的新型复合材料壳体技术。


技术实现要素：

4.本发明为解决公知技术中存在的技术问题而提供一种结构设计合理、实现轻量化设计并具备一定的防热功能以实现结构防热一体化设计的固体火箭发动机的复合材料壳体，其生产成本不显著增加的同时全面提升固体火箭发动机性能。
5.本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种固体火箭发动机的复合材料壳体包括由金属材质的前封头和前裙构成的前部壳体、由金属材质的后封头和后裙构成的后部壳体，前封头与前裙之间焊接连接，后封头与后裙之间焊接连接，在前部壳体与后部壳体之间设有金属材质的直筒段壳体，直筒段壳体的前端与前封头的后端焊接连接，直筒段壳体的后端与后封头的前端焊接固定；在直筒段壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成的缠绕壳体且缠绕壳体的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体之间、直筒段壳体与后部壳体之间的壳体焊缝。
6.优选地：前封头一体冲压成型，前裙为筒形结构，前裙套设在前封头的外侧并且在接触位置环向焊接固定。
7.优选地：后封头一体冲压成型，后裙为筒形结构，后裙套设在后封头的外侧并且在接触位置环向焊接固定。
8.优选地：在复合材料壳体的外部粘接固定有多个电缆支座，在复合材料壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成支座缠绕层，支座缠绕层的两端分别延伸至前封头与前裙的结合位置以及后封头与后裙的结合位置。
9.本发明的另一个目的是提供一种固体火箭发动机的复合材料壳体的成型方法。
10.本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种固体火箭发动机的复合材料壳体的成型方法包括以下步骤，s1、分体加工得到前封头、前裙、后封头、后
裙及直筒段壳体；s2、将前封头与前裙焊接形成前部壳体，将后封头与后裙焊接形成后部壳体；s3、将前部壳体与直筒段壳体、直筒段壳体与后部壳体焊接连接，形成完整的金属壳体；s4、制作高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，在直筒段壳体的外侧采用层合板环向缠绕、固化后形成缠绕壳体，缠绕壳体的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体之间、直筒段壳体与后部壳体之间的壳体焊缝，缠绕壳体与金属壳体共同构成复合材料壳体。
11.优选地：形成复合材料壳体之后，在壳体上的预设位置粘接固定安装多个电缆支座，在复合材料壳体的外表面环向缠绕高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，形成支座缠绕层。
12.本发明的优点和积极效果是：本发明提供了一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法，与现有的固体火箭发动机的壳体结构及成型方法相比，本发明中的复合材料壳体采用金属内壳、环缠碳纤维外壳的方案，实现了金属内层与复材环缠壳体共同承载，等强度设计。本发明的复合材料壳体既满足发动机内压承载需求，又实现高温下热防护需求，复合材料壳体的刚度满足全弹载荷需求。本发明中的复合材料壳体有效降低了复材壳体的材料费、制造以及加工成本，由于自身具备良好的防热能力，抗热载荷性能较强，因此应用本复合材料壳体后固体火箭发动机可以去除原有的外防热结构方案，能够进一步降低固体火箭的构建成本。本发明的复合材料壳体及其成型方法，在生产成本不显著增加的同时能够全面提升固体火箭发动机的性能。
附图说明
13.图1是本发明的主视结构示意图；图2是本发明中前部舱段的局部剖视结构示意图；图3是本发明中后部舱段的局部剖视结构示意图；图4是本发明中成型方法的流程框图。
14.图中：1、前封头；2、前裙；3、直筒段壳体；4、后裙；5、后封头；6、缠绕壳体；7、支座缠绕层；8、电缆支座；9、壳体焊缝。
具体实施方式
15.为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹举以下实施例详细说明。
16.请参见图1、图2和图3，本发明的固体火箭发动机的复合材料壳体包括由金属材质的前封头1和前裙2构成的前部壳体、由金属材质的后封头5和后裙4构成的后部壳体，前封头1与前裙2之间焊接连接，后封头5与后裙4之间焊接连接。
17.如图中所示，本实施例中，前封头1一体冲压成型，前裙2为筒形结构，前裙2套设在前封头1的外侧并且在接触位置环向焊接固定。后封头5一体冲压成型，后裙4为筒形结构，后裙4套设在后封头5的外侧并且在接触位置环向焊接固定。
18.在前部壳体与后部壳体之间设有金属材质的直筒段壳体3。
19.直筒段壳体3的前端与前封头1的后端焊接连接，直筒段壳体3的后端与后封头5的前端焊接固定，如图2和图3中所示，在直筒段壳体3与前封头1之间形成壳体焊缝9，在直筒
段壳体3与后封头5之间形成壳体焊缝9。
20.前部壳体、直筒段壳体3和后部壳体三者共同构成了完整的金属壳体，固体火箭发动机的燃料添加到金属壳体的内部。
21.在直筒段壳体3的外侧设有碳纤维材质的缠绕壳体6且缠绕壳体6的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体3之间、直筒段壳体3与后部壳体之间的壳体焊缝9。缠绕壳体6与前述金属壳体共同构成了复合材料壳体。
22.缠绕壳体6采用如下方式构建：采用碳纤维材料和耐高温改性树脂制作高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，采用前述层合板在直筒段壳体3的外侧环形缠绕形成缠绕壳体6。
23.本发明实现火箭发动机壳体的轻量化的设计原理为：固体火箭发动机壳体承载特点为，环向应力为轴向应力的两倍，本发明中通过合理设计金属壳体和复材壳体的厚度，实现轴向和环向等强度设计，最大限度地发挥材料的有效强度，实现壳体的轻量化设计，具体地，本发明中的火箭发动机壳体其直筒段壳体3的厚度相较于两端的金属壳体厚度更薄，在直筒段壳体3的外部采用缠绕壳体6进行补强，提升复合材料壳体中部的强度；其次，采用耐高温改性酚醛树脂代替普通环氧树脂，可提高复合材料壳体外抗高温的性能，实现结构防热一体化设计。
24.在复合材料壳体的外部粘接固定有多个电缆支座8，在复合材料壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成支座缠绕层7，支座缠绕层7的两端分别延伸至前封头1与前裙2的结合位置以及后封头5与后裙4的结合位置。多个电缆支座8用于固定连接火箭发动机的电缆使用。
25.前述固体火箭发动机的复合材料壳体的成型方法包括以下步骤：s1、分体加工得到前封头1、前裙2、后封头5、后裙4及直筒段壳体3，其中前封头1和后封头5两者各自冲压成型，其中前封头1与后封头5两者的壁厚相等，前封头1与后封头5两者的壁厚等于直筒段壳体3壁厚的两倍。
26.s2、将前封头1与前裙2焊接形成前部壳体，将后封头5与后裙4焊接形成后部壳体，具体地，将筒形的前裙2套设在前封头1的外侧并对结合部位进行连续焊接，将筒形的后裙4套设在后封头5的外侧并对结合部位进行连续焊接。
27.s3、将前部壳体与直筒段壳体3、直筒段壳体3与后部壳体焊接连接，形成完整的金属壳体，在前部壳体与直筒段壳体3之间、直筒段壳体3与后部壳体之间形成壳体焊缝9。
28.如图中所示，前封头1的内径尺寸与直筒段壳体3的内径尺寸相等，后封头5的内径尺寸与直筒段壳体3的内径尺寸相等，这样对三者焊接拼接形成金属壳体之后，可以看到金属壳体的中部也就是直筒段壳体3的外侧由于各段的壁厚不同而形成了凹陷。
29.s4、制作高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，在直筒段壳体3的外侧采用层合板环向缠绕、固化后形成缠绕壳体6，缠绕壳体6的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体3之间、直筒段壳体3与后部壳体之间的壳体焊缝9，缠绕壳体6与金属壳体共同构成复合材料壳体。
30.如图中所示，缠绕壳体6位于金属壳体中部的前述凹陷内，并且完全填充该凹陷，从得到的复合材料壳体的外部来看，缠绕壳体6令复合材料壳体的外表面平整。
31.本实施例中，形成复合材料壳体之后，在壳体上的预设位置粘接固定安装多个电
缆支座8，在复合材料壳体的外表面环向缠绕高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，形成支座缠绕层7，设置电缆支座8用于布置固体火箭发动机的电缆。

技术特征：
1.一种固体火箭发动机的复合材料壳体，其特征是：包括由金属材质的前封头（1）和前裙（2）构成的前部壳体、由金属材质的后封头（5）和后裙（4）构成的后部壳体，前封头（1）与前裙（2）之间焊接连接，后封头（5）与后裙（4）之间焊接连接，在前部壳体与后部壳体之间设有金属材质的直筒段壳体（3），直筒段壳体（3）的前端与前封头（1）的后端焊接连接，直筒段壳体（3）的后端与后封头（5）的前端焊接固定；在直筒段壳体（3）的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成的缠绕壳体（6）且缠绕壳体（6）的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体（3）之间、直筒段壳体（3）与后部壳体之间的壳体焊缝（9）。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机的复合材料壳体，其特征是：前封头（1）一体冲压成型，前裙（2）为筒形结构，前裙（2）套设在前封头（1）的外侧并且在接触位置环向焊接固定。3.如权利要求2所述的固体火箭发动机的复合材料壳体，其特征是：后封头（5）一体冲压成型，后裙（4）为筒形结构，后裙（4）套设在后封头（5）的外侧并且在接触位置环向焊接固定。4.如权利要求3所述的固体火箭发动机的复合材料壳体，其特征是：在复合材料壳体的外部粘接固定有多个电缆支座（8），在复合材料壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成支座缠绕层（7），支座缠绕层（7）的两端分别延伸至前封头（1）与前裙（2）的结合位置以及后封头（5）与后裙（4）的结合位置。5.如权利要求1至4任一项所述的固体火箭发动机的复合材料壳体的成型方法，其特征是：包括以下步骤，s1、分体加工得到前封头（1）、前裙（2）、后封头（5）、后裙（4）及直筒段壳体（3）；s2、将前封头（1）与前裙（2）焊接形成前部壳体，将后封头（5）与后裙（4）焊接形成后部壳体；s3、将前部壳体与直筒段壳体（3）、直筒段壳体（3）与后部壳体焊接连接，形成完整的金属壳体；s4、制作高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，在直筒段壳体（3）的外侧采用层合板环向缠绕、固化后形成缠绕壳体（6），缠绕壳体（6）的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体（3）之间、直筒段壳体（3）与后部壳体之间的壳体焊缝（9），缠绕壳体（6）与金属壳体共同构成复合材料壳体。6.如权利要求5所述的固体火箭发动机的复合材料壳体的成型方法，其特征是：形成复合材料壳体之后，在壳体上的预设位置粘接固定安装多个电缆支座（8），在复合材料壳体的外表面环向缠绕高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板，形成支座缠绕层（7）。

技术总结
本发明涉及一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法。包括由金属材质的前封头和前裙构成的前部壳体、由金属材质的后封头和后裙构成的后部壳体，前封头与前裙焊接连接，后封头与后裙焊接连接，在前部壳体与后部壳体之间设有金属材质的直筒段壳体，直筒段壳体的前端与前封头的后端焊接连接，直筒段壳体的后端与后封头的前端焊接固定；在直筒段壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成的缠绕壳体且缠绕壳体的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体之间、直筒段壳体与后部壳体之间的壳体焊缝。本发明实现了火箭发动机壳体的轻量化设计并具备一定的防热功能，其生产成本不显著增加的同时全面提升固体火箭发动机性能。升固体火箭发动机性能。升固体火箭发动机性能。


技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：陕西凌空科技有限公司
技术研发日：2023.02.22
技术公布日：2023/6/7