固体火箭发动机壳体

固体火箭发动机壳体成型工艺

固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动，可靠，易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但是固体火箭发动机部件在工作中要承受高温，高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。

固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，要考虑以下几个基本原则：

(1)固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标；

(2)发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度；

(3)作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小；

(4)发动机点火工作时，壳体受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。

结构图

一、选材

1.1、增强纤维：碳纤维

固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度，比模量和断裂应变。

各种纤维相比，碳纤维具有密度小，拉伸模量和比模量大；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数小，导热率高，高温下尺寸稳定性好，不燃，分解温度高；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都比较高，不易产生静电聚集，使用温度高，不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能等优点。飞机结构材料要求轻质高强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺寸稳定，所以碳纤维是最理想的材料。

拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。

碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量

再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、第二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。

所以我们选用的是T1000碳纤维，抗拉强度6.37Gpa，抗拉模量294Gpa，断裂延伸率2.2%，密度1.8kg/m3。

1.2、树脂基体：环氧树脂

固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求有高的容器特性（PV/W)值。影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料的壳体的选择应遵循如下原则：

(1)热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于120摄氏度。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸性能和断裂伸长率的乘积-相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有如下性质：拉伸强度≥80Mpa；拉伸模量≥2800Mpa；断裂伸长率为4~8%；热变形温度＞120摄氏度。

(2)树脂体系的工艺性。

(3)原材料的来源、毒性和经济性，还应该考虑原材料的性能的已知性。

环氧树脂具有鲜明的优点和缺点。

优点：固化收缩小，随固化剂种类而异，体积收缩1%~50%。固化物机械强度高。尺寸稳定性好，粘结性好。电性能、耐腐蚀性能优良。若对树脂和固化剂进行选择，能得到耐热性好的固化物。树脂保存期长，选择固化剂和支撑B阶树脂，有良好的制预浸渍制品的特性。固化时不会像聚酯那样，容易受空气中氧的阻聚。

不含挥发性单体，配合组成时常保持稳定，缠绕特性好。

缺点：固化剂毒性太大，操作十分注意。固化时间比聚酯长，达到完全固化必须经过长时间热处理。粘度高，浸渍玻璃纤维需要一定时间。固化放热峰高。价格较贵。

所以我们最后选择了5228高韧性环氧树脂。它是专门为适应航空航天行业对复合材料高可靠、高寿命的要求，研制而成的高韧性基改性环氧树脂。具有良好的韧性和耐湿热效应，工艺性能好，耐高温。

1.3、模具材料

模具的选材方案一般来说有两种:

(1)采用易碎、易熔模具，如石膏模具、石蜡模具等。

(2)是采用钢结构，把模具几块模瓣,在缠绕固化成形后,分别把模瓣从壳体内取出。

易碎模具材料来源广泛，成本低廉，制作周期短，而钢制模具的刚度与刚度更好，有利于缠绕产品的高温固化。

本次报告中选择的是可溶性砂芯模。

芯模制作采用分段预制成型。将铸造型砂同聚乙烯醇水溶液搅拌均匀，倒入金属模具中，浇铸成型。100℃左右烘干后，从模具中取出；按照要求的尺寸对预制好的封头及筒段进行修整，并将各段装配好，各段之间用粘结剂粘结。

芯模表面处理过程为：首先对装配好

的芯模表面用砂纸打磨，去除多余物；最

后在芯模表面涂脱模剂、晾干。

绝热层包裹：将模压成型的绝热层套

在砂芯模上，用用胶黏剂将对接缝粘合起

来。

1.4、辅助材料

固化剂：选用卤代芳香胺类化合物，此类固化剂可提高环氧树脂热变形温度和耐水性，和可以降低其可燃性，并具有优良的抗压、抗弯曲和抗拉性能。

脱模剂：水性脱模剂Coating 7569，其在模具上残留极低、固化时间短。由于脱模剂中含非硅氧烷的分离剂和特殊的表面活性剂可保障出色的粘接。赋予生产的飞机部件优异的性能。

二、工艺和工艺参数

固体火箭发动机壳体复合材料所采用的成型工艺为纤维缠绕成型。所谓纤

维缠绕成型，是将浸过树脂胶液的连续纤维或不带、预浸纱按照一定规则缠绕到芯模上，然后固化、脱模，获得制品。

纤维缠绕制品的特点：

纤维缠绕成型制品具有一般复合材料制品的优点外，还具有其他成型工艺

所没有的特点：

（1）比强度高

缠绕成型复合材料所采用的增强材料是连续纤维，拉伸强度很高，由于纤

维直径很细，使得了表面的微裂纹的尺寸和数量较小，从而减少了应力集中，使得纤维具有较高的强度。此外，连续纤维特别是无捻粗纱由于没有经过纺织工序，其强度损失大大减小。

（2）避免了布纹交织点与短切纤维末端的应力集中

纤维方向的拉伸强度的大小主要是由玻璃纤维含量和纤维拉伸强度来决定的，因为在制品中，增强纤维是主要的承载物，而树脂是支撑和保护纤维，并在纤维间起着分布和传递载荷的作用。据实验测得，在纤维两端产生的拉应力为零，向纤维内部则逐渐增加，应力曲线平滑连续，而就纤维和树脂之间的剪切应力而言，纤维的两端最大，中间区域为零，显然，短切纤维端部的剪切应力集中造成纤维和树脂界面破坏的主要原因。所以采用短切纤维作增强材料的制品的强度，均低于缠绕成型制品。

（3）可使产品实现等强度结构

纤维缠绕成型工艺可使产品结构在不同方向的强度比最佳。也就是说，在

纤维缠绕结构的任何方向上，可以使设计的制品的材料强度，与该制品材料实际承受的强度基本一致，使产品实现等强度结构。例如：内牙缠绕成型的薄壁容器的环向应力是轴向应力的两倍，而无论增强材料采用玻璃纤维布还是玻璃纤维毡，制品的轴向强度均有剩余，缠绕成型的产品却可实现等强度。

纤维缠绕成型工艺按其工艺特点，通常分为三种。

干法缠绕成型

将连续的纤维粗纱浸渍树脂后，在一定的温度下烘干一定时间，除去溶剂，并使树脂胶液由A阶段转到B阶段，然后络纱制成纱锭，缠绕时将预浸纱带按给定的缠绕规律直接排布于芯模上的成型方法，称为干法缠绕成型工艺。干法缠绕成型工艺的优点是产品质量比较稳定，工艺过程易控制，劳动条件良好。缺点是缠绕设备比较复杂，投资较大。

湿法缠绕成形工艺

将连续玻璃纤维粗纱或玻璃布带浸渍树脂胶液后，直接缠绕到芯模或内衬上，然后再经固化的成型方法称为湿法缠绕成型工艺。湿法缠绕工艺设备比较简