固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法与流程

[0001]本发明涉及碳纤维复合材料固体火箭发动机壳体制造技术的技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法。背景技术：[0002]固体火箭发动机装药量大、结构简单、机动性和可靠性高、生存能力强，是大型固体运载火箭的主要动力装置。固体火箭发动机壳体是推进剂药柱存储和燃烧的场所，工作时需承受高温、高压、高速及特种化学气氛下各种复杂载荷的作用，必须使用高性能结构材料制造。采用碳纤维增强热塑性复合材料可实现发动机壳体高效可靠制造，并进一步降低生产成本和发动机消极质量，提高发动机质量比和综合性能。[0003]随着世界航天技术的发展，固体火箭发动机直径和长度进一步增加，对发动机壳体成型工艺与成型装备提出了新的挑战，传统的碳纤维复合材料壳体前后封头段与筒身段同时整体固化成型，固化周期长、生产效率低、壳体不同部位质量一致性差，难以满足目前大型固体火箭发动机性能需求。采用分段设计制造和连接成型工艺可实现大型固体火箭发动机壳体高效制造，降低成型难度和对工艺装备的要求。[0004]目前国内发动机壳体分段制造焊接成型工艺多用于中小型金属固体火箭发动机，大型复合材料发动机壳体分段成型多采用金属连接件、销钉结构连接，这种设计增大了发动机消极质量、破坏了连接部位纤维的连续性，使得纤维开孔部位在全封堵内压情况下易出现应力集中而发生低压破坏，难以满足大直径发动机高压工作条件下连接结构的可靠性。技术实现要素：[0005]本发明的目的在于克服上述背景技术的不足，提供一种固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，该方法可以实现分段式复合材料壳体高效可靠稳定高精度连接，能有效简化壳体生产工艺、降低生产成本和结构质量，提高连接结构在发动机工作载荷下的稳定性和可靠性，提升壳体装药空间和承压能力。[0006]为实现上述目的，本发明所设计的一种固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，包括如下步骤：[0007]1)芯模准备：按设计要求分别制作壳体前封头金属芯模、壳体筒身段金属芯模和壳体后封头金属芯模，壳体筒身段芯模两端面与壳体前、后封头连接端面预留相互配合的分段壳体搭接结构；在各段芯模的外表面涂刷一层复配石膏，固化后进行机加以保证芯模各分段的配合尺寸，最后在芯模内表面安装程序控温的芯模电加热带；[0008]2)绝热层制作：将制备好的各段芯模吊装在数控缠绕机上，在芯模表面粘贴一层脱模布并压实，然后在脱模布表面涂刷一层胶粘剂，将裁好的三元乙丙生片铺放于芯模表面并压实，三元乙丙生片之间搭接宽度不超过1mm；其中壳体前后封头绝热层分别由壳体前接头和壳体后接头铺放至k面，壳体筒身段绝热层在k-k面之间铺满芯模表面，绝热层铺放45°/-45°/90°交替铺放2个循环共14层；壳体筒身段预制件缠绕层的铺放过程具体为：先按+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°交替铺放7层完成k-k面铺放，再按+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°交替铺放2个循环共14层完成p-p面铺放，铺放角度为预浸带与芯模轴线的夹角，铺放预浸带允许搭接距离小于0.5mm。[0016]进一步地，在所述步骤3)中，铺放过程采用光纤激光器加热，输出功率为2-4kw，采用红外热像仪控制铺放温度在380℃-400℃，纱带初始预张力80n，按每铺放2层减2n张力完成各分段预制件所有预浸带铺放，压辊压力为200-220n，铺放速度为4m/min，芯模转速为10r/min。[0017]进一步地，在所述步骤4)中，采用320目砂纸分别打磨壳体前后封头缠绕层外表面、壳体筒身段缠绕层外表面及分段壳体搭接结构的内表面，打磨过程不损伤碳纤维且复合层表面均匀起毛，对光检测不反光，打磨完成后采用乙酸乙酯清洗壳体表面碎屑并晾干。[0018]进一步地，在所述步骤5)中，光纤激光器输出功率为2-4kw，光斑摆动扫描速度为80mm/s，光斑间距为5.5mm-6mm，光斑直径为5mm-10mm，焊接预紧力为150n，焊接温度通过红外热像仪测试并控制在380℃-400℃。[0019]进一步地，在所述步骤6)中，预浸带铺放时按+45°/90°/90°/-45°/90°交替铺放5层，循环4次共铺放20层预浸带，铺放角度为预浸带与芯模轴线的夹角，铺放预浸带允许搭接距离不超过0.5mm。[0020]进一步地，在所述步骤6)中，热塑性预浸料采用国产t800碳纤维增强聚醚醚酮树脂(cf/peek)，预浸料幅宽为3.2mm、厚度为0.15mm、树脂含量为33wt.％，树脂典型结晶度为37％、玻璃化转变温度tg为157℃、熔点tm为368℃。[0021]再进一步地，在所述步骤6)中，铺放过程通过纱带张力和压辊压力对预浸带压紧固定，纱带初始张力60n，按每铺放2层减2n张力完成20层预浸带铺放，压辊压力为200-220n。[0022]更进一步地，在所述步骤6)中，铺放过程采用光纤激光器加热，激光器输出功率为2-4kw，采用红外热像仪控制铺放温度在380℃-400℃，铺放速度为4m/min，芯模转速为10r/min；铺放完成后，继续保持芯模以10r/min的转速在290℃-300℃加热温度下1h，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至80℃以下拆除工装与芯模。[0023]与现有技术相比，本发明具有如下优点：[0024]其一，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，采用分段式碳纤维复合材料壳体前后封头预制件与筒身段预制件的激光摆动焊接连接工艺和壳体外层纤维缠绕补强工艺有效解决了分段式复合材料壳体连接效率低、结构质量大、可靠性低、各分段工作载荷下变形协调和密封性差等问题；焊接接头结构可靠、焊接精度高、工艺简单、无需金属紧固件连接，有效减小了发动机的惰性质量和生产成本，提高了壳体的装药和承压能力。本发明保证了分段式复合材料壳体高效可靠稳定连接，又能满足壳体在工作载荷下结构稳定性和可靠性的要求。[0025]其二，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，根据发动机壳体及分段连接部位各种载荷设计激光焊接成型，使壳体前后封头预制件与壳体筒身段预制件分别通过激光焊接和外层缠绕补强实现内复合层连接及发动机壳体整体成型，从而实现分段式复合材料壳体高效可靠连接并进一步降低生产成本、减小发动机惰性质量，同时提高生产效率和装药空间。[0026]其三，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，采用激光焊接分段组装技术无需金属紧固件连接，工艺简单无污染，生产成本低，有效避免了传统金属连接机构结构质量大、连接部位受压变形协调不一致、复合材料电偶腐蚀等问题，提高了发动机工作载荷下的稳定性和可靠性，增加了发动机装药空间，壳体承压能力比传统金属件连接分段式复合材料发动机明显提高。[0027]其四，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，采用热塑性线材激光焊接技术能量和功率密度高，焊接速度快，焊接部位热输入集中、热变形和热影响区小，焊接接头质量与精度高。[0028]其五，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法可以实现分段式复合材料壳体高效可靠稳定高精度连接，能有效简化壳体生产工艺、降低生产成本和结构质量，提高连接结构在发动机工作载荷下的稳定性和可靠性，提升壳体装药空间和承压能力。[0029]其六，本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法设计结构的可靠性和加工工艺性已经过验证，先后通过了水压气密试验、轴压试验等多项地面静力试验考核，焊接接头结构可靠、性能稳定，满足设计工况下壳体结构稳定性和可靠性要求。附图说明[0030]图1为一种分段式复合材料壳体各分段及激光焊接结构示意图；[0031]图2为图1中a处放大图；[0032]图3为图1中b处放大图；[0033]图4为图1中c处放大图；[0034]图5为一种分段式复合材料壳体整体结构示意图；[0035]图6为图5中d处放大图。[0036]图中：分段壳体搭接结构1、壳体前后封头绝热层2、壳体前接头3、壳体后接头4、壳体筒身段绝热层5、壳体前后封头预制件缠绕层6、壳体筒身段预制件缠绕层7、壳体前后封头缠绕层外表面8、壳体筒身段缠绕层外表面9、环向透明玻璃钢压紧工装10、激光光束11、预紧力12、芯模电加热带13、壳体补强缠绕层14。具体实施方式[0037]下面结合实施案例详细说明本发明的实施情况，但它们并不构成对本发明的限定，仅作举例而已。同时通过说明本发明的优点将变得更加清楚和容易理解。[0038]本发明的固体火箭发动机分段式复合材料壳体激光焊接成型方法，按芯模准备、绝热层制作、分段预制件制作、预制件表面处理、分段预制件激光焊接组装、壳体外层补强工艺流程进行制作，其具体包括如下步骤：[0039]1)芯模准备：按设计要求分别制作壳体前封头金属芯模、壳体筒身段金属芯模和壳体后封头金属芯模，壳体筒身段芯模两端面与壳体前、后封头连接端面预留相互配合的分段壳体搭接结构1；在各段芯模的外表面涂刷一层复配石膏，固化后进行机加以保证芯模各分段的配合尺寸，要求芯模表面无孔洞、裂纹等缺陷，最后在芯模内表面安装程序控温的芯模电加热带13。[0040]2)绝热层制作：将制备好的各段芯模吊装在数控缠绕机上，在芯模表面粘贴一层脱模布并压实，然后在脱模布表面涂刷一层jb-ae系列胶粘剂，将裁好的三元乙丙生片(厚度为1.6mm)铺放于芯模表面并压实，三元乙丙生片之间搭接宽度不超过1mm；其中，壳体前后封头绝热层2分别由壳体前接头3和壳体后接头4铺放至k面，壳体筒身段绝热层5在k-k面之间铺满芯模表面。绝热层铺放完成后在绝热层表面纵向缠绕两层玻璃纤维，以1-2℃/min升温速率按90℃/2.5h→125℃/2h→150℃/5h在固化炉进行固化，固化完成后自然冷却至室温并拆除加压玻璃纤维。[0041]3)分段预制件制作：将带有绝热层的缠绕芯模吊装于数控缠绕机上，采用角磨机和砂纸打磨绝热层表面，要求打磨后的绝热表面均匀起毛且对光检测不反光；打磨完成后采用乙酸乙酯清洗芯模表面碎屑，晾干后打开芯模电加热带开关，控制芯模表面温度为290℃-300℃，缠绕机以6r/min转速旋转30min-50min预热；将预浸料卷固定在装纱轴上并用螺母固定，纱带依次通过磁粉制动器、张力控制系统、压力辊铺放在芯模表面。其中预浸料为国产t800碳纤维增强聚醚醚酮树脂(cf/peek)，预浸料幅宽3.2mm、厚度0.15mm、树脂含量40wt.％，peek树脂典型结晶度37％、玻璃化转变温度tg157℃、熔点tm368℃；芯模预热完成后在芯模表面铺放预浸带，先在绝热层表面均匀涂刷一层环氧类高温胶粘剂并晾干，然后壳体前后封头预制件缠绕层6先分别由壳体前接头3和壳体后接头4铺放至k面，铺放时采用+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°共交替铺放7层，再继续由前后接头铺放至p面，按+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°交替铺放2个循环共14层；壳体筒身段预制件缠绕层7先按+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°交替铺放7层完成k-k面铺放，再按+45°/+45°/90°/90°/-45°/-45°/90°交替铺放2个循环共14层完成p-p面铺放，铺放角度为预浸带与芯模轴线的夹角，铺放预浸带允许搭接距离小于0.5mm；铺放过程采用光纤激光器加热，输出功率为2-4kw，采用红外热像仪控制铺放温度在380℃-400℃，纱带初始预张力80n，按每铺放2层减2n张力完成各分段预制件所有预浸带铺放，压辊压力为200-220n，铺放速度为4m/min，芯模转速为10r/min；铺放完成后，继续保持芯模在290℃-300℃加热温度下30min-50min，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至80℃以下脱模；最后对成型后的分段预制件进行机加工，保证壳体前后封头预制件与壳体筒身段预制件的尺寸配合。[0042]4)预制件表面处理：将机加工后的壳体分段预制件吊装在数控缠绕机上，采用320目砂纸分别打磨壳体前后封头缠绕层外表面8、壳体筒身段缠绕层外表面9及分段壳体搭接结构1的内表面，要求打磨过程不得损伤碳纤维且复合层表面均匀起毛，对光检测不反光，打磨完成后采用乙酸乙酯清洗壳体表面碎屑并晾干。[0043]5)分段预制件激光焊接组装：在各个分段壳体搭接结构1的内表面均匀涂刷一层环氧类高温粘接剂，然后在支撑工装作用下装配到位并在分段壳体搭接部位外表面装配环向透明玻璃钢压紧工装10；将组装壳体吊装在数控缠绕机上，开启芯模电加热带加热芯模温度至290℃-300℃，然后通过环向透明玻璃钢压紧工装10对分段壳体搭接位置施加预紧力12，激光光束通过环向透明玻璃钢压紧工装10到达壳体缠绕层表面并传热到焊接位置将缠绕层完全焊透；打开光纤激光器预热30min-50min，然后激光光束11在焊接区域往复摆动非连续扫描直至分段壳体搭接部位全部焊透，形成“l”型焊缝；其中光纤激光器输出功率为2-4kw、光斑摆动扫描速度为80mm/s、光斑间距为5.5mm-6mm、光斑直径为5mm-10mm、焊接预紧力为150n、焊接温度通过红外热像仪测试并控制在380℃-400℃。焊接完成后关闭激光器，保持芯模温度290℃-300℃持续30min-50min，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至室温，形成内复合层激光焊接壳体。[0044]6)壳体外层补强：将内复合层激光焊接壳体吊装于数控缠绕机上，解除“l”型焊缝预紧力及压紧工装；打开芯模电加热带开关，缠绕机以6r/min转速旋转30min预热，保持芯模表面温度为290℃-300℃；将热塑性预浸料国产t800碳纤维增强聚醚醚酮树脂预浸料卷固定在装纱轴上并用螺母固定，纱带依次通过磁粉制动器、张力控制系统、压力辊铺放在内复合层表面，补强层预浸带幅宽为3.2mm、厚度为0.15mm、树脂含量为33wt.％、预浸带所用碳纤维和树脂与步骤3)分段预制件制作所用碳纤维和树脂相同；在打磨后的壳体前后封头缠绕层外表面8和壳体筒身段缠绕层外表面9均匀涂刷两层环氧类高温胶粘剂并晾干，壳体补强缠绕层14由预浸带在壳体前接头3与壳体后接头4之间往复铺放而成，铺放时按+45°/90°/90°/-45°/90°交替铺放5层，如此循环4次共铺放20层预浸带，铺放角度为预浸带与芯模轴线的夹角，铺放预浸带允许搭接距离不超过0.5mm；铺放过程通过纱带张力和压辊压力对预浸带压紧固定，纱带初始张力60n，按每铺放2层减2n张力完成20层预浸带铺放，压辊压力为200-220n；铺放过程采用光纤激光器加热，激光器输出功率为2-4kw，采用红外热像仪控制铺放温度在380℃-400℃，铺放速度为4m/min，芯模转速为10r/min；铺放完成后，继续保持芯模以10r/min的转速在290℃-300℃加热温度下1h，然后关闭芯模电加热带并自然冷却至80℃以下拆除工装与芯模；对最终成型的激光焊接壳体进行dr无损检测以确定焊接接头及预浸带铺放区域结构的连续性，焊接区域和复合材料层间不允许有连续孔洞，焊接区允许脱粘面积不大于1％。[0045]本发明所采用的分段式复合材料壳体激光焊接成型工艺已成功应用于型号产品，设计结构的可靠性和加工工艺性已经过验证，先后通过了水压气密试验、轴压试验等多项地面静力试验考核，焊接接头结构可靠、性能稳定，满足设计工况下壳体结构稳定性和可靠性要求。[0046]以上，仅为本发明的具体实施方式，应当指出，任何熟悉本领域的技术人员在本发明所揭示的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内，其余未详细说明的为现有技术。