本發(fā)明涉及無封頭殼體纖維纏繞工藝及連接技術(shù)，具體涉及一種大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)及殼體纏繞方法。

背景技術(shù)：

纖維纏繞制品的連接在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中占有重要地位。事實(shí)表明，合理的連接設(shè)計(jì)不但能夠滿足使用要求，減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，而且可以延長結(jié)構(gòu)的使用壽命。纖維纏繞法是生產(chǎn)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料火箭發(fā)動機(jī)殼體理想的工藝方法。殼體一般為兩端帶有球、橢球或等張力平衡型封頭的圓柱殼體，不僅適于纖維纏繞成型也有利于金屬接頭的包纏連接。而無封頭殼體的纖維纏繞與連接，則是復(fù)合材料殼體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和成型工藝的瓶頸技術(shù)。該類構(gòu)件在承受內(nèi)壓和附加外力彎矩等載荷作用下，通常會使纏繞殼體與金屬接頭連接部位這一薄弱環(huán)節(jié)首先產(chǎn)生破壞而失效。

目前國內(nèi)分段殼體連接技術(shù)多用于金屬發(fā)動機(jī)殼體，復(fù)合材料分段殼體技術(shù)研究鮮有報(bào)道，該技術(shù)在國內(nèi)屬于較新領(lǐng)域。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)及殼體纏繞方法，該結(jié)構(gòu)和方法能使大型分段復(fù)合材料殼體高穩(wěn)定性連接、高自動化纏繞成型。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開的一種大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)，它包括左段火箭發(fā)動機(jī)殼體、右段火箭發(fā)動機(jī)殼體、安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體左端的左段發(fā)動機(jī)殼體封頭、安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體右端的左連接件、安裝在右段火箭發(fā)動機(jī)殼體右端的右段發(fā)動機(jī)殼體封頭、安裝在右段火箭發(fā)動機(jī)殼體左端的右連接件，其特征在于：所述左段火箭發(fā)動機(jī)殼體和右段火箭發(fā)動機(jī)殼體通過左連接件和右連接件固定連接，所述左段火箭發(fā)動機(jī)殼體外側(cè)壁的右端沿周向安裝有一圈第一纖維纏繞掛樁，右段火箭發(fā)動機(jī)殼體外側(cè)壁的左端沿周向也安裝有一圈第二纖維纏繞掛樁，通過纖維在每個第一纖維纏繞掛樁和左段發(fā)動機(jī)殼體封頭之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第一螺旋傾斜纏繞層，第一螺旋傾斜纏繞層將左段火箭發(fā)動機(jī)殼體包裹，通過纖維在第一螺旋傾斜纏繞層外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第一環(huán)向纏繞層，通過纖維在每個第二纖維纏繞掛樁和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第二螺旋傾斜纏繞層，第二螺旋傾斜纏繞層將右段火箭發(fā)動機(jī)殼體包裹，通過纖維在第二螺旋傾斜纏繞層外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第二環(huán)向纏繞層。

一種上述大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)中火箭發(fā)動機(jī)殼體的纏繞方法，其特征在于，它包括如下步驟：

步驟1：將左段發(fā)動機(jī)殼體封頭、左段火箭發(fā)動機(jī)殼體和左連接件分別安裝到芯模上，將左段發(fā)動機(jī)殼體封頭和左連接件安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體兩端；

步驟2：通過纖維在每個第一纖維纏繞掛樁和左段發(fā)動機(jī)殼體封頭之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第一螺旋傾斜纏繞層，第一螺旋傾斜纏繞層將左段火箭發(fā)動機(jī)殼體包裹，通過纖維在第一螺旋傾斜纏繞層外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第一環(huán)向纏繞層；

步驟3：對步驟2得到的纏繞了第一螺旋傾斜纏繞層和第一環(huán)向纏繞層的左段火箭發(fā)動機(jī)殼體進(jìn)行加熱固化，固化完成后進(jìn)行脫模完成左段復(fù)合材料殼體。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明有效解決了復(fù)合材料膠接連接傳遞載荷小，強(qiáng)度分散性大，抗剝離能力差和復(fù)合材料機(jī)械連接的應(yīng)力集中，連接效率低等問題；掛樁纏繞成型實(shí)現(xiàn)了連續(xù)纖維的小角度纏繞成型而不滑線，又可對連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行有效連接。本發(fā)明保證了各段復(fù)合材料的穩(wěn)定、可靠連接，又能夠滿足殼體強(qiáng)度、剛度的承載需要，同時提供更大的軸向拉緊力，結(jié)構(gòu)受載分布更均勻。

附圖說明

圖1為本發(fā)明中左段火箭發(fā)動機(jī)殼體與右段火箭發(fā)動機(jī)殼體的連接結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明中左段火箭發(fā)動機(jī)殼體纏繞過程的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明中右段火箭發(fā)動機(jī)殼體纏繞過程的結(jié)構(gòu)示意圖。

其中，1—芯模、2—左段發(fā)動機(jī)殼體封頭、3—第一螺旋傾斜纏繞層、3.1—第二螺旋傾斜纏繞層、4—第一纖維纏繞掛樁、4.1—第二纖維纏繞掛樁、5—左連接件、6—右連接件、7—左段火箭發(fā)動機(jī)殼體、8—U型連接環(huán)、8.1—伸出部、9—第二銷釘、10—蓋板、11—第一銷釘、12—環(huán)形連接凸起、12.1—凹槽、13—密封圈、14—右段火箭發(fā)動機(jī)殼體、15—右段發(fā)動機(jī)殼體封頭、16—第一環(huán)向纏繞層、16.1—第二環(huán)向纏繞層、17—銷孔。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明：

本發(fā)明所設(shè)計(jì)的大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)，如圖1～3所示，它包括左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7、右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14、安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7左端的左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2、安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7右端的左連接件5、安裝在右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14右端的右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15、安裝在右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14左端的右連接件6，所述左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7和右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14通過左連接件5和右連接件6固定連接，所述左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7外側(cè)壁的右端沿周向安裝有一圈第一纖維纏繞掛樁4(相鄰兩個第一纖維纏繞掛樁4之間的間距相等)，右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14外側(cè)壁的左端沿周向也安裝有一圈第二纖維纏繞掛樁4.1(相鄰兩個第二纖維纏繞掛樁4.1之間的間距相等)，通過纖維在每個第一纖維纏繞掛樁4和左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第一螺旋傾斜纏繞層3，第一螺旋傾斜纏繞層3將左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7包裹，通過纖維在第一螺旋傾斜纏繞層3外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第一環(huán)向纏繞層16，通過纖維在每個第二纖維纏繞掛樁4.1和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第二螺旋傾斜纏繞層3.1，第二螺旋傾斜纏繞層3.1將右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14包裹，通過纖維在第二螺旋傾斜纏繞層3.1外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第二環(huán)向纏繞層16.1。

上述技術(shù)方案中，所述左連接件5的連接端設(shè)有U型連接環(huán)8，右連接件6的連接端設(shè)有環(huán)形連接凸起12，所述環(huán)形連接凸起12嵌入U(xiǎn)型連接環(huán)8的U型開口內(nèi)，所述U型連接環(huán)8的兩側(cè)壁和環(huán)形連接凸起12上均開設(shè)有對應(yīng)的銷孔17，U型連接環(huán)8兩側(cè)壁和環(huán)形連接凸起12的銷孔17中插入第一銷釘11。所述U型連接環(huán)8中內(nèi)側(cè)的側(cè)壁設(shè)有伸出部8.1，所述環(huán)形連接凸起12設(shè)有與伸出部8.1對應(yīng)的凹槽12.1，所述伸出部8.1嵌入凹槽12.1中，所述伸出部8.1與凹槽12.1之間設(shè)有密封圈13。所述U型連接環(huán)8上通過第二銷釘9安裝用于將第一銷釘11頂部蓋住的蓋板10。上述結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)能提高分段殼體的連接強(qiáng)度及滿足殼體密封要求，提高殼體的連接穩(wěn)定性。

上述技術(shù)方案中，所述第一螺旋傾斜纏繞層3和第二螺旋傾斜纏繞層3.1均有16層螺旋纏繞層，所述第一螺旋傾斜纏繞層3和第二螺旋傾斜纏繞層3.1的厚度相等且厚度范圍在2.9mm～3.1mm。

上述技術(shù)方案中，所述第一環(huán)向纏繞層16和第二環(huán)向纏繞層16.1均有7層,第一環(huán)向纏繞層16和第二環(huán)向纏繞層16.1的厚度相等且厚度范圍在4.0～4.5mm。

上述技術(shù)方案中，所述第一螺旋傾斜纏繞層3和第二螺旋傾斜纏繞層3.1中傾斜段纖維相對于左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7軸線的夾角相等，且夾角范圍為16.7°～17.5°。

上述技術(shù)方案中，對于纏繞殼體，本發(fā)明采用螺旋+環(huán)向的纏繞方式進(jìn)行，設(shè)計(jì)主要基于網(wǎng)格理論進(jìn)行計(jì)算。

1、纏繞角計(jì)算

為保證在纏繞過程中纖維在封頭上的穩(wěn)定性，筒體的纏繞采用非測定線纏繞角設(shè)計(jì)，但設(shè)計(jì)時其實(shí)際纏繞角不能夠偏離左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15測定線纏繞角的±8°，左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2的測地線纏繞角的計(jì)算按公式(1)進(jìn)行：

式中：r₀₁為左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2極孔的半徑，r₀₁等于176mm；R為火箭發(fā)動機(jī)殼體的半徑，左右兩個殼體的半徑均為1100mm；

右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15測地線纏繞角計(jì)算按公式(2)進(jìn)行：

r₀₂為右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15極孔的半徑，r₀₂等于446mm。

為保證左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15在纏繞過程中均不會滑線，火箭發(fā)動機(jī)殼體的纏繞角通常采用左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15赤道線處測定線纏繞角之和的平均值進(jìn)行，則其實(shí)際纏繞角為

該纏繞角與左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2和右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15的測地線纏繞角差值均在8°之內(nèi)，纏繞過程中不會出現(xiàn)滑線現(xiàn)象。以上纏繞角為計(jì)算值，實(shí)際纏繞時根據(jù)線型的纏繞的滑線、擴(kuò)孔、切點(diǎn)等實(shí)際情況允許有細(xì)微的變化，本筒體實(shí)際的纏繞角取值在16.7°～17.5°之間。

上述技術(shù)方案中，第一螺旋傾斜纏繞層3和第二螺旋傾斜纏繞層3.1的厚度根據(jù)公式(4)進(jìn)行計(jì)算：

式中：[σ_fb]為纖維束紗強(qiáng)度，取值為4200MPa；P_b為殼體設(shè)計(jì)爆破壓力，取值為11.5MPa；k為纖維強(qiáng)度發(fā)揮系數(shù)，取值為0.75；k_α為螺旋纏繞應(yīng)力平衡系數(shù)，取值為0.75。

計(jì)算可得第一螺旋傾斜纏繞層3和第二螺旋傾斜纏繞層3.1的厚度t_α＝2.92mm；

纏繞參數(shù)確定如下：纏繞纖維紗合股數(shù)為N＝10股；螺旋纏繞紗帶寬度b＝23mm；環(huán)向紗帶寬度b′＝27mm；

單股紗片截面積：

②單層纖維紗帶厚度

平面紗帶厚度h_α＝0.4444/2.3＝0.193mm

環(huán)向紗帶厚度h_θ＝0.4444/2.7＝0.164mm

則筒體螺旋纏繞層數(shù)計(jì)算

因每個循環(huán)螺旋纏繞為2層，螺旋纏繞的層數(shù)為偶數(shù)，因此，螺旋纏繞層數(shù)整偶數(shù)為16層，則螺旋纏繞的實(shí)際厚度為0.193×16＝3.1mm。

環(huán)向纏繞纖維厚度根據(jù)公式(5)進(jìn)行計(jì)算：

計(jì)算可得t_β＝3.83mm，筒體的環(huán)向纏繞層數(shù)為：

考慮到安全系數(shù)，取26層，則環(huán)向向纏繞的實(shí)際厚度為

0.164×26＝4.3mm；

筒體筒段纖維的總厚度為3.1+4.3＝7.4mm

由于纏繞纖維體積含量通常在58％～65％之間，根據(jù)以往的經(jīng)驗(yàn)此處取60％，則纏繞層的總厚度為

爆破壓強(qiáng)預(yù)估

(1)筒體螺旋爆破強(qiáng)度按公式(6)進(jìn)行預(yù)估

(2)筒體環(huán)向爆破強(qiáng)度按公式(7)進(jìn)行預(yù)估

其爆破壓強(qiáng)取兩者最小值，則筒體的爆破壓強(qiáng)為12.1Mpa，滿足爆破壓強(qiáng)大于11.5Mpa的設(shè)計(jì)要求。

一種上述大型分段復(fù)合材料殼體連接結(jié)構(gòu)中火箭發(fā)動機(jī)殼體的纏繞方法，其特征在于，它包括如下步驟：

步驟1：將左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2、左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7和左連接件5分別安裝到芯模1上，將左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2和左連接件5安裝在左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7兩端；

步驟2：通過纖維在每個第一纖維纏繞掛樁4和左段發(fā)動機(jī)殼體封頭2之間進(jìn)行螺旋纏繞形成第一螺旋傾斜纏繞層3，第一螺旋傾斜纏繞層3將左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7包裹，通過纖維在第一螺旋傾斜纏繞層3外表面進(jìn)行環(huán)向纏繞形成第一環(huán)向纏繞層16；

步驟3：對步驟2得到的纏繞了第一螺旋傾斜纏繞層3和第一環(huán)向纏繞層16的左段火箭發(fā)動機(jī)殼體7進(jìn)行加熱固化，固化完成后進(jìn)行脫模完成左段復(fù)合材料殼體。

步驟4：根據(jù)步驟1～3的方法將右段火箭發(fā)動機(jī)殼體14、右段發(fā)動機(jī)殼體封頭15和右連接件6在芯模1上進(jìn)行安裝，并完成第二螺旋傾斜纏繞層3.1和第二環(huán)向纏繞層16.1的纏繞，最后加熱固化并脫模完成右段復(fù)合材料殼體。

上述技術(shù)方案中，所述加熱固化過程為三段式加熱固化過程，其中，第一段為95℃的溫度下加熱固化3小時，第二段為125℃的溫度下加熱固化2小時，第三段為150℃的溫度下加熱固化6小時。

本說明書未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。