[实用新型]鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具

说明书

本实用新型涉及一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，由壳体、芯轴、框、支撑机构和封头定位装置构成，所述的芯轴为分段式，仅设置在壳体封头两端；所述的框设置有多个，每个框相互平行且结构相同，框缘条与壳体固定；壳体通过封头定位装置固定；支撑机构连接壳体和芯轴，仅设置在壳体封头两端。本实用新型应用于机械成型，实现了超大型火箭燃烧室外壳或其他筒体结构的成型，首次突破世界超大型火箭燃烧室外壳一体成型技术。模具精度高，取消了模具与产品间柔性层，实现净尺寸成型；并且此实用新型结构简单、装拆方便、连接可靠、刚度大、变形小、重量轻和成本低。

技术领域

本实用新型涉及航天产业技术领域，具体的说，是一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具。

背景技术

随着航天产业的高速发展，对火箭的运载能力需求越来越高，降低重量、提高容积成为火箭发动机壳体的主要方向。高性能碳纤维复合材料作为一种新型火箭发动机壳体制造材料，在等强度的条件下，重量是金属材料的三分之一到二分之一，超大型碳纤维复合材料火箭发动机壳体(直径超过4米，长度超过20米)目前在全世界范围内尚无一体成型技术，若研制成功，不仅可以大幅度降低发射成本，而且可以有效提高发射行程，具有很大的经济和战略意义。产品制造的核心是缠绕成型模具的设计和制备。模具要有足够的强度和刚度，能够承受制品成型加工过程中施加于成型模具的各种载荷，如自重、制品重、缠绕张力、固化应力、二次加工时的切削力等；能够承受制品固化时的热应力、热变形，且变形量符合设计要求；要有良好的工艺性，充分考虑超大尺寸的模具零件制造、安装和拆卸可行性；还要有良好的可维护性，即制品固化后，从开口处能将芯模拆散取出，具有重复使用性能。目前缠绕成型模具大多用于中小型筒体缠绕成型，成型直径一般小于2米、长度小于10米。如果将现有的缠绕模具结构形式应用于超大尺寸筒体缠绕成型，模具会由于强度和刚度的不足、自身重量太大而在使用过程中出现严重变形，这样会不符合产品的精度要求，甚至不利于产品成型、影响模具的后续使用。

基于此，做出本申请案。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具。用于超大型火箭发动机燃烧室壳体或其他筒体结构成型。缠绕模具各种工况下挠度控制在万分之5以内，重量在100吨以内。

本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：

一种鸟笼式火箭发动机壳体缠绕成型模具，由壳体，芯轴，框、支撑机构和封头定位装置构成，芯轴通过螺栓固定在壳体封头的两端；框的缘条通过螺钉与壳体固定，壳体和芯轴通过支撑机构进行连接，壳体通过螺栓与封头定位装置进行固定。

所述的芯轴为分段式，仅设置在壳体封头两端；所述的框设置有多个，每个框相互平行且结构相同，框缘条与壳体固定；壳体通过封头定位装置固定。

进一步的，作为优选：

所述的芯轴为分段式结构，仅设置在壳体两端。两端直径不同，一端内径超过1.2米，可作为维护通道，供操作者出入。

所述的支撑机构仅设置在壳体封头两端，模具中段无任何轴向支撑。

所述的芯轴为阶梯型管状结构。设置的阶梯台阶是根据强度计算分析合理设置各段厚度分布，达到最优的结构重量。

所述的框为分瓣式结构。针对大尺寸零件合理分瓣，既可以降低零件加工变形的风险，又方便制造，节约生产成本。

所述的壳体为分瓣式格栅中空结构。可最大限度的减少支撑结构，并且满足结构强度刚度的要求。

所述的封头定位装置为圆形法兰盘，焊接在芯轴上。

所述的壳体尺寸为产品净尺寸。