[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于，具体成型步骤如下：

S1：药柱固定架与芯模整体成型，根据内绝热层内型面及药柱固定架位置尺寸设计芯模成型工装，在芯模工装指定位置安装药柱固定架，然后向芯模工装中填装水溶性砂芯填料，入炉烘干，最后拆卸芯模工装，实现药柱固定架与芯模整体成型；

S2：内绝热层成型，在芯模药柱固定架表面刷涂胶粘剂，其余芯模表面成型脱模层，进行内绝热层包覆成型，然后按照一定缠绕张力进行纤维缠绕，对绝热层施加压力，提高药柱固定架与内绝热层的粘接强度，进行内绝热层预硫化，拆除纤维；

S3：燃烧室壳体成型，在内绝热层表面进行纤维缠绕，纤维缠绕达到制定厚度后，进行缠绕层固化；

S4：芯模分离，燃烧室壳体固化后，拆卸缠绕芯轴，取出砂芯模溶化，完成芯模与内绝热层分离。

2. 根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述 S2中芯模表面成型聚四氟乙烯脱模层。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2中对绝热层加压，胶粘剂界面剪切强度大于4MPa。

4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2中纤维缠绕按照张力120N进行纤维缠绕，缠绕纱宽10mm。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S2内绝热层预硫化，硫化温度为100℃，保温时间6小时，待温度降到室温后拆除纤维。

6.根据权利要求1-4任意一项所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述S3纤维采用T800碳纤维，树脂为匹配T800树脂。

7.根据权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧室药柱固定架成型方法，其特征在于：所述的纤维缠绕后固化，120℃保温6小时，150℃保温10小时，升温速率0.5℃/min。