固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法

摘要

本发明公开了一种固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法，确定缺陷区域和深度‑根据缺陷区域来判定绝热层开口位置‑对位于缺陷区域的绝热层进行开口‑检查两个开口与缺陷区域是否贯通‑向缺陷区域内进行注胶修补，注胶的过程中进行擀压操作使胶液完全充满缺陷区域‑待注胶完成后取下抽气管，对整个修补区域制作真空袋抽真空，并对修补区域使用撑具工装进行加压‑固化、拆除撑具，对绝热层的凹坑进行修复。采用注胶的方式进行修补，最大限度减小了修补对绝热层表面的损伤，同时可应用于复合层界面缺陷的修补，解决了因壳体内表面缺陷造成的壳体报废无法使用的问题，操作简单、操作风险低，对工人技能水平要求低，对缺陷修复率达100％。

说明书

技术领域

本发明属于复合材料修补技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法。

背景技术

随着复合材料的兴起，具有更高比强度和比刚度的复合材料逐渐在替代传统的钢、铝合金和钛合金，其中明显表现在纤维缠绕复合材料发动机壳体的应用当中。绝热层是置于推进剂与发动机壳体之间的保护层，其主要功用是保护发动机壳体免受推进剂燃烧时高温燃气的冲刷，使得发动机能够正常工作。除此之外，对于自由装填式装药还能够起到缓冲的作用，降低自由装填装药与壳体之间的碰撞，缓冲应力传递的作用。大型纤维缠绕固体火箭发动机制作一般采用石膏芯模，芯模骨架采用金属骨架与芯轴相连。由于壳体本身长径比较大，芯轴的挠度也较大，对于芯模骨架本身强度要求极高。但是不可避免的是芯模骨架长期使用后，型板发生变形甚至螺纹松动导致芯模塌陷，致使绝热层表面出现鼓包和虚空的现象。纤维缠绕复合材料壳体若出现局部鼓包缺陷，会引起纤维缠绕复合材料壳体脱粘现象的出现。这些鼓包缺陷若不进行修复处理，将会严重影响整个纤维缠绕复合材料发动机壳体/绝热层/衬层/推进剂结构的完整性，在发动机工作过程中局部过热或被燃烧产物冲刷，使燃烧室壳体发生瞬间失强、穿火等而爆炸解体，导致发动机试车或飞行试验失败。

现在对于鼓包和虚空的修补方法主要有热补和冷补两种方案，热补是将缺陷位置挖掉，使用未硫化胶片粘贴后局部加热加压硫化进行修补；冷补则将修补位置挖开对虚空脱粘位置进行打磨刷胶粘接，将挖开胶片复位的修补方法。两种方法由于需要将绝热层挖开，操作起来均有一定的风险，而且对绝热层本身可靠性具有一定影响，而且热补过程中需要对局部进行加热，复合层强度也会因为受热而减弱。

发明内容

本发明的目的就是针对现有技术的缺陷，提供一种对复合层、绝热层损伤小的固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法，操作简单、修复可靠性高。

为实现上述目的，本发明所设计的固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法如下：

1)确定缺陷区域和深度

2)根据缺陷区域来判定绝热层开口位置

3)对位于缺陷区域的绝热层进行开口

确定了开口位置之后，将两个开口位置处的绝热层挖开露出缺陷区域所处界面从而形成两个凹坑，并在缺陷区域所处界面开一个直径小于5mm的小孔，且周向位置高的开口为出气口，周向位置低的开口为进液口；

4)检查两个开口与缺陷区域是否贯通

5)向缺陷区域内进行注胶修补，注胶的过程中进行擀压操作使胶液完全充满缺陷区域

6)待注胶完成后取下抽气管，对整个修补区域制作真空袋，抽真空，并对修补区域使用撑具工装进行加压

7)固化、拆除撑具，使用冷粘修补的方法对绝热层的两个凹坑进行修复。

进一步地，所述步骤1)的具体过程为：

通过超声波C扫确定缺陷区域及缺陷大小，通过DR检测缺陷区域的缺陷深度以及所处界面。

进一步地，所述步骤2)的具体过程为：

如果缺陷形状不规则，选择对角线最长的两个位置作为开口位置；如果鼓包间隙大小不一致，选择间隙最大的两个对角点作为开口位置；如果以上都无法判定，则选择周向间距最大的两个对角点作为开口位置。

进一步地，所述步骤3)中，若缺陷区域在复合层与复合层层间，将两个开口位置处的绝热层挖开直至露出复合层界面从而形成两个凹坑，则根据DR检测深度，在位于缺陷区域位置处的复合层纤维扎出一个直径1～2mm小孔。

进一步地，所述步骤4)的具体过程为：

出气口与抽气管的一端相连并用密封胶带密封，抽气管一端制作斜坡口，且边缘修圆盖在出气口上方；抽气管的另一端与真空泵相连，管路中间安装一个截流瓶，使用真空泵进行抽气，测试进液口是否有负压；或者抽气管的另一端与压缩空气相连，测试进液口是否有气体流出；若有负压或气流，则说明两个开口与缺陷区域形成了通路，否则检查挖开位置深度及位置是否与缺陷区域检测位置一致，或者将开口大小进行扩大，以方便气流进出。

进一步地，所述步骤5)的具体过程为：

使用注射器向进液口内注射低温固化树脂胶，注胶过程中使用擀子将低温固化树脂胶从进液口向出气口擀压，直至出气口处有树脂溢出，再使用擀子将低温固化树脂胶沿两个开口对角线向缺陷区域剩余部位擀压，从而保证胶液渗透到全部脱粘区域。

进一步地，所述步骤6)中，撑具包括撑杆、位于撑杆一端的活动垫板及位于撑杆另一端的固定垫板，活动垫板包括套置在撑杆一端部的固定板及T型板，T型板的竖直套筒插入撑杆内，螺钉穿过固定板直至与T型板的横板固定连接，且固定板和T型板横板的外表面均为与壳体型面一致的弧形面，T型板的横板支撑在修补区域表面处，固定板支撑在壳体内壁，T型板的横板通过调节螺钉对修补区域加压。

进一步地，所述步骤7)中，低温固化胶的固化温度为50℃～60℃、固化时间10～13h。

进一步地，所述步骤7)中，两个凹坑修复的具体过程为：

对两个凹坑进行打磨使凹坑边缘与周围匀滑过渡，裁剪多张胶片，每张胶片边缘倒圆角制作坡口，倒圆角可以避免胶片表面应力集中使修补后位置出现翘边的现象；使用胶粘剂将胶片粘接在凹坑内直至填满凹坑与凹坑周边区域平齐；然后对粘接位置进行真空加压、固化。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、本发明通过采用注胶的方式进行修补，最大限度减小了修补对绝热层表面的损伤，同时可应用于复合层界面缺陷的修补，解决了因壳体内表面缺陷造成的壳体报废无法使用的问题；与传统的修补方法相比，该方法修补周期较短，尤其针对大面积鼓包，可一次性进行修复；本发明修补方法操作简单、操作风险低，对工人技能水平要求低，对缺陷修复率可达100％；

2、本发明采用的是低温固化树脂胶，避免了二次加热对复合材料体系强度的破坏；修补加压采用撑具加压，能够保证脱粘界面的粘接质量。

附图说明

图1为发明开口位置示意图；

图2为发明注胶修补示意图；

图3为发明撑具结构示意图。

其中，缺陷区域1、出气口2、进液口3、复合层4、绝热层5、小孔6、抽气管7、撑杆8、固定板9、T型板10、螺钉11固定垫板12。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

固体火箭发动机纤维缠绕壳体层间分层的修补方法，具体过程如下：

1)确定缺陷区域1和深度

通过超声波C扫或者进入壳体内部人工按压的方式确定缺陷区域及缺陷大小，通过X光DR检测缺陷区域的缺陷深度以及所处界面；

2)根据缺陷区域来判定绝热层开口位置

如果缺陷形状不规则，优先选择对角线最长的两个位置作为开口位置；如果鼓包间隙大小不一致，优先选择间隙最大的两个对角点作为开口位置；如果以上都无法判定，则优先选择周向间距最大的两个对角点作为开口位置；其目的是为了保证胶液可以顺利通过缺陷区域并且能将其中空气全部排尽，使胶液充满整个缺陷区域；

3)对位于缺陷区域的绝热层进行开口

确定了开口位置之后，将两个开口位置处的绝热层5挖开露出缺陷区域所处界面从而形成两个凹坑，并在缺陷区域所处界面开一个直径小于5mm的小孔，开口过大会加大后续对绝热表面修补的难度；周向位置高的开口为出气口2，周向位置低的开口为进液口3，如图1所示；

如果鼓包区域在复合层4与复合层4层间，将两个开口位置处的绝热层挖开直至露出复合层界面从而形成两个凹坑，则根据DR检测深度，在位于缺陷区域位置处的复合层纤维用钢针扎出一个小孔6，直径1～2mm，尽量小的下孔可以最大程度保留绝热层和复合层本身的完整性，对绝热层的抗烧蚀性以及复合层的强度影响最小；

4)检查两个开口与缺陷区域是否贯通

结合图2所示，出气口5与抽气管7的一端相连并用密封胶带密封，抽气管一端制作斜坡口，且边缘修圆盖在出气口上方；

抽气管的另一端与真空泵相连，管路中间安装一个截流瓶，使用真空泵进行抽气，测试进液口是否有负压；或者抽气管的另一端与压缩空气相连，测试进液口是否有气体流出；若有负压或气流，则说明两个开口与缺陷区域形成了通路，可进行后续操作，否则需要检查挖开位置深度及位置是否与缺陷区域检测位置一致，或者需要将开口大小进行扩大，以方便气流进出；

5)向缺陷区域内进行注胶修补，注胶的过程中进行擀压操作使胶液完全充满缺陷区域

使用注射器向进液口内注射低温固化树脂胶(该树脂为北京化工大学生产的型号为JBCR00树脂)，注胶过程中使用擀子将低温固化树脂胶从进液口向出气口擀压，直至出气口处有树脂溢出，再使用擀子将低温固化树脂胶沿两个开口对角线向缺陷区域剩余部位擀压，从而保证胶液渗透到全部脱粘区域；

6)待注胶完成后取下抽气管，对整个修补区域制作真空袋，抽真空；

7)对修补区域使用撑具工装进行加压，确保鼓起的绝热层恢复到所需位置，同时保证修补区域的粘接质量完好

如图3所示，撑具包括撑杆8、位于撑杆8一端的活动垫板及位于撑杆另一端的固定垫板12，活动垫板包括套置在撑杆8一端部的固定板9及T型板10，T型板10的竖直套筒插入撑杆8内，螺钉11穿过固定板9直至与T型板9的横板固定连接，且固定板和T型板横板的外表面均为与壳体型面一致的弧形面，T型板的横板支撑在修补区域表面处，固定板支撑在壳体内壁，T型板的横板通过调节螺钉对修补区域加压，螺钉的旋紧力矩为20N·m，该旋紧力矩大小既可以满足将缺陷复位的压力要求，又对壳体本身强度和结构完整性没有影响；

8)固化

低温固化胶的固化温度为50℃～60℃、固化时间10～13h，低温固化，避免了二次加热对复合材料体系强度的破坏；

9)拆除撑具，使用冷粘修补的方法对绝热层的两个凹坑进行修复

对两个凹坑进行打磨使凹坑边缘与周围匀滑过渡，裁剪多张胶片，每张胶片边缘倒圆角制作坡口，倒圆角可以避免胶片表面应力集中使修补后位置出现翘边的现象；使用威固90胶粘剂将胶片粘接在凹坑内直至填满凹坑与凹坑周边区域平齐；然后对粘接位置进行真空加压，常温24h固化或者入炉60℃、6h固化(由于是低温固化剂，因此，可以将整个壳体放入炉中固化)，另外，也可以采用步骤7)中的撑具进行加压。

本发明通过采用注胶的方式进行修补，最大限度减小了修补对绝热层表面的损伤，同时可应用于复合层界面缺陷的修补，解决了因壳体内表面缺陷造成的壳体报废无法使用的问题；与传统的修补方法相比，该方法修补周期较短，尤其针对大面积鼓包，可一次性进行修复；本发明修补方法操作简单、操作风险低，对工人技能水平要求低，对缺陷修复率可达100％；

同时，本发明采用的是低温固化树脂胶，避免了二次加热对复合材料体系强度的破坏；修补加压采用撑具加压，能够保证脱粘界面的粘接质量。

实施例

某型号固体火箭发动机壳体为纤维缠绕复合材料壳体，其绝热层为三元乙丙橡胶材料，其2.5mm厚绝热层表面出现了面积为800mm×300mm的鼓包缺陷，缺陷深度为3.0mm，处于复合层间，如果使用现有修补方案，则需将绝热层大面积挖开，受限于单次修补绝热层厚度以及单词修补面积影响，修补周期较长，不能满足交付节点，而且强行挖开，会损伤复合层与绝热层之间的界面以及表层纤维，会对壳体本身强度造成影响。本发明的修补方法如下

1)通过超声波C扫或DR检测，确定缺陷区域和缺陷深度；

2)使用刀片在缺陷区域两端挖开两个直径3mm的凹坑直至露出复合层界面，如图1所示在每个凹坑内用钢针斜着扎入复合层界面直至伸入脱粘位置层间形成开口，且周向位置高的开口为出气口，周向位置低的开口为进液口；

3)出气口与抽气管的一端相连并用密封胶带密封，抽气管一端制作斜坡口，且边缘修圆盖在出气口上方；抽气管的另一端通过截流瓶与真空泵相连对出液口进行抽气，测试进液口是否有负压，若有负压，则说明两个开口与缺陷区域形成了通路，可进行后续操作，否则需要检查挖开位置深度及位置是否与缺陷区域检测位置一致，或者需要将开口大小进行扩大，以方便气流进出；

4)使用注射器向进液口内注射低温固化树脂胶(该树脂为北京化工大学生成的型号为JBCR00树脂)，注胶过程中使用擀子将低温固化树脂胶从进液口向出气口擀压，直至出气口处有树脂溢出，再使用擀子将低温固化树脂胶沿两个开口对角线向缺陷区域剩余部位擀压，从而保证胶液渗透到全部脱粘区域；

5)待注胶完成后取下抽气管，对整个修补区域制作真空袋，抽真空；

6)对修补区域使用撑具工装进行加压，确保鼓起的绝热层恢复到所需位置，同时保证修补区域的粘接质量完好

7)固化

低温固化胶的固化温度为60℃、固化时间13h；

8)拆除撑具，对两个凹坑进行打磨使凹坑边缘与周围匀滑过渡，裁剪多张胶片，每张胶片边缘倒圆角制作坡口，倒圆角可以避免胶片表面应力集中使修补后位置出现翘边的现象；使用威固90胶粘剂将胶片粘接在凹坑内直至填满凹坑与凹坑周边区域平齐；然后对粘接位置进行真空加压，常温24h固化或者入炉60℃、6h固化。