一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法

摘要

本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法，先提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；然后在拼装壳体表面形成绝热气囊；再在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；向绝热气囊内充气至指定气压后开启稳压装置，在绝热气囊表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；最后移除芯轴和拼装壳体。本发明以绝热气囊为缠绕芯模进行纤维缠绕，纤维层固化后缠绕芯模作为燃烧室壳体的绝热结构，无需脱出，与纤维层一起形成燃烧室壳体，节省了芯模成本。该绝热气囊在缠绕成型和高温固化过程中可保持气压稳定，避免了受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求的问题。