一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法与流程

本发明属于航天领域绝热修补，具体涉及一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法。

背景技术：

1、固体火箭发动机是一种采用固体推进剂的动力的装置，其在火箭、导弹及空间飞行器中均被广泛的应用。固体火箭发动机壳体是发动机工作压强的承载部件及关键部件。绝热结构是固体火箭发动机壳体的重要组成部分，其主要通过优异的隔热性能和耐烧蚀性能来达到保护发动机壳体。

2、绝热结构一般分为前、后封头及绝热层，其中前、后封头一般采用对模模压的成型工艺制作。前、后封头制作完成后装配到石膏芯模上，然后在石膏芯模上按设计图样铺贴绝热料片。绝热层铺贴完成后在其表面进行碳纤维缠绕，随后与缠绕层一起入烘箱共固化成型。由于在固体火箭发动机壳体制作过程中受封头模压、芯模石膏质量及工人操作等因素影响，在壳体制作过程中可能出现封头绝热台阶与接头界面局部脱粘缺陷，上述绝热缺陷会影响固体火箭发动机的正常工作，需及时有效进行修补。

3、申请号为：cn201310390440.8的发明申请，公开了“一种碳/碳复合材料局部涂层缺陷修补方法”，采用热固性树脂与无机填料配制涂层修补剂涂覆涂层缺陷处，通过裂纹/孔洞填充与补强修补并扩展涂覆实现涂层裂纹缺陷的修补，使修补剂覆盖缺陷表面并渗透至缺陷内部，形成连续层，阻隔碳原子与氧原子发生氧化反应，之后在鼓风干燥箱内或通风环境中进行干燥固化，最后通过真空浸渍并干燥的方法进一步增加修补剂的厚度和致密性，该方法简单方便，易于实现，修补好的碳/碳复合材料性能质量高，在1200℃以下的氧化环境中可有效地保护该抗氧化碳/碳复合材料的局部缺陷区域不受氧化烧蚀，实现高性能抗氧化碳/碳复合材料涂层的长时间使用和重复使用。

4、申请号为：cn201910271777.4的发明申请，公开了“一种基于返回式飞船整体成型防热材料的缺陷修补方法”，一种基于返回式飞船整体成型防热材料的缺陷修补方法，(1)对返回式飞船整体成型防热材料进行探伤，确认返回式飞船整体成型防热材料上的缺陷位置范围尺寸和深度尺寸；(2)使用机械加工的方法，将缺陷位置的防热材料全部去除；(3)使用酚醛树脂对缺陷去除位置进行涂刷、固化和打磨处理；(4)制备修补填块，修补填块的尺寸依照缺陷去除位置尺寸进行加工；(5)使用粘合剂将修补填块胶接在缺陷去除位置内，完成返回式飞船整体成型防热材料的缺陷修补。

5、申请号为：cn200710091734.5的发明申请，公开了“一种缺陷修补结构及缺陷修补方法”，该修补结构具有多数层的结构，以修补具有缺陷的线路图案；其主要利用具有多数层结构的转移材料接受电磁波光源照射后产生的碰撞压力，亦即直接来自光子碰击所产生的光压，辅以电磁波能量产生打断分子键结或爆炸现象，使材料转移至羽修补的区域中。

技术实现思路

1、为解决以上问题，本发明提供了一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其技术方案具体如下：

2、一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

3、通过对涂刷于缺陷处的胶粘剂进行直接常温加压的方式完成修补；其中的加压压力可控。

4、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

5、所述的加压通过设置的加压设备完成，所述加压设备包括有：用于支撑于发动机壳体的绝缘封头内壁上的支撑构件，及与支撑构件适配、且可相对于支撑构件运动的加压构件；

6、所述支撑构件以与缺陷处相对的方向形成支撑，所述加压构件以相对于支撑构件移动的方式对缺陷处形成压力可控式加压。

7、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

8、在加压之前还进行防护处理。

9、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

10、所述防护具体为：

11、于封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷位置先覆盖一层无孔隔离薄膜进行隔离，再覆盖一层透气毡进行防护。

12、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

13、缺陷处胶粘剂的涂刷，具体为：

14、胶粘剂按照使用要求进行配制，随后用注射器对脱粘界面进行常温固化胶粘剂的注射、然后用羊毛刷进行均匀涂刷。

15、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

16、在涂刷之前，先对封头绝热台阶与接头脱粘界面进行清理，所述清理具体为：

17、用洁净的镊子配合气枪，对封头绝热台阶与接头脱粘界面内侧的颗粒物、粉末进行清理，再用乙酸乙酯或丙酮将脱粘界面清洗至少三遍，自然晾置至少5min或用热风枪将脱粘界面的清洗剂吹干。

18、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

19、于涂刷之前，通过超声波a扫描配合目测，完成缺陷位的确定；

20、于加压之后，通过超声波a扫描对修复质量进行检测。

21、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

22、所述加压构件由扭力扳手驱动、据此形成压力可控的相对移动。

23、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

24、所述支撑构件包括有下端面支撑件(1)及上端面支撑件(2)；

25、所述下端面支撑件呈弧形设置，用于与绝缘封头的内壁形成适配式贴合；

26、所述上端面支撑件呈平面设置，于上端面支撑件上设有开孔(3)，加压构件通过所述开孔形成相对于支撑构件的移动。

27、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

28、所述加压构件包括有螺纹杆(4)及设于螺纹杆端部、用于与待修补处贴合的加压端面(5)。

29、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

30、所述的下端面支撑件与上端面支撑件为一体设置。

31、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

32、于上端面支撑件与下端面支撑件之间、上端面支撑件向下端面支撑件正投影的方向上，对称设有加强筋(6)。

33、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

34、于开孔(3)处设有螺母(7)。

35、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

36、所述开孔的孔径与螺母的内径一致。

37、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

38、所述加压构件包括有螺纹杆(4)及设于螺纹杆端部、用于与待修补处贴合的加压端面(5)；

39、所述加压端面呈弧形设置，

40、所述下端面支撑件的弧面大于加压端面的弧面。

41、根据本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，其特征在于：

42、所述加压端面以可覆盖待修补处为限的多尺寸、可更换式设置。

43、本发明的一种固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的修补方法，修补方法简单实用，加压方便，压力可控，成本低，脱粘界面修补效果好，可广泛应用于固体火箭发动机壳体封头绝热台阶与接头界面脱粘缺陷的缺陷修补；由于改变了加压方式，压力可以保证，所以省却了硫化工序，简化了修补步骤。