CN104648696A - 航天用金属推进剂贮箱及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天用金属推进剂贮箱，包括壳体1和金属膜片2，壳体包括气路接嘴3、上半球4、连接环5、下半球6和液路接嘴7，上半球4和下半球6通过连接环5连接，气路接嘴3与上半球4连接，液路接嘴7与下半球6连接，金属膜片2与连接环5对接；其中壳体1整体采用牌号为5B70的铝镁钪合金材质；金属膜片2采用纯铝材质。同时提供了上述金属推进剂贮箱的制备方法。本发明解决了推进剂贮箱质量大、结构效率低的问题，实现推进剂贮箱的轻质化设计，有效的降低了贮箱本身重量，大大降低了运载器的发射成本。

Description

航天用金属推进剂贮箱及其制造方法

技术领域

本发明涉及航天压力容器技术领域，具体地，涉及一种航天用金属推进剂贮箱及其制造方法。

背景技术

推进剂贮箱是一种带液体管理装置的中低压压力容器，针对液体姿控动力系统设计。该种产品的关键问题是：一方面是要具备在空间微重力条件下对液体进行有效管理的能力(气液隔离)；另一方面是要能够承受火箭发射、空间飞行过程的力学环境、热环境考核。

常用的推进剂贮箱管理装置有表面张力，金属膜片和非金属隔膜等。国内外战略战术导弹型号和空间飞行器大量选用金属膜片贮箱作为其推进系统的贮箱。金属膜片贮箱的主要特点是利用金属膜片对推进剂进行主动管理：一方面，在挤压气体作用下，膜片紧贴液面，消除了推进剂的晃动，设计方案保证贮箱加注介质的晃动力满足要求；另一方面利用金属膜片将气液物理隔缘，确保向发动机输出不夹气的推进剂。该种金属膜片与贮箱壳体连接采用焊接形式，保证推进剂密封贮存性能满足要求。

目前国内铝合金金属膜片贮箱壳体均采用铝合金5A06制造，随着推进系统技术的发展，对贮箱的重量指标要求越来越高，传统的铝合金(如5A06)已不能满足贮箱的轻质化设计要求，采用新材料是解决贮箱轻质化设计的路径之一。

欧洲公开号EP0941925A2的发明专利公开了一种推进剂贮箱，但是该发明仅是给出了金属膜片贮箱的基本构型，未能解决产品的轻质化设计问题。

中国专利公开号CN102275067的发明专利公开了一种航天器燃料用半球形金属贮箱的加工制备方法，该方法给出了钛材料金属膜片的制造方法，容易控制质量，但是，该方法采用纯钛薄板作为制备材料，造价高。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供一种采用牌号为5B70的铝镁钪合金材料作为壳体的航天用金属推进剂贮箱及其制造方法。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种航天用金属推进剂贮箱，包括壳体1和金属膜片2，所述壳体1包括气路接嘴3、上半球4、连接环5、下半球6和液路接嘴7，所述气路接嘴3和上半球4连接，所述下半球6和液路接嘴7连接，所述上半球4和下半球6通过连接环5连接，所述金属膜片2与连接环5对接，所述壳体1整体采用铝镁钪合金材料，所述金属膜片2采用纯铝材料。

优选地，所述金属膜片2与所述连接环5异种金属之间采用氩弧焊焊接连接。

优选地，所述壳体1的厚度T1为1.5～1.9mm，壳体1的内径D1为550～630mm；所述上半球4、连接环5和下半球6依次焊接连接，所述气路接嘴3和上半球4之间以及液路接嘴7和下半球6之间均采用焊接连接，各个焊接连接的对接处壁厚T2为2～3.8mm。

优选地，所述气路接嘴3设有两个相互垂直的螺纹接口，其中，竖直方向的螺纹接口为测试用接口，水平方向的螺纹接口为气腔增压口，两个螺纹接口的内径D2均为16～20mm。

优选地，所述金属膜片2的厚度变化范围为1.0～2.8mm，厚度公差要求为±0.05mm，所述金属膜片2内径D3为530～600mm。

优选地，所述连接环5上设有安装孔，所述安装孔的孔径D4为6.3～6.7mm。

优选地，所述连接环5的数量为12个。

根据本发明的另一个方面，提供了一种上述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，包括以下步骤：

步骤1：采用铝镁钪合金分别加工上半球4、下半球6、连接环5、气路接嘴3和液路接嘴7；采用纯铝加工金属膜片2；

步骤2：将金属膜片2与连接环5异种金属焊接连接；

步骤3：将气路接嘴3、上半球4、液路接嘴7、下半球6和连接环5进行装配、合拢焊接。

优选地，所述步骤1中，上半球和下半球分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金板材旋压成形，铝镁钪合金板材的供货状态为14mm厚的H112状态，旋压成形后通过180℃、2h的低温热处理消除残余应力；连接环采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻锻环H112状态机加成形；气路接嘴和液路接嘴分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻件H112状态机加成形；

金属膜片采用纯铝板材拉伸成形，拉伸后通过数控机床对金属膜片的内型面进行加工，然后以金属膜片的内型面为基准，对金属膜片的外型面进行机加工，加工的同时对金属膜片的厚度进行监测。

优选地，所述步骤2中，金属膜片与连接环之间的异种金属焊接采用牌号为5B71的φ1.6mm高强度焊丝焊接，焊接电流为30～65A，通入纯度大于等于99.99％的氩气保护气，送气速度为7～10L/min。

优选地，所述步骤3中，合拢焊接过程中控制铝镁钪合金原材料中的氢含量小于等于0.25ml/100g，采用牌号为5B71的φ1.6mm高强度焊丝焊接，焊接电流为100～150A，通入纯度大于等于99.99％的氩气保护气，送气速度为7～10L/min。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、采用铝镁钪合金5B70作为贮箱的客体材料，解决了产品的轻质化设计问题，结构重量仅为较常规铝合金金属膜片贮箱的73％；

2、上半球和下半球均采用铝镁钪合金5B70厚板旋压成形，旋压成形工艺简单、可靠，提高了成形后的材料性能；

3、针对铝镁钪合金与纯铝之间的异种金属焊接，突破了铝镁钪合金及与纯铝的焊接工艺，焊接接头系数达0.8以上；

4金属膜片采用了纯铝的加工工艺，较好的保证了金属膜片的厚度公差，提高了金属膜片的压差性能。

5、采用本发明提供的航天用金属推进剂贮箱，解决了现有金属膜片贮箱质量大，结构效率低的问题，解决了将铝镁钪合金5B70应用于金属膜片贮箱领域的技术问题，实现金属膜片贮箱轻质化设计，通过采用金属膜片成形新工艺，提高了压差性能指标，突破了铝镁钪合金及与纯铝的焊接技术，成功将铝镁钪合金5B70应用于金属膜片贮箱，提高了贮箱的性能指标。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明航天用金属推进剂贮箱的结构示意图；

图2为本发明航天用金属推进剂贮箱的结构参数图；

图中：1为壳体，2为金属膜片，3为气路接嘴，4为上半球，5为连接环，6为下半球，7为液路接嘴，T1为壳体的厚度，D1为壳体的内径，T2为上半球和下半球对接处壁厚，D2为气路接嘴两个螺纹接口的内经，D3为金属膜片的内径，D4为安装孔的孔径。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

请同时参阅图1至图2。

本实施例提供了一种采用牌号为5B70铝镁钪合金的航天用金属推进剂贮箱，包括壳体1和金属膜片2，壳体1包括气路接嘴3、上半球4、连接环5、下半球6和液路接嘴7，上半球4和下半球6通过连接环5连接，气路接嘴3与上半球4连接，液路接嘴7与下半球6连接，金属膜片2与连接环5对接。

壳体1整体采用牌号为5B70铝镁钪合金材质；金属膜片2采用纯铝材质。

进一步地，纯铝的金属膜片2与铝镁钪合金的连接环5之间采用氩弧焊进行异种金属焊接连接。

进一步地，壳体1采用牌号为5B70的铝镁钪合金材质，所述壳体1的厚度T1为1.5～1.9mm，壳体1的内径D1为550～630mm。所述上半球4、连接环5和下半球6依次焊接连接，所述气路接嘴3和上半球4、液路接嘴7和下半球6均采用焊接连接，对接处壁厚T2为2～3.8mm。

进一步地，气路接嘴3有2个相互垂直的M27螺纹接口，竖直的接口为工艺接口，水平的接口为气腔增压口，其内径D2均为16～20mm。

进一步地，金属膜片2厚度变化范围为1.0～2.8mm，厚度公差要求±0.05mm，所述金属膜片2内径D3为530～600mm。

进一步地，航天用金属推进剂贮箱的安装方式为通过所述连接环5作为支耳连接，连接环数量12个，连接环上设有安装孔，安装孔的孔径D4为6.3～6.7mm。

本实施例提供的航天用金属推进剂贮箱，其制造方法，包括以下步骤：

步骤1：采用铝镁钪合金制造加工壳体1；采用纯铝制造加工金属膜片2；

步骤2：金属膜片2与连接环5异种金属焊接连接；

步骤3：将壳体1的各部件进行装配、合拢焊接。

进一步地，步骤1中，上半球和下半球采用铝镁钪合金5B70板材成型，原材料板材为14mm厚的H112状态，通过旋压成形，旋压成形后通过180℃、2h的低温热处理消除残余应力，旋压成形后的上、下半球材料的屈服强度提高了30％～40％，抗拉强度提高了4％～10％；连接环采用铝镁钪合金5B70模锻锻环H112状态机加成形；气路接嘴和液路接嘴采用铝镁钪合金5B70模锻件H112状态机加成形。

金属膜片采用纯铝板材拉伸成形，拉伸后通过数控机床对内型面进行加工，更换专用工装以膜片内型面为基准，对外型面进行机加工，边加工边对膜片厚度进行监测，最终膜片壁厚公差为±0.05mm。

进一步地，步骤2中，纯铝与铝镁钪合金焊接采用φ1.6mm高强度焊丝5B71，焊接电流大小为30～65A，通入纯度不低于99.99％氩气保护气，送气速度7～10L/min。

进一步地，步骤3中，控制铝镁钪合金5B70原材料中的氢含量不大于0.25ml/100g，采用φ1.6mm高强度焊丝5B71，焊接电流大小为100～150A，通入纯度不低于99.99％氩气保护气，送气速度7～10L/min。

下面结合附图对本实施例作进一步描述。

如图1所示，本实施例提供的航天用金属推进剂贮箱，包括壳体1和金属膜片2。

壳体包括气路接嘴3、上半球4、连接环5、下半球6和液路接嘴7，上半球4和下半球6通过连接环5连接，气路接嘴3与上半球4连接，液路接嘴7与下半球6连接，金属膜片2与连接环5对接。

纯铝的金属膜片2与铝镁钪合金5B70的连接环5采用氩弧焊进行异种金属焊接连接。

壳体1采用铝镁钪合金5B70制成，所述壳体1的厚度T1为1.5～1.9mm，壳体1的内径D1为550～630mm。所述上半球4、连接环5和下半球6依次焊接连接，所述气路接嘴3和上半球4，及液路接嘴7和下半球6均采用焊接连接，对接处壁厚T2为2～3.8mm。

本实施例提供的航天用金属推进剂贮箱，其制造方法，包括以下步骤：

步骤1：制造加工壳体1与金属膜片2。

具体为，

壳体1的制造方法包括以下步骤：

步骤1.1：上半球和下半球采用厚板旋压成型：板材选用14mm的H112状态的铝镁钪合金5B70板材，首先将厚板毛坯装卡到夹具上，选用直径50～80mm的旋轮对坯料进行粗旋，旋压速度为200～320r/min，粗旋半径520～550mm；更换直径10～35mm的旋轮对坯料进行精旋，旋压速度为300～450r/min，最终旋压出直径为540～610mm的上半球和下半球的毛坯；

步骤1.2：上半球和下半球成形后低温热处理，处理温度为：180±10℃，处理时间120±5min，随炉冷却。

步骤1.3：上半球和下半球粗加工：将旋压件固定在粗车工装上进行粗车加工，留加工余量1～1.8mm；

步骤1.4：上半球和下半球精加工内型面：将粗车半球固定在与半球外型面相匹配的专用工装上精车内型面至产品要求尺寸；

步骤1.5：上半球和下半球精加工外型面：将半球固定在与精车内型面相匹配的专用工装上精车外型面至产品要求尺寸；

步骤1.6：气路接嘴、液路接嘴和连接环采用铝镁钪H112状态的模锻件机加工至产品要求尺寸；

步骤1.7：金属膜片采用纯铝板材拉伸成形，拉伸深度300～360mm，拉伸后通过数控机床对内型面进行加工，膜片内型面满足产品尺寸要求，更换专用工装以膜片内型面为基准，对外型面进行机加工，边加工边对膜片厚度进行监测，最终膜片壁厚公差为±0.05mm。

步骤2：金属膜片2与连接环5异种金属焊接连接。

具体为，

将纯铝的金属膜片和铝镁钪合金连接环采用自动氩弧焊焊接在一起，采用φ1.6mm高强度焊丝5B71，焊接电流为30～65A，通入纯度不低于99.99％氩气保护气，送气速度7～10L/min，送丝速度为200～300mm/min；

步骤3：贮箱装配、合拢焊接。

具体为，

将气路接嘴与上半球、液路接嘴与下半球、上、下半球与连接环通过自动氩弧焊焊接在一起，控制铝镁钪合金5B70原材料中的氢含量不大于0.25ml/100g，采用φ1.6mm高强度焊丝5B71，焊接电流大小为100～150A，通入纯度不低于99.99％氩气保护气，送气速度7～10L/min，送丝速度为200～300mm/min。

本实施例中，采用牌号为5B70的铝镁钪合金，具有比强度高、比模量大，焊接性能及耐蚀性优良的特点。前苏联在铝合金5A06基础上添加Sc而研制的铝镁钪合金5B70，初衷是用来替代5A06合金。国内从九十年代末期开展了该种材料的研制工作，并形成了相应的企业标准，产品的焊接性能优良，该材料和推进剂的相容性与5A06材料相近，可满足液体推进剂贮箱的使用要求。

本实施例提供的航天用金属推进剂贮箱，填补了目前尚无采用铝镁钪合金5B70H112状态板材旋压成形制造金属膜片贮箱应用先例的空白。采用铝镁钪合金5B70的推进剂贮箱有效降低了贮箱结构重量，其重量仅为较常规铝合金金属膜片贮箱的73％，满足推进系统对贮箱的轻质化设计要求。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，包括壳体(1)和金属膜片(2)，所述壳体(1)包括气路接嘴(3)、上半球(4)、连接环(5)、下半球(6)和液路接嘴(7)，所述气路接嘴(3)和上半球(4)连接，所述下半球(6)和液路接嘴(7)连接，所述上半球(4)和下半球(6)通过连接环(5)连接；所述金属膜片(2)与连接环(5)连接；所述壳体(1)整体采用铝镁钪合金材质，所述金属膜片(2)采用纯铝材质。

2.根据权利要求1所述的航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，所述金属膜片(2)与所述连接环(5)异种金属之间采用氩弧焊焊接连接。

3.根据权利要求1所述的航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，所述壳体(1)的厚度T1为1.5～1.9mm，壳体(1)的内径D1为550～630mm；所述上半球(4)、连接环(5)和下半球(6)依次焊接连接，所述气路接嘴(3)和上半球(4)之间以及液路接嘴(7)和下半球(6)之间均采用焊接连接，各个焊接连接的对接处壁厚T2为2～3.8mm。

4.根据权利要求1所述的航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，所述气路接嘴(3)设有两个相互垂直的螺纹接口，其中，竖直方向的螺纹接口为测试用接口，水平方向的螺纹接口为气腔增压口，两个螺纹接口的内径D2均为16～20mm。

5.根据权利要求1所述的航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，所述金属膜片(2)的厚度变化范围为1.0～2.8mm，厚度公差要求为±0.05mm，所述金属膜片(2)内径D3为530～600mm。

6.根据权利要求1所述的航天用金属推进剂贮箱，其特征在于，所述连接环(5)的安装支耳数量为12个，其中每一个安装支耳上均设有安装孔，所述安装孔的孔径D4为6.3～6.7mm。

7.一种权利要求1至6中任一项所述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：采用铝镁钪合金分别加工上半球(4)、下半球(6)、连接环(5)、气路接嘴(3)和液路接嘴(7)；采用纯铝加工金属膜片(2)；

步骤2：将金属膜片(2)与连接环(5)异种金属焊接连接；

步骤3：将气路接嘴(3)、上半球(4)、液路接嘴(7)、下半球(6)和连接环(5)进行装配、合拢焊接。

8.根据权利要求7所述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，其特征在于，所述步骤1中，上半球和下半球分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金板材旋压成形，铝镁钪合金板材的供货状态为14mm厚的H112状态，旋压成形后通过180℃、2h的低温热处理消除残余应力；连接环采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻锻环H112状态机加成形；气路接嘴和液路接嘴分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻件H112状态机加成形；

金属膜片采用纯铝板材拉伸成形，拉伸后通过数控机床对金属膜片的内型面进行加工，然后以金属膜片的内型面为基准，对金属膜片的外型面进行机加工，加工的同时对金属膜片的厚度进行监测。

9.根据权利要求7所述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，其特征在于，所述步骤2中，金属膜片与连接环之间的异种金属焊接采用牌号为5B71的φ1.6mm焊丝焊接，焊接电流为30～65A，通入纯度大于等于99.99％的氩气保护气，送气速度为7～10L/min。

10.根据权利要求7所述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，其特征在于，所述步骤3中，合拢焊接过程中控制铝镁钪合金原材料中的氢含量小于等于0.25ml/100g，采用牌号为5B71的φ1.6mm焊丝焊接，焊接电流为100～150A，通入纯度大于等于99.99％的氩气保护气，送气速度7～10L/min。