CN105437572B - 运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱及其制造方法，包括筒体、短壳以及法兰；其中，所述短壳设置在所述筒体两端部的外侧；所述法兰的一端部设置在所述筒体两端部的内侧，另一端部由所述筒体的开口伸出。所述筒体和短壳采用T700碳纤维/改性树脂湿法缠绕，固化炉加热固化成型方法完成，所述筒体的厚度为2‑10mm，所述短壳的厚度为5‑10mm。所述法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成，所述法兰厚度为10‑20mm。本发明中的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱与现有的锂铝合金液氧贮箱相比可减重30％，可有效提高航天器的运载效率、降低火箭发射成本。

Description

运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱及其制造方法
技术领域
本发明涉及复合材料成型，具体地涉及一种运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱及其制造方法。
背景技术
随着航天科技的发展，对航天器性能的提高越来越受到各发达国家的重视。如何提高航天器的运载效率、降低成本成为了未来航天运载火箭以及航天飞行器的重要研究内容。燃料贮箱作为未来进行低地球轨道载人深空探索任务的航天器的关键部件，成为了减重的重点。现有的低温燃料贮箱都是由金属材料制造，最初是由牌号为2219的铝材制备，后来改用牌号为2195的锂铝合金。近年来，由于新一代航天器对材料的轻质和低成本提出了更高的要求,而贮箱通常占据航天器总重量的60％左右，因此贮箱的减重需要从材料入手，而具有高比强度、比模量的复合材料成为各国航天企业关注的未来航天器贮箱的重要材料，而金属贮箱被复合材料完全替代技术也被国际公认为是“改变游戏规则”的技术。图1表明了在相同体积与性能情况下2219合金、2195合金和复合材料三种材料制得的低温贮箱的质量比较。从图1可知，相对于2219合金低温贮箱复合材料低温贮箱可减重40％左右，而相对于锂铝合金可减重30％以上，因而开展液氧贮箱复合材料的研究具有巨大的诱惑力和应用前景。
根据相关文献调研，现有的以碳纤维增强树脂基复合材料作为缠绕层的压力容器的成型形式多为内衬(包括金属内衬、塑料内衬以及气囊)上缠绕成型，其中复合材料材料层仅作为结构层。而本发明专利中所涉及的全复合材料贮箱，复合材料层既作为结构层，也作为燃料的密封层，因此对树脂基体和缠绕工艺提出了更高的要求。要求在材料和工艺上要解决复合材料层的低温抗裂纹以及液氧相容性。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱及其制造方法，从而实现了贮箱减重，从而有效提高航天器的运载效率、降低火箭发射成本。
根据本发明提供运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱，包括筒体、短壳以及法兰；
其中，所述短壳设置在所述筒体两端部的外侧；所述法兰的一端部设置在所述筒体两端部的内侧，另一端部由所述筒体的开口伸出。
优选地，所述筒体的厚度为2-10mm，所述短壳的厚度为5-10mm。
优选地，所述法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成，所述法兰厚度为10-20mm。
本发明提供的所述的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，包括如下步骤：
步骤1：法兰采用碳纤维/改性树脂单向预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型；
步骤2：将复合材料组合式芯模拼接完整后放置于缠绕机，并将成型好的法兰定位于所述芯模两侧；
步骤3：用与改性树脂胶液混合后的碳纤维以螺旋和环向形式完全包覆所述芯模表面，进行湿法缠绕，形成缠绕层，并进行短壳的缠绕，缠绕至设定层数后停止；
步骤4：将完成缠绕工艺的贮箱放入固化炉中进行固化；
步骤5：固化完成后将所述芯模脱去得到所述运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱。
优选地，所述筒体、短壳缠绕所用的碳纤维为T700-碳纤维，所述改性树脂采用改性环氧或改性氰酸酯树脂。
优选地，所述的法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成。
优选地，所述筒体的厚度为2-10mm，所述短壳的厚度为5-10mm；所述法兰的厚度为10-20mm。
优选地，铺层角度为[0°/±45°/90°]15，15次表示该角度缠绕循环的次数为15次。
优选地，固化的温度具体为：室温升温30分钟至100℃，保温1小时；100℃升温20分钟至120℃，保温2小时；120℃升温20分钟至140℃，保温2小时；降温至60℃，自然冷却至室温，打开炉门。
优选地，缠绕层的铺层次序为[±90°3/±14°3]2+[±90°2]，下标分别表示相对应线型循环的次数。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明中的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱与现有的锂铝合金液氧贮箱相比可减重30％，可有效提高航天器的运载效率、降低火箭发射成本；
2、本发明中运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱，结构简单，布局合理，易于推广。
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2219合金、2195合金和复合材料三种材料制得的低温贮箱的质量比较；
图2为本发明中运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的结构示意图。
图中：
1 为筒体；
2 为短壳；
3 为法兰。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。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。
在本实施例中，本发明提供的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱，包括筒体、短壳以及法兰；其中，所述短壳设置在所述筒体两端部的外侧；所述法兰的一端部设置在所述筒体两端部的内侧，另一端部由所述筒体的开口伸出。
所述筒体和短壳采用T700碳纤维/改性树脂湿法缠绕，固化炉加热固化成型方法完成，所述筒体的厚度为2-10mm，所述短壳的厚度为5-10mm。所述法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成，所述法兰的厚度为10-20mm。
本发明提供的所述的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，包括如下步骤：
步骤1：法兰采用碳纤维/改性树脂单向预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型；
步骤2：将复合材料组合式芯模拼接完整后放置于缠绕机，并将成型好的法兰定位于所述芯模两侧；
步骤3：用与改性树脂胶液混合后的碳纤维以螺旋和环向形式完全包覆所述芯模表面，进行湿法缠绕，形成缠绕层，并进行短壳的缠绕，缠绕至设定层数后停止；
步骤4：将完成缠绕工艺的贮箱放入固化炉中进行固化；
步骤5：固化完成后将所述芯模脱去得到所述运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱。
所述筒体、短壳缠绕所用的碳纤维为T700-碳纤维，所述改性树脂采用改性环氧或改性氰酸酯树脂。所述的法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成。
所述筒体的厚度为2-10mm，所述短壳的厚度为5-10mm；所述法兰的厚度为10-20mm。其中法兰的铺层角度为[0°/±45°/90°]15。15次表示该角度缠绕循环的次数为15次。筒体与短壳的缠绕层的缠绕角度次序为：
[±90°3/±14°3]2+[±90°2]，下标分别表示相对应线型循环的次数。如90°的线形循环3次。固化的温度具体为：室温升温30分钟至100℃，保温1小时；100℃升温20分钟至120℃，保温2小时；120℃升温20分钟至140℃，保温2小时；降温至60℃，自然冷却至室温，打开炉门。
本发明中的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱与现有的锂铝合金液氧贮箱相比可减重30％，可有效提高航天器的运载效率、降低火箭发射成本；本发明中运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱，结构简单，布局合理，易于推广。
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 (4)

1.一种运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，所述贮箱包括筒体、短壳以及法兰；所述短壳设置在所述筒体两端部的外侧；所述法兰的一端部设置在所述筒体两端部的内侧，另一端部由所述筒体的开口伸出，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：法兰采用碳纤维/改性树脂单向预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型；
步骤2：将复合材料组合式芯模拼接完整后放置于缠绕机，并将成型好的法兰定位于所述芯模两侧；
步骤3：用与改性树脂胶液混合后的碳纤维以螺旋和环向形式完全包覆所述芯模表面，进行湿法缠绕，形成缠绕层，并进行短壳的缠绕，缠绕至设定层数后停止；
步骤4：将完成缠绕工艺的贮箱放入固化炉中进行固化；
步骤5：固化完成后将所述芯模脱去得到所述运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱。
2.根据权利要求1所述的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，其特征在于，所述筒体、短壳缠绕所用的碳纤维为T700-碳纤维，所述改性树脂采用改性环氧或改性氰酸酯树脂。
3.根据权利要求1所述的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，其特征在于，所述的法兰为采用T700碳纤维/改性树脂预浸料手工铺层，热压罐加热加压固化成型方法完成。
4.根据权利要求1所述的运载火箭用全复合材料低温液氧贮箱的制造方法，其特征在于，所述筒体和短壳采用T700碳纤维/改性树脂湿法缠绕，固化炉加热固化成型方法完成，所述筒体的厚度为2-10mm，所述短壳的厚度为5-10mm；所述法兰的厚度为10-20mm。
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