CN109018437B - 一种适用于航天器密封舱的舱板 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于航天器密封舱的舱板，属于航天器技术领域，包括：基底蒙皮、帽形加强筋、外蒙皮、电缆、管路及隔热泡沫；帽形加强筋的开口端安装在基底蒙皮上，帽形加强筋纵横交错呈网格状分布，且帽形加强筋的筋内空腔互相相通；外蒙皮安装在帽形加强筋的封闭端；电缆通过电缆卡块安装在帽形加强筋的筋内空腔内，管路通过管路卡块安装在帽形加强筋的筋内空腔内；管路和电缆在所述舱板的内部形成贯通的电缆网和管路网；帽形加强筋的筋内空腔的剩余空间及基底蒙皮、外蒙皮及帽形加强筋外部形成的空间内均填充有隔热泡沫；本发明利用金属结构密封性好、复合材料结构轻量化和可设计性强的优点，使得该舱板具有密封、隔热及碎片防护的功能。

Description

一种适用于航天器密封舱的舱板
技术领域
本发明属于航天器技术领域，具体涉及一种适用于航天器密封舱的舱板。
背景技术
当前，国内外载人航天器密封舱主结构均以金属焊接结构为主，该密封舱的舱板结构包括舱板蒙皮和网格筋两部分，由厚铝板通过铣削加工、滚弯一体化成型，主要实现密封、承载两项功能。该类舱板结构工艺实现性好、能够满足长寿命需求，但功能相对单一，在应用于载人航天器密封舱时，需要在其内部和外部设置隔热层、碎片防护层等辅助结构，此外还需要在其上铺设电缆、管路，使得该类结构存在以下局限性：(1)主结构、辅助结构和设备各自功能单一，辅助结构为主结构的负载，导致航天器的质量、空间浪费严重；(2)增加了整体总装集成的复杂性。
美国NASA研制了一种全复合材料密封舱结构，由于密封舱上存在大量操作口，在开口边缘复合材料结构薄弱，需要进行大量加强工作，导致结构轻量化水平大大降低，且密封性能不如全金属结构，制约了其工程化应用。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供一种适用于航天器密封舱的舱板，利用金属结构密封性好、复合材料结构轻量化和可设计性强的优点，使得该舱板具有密封、隔热及碎片防护的功能，且结构空间紧凑、轻量化程度高、总装集成简单。
本发明是通过下述技术方案实现的：
一种适用于航天器密封舱的舱板，包括：基底蒙皮、帽形加强筋、外蒙皮、电缆、管路及隔热泡沫；
所述基底蒙皮为铝合金；
所述帽形加强筋为截面为U形的条形筋，采用碳纤维制成；
整体连接关系如下：帽形加强筋的开口端安装在基底蒙皮上，两个以上帽形加强筋纵横交错呈网格状分布，且帽形加强筋的筋内空腔互相相通；
外蒙皮安装在帽形加强筋的封闭端；
电缆通过电缆卡块安装在帽形加强筋的筋内空腔内，管路通过管路卡块安装在帽形加强筋的筋内空腔内；管路和电缆在所述舱板的内部形成贯通的电缆网和管路网；
帽形加强筋的筋内空腔的剩余空间及基底蒙皮、外蒙皮及帽形加强筋外部形成的空间内均填充有隔热泡沫。
进一步的，还包括扩展筋、扩展蒙皮及筋连接架；
所述扩展筋为截面为口字形的条形筋，采用碳纤维制成；
扩展筋的底面通过两个以上筋连接架一一对应安装在帽形加强筋的封闭端；扩展筋的长度方向与帽形加强筋的长度方向一致；扩展蒙皮安装在两个以上的扩展筋的顶面上；在扩展筋的筋内空腔及外蒙皮、扩展蒙皮之间的筋间空腔均安装有隔热泡沫；在扩展筋的筋内空腔内安装有电缆和管路。
进一步的，横纵交汇处的两个帽形加强筋之间通过L形的搭接片胶接为一体。
进一步的，所述帽形加强筋与基底蒙皮的连接方式为通过常温固化胶连接。
进一步的，外蒙皮与帽形加强筋的连接方式为：帽形加强筋的封闭端内底面固定有连接粘块；压紧螺钉穿过外蒙皮和帽形加强筋的封闭端后，与连接粘块螺纹连接。
进一步的，外蒙皮与帽形加强筋的连接方式为：采用常温固化的方式连接。
进一步的，所述外蒙皮和帽形加强筋封闭端之间安装有隔热垫。
进一步的，所述电缆卡块和管路卡块均采用碳纤维材料制成。
进一步的，管路内填充有热控工质。
进一步的，所述筋连接架为截面为“艹”字形的条形结构，采用碳纤维材料制成；
筋连接架与帽形加强筋、扩展筋的连接方式如下：筋连接架水平部分的一端面胶接固定在帽形加强筋的封闭端，且筋连接架的两个竖直部分的一端分别抵触在帽形加强筋竖直部分的外侧面；扩展筋的一个侧面胶接固定在筋连接架水平部分的另一端面上，与该侧面相邻的两个侧面与筋连接架的两个竖直部分的另一端螺纹连接。
有益效果：(1)本发明的基底蒙皮采用铝合金材料，帽形加强筋采用碳纤维材料，充分利用了金属材料密封性好、复合材料轻量化的特点，在不影响密封舱密封功能的前提下，通过采用碳纤维复合材料的帽形加强筋，实现了密封舱的轻量化。
(2)本发明将隔热泡沫、电缆及管路与基底蒙皮、外蒙皮、帽形加强筋组成的主结构进行一体化集成，减少了航天器质量、空间的浪费，实现了密封舱舱板的多功能输出，达到了对密封舱进行系统级优化的目的。
(3)本发明采用铝合金、碳纤维及隔热泡沫的轻质材料，具有密度小、能隔散热、减振降噪、抗冲击的特点，也可根据需求，引入结构钢等其它材料，用于船舶、救生装备、地面保温建筑等。
(4)本发明的基底蒙皮、外蒙皮及隔热泡沫可扩展为多层面板的结构形式，有利于对空间碎片防护进行防护。
附图说明
图1为实施例1的剖面图；
图2为实施例1的俯视图；
图3为实施例1中筋内空腔的结构组成图；
图4为实施例2的剖面图；
图5为实施例2中筋连接架的连接示意图；
图6为实施例3中的航天器密封舱的部分结构图。
其中，2-基底蒙皮，3-帽形加强筋，4-外蒙皮，5-隔热垫，6-连接粘块，7-压紧螺钉，10-搭接片，13-筋连接架，14-隔热泡沫，32-扩展筋，41-模块间蒙皮，42-扩展蒙皮，81-电缆，82-电缆卡块，91-管路，92-管路卡块。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
实施例1：
本实施例提供了一种适用于航天器密封舱的舱板，参见附图1，包括：基底蒙皮2、帽形加强筋3、外蒙皮4、隔热垫5、连接粘块6、压紧螺钉7、搭接片10、电缆81、管路91、电缆卡块82、管路卡块92及隔热泡沫14；
所述基底蒙皮2为铝合金，用于实现航天器密封舱的密封功能；
所述帽形加强筋3为截面为U形的条形筋，采用高模碳纤维制成，用于实现航天器密封舱的高刚度输出；
所述电缆卡块82和管路卡块92均采用碳纤维材料制成；
整体连接关系如下：帽形加强筋3的开口端通过常温固化胶固定在基底蒙皮2上，胶接面的许用温度范围为△T(△T为-50°～+60°)；两个以上帽形加强筋3纵横交错呈网格状分布，参见附图2，两个帽形加强筋3的纵横交汇处通过L形的搭接片10胶接为一体，且帽形加强筋3的筋内空腔11互相相通；
外蒙皮4安装在帽形加强筋3的封闭端，使舱板具备可维修性；外蒙皮4与帽形加强筋3的连接方式如下：帽形加强筋3的封闭端内底面固定有连接粘块6；压紧螺钉7穿过外蒙皮4和帽形加强筋3的封闭端后，与连接粘块6螺纹连接；且外蒙皮4和帽形加强筋3封闭端之间安装有隔热垫5，用于增强舱板的热隔离性能；或者外蒙皮4和帽形加强筋3还可以采用常温固化的方式连接；
参见附图3，电缆81通过电缆卡块82粘接在帽形加强筋3的筋内空腔11内，管路91通过管路卡块92粘接在帽形加强筋3的筋内空腔11内；呈网格状分布的帽形加强筋3及其内部的管路91和电缆81使得所述舱板的内部形成贯通的电缆网和管路网，实现了航天器的电、气、液的传输功能；且帽形加强筋3的筋内空腔11的剩余空间填充有隔热泡沫14，管路91内填充有热控工质，用于增强舱板在舱内侧的散热效率；
基底蒙皮2、外蒙皮4及帽形加强筋3外部形成的空间为筋间空腔12，筋间空腔12内填充有隔热泡沫14；隔热泡沫14用于将航天器密封舱内部与外部进行热隔离，降低舱体外部极高/极低温度对航天器密封舱的影响；
通过设计外蒙皮4上表面与基底蒙皮2下表面之间距离H即所述舱板的厚度，使得外蒙皮4能够抵抗空间碎片冲击，对实现密封功能的基底蒙皮2形成防护作用；通过设计所述距离H和和隔热垫5的厚度，使得帽形加强筋3和基底蒙皮2间的胶接面温度不超出其许用温度△T的范围，保证二者的连接强度。
实施例2：
本实施例提供了一种适用于航天器密封舱的舱板，在实施例1的基础上进行扩展，参见附图4，扩展后的舱板包括：基底蒙皮2、帽形加强筋3、外蒙皮4、扩展筋32、扩展蒙皮42、筋连接架13、隔热泡沫14、电缆81及管路91；
所述扩展筋32为截面为口字形的条形筋，采用高模碳纤维制成；
整体连接关系如下：所述基底蒙皮2和帽形加强筋3的结构与连接方式与实施例1中相同，扩展筋32的底面通过两个以上筋连接架13一一对应安装在帽形加强筋3的封闭端，扩展筋32的长度方向与帽形加强筋3的长度方向一致；外蒙皮4通过螺钉安装在筋连接架13上，进而安装在帽形加强筋3的封闭端；扩展蒙皮42通过螺钉安装在两个以上的扩展筋32的顶面上；在帽形加强筋3和扩展筋32的筋内空腔11及基底蒙皮2、外蒙皮4、扩展蒙皮42之间的筋间空腔12均安装有隔热泡沫14；
电缆81分别通过电缆卡块82粘接在帽形加强筋3和扩展筋32的筋内空腔11内，管路91分别通过管路卡块92粘接在帽形加强筋3和扩展筋32的筋内空腔11内；管路91和电缆81使得所述舱板的内部形成贯通的电缆网和管路网，实现了航天器的电、气、液的传输功能；且帽形加强筋3和和扩展筋32的筋内空腔11的剩余空间填充有隔热泡沫14，管路91内填充有热控工质，用于增强舱板在舱内侧的散热效率；
其中，参见附图5，所述筋连接架13为截面为“艹”字形的条形结构，采用碳纤维材料制成；筋连接架13与帽形加强筋3、扩展筋32的连接方式如下：筋连接架13水平部分的一端面胶接固定在帽形加强筋3的封闭端，且筋连接架13的两个竖直部分的一端分别抵触在帽形加强筋3竖直部分的外侧面；扩展筋32的一个侧面胶接固定在筋连接架13水平部分的另一端面上，与该侧面相邻的两个侧面与筋连接架13的两个竖直部分的另一端螺纹连接。
实施例3：
实施例1或实施例2中的舱板形成航天器密封舱的过程如下：
第一种：将两个以上舱板的基底蒙皮2焊接对接成航天器密封舱，参见附图6，在焊缝两侧的两个舱板的外蒙皮4/和扩展蒙皮42之间增加模块间蒙皮41，使其成为封闭结构，并在模块间蒙皮41和基底蒙皮2之间的筋间空腔12填充隔热泡沫14；
第二种，将基底蒙皮2组装为航天器密封舱的外形，然后逐层安装帽形加强筋3、隔热泡沫14、外蒙皮4/和扩展筋32、扩展蒙皮42，形成航天器密封舱；
所述航天器密封舱的构型可以为柱面、锥面、球面或平面的形状。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，包括：基底蒙皮(2)、帽形加强筋(3)、外蒙皮(4)、电缆(81)、管路(91)及隔热泡沫(14)；
所述基底蒙皮(2)为铝合金；
所述帽形加强筋(3)为截面为U形的条形筋，采用碳纤维制成；
整体连接关系如下：帽形加强筋(3)的开口端安装在基底蒙皮(2)上，两个以上帽形加强筋(3)纵横交错呈网格状分布，且帽形加强筋(3)的筋内空腔(11)互相相通；
外蒙皮(4)安装在帽形加强筋(3)的封闭端；
电缆(81)通过电缆卡块(82)安装在帽形加强筋(3)的筋内空腔(11)内，管路(91)通过管路卡块(92)安装在帽形加强筋(3)的筋内空腔(11)内；管路(91)和电缆(81)在所述舱板的内部形成贯通的电缆网和管路网；
帽形加强筋(3)的筋内空腔(11)的剩余空间及基底蒙皮(2)、外蒙皮(4)及帽形加强筋(3)外部形成的空间内均填充有隔热泡沫(14)；
所述舱板还包括扩展筋(32)、扩展蒙皮(42)及筋连接架(13)；
所述扩展筋(32)为截面为口字形的条形筋，采用碳纤维制成；
扩展筋(32)的底面通过两个以上筋连接架(13)一一对应安装在帽形加强筋(3)的封闭端；扩展筋(32)的长度方向与帽形加强筋(3)的长度方向一致；扩展蒙皮(42)安装在两个以上的扩展筋(32)的顶面上；在扩展筋(32)的筋内空腔(11)及外蒙皮(4)、扩展蒙皮(42)之间的筋间空腔(12)均安装有隔热泡沫(14)；在扩展筋(32)的筋内空腔(11)内安装有电缆(81)和管路(91)。
2.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，横纵交汇处的两个帽形加强筋(3)之间通过L形的搭接片(10)胶接为一体。
3.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，所述帽形加强筋(3)与基底蒙皮(2)的连接方式为通过常温固化胶连接。
4.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，外蒙皮(4)与帽形加强筋(3)的连接方式为：帽形加强筋(3)的封闭端内底面固定有连接粘块(6)；压紧螺钉(7)穿过外蒙皮(4)和帽形加强筋(3)的封闭端后，与连接粘块(6)螺纹连接。
5.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，外蒙皮(4)与帽形加强筋(3)的连接方式为：采用常温固化的方式连接。
6.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，所述外蒙皮(4)和帽形加强筋(3)封闭端之间安装有隔热垫(5)。
7.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，所述电缆卡块(82)和管路卡块(92)均采用碳纤维材料制成。
8.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，管路(91)内填充有热控工质。
9.如权利要求1所述的一种适用于航天器密封舱的舱板，其特征在于，所述筋连接架(13)为截面为“艹”字形的条形结构，采用碳纤维材料制成；
筋连接架(13)与帽形加强筋(3)、扩展筋(32)的连接方式如下：筋连接架(13)水平部分的一端面胶接固定在帽形加强筋(3)的封闭端，且筋连接架(13)的两个竖直部分的一端分别抵触在帽形加强筋(3)竖直部分的外侧面；扩展筋(32)的一个侧面胶接固定在筋连接架(13)水平部分的另一端面上，与该侧面相邻的两个侧面与筋连接架(13)的两个竖直部分的另一端螺纹连接。
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