CN111071483B - 一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，括前端框、前堵盖、后端框、后堵盖、纵向编织带、横向编织带、前端密封压板、后端密封压板和气密膜，前端框为L型，在L型拐角处设置限位槽，限位槽环向均布N个限位环，纵向编织带绕过限位槽，充气后编织带所受拉力传递到前端框上；气密膜分别通过前端密封压板与前端框压紧，通过后端密封压板与后端框压紧。本发明提出的柔性承力结构能够耐受1atm内压载荷，有效提供了航天员所需的生存环境。

Description

一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构
技术领域
本发明适用于太空环境中，涉及一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构。
背景技术
密封舱是人类进行地外活动所必需的资源，其为航天员提供赖以生存的环境空间。传统密封舱以刚性金属舱为主，但其存在质量重、发射成本高、尺寸受制于火箭发射包络限制等问题。充气式密封舱具有重量轻、折叠效率高、展开可靠、工程实施方便等优点，是未来空间站扩展舱体、大型空间居住舱建造的有效途径之一，是密封舱技术发展的又一新方向。
用于太空环境的载人充气式密封舱的主要功能特点是：1)舱体密封，具有极低气体透过率；2)承受内压载荷，舱体内部为航天员提供1atm生存环境，舱体外部为真空环境；3)耐受空间环境，如空间碎片、空间辐照、高低温循环等；4)柔性可折叠。为满足这些需求，适用于太空环境的载人充气式密封舱的蒙皮结构通常由多个功能层复合、连接而成，由内向外依次为：承力结构(具有气密功能)、碎片防护层、热防护层、辐射防护层。
现有机构所用承压层材料及其结构编织方法要么仅能满足平流层(海拔高度约20km)使用环境，且无法耐受1atm内压载荷；要么所使用的涤纶材料无法满足空间辐照、高低温循环使用要求；所使用的编织结构具有高弹性变形，不满足承力结构在1atm内压载荷下对变形率小于5％的要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，在满足太空环境使用要求前提下，可承受1atm内压载荷且变形率小于2％。
本发明解决技术的方案是：
一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，包括前端框、前堵盖、后端框、后堵盖、纵向编织带、横向编织带、前端密封压板、后端密封压板和气密膜，
前端框为L型，在L型拐角处设置限位槽，限位槽环向均布N个限位环，
Figure BDA0002336666890000021
其中，d为前端框外径，s为编织带宽度；
纵向编织带绕过限位槽，充气后编织带所受拉力传递到前端框上；
前端框L型长边的上表面由内侧向边缘依次为螺纹孔和密封槽，前端框L型长边下表面由内侧向边缘依次为密封槽和螺纹孔，密封槽内安装密封圈进行密封；
气密膜分别通过前端密封压板与前端框压紧，通过后端密封压板与后端框压紧；
前堵盖为球面壳体+内翻边结构，内翻边上均布结构连接通孔，且位于前端框密封槽外侧，前堵盖与前端框压紧固定；
后堵盖、后端框所用材料与前堵盖、前端框一致，结构形式上属于镜像关系，镜像面垂直于舱体中心回转轴；
纵向编织带分别穿过前、后端框上的限位槽并采用聚酰亚胺线搭接缝纫，纵向编织带根数与前、后端框上限位环个数N一致；
横向编织带依次交叉穿过纵向编织带，并采用聚酰亚胺线搭接缝纫，横向从上至下依次密排，横向编织带个数M满足：
Figure BDA0002336666890000022
其中，l为柔性承力结构充气展开后母线长度，s为编织带宽度。
优选的，气密膜材料为热塑性聚氨酯薄膜，厚度20～30微米。
优选的，气密膜空气透气率小于0.1L/(m2·atm·24h)。
优选的，纵、横向编织带搭接宽度均为100～140mm，优选120mm。
优选的，纵、横向编织带拼缝处强度保持率均大于90％。
优选的，横向、纵向编织带断裂力应满足
Figure BDA0002336666890000031
其中，p为充气式密封舱内外压差，r为柔性承力结构展开后柱段半径，s为编织带宽度，k1为密封舱的设计安全系数，通常取值3.2～4.8，优选4.0；k2为编织带在1.0×104rad带电粒子辐照环境下强度保持率，实测获得；k3为编织带搭接处断裂强度保持率，实测获得。
优选的，横向、纵向编织带均为采用聚酰亚胺纤维平纹编织而成，宽度均为10～25mm，优选10mm。
优选的，横向、纵向编织带最小折叠半径小于5mm。
优选的，横向、纵向编织带使用温度范围为-30～65℃。
优选的，横向、纵向编织带在1.0×104rad带电粒子辐照环境下，强度保持率大于90％。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出的柔性承力结构能够满足太空环境使用要求：温度-30～65℃、带电粒子辐照量级1.0×104rad；
(2)本发明提出的柔性承力结构能够耐受1atm内压载荷，提供航天员所需的生存环境；
(3)本发明提出的柔性承力结构主体部分由最小折叠半径小于5mm横向、纵向聚酰亚胺编织带交叉编织而成，柔性承力结构地面压紧、在轨展开，折叠效率大于5，突破火箭发射包络限制；
(4)相比传统密封舱使用的金属材料5A06铝，聚酰亚胺材料密度低，柔性承力结构的重量仅为相同尺寸下金属密封舱的约1/5，减重优势明显。
附图说明
图1为本发明柔性承力结构组成图；
其中，1前端框、2前堵盖、3后端框、4后堵盖、5纵向编织带、6横向编织带、7密封圈、8前端密封压板、9后端密封压板、10气密膜；
图2为本发明纵向编织带结构示意图；
图3为本发明横向编织带结构示意图；
图4为本发明交叉编织方式示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
所述柔性承力结构如图1所示，包括前端框、前堵盖、后端框、后堵盖、纵向编织带、横向编织带、密封圈、前端密封压板、后端密封压板和气密膜。
柔性承力结构的设计、实现步骤为：
(1)确定柔性承力结构展开后形状。确定前端框外径d，柔性承力结构充气展开后母线长度l、柱段半径r及柱段高度h。
(2)按照展开后柔性承力结构尺寸，放大10％尺寸制作气密膜。气密膜由压边、半球段和柱段组成，并在气密膜压边上与密封压板螺接位置开连接通孔。
(3)在气密膜压边和前端框密封槽内涂GD414硅橡胶。气密膜压边通过前端密封压板采用螺接方式与前端框压紧，并在密封槽内安装密封圈进行密封。气密膜压边与后端框采用相同方式连接。
(4)根据
Figure BDA0002336666890000041
N为限位环个数，d为前端框外径，s为编织带宽度，确定纵向编织带个数，根据
Figure BDA0002336666890000042
M为横向编织带个数，l为柔性承力结构充气展开后母线长度，s为编织带宽度，确定横向编织带个数。
编织带宽度10mm。纵向编织带长度M＝2l+0.12，l为柔性承力结构充气展开后母线长度，单位m；横向编织带长度M＝2πR+0.12，R为编织带所处位置环向半径；在柱段时，为常数r；在半球段时，为变量，越靠近端框R值越小。
(5)依次将每一根纵向编织带穿过前、后端框上的限位槽，并在柔性承力结构中心位置处搭接缝纫。横向编织带从上至下依次密排。每一根横向编织带依次交叉穿过纵向编织带，并搭接缝纫成环形整体，如图2、3、4所示。
(6)将前堵盖、后堵盖分别与前端框、后端框通过螺钉压紧固定，相应密封槽内安装密封圈。
(7)完成转配后，对柔性承力结构充压至10kPa，利用激光跟踪仪测量舱体外形。接下来，继续充压至1atm，利用激光跟踪仪测量舱体外形。对比柱段周长变化率，要求伸长率<5％即满足要求。
通过列举一个实际例子来说明：
(1)前端框外径Φ0.5m，柔性承力结构展开后理论尺寸为：母线长度l＝1.2m、柱段半径r＝0.4m，柱段高度h＝0.37m。
(2)按照展开后柔性承力结构尺寸，放大10％尺寸制作气密膜。气密膜由压边、半球段和柱段组成，并在气密膜压边上与密封压板螺接位置开连接Φ5.5通孔。
(3)前端框密封槽高4.5mm、宽7mm。在气密膜压边和前端框密封槽内涂GD414硅橡胶。气密膜压边通过前端密封压板采用M5螺钉螺接方式与前端框压紧，并在密封槽内安装Φ6mm密封圈进行密封。气密膜压边与后端框采用相同方式连接。
(4)聚酰亚胺编织带规格为10mm宽、1mm厚，断裂力实测值大于12kN。编织带搭接缝纫宽度120mm，采用Φ1聚酰亚胺线，实测搭接缝纫处断裂力大于10.5kN。在经历1.0×104rad带电粒子辐照后，断裂力实测大于10kN。该柔性承力结构共使用53根纵向编织带，每一根长度2.52m。共使用121根横向编织带。其中，柱段使用
Figure BDA0002336666890000051
根，长度2.632m；两个半球段，每根编织带长度从柱段到端框逐渐适应性减小。
(5)依次将每一根纵向编织带穿过前、后端框上的限位槽，并在柔性承力结构中心位置处搭接缝纫，搭接缝纫长度120mm。横向编织带从上至下依次密排。每一根横向编织带依次交叉穿过纵向编织带，并搭接缝纫成环形整体，搭接缝纫长度120mm。
(6)将前堵盖、后堵盖分别与前端框、后端框通过M5螺钉压紧固定，相应密封槽内安装Φ6mm密封圈。
(7)完成转配后，对柔性承力结构充压至10kPa，利用激光跟踪仪测量舱体外形。接下来，继续充压至1atm，利用激光跟踪仪测量舱体外形。对比发现，柱段周长变化率为3.2％，满足要求。
本发明提出的柔性承力结构能够满足太空环境使用要求：温度-30～65℃、带电粒子辐照量级1.0×104rad；柔性承力结构能够耐受1atm内压载荷，提供航天员所需的生存环境；柔性承力结构主体部分由最小折叠半径小于5mm横向、纵向聚酰亚胺编织带交叉编织而成，柔性承力结构地面压紧、在轨展开，折叠效率大于5，突破火箭发射包络限制；
相比传统密封舱使用的金属材料5A06铝，聚酰亚胺材料密度低，柔性承力结构的重量仅为相同尺寸下金属密封舱的约1/5，减重优势明显。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于，包括前端框、前堵盖、后端框、后堵盖、纵向编织带、横向编织带、前端密封压板、后端密封压板和气密膜，
前端框为L型，在L型拐角处设置限位槽，限位槽环向均布N个限位环，
Figure FDA0003041892600000011
其中，d为前端框外径，s为编织带宽度；
纵向编织带绕过限位槽，充气后编织带所受拉力传递到前端框上；
前端框L型长边的上表面由内侧向边缘依次为螺纹孔和密封槽，前端框L型长边下表面由内侧向边缘依次为密封槽和螺纹孔，密封槽内安装密封圈进行密封；
气密膜分别通过前端密封压板与前端框压紧，通过后端密封压板与后端框压紧；
前堵盖为球面壳体加内翻边结构，内翻边上均布结构连接通孔，且位于前端框密封槽外侧，前堵盖与前端框压紧固定；
后堵盖、后端框所用材料与前堵盖、前端框一致，结构形式上属于镜像关系，镜像面垂直于舱体中心回转轴；
纵向编织带分别穿过前、后端框上的限位槽并采用聚酰亚胺线搭接缝纫，纵向编织带根数与前、后端框上限位环个数N一致；
横向编织带依次交叉穿过纵向编织带，并采用聚酰亚胺线搭接缝纫，横向从上至下依次密排，横向编织带个数M满足：
Figure FDA0003041892600000012
其中，l为柔性承力结构充气展开后母线长度，s为编织带宽度。
2.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：气密膜材料为热塑性聚氨酯薄膜，厚度20～30微米。
3.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：气密膜空气透气率小于0.1L/(m2·atm·24h)。
4.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：纵、横向编织带搭接宽度均为100～140mm。
5.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：纵、横向编织带拼缝处强度保持率均大于90％。
6.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：横向、纵向编织带断裂力应满足
Figure FDA0003041892600000021
其中，p为充气式密封舱内外压差，r为柔性承力结构展开后柱段半径，s为编织带宽度，k1为密封舱的设计安全系数，通常取值3.2～4.8；k2为编织带在1.0×104rad带电粒子辐照环境下强度保持率，实测获得；k3为编织带搭接处断裂强度保持率，实测获得。
7.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：横向、纵向编织带均为采用聚酰亚胺纤维平纹编织而成，宽度均为10～25mm。
8.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：横向、纵向编织带最小折叠半径小于5mm。
9.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：横向、纵向编织带使用温度范围为-30～65℃。
10.根据权利要求1所述的一种适用于载人充气式密封舱的柔性承力结构，其特征在于：横向、纵向编织带在1.0×104rad带电粒子辐照环境下，强度保持率大于90％。
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