CN111301717A - 载人航天器密封舱舱壁结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种载人航天器密封舱舱壁结构,包括依次排列的第一隔板(1)、第一点阵层(2)、第二点阵层(3)和第三隔板(4)；所述第一点阵层(2)和第二点阵层(3)均由紧密排列的胞元结构(6)组成；还包括：第二隔板(5)，位于所述第一点阵层(2)与第二点阵层(3)之间；组成所述第一点阵层(2)的单个胞元结构(6)尺寸小于组成所述第二点阵层(3)的单个胞元结构(6)；所述第一点阵层(2)的厚度大于所述第二点阵层(3)。本发明的舱壁结构集多功能为一体，满足航天器设计减重增效的要求。

Description

载人航天器密封舱舱壁结构

技术领域

本发明涉及航天器领域，尤其涉及一种载人航天器密封舱舱壁结构。

背景技术

载人深空探测是未来航天科技的发展趋势，对未来航天器的减重增效设计提出了更高、更苛刻的要求。目前航天器主结构及附属结构主要涉及密封保压、承载发射载荷、微流星体撞击防护、隔散热等功能。但每个结构相互独立，且功能单一、各个功能承载结构设计重复，结构重量冗余较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种融合了航天主结构和附属结构功能的载人航天器密封舱舱壁结构。

为实现上述目的，本发明提供一种载人航天器密封舱舱壁结构,包括依次排列的第一隔板、第一点阵层、第二点阵层和第三隔板；

所述第一点阵层和第二点阵层均由紧密排列的胞元结构组成；

还包括：

第二隔板，位于所述第一点阵层与第二点阵层之间；

组成所述第一点阵层的单个胞元结构尺寸小于组成所述第二点阵层的单个胞元结构；

所述第一点阵层的厚度大于所述第二点阵层。

根据本发明的一个方面，所述胞元结构包括相互对称的两个组成部；

每个所述组成部包括四根圆柱杆，每根所述圆柱杆的一端相交于一点，另一端沿圆周方向等间隔排列在同一平面；

两个所述组成部的所述圆柱杆的交点相交；

所述胞元结构通过所述圆柱杆的端部与其他胞元结构中的圆柱杆的端部相连。

根据本发明的一个方面，组成所述第一点阵层的胞元结构中的圆柱杆的直径在0.8mm至1.5mm之间；

所述胞元结构的组成部中四根圆柱杆远离交点的一端之间的间隔在5mm至30mm。

根据本发明的一个方面，组成所述第二点阵层的胞元结构中的圆柱杆的直径在0.5mm至1mm之间；

所述胞元结构的组成部中四根圆柱杆远离交点的一端之间的间隔在10mm至50mm。

根据本发明的一个方面，所述第一隔板的厚度在2mm至3.5mm之间；

所述第二隔板的厚度在1mm至2.5mm之间；

所述第三隔板的厚度在0.5mm至2mm之间。

根据本发明的一个方面，材料为AlSi10Mg合金。

根据本发明的一个方面，采用增材制造方式，制造工艺为金属激光选区熔化成形工艺。

根据本发明的一个方面，所述第一点阵层的厚度为5mm-30mm，所述第二点阵层的厚度为10mm-50mm。

根据本发明的一个方案，密封舱的舱壁采用三个均为实体壁板的隔板和两个由胞元构成的点阵层组成夹层式壁板结构。这样，第一隔板位于最内层，起到保压作用。第三隔板位于最外层，起到微流星体撞击防护功能。第一点阵层由尺寸较小的胞元结构组成，形成较为致密的点阵层，因此具备良好的载荷承载的能力。第二点阵层也由胞元结构组成，但其胞元结构较大，形成较为稀疏的点阵层，可以降低密封舱主结构的散热系数，起到隔热作用。第二隔板位于两个点阵层之间，可加强舱壁整体的载荷承载能力，同时若第三隔板出现损坏，第二隔板也可临时起到防护微流星体的作用，形成两道防护。

根据本发明的一个方案，为了使减少密封舱舱壁整体厚度，将第一点阵层的厚度设计的比第二点阵层的厚度大，从而保证舱壁整体的载荷承载能力较强，为其他部件减轻承重负担，进一步减轻舱壁重量。

根据本发明的一个方案，胞元结构中的两个组成部分别包括四根圆柱杆，每根圆柱杆的一端相交于一点，另一端沿圆周方向等间隔排列在同一平面。不同的胞元结构之间通过圆柱杆的端部相连，这样的结构可以使两个点阵层在重量较轻的前提下，拥有足够的载荷承载能力。

根据本发明的一个方案，组成第一点阵层的胞元结构中的圆柱杆的直径在0.8mm至1.5mm之间，这样第一点阵层的每根圆柱杆的强度较高，且成型时不易断裂。胞元结构的组成部中四根圆柱杆远离交点的一端之间的间隔在5mm至30mm，而第一点阵层的厚度为5mm-30mm。在这样的尺寸范围内，可以使得第一点阵层具备较强的载荷承载能力。而组成第二点阵层的胞元结构中的圆柱杆的直径在0.5mm至1mm之间，胞元结构的组成部中四根圆柱杆远离交点的一端之间的间隔在10mm至50mm，而第二点阵层的厚度为10mm-50mm。这样的尺寸范围可以使第二点阵层的隔热效果最好，且可以辅助第一点阵层承载一些发射段的载荷。

附图说明

图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱舱壁结构的立体图；

图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱舱壁结构的剖视图；

图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱舱壁结构中的胞元结构的立体图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱舱壁结构的立体图。由于本发明在于对航天器舱壁结构进行的改进，因此图1仅示出了航天器主结构的一个舱壁单元。如图1所示，本发明的载人航天器密封舱舱壁结构包括从下至上依次排列的第一隔板1、第一点阵层2、第二隔板5、第二点阵层3和第三隔板4。本发明的舱壁结构采用一体成型增材制造(即3D打印)方式进行生产制造。为了满足航天器轻量化设计需求，舱壁的材料为AlS i10Mg合金，这种材料的力学性能及导热性能也相对较好。而舱壁的制造工艺为金属激光选区熔化成形工艺及相应的后处理。

图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的载人航天器密封舱舱壁结构的剖视图。图2中从上至下的方向为纵向，从左至右为横向。如图2所示，本发明的舱壁结构中的第一点阵层2和第二点阵层3均由胞元结构6组成。胞元结构6的结构参见图3，两个点阵层中的胞元结构6均包括上下对称的两个组成部7。每个组成部7包括四根圆柱杆8，且这四根圆柱杆8的一端相交于同一点，另一端沿圆周方向等间隔排列在同一平面。使得每个组成部7构成一个空心四棱锥，然后两个组成部7的锥顶相对。由此使得胞元结构6在三维空间构成一个立方体。如图2所示，每个点阵层中的胞元结构6之间的连接方式为，组成部7中的四根圆柱杆8与其他胞元结构6中的组成部7中的圆柱杆8的杆端相连，构成图2中横向的一层胞元结构6，然后每层胞元结构6沿纵向排列形成点阵层。这种排列方式也以理解为胞元结构6在三维空间构成的立方体与另一胞元结构6所构成的立方体的面与面相对。这样可以使得每一个点阵层中的胞元结构6能够紧密排列。

在图2所示的实施方式中，组成第一点阵层2的胞元结构6的尺寸远小于构成第二点阵层3的胞元结构6的尺寸，且第一点阵层2的厚度大于第二点阵层3的厚度。使得第一点阵层2在任一方向上的胞元结构6的数量都多于第二点阵层3。因此在本实施方式中，第一点阵层2也可称为致密层，而第二点阵层3也可称为稀疏层。在胞元结构6尺寸确定的情况下，两个点阵层的厚度可通过改变图2中纵向的胞元结构6的数量来调整。而本发明中，第一点阵层2的厚度为5mm-30mm，第二点阵层3的厚度为10mm-50mm。

图3示出了胞元结构的立体图，结合图2和图3，胞元结构6在三维空间构成立方体，因此每个胞元结构6中的组成部7的四根圆柱杆8远离相交点一端的间隔可以理解为胞元结构6所构成的立方体的棱长。而棱长也决定了胞元结构6的尺寸，即组成第一点阵层2的胞元结构6所构成的立方体棱长小于组成第二点阵层3的胞元结构6所构成的立方体棱长。如果胞元结构6尺寸过小，则起不到缓冲作用，如果胞元结构6尺寸过大，则又不具备良好的载荷承载能力。因此在本实施方式中，组成第一点阵层2的胞元结构6所构成的立方体的棱长为10mm，而胞元结构6中的每根圆柱杆8的直径为1mm。组成第二点阵层3的胞元结构6所构成的立方体的棱长为15mm，而胞元结构6中的每根圆柱体7的直径为0.5mm。本发明中的胞元结构6在设计时，结合载人深空探测密封舱主结构对力学、热性能的具体需求，通过对当前对金字塔型、四面体型及Kagome型等不同单个胞元类型所构成的点阵层圆柱壳舱壁结构进行多方案优化和比较后得到。

根据本发明的一种实施方式，三个隔板均为实体壁板。其中，第一隔板1的厚度为2mm，用于实现密封保压功能。第三隔板4的厚度为0.5mm，起到微流星体撞击防护功能。而第二隔板5的厚度为1mm，其与第一隔板1和第一点阵层2构成发射载荷承载主模块，主要用于承载发射段载荷。第二隔板5与第二点阵层3和第三隔板4构成的模块为发射载荷承载增强模块，可辅助完成承载部分发射段载荷。由于作为致密层的第一点阵层2起到主要载荷承载作用，因此第一点阵层2的厚度较第二点阵层3厚，这样可以减轻其他部件的承载负担。而作为稀疏层的第二点阵层3仅承载部分发射段载荷，而其主要作用是利用大尺寸的胞元结构6降低舱壁沿厚度方向上的等效热传导面积，从而降低主结构的散热系数(与实体铝合金相比热传导系数降低了3个数量级)，实现隔热作用。由此，组成第二点阵层3的胞元结构6的尺寸较大，使其隔热性能更好。

由上述设置的航天器舱壁结构采用功能融合的设计，集成了原航天器集成密封保压、发射载荷承载、微流星体撞击防护以及隔热的功能，无需为每个结构单独设计承载结构，也避免了载人航天器主结构设计冗余的重复，使得载人航天器主结构的重量降低约22％。而这一融合设计使舱壁形成夹层板，并且利用稀疏层隔热，可减少内部热控功能的隔热材料的使用数量，从而降低了载人航天器主结构的厚度空间，进而增大内部密封和航天员生活空间。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (8)

1.载人航天器密封舱舱壁结构,包括依次排列的第一隔板(1)、第一点阵层(2)、第二点阵层(3)和第三隔板(4)；

所述第一点阵层(2)和第二点阵层(3)均由紧密排列的胞元结构(6)组成；

其特征在于，还包括：

第二隔板(5)，位于所述第一点阵层(2)与第二点阵层(3)之间；

组成所述第一点阵层(2)的单个胞元结构(6)尺寸小于组成所述第二点阵层(3)的单个胞元结构(6)；

所述第一点阵层(2)的厚度大于所述第二点阵层(3)。

2.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，所述胞元结构(6)包括相互对称的两个组成部(7)；

每个所述组成部(7)包括四根圆柱杆(8)，每根所述圆柱杆(8)的一端相交于一点，另一端沿圆周方向等间隔排列在同一平面；

两个所述组成部(7)的所述圆柱杆(8)的交点相交；

所述胞元结构(6)通过所述圆柱杆(8)的端部与其他胞元结构(6)中的圆柱杆(8)的端部相连。

3.根据权利要求2所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，组成所述第一点阵层(2)的胞元结构(6)中的圆柱杆(8)的直径在0.8mm至1.5mm之间；

所述胞元结构(6)的组成部(7)中四根圆柱杆(8)远离交点的一端之间的间隔在5mm至30mm。

4.根据权利要求2所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，组成所述第二点阵层(3)的胞元结构(6)中的圆柱杆(8)的直径在0.5mm至1mm之间；

所述胞元结构(6)的组成部(7)中四根圆柱杆(8)远离交点的一端之间的间隔在10mm至50mm。

5.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，所述第一隔板(1)的厚度在2mm至3.5mm之间；

所述第二隔板(5)的厚度在1mm至2.5mm之间；

所述第三隔板(4)的厚度在0.5mm至2mm之间。

6.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，材料为AlSi10Mg合金。

7.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，采用增材制造方式，制造工艺为金属激光选区熔化成形工艺。

8.根据权利要求1所述的载人航天器密封舱舱壁结构,其特征在于，所述第一点阵层(2)的厚度为5mm-30mm，所述第二点阵层(3)的厚度为10mm-50mm。

Images