CN113636107A - 一种航天器用复合材料贮箱及其制作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，它包括金属内衬1、粘结层2、纤维缠绕层3、安装平台4、裙座胶结层5、裙座法兰6以及法兰复合缠绕层7，其中，所述粘结层2涂抹和粘接在金属内衬1外表面，所述纤维缠绕层3缠绕在粘结层2外表面，所述安装平台4缠绕在纤维缠绕层3外表面，在所述安装平台4外表面与所述裙座法兰6内表面之间设置有裙座胶结层5，通过所述裙座法兰6胶结后，在安装平台4与所述裙座法兰6之间插入锁紧销8锁固，在所述裙座法兰6外表面缠绕法兰复合缠绕层7。
Description
技术领域
本发明涉及航天器复合材料压力容器技术领域，具体地，涉及一种航天器用复合材料氙气贮箱及其制作方法。
背景技术
随着航天技术的发展，对具有更高比冲优势的电推进系统的应用需求越来越迫切，国内外越来越多的空间飞行器配备了电推进发动机，甚至出现了采用电推进发动机全部取代化学推进发动机的全电推进卫星平台。
电推进系统最常用的工作介质为氙气，氙气是一种高密度的惰性气体，其密度已经超过了液态化学推进剂的密度，同时为提高电推力器的工作寿命，要求贮存容器中氙气的纯度达到99.9995％以上，这些都给氙气贮存容器提出了异与常规气体贮存容器的特殊要求。氙气贮存容器除了要求轻质、可靠、安全等要求外，还要求具有抽真空不失稳、优异的内腔粗糙度以及适应高负载的可靠安装结构。
当前氙气贮箱由于容积较小，一般采用箍带连接的安装结构，贮箱内表面也无法进行抛光处理，只能通过反复置换实现贮箱内氙气的纯度提升，造成了大量价格昂贵的氙气浪费。
发明内容
针对氙气贮箱的使用、安装特点，本发明的目的是提供一种航天器用复合材料贮箱及其制作方法。
贮箱包括金属内衬1、粘结层2、纤维缠绕层3、安装平台4、裙座胶结层5、裙座法兰6以及法兰复合缠绕层7，其中，所述粘结层2涂抹和粘接在金属内衬1外表面，所述纤维缠绕层3缠绕在粘结层2外表面，所述安装平台4缠绕在纤维缠绕层3外表面，在所述安装平台4外表面与所述裙座法兰6内表面之间设置有裙座胶结层5，通过所述裙座法兰6胶结后，在安装平台4与所述裙座法兰6之间插入锁紧销8锁固，在所述裙座法兰6外表面缠绕法兰复合缠绕层7。
优选地，所述贮箱贮存介质为氙气。
优选地，所述金属内衬1为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002，壳体内表面进行研磨抛光处理，表面粗糙度优于0.2μm；壳体外表面采用喷砂处理，以便增强抗失稳粘结层2与金属内衬1结合能力。
优选地，所述粘结层2为采用抗失稳材料，由粘接剂和胶膜组成，胶膜裁减成条状，每条尺寸300mm～600mm×20mm～40mm，呈放射状布置，上、下半球各设置16条，空余位置涂刷粘接剂。在抗失稳粘结层的外表面缠绕、固化纤维缠绕层、安装平台，纤维缠绕层的设计应适应贮箱工作压力的需求。
优选地，所述安装平台4位于贮箱赤道面偏下方，安装平台4外径尺寸依据裙座法兰6的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，安装平台4设置有限位平台，以提高贮箱轴向过载能力。
优选地，所述裙座法兰6呈圆环形，采用金属或复合材料结构；裙座法兰6上开设有收紧槽61、溢胶孔62、锯齿槽63、锁紧孔64以及安装支耳65；
其中，所述收紧槽61便于法兰复合缠绕层7充分收紧裙座法兰6；所述溢胶孔62用于观察裙座胶结层5是否充分涂覆于安装平台4与裙座法兰6之间；所述锯齿槽63用于固定法兰复合缠绕层；所述锁紧孔64用于插入锁紧销8；所述安装支耳65用于复合材料氙气贮箱与航天器的安装连接；裙座法兰6内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽，用于增强裙座法兰6与裙座胶结层5之间的粘结强度。
优选地，所述安装平台与裙座法兰之间设有裙座胶结层，胶结后插入24根锁紧销，锁紧销与安装平台、裙座法兰之间为过盈配合，并采用防松胶防松。
优选地，所述法兰复合缠绕层7覆盖在裙座法兰6外，采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
本发明还提供了一种航天器用复合材料贮箱制作方法，包括如下步骤：
步骤S1：金属内衬1为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，材料为铝合金5A06、2219、6061；钛合金TA1、TA2、TC4，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002；
步骤S2：金属内衬1内表面进行研磨抛光处理，金属内衬1装入研磨颗粒，研磨颗粒具有磁性、且颗粒直径不大于2mm，研磨颗粒在研磨机高速旋转带动下，对内壁进行抛光处理，抛光处理后金属内衬1内表面粗糙度优于0.2μm；
步骤S3：金属内衬1外表面进行喷砂处理；
步骤S4：将胶膜裁减成条状，每条尺寸300mm～600mm×20mm～40mm，撕去胶膜表面的隔离纸后粘在金属内衬1外表面，胶膜呈放射状布置，上、下半球各设置16条，在空余位置涂刷粘接剂；
步骤S5：采用湿法缠绕工艺在金属内衬1外表面形成纤维缠绕层3、安装平台4毛坯，并进行固化；
步骤S6：在固化后的安装平台4毛坯上进行机械加工，安装平台4外径尺寸依据裙座法兰6的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，加工出限位平台和锁紧孔；
步骤S7：裙座法兰6呈圆环形，可采用金属或复合材料结构。裙座法兰6上开设有收紧槽61、溢胶孔62、锯齿槽63、锁紧孔64以及用于安装的18个花瓣型安装支耳65，裙座法兰6内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽；
步骤S8：裙座法兰6内表面涂上粘结剂后套装于安装平台4上，套装过程严格控制裙座法兰6与安装平台4之间的间隙，溢胶孔62中粘结剂均匀溢出，从而保证粘裙座胶结层5填充均匀；
步骤S9：向锁紧孔64中插入24根锁紧销8，锁紧销8与安装平台4、裙座法兰6之间为过盈配合，并采用防松胶防松；
步骤S10：在裙座法兰6外采用湿法缠绕工艺缠绕法兰复合缠绕层7，其采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过研磨抛光技术，将金属内衬内表面粗糙度处理至优于0.2μm，从而使氙气加注时的抽真空置换次数大大缩短，节约大量氙气成本；
2、本发明通过金属内衬进行喷砂处理，增强了抗失稳粘结层与金属内衬的结合能力；
3、本发明通过金属内衬外设置由粘接剂和胶膜组成的抗失稳粘结层，解决了薄壁金属内衬抽真空失稳问题，有助于壳体壁厚的进一步减薄，降低贮箱重量；
4、本发明贮箱采用裙座法兰的连接方式，有效地消除了工作压力下贮箱的径向变形，降低了航天器的安装结构的设计难度；
5、本发明通过在裙座法兰内表面采用激光刻蚀技术制作井字槽、设置裙座胶结层及插入24根锁紧销等措施，提高了裙座法兰的连接强度，有助于贮箱适应各类严酷的力学环境。
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为本发明主要体现复合材料氙气贮箱整体结构的示意图；
图2为本发明主要体现复合材料氙气贮箱裙座法兰复合结构的示意图；
图3为本发明主要体现复合材料氙气贮箱裙座法兰结构的示意图。
附图标记：1、金属内衬；2、抗失稳粘结层；3、纤维缠绕层；4、安装平台；5、裙座胶结层；6、裙座法兰；61、收紧槽；62、溢胶孔；63、锯齿槽；64、锁紧孔；65、安装支耳；7、法兰复合缠绕层；8、锁紧销。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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，因此不能理解为对本申请的限制。
如图1所示，根据本发明提供的一种航天器用复合材料氙气贮箱，包括金属内衬1、抗失稳粘结层2、纤维缠绕层3、安装平台4、裙座胶结层5、裙座法兰6以及法兰复合缠绕层7。
贮箱包括金属内衬1、粘结层2、纤维缠绕层3、安装平台4、裙座胶结层5、裙座法兰6以及法兰复合缠绕层7，其中，所述粘结层2涂抹和粘接在金属内衬1外表面，所述纤维缠绕层3缠绕在粘结层2外表面，所述安装平台4缠绕在纤维缠绕层3外表面，在所述安装平台4外表面与所述裙座法兰6内表面之间设置有裙座胶结层5，通过所述裙座法兰6胶结后，在安装平台4与所述裙座法兰6之间插入锁紧销8锁固，在所述裙座法兰6外表面缠绕法兰复合缠绕层7。例如，金属内衬1采用焊接或无焊缝结构，内表面进行研磨抛光处理，降低贮箱内表面吸附水汽及杂质气体的吸附能力。金属内衬1缠绕前，在外表面敷设抗失稳粘结层2并固化，之后进行纤维缠绕层3、安装平台4的缠绕、固化，裙座法兰6采用金属材料或复合材料制成，通过胶接、锁紧销8、缠绕的方式固定在贮箱壳体上。
根据本发明的一个实施例，所述贮箱贮存介质为氙气。
根据本发明的一个实施例，所述金属内衬1为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002，壳体内表面进行研磨抛光处理，表面粗糙度优于0.2μm；壳体外表面采用喷砂处理，以便增强抗失稳粘结层2与金属内衬1结合能力。
根据本发明的一个实施例，所述粘结层2为采用抗失稳材料，由粘接剂和胶膜组成，胶膜裁减成条状，每条尺寸300mm～600mm×20mm～40mm，呈放射状布置，上、下半球各设置16条，空余位置涂刷粘接剂。在抗失稳粘结层的外表面缠绕、固化纤维缠绕层、安装平台，纤维缠绕层的设计应适应贮箱工作压力的需求。
根据本发明的一个实施例，所述安装平台4位于贮箱赤道面偏下方，安装平台4外径尺寸依据裙座法兰6的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，安装平台4设置有限位平台，以提高贮箱轴向过载能力。
根据本发明的一个实施例，所述裙座法兰6呈圆环形，采用金属或复合材料结构；裙座法兰6上开设有收紧槽61、溢胶孔62、锯齿槽63、锁紧孔64以及安装支耳65；
其中，所述收紧槽61便于法兰复合缠绕层7充分收紧裙座法兰6；所述溢胶孔62用于观察裙座胶结层5是否充分涂覆于安装平台4与裙座法兰6之间；所述锯齿槽63用于固定法兰复合缠绕层；所述锁紧孔64用于插入锁紧销8；所述安装支耳65用于复合材料氙气贮箱与航天器的安装连接；裙座法兰6内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽，用于增强裙座法兰6与裙座胶结层5之间的粘结强度。
根据本发明的一个实施例，所述安装平台与裙座法兰之间设有裙座胶结层，胶结后插入24根锁紧销，锁紧销与安装平台、裙座法兰之间为过盈配合，并采用防松胶防松。
根据本发明的一个实施例，所述法兰复合缠绕层7覆盖在裙座法兰6外，采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
例如，如图2所示，安装平台4位于贮箱赤道面偏下方，安装平台4外径尺寸依据裙座法兰6的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，安装平台4设置有限位平台，以提高贮箱轴向过载能力。安装平台4与裙座法兰6之间设有裙座胶结层5，胶结后插入24根锁紧销8锁固。法兰复合缠绕层7覆盖在裙座法兰6外，采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
如图3所示，裙座法兰6上开设有收紧槽61、溢胶孔62、锯齿槽63、锁紧孔64以及用于安装的18个花瓣型安装支耳65，裙座法兰6内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽。
根据本发明提供的一种航天器用复合材料氙气贮箱制作方法，包括如下步骤：
步骤S1：金属内衬为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，常用材料为铝合金5A06、2219、6061；钛合金TA1、TA2、TC4等，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002。
步骤S2：金属内衬内表面进行研磨抛光处理，金属内衬装入研磨颗粒，研磨颗粒具有磁性、且颗粒直径不大于2mm，研磨颗粒在研磨机高速旋转带动下，对内壁进行抛光处理，抛光处理后金属内衬内表面粗糙度优于0.2μm。
步骤S3：金属内衬外表面进行喷砂处理。
步骤S4：将胶膜裁减成条状，每条尺寸300mm～600mm)×20mm～40mm)，撕去胶膜表面的隔离纸后粘在金属内衬外表面，胶膜呈放射状布置，上、下半球各设置16条，在空余位置涂刷粘接剂。
步骤S5：采用湿法缠绕工艺在金属内衬外表面形成纤维缠绕层、安装平台毛坯，并进行固化。
步骤S6：在固化后的安装平台毛坯上进行机械加工，安装平台外径尺寸依据裙座法兰的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，加工出限位平台和锁紧孔。
步骤S7：裙座法兰呈圆环形，可采用金属或复合材料结构。裙座法兰上开设有收紧槽、溢胶孔、锯齿槽、锁紧孔以及用于安装的18个花瓣型安装支耳，裙座法兰内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽。
步骤S8：裙座法兰内表面涂上粘结剂后套装于安装平台上，套装过程严格控制裙座法兰与安装平台之间的间隙，溢胶孔中粘结剂均匀溢出，从而保证裙座胶结层填充均匀。
步骤S9：向锁紧孔中插入24根锁紧销，锁紧销与安装平台、裙座法兰之间为过盈配合，并采用防松胶防松。
步骤S10：在裙座法兰外采用湿法缠绕工艺缠绕法兰复合缠绕层，其采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (9)
1.一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，它包括金属内衬(1)、粘结层(2)、纤维缠绕层(3)、安装平台(4)、裙座胶结层(5)、裙座法兰(6)以及法兰复合缠绕层(7)，其中，所述粘结层(2)涂抹和粘接在金属内衬(1)外表面，所述纤维缠绕层(3)缠绕在粘结层(2)外表面，所述安装平台(4)缠绕在纤维缠绕层(3)外表面，在所述安装平台(4)外表面与所述裙座法兰(6)内表面之间设置有裙座胶结层(5)，通过所述裙座法兰(6)胶结后，在安装平台(4)与所述裙座法兰(6)之间插入锁紧销(8)锁固，在所述裙座法兰(6)外表面缠绕法兰复合缠绕层(7)。
2.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述贮箱贮存介质为氙气。
3.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述金属内衬(1)为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002，壳体内表面进行研磨抛光处理，表面粗糙度优于0.2μm；壳体外表面采用喷砂处理，以便增强抗失稳粘结层(2)与金属内衬1结合能力。
4.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述粘结层2为采用抗失稳材料，由粘接剂和胶膜组成，胶膜裁减成条状，每条尺寸(300mm～600mm)×(20mm～40mm)，呈放射状布置，上、下半球各设置16条，空余位置涂刷粘接剂。
5.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述安装平台(4)位于贮箱赤道面偏下方，安装平台(4)外径尺寸依据裙座法兰(6)的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，安装平台(4)设置有限位平台，以提高贮箱轴向过载能力。
6.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述裙座法兰(6)呈圆环形，采用金属或复合材料结构；裙座法兰(6)上开设有收紧槽(61)、溢胶孔(62)、锯齿槽(63)、锁紧孔(64)以及安装支耳(65)；
其中，所述收紧槽(61)便于法兰复合缠绕层(7)充分收紧裙座法兰(6)；所述溢胶孔(62)用于观察裙座胶结层(5)是否充分涂覆于安装平台(4)与裙座法兰(6)之间；所述锯齿槽(63)用于固定法兰复合缠绕层；所述锁紧孔(64)用于插入锁紧销(8)；所述安装支耳(65)用于复合材料氙气贮箱与航天器的安装连接；裙座法兰(6)内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽，用于增强裙座法兰(6)与裙座胶结层(5)之间的粘结强度。
7.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，锁紧销(8)与安装平台(4)、裙座法兰(6)之间为过盈配合，并采用防松胶防松。
8.根据权利要求1所述一种航天器用复合材料贮箱，其特征在于，所述法兰复合缠绕层(7)覆盖在裙座法兰(6)外，采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
9.一种航天器用复合材料贮箱制作方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：金属内衬(1)为铝合金无缝结构、铝合金焊接结构或钛合金焊接结构，材料为铝合金5A06、2219、6061；钛合金TA1、TA2、TC4，其壳体壁厚与壳体内径比不大于0.002；
步骤S2：金属内衬(1)内表面进行研磨抛光处理，金属内衬(1)装入研磨颗粒，研磨颗粒具有磁性、且颗粒直径不大于2mm，研磨颗粒在研磨机高速旋转带动下，对内壁进行抛光处理，抛光处理后金属内衬(1)内表面粗糙度优于0.2μm；
步骤S3：金属内衬(1)外表面进行喷砂处理；
步骤S4：将胶膜裁减成条状，每条尺寸(300mm～600mm)×(20mm～40mm)，撕去胶膜表面的隔离纸后粘在金属内衬(1)外表面，胶膜呈放射状布置，上、下半球各设置16条，在空余位置涂刷粘接剂；
步骤S5：采用湿法缠绕工艺在金属内衬(1)外表面形成纤维缠绕层(3)、安装平台(4)毛坯，并进行固化；
步骤S6：在固化后的安装平台(4)毛坯上进行机械加工，安装平台(4)外径尺寸依据裙座法兰(6)的内径尺寸配合加工，并保证两者间隙控制在0.3mm～0.5mm之间，加工出限位平台和锁紧孔；
步骤S7：裙座法兰(6)呈圆环形，可采用金属或复合材料结构；裙座法兰(6)上开设有收紧槽(61)、溢胶孔(62)、锯齿槽(63)、锁紧孔(64)以及用于安装的18个花瓣型安装支耳(65)，裙座法兰(6)内表面采用激光刻蚀技术，使之密布深度在5μm～10μm的井字槽；
步骤S8：裙座法兰(6)内表面涂上粘结剂后套装于安装平台(4)上，套装过程严格控制裙座法兰(6)与安装平台(4)之间的间隙，溢胶孔(62)中粘结剂均匀溢出，从而保证粘裙座胶结层(5)填充均匀；
步骤S9：向锁紧孔(64)中插入24根锁紧销(8)，锁紧销(8)与安装平台(4)、裙座法兰(6)之间为过盈配合，并采用防松胶防松；
步骤S10：在裙座法兰(6)外采用湿法缠绕工艺缠绕法兰复合缠绕层(7)，其采用缠绕角为88°～90°的环向缠绕层，厚度在1mm～3mm之间。
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2021
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