悬挂式复合材料贮箱结构的制作方法

本发明涉及一种航天器承力结构，特别涉及一种含悬挂式复合材料贮箱的承力结构，属于航天器减重技术领域。

背景技术：

未来航天器的发展主要以低成本、高运载能力为目标，要达到这个目标首先要解决的是结构减重问题，而贮箱是飞行器主要的结构部件之一，也是减重的关键部件。美国的研究表明，要达到可重复使用飞行器的飞行要求，必须使净重/发射总重量≤0.092，0.092为净重比，传统的金属贮箱净重比高达0.097。而发动机的推重比随着净重的减少而逐渐提高，也就是说结构重量的减轻直接会提高推进系统的效率。虽然金属贮箱已经在各型航天器上获得大量的应用，但由于金属材料属于各向同性，所制备的贮箱都存在明显的强度富余，无法进一步减重。而碳纤维复合材料属于各向异性材料，具有比强度高、抗疲劳强度优良、破坏后无二次损伤的特点，最重要的是可以根据要求进行优化设计，使得在某一方向上具有最优承载的优势，有效减轻结构重量。通过金属贮箱与复合材料贮箱的重量对比可知，复合材料贮箱较金属贮箱减重达30％以上。因此，发展复合材料贮箱是实现航天系统减重目的的关键技术之一。

复合材料贮箱作为航天系统中的关键部件，其研制技术直接决定其性能，而其性能又对航天系统有很大的影响，如(1)贮箱结构效率：贮箱作为属于重量比例较大的结构部件，其结构效率直接影响航天器有效载荷；(2)贮箱可靠性:直接关系整个航天器的成功发射与在轨安全运行；(3)贮箱安全性：如果发生贮箱爆破的灾难性失效，产生的高压气体释放、金属或纤维束高速碎片将对航天器产生严重的破坏；(4)贮箱应力断裂寿命：直接影响航天器在轨工作寿命，合理的结构设计保证贮箱在服役期间满足相应的可靠度要求；(5)贮箱疲劳寿命：影响航天器重复使用贮箱的介质充填次数。因此，针对复合材料贮箱结构构型方案进行研究，结合复合材料结构的工艺特点和材料性能，提出有效、可行、具有工程可实现性的方案设计。

图1为现有常用的复合材料贮箱结构方案，结构承受的主要载荷通过梁框传递，贮箱1作为非主承力部件只承受飞行时自身及燃料过载以及贮箱增压压力。这个结构构型的特点是贮箱1通过连接裙悬挂在法兰连接框3上，只承受内压载荷。在法兰连接框3上同时通过复合材料锥体支架2直接支撑有效载荷法兰，对作为主承力部件的复合材料锥体支架2的刚度及重量要有较高要求。

技术实现要素：

本发明提供一种降低结构重量、提高结构效率的悬挂式复合材料贮箱结构。

本发明的悬挂式复合材料贮箱结构，包括四个复合材料贮箱、环形框和十字梁；

十字梁固定在环形框的内侧，形成四个框梁支架，框梁支架为90°圆心角的扇形框架结构；

四个复合材料贮箱分别固定在四个框梁支架上，贮箱仅承担内压载荷和自身质量产生的载荷。

优选的是，环形框的上端面还设置有效载荷支架。

优选的是，所述复合材料贮箱的环向和轴向的铺层比例为a：1，其中a的取值范围为1.5～2.5。

优选的是，所述复合材料贮箱通过连接裙与框梁支架连接，连接裙在缠绕时与复合材料贮箱一体成型，并通过螺栓与框梁支架连接。

优选的是，所述十字梁采用胶接和铆接相结合的方式固定在环形框的内侧。

优选的是，所述环形框和十字梁均采用预浸料铺放卷制工艺制备，外部铺放复合材料，内部填充芳纶纸蜂窝。

优选的是，所述环形框和十字梁均采用口型梁制成。

本发明的有益效果在于，本发明利用框梁支架固定四个复合材料贮箱，在结构总容积不变的情况下，增大每个贮箱容积的同时，减少了贮箱的数量，从而增加了结构可利用的空间，达到了降低结构重量、提高结构效率的目的。

附图说明

图1为现有常用的复合材料贮箱的结构原理图。

图2为本发明的悬挂式复合材料贮箱的结构原理图。

图3为本发明应用至航天器上的结构原理图。

图4为应用至航天器上的底面结构原理图。

图5为应用至航天器上的顶面结构原理图。

图6为应用至航天器上的侧面结构原理图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

本实施方式的悬挂式复合材料贮箱结构，如图2所示，悬挂式贮箱结构包括四个复合材料贮箱3、环形框5和十字梁4；

十字梁4固定在环形框5的内侧，形成四个框梁支架，框梁支架为90°圆心角的扇形框架结构；

四个复合材料贮箱3分别固定在四个框梁支架上，贮箱仅承担内压载荷和自身质量产生的载荷。。

环形框的上端面还设置有效载荷支架6。

本实施方式采用框梁支架悬挂贮箱，本实施方式的悬挂式复合材料贮箱结构应用至航天器上的原理示意图如图3、图4、图5和图6所示，结构上面承受的有效载荷通过有效载荷支架6作用于环形框5上，下面发动机7产生的推力作用于十字梁4中点处。可见，当整个结构工作时，下面发动机7产生的推力传递至十字梁4和连接裙，并进而传递至贮箱，同时通过复合材料有效载荷支架6传递至上面的有效载荷。

本实施方式的环形框和十字梁均采用口型梁制成。

本实施方式贮箱的设计方法：

对于复合材料贮箱，由于其厚度很薄，模量较低，因此在贮箱工作过程中，可以忽略金属内衬的承载作用，认为铝合金只起气密作用。复合材料贮箱在缠绕工艺过程中的缠绕线型设计和铺层顺序设计往往先于工艺设计，造成设计与工艺脱节。铺层优化设计的结果在工艺上往往无法满足纤维稳定的要求，导致优化设计的目标无法实现，需要重新设计，并进行大量的试验工艺摸索。通过对封头缠绕轨迹的计算，可以确定理论优化设计的边界条件，大幅度减少试错试验的数量，降低成本的同时，可以得到可行的最优方案。

复合材料贮箱在进行刚度优化设计时，通常会遇到封头建模不准确的问题，导致整体结构计算存在误差。同时以往设计缠绕线型，在封头上往往采用测地线或短程线来规划线型，因此，导致线型设计余地较小，线型受到芯模尺寸，封头型面等限制因素的控制。为了得到合理的线型，有时甚至需要修改内衬尺寸，造成大量的重复计算，这种现象在不等极孔贮箱的缠绕过程中尤其明显。通过求解缠绕轨迹在封头型面的稳定方程，配合缠绕角方程，可以有效的解决封头与筒身交接处缠绕角固定，导致线型设计困难的难题。在封头上推导出一个纤维可以进行稳定非测地线缠绕的区域，将使得在该区域内存在一个筒身缠绕角的变化范围，配合纤维缠绕不离缝不重叠条件，使得线型设计自由度大大增加，同时根据封头受力情况，改变封头上纤维轨迹走向，设计出更加符合封头受力的线型轨迹。

复合材料贮箱在封头处的缠绕层由于连续纤维缠绕的原因，在封头极孔附近将产生纤维堆积现象，这种纤维堆积将导致封头厚度出现不连续的非线性变化，极孔附近复合材料堆高限制法兰的设计尺寸，以及复合材料在缠绕过程中纤维滑线、架空等现象。此外，如何精确预测各种缠绕线型和缠绕层分布下的封头厚度分布，对复合材料封头有限元建模的精确性也影响极大。因此，通过对缠绕厚度的精确预测，同时对每种线型在封头上的轨迹分布进行精确计算后，可以得到每种线型在每个单元范围内的厚度堆积情况和缠绕角精确值，然后再逐点代入有限元单元中，可进行更加精确的有限元计算。

在以上工作的基础上，通过联用Ansys和迭代计算程序以及缠绕线型表，设计不同的缠绕线型，进而以应变均匀为设计目标，对各种允许线型下的变形情况进行计算并优选，达到封头的刚度优化设计，进而完成整个贮箱的设计。

优选实施例中，十字梁采用胶接和铆接相结合的方式固定在环形框的内侧。

本实施方式的环形框和十字梁也均为复合材料，胶接有重量轻的优点，而铆接应用在承受验证冲击及振动的载荷中。根据胶接和铆接的特点，在实际应用中，可以根据实际连接需求选择胶接或铆接，以达到将十字梁固定在环形框的内侧的目的。

优选实施例中，复合材料贮箱通过连接裙与框梁支架连接，连接裙在缠绕时与复合材料贮箱一体成型，并通过螺栓与框梁支架连接。

本实施方式的连接裙为复合材料，在实际应用中，连接裙在贮箱缠绕时与贮箱一体成型，并通过螺栓与框梁支架连接，所以本实施方式的连接裙也作为主承力结构。

优选实施例中，环形框和十字梁均采用预浸料铺放卷制工艺制备，外部铺放复合材料，内部填充芳纶纸蜂窝。

优选的是，所述复合材料贮箱的环向和轴向的铺层比例为1.5:1～2.5:1。由于在该复合材料贮箱结构构型中，贮箱作为非承力部件，工作时只是承受内部燃料过载以及贮箱增压压力，所以，贮箱环向变形远大于轴向变形，通常将贮箱环向和轴向的铺层比例设计为1.5:1～2.5:1较为合理。