超轻量化航天器推进剂贮箱的制作方法

本发明属于推进剂贮箱技术领域，具体涉及超轻量化航天器推进剂贮箱。

背景技术：

推进剂贮箱是为航天器液体推进系统贮存和供应推进剂的压力容器，是推进系统的重要部件，对航天器推进系统的性能、可靠性和寿命具有举足轻重的影响。近年来随着科学技术的进步和空间环境探测的需要，航天器开始进入全新的发展时代。我国在《2011年中国的航天》白皮书中指出启动实施以月面采样返回为目标的月球探测第三步任务，2017年将发射嫦娥5号探测器，2016年在中国航天事业创立60周年之际启动了和月球探测一样的火星探测计划，火星探测也将完成火星的环绕探测、着陆和巡视探测以及采样返回。对于新型航天器，尤其是深空探测器，对重量的要求十分严苛，而推进剂贮箱不论从自身质量还是所占的空间而言都占有很大比例，因此贮箱轻量化成为航天器减重的关键因素。贮箱目前使用的材料主要有铝合金、钛合金等轻金属，国际上也开始研制复合材料贮箱，但是推进剂与复合材料的相容性、防渗漏性等技术瓶颈还有待解决。国内在复合材料技术、结构设计技术、工艺技术、无损检测与健康监测技术、试验测试技术等方面都不同程度存在关键技术难题，因此短期内很难实现复合材料贮箱的大规模应用。只能通过采用比强度更高的轻金属材料来实现贮箱轻量化以满足新型航天器轻量化需求。

现在推进剂贮箱常用的材料主要有钛合金，2000系和5000系铝合金(如5A06、2A12、2219)，铝锂合金(如2195)，铝钪合金(如5B70)等。而这些材料由于比强度较低，已经不能满足贮箱质量更轻、承受内压能力更强的设计要求了。7000系合金被称为超高强度硬铝(LC)，是Al-Zn-Mg-Cu合金。其发展经历了19世纪50年代初、70年代初和90年代初三个重要节点，出现了最具代表性的7075(1954年注册)、7050(1971年注册)和7055(1991年注册)三个牌号，其中7055是截至目前变形铝合金中强度最高的合金，俗称“王牌铝合金”，也是美国注册的综合性能最好的超高强度铝合金，在T73热处理状态下7055铝合金的屈服强度超过5A06屈服三倍以上，若采用7055铝合金生产推进剂贮箱可大幅度减轻结构重量，实现深空探测航天器的轻量化。

但不论是7055还是其他7000系铝合金，大部分都是用于航空航天结构件，鲜有报道其在推进剂贮箱上的应用。最主要的原因是7000系铝合金合金元素含量较高，传统半连续铸造技术生产的合金锭坯存在一定的组织缺陷，如严重的宏观偏析、发达的树枝晶组织、晶粒形态及尺寸大小不均匀、组织粗大、微观缩松等，导致锻造和其他压力加工成形困难，尤其是对于贮箱这样的薄壁件，其毛坯锻件变形量大，容易出现锻造开裂，而且锻件性能单件及批次稳定性差。所以很少有用7000系铝合金生产贮箱，限制了更高比强度铝合金在航天器轻量化中的应用。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服上述现有技术的不足，提供超轻量化航天器推进剂贮箱。

超轻量化航天器推进剂贮箱，包括：

喷射成形7055铝合金材料制成的、半球形的第一壳体和第二壳体；

沿其表面垂直方向发生弹性和塑性变形的、纯铝材料制成的、圆形的膜片；

其特征在于：所述膜片设置在第一壳体和第二壳体之间，其中膜片通过TIG焊接工艺焊接在第一壳体的下部，第一壳体和第二壳体通过搅拌摩擦焊接工艺焊接连接，第一壳体上部设有圆柱形的第一连接座，第二壳体的下部设有圆柱形第二连接座，第一连接座的中心处设有圆形通孔，通孔上部设有内螺纹，第二连接座的中心处设有圆形通孔，通孔的下部设有内螺纹，第一壳体与第一连接座通过锻压、热处理、精加工工艺成形，第二壳体与第二连接座通过与上述相同的锻压、热处理、精加工工艺成形。

优选地，所述第一连接座中心处的通孔通过第一内接头与排放阀门相通。

优选地，所述第二连接座通过第二内接头与进气阀门相通。

优选地，所述7055铝合金材料中Zn合金的含量为7.6～8.4％，合金的总含量为12.08～14.15％。

优选地，所述锻压工艺分为多次锻压，每次锻压前需回炉保温，每次锻压的变形量为30～40％，最后一次锻压，凸模与毛胚件之间填充固态润滑剂，经锻压工艺后第一壳体和第二壳体毛坯件壁厚为30～40mm；进一步优选地，所述固态润滑剂为石墨和木屑的混合物。

优选地，所述第一壳体和第二壳体的壁厚为0.5～3mm。

优选地，所述第一壳体和第二壳体之间球形空间的容积为30～110L。

与现有技术相比，本发明的有益效果：

本发明通过采用超高强度的喷射成形7055铝合金材料实现了贮箱体壁厚减小，以达到超轻量化目的；可以生产壁厚0.5～3mm，容积覆盖110L以内的各类推进剂贮箱，在承受同等压力的情况下，比传统铝合金材料及铝合金内腔外加复合材料的贮箱综合减重40％以上；贮箱实际爆破压力可达到8.6MPa。

附图说明

图1为本发明超轻量化航天器推进剂贮箱的结构示意图。

图2为本发明超轻量化航天器推进剂贮箱在排空推进剂状态下的示意图。

图3为本发明超轻量化航天器推进剂贮箱在注满推进剂状态下的示意图。

图中，1、排放阀门，2、第一内接头，3、第一连接座，4、第一壳体，5、膜片，6、第二壳体，7、第二连接座，8、第二内接头，9、进气阀门。

具体实施方式

参见图1、图2、图3，超轻量化航天器推进剂贮箱，包括：

喷射成形7055铝合金材料制成的、半球形的第一壳体4和第二壳体6；

沿其表面垂直方向发生弹性和塑性变形的、纯铝材料制成的、圆形的膜片5；

其特征在于：所述膜片5设置在第一壳体4和第二壳体6之间，其中膜片5通过TIG焊接工艺焊接在第一壳体4的下部，第一壳体4和第二壳体6通过搅拌摩擦焊接工艺焊接连接，第一壳体4上部设有圆柱形的第一连接座3，第二壳体6的下部设有圆柱形第二连接座7，第一连接座3的中心处设有圆形通孔，通孔上部设有内螺纹，第二连接座7的中心处设有圆形通孔，通孔的下部设有内螺纹，第一壳体4与第一连接座3通过锻压、热处理、精加工工艺成形，第二壳体6与第二连接座7通过与上述相同的锻压、热处理、精加工工艺成形。

为了方便推进剂的排出，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述第一连接座3中心处的通孔通过第一内接头2与排放阀门1相通。

为了进一步方便推进剂的排出，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述第二连接座7通过第二内接头8与进气阀门9相通。

为了提高贮箱的强度、减少贮箱的壁厚，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述7055铝合金材料中Zn合金的含量为7.6～8.4％，合金的总含量为12.08～14.15％。

为了进一步提高贮箱的强度、减少贮箱的壁厚，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述锻压工艺分为多次锻压，每次锻压前需回炉保温，每次锻压的变形量为30～40％，最后一次锻压，凸模与毛胚件之间填充固态润滑剂，经锻压工艺后第一壳体4和第二壳体6毛坯件壁厚为30～40mm；

为了方便凸模与毛胚件的分离，所述固态润滑剂为石墨和木屑的混合物。

为了减少贮箱的壁厚，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述第一壳体4和第二壳体6的壁厚为0.5～3mm。

为了满足贮箱的应用，在本发明实施例提供的一个实施例中，所述第一壳体4和第二壳体6之间球形空间的容积为30～110L。

本发明超轻量化航天器推进剂贮箱，通过如下的方式工作：

当需要填充推进剂时，开启排放阀门1，推进剂注入第一壳体4内的半球形空间，同时膜片向下弯曲，直至膜片接近第二壳体6下部内壁时(推进剂占满球形空间90％)，完成推进剂的填充；

当需要下外提供推进剂时，开启排放阀门1和进气阀门9，向第二壳体6内壁与膜片之间的空间中注入填充气，直至膜片接近第一壳体4上部内壁时(填充气占满球形空间90％)，完成推进剂的排放。

本发明技术方案在上面结合附图对发明进行了示例性描述，显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性改进，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。