本發(fā)明屬于推進(jìn)劑貯箱技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱。

背景技術(shù)：

推進(jìn)劑貯箱是為航天器液體推進(jìn)系統(tǒng)貯存和供應(yīng)推進(jìn)劑的壓力容器，是推進(jìn)系統(tǒng)的重要部件，對(duì)航天器推進(jìn)系統(tǒng)的性能、可靠性和壽命具有舉足輕重的影響。近年來(lái)隨著科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步和空間環(huán)境探測(cè)的需要，航天器開(kāi)始進(jìn)入全新的發(fā)展時(shí)代。我國(guó)在《2011年中國(guó)的航天》白皮書(shū)中指出啟動(dòng)實(shí)施以月面采樣返回為目標(biāo)的月球探測(cè)第三步任務(wù)，2017年將發(fā)射嫦娥5號(hào)探測(cè)器，2016年在中國(guó)航天事業(yè)創(chuàng)立60周年之際啟動(dòng)了和月球探測(cè)一樣的火星探測(cè)計(jì)劃，火星探測(cè)也將完成火星的環(huán)繞探測(cè)、著陸和巡視探測(cè)以及采樣返回。對(duì)于新型航天器，尤其是深空探測(cè)器，對(duì)重量的要求十分嚴(yán)苛，而推進(jìn)劑貯箱不論從自身質(zhì)量還是所占的空間而言都占有很大比例，因此貯箱輕量化成為航天器減重的關(guān)鍵因素。貯箱目前使用的材料主要有鋁合金、鈦合金等輕金屬，國(guó)際上也開(kāi)始研制復(fù)合材料貯箱，但是推進(jìn)劑與復(fù)合材料的相容性、防滲漏性等技術(shù)瓶頸還有待解決。國(guó)內(nèi)在復(fù)合材料技術(shù)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、工藝技術(shù)、無(wú)損檢測(cè)與健康監(jiān)測(cè)技術(shù)、試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)等方面都不同程度存在關(guān)鍵技術(shù)難題，因此短期內(nèi)很難實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料貯箱的大規(guī)模應(yīng)用。只能通過(guò)采用比強(qiáng)度更高的輕金屬材料來(lái)實(shí)現(xiàn)貯箱輕量化以滿(mǎn)足新型航天器輕量化需求。

現(xiàn)在推進(jìn)劑貯箱常用的材料主要有鈦合金，2000系和5000系鋁合金(如5A06、2A12、2219)，鋁鋰合金(如2195)，鋁鈧合金(如5B70)等。而這些材料由于比強(qiáng)度較低，已經(jīng)不能滿(mǎn)足貯箱質(zhì)量更輕、承受內(nèi)壓能力更強(qiáng)的設(shè)計(jì)要求了。7000系合金被稱(chēng)為超高強(qiáng)度硬鋁(LC)，是Al-Zn-Mg-Cu合金。其發(fā)展經(jīng)歷了19世紀(jì)50年代初、70年代初和90年代初三個(gè)重要節(jié)點(diǎn)，出現(xiàn)了最具代表性的7075(1954年注冊(cè))、7050(1971年注冊(cè))和7055(1991年注冊(cè))三個(gè)牌號(hào)，其中7055是截至目前變形鋁合金中強(qiáng)度最高的合金，俗稱(chēng)“王牌鋁合金”，也是美國(guó)注冊(cè)的綜合性能最好的超高強(qiáng)度鋁合金，在T73熱處理狀態(tài)下7055鋁合金的屈服強(qiáng)度超過(guò)5A06屈服三倍以上，若采用7055鋁合金生產(chǎn)推進(jìn)劑貯箱可大幅度減輕結(jié)構(gòu)重量，實(shí)現(xiàn)深空探測(cè)航天器的輕量化。

但不論是7055還是其他7000系鋁合金，大部分都是用于航空航天結(jié)構(gòu)件，鮮有報(bào)道其在推進(jìn)劑貯箱上的應(yīng)用。最主要的原因是7000系鋁合金合金元素含量較高，傳統(tǒng)半連續(xù)鑄造技術(shù)生產(chǎn)的合金錠坯存在一定的組織缺陷，如嚴(yán)重的宏觀偏析、發(fā)達(dá)的樹(shù)枝晶組織、晶粒形態(tài)及尺寸大小不均勻、組織粗大、微觀縮松等，導(dǎo)致鍛造和其他壓力加工成形困難，尤其是對(duì)于貯箱這樣的薄壁件，其毛坯鍛件變形量大，容易出現(xiàn)鍛造開(kāi)裂，而且鍛件性能單件及批次穩(wěn)定性差。所以很少有用7000系鋁合金生產(chǎn)貯箱，限制了更高比強(qiáng)度鋁合金在航天器輕量化中的應(yīng)用。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱。

超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱，包括：

噴射成形7055鋁合金材料制成的、半球形的第一殼體和第二殼體；

沿其表面垂直方向發(fā)生彈性和塑性變形的、純鋁材料制成的、圓形的膜片；

其特征在于：所述膜片設(shè)置在第一殼體和第二殼體之間，其中膜片通過(guò)TIG焊接工藝焊接在第一殼體的下部，第一殼體和第二殼體通過(guò)攪拌摩擦焊接工藝焊接連接，第一殼體上部設(shè)有圓柱形的第一連接座，第二殼體的下部設(shè)有圓柱形第二連接座，第一連接座的中心處設(shè)有圓形通孔，通孔上部設(shè)有內(nèi)螺紋，第二連接座的中心處設(shè)有圓形通孔，通孔的下部設(shè)有內(nèi)螺紋，第一殼體與第一連接座通過(guò)鍛壓、熱處理、精加工工藝成形，第二殼體與第二連接座通過(guò)與上述相同的鍛壓、熱處理、精加工工藝成形。

優(yōu)選地，所述第一連接座中心處的通孔通過(guò)第一內(nèi)接頭與排放閥門(mén)相通。

優(yōu)選地，所述第二連接座通過(guò)第二內(nèi)接頭與進(jìn)氣閥門(mén)相通。

優(yōu)選地，所述7055鋁合金材料中Zn合金的含量為7.6～8.4％，合金的總含量為12.08～14.15％。

優(yōu)選地，所述鍛壓工藝分為多次鍛壓，每次鍛壓前需回爐保溫，每次鍛壓的變形量為30～40％，最后一次鍛壓，凸模與毛胚件之間填充固態(tài)潤(rùn)滑劑，經(jīng)鍛壓工藝后第一殼體和第二殼體毛坯件壁厚為30～40mm；進(jìn)一步優(yōu)選地，所述固態(tài)潤(rùn)滑劑為石墨和木屑的混合物。

優(yōu)選地，所述第一殼體和第二殼體的壁厚為0.5～3mm。

優(yōu)選地，所述第一殼體和第二殼體之間球形空間的容積為30～110L。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明通過(guò)采用超高強(qiáng)度的噴射成形7055鋁合金材料實(shí)現(xiàn)了貯箱體壁厚減小，以達(dá)到超輕量化目的；可以生產(chǎn)壁厚0.5～3mm，容積覆蓋110L以?xún)?nèi)的各類(lèi)推進(jìn)劑貯箱，在承受同等壓力的情況下，比傳統(tǒng)鋁合金材料及鋁合金內(nèi)腔外加復(fù)合材料的貯箱綜合減重40％以上；貯箱實(shí)際爆破壓力可達(dá)到8.6MPa。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱在排空推進(jìn)劑狀態(tài)下的示意圖。

圖3為本發(fā)明超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱在注滿(mǎn)推進(jìn)劑狀態(tài)下的示意圖。

圖中，1、排放閥門(mén)，2、第一內(nèi)接頭，3、第一連接座，4、第一殼體，5、膜片，6、第二殼體，7、第二連接座，8、第二內(nèi)接頭，9、進(jìn)氣閥門(mén)。

具體實(shí)施方式

參見(jiàn)圖1、圖2、圖3，超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱，包括：

噴射成形7055鋁合金材料制成的、半球形的第一殼體4和第二殼體6；

沿其表面垂直方向發(fā)生彈性和塑性變形的、純鋁材料制成的、圓形的膜片5；

其特征在于：所述膜片5設(shè)置在第一殼體4和第二殼體6之間，其中膜片5通過(guò)TIG焊接工藝焊接在第一殼體4的下部，第一殼體4和第二殼體6通過(guò)攪拌摩擦焊接工藝焊接連接，第一殼體4上部設(shè)有圓柱形的第一連接座3，第二殼體6的下部設(shè)有圓柱形第二連接座7，第一連接座3的中心處設(shè)有圓形通孔，通孔上部設(shè)有內(nèi)螺紋，第二連接座7的中心處設(shè)有圓形通孔，通孔的下部設(shè)有內(nèi)螺紋，第一殼體4與第一連接座3通過(guò)鍛壓、熱處理、精加工工藝成形，第二殼體6與第二連接座7通過(guò)與上述相同的鍛壓、熱處理、精加工工藝成形。

為了方便推進(jìn)劑的排出，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述第一連接座3中心處的通孔通過(guò)第一內(nèi)接頭2與排放閥門(mén)1相通。

為了進(jìn)一步方便推進(jìn)劑的排出，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述第二連接座7通過(guò)第二內(nèi)接頭8與進(jìn)氣閥門(mén)9相通。

為了提高貯箱的強(qiáng)度、減少貯箱的壁厚，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述7055鋁合金材料中Zn合金的含量為7.6～8.4％，合金的總含量為12.08～14.15％。

為了進(jìn)一步提高貯箱的強(qiáng)度、減少貯箱的壁厚，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述鍛壓工藝分為多次鍛壓，每次鍛壓前需回爐保溫，每次鍛壓的變形量為30～40％，最后一次鍛壓，凸模與毛胚件之間填充固態(tài)潤(rùn)滑劑，經(jīng)鍛壓工藝后第一殼體4和第二殼體6毛坯件壁厚為30～40mm；

為了方便凸模與毛胚件的分離，所述固態(tài)潤(rùn)滑劑為石墨和木屑的混合物。

為了減少貯箱的壁厚，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述第一殼體4和第二殼體6的壁厚為0.5～3mm。

為了滿(mǎn)足貯箱的應(yīng)用，在本發(fā)明實(shí)施例提供的一個(gè)實(shí)施例中，所述第一殼體4和第二殼體6之間球形空間的容積為30～110L。

本發(fā)明超輕量化航天器推進(jìn)劑貯箱，通過(guò)如下的方式工作：

當(dāng)需要填充推進(jìn)劑時(shí)，開(kāi)啟排放閥門(mén)1，推進(jìn)劑注入第一殼體4內(nèi)的半球形空間，同時(shí)膜片向下彎曲，直至膜片接近第二殼體6下部?jī)?nèi)壁時(shí)(推進(jìn)劑占滿(mǎn)球形空間90％)，完成推進(jìn)劑的填充；

當(dāng)需要下外提供推進(jìn)劑時(shí)，開(kāi)啟排放閥門(mén)1和進(jìn)氣閥門(mén)9，向第二殼體6內(nèi)壁與膜片之間的空間中注入填充氣，直至膜片接近第一殼體4上部?jī)?nèi)壁時(shí)(填充氣占滿(mǎn)球形空間90％)，完成推進(jìn)劑的排放。

本發(fā)明技術(shù)方案在上面結(jié)合附圖對(duì)發(fā)明進(jìn)行了示例性描述，顯然本發(fā)明具體實(shí)現(xiàn)并不受上述方式的限制，只要采用了本發(fā)明的方法構(gòu)思和技術(shù)方案進(jìn)行的各種非實(shí)質(zhì)性改進(jìn)，或未經(jīng)改進(jìn)將發(fā)明的構(gòu)思和技術(shù)方案直接應(yīng)用于其它場(chǎng)合的，均在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。