[发明专利]航天用金属推进剂贮箱及其制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天压力容器技术领域，具体地，涉及一种航天用金属推进剂贮箱及其制造方法。

背景技术

推进剂贮箱是一种带液体管理装置的中低压压力容器，针对液体姿控动力系统设计。该种产品的关键问题是：一方面是要具备在空间微重力条件下对液体进行有效管理的能力(气液隔离)；另一方面是要能够承受火箭发射、空间飞行过程的力学环境、热环境考核。

常用的推进剂贮箱管理装置有表面张力，金属膜片和非金属隔膜等。国内外战略战术导弹型号和空间飞行器大量选用金属膜片贮箱作为其推进系统的贮箱。金属膜片贮箱的主要特点是利用金属膜片对推进剂进行主动管理：一方面，在挤压气体作用下，膜片紧贴液面，消除了推进剂的晃动，设计方案保证贮箱加注介质的晃动力满足要求；另一方面利用金属膜片将气液物理隔缘，确保向发动机输出不夹气的推进剂。该种金属膜片与贮箱壳体连接采用焊接形式，保证推进剂密封贮存性能满足要求。

目前国内铝合金金属膜片贮箱壳体均采用铝合金5A06制造，随着推进系统技术的发展，对贮箱的重量指标要求越来越高，传统的铝合金(如5A06)已不能满足贮箱的轻质化设计要求，采用新材料是解决贮箱轻质化设计的路径之一。

欧洲公开号EP0941925A2的发明专利公开了一种推进剂贮箱，但是该发明仅是给出了金属膜片贮箱的基本构型，未能解决产品的轻质化设计问题。

中国专利公开号CN102275067的发明专利公开了一种航天器燃料用半球形金属贮箱的加工制备方法，该方法给出了钛材料金属膜片的制造方法，容易控制质量，但是，该方法采用纯钛薄板作为制备材料，造价高。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供一种采用牌号为5B70的铝镁钪合金材料作为壳体的航天用金属推进剂贮箱及其制造方法。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种航天用金属推进剂贮箱，包括壳体1和金属膜片2，所述壳体1包括气路接嘴3、上半球4、连接环5、下半球6和液路接嘴7，所述气路接嘴3和上半球4连接，所述下半球6和液路接嘴7连接，所述上半球4和下半球6通过连接环5连接，所述金属膜片2与连接环5对接，所述壳体1整体采用铝镁钪合金材料，所述金属膜片2采用纯铝材料。

优选地，所述金属膜片2与所述连接环5异种金属之间采用氩弧焊焊接连接。

优选地，所述壳体1的厚度T1为1.5～1.9mm，壳体1的内径D1为550～630mm；所述上半球4、连接环5和下半球6依次焊接连接，所述气路接嘴3和上半球4之间以及液路接嘴7和下半球6之间均采用焊接连接，各个焊接连接的对接处壁厚T2为2～3.8mm。

优选地，所述气路接嘴3设有两个相互垂直的螺纹接口，其中，竖直方向的螺纹接口为测试用接口，水平方向的螺纹接口为气腔增压口，两个螺纹接口的内径D2均为16～20mm。

优选地，所述金属膜片2的厚度变化范围为1.0～2.8mm，厚度公差要求为±0.05mm，所述金属膜片2内径D3为530～600mm。

优选地，所述连接环5上设有安装孔，所述安装孔的孔径D4为6.3～6.7mm。

优选地，所述连接环5的数量为12个。

根据本发明的另一个方面，提供了一种上述的航天用金属推进剂贮箱的制造方法，包括以下步骤：

步骤1：采用铝镁钪合金分别加工上半球4、下半球6、连接环5、气路接嘴3和液路接嘴7；采用纯铝加工金属膜片2；

步骤2：将金属膜片2与连接环5异种金属焊接连接；

步骤3：将气路接嘴3、上半球4、液路接嘴7、下半球6和连接环5进行装配、合拢焊接。

优选地，所述步骤1中，上半球和下半球分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金板材旋压成形，铝镁钪合金板材的供货状态为14mm厚的H112状态，旋压成形后通过180℃、2h的低温热处理消除残余应力；连接环采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻锻环H112状态机加成形；气路接嘴和液路接嘴分别采用牌号为5B70的铝镁钪合金模锻件H112状态机加成形；

金属膜片采用纯铝板材拉伸成形，拉伸后通过数控机床对金属膜片的内型面进行加工，然后以金属膜片的内型面为基准，对金属膜片的外型面进行机加工，加工的同时对金属膜片的厚度进行监测。

优选地，所述步骤2中，金属膜片与连接环之间的异种金属焊接采用牌号为5B71的φ1.6mm高强度焊丝焊接，焊接电流为30～65A，通入纯度大于等于99.99％的氩气保护气，送气速度为7～10L/min。