航天用大尺寸薄壁内衬及其制造方法技术

本发明专利技术提供了一种航天用大尺寸薄壁内衬及其制造方法，该内衬包括内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴，所述上封头和下封头分别固设于内衬本体的顶部和底部，所述气路接嘴固设于上封头的顶部，所述液路接嘴固设于下封头的底部。该制备方法包括如下步骤：分别制做内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴；将内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴进行焊接，得到内衬半成品；将所述内衬半成品在100～280℃下进行热处理，得到所述大尺寸薄壁内衬。本发明专利技术具有如下的有益效果：解决了大尺寸复合材料缠绕贮箱金属内衬成型、焊接难的问题。

Large size thin wall lining for aerospace and manufacturing method thereof

The invention provides a large size and thin wall lining and manufacturing method of a space, the liner includes a liner body, head, head, gas path connecting nozzle and liquid nozzle, the upper and lower head are respectively fixed on the top and bottom of the lining body, wherein the gas nozzle is fixedly arranged on the top of the road on the head, the bottom of the liquid nozzle is fixedly arranged on the head. The preparation method comprises the following steps: respectively making body, head and lining under the head, gas path connecting nozzle and liquid nozzle; the inner lining body, head, head, gas path connecting nozzle and liquid nozzle for welding, are lined with semi-finished products; the lining semi-finished products in 100 to 280 DEG C for heat treatment, the large size and thin wall lining. The invention has the following beneficial effects: the problem of forming and welding difficult of the metal lining of the big size composite material winding storage case is solved.

【技术实现步骤摘要】
航天用大尺寸薄壁内衬及其制造方法
本专利技术涉及一种航天用大尺寸薄壁内衬及其制造方法，属于航天设备制造

技术介绍
推进剂贮箱是推进剂系统的重要组件之一，随着航天技术的发展，贮箱向着大容积、轻质化方向发展。制造具有容积大、重量轻、可靠性高等特点的贮箱对系统增加有效载荷、保障发射安全等具有重要意义。纤维缠绕压力容器因其具有结构效率高、可靠性高、失效模式安全等优点而在航天压力容器领域。由于大尺寸薄壁的特点，结构设计和成型上面临着巨大的困难，需要解决成型、加工和焊接等诸多关键技术难题。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷以及航天推进剂贮箱大容积、轻质化、高可靠性的设计要求，本专利技术的目的是提供一种航天用大尺寸薄壁内衬及其制造方法。本专利技术是通过以下技术方案实现的：第一方面，本专利技术提供了一种航天用大尺寸薄壁内衬，其包括内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴，所述上封头和下封头分别固设于内衬本体的顶部和底部，所述气路接嘴固设于上封头的顶部，所述液路接嘴固设于下封头的底部。作为优选方案，所述上封头和下封头的外型面均为椭球型面，所述椭球型面的短轴与长轴的长度之比为(0.6～0.7)：1。作为优选方案，所述内衬本体的壁厚为1.2～2.5mm，直径为1200～1350mm，高度为1900～2200，液路出口的直径为300～380mm。作为优选方案，所述内衬本体的材料为铝合金或钛合金，所述上封头和下封头的材料均与内衬本体的材料相同，所述气路接嘴和液路接嘴的材料也均与内衬本体的材料相同。作为优选方案，所述铝合金包括5A06铝合金，所述钛合金选自TA0、TA1、TA2、TA3、TA4、TA5、TA6、TA7、TA8、TA9、TA10和TC4中的一种。第二方面，本专利技术还提供了一种如前述的航天用大尺寸薄壁内衬的制造方法，其包括如下步骤：分别制做内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴；将内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴进行焊接，得到内衬半成品；将所述内衬半成品在100～280℃下进行热处理，得到所述大尺寸薄壁内衬。作为优选方案，所述内衬本体的制做方法为整体锻造成型、半筒体焊接成型或锻件旋压成型。作为优选方案，所述锻件旋压成型的方法为：将筒状锻件在芯模上，在350～700℃下进行旋压，控制旋压速度为400～700rpm，进刀量为0.2～0.5mm/r。作为优选方案，所述上封头和下封头的制做方法均为：板材冲压或旋压。作为优选方案，所述气路接嘴和液路接嘴的制做方法均为：锻件加工成型。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术解决了大尺寸复合材料缠绕贮箱金属内衬成型、焊接难的问题；2、在航天器中应用时具有很高的可靠性和安全性；3、使用本专利技术所述方法制造的大尺寸薄壁焊接内衬可用于航天器推进系统领域，可有效降低其结构质量，提高可靠性。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，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本专利技术的大尺寸薄壁焊接内衬结构示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。本专利技术中的大尺寸薄壁焊接内衬的结构如图1所示，由内衬本体1、上封头2、下封头3、气路接嘴4和液路接嘴5组成。实施例1本实施例提供的一种制造大尺寸薄壁焊接内衬的方法，具体包括如下步骤：步骤一：制备金属内衬的材料为铝合金5A06，构成金属内衬的内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴通过焊接方式连接。步骤二：通过冲压或旋压工艺成型内衬的上封头和下封头。将整张铝合金板材放在模具上进行冲压，冲压次数为4～6次，冲压深度依次递减，冲压深度范围40～220mm；或将整张铝合金板材放在芯模上进行旋压，旋压速度400～700r/min，进刀量为0.2～0.5mm/r，旋压过程采用边旋压边加热的方式，其局部加热温度为350～700℃。步骤三：通过铝合金整体锻造成型、半筒体焊接成型或铝合金锻件旋压成型内衬本体。半筒体焊接选用搅拌摩擦焊接工艺；锻件旋压工艺将铝合金筒锻件放在芯模上进行旋压，旋压速度400～700r/min，进刀量为0.2～0.5mm/r，旋压过程采用边旋压边加热的方式，其局部加热温度为350～700℃，旋压出直径为1200～1350mm的圆柱段。步骤四：通过氩弧焊工艺将内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴焊接在一起，焊接电流大小为100～150A，通入纯度不低于99.99％氩气保护气，送气速度7～10L/min，送丝速度为180～300mm/min。步骤五：焊后内衬进行退火热处理。其热处理温度为100～280℃，热处理时间2～4h。实施例2本实施例提供的一种制造大尺寸薄壁焊接内衬的方法，具体包括如下步骤：步骤一：制备金属内衬的材料为钛合金TA0、TA1、TA2、TA3、TA4、TA5、TA6、TA7、TA8、TA9、TA10和TC4，构成金属内衬的内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴通过焊接方式连接。步骤二：通过冲压或超塑工艺成型内衬的上封头和下封头。将整张铝合金板材放在模具上进行冲压，冲压次数为6～8次，冲压深度依次递减，冲压深度范围40～120mm；或将整张铝合金板材放在芯模上进行超塑，超塑成型温度为800～1000℃。步骤三：通过钛合金整体锻造成型、半筒体焊接成型或粉末冶金成型圆柱段。半筒体焊接选用真空电子束焊接工艺。步骤四：通过真空电子束焊工艺将圆柱段、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴焊接在一起。步骤五：焊后内衬进行退火热处理。其热处理温度为550～750℃，热处理时间2～3h。以上对本专利技术的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本专利技术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形或修改，这并不影响本专利技术的实质内容。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，包括内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴，所述上封头和下封头分别固设于内衬本体的顶部和底部，所述气路接嘴固设于上封头的顶部，所述液路接嘴固设于下封头的底部。

【技术特征摘要】
1.一种航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，包括内衬本体、上封头、下封头、气路接嘴和液路接嘴，所述上封头和下封头分别固设于内衬本体的顶部和底部，所述气路接嘴固设于上封头的顶部，所述液路接嘴固设于下封头的底部。2.如权利要求1所述的航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，所述上封头和下封头的外型面均为椭球型面，所述椭球型面的短轴与长轴的长度之比为(0.6～0.7)：1。3.如权利要求1所述的航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，所述内衬本体的壁厚为1.2～2.5mm，直径为1200～1350mm，高度为1900～2200mm，液路出口的直径为300～380mm。4.如权利要求1所述的航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，所述内衬本体的材料为铝合金或钛合金，所述上封头和下封头的材料均与内衬本体的材料相同，所述气路接嘴和液路接嘴的材料也均与内衬本体的材料相同。5.如权利要求4所述的航天用大尺寸薄壁内衬，其特征在于，所述铝合金包括5A06铝合金，所述钛合金选自TA0、TA1、TA2、TA3、TA4、TA5、TA6、TA7、T...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔艳伟，葛宁，沈俊，王婷婷，戎云锁，赵和明，金广明，魏青，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31