【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于運載火箭，具體地說涉及一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法。
技術介紹
1、尾段作為可重復使用運載火箭的主要部段，一般位于運載火箭的后端，用于連接發動機機架和推進劑貯箱，不僅需要為艙內儀器設備提供良好的溫度環境和力學環境，而且也是著陸支撐機構傳遞的集中力的主要承載位置。
2、cn116399184a公開了一種運載火箭尾段結構及運載火箭，包括：上支撐框、中間框和下支撐框，上支撐框、中間框和下支撐框用于承載徑向載荷，且沿運載火箭尾段結構的軸向間隔設置；多個縱向支撐件中的至少一個縱向支撐件的兩端分別與上支撐框和中間框連接，至少一個縱向支撐件的兩端分別與中間框和下支撐框連接；蒙皮設置在縱向支撐件上，蒙皮包覆上支撐框、中間框、下支撐框和縱向支撐件。該尾段結構整體重量較重，工藝過程繁多且裝配復雜，焊接量較大，焊接變形與應力較大，生產效率低，無法滿足輕量化、模塊化以及低成本的發展需求。
技術實現思路
1、針對現有技術的種種不足，現提出一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，以解決現有技術無法滿足輕量化、模塊化以及低成本的發展需求的技術問題。
2、為實現上述目的，本專利技術提供如下技術方案：
3、一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，包括以下步驟：
4、s100、對鋁蜂窩板進行正反雙向壓型得到第一弧板，所述第一弧板采用三段弧結構，位于中間位置的圓弧作為第一圓弧部，位于兩端位置的圓弧作為第二圓弧部，所述第一圓弧部與所述第二圓弧部相切且
5、s200、對鋁蜂窩板進行單向壓型得到第二弧板；
6、s300、在所述第一弧板的兩端分別焊接所述第二弧板得到半圓狀的壁板，所述第二圓弧部的圓心與所述第二弧板的圓心相重合；
7、s400、重復步驟s100至s300，將兩個所述壁板先對接后焊接，得到圓環狀的運載火箭尾段。
8、本技術方案進一步設置為，所述鋁蜂窩板的制作方法為：
9、沿著主蜂窩芯的長度方向，在主蜂窩芯的端部焊接第一補強板形成第一補強端；
10、沿著主蜂窩芯的寬度方向，在主蜂窩芯的端部焊接第二補強板形成第二補強端；
11、在主蜂窩芯、第一補強板、第二補強板的上方以及下方分別焊接面板，得到所述鋁蜂窩板。
12、本技術方案進一步設置為，所述第一補強板與所述第二補強板均采用補強鋁蜂窩板，且所述補強鋁蜂窩板的蜂窩芯排布與所述主蜂窩芯排布相同。
13、本技術方案進一步設置為，步驟s100中，所述對鋁蜂窩板進行正反雙向壓型得到第一弧板，具體包括：
14、s101、將鋁蜂窩板置于第一壓型模具進行預壓型，先預壓所述第一圓弧部，再將鋁蜂窩板翻轉180°，在所述第一圓弧部的端部預壓所述第二圓弧部；
15、s102、將預壓型后的鋁蜂窩板置于第二壓型模具進行二次壓型，得到所述第一弧板。
16、本技術方案進一步設置為，所述第一壓型模具采用木質模具，所述第二壓型模具采用鋼制磨具。
17、本技術方案進一步設置為，所述第一弧板的厚度為，所述第一圓弧部的半徑為，所述第二圓弧部的半徑為，則、與應滿足：，且。
18、本技術方案進一步設置為，步驟s300之前，還包括在所述第二弧板的其中一個第二補強端焊接封邊梁，在所述第一弧板以及所述第二弧板的第一補強端分別焊接封邊板。
19、本技術方案進一步設置為，所述封邊梁的焊接方法為：
20、在所述第二補強板的內部開設凹槽，將所述封邊梁的第一端部嵌入所述凹槽內部并進行焊接，所述封邊梁的第二端部在其厚度方向做減薄處理形成搭接邊。
21、本技術方案進一步設置為，步驟s300中，將所述第一弧板的兩個第二補強端分別與所述第二弧板的未焊接封邊梁的第二補強端進行焊接，得到半圓狀的壁板。
22、本技術方案進一步設置為，步驟s400中，將兩個所述壁板的封邊梁采用搭接方式實現對接后，進行焊接，得到圓環狀的運載火箭尾段。
23、本專利技術的有益效果是：
24、采用鋁蜂窩板作為主體材料，充分利用鋁蜂窩板的承載高、質量輕、抗沖擊、耐溫性和可焊接性以及成型性良好等特點，滿足運載火箭尾段隔熱、長壽命、低成本、輕量化等發展需求；第一弧板以及第二弧板可單獨加工，提高運載火箭尾段制造的便利性，滿足模塊化生產需求，提高了生產效率。
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1.一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述鋁蜂窩板的制作方法為：
3.根據權利要求2所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一補強板與所述第二補強板均采用補強鋁蜂窩板，且所述補強鋁蜂窩板的蜂窩芯排布與所述主蜂窩芯排布相同。
4.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，步驟S100中，所述對鋁蜂窩板進行正反雙向壓型得到第一弧板，具體包括：
5.根據權利要求4所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一壓型模具采用木質模具，所述第二壓型模具采用鋼制磨具。
6.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一弧板的厚度為，所述第一圓弧部的半徑為，所述第二圓弧部的半徑為，則、與應滿足：，且。
7.根據權利要求2或3所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，步驟S300之前，還包括在所述
8.根據權利要求7所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述封邊梁的焊接方法為：
9.根據權利要求8所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，步驟S300中，將所述第一弧板的兩個第二補強端分別與所述第二弧板的未焊接封邊梁的第二補強端進行焊接，得到半圓狀的壁板。
10.根據權利要求9所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，步驟S400中，將兩個所述壁板的封邊梁采用搭接方式實現對接后，進行焊接，得到圓環狀的運載火箭尾段。
...【技術特征摘要】
1.一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述鋁蜂窩板的制作方法為：
3.根據權利要求2所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一補強板與所述第二補強板均采用補強鋁蜂窩板，且所述補強鋁蜂窩板的蜂窩芯排布與所述主蜂窩芯排布相同。
4.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，步驟s100中，所述對鋁蜂窩板進行正反雙向壓型得到第一弧板，具體包括：
5.根據權利要求4所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一壓型模具采用木質模具，所述第二壓型模具采用鋼制磨具。
6.根據權利要求1所述的一種一體式輕量化運載火箭尾段的制備方法，其特征在于，所述第一弧板的厚度為，...
【專利技術屬性】
技術研發人員：陳亞斌，徐世興，陶文廣，寇曉東，謝超，
申請(專利權)人：青島泰泓軌道裝備有限公司，
類型：發明
國別省市：
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