CN107328316A - 一种航天弹体防热结构的制备方法 - Google Patents

一种航天弹体防热结构的制备方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107328316A
CN107328316A CN201710701373.5A CN201710701373A CN107328316A CN 107328316 A CN107328316 A CN 107328316A CN 201710701373 A CN201710701373 A CN 201710701373A CN 107328316 A CN107328316 A CN 107328316A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat shield
shield body
bay section
preparation
heat
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710701373.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107328316B (zh
Inventor
张卉梓
戈家荣
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Jinggong Shaoxing Composite Material Co ltd
Jinggong Shaoxing Composite Technology R & D Co ltd
Original Assignee
Jinggong Shaoxing Composite Material Co ltd
Jinggong Shaoxing Composite Technology R & D Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Jinggong Shaoxing Composite Material Co ltd, Jinggong Shaoxing Composite Technology R & D Co ltd filed Critical Jinggong Shaoxing Composite Material Co ltd
Priority to CN201710701373.5A priority Critical patent/CN107328316B/zh
Publication of CN107328316A publication Critical patent/CN107328316A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107328316B publication Critical patent/CN107328316B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B29C70/342—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using isostatic pressure
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航天弹体防热结构的制备方法，由防热层本体、高温结构胶粘层、防热涂层组成，防热层与金属舱段通过高温结构胶粘层连接，外部涂有防热涂层。所述的防热层本体为高硅氧‑酚醛复合材料层压板。本发明应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点；经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。

Description

一种航天弹体防热结构的制备方法
技术领域
本发明涉及航天材料技术领域，具体的说，是一种航天弹体防热结构的制备方法。
背景技术
火箭弹以高速通过空气时，遇到了苛刻的气动加热。为保证金属舱体不被烧毁，须采用防热材料包覆金属舱体，使金属舱体不暴露在高温空气下，起到隔热的作用。通常选用高硅氧玻纤布和酚醛树脂两种材料。高硅氧布作为高硅氧/酚醛复合材料的增强材料，其纤维织物化学组分中SiO2含量达96％以上。由于组分中SiO2含量高，因为具有良好的耐热及绝热性能。高硅氧布高温下可熔融成粘度较大的液体有利于抵抗气流的剪切力，提高制品的耐热气流冲刷的性能。酚醛树脂广泛应用于宇航工业，具有良好的力学性能和耐烧蚀性能，尤其是耐瞬时高温性能优异。目前高硅氧-酚醛成分的耐高温防热材料零部件的制造工艺主要是采用预浸布带缠绕工艺。
但布带缠绕需要专门的设备、场地、参数设置和人员培训，成本高，周期长，操作门槛高。一般非成熟专业单位无法通过此方式制造。
基于此，做出本申请案。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天弹体防热结构的制备方法。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
一种航天弹体防热结构，其包含防热层本体，高温结构胶粘层，防热涂层；通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。
一种航天弹体防热结构的制备方法，首先制造防热层本体，而后通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。
进一步的，作为优选：
所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料，在柱状/锥状模具上手工铺贴成型成环向柱状/锥状结构，采用热压罐加压固化，内形与金属舱段配合。其中高硅氧-酚醛复合材料为编织布，铺层为±45°和0°/90°交替铺贴，保证铺层的对称与均衡；计算好整发弹体需要的总长度，直接铺贴成型，机加外圆后分切成与舱段长度相匹配的若干部分。
所述的金属舱段预先加工成型，材料为2A12铝、45#钢、30CrMnSiA结构钢中的一种或者几种，但与防热结构贯通的孔先不预加工出来。
所述的高温结构胶粘层选择流动性较差，容易凝胶不轻易流走的种类。
所述的防热涂层分为内涂层和外涂层，其中内涂层为含有陶瓷粉成分的白色不透明涂层，外涂层为透明清漆，可保证光洁度、也可起到保护作用。
一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)制备防热层本体：在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；
(2)车外圆：带模具对防热层本体进行外圆的车磨，同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽；
(3)分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体进行分切，分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；
(4)粘接：将防热层本体和金属舱段的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层，分别在防热层本体和金属舱段的胶接区域涂高温结构胶粘层，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体从上方旋转套在金属舱段外部，注意间隙均匀。在金属舱段与防热层本体粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段和防热层本体固定好，将挤出的高温结构胶粘层2擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层2，直至目视无缝隙，放入烘箱固化；固化后清理防护胶带以及残胶；
(5)机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层。尽量避免切削液进入胶粘区域。机加后将舱段(连同防热结构)放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；
(6)喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体外表面进行防热涂层的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险；首先喷涂内涂层，分几次(为1-10次)均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化。固化后测量外径是否满足要求，可打磨或补喷对外径进行微调。测量合格后喷涂外涂层。完成防热结构的制作。
在步骤(1)中，所述的高硅氧-酚醛预浸料固化制度为160℃保温4h，压力为1MPa；步骤(4)中所述的高温结构胶粘层为SY-16结构胶，固化制度为140℃保温5h；步骤(6)中所述的防热涂层分为内涂层KH-HT-PSN和外涂层KH-HT-EN203，固化制度为120℃保温4h。
本发明的工作原理如下：
在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，铺层方向±45°和0°/90°交替铺贴，在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化。加压的目的是克服固化过程中产生的挥发份(溶剂、水分、固化物在热固化中产生的水分和活性甲醛等)在材料中产生的孔隙和增加物料的流动性。完全固化后使用数控设备进行外圆车磨操作，将外径车至要求尺寸；脱模，分切成与舱段长度相匹配的若干部分；将每部分与相应金属舱段使用高温结构胶粘层粘接，使用烘箱进行固化；使用数控设备将防热结构与金属舱段一同钻孔；钻孔后对整体零件进行防热涂层的喷涂。
本发明利用高分子材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的，并有多重防护。首先烧蚀防热涂层，然后烧蚀防热层本体，防热层本体在高温下碳化/熔化吸收大量热量，阻止热量传到弹体内部，保证内部仪器设备不受到损坏。
本发明的有益效果如下：
(1)同布带缠绕相比，本申请中的手工层铺方式门槛低、人员掌握熟练、培训容易、无需采购调试设备，一般非专业单位也可进行，能够保证生产周期，也可满足使用要求。
(2)本申请中在模具上铺贴之后脱模粘接而不是直接在金属舱段上铺贴，能够保证固化时的压力不会损坏金属舱段或使之变形，加工外圆时也不会直接装卡金属舱段，防止金属舱段不必要的损伤和变形。
(3)本申请中将粘接在金属舱段上的防热层和金属舱段一同打孔，能够保证孔壁无阶差，保证装配精度。
(4)本申请中所采用的防热涂层与高温结构胶粘层同样可以耐高温，满足使用要求，对防热效果有多重保证。
本申请是由高硅氧-酚醛复合材料制成的防热层本体，结构简单，质量轻，可满足强度要求和使用要求，成型方式与布带缠绕相比，不需采购调试设备成本和周期，工艺成熟、门槛低，可批量生产。
附图说明
图1为本发明的产品形状示意图；
图2为本发明的防热结构整体结构示意图；
图3为本发明中防热结构的剖面结构示意图。
图中标号：1.防热层本体；2.高温结构胶粘层；3.防热涂层；4.金属舱段。
具体实施方式
以下提供本发明一种航天弹体防热结构的制备方法的具体实施方式。
实施例1
本实施例航天弹体防热结构，结合图1，由防热层本体1、高温结构胶粘层2、防热涂层3和金属舱段4构成，防热层本体1通过高温结构胶粘层2与金属舱段4粘接在一起，防热层本体1外表面喷涂防热涂层3。
具体到本实施例中，防热层本体1层铺固化成型后，经过外圆机加后分切成段，高温结构胶粘层2为流动性较差的液体胶粘剂，防热涂层3分为内涂层和外涂层两部分，金属舱段4为金属零件。
结合图2，防热层本体1为环状/锥状薄壁结构，内表面为胶接区域；金属舱段4外表面为胶接区域。
上述各部件的具体制造方法如下：
(1)制备防热层本体1：在钢制开放式阳模的模具上涂刷美国AXEL公司的XTEND19RSS脱模剂，手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，铺层方向为±45°和0°/90°交错铺贴，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层可对接，可打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加2层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；固化制度为160℃保温4h，压力为1MPa，加压的目的是克服固化过程中产生的挥发份(溶剂、水分、固化物在热固化中产生的水分和活性甲醛等)在材料中产生的孔隙和增加物料的流动性；
(2)车外圆：带模具对防热层本体1进行外圆的车磨，模具上自带定位转轴，保证防热层本体1的圆柱度和内外圆的同心度；同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽，保证防热层本体1分切的每段与模具的相对定位；
(3)分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体1进行分切，分切时，制件需固定在双“V”型夹具上，确保分切面与主轴线垂直，分切工具可使用金刚石锯线或超薄宝石切割用金刚石锯片，锯线直径或锯片厚度应小于0.7mm。分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段4预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；
(4)粘接：将防热层本体1和金属舱段4的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层2，分别在防热层本体1和金属舱段4的胶接区域涂SY-16高温结构胶粘层2，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体1从上方旋转套在金属舱段4外部，注意间隙均匀。在金属舱段4与防热层本体1粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段4和防热层本体1固定好，将挤出的高温结构胶粘层2擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层2，直至目视无缝隙，放入烘箱固化。固化制度140℃保温5h。固化后清理防护胶带以及残胶，使用A扫检测脱粘率，脱粘面积＜10％为合格产品，等待机加；
(5)机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层。尽量避免切削液进入胶粘区域。机加后将舱段(连同防热结构)放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；
(6)喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体1外表面进行防热涂层3的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险。内涂层喷涂厚度为200μm，外涂层喷涂厚度为50μm。首先喷涂内涂层KH-HT-PSN，分几次均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化，固化制度为120℃保温4h。固化后测量外径是否满足要求，可打磨或补喷对外径进行微调。测量合格后喷涂外涂层KH-HT-EN203。完成防热结构的制作。
使用过程中，通过高温空气首先对防热涂层3进行烧蚀，涂层烧完后对防热层本体1进行烧蚀；一般防热涂层可以耐1100℃(百秒级)。防热层本体1理论厚度4.55mm，可以保证飞行状态下弹体内部温度不会影响到设备和仪器的正常运行。
本实施例中，防热层本体1采用层铺方式制造，可有效节约布带缠绕机专业设备采购和调试费用，工艺成熟，人员操作简单，适合非专业单位生产。
本发明应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点；经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，首先制造防热层本体，而后通过高温结构胶粘层将防热层本体与金属舱段连接，机加钻孔后在防热层本体外表面喷涂防热涂层。
2.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热层本体为高硅氧-酚醛复合材料。
3.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热层本体在柱状/锥状模具上手工铺贴成型成环向柱状/锥状结构，采用热压罐加压固化，内形与金属舱段配合；其中高硅氧-酚醛复合材料为编织布，铺层为±45°和0°/90°交替铺贴，保证铺层的对称与均衡；计算好整发弹体需要的总长度，直接铺贴成型，机加外圆后分切成与舱段长度相匹配的若干部分。
4.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的金属舱段预先加工成型，材料为2A12铝、45#钢、30CrMnSiA结构钢中的一种或者几种，但与防热结构贯通的孔先不预加工出来。
5.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的高温结构胶粘层选择流动性较差，容易凝胶不轻易流走的种类。
6.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，所述的防热涂层分为内涂层和外涂层，其中内涂层为含有陶瓷粉成分的白色不透明涂层，外涂层为透明清漆。
7.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)制备防热层本体：在钢制开放式阳模的模具上手工铺设一定层数的高硅氧-酚醛编织布预浸料，第一层铺放完毕抽真空预压实，之后每4-5层抽真空，保证布层平整紧密的缠在模具上；铺层对接，打剪口，在对接缝＞5mm时可用窄布条填充；在铺至理论厚度后增加层铺层作为机加余量；之后使用热压罐加压抽真空固化；
(2)车外圆：带模具对防热层本体进行外圆的车磨，同时以模具边缘为定位，在模具上将需分段的边界加工出凹槽；
(3)分切：机加后，对应机加出的凹槽对防热层本体进行分切，分切成与舱段长度相匹配的若干部分，做好标记，与金属舱段预装配，观察配合间隙是否满足胶接装配；
(4)粘接：将防热层本体和金属舱段的胶接区域打磨粗糙，调制一定数量的高温结构胶粘层，分别在防热层本体和金属舱段的胶接区域涂高温结构胶粘层，放置一段时间等待凝胶，缓慢的将防热层本体从上方旋转套在金属舱段外部，注意间隙均匀；在金属舱段与防热层本体粘接缝下方使用防护胶带封死，使用定位工装将金属舱段和防热层本体固定好，将挤出的高温结构胶粘层擦净，静置一段时间，在上方补入少量高温结构胶粘层，直至目视无缝隙，放入烘箱固化；固化后清理防护胶带以及残胶；
(5)机加钻孔：使用数控设备进行机加钻孔，打孔时选择高转速合金钻头，进给量低，孔背进行支撑，防止孔周围分层；尽量避免切削液进入胶粘区域。机加后将舱段放入烘箱进行干燥，等待喷涂涂层；
(6)喷涂：对孔壁进行保护，对防热层本体外表面进行防热涂层的喷涂；鉴于涂层的无机属性，不能喷涂过厚，否则有开裂风险；首先喷涂内涂层，分1-10次均匀喷涂，最后一次喷涂后送入烘箱固化；固化后测量外径是否满足要求，打磨或补喷对外径进行微调；测量合格后喷涂外涂层；完成防热结构的制作。
8.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，在步骤(1)中，所述的高硅氧-酚醛预浸料固化工艺为160℃保温4h，压力为1MPa。
9.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，步骤(4)中所述的高温结构胶粘层为SY-16结构胶，固化工艺为140℃保温5h。
10.如权利要求1所述的一种航天弹体防热结构的制备方法，其特征在于，步骤(6)中所述的防热涂层分为内涂层KH-HT-PSN和外涂层KH-HT-EN203，固化制度为120℃保温4h。
CN201710701373.5A 2017-08-16 2017-08-16 一种航天弹体防热结构的制备方法 Active CN107328316B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710701373.5A CN107328316B (zh) 2017-08-16 2017-08-16 一种航天弹体防热结构的制备方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710701373.5A CN107328316B (zh) 2017-08-16 2017-08-16 一种航天弹体防热结构的制备方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107328316A true CN107328316A (zh) 2017-11-07
CN107328316B CN107328316B (zh) 2023-03-10

Family

ID=60200922

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710701373.5A Active CN107328316B (zh) 2017-08-16 2017-08-16 一种航天弹体防热结构的制备方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107328316B (zh)

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109449591A (zh) * 2018-10-25 2019-03-08 湖北航天技术研究院总体设计所 主被动雷达导引头天线罩及飞行器
CN109494469A (zh) * 2018-07-13 2019-03-19 中国航空工业集团公司济南特种结构研究所 一种回转体天线罩根部防差错结构
CN109591335A (zh) * 2018-11-30 2019-04-09 长春长光宇航复合材料有限公司 一种复合材料产品成型过程中金属件的预埋方法
JP2019116978A (ja) * 2017-12-26 2019-07-18 三菱電機株式会社 飛しょう体のフレーム、および飛しょう体
CN110466737A (zh) * 2019-08-19 2019-11-19 西安长峰机电研究所 一种复合材料头部整流罩
CN111016004A (zh) * 2019-12-26 2020-04-17 上海复合材料科技有限公司 一种整流罩防热结构及其成型方法
CN111196048A (zh) * 2018-11-19 2020-05-26 航天特种材料及工艺技术研究所 大尺寸异型结构/防热一体化构件成型方法及一体化构件
CN111421858A (zh) * 2020-05-18 2020-07-17 北京玻钢院复合材料有限公司 一种复合材料发射箱及其制备方法
CN112265288A (zh) * 2020-09-02 2021-01-26 长春长光宇航复合材料有限公司 单面加筋结构碳纤维复合材料板的制备方法
CN114229044A (zh) * 2021-11-18 2022-03-25 北京卫星制造厂有限公司 回转体防热套装制备方法
CN114951735A (zh) * 2022-06-14 2022-08-30 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种复合舱段的加工方法
CN115143847A (zh) * 2022-07-28 2022-10-04 西安现代控制技术研究所 一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101518968A (zh) * 2009-03-27 2009-09-02 武汉理工大学 纤维增强的高温热障复合陶瓷厚涂层材料及制备和应用
CN105659755B (zh) * 2003-12-18 2011-02-16 北京玻钢院复合材料有限公司 航天器再入体复合防热层
CN102464939A (zh) * 2010-11-18 2012-05-23 贵州航天风华精密设备有限公司 一种耐高温防热涂料及其制备使用方法
CN103287568A (zh) * 2013-05-27 2013-09-11 北京玻钢院复合材料有限公司 一种高速飞行器大面积夹层防隔热结构及其成型方法
CN103770954A (zh) * 2013-09-30 2014-05-07 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高超声速飞行器大面积热防护装置
CN104862687A (zh) * 2015-04-29 2015-08-26 哈尔滨工业大学 一种金属防热结构表面涂层的制备方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105659755B (zh) * 2003-12-18 2011-02-16 北京玻钢院复合材料有限公司 航天器再入体复合防热层
CN101518968A (zh) * 2009-03-27 2009-09-02 武汉理工大学 纤维增强的高温热障复合陶瓷厚涂层材料及制备和应用
CN102464939A (zh) * 2010-11-18 2012-05-23 贵州航天风华精密设备有限公司 一种耐高温防热涂料及其制备使用方法
CN103287568A (zh) * 2013-05-27 2013-09-11 北京玻钢院复合材料有限公司 一种高速飞行器大面积夹层防隔热结构及其成型方法
CN103770954A (zh) * 2013-09-30 2014-05-07 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高超声速飞行器大面积热防护装置
CN104862687A (zh) * 2015-04-29 2015-08-26 哈尔滨工业大学 一种金属防热结构表面涂层的制备方法

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019116978A (ja) * 2017-12-26 2019-07-18 三菱電機株式会社 飛しょう体のフレーム、および飛しょう体
CN109494469A (zh) * 2018-07-13 2019-03-19 中国航空工业集团公司济南特种结构研究所 一种回转体天线罩根部防差错结构
CN109449591B (zh) * 2018-10-25 2021-08-03 湖北航天技术研究院总体设计所 主被动雷达导引头天线罩及飞行器
CN109449591A (zh) * 2018-10-25 2019-03-08 湖北航天技术研究院总体设计所 主被动雷达导引头天线罩及飞行器
CN111196048A (zh) * 2018-11-19 2020-05-26 航天特种材料及工艺技术研究所 大尺寸异型结构/防热一体化构件成型方法及一体化构件
CN111196048B (zh) * 2018-11-19 2022-03-04 航天特种材料及工艺技术研究所 大尺寸异型结构/防热一体化构件成型方法及一体化构件
CN109591335A (zh) * 2018-11-30 2019-04-09 长春长光宇航复合材料有限公司 一种复合材料产品成型过程中金属件的预埋方法
CN110466737A (zh) * 2019-08-19 2019-11-19 西安长峰机电研究所 一种复合材料头部整流罩
CN111016004A (zh) * 2019-12-26 2020-04-17 上海复合材料科技有限公司 一种整流罩防热结构及其成型方法
CN111421858A (zh) * 2020-05-18 2020-07-17 北京玻钢院复合材料有限公司 一种复合材料发射箱及其制备方法
CN112265288A (zh) * 2020-09-02 2021-01-26 长春长光宇航复合材料有限公司 单面加筋结构碳纤维复合材料板的制备方法
CN114229044A (zh) * 2021-11-18 2022-03-25 北京卫星制造厂有限公司 回转体防热套装制备方法
CN114229044B (zh) * 2021-11-18 2023-07-25 北京卫星制造厂有限公司 回转体防热套装制备方法
CN114951735A (zh) * 2022-06-14 2022-08-30 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种复合舱段的加工方法
CN115143847A (zh) * 2022-07-28 2022-10-04 西安现代控制技术研究所 一种远程弹箭弹尾防热密封复合结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN107328316B (zh) 2023-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107328316A (zh) 一种航天弹体防热结构的制备方法
CN103287568B (zh) 一种高速飞行器大面积夹层防隔热结构及其成型方法
DK179826B1 (da) Fremgangsmåde til etablering af erosionsbestandig overfladedel på en vindmøllevinge, fremgangsmåde til dannelse af en erosionsbestandig belægning, vindmøllevinge med eftermonteret belægning i ...
US7835130B2 (en) Method and apparatus for lightning protection of a composite structure
CN109049763A (zh) 一种耐高温纤维缠绕复合材料壳体的制造方法
US9920431B2 (en) Process for preparing a substrate for thermal spraying of a metal coating
CN207095417U (zh) 一种航天弹体防热结构
CN105003354B (zh) 双脉冲发动机用软质隔板的制备方法
CN105235233B (zh) 一种蜂窝夹层结构透气通道设计制作方法
CN105711162B (zh) 用于制造夹层部件的方法和装置以及夹层部件
CN109454894A (zh) 一种高效隔热复合型耐烧蚀防热层及其制备方法
CN103921450A (zh) 一种翼身融合蜂窝夹芯复合材料蒙皮的制造方法
CN104149363A (zh) 一种玻璃钢制品的制作工艺
CN107489596B (zh) 防结冰叶片生产方法及风力发电机组叶片
CN103936390B (zh) 磷酸盐复合材料天线罩罩体的制备方法
CN106273547A (zh) 一种具有机舱盖和ω长桁大曲率无人机壁板制造工艺
CN109638447A (zh) 一种水密隔热天线罩及其制备方法
CN110039784A (zh) 一种3d打印工件后处理方法
CN109747257A (zh) 陶瓷涂装复合板及其制备方法
CN108705621A (zh) 一种抗开裂的免漆生态板及其制作工艺
CN110481062A (zh) 一种固体火箭发动机燃烧室壳体外防热层缠绕成型方法
CN106142814A (zh) 一种解决泡沫塑料芯与金属蒙皮脱层的胶接方法
CN108709198A (zh) 一种3D打印SiC芯材及高致密玻璃碳封装燃烧室的制备方法
CN107787402B (zh) 涂覆内燃机活塞的闭合冷却通道的表面的方法及能够由所述方法制造的活塞
CN104948848B (zh) 节能环保型复合管及其制造方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: 312000 Building 2, Haitu jiuyiqiu, Binhai Industrial Zone, Keqiao District, Shaoxing City, Zhejiang Province

Applicant after: JINGGONG (SHAOXING) COMPOSITE TECHNOLOGY R & D CO.,LTD.

Applicant after: Shaoxing Baojing composite material Co.,Ltd.

Address before: 312030 Building 2, jiuyiqiu, Haitu, Binhai Industrial Zone, Shaoxing City, Zhejiang Province

Applicant before: JINGGONG (SHAOXING) COMPOSITE TECHNOLOGY R & D CO.,LTD.

Applicant before: JINGGONG (SHAOXING) COMPOSITE MATERIAL CO.,LTD.

CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: 312000 Building 2, Haitu jiuyiqiu, Binhai Industrial Zone, Keqiao District, Shaoxing City, Zhejiang Province

Applicant after: Shaoxing Baojing Composite Technology Research and Development Co.,Ltd.

Applicant after: Shaoxing Baojing composite material Co.,Ltd.

Address before: 312000 Building 2, Haitu jiuyiqiu, Binhai Industrial Zone, Keqiao District, Shaoxing City, Zhejiang Province

Applicant before: JINGGONG (SHAOXING) COMPOSITE TECHNOLOGY R & D CO.,LTD.

Applicant before: Shaoxing Baojing composite material Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant