CN109703789A - 一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 - Google Patents
一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109703789A CN109703789A CN201811545107.9A CN201811545107A CN109703789A CN 109703789 A CN109703789 A CN 109703789A CN 201811545107 A CN201811545107 A CN 201811545107A CN 109703789 A CN109703789 A CN 109703789A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- petaloid
- utricule
- suture
- inflation ring
- ring
- 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
Links
Landscapes
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
本发明涉及一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法，属于空间柔性展开系统技术领域，尤其涉及一种应用于航天器空间着陆和应急返回的空间展开结构的充气环制备方法。外层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15‑25mm，缝合线迹密度为30‑40针/100mm，缝合部强度高，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85。在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1‑2mm，不允许打剪口，可保证充气环充气展开时材料不易破损，满足缝合部强度值。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法，属于空间柔性展开系统技术领域，尤其涉及一种应用于航天器空间着陆和应急返回的空间展开结构的充气环制备方法。
背景技术
在航天器空间着陆和应急返回过程中，需要借助于辅助装置来对航天器进行减速和缓冲，以达到保护航天器的目的。
现有技术中，一般采用降落伞作为辅助装置，来达到对航天器进行减速和缓冲的目的，但是降落伞作为辅助装置时存在如下不足：
(1)当航天器的预定轨迹降落地点为海上时，由于降落伞平铺在海面上或进入到海内，不能够及时发现并对目标进行搜救；
(2)当待回收的航天器为处于深空探测真空环境时，现有的降落伞的材料也不能够适应该深空探测真空环境，导致降落伞不能够按照预定模式开伞，导致航天器的回收失败。
发明内容
本发明所要解决的技术问题：克服现有技术的不足，一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法。
本发明的技术解决方案是：
一种基于空间充气展开结构的充气环，该充气环为双层圆环状结构，即该充气环包括内层圆环状结构和外层圆环状结构，该充气环还包括阀门和扣襻带，阀门固定安装在内层圆环状结构和外层圆环状结构上，用于对内层圆环状结构进行充气，在通过阀门对内层圆环状结构充气过程中，内层圆环状结构的瓣状囊体的展开，内层圆环状结构的瓣状囊体向外层圆环状结构的瓣状囊体靠近并挤压，进而使得外层圆环状结构展开；
扣襻带包括固定带和若干个环带，固定带为一长方形布带，环带通过缝纫的方法固定安装在固定带上，环带之间的间距为30mm-40mm；
扣襻带上的固定带固定在外层圆环状结构的外表面；
内层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数优选为9瓣、12瓣、24瓣、36瓣；
内层圆环状结构的瓣状囊体为复合TPU薄膜；
外层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数优选为9瓣、12瓣、24瓣、36瓣；外层圆环状结的瓣状囊体之间通过加强带进行加固；
外层圆环状结构的瓣状囊体为多层复合涂覆防热芳纶绸布；
所述的复合TPU薄膜的原料为TPU薄膜，该复合TPU薄膜的制备方法为：将TPU薄膜放卷，然后在TPU薄膜上涂胶，并烘干固化后得到半成品，对办成品再进行熔融挤压成型，之后进行冷却，切边，收卷，得到复合薄膜；
所述的多层复合涂覆防热芳纶绸布由外到里依次为气凝胶、TPU薄膜和芳纶绸，气凝胶与TPU薄膜之间通过粘合剂进行粘接，TPU薄膜与芳纶绸之间通过粘合剂进行粘接，粘合剂为耐温型双组份聚氨酯粘合剂；多层复合涂覆防热芳纶绸布的制备方法为：在TPU薄膜的上表面和下表面涂覆粘合剂，然后将气凝胶的内表面贴合在TPU薄膜的上表面，将芳纶绸的内表面贴合在TPU薄膜的下表面，固化冷却成型，得到多层复合涂覆防热芳纶绸布；
扣襻带中环带的材料为锦丝带，固定带的材料为锦丝带；
加强带的材料为芳纶带；
一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，该方法的步骤包括：
(1)将组成内层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅1；
(2)将组成外层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅2，将扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面；
(3)将步骤(1)得到的环幅1放置到步骤(2)得到的环幅2内部，并安装阀门，然后将环幅1进行封口，最后将环幅2进行封口；
(4)将步骤(3)得到的环幅2的瓣状囊体之间通过加强带进行加固，得到基于空间充气展开结构的充气环。
所述的步骤(1)中，内层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4s-6s，热合电流为1.05A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上；
所述的步骤(2)中，外层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口；
所述的步骤(2)中，扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面时采用缝纫的方法；
所述的步骤(3)中，将环幅1进行封口时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4s-6s，热合电流为1.05A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上；
所述的步骤(3)中，将环幅2进行封口时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口；
所述的步骤(4)中，通过加强带对瓣状囊体之间进行加固时采用缝合的方法；
当需要使用多个充气环辅助航天器降落时，可以将充气环上的环带通过连接绳串联到一起，使得多个充气环能够连接为一个整体，例如使用两个充气环辅助航天器降落时，将第一个充气环上的环带和第二个充气环上的环带通过连接绳串联连接，使得两个充气环一起辅助航天器降落。
有益效果
(1)内层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4s-6s，热合电流为1.05A；热合强度高，热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比能够达到80％以上。
(2)外层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，缝合部强度高，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85。在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口，可保证充气环充气展开时材料不易破损，满足缝合部强度值。
(3)外层圆环状结构的瓣状囊体之间通过缝纫加强带进行加固，缝合时，加强带本体长度与外层圆环状结构截面长度相同，缝合线迹密度为15-20针/100mm，起到保护外层圆环状结构的瓣状囊体缝合部，满足缝合部强度值。
(4)多个充气环通过连接绳将充气环上的环带串联到一起形成一个整体，使得多个充气环一起辅助航天器降落，满足不同规格尺寸的充气环结构需求。
附图说明
图1为本发明的内层圆环状结构-环幅1结构示意图；
图2为本发明的外层圆环状结构-环幅2结构示意图；
图3为本发明的充气环结构示意图；
图4为本发明的扣襻带结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
应用于空间充气展开结构的充气环制备方法，该方法中所使用的充气环为空心圆环状结构，充气环外环直径内环直径截面直径为包括气密层、承力层、连接扣襻带、加强带和阀门；
气密层为空心圆环状结构，外环直径内环直径截面直径为气密层外面套有承力层，承力层为空心圆环状结构，截面直径为外环直径内环直径气密层和承力层形成套环；套环外表面沿着周向方向缝纫连接扣襻带；套环外表面沿着径向方向缝纫加强带；套环外表面上侧安装阀门。
其气密层材料为复合TPU薄膜，承力层材料为多层复合涂覆防热芳纶绸布，扣襻带材料为15mm宽的锦丝带，固定带材料为25mm宽的锦丝带，加强带材料为30mm宽的芳纶带。
步骤1：裁剪零件，采用激光裁床裁剪气密层和承力层裁剪尺寸包括拼缝宽度、放缝尺寸。
步骤2：拼接气密层，拼接形式选用高频热合，热合面宽度10mm，气密层拼接时在挨着阀门口的一环幅不拼接。
步骤3：拼接承力层，承力层拼接形式为包缝，包缝宽度20mm，缝纫三行直行线迹，缝线为芳纶线，线迹密度承力层拼接时在阀门口附近留100mm长度不拼接。包缝过程在异形曲面的内弧三分之一处打褶2mm，不允许在异形曲面任何位置打剪口。
步骤4：缝纫连接扣襻带，扣襻带材料以“Z”字形缠绕在固定带上，在固定带中心线上缝纫一行直行线迹固定，形成连接扣襻带；再将连接扣襻带缝在承力层周向外表面。扣襻带缝纫长度分布为2900mm、3300mm，所有缝线为7#芳纶线，线迹密度
步骤5：组装，将气密层放在承力层内部，气密层和承力层形成环套，保证阀门位置和拼接位置一一对应。
步骤6，缝纫加强带，加强带裁剪长度1011mm，加强带自身搭接形成圆形，两端搭接部位缝纫三行锯齿针线迹，缝纫长度90mm，线迹密度两端留5mm其余剪掉。缝纫完成后保证加强带一圈总长度901mm。再将加强带沿着充气环径向方向套在承力层拼接处，所有加强带搭接部位错开，再将加强带左端用双股7#芳纶线手工缝在承力层拼缝处，线迹密度12针/100mm。
步骤7：安装阀门，阀门安装时需在阀门端面涂抹硅橡胶，安装顺序为：阀体端面涂硅橡胶-套入垫布-套入保护布-穿过充气环-压上垫块-拧紧螺母。硅橡胶涂抹厚度0.15mm。压紧螺母充分拧紧至垫布四周翘起为止。压紧螺母拧紧后。
垫布12材料为天然橡胶布。保护布材料为多层复合涂覆防热芳纶绸布，保护布本体缝纫两圈直行线迹，缝线为7#芳纶线，线迹密度
步骤8：充气环封口，封口工序包括热合气密层和缝纫承力层。其中热合气密层指对气密层进行完全封闭，缝纫承力层指对承力层进行完全封闭，采用高速单针平缝机缝纫和手工缝纫两种方式，所述手工缝纫指最后留口100mm长度用高速单针平缝机缝纫的部分采用手缝形式完成。缝线为7#芳纶线，线迹密度
步骤9：将充气环冲压到1000Pa，保压10min，压降10Pa，气密满足要求。将充气环进行打压试验，压强从1000Pa逐渐增加至100KPa,产品无爆裂现象，强度满足要求。
实施例
一种基于空间充气展开结构的充气环，该充气环为双层圆环状结构，即该充气环包括内层圆环状结构和外层圆环状结构。充气环的内层圆环外径内径截面直径为充气环的外层圆环外径内径截面直径为该充气环还包括阀门和扣襻带，阀门固定安装在内层圆环状结构和外层圆环状结构上，用于对内层圆环状结构进行充气，在通过阀门对内层圆环状结构充气过程中，内层圆环状结构的瓣状囊体的展开，内层圆环状结构的瓣状囊体向外层圆环状结构的瓣状囊体靠近并挤压，进而使得外层圆环状结构展开；
如图4所示，扣襻带包括固定带和若干个环带，固定带为一长方形布带，环带通过缝纫的方法固定安装在固定带上，环带之间的间距为30mm-40mm；
扣襻带上的固定带固定在外层圆环状结构的外表面；
内层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数优选为9瓣、12瓣、24瓣、36瓣；
内层圆环状结构的瓣状囊体为复合TPU薄膜；
外层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数优选为9瓣、12瓣、24瓣、36瓣；外层圆环状结的瓣状囊体之间通过加强带进行加固；
外层圆环状结构的瓣状囊体为多层复合涂覆防热芳纶绸布；
所述的复合TPU薄膜的原料为0.1mm厚的TPU薄膜，该复合TPU薄膜的制备方法为：将TPU薄膜放卷，然后在TPU薄膜上涂胶，并烘干固化后得到半成品，对半成品再进行熔融挤压成型，之后进行冷却，切边，收卷，得到复合TPU薄膜；
所述的多层复合涂覆防热芳纶绸布由外到里依次为气凝胶、TPU薄膜和芳纶绸，气凝胶与TPU薄膜之间通过粘合剂进行粘接，TPU薄膜与芳纶绸之间通过粘合剂进行粘接，粘合剂为耐温型双组份聚氨酯粘合剂；多层复合涂覆防热芳纶绸布的制备方法为：在TPU薄膜的上表面和下表面涂覆粘合剂，然后将聚酰亚胺耐薄膜的内表面贴合在TPU薄膜的上表面，将芳纶绸的内表面贴合在TPU薄膜的下表面，固化冷却成型，得到多层复合涂覆防热芳纶绸布；
扣襻带中环带的材料为锦丝带，固定带的材料为锦丝带；
加强带的材料为芳纶带；
一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，该方法的步骤包括：
(1)将组成内层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅1，如图1所示；
(2)将组成外层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅2，将扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面，如图2所示；
(3)将步骤(1)得到的环幅1放置到步骤(2)得到的环幅2内部，并安装阀门，然后将环幅1进行封口，最后将环幅2进行封口；
(4)将步骤(3)得到的环幅2的瓣状囊体之间通过加强带进行加固，得到基于空间充气展开结构的充气环，如图3所示；
所述的步骤(1)中，内层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4-6s，热合电流为1.05A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上；
所述的步骤(2)中，外层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口；
所述的步骤(2)中，扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面时采用缝纫的方法；
所述的步骤(3)中，将环幅1进行封口时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4-6s，热合电流为1.05A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上；
所述的步骤(3)中，将环幅2进行封口时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口；
所述的步骤(4)中，通过加强带对瓣状囊体之间进行加固时采用缝合的方法；
当需要使用多个充气环辅助航天器降落时，可以将充气环上的环带通过连接绳串联到一起，使得多个充气环能够连接为一个整体，例如使用两个充气环辅助航天器降落时，将第一个充气环上的环带与第二个充气环上的环带通过连接绳串联成一个整体，使得两个充气环一起辅助航天器降落。
将充气环冲压到1000Pa，保压10min，压降10Pa，气密满足要求。将充气环进行打压试验，压强从1000Pa逐渐增加至100KPa,产品无爆裂现象，强度满足要求。
内层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用热合的方法，热合时的功率12000kw，热合时间为5s，热合电流为1.05A；拉力试验设备测试搭接样件的热合强度，测试结果为：热合强度5000N/5cm，牢度比为85％。
Claims (18)
1.一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：该充气环为双层圆环状结构，即该充气环包括内层圆环状结构和外层圆环状结构，该充气环还包括阀门和扣襻带，阀门固定安装在内层圆环状结构和外层圆环状结构上，阀门用于对内层圆环状结构进行充气，在通过阀门对内层圆环状结构充气过程中，内层圆环状结构的瓣状囊体展开，内层圆环状结构的瓣状囊体向外层圆环状结构的瓣状囊体靠近并挤压，进而使得外层圆环状结构展开。
2.根据权利要求1所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：扣襻带包括固定带和若干个环带，固定带为一长方形布带，环带通过缝纫的方法固定安装在固定带上，环带之间的间距为30mm-40mm。
3.根据权利要求1所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：扣襻带上的固定带固定在外层圆环状结构的外表面。
4.根据权利要求1所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：内层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数为9瓣、12瓣、24瓣或36瓣。
5.根据权利要求4所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：内层圆环状结构的瓣状囊体为复合TPU。
6.根据权利要求5所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：所述的复合TPU的原料为TPU薄膜，该复合TPU的制备方法为：将TPU薄膜放卷，然后在TPU薄膜上涂胶，并烘干固化后得到半成品，对半成品再进行熔融挤压成型，之后进行冷却，切边，收卷，得到复合TPU，该复合TPU为薄膜状。
7.根据权利要求1所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：外层圆环状结构由若干个瓣状囊体拼接而成，瓣状囊体的个数为9瓣、12瓣、24瓣或36瓣；外层圆环状结的瓣状囊体之间通过加强带进行加固。
8.根据权利要求7所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：外层圆环状结构的瓣状囊体为多层复合涂覆防热芳纶绸布。
9.根据权利要求8所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：所述的多层复合涂覆防热芳纶绸布由外到里依次为气凝胶、TPU薄膜和芳纶绸，气凝胶与TPU薄膜之间通过粘合剂进行粘接，TPU薄膜与芳纶绸之间通过粘合剂进行粘接，粘合剂为耐温型双组份聚氨酯粘合剂；多层复合涂覆防热芳纶绸布的制备方法为：在TPU薄膜的上表面和下表面涂覆粘合剂，然后将气凝胶的内表面贴合在TPU薄膜的上表面，将芳纶绸的内表面贴合在TPU薄膜的下表面，固化冷却成型，得到多层复合涂覆防热芳纶绸布。
10.根据权利要求8所述的一种基于空间充气展开结构的充气环，其特征在于：扣襻带中环带的材料为锦丝带，固定带的材料为锦丝带，加强带的材料为芳纶带。
11.一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于该方法的步骤包括：
(1)将组成内层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅1；
(2)将组成外层圆环状结构的瓣状囊体进行拼接不封口，得到环幅2，将扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面；
(3)将步骤(1)得到的环幅1放置到步骤(2)得到的环幅2内部，并安装阀门，然后将环幅1进行封口，最后将环幅2进行封口；
(4)将步骤(3)得到的环幅2的瓣状囊体之间通过加强带进行加固，得到基于空间充气展开结构的充气环。
12.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，内层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4s-6s，热合电流为1-2A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上。
13.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，外层圆环状结构的瓣状囊体之间进行拼接时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口。
14.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，扣襻带的固定带固定安装的环幅2的外表面时采用缝纫的方法。
15.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，将环幅1进行封口时采用热合的方法，热合时的功率为9000-12000kw，热合时间为4s-6s，热合电流为1-2A；热合强度能够不低于4800N/5cm，牢度比为80％以上。
16.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，将环幅2进行封口时采用缝合的方法，缝合时，缝合宽度为15-25mm，缝合线迹密度为30-40针/100mm，拼接处缝合强度不低于5200N/5cm，缝合强度系数不低于0.85，在瓣状囊体的三分之一位置处可以打褶1-2mm，不允许打剪口。
17.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，通过加强带对瓣状囊体之间进行加固时采用缝合的方法。
18.根据权利要求11所述的一种基于空间充气展开结构的充气环的制备方法，其特征在于：当需要使用两个以上的充气环辅助航天器降落时，将充气环上的环带通过连接绳串联到一起，使得两个以上的充气环能够连接为一个整体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811545107.9A CN109703789B (zh) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | 一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811545107.9A CN109703789B (zh) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | 一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109703789A true CN109703789A (zh) | 2019-05-03 |
| CN109703789B CN109703789B (zh) | 2021-03-26 |
Family
ID=66256751
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811545107.9A Active CN109703789B (zh) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | 一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109703789B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110775298A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-02-11 | 上海宇航系统工程研究所 | 充气舱防护层结构 |
| CN112591155A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-02 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种柔性球航天器充气展开结构评估方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0861780A1 (de) * | 1997-02-28 | 1998-09-02 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Verfahren zur Verhinderung des Überschlagens bei der Landung eines Luft- oder Raumfahrtgerätes |
| FR2915463A3 (fr) * | 2007-04-24 | 2008-10-31 | Daniel Alberic Ernest Even | Astronef amenage pour voyages interplanetaires et missions spatiales de tres longue duree |
| CN106114916A (zh) * | 2016-08-12 | 2016-11-16 | 哈尔滨工业大学 | 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法 |
| CN106494650A (zh) * | 2016-11-18 | 2017-03-15 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种利用液体蒸发充气式的再入飞行器 |
| US20170368782A1 (en) * | 2014-11-20 | 2017-12-28 | Airbus Group Sas | Multilayer sealed skin for a pressurized flexible structure and flexible structure using such a skin |
-
2018
- 2018-12-17 CN CN201811545107.9A patent/CN109703789B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0861780A1 (de) * | 1997-02-28 | 1998-09-02 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Verfahren zur Verhinderung des Überschlagens bei der Landung eines Luft- oder Raumfahrtgerätes |
| FR2915463A3 (fr) * | 2007-04-24 | 2008-10-31 | Daniel Alberic Ernest Even | Astronef amenage pour voyages interplanetaires et missions spatiales de tres longue duree |
| US20170368782A1 (en) * | 2014-11-20 | 2017-12-28 | Airbus Group Sas | Multilayer sealed skin for a pressurized flexible structure and flexible structure using such a skin |
| CN106114916A (zh) * | 2016-08-12 | 2016-11-16 | 哈尔滨工业大学 | 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法 |
| CN106494650A (zh) * | 2016-11-18 | 2017-03-15 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种利用液体蒸发充气式的再入飞行器 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 卫剑征 等: "双层充气式气动阻力锥力学特性分析", 《航天返回与遥感》 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110775298A (zh) * | 2019-11-29 | 2020-02-11 | 上海宇航系统工程研究所 | 充气舱防护层结构 |
| CN112591155A (zh) * | 2020-12-15 | 2021-04-02 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种柔性球航天器充气展开结构评估方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109703789B (zh) | 2021-03-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20160083068A1 (en) | High Altitude Balloon | |
| EP3649282B1 (en) | Composite ultra-high molecular weight polyethylene (uhmwpe) material and method of manufacture of the same | |
| US20100239797A1 (en) | Flexible Multi-Layer Material, Preferably for an Inflatable Balloon Casing, and Method for the Production of an Inflatable Casing | |
| CN109703789A (zh) | 一种基于空间充气展开结构的充气环及其制备方法 | |
| US2526719A (en) | Balloon construction | |
| ZA200502547B (en) | Multilayered pressure vessel and method of manufacturing the same. | |
| US2919082A (en) | Balloon having reinforcing structure | |
| US20110240206A1 (en) | Waterproof system for attaching an anchor member to a portion of a tent and related method | |
| US2771256A (en) | Balloon with load supporting tapes | |
| US7178762B2 (en) | Reinforcing material for parachutes and methods for reinforcing parachutes | |
| WO2021053558A1 (en) | Method of reinforcing a seam and a product with a reinforced seam in accordance with the method | |
| US4280674A (en) | Balloon with deflation port | |
| JP7177562B1 (ja) | 飛翔体用部材、飛翔体、及び、それらの製造方法 | |
| EP3434123A1 (en) | Protective device | |
| JP3994020B2 (ja) | インフレータブル構造物 | |
| CN113181669B (zh) | 一种可折叠展开双层式大型充气宫灯及折叠、充气方法 | |
| US11807350B2 (en) | Multi-layer bladder construct | |
| CN206385421U (zh) | 充气式沟壑填充束柴 | |
| EP1636088B1 (en) | Parachute with reinforcing material | |
| CN101850839B (zh) | 一种便携式救生气囊 | |
| GB2167710A (en) | Inflated structures | |
| CN117385722A (zh) | 一种舟桥用气囊 | |
| JPH05342Y2 (zh) | ||
| ITGE990127A1 (it) | Camera gonfiabile per giubbetti equilibratori idrostatici. | |
| JPH0443144A (ja) | エアーバッグの構造 |
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 | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |