CN110509572A - 一种全复合材料喷管及快速成型方法 - Google Patents
一种全复合材料喷管及快速成型方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110509572A CN110509572A CN201910827956.1A CN201910827956A CN110509572A CN 110509572 A CN110509572 A CN 110509572A CN 201910827956 A CN201910827956 A CN 201910827956A CN 110509572 A CN110509572 A CN 110509572A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- jet pipe
- layer
- composite material
- winding
- thermal insulation
- 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.)
- Pending
Links
Classifications
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
本发明提供一种全复合材料喷管及其快速成型方法,属于喷管成型工艺技术领域。所述的喷管从内到外包括:喉衬、耐烧蚀层、隔热层和壳体结构层。本发明还提供一种全复合材料喷管的快速成型方法,与现有技术相比,烧蚀层与隔热层共同固化提高了两者层间界面性能,省去了一次机械加工、真空袋‑热压罐固化时间,缩短了产品生产成本及生产周期。本发明的成型工艺固化过程稳定可靠,无真空袋泄露风险,产品致密度更高,使用可靠性更强。
Description
技术领域
本发明属于喷管成型工艺技术领域,尤其涉及一种全复合材料喷管及快速成型方法。
背景技术
喷管是使火箭获得推力的关键部件。一体化复合材料喷管一般包括喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体承载层及喉衬柔性堵盖。传统一体化复合材料喷管成型必须经历多次缠绕、固化以及机械加工,具体地,在喉衬上由碳布/酚醛布带缠绕耐烧蚀层,固化后机械加工至设计型面,然后在该型面上由高硅氧布/酚醛布带缠绕隔热层,固化后机械加工至设计型面,最后粘接合金壳体或模压碳纤维壳体。成型时间长,各功能层间容易产生裂纹,产品结构可靠性较差。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有的喷管成型工艺成型时间长、各功能层间容易产生裂纹,产品结构可靠性较差的问题,而提供一种全复合材料喷管及快速成型方法。
本发明首先提供一种全复合材料喷管快速成型方法,包括:
步骤一:根据产品尺寸设计芯模,芯模外型面与产品内型面贴合,所述的芯模包括加热组件;
步骤二:将喉衬装于芯模上,将芯模安装到数控缠绕机上;
步骤三:在喉衬上缠绕耐烧蚀层,材料为碳布/酚醛氰酸酯,斜叠缠绕,斜缠角度10-20°,缠绕时芯模预热温度40-100℃;
步骤四:在耐烧蚀层上缠绕隔热层,材料高硅氧布/酚醛氰酸酯平纹布带,平叠缠绕,缠绕时芯模预热温度40-100℃;
步骤五:将耐烧蚀层和隔热层进行固化,固化温度为50-200℃,固化时间为1-48h;然后将壳体结构层粘接到隔热层外,再固化后进行型面车加工,得到全复合材料喷管;
或者在隔热层上缠绕壳体结构层,然后进行全固化进行型面车加工,得到全复合材料喷管;
所述的壳体结构层的材料为T700/环氧树脂复合材料。
优选的是,所述的加热组件的热源为电热、蒸汽加热或电磁加热。
优选的是,所述的步骤三缠绕耐烧蚀层时,缠绕布带张力为0.2N/mm-100N/mm,压辊压力为5-100kg。
优选的是,所述的步骤四中缠绕隔热层时,缠绕布带张力为1N/mm-100N/mm,压辊压力为5-100kg。
优选的是,所述的步骤五再固化的固化温度为115-125℃,固化时间为2h。
优选的是,所述的步骤五中缠绕壳体结构层时,纤维纱团缠绕张力为10-300N/团,缠绕纱团数1-60团,缠绕时芯模预热温度40-100℃。
优选的是,所述的壳体结构层和隔热层中间设有缓冲层。
优选的是,所述的步骤五还包括:在壳体结构层外依次缠绕外隔热层和外耐烧蚀层。
本发明还提供上述制备方法得到的全复合材料喷管,从内到外包括:
喉衬、耐烧蚀层、隔热层和壳体结构层。
优选的是,所述的全复合材料喷管,从内到外包括:喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体结构层、外耐烧蚀层和外隔热层。
本发明的有益效果
本发明提供一种全复合材料喷管及快速成型方法,该方法中烧蚀层与隔热层共同固化提高了两者层间界面性能,省去了一次机械加工、真空袋-热压罐固化时间,缩短了产品生产成本及生产周期,该技术快速成型的喷管较传统缠绕、真空袋-热压罐成型工艺相比,固化过程稳定可靠,无真空袋泄露风险,产品致密度更高;异质层与复合材料层间可以使用硅橡胶等缓冲树脂层,缓解各层间的热应力,传统喷管产品通过模压成型各功能层,然后通过物理连接装配,一体化喷管各功能层间形成了犬牙交错的界面,可靠性更高。
对于完全使用复合材料成型的喷管,可以进行一体化成型,该种结构喷管一般只进行一次固化即完全成型,不需要复杂的金属对模模具,成本更低,不需要复杂的装配,生产周期更短,各功能层之间没有装配间隙,可靠性更高。
附图说明
图1是现有技术缠绕机的结构示意图;
图2是本发明芯模的轴向剖面示意图;
图3是本发明实施例1制备的全复合材料喷管的轴向剖面结构示意图;
图4是本发明实施例2制备的全复合材料喷管的轴向剖面结构示意图。
图中,1、芯膜,1-1、缠绕轴,1-2、支撑梁,1-3、加热组件,1-4、绝缘层,1-5、起缠止口,1-6、锥形本体,1-7、止缠止口,2、喉衬,3、耐烧蚀层,4、隔热层,5、壳体结构层,6、外隔热层,7、外耐烧蚀层。
具体实施方式
本发明首先提供一种全复合材料喷管快速成型方法,包括:
步骤一:根据产品尺寸设计芯模,芯模外型面与产品内型面贴合,如图2所示,所述的芯膜为锥形结构,由起缠止口1-5、锥形本体1-6和止缠止口1-7组成,芯膜内部为中空结构,中间设有缠绕轴1-1,缠绕轴1-1为可拆卸结构,保证芯模可以进行卧式和立式两种摆放方式,通过螺栓与芯模进行连接,使芯模可以随轴转动,所述的芯模内部还设有轴向、径向交错的支撑梁1-2,保证工作时缠绕芯模不变形,所述的起缠止口1-5、锥形本体1-6和止缠止口1-7为一体结构,芯模内表面依次设有加热组件1-3和绝缘层1-4,所述的加热组件1-3可以根据实际设计要求选择电热、蒸汽热以及电磁热,电磁热温度更容易控制,加热均匀;蒸汽热加热较均匀,温度易于控制,一般适用于存在热废气的成型环境。所述的绝缘层的材料优选为绝缘耐高温橡胶;
步骤二:将喉衬装于芯模上,将芯模安装到数控缠绕机上,所述的数控缠绕机采用现有技术的装置即可,没有特殊限制,如图1所示;
步骤三:在喉衬上缠绕耐烧蚀层,材料为碳布/酚醛氰酸酯,斜叠缠绕,斜缠角度10-20°,缠绕时芯模预热温度40-100℃。缠绕布带张力为0.2N/mm-100N/mm,压辊压力为5-100kg;
步骤四:在耐烧蚀层上缠绕隔热层,材料高硅氧布/酚醛氰酸酯平纹布带,平叠缠绕,缠绕时芯模预热温度40-100℃,缠绕布带张力为1N/mm-100N/mm,压辊压力为15-100kg;。
步骤五:将耐烧蚀层和隔热层进行固化,固化温度为50-200℃,固化时间为1-48h;然后将壳体结构层粘接到隔热层外,再固化后进行型面车加工,经过脱模、装配得到全复合材料喷管;所述的再固化的固化温度优选为115-125℃,固化时间优选为2h;
或者在隔热层上缠绕壳体结构层,纤维纱团缠绕张力为10-300N/团,缠绕纱团数1-60团,缠绕时芯模预热温度40-100℃,然后进行全固化进行型面车加工,所述的全固化的固化温度优选为50-200℃,固化时间优选为1-48h。经过脱模、装配得到全复合材料喷管;
所述的壳体结构层的材料为T700/环氧树脂复合材料。
为了减缓层间应力,所述的壳体结构层和隔热层间涂刷粘接缓冲层,所述的缓冲层优选为橡胶缓冲层,厚度为0.1-0.5mm。
按照本发明,所述的步骤五还包括:在壳体结构层外依次缠绕外隔热层和外耐烧蚀层。为了减缓层间应力,所述的壳体结构层和外隔热层间涂刷粘接缓冲层,所述的缓冲层优选为橡胶缓冲层,厚度为0.1-0.5mm。
本发明还提供上述制备方法得到的全复合材料喷管,从内到外包括:
喉衬、耐烧蚀层、隔热层和壳体结构层。
优选的是,所述的全复合材料喷管,从内到外包括:喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体结构层、外耐烧蚀层和外隔热层。
下面结合具体实施方式对本发明作进一步的描述。
实施例1
一种全复合材料喷管,如图3所示,该喷管由耐烧蚀碳碳针刺编织喉衬2、碳布/酚醛氰酸酯耐烧蚀层3、高硅氧布/酚醛氰酸酯隔热层4、T700/环氧树脂壳体结构层5、高硅氧布/酚醛氰酸酯外隔热层6和碳布/酚醛氰酸酯外耐烧蚀层7组成。具体成型方法为:
首先根据产品设计芯模1,芯模1外型面与产品内型面贴合;
将喉衬2装于芯模1上,将芯模1安装到图1的数控缠绕机上;
耐烧蚀层3缠绕碳布通过纠正张力设备收卷,然后放入数控缠绕机原料区,在布带起缠接口刷酚醛氰酸酯树脂,使布带粘在起缠位置;
耐烧蚀层3缠绕时芯模预热温度为70℃,斜叠缠绕,斜缠角度15°,缠绕布带张力为5N/mm,压辊压力为50kg;
隔热层4缠绕时芯模预热温度为70℃,平叠缠绕,缠绕布带张力为70N/mm,压辊压力为50kg。
隔热层4缠绕完毕后,芯模进入固化加热阶段,固化温度为180℃,固化时间为6h;固化完成后将缠绕棍换成车刀,根据设计型面对隔热层进行加工,采用数控机床进行加工,加工选取芯模头或尾部止口作为基准,加工过程禁止产品接触水或油,产品加工后需要使用无水清洗剂(如无水乙醇)擦除表面灰尘。
壳体结构层5原材料为T700/环氧树脂复合材料,通过金属对模制造,粘接到隔热层外,在180℃下固化6h后进行型面车加工;
在壳体结构层5上缠绕外耐热层6和外耐烧蚀层7,外隔热层6缠绕时芯模预热温度为70℃,平叠缠绕,缠绕布带张力为70N/mm,压辊压力为50kg;
外耐烧蚀层7缠绕时芯模预热温度为70℃,斜叠缠绕,斜缠角度15°,缠绕布带张力为5N/mm,压辊压力为50kg;
缠绕完毕后,芯模进入固化加热阶段,固化温度为180℃,固化时间为6h;然后进行最终型面车加工,得到全复合材料喷管。
为了减缓层间应力,壳体结构层5分别和隔热层4和外隔热层6间涂刷粘接硅橡胶缓冲层,厚度为0.3mm。
实施例2
一种全复合材料固体火箭喷管,如图4所示,该喷管由耐烧蚀碳碳针刺编织喉衬2、碳布/酚醛氰酸酯耐烧蚀层3、高硅氧布/酚醛氰酸酯隔热层4及T700/环氧树脂壳体结构层5组成。具体成型方法为:
首先根据产品设计芯模1,芯模1外型面与产品内型面贴合;
将喉衬2装于芯模1上,将芯模1安装到数控缠绕机上;
耐烧蚀层3缠绕碳布通过纠正张力设备收卷,然后放入数控缠绕机原料区,在布带起缠接口刷酚醛氰酸酯树脂,使布带粘在起缠位置;
耐烧蚀层3缠绕时芯模预热温度为40℃,斜缠角度15°,缠绕布带张力为5N/mm,压辊压力为50kg;
隔热层4缠绕时芯模预热温度为40℃,平叠缠绕,缠绕布带张力为70N/mm,压辊压力为50kg;
缠绕壳体结构层5,缠绕纤维为T700碳纤维,树脂为环氧树脂,采用湿法缠绕,缠绕纱团数30团,纤维缠绕张力为40N/团,缠绕时芯模预热温度40℃;缠绕完毕后,在180℃下进行全固化6h,将缠绕棍换成车刀,根据设计型面对壳体结构层5进行加工,经过脱模、装配得到全复合材料喷管;
为了减缓层间应力,壳体结构层5和耐热层4间粘接硅橡胶缓冲层,厚度为0.3mm。
Claims (10)
1.一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,包括:
步骤一:根据产品尺寸设计芯模,芯模外型面与产品内型面贴合,所述的芯模包括加热组件;
步骤二:将喉衬装于芯模上,将芯模安装到数控缠绕机上;
步骤三:在喉衬上缠绕耐烧蚀层,材料为碳布/酚醛氰酸酯,斜叠缠绕,斜缠角度10-20°,缠绕时芯模预热温度40-100℃;
步骤四:在耐烧蚀层上缠绕隔热层,材料高硅氧布/酚醛氰酸酯平纹布带,平叠缠绕,缠绕时芯模预热温度40-100℃;
步骤五:将耐烧蚀层和隔热层进行固化,固化温度为50-200℃,固化时间为1-48h;然后将壳体结构层粘接到隔热层外,再固化后进行型面车加工,得到全复合材料喷管;
或者在隔热层上缠绕壳体结构层,然后进行全固化进行型面车加工,得到全复合材料喷管;
所述的壳体结构层的材料为T700/环氧树脂复合材料。
2.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的加热组件的热源为电热、蒸汽加热或电磁热。
3.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的步骤三缠绕耐烧蚀层时,缠绕布带张力为0.2N/mm-100N/mm,压辊压力为5-100kg。
4.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的步骤四中缠绕隔热层时,缠绕布带张力为1N/mm-100N/mm,压辊压力为15-100kg。
5.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的步骤五再固化的固化温度为115-125℃,固化时间为2h。
6.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的步骤五中缠绕壳体结构层时,纤维纱团缠绕张力为10-300N/团,缠绕纱团数1-60团,缠绕时芯模预热温度40-100℃。
7.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的壳体结构层和隔热层中间设有缓冲层。
8.根据权利要求1所述的一种全复合材料喷管快速成型方法,其特征在于,所述的步骤五还包括:在壳体结构层外依次缠绕外隔热层和外耐烧蚀层。
9.权利要求1-8任何一项所述的制备方法得到的全复合材料喷管,其特征在于,所述的喷管从内到外包括:
喉衬、耐烧蚀层、隔热层和壳体结构层。
10.根据权利要求9所述的全复合材料喷管,其特征在于,所述的全复合材料喷管,从内到外包括:喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体结构层、外耐烧蚀层和外隔热层。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910827956.1A CN110509572A (zh) | 2019-09-03 | 2019-09-03 | 一种全复合材料喷管及快速成型方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910827956.1A CN110509572A (zh) | 2019-09-03 | 2019-09-03 | 一种全复合材料喷管及快速成型方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110509572A true CN110509572A (zh) | 2019-11-29 |
Family
ID=68629505
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201910827956.1A Pending CN110509572A (zh) | 2019-09-03 | 2019-09-03 | 一种全复合材料喷管及快速成型方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110509572A (zh) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110588014A (zh) * | 2019-09-03 | 2019-12-20 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种2.5d复合材料喷管扩张段及其共固化成型方法 |
CN113320129A (zh) * | 2021-05-25 | 2021-08-31 | 西安英利科电气科技有限公司 | 一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法 |
CN114013063A (zh) * | 2021-10-29 | 2022-02-08 | 上海复合材料科技有限公司 | 一种预浸带缠绕成型的绝热复合材料及其制备方法 |
CN114198223A (zh) * | 2021-11-29 | 2022-03-18 | 湖北航泰科技有限公司 | 一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管 |
CN114479679A (zh) * | 2022-02-07 | 2022-05-13 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN202596924U (zh) * | 2012-04-18 | 2012-12-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 固体火箭发动机的分段长尾喷管结构 |
CN107386752A (zh) * | 2017-07-19 | 2017-11-24 | 天津工业大学 | 一种具有防冰除冰功能的纤维增强复合材料塔杆 |
CN108071897A (zh) * | 2017-11-27 | 2018-05-25 | 湖北三江航天红阳机电有限公司 | 一种防隔热复合材料的制备方法 |
CN208364259U (zh) * | 2018-05-18 | 2019-01-11 | 湖北航泰科技有限公司 | 防冲刷的复合材料发动机喷管 |
-
2019
- 2019-09-03 CN CN201910827956.1A patent/CN110509572A/zh active Pending
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN202596924U (zh) * | 2012-04-18 | 2012-12-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 固体火箭发动机的分段长尾喷管结构 |
CN107386752A (zh) * | 2017-07-19 | 2017-11-24 | 天津工业大学 | 一种具有防冰除冰功能的纤维增强复合材料塔杆 |
CN108071897A (zh) * | 2017-11-27 | 2018-05-25 | 湖北三江航天红阳机电有限公司 | 一种防隔热复合材料的制备方法 |
CN208364259U (zh) * | 2018-05-18 | 2019-01-11 | 湖北航泰科技有限公司 | 防冲刷的复合材料发动机喷管 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
(美)罗萨得,(英)格罗夫著: "《纤维缠绕玻璃钢》", 31 May 1973, 北京:中国建筑工业出版社 * |
于守武,肖淑娟,赵晋津著: "《高分子材料改性 原理及技术》", 31 May 2015, 北京:知识产权出版社 * |
唐磊,王夕聚主编;: "《耐高温隔热材料技术》", 31 July 2013, 国防工业出版社 * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110588014A (zh) * | 2019-09-03 | 2019-12-20 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种2.5d复合材料喷管扩张段及其共固化成型方法 |
CN110588014B (zh) * | 2019-09-03 | 2023-01-10 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种2.5d复合材料喷管扩张段及其共固化成型方法 |
CN113320129A (zh) * | 2021-05-25 | 2021-08-31 | 西安英利科电气科技有限公司 | 一种端燃式固体火箭长尾管缠绕结构及缠绕方法 |
CN114013063A (zh) * | 2021-10-29 | 2022-02-08 | 上海复合材料科技有限公司 | 一种预浸带缠绕成型的绝热复合材料及其制备方法 |
CN114198223A (zh) * | 2021-11-29 | 2022-03-18 | 湖北航泰科技有限公司 | 一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管 |
CN114198223B (zh) * | 2021-11-29 | 2023-09-15 | 湖北航泰科技有限公司 | 一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管 |
CN114479679A (zh) * | 2022-02-07 | 2022-05-13 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
CN114479679B (zh) * | 2022-02-07 | 2023-06-20 | 长春长光宇航复合材料有限公司 | 一种大尺寸发动机喷管双配合面金属壳体粘接方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110509572A (zh) | 一种全复合材料喷管及快速成型方法 | |
CN101564875B (zh) | 兆瓦级风电机组叶片电热模具的制作方法 | |
CN108407332B (zh) | 一种复合材料网格蒙皮结构件模压成型方法 | |
CN109367151A (zh) | 一种隔热抗冲刷防热层及其制备方法 | |
CN104358708B (zh) | 碳纤维复合材料泡沫夹层结构风洞风扇叶片及成型方法 | |
CN106827587B (zh) | Hsm工艺在机翼成型中的应用及其机翼的成型方法 | |
CN112297462A (zh) | 一种火箭发动机全复合材料壳体的制造方法 | |
CN106515045B (zh) | 复合材料连接裙自动铺放成型方法 | |
CN103322854A (zh) | 一种复合材料发射筒及其制备方法 | |
CN105904741B (zh) | 一种带端框的耐高温复合材料舱段成型方法 | |
CN106979095A (zh) | 一种整体成型的一体化喷管及其制造方法 | |
CN109624369A (zh) | 一种低温叶片的制备方法 | |
CN104260365A (zh) | 一种天线肋条的制造方法 | |
CN107322951A (zh) | 固体火箭发动机内绝热层缠绕成型方法 | |
CN111238307B (zh) | 一种一体式导弹贮运发射箱及其制造方法 | |
CN104552992B (zh) | 提高湿法铺缠厚壁复合材料构件中纤维体积含量的方法 | |
CN102494009A (zh) | 一种冷却塔用复合材料传动轴及其成型工艺 | |
CN101642961A (zh) | 一种固体火箭发动机扩散段绝热层缠绕方法 | |
CN114193749B (zh) | 一种超大尺寸喷管扩张段预浸布带立式复合缠绕工艺 | |
CN104875397A (zh) | Z-pin连接纤维复合材料喷管预制体成型方法 | |
CN112026199B (zh) | 一种复合材料同心发射筒成型方法 | |
JP2018510795A (ja) | 予成形品の作製方法および作製装置 | |
CN109849370A (zh) | 一种火箭/导弹发动机级间连接结构的加工方法 | |
CN107901448A (zh) | 大直径复合裙加压固化方法 | |
CN201982880U (zh) | 一种保温罩 |
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 | ||
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20191129 |