CN111674057A - 一种舱段的防隔热层成型方法 - Google Patents

一种舱段的防隔热层成型方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111674057A
CN111674057A CN202010552978.4A CN202010552978A CN111674057A CN 111674057 A CN111674057 A CN 111674057A CN 202010552978 A CN202010552978 A CN 202010552978A CN 111674057 A CN111674057 A CN 111674057A
Authority
CN
China
Prior art keywords
layer
heat insulation
metal shell
heat
insulation layer
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
Application number
CN202010552978.4A
Other languages
English (en)
Inventor
朱君
吴伟
杨戈
沈亚东
吴丹
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.)
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd
Original Assignee
Beijing Kongtian Technology Research Institute
Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical 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 Beijing Kongtian Technology Research Institute, Hubei Sanjiang Aerospace Group Hongyang Electromechanical Co Ltd filed Critical Beijing Kongtian Technology Research Institute
Priority to CN202010552978.4A priority Critical patent/CN111674057A/zh
Publication of CN111674057A publication Critical patent/CN111674057A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • B29C70/36—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 impregnating by casting, e.g. vacuum casting
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/542—Placing or positioning the reinforcement in a covering or packaging element before or during moulding, e.g. drawing in a sleeve

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种舱段的防隔热层成型方法，属于复合材料成型技术领域。所述舱段的防隔热层成型方法包括以下步骤：获取隔热层；将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙；对隔热层与金属壳体进行维持形状；对隔热层与金属壳体进行固化形状；将外防热层固定设置在隔热层的表面；通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封。本发明舱段的防隔热层成型方法有效的提高了界面粘接质量，消除了高温成型过程中内部热应力变形带来的脱粘风险，同时降低了后续存贮、运输、装配等过程中产品内应力释放导致的脱粘风险。

Description

一种舱段的防隔热层成型方法
技术领域
本发明涉及复合材料成型技术领域，特别涉及一种舱段的防隔热层成型方法。
背景技术
随着飞行器飞行速度、飞行时间的不断提高，导致其飞行环境变得越来越恶劣，因此，对其外层防隔热能力也提出了更高的要求。现飞行器多采用金属壳体+内层隔热+外层防热的多层防隔热结构形式，来满足飞行环境的多重要求。此外，为了减小飞行过程中的气动阻力，其外形结构也变得更加复杂。而多层防隔热结构形式以及复杂的外形结构给产品的成型带来了很大难度，尤其是不同材料间的线膨胀系数差异大以及正负曲率结构变化大，在高温固化过程中，存在多层结构变化不一致导致层间界面脱粘、分层，影响粘接强度。
而金属壳体+隔热+防热三层异形结构(锥筒、菱形、类十字、变曲率等)舱段外防隔热层成型，其中隔热层采用气凝胶、隔热毡、隔热瓦等耐高温轻质隔热材料，该种材料本身与金属壳体间的粘接强度低，后续热处理过程中受金属壳体和外部防热层变形影响，极容易在金属壳体和隔热层间的界面出现大面积脱粘现象。
发明内容
本发明提供一种舱段的防隔热层成型方法，解决了或部分解决了现有技术中在金属壳体+隔热+防热三层异形结构中，其金属壳体和隔热层间的界面易出现大面积脱粘现象的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种舱段的防隔热层成型方法包括以下步骤：获取隔热层；将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙；对隔热层与金属壳体进行维持形状；对隔热层与金属壳体进行固化形状；将外防热层固定设置在隔热层的表面；通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封。
进一步地，所述获取隔热层包括：获取隔热材料；在隔热材料的表面设置防护层，得到隔热层。
进一步地，所述将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙包括：在隔热层与金属壳体间设置垫板，形成人工预留的界面间隙层。
进一步地，界面间隙层的宽度为0.3-3mm。
进一步地，所述对隔热层与金属壳体进行维持形状包括：通过辅助工装禁锢的方式使隔热层固定在金属壳体表面。
进一步地，所述对隔热层与金属壳体进行固化形状包括：将辅助工装拆除；将包覆材料整体铺覆在隔热层外侧，形成隔热固定层；通过包真空+外压的方式，对隔热层进行预压，保证隔热层紧密的固定在金属壳体表面，预压压力控制在-0.1MPa～0.6MPa，预压温度控制在90℃以内，保证预压后隔热固定层具有维型作用又未完全固化，可以与外防热层共固化成型。
进一步地，所述隔热固定层厚度≤0.5mm。
进一步地，所述包覆材料为耐高温性能的防热材料。
进一步地，所述树脂的粘度≤1000mpa.s。
进一步地，所述树脂采用低温固化，低温固化温度≤60℃。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
由于获取隔热层，将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙，对隔热层与金属壳体进行维持形状，对隔热层与金属壳体进行固化形状，将外防热层固定设置在隔热层的表面，通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封，保证隔热层与金属壳体之间粘接质量，有效的提高了界面粘接质量，消除了高温成型过程中内部热应力变形带来的脱粘风险，同时降低了后续存贮、运输、装配等过程中产品内应力释放导致的脱粘风险。
附图说明
图1为本发明实施例提供的舱段的防隔热层成型方法的流程示意图；
图2为图1中舱段的防隔热层成型方法的防隔热层的结构示意图。
具体实施方式
参见图1-2，本发明实施例提供的一种舱段的防隔热层成型方法包括以下步骤：
步骤1，获取隔热层。
步骤2，将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙。
步骤3，对隔热层与金属壳体进行维持形状。
步骤4，对隔热层与金属壳体进行固化形状。
步骤5，将外防热层固定设置在隔热层的表面。
步骤6，通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封。
本申请具体实施方式由于获取隔热层，将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙，对隔热层与金属壳体进行维持形状，对隔热层与金属壳体进行固化形状，将外防热层固定设置在隔热层的表面，通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封，保证隔热层与金属壳体之间粘接质量，有效的提高了界面粘接质量，消除了高温成型过程中内部热应力变形带来的脱粘风险，同时降低了后续存贮、运输、装配等过程中产品内应力释放导致的脱粘风险。
详细介绍步骤1。
获取隔热层包括：
获取隔热材料。
在隔热材料的表面设置防护层，得到隔热层。
其中，隔热材料是一种轻质、多孔的结构材料，在后续灌封、粘接等操作时，胶液容易通过表面孔洞渗透到材料内部，进而降低其隔热性能。因此，在隔热材料表面设置一层紧密的防护层，防止胶液渗透；同时，该防护层减小了隔热材料表面纤维和粉末，提高了其表面粘接性能。
防护层可采用薄膜或预浸料形成。
详细介绍步骤2。
将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙包括：
在隔热层与金属壳体间设置垫板，形成人工预留的界面间隙层。
界面间隙层的宽度为0.3-3mm。
详细介绍步骤3。
对隔热层与金属壳体进行维持形状包括：
通过辅助工装禁锢的方式使隔热层固定在金属壳体表面，此时，隔热层与金属壳体间未涂覆粘接胶液，彼此间仅为物理贴合。
详细介绍步骤4。
对隔热层与金属壳体进行固化形状包括：
将辅助工装拆除。
将包覆材料整体铺覆在隔热层外侧，形成隔热固定层。
通过包真空+外压的方式，对隔热层进行预压，保证隔热层紧密的固定在金属壳体表面，预压压力控制在-0.1MPa～0.6MPa，预压温度控制在90℃以内，保证预压后隔热固定层具有维型作用又未完全固化，可以与外防热层共固化成型。
隔热固定层厚度≤0.5mm。
包覆材料为耐高温性能的防热材料。
其中，为了不影响外防热层成型，隔热层表面不许有绳索、工装等多余物，往往需要将隔热层表面固定的工具拆除，拆除后铺贴的隔热层容易掉落，因此，设计了一种外层包覆的方式来将隔热层固定在金属壳体表面。即，采用一种包覆材料整体铺覆在隔热层外侧，形成隔热固定层，通过包真空+外压的方式，对隔热层进行预压，保证隔热层紧密的固定在金属壳体表面，预压压力控制在-0.1MPa～0.6MPa，预压温度控制在90℃以内，保证预压后外层包覆材料具有维型作用又未完全固化，可以与外防热层共固化成型，即可实现隔热层维型和固定，又可提高隔热层与外防热层间的粘接质量。
包覆材料可采用预浸布或胶膜。
详细介绍步骤5。
在成型的隔热层表面直接采用布带缠绕、预浸布铺层、预浸带铺带、套装等工艺方法成型外防热层。
详细介绍步骤6。
树脂的粘度≤1000mpa.s，树脂固化后耐温性越高越好。
树脂采用低温固化，低温固化温度≤60℃
其中，在防热层成型后，采用低粘度树脂，对人工预留脱粘层进行灌封。其中，树脂可选用环氧树脂、酚醛树脂或氰酸酯树脂。同时，为了避免高温下的热应力，选用的树脂为低温固化，低温固化温度应控制在≤60℃范围内，具体固化制度以选用树脂为准。灌封方式，可以为自然状态灌封(间隙比较大时)，也可通过真空辅助进行灌封(间隙比较小时)，提高灌封效率。通过该方式成型后的大尺寸异形结构舱段内部界面脱粘缺陷可控制在20％以内。
在常温零应力状态下进行了灌封粘接，消除了成型过程中因热匹配差异大产生的内部应力，导致产品出现界面脱粘风险；同时，该零应力状态灌封有利于降低舱段在长期存贮、运输及组装等环境下应力释放导致的内部脱粘风险。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种舱段的防隔热层成型方法，其特征在于，包括以下步骤：
获取隔热层；
将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙；
对隔热层与金属壳体进行维持形状；
对隔热层与金属壳体进行固化形状；
将外防热层固定设置在隔热层的表面；
通过树脂对隔热层与金属壳体之间的间隙进行灌封。
2.根据权利要求1所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于，所述获取隔热层包括：
获取隔热材料；
在隔热材料的表面设置防护层，得到隔热层。
3.根据权利要求1所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于，所述将隔热层铺贴在金属壳体表面，隔热层与金属壳体之间有间隙包括：
在隔热层与金属壳体间设置垫板，形成人工预留的界面间隙层。
4.根据权利要求3所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于：
界面间隙层的宽度为0.3-3mm。
5.根据权利要求1所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于，所述对隔热层与金属壳体进行维持形状包括：
通过辅助工装禁锢的方式使隔热层固定在金属壳体表面。
6.根据权利要求5所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于，所述对隔热层与金属壳体进行固化形状包括：
将辅助工装拆除；
将包覆材料整体铺覆在隔热层外侧，形成隔热固定层；
通过包真空+外压的方式，对隔热层进行预压，保证隔热层紧密的固定在金属壳体表面，预压压力控制在-0.1MPa～0.6MPa，预压温度控制在90℃以内，保证预压后隔热固定层具有维型作用又未完全固化，可以与外防热层共固化成型。
7.根据权利要求6所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于：
所述隔热固定层厚度≤0.5mm。
8.根据权利要求6所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于：
所述包覆材料为耐高温性能的防热材料。
9.根据权利要求1所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于：
所述树脂的粘度≤1000mpa.s。
10.根据权利要求1所述的舱段的防隔热层成型方法，其特征在于：
所述树脂采用低温固化，低温固化温度≤60℃。
CN202010552978.4A 2020-06-17 2020-06-17 一种舱段的防隔热层成型方法 Pending CN111674057A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010552978.4A CN111674057A (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种舱段的防隔热层成型方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010552978.4A CN111674057A (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种舱段的防隔热层成型方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111674057A true CN111674057A (zh) 2020-09-18

Family

ID=72435927

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010552978.4A Pending CN111674057A (zh) 2020-06-17 2020-06-17 一种舱段的防隔热层成型方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111674057A (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112829337A (zh) * 2020-12-31 2021-05-25 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段净尺寸成型方法、成型工装以及舱段
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
CN114801351A (zh) * 2021-11-30 2022-07-29 山东工业陶瓷研究设计院有限公司 一种隔热装置及其制备方法
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
CN116923734A (zh) * 2023-08-15 2023-10-24 北京新风航天装备有限公司 一种纳米材料内隔热层装配方法

Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10318514B3 (de) * 2003-04-24 2004-09-16 Dornier Gmbh Mehrschichtiges keramisches Verbundmaterial mit thermischer Schutzwirkung
US20050074597A1 (en) * 2003-10-02 2005-04-07 Grigoriy Grinberg Method for making a metal surface infused composite and the composite thereof
JP2013199011A (ja) * 2012-03-23 2013-10-03 Yoshikawa Kogyo Co Ltd 耐摩耗性、耐熱性の繊維強化複合材及びその製造方法
CN103523204A (zh) * 2013-09-29 2014-01-22 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法
JP2016149756A (ja) * 2015-02-09 2016-08-18 三菱電機株式会社 飛行体用レドームおよび飛行体用レドームの製造方法
CN106628110A (zh) * 2016-11-28 2017-05-10 北京航天长征飞行器研究所 一种新型烧蚀隔热功能分区的整体式异型防热结构
CN107804046A (zh) * 2017-09-18 2018-03-16 航天材料及工艺研究所 一种复合材料消音降噪声衬及其制备方法
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
CN109483919A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种异形曲面舱段防热层成型方法
CN110216902A (zh) * 2019-06-19 2019-09-10 湖北菲利华石英玻璃股份有限公司 一种金属舵芯加树脂基复合材料的净尺寸rtm成型方法
US20200031450A1 (en) * 2018-07-25 2020-01-30 The Boeing Company Burnthrough Resistant Floor Panels and Method of Manufacturing and Installation
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
CN111136935A (zh) * 2019-12-19 2020-05-12 航天特种材料及工艺技术研究所 一种烧蚀防热结构一体化整体成型用应变协调层及其制备方法和应用
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

Patent Citations (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10318514B3 (de) * 2003-04-24 2004-09-16 Dornier Gmbh Mehrschichtiges keramisches Verbundmaterial mit thermischer Schutzwirkung
US20050074597A1 (en) * 2003-10-02 2005-04-07 Grigoriy Grinberg Method for making a metal surface infused composite and the composite thereof
JP2013199011A (ja) * 2012-03-23 2013-10-03 Yoshikawa Kogyo Co Ltd 耐摩耗性、耐熱性の繊維強化複合材及びその製造方法
CN103523204A (zh) * 2013-09-29 2014-01-22 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种飞行器多层防隔热壳体的制备方法
JP2016149756A (ja) * 2015-02-09 2016-08-18 三菱電機株式会社 飛行体用レドームおよび飛行体用レドームの製造方法
CN106628110A (zh) * 2016-11-28 2017-05-10 北京航天长征飞行器研究所 一种新型烧蚀隔热功能分区的整体式异型防热结构
CN107804046A (zh) * 2017-09-18 2018-03-16 航天材料及工艺研究所 一种复合材料消音降噪声衬及其制备方法
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
US20200031450A1 (en) * 2018-07-25 2020-01-30 The Boeing Company Burnthrough Resistant Floor Panels and Method of Manufacturing and Installation
CN109483919A (zh) * 2018-11-07 2019-03-19 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种异形曲面舱段防热层成型方法
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
CN110216902A (zh) * 2019-06-19 2019-09-10 湖北菲利华石英玻璃股份有限公司 一种金属舵芯加树脂基复合材料的净尺寸rtm成型方法
CN111136935A (zh) * 2019-12-19 2020-05-12 航天特种材料及工艺技术研究所 一种烧蚀防热结构一体化整体成型用应变协调层及其制备方法和应用
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王夭青: "《中外建筑规范与标准手册》", 30 September 1983, 黑龙江科学技术出版社 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112829337A (zh) * 2020-12-31 2021-05-25 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种舱段净尺寸成型方法、成型工装以及舱段
CN114801351A (zh) * 2021-11-30 2022-07-29 山东工业陶瓷研究设计院有限公司 一种隔热装置及其制备方法
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
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
CN116923734A (zh) * 2023-08-15 2023-10-24 北京新风航天装备有限公司 一种纳米材料内隔热层装配方法
CN116923734B (zh) * 2023-08-15 2024-01-05 北京新风航天装备有限公司 一种纳米材料内隔热层装配方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111674057A (zh) 一种舱段的防隔热层成型方法
CN105904740B (zh) 一种复合材料轻质连续纤维网格的整体制造方法
US9139287B2 (en) Propeller blade with carbon foam spar core
CN100529388C (zh) 用于风力涡轮机叶片的结构梁及其制造方法
CN103862764B (zh) 一种用液态成型工艺制备蜂窝夹层结构复合材料的方法
CN105922703B (zh) 一种薄壁泡沫夹层结构复合材料天线罩制备方法
CN111016004B (zh) 一种整流罩防热结构及其成型方法
US11123899B2 (en) Method for seaming multi-sectional composite tooling
CN109822949B (zh) 一种火箭用轻质夹芯结构长排罩的制备方法
CN104842619A (zh) 高韧性多层结构预浸料制造工艺
CN107994338B (zh) 火星探测着陆巡视器用一体化天线保护罩及其制备方法
US20100140842A1 (en) Controlling temperature in exothermic reactions with a phase change material
CN110116510A (zh) 一种复合材料舱体的一体化成型方法
CN112009065B (zh) 一种一体化梯度结构热防护材料的制备方法
EP0614808B1 (fr) Procédé de fabrication d'éléments de protection thermique, en particulier pour avions spatiaux
CN103538715A (zh) 一种复合材料π型耳片式接头及其整体共固化成型方法
CN114619719B (zh) 一种隔热高抗压热防护结构及其制备方法
EP2653379A2 (en) Propeller blade with metallic foam spar core
CN110001181A (zh) 返回式飞船防热与承载一体化头罩结构的制备方法
CN101642961A (zh) 一种固体火箭发动机扩散段绝热层缠绕方法
TWI615268B (zh) 整合式耐燒蝕絕熱披覆
CN112537047A (zh) 一种复合材料反射器成型装配方法
CN102519318B (zh) 一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法
CN112829161B (zh) 一种用于复合材料蜂窝夹层结构的发泡胶填充方法
US20120077013A1 (en) Composite element made from a preform

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: 20200918