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公开(公告)号：CN116714757A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310467741.X
申请日：2023-04-26
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 金玲 , 丛彦超 , 赵鹏飞 , 张程 , 陈星星 , 程运江 , 王沛 , 雷雪媛 , 王曦煜 , 蔡毅鹏 , 刘娟 , 许泽宇 , 聂青 , 王聪伟 , 卞亚东 , 宋磊 , 张子杨 , 单亦姣 , 刘轩秀 , 臧健 , 陈春雨 , 高宽 , 刘晓明 , 王翔宇 , 邰艳芳 , 田红侠 , 高超
Abstract: 本发明提出一种圆梯形过渡变曲面减阻防热一体化的舵轴防护结构，属于防热结构设计技术领域，包括舱体防热套结构、变曲面减阻防热一体结构、防热螺钉和舵轴防热结构；舱体防热套结构的外形为圆柱状；变曲面减阻防热一体结构包括变曲面过渡段和等截面梯形段，通过防热螺钉固定；等截面梯形段的上表面与舵轴的轴线垂直，斜面与上表面交接处倒圆角；变曲面过渡段的后端截面与等截面梯形段的截面一致，前端为与舱体防热套结构外表面一致的圆形，整体结构为变曲面平滑过渡；防热螺钉包括螺杆和螺帽，螺帽的顶部外形与变曲面减阻防热一体结构外形一致。本发明解决了现有高速飞行器的整流结构局部凸起高度大，气动阻力大，制造安装难度大的问题。
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公开(公告)号：CN104326766B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410539830.1
申请日：2014-10-13
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B38/06 , C04B35/584
Abstract: 本发明涉及一种具有球形孔结构的多孔氮化硅陶瓷材料的制备方法，首先制备出氮化硅粉和单分散的聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)球形造孔剂均匀混合的稳定浆料，采用喷雾干燥工艺制备出流动性好形状规则的微球粉体(氮化硅粉和/球形造孔剂均匀分散在这种微球中)，以这种粉体为原料采用直接冷等静压工艺制备出密度均匀的坯体，随后通过优化的排胶工艺完全去除造孔剂等有机物，并在氮气压力气氛下进行烧结，最终得到完整无裂纹的多孔氮化硅陶瓷材料，通过该方法制备的多孔氮化硅材料具有空间均匀分布且尺寸均一的球形孔，抗弯强度高且离散性小。
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公开(公告)号：CN102757236B
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201210222523.1
申请日：2012-06-28
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/628
Abstract: 本发明提供一种陶瓷粉体的包覆方法，其包括步骤：（1）将包覆前驱物粉体加入到去离子水或有机溶剂中，再将水溶性凝胶物质或有机溶剂类凝胶物质加入其中，搅拌得到包覆前驱物溶液；（2）将被包覆粉体加入到包覆前驱物溶液中，然后进行真空脱泡处理，得到包覆浆料；（3）控制包覆浆料的温度或者加入引发剂，使之发生交联反应，固化形成凝胶体；（4）将凝胶体在室温~60℃、湿度40%~70%条件下干燥得到坯体；（5）将干燥后的坯体在400℃~600℃下煅烧1h～2h，得到包覆后的粉体。本发明方法有效解决了传统方法存在的颗粒包覆层成分、厚度差异大的问题，使包覆前驱物能够均匀有效的包覆在粉体表面。本发明包覆工艺简单，产量高，周期短。
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公开(公告)号：CN102757237B
公开(公告)日：2013-11-06
申请号：CN201210224423.2
申请日：2012-06-28
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/63
Abstract: 本发明提供一种陶瓷材料烧结助剂的加入方法，其包括如下步骤：（1）将烧结助剂的硝酸盐加入到去离子水中，搅拌使之完全溶解；（2）将预烧结后的碳化硅或氮化硅陶瓷坯体浸入到装有烧结助剂盐溶液的容器中，进行抽真空；再在一定压力条件下浸渍，使烧结助剂盐溶液浸入到陶瓷坯体中；（3）在室温至90℃下烘干浸渍后所得陶瓷坯体，得到产品。本发明方法有效改善了烧结助剂在陶瓷坯体中分布的均匀性，有利于陶瓷烧结的致密化，提高陶瓷材料的力学性能。由于烧结助剂的溶液粘度较低，流动性较好，可以充分浸入到陶瓷坯体内，并且具有很好的分布均匀性，有效解决了烧结助剂在陶瓷内部分布不均的问题，改善了陶瓷的烧结性能和力学性能。
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公开(公告)号：CN105910492A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610237423.4
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张晶 , 金玲 , 张程 , 李翔 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 孙亮 , 刘琥 , 许俊伟 , 宋磊 , 隗合怡 , 聂青 , 刘晓明 , 刘爱莲 , 王聪伟 , 程运江 , 李延成 , 魏明坤 , 廖选平
IPC: F41F1/00
CPC classification number: F41F1/00
Abstract: 本发明公开了一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导。本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102757237A
公开(公告)日：2012-10-31
申请号：CN201210224423.2
申请日：2012-06-28
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/63
Abstract: 本发明提供一种陶瓷材料烧结助剂的加入方法，其包括如下步骤：（1）将烧结助剂的硝酸盐加入到去离子水中，搅拌使之完全溶解；（2）将预烧结后的碳化硅或氮化硅陶瓷坯体浸入到装有烧结助剂盐溶液的容器中，进行抽真空；再在一定压力条件下浸渍，使烧结助剂盐溶液浸入到陶瓷坯体中；（3）在室温至90℃下烘干浸渍后所得陶瓷坯体，得到产品。本发明方法有效改善了烧结助剂在陶瓷坯体中分布的均匀性，有利于陶瓷烧结的致密化，提高陶瓷材料的力学性能。由于烧结助剂的溶液粘度较低，流动性较好，可以充分浸入到陶瓷坯体内，并且具有很好的分布均匀性，有效解决了烧结助剂在陶瓷内部分布不均的问题，改善了陶瓷的烧结性能和力学性能。
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公开(公告)号：CN102757236A
公开(公告)日：2012-10-31
申请号：CN201210222523.1
申请日：2012-06-28
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: C04B35/628
Abstract: 本发明提供一种陶瓷粉体的包覆方法，其包括步骤：（1）将包覆前驱物粉体加入到去离子水或有机溶剂中，再将水溶性凝胶物质或有机溶剂类凝胶物质加入其中，搅拌得到包覆前驱物溶液；（2）将被包覆粉体加入到包覆前驱物溶液中，然后进行真空脱泡处理，得到包覆浆料；（3）控制包覆浆料的温度或者加入引发剂，使之发生交联反应，固化形成凝胶体；（4）将凝胶体在室温~60℃、湿度40%~70%条件下干燥得到坯体；（5）将干燥后的坯体在400℃~600℃下煅烧1h～2h，得到包覆后的粉体。本发明方法有效解决了传统方法存在的颗粒包覆层成分、厚度差异大的问题，使包覆前驱物能够均匀有效的包覆在粉体表面。本发明包覆工艺简单，产量高，周期短。
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公开(公告)号：CN109696583B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201910141130.X
申请日：2019-02-26
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01R27/26
Abstract: 本发明涉及用于介电性能测试的氮化硅纤维试样、制样方法及测试方法，属于复合材料技术领域。所述试样由氮化硅短纤维搭接形成，且搭接的所述氮化硅短纤维通过氧化硅粘接，所述氧化硅的质量为所述短纤维的1％～5％，所述氮化硅短纤维表面无上浆剂、长度≤0.5mm。本发明解决了氮化硅纤维不满足测试形状尺寸要求的难题，而且采用该方法制备的试样可以测试各个波段的高温介电性能，温度范围扩展至室温～1400℃。
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公开(公告)号：CN105910492B
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201610237423.4
申请日：2016-04-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 张晶 , 金玲 , 张程 , 李翔 , 张木 , 王亮 , 丛彦超 , 孙亮 , 刘琥 , 许俊伟 , 宋磊 , 隗合怡 , 聂青 , 刘晓明 , 刘爱莲 , 王聪伟 , 程运江 , 李延成 , 魏明坤 , 廖选平
IPC: F41F1/00
Abstract: 本发明公开了一种有翼导弹垂直热发射内圆外方形同心筒结构，包括外筒、内筒、加强筋、导流锥、挡块支撑板和导流板，其中内筒由四个弧形板组成非封闭式圆筒，内筒的非封闭区形成导弹与弹翼的运动通道；外筒由四个方形板拼接组成方形筒，外筒内壁与内筒固定连接，外筒与内筒之间存在燃气流排导间隙；外筒底部内侧设置导流锥，导流锥为圆锥形对称结构；导弹发动机喷出的燃气流作用在导流锥上，经过导流锥返流进入外筒与内筒之间间隙中进行燃气流排导。本发明将外筒设计为方形，提升了外筒与内筒之间燃气流排导间隙，相对于内外均为圆筒结构的同心筒，尽可能有效提高燃气排导空间面积，更好地适应了大弹径导弹同心筒发射。
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公开(公告)号：CN107664465B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201710718674.9
申请日：2017-08-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 陈增奎 , 陈新民 , 尹立中 , 陈世立 , 张浩 , 范新中 , 卢鑫 , 陈松 , 石航 , 夏艳 , 梁祖典 , 于贺 , 雷豹 , 王宇锐 , 单亦姣 , 许俊伟 , 刘晓明 , 隗合怡 , 陈皓 , 李新田 , 刘珺怡
Abstract: 本发明提供了一种导弹尾段用底部热防护与热密封结构，该包括环状层压高硅氧/酚醛防热板、金属基柔性石墨密封环和环状金属底板，环状金属底板内侧截面呈台阶状，环状金属底板与层压高硅氧/酚醛防热板固定连接，在内侧形成一个环形凹槽，金属基柔性石墨密封环由环形平面和环形壁面拼接而成，其环形截面为“Γ”形，金属基柔性石墨密封环的环形平面嵌入在环形凹槽内，金属基柔性石墨密封环与环形平面垂直的环形壁面向环状金属底板方向延伸，环状金属底板固定安装在导弹尾部底部金属壳体上，金属基柔性石墨密封环环形壁面套装在发动机喷管外侧，金属基柔性石墨密封环膨胀系数和温升小于发动机喷管，随发动机喷管变形，实现动态热防护和热密封。
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