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公开(公告)号：CN109666299B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201811545106.4
申请日：2018-12-17
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明提供一种抗静电密封材料及其制备方法与应用，所述抗静电密封材料包括硅橡胶100质量份、补强白炭黑40～60质量份、超导电炭黑8～15质量份、石墨烯3～5质量份、耐热助剂4～8质量份、防辐射剂5～10质量份、过氧化物固化剂0.5～1.5质量份。本发明提供的密封材料无毒无污染，导电性能和耐高低温性能好，压缩永久变形小，综合性能优异，适用于空间飞行器的密封。
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公开(公告)号：CN109838321B
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN201711202704.7
申请日：2017-11-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明公开一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法，属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域。目前后封头绝热层结构难以同时满足轻质，抗烧蚀和抗冲刷高效率制造以及低成本的使用要求，本发明以绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热材料预成型后设置分布在收敛大端部位，固化树脂类绝热材料预成型后设置分布在收敛窄通道部位，交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用成型模具工装整体一次热固化成型形成一体化结构。实践证明，本发明制备得到的后封头绝热层结构各界面粘接可靠，成型效率高，产品综合性能好，能较好地同时满足发动机后封头绝热结构的综合使用要求。
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公开(公告)号：CN109812353B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201811625564.9
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明提供一种固体火箭发动机发射级燃烧室热防护层结构及其成型工艺，其设置在所述固体火箭发动机发射级燃烧室的壳体内腔，包括隔热层和绝热层，所述隔热层设置在所述绝热层外侧。该热防护层结构可满足该类发动机燃烧室绝热层较长时间的抗耐烧蚀、抗冲刷和低导热性能热防护综合性能要求。本发明还提供了一种所述热防护层结构的成型工艺，采用两种不同绝热材料分别成型，机加整形后的组合装配工艺，成型工艺简单，效率高，形状、尺寸及其精度较好，燃烧室热防护效果稳定一致，成本低。
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公开(公告)号：CN109838321A
公开(公告)日：2019-06-04
申请号：CN201711202704.7
申请日：2017-11-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明公开一种固体火箭发动机用后封头绝热层结构及成型方法，属于固体火箭发动机热防护结构绝热层设计和制造领域。目前后封头绝热层结构难以同时满足轻质，抗烧蚀和抗冲刷高效率制造以及低成本的使用要求，本发明以绝热本体作为结构支撑，轻质橡胶类绝热材料预成型后设置分布在收敛大端部位，固化树脂类绝热材料预成型后设置分布在收敛窄通道部位，交接处采用阶梯式台阶过渡对搭接，利用成型模具工装整体一次热固化成型形成一体化结构。实践证明，本发明制备得到的后封头绝热层结构各界面粘接可靠，成型效率高，产品综合性能好，能较好地同时满足发动机后封头绝热结构的综合使用要求。
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公开(公告)号：CN109605625A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811457846.2
申请日：2018-11-30
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
CPC classification number: B29C35/02 , B29C35/002 , B29L2031/749
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体绝热层成型方法，属于绝热层成型工艺领域。所述方法包括：根据发动机燃烧室壳体设计结构，制备未完全硫化的绝热层预制件，所述未完全硫化的绝热层预制件外径小于所述发动机燃烧室壳体内径；通过热硫化型胶黏剂将所述未完全硫化的绝热层预制件粘贴在所述发动机燃烧室壳体内壁；热压硫化，得到具有绝热层的发动机燃烧室壳体。本发明利用绝热层预制件自身的内撑张力以及与燃烧室壳体内壁良好的隔离间隙，有效解决了生胶片贴片扭曲、排气不顺的问题，绝热层与壳体界面粘接可靠性得到提高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104877303A
公开(公告)日：2015-09-02
申请号：CN201410070400.X
申请日：2014-02-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C08L61/14 , C08L77/10 , C08K13/04 , C08K7/06 , C08K3/34 , C08K3/22 , C08K3/36 , B29C35/00 , B29B7/00
Abstract: 一种适用于富氧环境的抗冲刷耐烧蚀材料，包括改性耐高温酚醛树脂：30～50份；碳纤维：2～5份；芳纶：1～5份；碳化硅：0～30份；耐高温氧化物填料：0～25份。本发明的抗冲刷耐烧蚀材料具有优异的抗冲刷与抗烧蚀性能，强度高，抗氧化性能好、能满足工作时间超过400s的吸气式火箭发动机工作要求。
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公开(公告)号：CN104448589A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201310426424.X
申请日：2013-09-18
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
CPC classification number: C08K3/22 , C08K3/26 , C08K3/36 , C08K5/09 , C08K5/098 , C08K2003/222 , C08K2003/2296 , C08K2003/265 , C08L2201/08 , C08L2201/10 , C08L2312/00 , C08L23/283
Abstract: 一种透明氯化丁基橡胶材料及其制备方法，包括下列组份及质量份数：氯化丁基橡胶：100份；硫化剂：3份；填料：6～8份；活性剂：0.9～1.1份。本发明的橡胶材料无毒，目视透明，气密性高，柔韧性好，综合性能优异，用该材料制作的袋体产品经过表面处理非特异吸附性能稳定，可满足在微重力或失重状态下进行试验使用，可应用于医用卫生领域。
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公开(公告)号：CN118242196A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410191726.1
申请日：2024-02-21
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机绝热层技术领域，具体涉及一种异型人工脱粘层及其成型模具和成型方法，包括粘接区延长段、脱开区和脱开区延长段；脱开区延长段为环形，粘接区延长段和脱开区为圆筒状，脱开区延长段的外径处分别与粘接区延长段和脱开区的圆筒的上端连接从而构成Y字型，其中，脱开区位于粘接区延长段的内侧；该异型人工脱粘层为Y字型，该结构设计有利于提高人工脱粘层的粘接强度，避免在发动机工作过程中被扯开。
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公开(公告)号：CN114131801A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111456417.5
申请日：2021-12-01
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本方案公开了一种固体火箭发动机椭球底包覆套成型方法，所述椭球底包覆套包括直筒段和椭球型底；将所述直筒段和椭球型底在硫化模具内搭接、经热压硫化成型。该方法利用生直筒段+熟椭球底部预制件进行粘接硫化，有效的解决了厚度不均、粘接不可靠的问题，制备的椭球底包覆套的界面粘接可靠、厚度均匀、操作简便，可以满足椭球底包覆套的制作需要。
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公开(公告)号：CN111070560B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201911365805.5
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明属于固体火箭发动机热防护结构绝热层制造技术领域，提供了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层注射或注压成型工装，它包括浇注集成板(1)、绝热壳体承压限位组件、分瓣式组合模芯(5)、限位锥(6)和绝热壳体；绝热壳体承压限位组件用于绝热壳体内部注射或注压绝热材料过程中为绝热壳体外侧提供承压支撑；分瓣式组合模芯(5)与限位锥(6)配合，置于绝热壳体内并与绝热壳体之间形成腔体，腔体与待注射或注压成型绝热层的形状和尺寸一致，以供绝热材料高压加压注入；浇注集成板(1)上设置有绝热材料注入通道，以使绝热材料经浇注集成板(1)进入绝热壳体与分瓣式组合模芯和限位锥之间形成的腔体中。
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