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公开(公告)号：CN116738610A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310666150.5
申请日：2023-06-06
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F17/10 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种陶瓷基复合材料沉头多螺栓连接结构的设计参数优选方法，包括以下步骤：S1、建立陶瓷基复合材料沉头螺栓连接结构参数化模型；S2、建立引入陶瓷基复合材料损伤机制的沉头螺栓连接结构力学性能预报模型；S3、设计实验，测试并获取用于沉头螺栓连接结构的陶瓷基复合材料参数；S4、开发计算机仿真代码模拟陶瓷基复合材料沉头螺栓连接结构损伤与失效行为；S5、引入承载能力、重量增量效率与钉载分配，对陶瓷基复合材料沉头螺栓连接结构的设计参数进行优选。本发明采用上述的陶瓷基复合材料沉头多螺栓连接结构的设计参数优选方法，实现对连接结构设计方案的优选。
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公开(公告)号：CN116514565A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310596768.9
申请日：2023-05-25
IPC: C04B35/84 , C04B35/626 , C04B35/80 , C04B35/56
Abstract: 本发明公开了一种Cf/(Ti,Zr,Hf)C中熵陶瓷基复合材料及其制备方法，包括以下步骤：步骤1：制备复合材料预制体表面的高织构热解碳界面相；步骤2：对复合材料预制体进行浸渍；步骤3：对浸渍完的复合材料预制体进行交联固化；步骤4：对交联固化后的复合材料预制体进行裂解；步骤5：重复操作步骤2、步骤3和步骤4，直至得到的复合材料预制体的密度达到2.5～3.5g/cm3。本发明采用上述的一种Cf/(Ti,Zr,Hf)C中熵陶瓷基复合材料及其制备方法，有效改善了陶瓷、热解碳和碳纤维之间的界面结合，缓解了前驱体对纤维的侵蚀问题，采用多轮不同粘度，实现了复合材料在较低温度下的高效浸渍裂解，提高了复合材料的成分均匀性和弯曲力学性能。
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公开(公告)号：CN115387119A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202211072168.4
申请日：2022-09-02
IPC: D06M15/41 , D06M11/77 , D06M23/16 , D03D25/00 , D03D15/275 , D03D15/242 , D03D15/283 , D06M101/30 , D06M101/40
Abstract: 本发明公开了一种轻质疏导‑隔热混杂编织热防护材料，所述热防护材料以连续纤维混杂编织织物为预制体，通过对隔热区域与疏导区域分别浸渍酚醛气凝胶基体浆料与无机填料改性酚醛树脂基体浆料，固化、干燥成型复合所获得的材料。本发明中制备的复合材料表面附近区域具有面内高导热特性实现面内方向热疏导，背面附近区域具有面外低导热特性实现面外方向隔热，同时具有轻量化和耐烧蚀等优异特性，在航天材料技术领域具有重用的应用价值。
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公开(公告)号：CN112632772B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202011520353.6
申请日：2020-12-21
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/10 , G16C60/00 , G06F111/02 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航天热防护领域，公开了一种面向极端环境的热防护材料多功能协同设计方法，包括以下步骤：步骤一、建立热防护材料性能高保真理论分析模型；步骤二、建立热防护材料防热/隔热/轻量化一体化协同设计参量；步骤三、建立热防护材料防热/隔热/轻量化一体化性能协同分析模型，形成热防护材料多功能协同设计平台；步骤四、针对下一代进入或返回再入高超声速飞行器面临的两类典型极端气动热环境，面向具体气动热载荷需求和热防护系统性能需求，采用搭建的热防护材料多功能协同设计平台设计出具有高热防护效能的热防护材料，实现满足飞行器应用环境与性能需求的新型多功能热防护材料按需定制。
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公开(公告)号：CN111398320A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010320992.1
申请日：2020-04-22
IPC: G01N23/046 , G01N3/08 , G01N3/06 , G01N3/04 , G01N15/08
Abstract: 本发明公开了一种用高能X射线进行原位成像的电控压缩试验机及试验方法，采用高精度伺服电机作动，利用二级蜗轮蜗杆减速器将电机的旋转运动转化为下夹具的上下直线运动，试样通过上、下夹具固定，通过下夹具的位移控制对试样施加压缩应力，采用微型动态力传感器及激光振动计实时采集试验过程中试样所受载荷及位移，通过控制单元实现试验机的闭环控制。本发明的试验机是一种具有高精度、较大载荷、体积小、质量轻、能够实现单调压缩等特性的原位压缩材料试验装置，可以实现与同步辐射光源试验平台的良好兼容，满足样品平台对重量、尺寸的要求，能够对各单调加载应力水平下材料的内部结构、典型缺陷进行实时监测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106947098A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710145329.0
申请日：2017-03-13
Applicant: 北京交通大学
CPC classification number: C08J5/06 , B29C70/48 , C08J5/042 , C08J2361/14
Abstract: 本发明公开了一种变梯度酚醛浸渍碳纤维烧蚀复合材料(PICA)的制备方法。本发明以经过表面处理的碳毡为增强材料，硼改性酚醛树脂为基体材料，采用分层制备法，制备两边密度小、中间密度大的变梯度PICA烧蚀材料。首先采用丙酮脱浆+气液双效法+偶联剂处理的方法对碳毡进行表面处理；然后将经过表面处理的碳毡浸入一定质量浓度的硼改性酚醛树脂的无水乙醇溶液中，采用真空压力浸渍工艺，制得一定厚度的PICA薄片；最后将制得的不同密度的PICA薄片分层叠加，放入马弗炉中固化成型，并通过一系列的性能表征对制备工艺参数进行优化，最终制得所需密度和梯度的变梯度PICA材料。
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公开(公告)号：CN118529729A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410608711.0
申请日：2024-05-16
IPC: C01B32/90 , C04B35/56 , C04B35/626
Abstract: 本发明公开了一种适用于2700℃以上极高温环境的材料及其制备方法，属于材料制备技术领域，所述材料为高熔点耐高温应用碳化物材料，所述材料的成分表达式为：HfxZryTizCmAn，其中，A为碳空位，x＝50％～66.7％，y＝16.7％～50％，z＝16.7％～50％，m＝80％～100％，n＝100％‑m。本发明采用上述的一种适用于2700℃以上极高温环境的材料及其制备方法，制备出的材料在2700℃～2800℃、1000s长时间的极端风洞环境下具有十分优异的抗烧蚀性能，且制备出的碳化物和高熔点氧化物能够应用在抗超高温烧蚀的热防护领域。
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公开(公告)号：CN111398320B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202010320992.1
申请日：2020-04-22
IPC: G01N23/046 , G01N3/08 , G01N3/06 , G01N3/04 , G01N15/08
Abstract: 本发明公开了一种用高能X射线进行原位成像的电控压缩试验机及试验方法，采用高精度伺服电机作动，利用二级蜗轮蜗杆减速器将电机的旋转运动转化为下夹具的上下直线运动，试样通过上、下夹具固定，通过下夹具的位移控制对试样施加压缩应力，采用微型动态力传感器及激光振动计实时采集试验过程中试样所受载荷及位移，通过控制单元实现试验机的闭环控制。本发明的试验机是一种具有高精度、较大载荷、体积小、质量轻、能够实现单调压缩等特性的原位压缩材料试验装置，可以实现与同步辐射光源试验平台的良好兼容，满足样品平台对重量、尺寸的要求，能够对各单调加载应力水平下材料的内部结构、典型缺陷进行实时监测。
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公开(公告)号：CN117623793A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311681289.3
申请日：2023-12-08
IPC: C04B35/80 , C04B35/84 , C04B35/622 , C04B35/628
Abstract: 本发明公开了一种控制变形的的陶瓷基复合材料及其制备方法，包括以下步骤：真空热处理硅基陶瓷前驱体并制备胶膜；利用添加过氧化物交联剂的聚硅硼氮烷、聚碳硅烷胶膜分别负载活性保型填料；将2D碳纤维布沉积PyC(热解碳)界面；将含有活性保型填料的胶膜与具有界面的碳纤维布进行加热压辊制备预浸料；将预浸料铺层并在氮气或氨气气氛下进行活性保型填料控制裂解；使用低粘度酚醛树脂或有机硅前驱体对复合材料进行PIP(前驱体浸渍裂解)致密化并重复多次。制备的陶瓷基复合材料具有陶瓷化产率高、致密化效率高及力学性能优异的特点，并通过活性保型填料与气相碳小分子原位反应、强化2D织物层间粘合强度等机理实现了陶瓷基复合材料的首轮裂解低变形。
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公开(公告)号：CN117163279A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311167913.8
申请日：2023-09-11
IPC: B64C1/40 , G06F30/15 , G06F30/23 , G16C60/00 , B64G1/58 , B64F5/00 , B32B3/12 , B32B33/00 , G06F111/10 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种蜂窝填充多功能热防护结构及其构建方法，属于航天材料的技术领域，包括承载散热层和承载隔热层，承载散热层和承载隔热层均包括宏观结构和细观结构，承载散热层采用高导热的C/C复合材料薄层，承载散热层的细观结构为三维编织结构；承载隔热层由低导热的C/C蜂窝及多孔隔热材料构成，承载隔热层的细观结构为平纹编织结构；本发明包括以下步骤：首先利用3D建模软件建立双尺度几何模型；其次根据真实使用环境和条件，建立高保真的双尺度数学模型；然后利用有限元软件模拟蜂窝填充多功能热护结构的防热、隔热性能、力学性能；最后通过综合评估蜂窝填充多功能热防护结构的防热、隔热性能、力学性能、轻量化水平确定最终设计。
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