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公开(公告)号：CN112430117B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011343132.6
申请日：2020-11-25
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B37/00 , C04B35/577
Abstract: 本发明公开一种碳化硅基复合材料原位反应连接方法，包括以下操作步骤：(1)制备碳化硅基复合材料构件A和构件B，并在碳化硅基复合材料构件A和构件B连接处加工销钉孔；(2)制备连接用碳化硅基复合材料销钉；(3)配制原位反应料浆；(4)销钉与构件A和构件B连接面、构件A和构件B的接触面依次进行原位反应料浆涂刷、固化与高温原位反应，得到连接构件；(5)采用酸溶液除去连接构件上残留的硅合金；(6)采用强制对流化学气相渗透工艺对销钉与构件A、构件B连接面以及构件A和构件B的接触面沉积SiC。本发明提供的方法具有周期短、成本低、对复合材料构件损伤小、连接强度高、耐高温抗氧化等优点。
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公开(公告)号：CN111039698B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201911373980.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空制造技术研究院 , 中国航空工业集团公司基础技术研究院 , 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种碳化硅陶瓷基复合材料构件热防护涂层的修复方法，该方法包括如下步骤：清洗构件；制备结合层：将陶瓷先驱体液态聚碳硅烷涂覆于涂层破损处，进行液态聚碳硅烷陶瓷化处理；制备过渡层：配置SiC粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件结合层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；制备致密化层：配置SiBCN粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件过渡层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；最后进行预氧化，完成热防护涂层的修复。经本发明方法修复的碳化硅陶瓷基复合材料基体与热防护涂层结合强度高。
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公开(公告)号：CN111039698A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911373980.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 中国航空制造技术研究院 , 中国航空工业集团公司基础技术研究院 , 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种碳化硅陶瓷基复合材料构件热防护涂层的修复方法，该方法包括如下步骤：清洗构件；制备结合层：将陶瓷先驱体液态聚碳硅烷涂覆于涂层破损处，进行液态聚碳硅烷陶瓷化处理；制备过渡层：配置SiC粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件结合层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；制备致密化层：配置SiBCN粉体和液态SiBCN先驱体混合浆料，充分搅拌均匀后涂覆至获得的碳化硅陶瓷基复合材料构件过渡层的表面，进行固化处理，再进行陶瓷化处理；最后进行预氧化，完成热防护涂层的修复。经本发明方法修复的碳化硅陶瓷基复合材料基体与热防护涂层结合强度高。
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公开(公告)号：CN107226707A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710500824.9
申请日：2017-06-27
Applicant: 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B35/80 , C04B35/571 , C04B35/58 , C04B35/622
Abstract: 本发明属于连续纤维增强超高温陶瓷基复合材料的制备技术，具体涉及一种SiC/Si‑B‑C‑Zr陶瓷基复合材料的制备方法。本发明采用的浸渍溶液为聚碳硅烷、硼化锆先驱体和二甲苯，三者之间溶解度较高，能够实现聚合物先驱体在溶液中分散均匀。本发明采用不同硼化锆先驱体重量百分比的聚合物先驱体浸渍溶液逐次进行真空浸渍和高温裂解，有利于制备元素组成梯度分布可控的陶瓷基体。本发明在原有基体中引入B、Zr元素，充分发挥Si‑B‑C‑Zr基体组分在不同温度范围氧化反应产物三氧化二硼、硼硅酸盐、二氧化锆等的协同抗氧化，同时利用Si‑B‑C‑Zr基体组分高熔点、抗烧蚀优异的特性，提高材料的高温抗氧化、抗烧蚀性能。
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公开(公告)号：CN112390657B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202011338343.0
申请日：2020-11-25
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B35/80 , C04B35/571 , C04B35/573 , C04B35/622
Abstract: 本发明公开一种纤维增强碳化硅基复合材料原位反应连接方法，包括以下操作步骤：(1)制备纤维增强碳化硅基复合材料构件A和构件B，并在纤维增强碳化硅基复合材料构件A和构件B连接处加工销钉孔；(2)制备连接用纤维增强碳化硅基复合材料销钉；(3)配制高温胶；(4)将销钉与构件A和构件B连接面、构件A和构件B的接触面依次进行涂胶、固化与高温处理，得到连接构件；(5)采用强制对流化学气相渗透工艺对销钉与构件A、构件B连接面以及构件A和构件B的接触面沉积SiC。本发明提供的连接方法有效降低先驱体裂解收缩产生的孔隙率，并利用强制对流化学气相渗透工艺对连接面进行强化连接，实现构件连接和涂层的一体化制备。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112390657A
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN202011338343.0
申请日：2020-11-25
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B35/80 , C04B35/571 , C04B35/573 , C04B35/622
Abstract: 本发明公开一种纤维增强碳化硅基复合材料原位反应连接方法，包括以下操作步骤：(1)制备纤维增强碳化硅基复合材料构件A和构件B，并在纤维增强碳化硅基复合材料构件A和构件B连接处加工销钉孔；(2)制备连接用纤维增强碳化硅基复合材料销钉；(3)配制高温胶；(4)将销钉与构件A和构件B连接面、构件A和构件B的接触面依次进行涂胶、固化与高温处理，得到连接构件；(5)采用强制对流化学气相渗透工艺对销钉与构件A、构件B连接面以及构件A和构件B的接触面沉积SiC。本发明提供的连接方法有效降低先驱体裂解收缩产生的孔隙率，并利用强制对流化学气相渗透工艺对连接面进行强化连接，实现构件连接和涂层的一体化制备。
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公开(公告)号：CN112125679A
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN202010977892.6
申请日：2020-09-17
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B35/622 , C04B35/80 , C04B35/571 , C04B35/58 , C04B35/589
Abstract: 发明提出了一种基于先驱体浸渍裂解工艺制备欧米茄形长桁的方法，针对先驱体浸渍裂解工艺及欧米茄形长桁的特点，设计了成型工装，通过等静压成形控制构件形面、通过浸渍流道设计、高温裂解均匀热传导控制实现了欧米茄形长桁的小批量精确制造。本发明创新性地通过等静压成形实现了陶瓷基复合材料复杂形面长桁构件模压应力的均匀传递，保证纤维预制体受力均匀，厚度可控，避免了因受压不均匀而造成的构件成形质量不高的问题；在致密化过程中确保欧米茄形长桁整体主要受热传导方式加热，保证在升温‑裂解过程中欧米茄形长桁的温度均匀性，避免因受热不均匀而导致欧米茄长桁构件的扭曲与变形，提高了构件的制备质量与精度。
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公开(公告)号：CN112125673A
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN202010977020.X
申请日：2020-09-17
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B35/571 , C04B35/577 , C04B35/584 , C04B35/583 , C04B35/80 , C04B35/622 , C04B35/628 , B64C1/06 , B28B1/52 , B28B7/00 , B28B7/28
Abstract: 发明提出了一种基于先驱体浸渍裂解工艺制备直角形长桁的方法，针对先驱体浸渍裂解工艺的特点，设计了石墨模具工装，通过浸渍流道设计、高温均匀热传导控制实现了直角形长桁的小批量精确制造。本发明创新性地通过石墨模具工装的设计实现了模压成型载荷的均匀传递，保证了纤维预制体成型过程中均匀受力，厚度可控，避免了因受压不均匀而造成的成型质量不高的问题；通过合理的浸渍流道设计避免了直角形长桁致密化死角；致密化过程中确保直角形长桁整体受热传导方式加热，确保直角形长桁在升温‑裂解过程中的温度均匀性，避免因受热不均而产生热应力，最终导致直角形长桁的扭曲与变形，提高了直角形长桁的制备质量与精度。
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公开(公告)号：CN108191432A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711257277.2
申请日：2017-12-01
Applicant: 中航复合材料有限责任公司
IPC: C04B35/565 , C04B35/622 , C04B35/80 , C04B37/00
CPC classification number: C04B35/806 , C04B35/565 , C04B35/622 , C04B37/00 , C04B2235/5244 , C04B2235/614
Abstract: 本发明涉及一种复合材料的连接方法，特别涉及一种SiC/SiC复合材料的连接方法，主要适用于大型复杂薄壁和尺寸精度要求高的SiC/SiC复合材料构件的连接。本发明提供的SiC/SiC复合材料连接方法中，SiC/SiC复合材料螺钉起到了紧固连接的作用，先驱体转化法生成的碳化硅起到了锁紧与粘接的作用，巧妙结合了紧固连接与粘接并充分发挥各自优点，连接强度和可靠性高。本发明提供了一种一体化制备大型复杂SiC/SiC复合材料构件的方法，在SiC/SiC复合材料的制造过程完成连接，缩短SiC/SiC复合材料构件的制备周期并降低成本。本发明提供一种SiC/SiC复合材料的连接方法，可以克服现有技术中粘接的脆性大且可靠性差、螺栓连接的构件表面形状改变、铆接的铆钉易脱出且可靠性差等缺点。
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公开(公告)号：CN114835500B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202210353567.1
申请日：2022-04-02
Applicant: 中航复合材料有限责任公司 , 中国航空制造技术研究院
IPC: C04B35/571 , C04B35/80 , C04B35/622 , C04B35/628
Abstract: 本发明属于复合材料构件制造技术领域，提供一种SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件制备方法，实现大尺寸SiC/SiC复合材料变曲率加筋构件一体化制造，其中，所述的设计SiC纤维预制体是对变曲率加筋构件数模进行展平处理以设计纤维预制体的外形尺寸，确保满足SiC纤维预制体的变曲率要求，且筋条和展平的纤维预制体为一体化编织，编织纤维预制体时需要对筋条宽度进行加宽设计，其中，当筋条展平后与水平线呈锐角时，加宽宽度为筋条左下角棱边和右上角棱边的水平宽度；当筋条展平后与水平线呈钝角时，加宽宽度为左上角棱边和右下角棱边的水平宽度。本发明实现500mm以上变曲率加筋构件一体化设计与制备，为我国新一代临近空间飞行器研制奠定材料基础。
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