-
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。
-
公开(公告)号：CN111070560A
公开(公告)日：2020-04-28
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。
-
公开(公告)号：CN118813199A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410937643.2
申请日：2024-07-12
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: C09J183/08 , C09J183/05 , C09J11/08 , C09J5/00
Abstract: 本发明公开了一种用于粘结硅橡胶绝热层与金属基体的底涂剂及其制备方法和应用，该底涂剂按重量份计包括：硼改性乙烯基硅氧烷100份；含氢硅氧烷8～12份；环氧改性羟基硅树脂4～6份；环氧改性乙烯基硅树脂6～8份；以及溶剂400～800份。通过在底涂剂中引入硼改性乙烯基硅氧烷、环氧改性有机硅树脂来提高加成型硅橡胶绝热层与金属壳体界面粘接强度。此外，该底涂剂配制简单、贮存有效期长、易于施工，可满足固体火箭发动机金属壳体和硅橡胶绝热层的可靠粘接要求。
-
公开(公告)号：CN111675588B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202010247230.3
申请日：2020-03-31
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种高热值易烧蚀的人工脱粘层材料及其制备方法，人工脱粘层材料由包括以下重量配比的原料成分制成：固体丁腈生胶100份，颗粒增强剂20～40份，活性剂6～10份，硫磺1～3份，促进剂1～3份。本发明中，通过剔除传统耐烧蚀橡胶基绝热层材料中的树脂、纤维、无机氧化物等耐烧蚀填料，填充高热值易烧蚀填料，在不影响拉伸强度的条件下，有效降低了人工脱粘层材料的烧蚀性能，提高了材料的总热值及发动机总冲。
-
公开(公告)号：CN111469440A
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN202010291612.6
申请日：2020-04-14
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机塞式喷管复合成型工装及方法，属于固体火箭发动机塞式喷管制造技术领域，特别涉及一种采用树脂基与加强筋复合成型固体火箭发动机塞式喷管的方法。在保证工装本身强度的前提下，主要解决内置加强筋的定位问题，既要保证加强筋在成型过程中始终处于树脂内部，又要避免加强筋的位置因树脂的挤压发生变动。为了在成型过程中对加强筋进行定位，在加强筋的上端部增加一段工艺段，当加强筋置于模具内部以后，旋紧螺钉，通过螺钉与工艺段的紧配合对加强筋进行定位，增加的工艺段在成型结束后切除即可。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111070518A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911200328.7
申请日：2019-11-29
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机插芯绝热层成型装置，包括模芯(1)、模芯定位板(2)、定位环(3)、密封底座(4)、加压机构(5)、第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)、锁模杆(8)；模芯(1)为低粘度绝缘材料冲压成型部件；所述模芯定位板(2)用于固定模芯(1)；所述定位环(3)用于固定发动机壳体，并与模芯定位板(2)配合将模芯(1)送入发动机壳体腔中；密封底座(4)用于封堵发动机壳体腔底部并形成密封；加压机构(5)用于向模芯(1)施加压力使模芯(1)挤压发动机壳体腔中的低粘度绝缘材料；所述第一上锁模板(6)、第二上锁模板(7)和锁模杆(8)配合使用，对冲压到位后的模芯(1)进行锁模保压。
-
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。
-
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。
-
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。
-
公开(公告)号：CN109605625B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201811457846.2
申请日：2018-11-30
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
19
records
(took 0.022 seconds)
