公开(公告)号：CN116095999A

公开(公告)日：2023-05-09

申请号：CN202211662454.6

申请日：2022-12-23

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司 ,  中国建材集团有限公司

Inventor： 王鹏飞 ,  李丽丽 ,  李怀富

IPC: H05K5/02

Abstract: 本发明公开了一种复合材料耐压壳体高可靠性连接结构及方法，属于复合材料耐压壳体技术领域，包括金属端框，所述金属端框的一端设置有第一防转结构；复合材料耐压壳体，所述复合材料耐压壳体的端口设置有第二防转结构，所述复合材料耐压壳体与所述金属端框通过所述第二防转结构与所述第一防转结构连接；胶粘层，设于所述金属端框与所述复合材料耐压壳体的接触面之间；所述金属端框的轴头连接有防脱装置，所述防脱装置与所述复合材料耐压壳体抵触连接。本发明连接可靠性高，且不会造成复合材料耐压壳体纤维中断，可以很好的保持复合材料的纤维连续性，保证复合材料耐压壳体的强度，降低耐压壳体使用的风险。

公开(公告)号：CN115076369A

公开(公告)日：2022-09-20

申请号：CN202210778050.7

申请日：2022-07-04

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司

Inventor： 王鹏飞 ,  李丽丽 ,  凡鹏伟

IPC: F16J12/00 ,  B29C65/52

Abstract: 本发明提供一种复合材料耐压壳体端口的密封结构及其制备方法，密封件结构包括依次连接的复合材料耐压壳体端口、金属连接环和密封法兰；金属连接环的与复合材料耐压壳体端口相对的第一对接面上设有凸缘，凸缘嵌入复合材料耐压壳体端口内，且复合材料耐压壳体端口的内壁与凸缘的外壁之间、复合材料壳体端口的端面与金属连接环的第一对接面之间通过胶黏剂粘接；金属连接环的与密封法兰相对的第二对接面与密封法兰通过螺栓连接。该复合材料耐压壳体端口的密封结构可靠性高，可增强整个复合材料容器的水密性。

公开(公告)号：CN114603900A

公开(公告)日：2022-06-10

申请号：CN202210197198.1

申请日：2022-03-02

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司

Inventor： 鲁雪 ,  王鹏飞 ,  徐远航 ,  宋江 ,  张丽英 ,  凡鹏伟 ,  胡非 ,  李丽丽 ,  王萌 ,  段一凡 ,  王禹哲

IPC: B29D99/00

Abstract: 本发明提供一种复合材料外压壳体加筋结构及其成型方法，包括复合材料壳体及筋状件；所述筋状件为环筋、矩形筋、六边形筋和多边形网格筋中的一种或多种；所述筋状件通过一体成型或二次粘接连接于所述复合材料壳体内壁处。本发明增强外压壳体的稳定性，在保证壳体强度和稳定性不降低的情况下，减轻壳体的重量，为耐压壳体在深海领域的应用推广做技术积累。

公开(公告)号：CN113775437A

公开(公告)日：2021-12-10

申请号：CN202111332388.1

申请日：2021-11-11

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司

Inventor： 李丽丽 ,  王鹏飞 ,  李杨 ,  凡鹏伟 ,  张丽英 ,  肖文刚

IPC: F02K9/34 ,  F02K9/97 ,  B29C70/42 ,  B29C70/54 ,  B29C33/68 ,  B29C35/00 ,  B29C35/02 ,  B32B25/14 ,  B32B25/20 ,  B32B25/04 ,  B32B3/08 ,  B32B7/12

Abstract: 本发明提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，本发明所述的结构包括绝热底层、绝热盖层、金属接头及抗烧蚀层。本发明所述的方法通过抗烧蚀层预制件成型；绝热底层成型，通过模压预制成型工艺将金属接头、抗烧蚀层预制件、底层绝热材料制备成绝热底层；盖层模压预制成型；绝热结构组件整体硫化成型。该方法制备的复合材料固体火箭发动机绝热结构各部件厚度可控，尺寸精确、人工脱粘层粘接可靠、粘接位置精确，产品质量稳定。

公开(公告)号：CN119261233A

公开(公告)日：2025-01-07

申请号：CN202411786266.3

申请日：2024-12-06

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司

Inventor： 李丽丽 ,  汤小明 ,  刘魏魏 ,  方伟

IPC: B29C69/00 ,  B29C65/48 ,  B29C35/02 ,  B29C51/00 ,  B29L31/30

Abstract: 本发明提供一种固体火箭发动机绝热层结构的制备方法，包括如下步骤：S1：采用模压法预制第一绝热层底层预制件；将第一绝热层底层预制件的外侧与金属接头连接；S2：采用模压法预制第二绝热层底层预制件；S3：将第一绝热层底层预制件、抗烧蚀层、第二绝热层底层预制件粘接，然后于模具中，通过热压罐硫化工艺制备得到绝热层底层；S4：采用整体一步硫化工艺成型绝热层盖层预制件；S5：在模具中放入绝热层底层和绝热层盖层预制件，通过热压罐硫化工艺成型，得到所述固体火箭发动机绝热层结构。该方法制得的绝热层结构，可保证各绝热层厚度要求，尺寸精确，产品质量显著提高。

公开(公告)号：CN113775437B

公开(公告)日：2022-02-15

申请号：CN202111332388.1

申请日：2021-11-11

Applicant: 北京玻钢院复合材料有限公司

Inventor： 李丽丽 ,  王鹏飞 ,  李杨 ,  凡鹏伟 ,  张丽英 ,  肖文刚

IPC: F02K9/34 ,  F02K9/97 ,  B29C70/42 ,  B29C70/54 ,  B29C33/68 ,  B29C35/00 ,  B29C35/02 ,  B32B25/14 ,  B32B25/20 ,  B32B25/04 ,  B32B3/08 ,  B32B7/12

Abstract: 本发明提供一种复合材料固体火箭发动机绝热结构及成型方法，本发明所述的结构包括绝热底层、绝热盖层、金属接头及抗烧蚀层。本发明所述的方法通过抗烧蚀层预制件成型；绝热底层成型，通过模压预制成型工艺将金属接头、抗烧蚀层预制件、底层绝热材料制备成绝热底层；盖层模压预制成型；绝热结构组件整体硫化成型。该方法制备的复合材料固体火箭发动机绝热结构各部件厚度可控，尺寸精确、人工脱粘层粘接可靠、粘接位置精确，产品质量稳定。