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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111634078A
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN202010365200.2
申请日：2020-04-30
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B32B17/02 , B32B17/12 , B32B5/12 , B32B27/04 , B32B27/28 , B32B3/12 , B32B7/14 , B32B37/06 , B32B37/10 , B32B37/12 , B32B38/00 , B32B38/08 , B32B38/14 , B32B38/16 , C09J179/08 , C09J161/34 , C09J11/04 , C08L79/08 , C08K7/14 , C08J5/24 , B64C1/40
Abstract: 本发明提供了一种超轻耐高温蜂窝芯材及其制备方法，包括芯条胶印制：在料块上印制芯条胶，相邻两条芯条胶之间的宽度为印制的芯条胶宽度的三倍，铺叠料块，上下相邻两层料块中芯条胶间隔相等且等于芯条胶宽度，制得未固化蜂窝叠块；芯条胶固化；蜂窝拉伸：将经过加压固化处理的蜂窝叠块进行拉伸，直到蜂窝孔格拉伸至正六边形状态；浸渍胶液：将拉伸后的蜂窝块在浸胶槽中浸渍耐高温浸渍胶；浸渍胶的固化：在设定温度下固化耐高温浸渍胶，固化完成后得到蜂窝芯材。本发明可以适用于边长低至2.00～11.00mm，公称密度低至49～110Kg/m3蜂窝芯材的制备，赋予蜂窝以优异的抗压性能和抗剪切性能，实现300℃高温下的长时稳定工作。
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公开(公告)号：CN111634078B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010365200.2
申请日：2020-04-30
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B32B17/02 , B32B17/12 , B32B5/12 , B32B27/04 , B32B27/28 , B32B3/12 , B32B7/14 , B32B37/06 , B32B37/10 , B32B37/12 , B32B38/00 , B32B38/08 , B32B38/14 , B32B38/16 , C09J179/08 , C09J161/34 , C09J11/04 , C08L79/08 , C08K7/14 , C08J5/24 , B64C1/40
Abstract: 本发明提供了一种超轻耐高温蜂窝芯材及其制备方法，包括芯条胶印制：在料块上印制芯条胶，相邻两条芯条胶之间的宽度为印制的芯条胶宽度的三倍，铺叠料块，上下相邻两层料块中芯条胶间隔相等且等于芯条胶宽度，制得未固化蜂窝叠块；芯条胶固化；蜂窝拉伸：将经过加压固化处理的蜂窝叠块进行拉伸，直到蜂窝孔格拉伸至正六边形状态；浸渍胶液：将拉伸后的蜂窝块在浸胶槽中浸渍耐高温浸渍胶；浸渍胶的固化：在设定温度下固化耐高温浸渍胶，固化完成后得到蜂窝芯材。本发明可以适用于边长低至2.00～11.00mm，公称密度低至49～110Kg/m3蜂窝芯材的制备，赋予蜂窝以优异的抗压性能和抗剪切性能，实现300℃高温下的长时稳定工作。
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公开(公告)号：CN204801199U
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201520460062.0
申请日：2015-06-30
Applicant: 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B32B37/12
Abstract: 本实用新型涉及一种使特种材料平整贴敷于锥形结构内表面的工装，属于非金属材料及工艺技术领域，所述的特种材料是指薄膜柔性材料、织物柔性材料、可塑性刚性材料中一种以上的材料。支撑主体的伞架结构可收缩结构设计，增加了装置的适应性，可以适应待铺层锥形结构的锥角小范围变化而且将各层材料整体置于锥形结构内表面指定位置后，通过骨架的收紧，便于支撑主体的取出；环形卡箍的设计，确保各层介质铺覆于支撑主体表面后，各层材料位置不发生相对滑移；通过锥体结构摆放姿势和支撑主体在移动托架上位置的调节，使两者轴线重合，实现两者的匹配套装。
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公开(公告)号：CN105157906B
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201510544190.8
申请日：2015-08-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器，控制电路首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。采用了热阴极两种传感器相结合的方式测量，测量区段覆盖1000Pa‑1mPa，测量精度可达0.2mPa，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。
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公开(公告)号：CN105157906A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510544190.8
申请日：2015-08-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器，控制电路首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。采用了热阴极两种传感器相结合的方式测量，测量区段覆盖1000Pa-1mPa，测量精度可达0.2mPa，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。
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