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各类航天材料制备工艺和相关设备技术代下载

1、一种航天热防护材料
[摘要] 本套资料属于航天技术领域,涉及空间轨道航天器外层热防护材料。本套资料的目的在于提高材料的热防护性能,减小材料密度。本套资料的基本原理是,在空间微重力环境中,气体的自然对流导热非常微弱,具有良好的隔热性能。本套资料的热防护材料是由具有气泡结构的金属镀层薄膜构成,其基本结构是在有金属镀层的薄膜表面上,分布有一定的气泡结构,气泡内密封一定种类和压力的气体,如附图所示。本套资料的热防护材料的优点是密度低,比热高,热防护性能好。
2、适用于点式连接航天器复合材料结构
[摘要] 本套资料涉及一种星箭连接结构领域的适用于点式连接航天器复合材料结构,包括承力筒下端框和加强角盒;所述承力筒下端框截面为F型,所述承力筒下端框主要由斜面、铆接孔、翻边法兰、连接法兰组成;所述加强角盒截面为L型,所述加强角盒上设有铆接孔;所述加强角盒与下端框斜面铆接相连,所述加强角盒的截面与所述斜面和连接法兰表面贴合。本套资料满足了我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化设计要求,同时也保证了与运载的连接强度和连接刚度。

各类航天材料制备工艺和相关设备技术汇编插图


3、一种航天变轨发动机复合材料机架
[摘要] 本套资料提供了一种航天变轨发动机复合材料机架,包括筒体,所述筒体的两端分别设置有底部法兰和头部法兰,所述底部法兰所在面与所述头部法兰所在面之间存在倾角;所述筒体的外壁沿周向方向上均匀分布有若干加强筋;所述筒体、底部法兰、头部法兰和加强筋的材质均为碳纤维复合材料。与现有技术相比,本套资料具有如下的有益效果:1、在相同结构包络大小的前提下,该机架具有抗力学载荷能力强、结构简单、重量轻的特点;2、该机架局部结构具有一定的可变设计,可根据不同的安装要求和载荷条件进行适应性调整,具有适应范围广的特点。
4、一种航空航天用高温合金材料
[摘要] 本套资料属于合金材料技术领域,具体涉及一种航空航天用高温合金材料,包括如下质量百分比的各组分:Cr 13.0?18.0%、W 5.0?8.0%、Mo 2.0?4.0%、Ti 1.5?2.5%、Al 1.3?2.0%、Fe 2.5?4.0%、Nb 0.5?1.5%、Ce 0.3?0.8%、C 0.05?0.2%、Zr 0.02?0.08%、B 0.01?0.05%、O≤0.02%、P≤0.02%、S≤0.02%,余量为Ni。本套资料通过各元素之间协同作用,有效提高合金的高温强度,延长合金材料在高温条件下的使用寿命,W和Mo有利于提高合金的高温性能,Ti和Nb可以提高高温抗氧化性能,较高的C含量有利于增加高温强度,Ce可以显著提高使用温度和寿命;在进行一段时间的包顶吹氧脱碳之后再加入Ti,并以镍铬合金的形式添加Cr和剩余的Ni,可以使Ti和Cr在体系中分散的更加均匀,并且可以有效避免过多的C消耗掉部分Ti和Cr,有利于TiCr2的形成,提高合金的高温寿命。
5、航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料
[摘要] 本套资料公开了一种航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料。该纳米铝合金复合材料是在纳米铝合金中复合碳纳米颗粒而制得的,所述碳纳米颗粒平行于所述纳米铝合金复合材料表面定向排列。航天器结构材料包括由上述纳米铝合金复合材料制得的上、下盖板和中间蜂窝结构层。本套资料制得的纳米铝合金复合材料具备良好的力学、导热、导电性能,利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到新型蜂窝板结构材料具备良好的力学性能,同时兼具良好的导电导热性能,是适合航天应用的航天器结构材料;该航天器结构材料既可实现航天器结构“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、低成本”的发展目标,同时也对简化航天器结构装配操作具有重大的意义。

6、一种航天搭载兰属植物材料处理方法
[摘要] 本套资料提供一种航天搭载兰属植物材料处理方法,包括:步骤1:将兰属植物经过处理后接种在冻存管或离心管内,与管内的培养基充分接触;步骤2:将接种有兰属植物的冻存管或离心管封装交接;搭载运载火箭升空,材料置于新一代载人飞船试验船返回舱内,在轨飞行67小时,轨道高度300?8000公里;在轨飞行期间,试验船穿越范艾伦辐射带,3日后返回地面;飞行期间舱内温度:10?25℃;搭载期间材料为暗培养;步骤3:将搭载返回植物材料在弱光下500?1000lx培养3d后,转接至恢复培养基上,继续弱光下培养7d后转至正常培养光强1500?2000lx继续培养;恢复培养期间光周期16h光/8h暗,温度25.0±2.0℃;步骤4:统计萌发率和成活率。本套资料为提高宝贵的航天返回材料成活率、充分利用空间诱变效应、增加诱变效率提供了技术依据。
7、一种航天模具材料及其制作方法
[摘要] 本套资料公开了一种航天模具材料及其制作方法,具有高强高硬抗变形能力,解决了航天模具材料硬度和变形问题及模具缩松、裂纹等缺陷问题。一种航天模具材料,由以下重量百分比的成分组成:C3.6?3.9,Si2.1?2.5,Mn0.4?0.8,P<0.04,S<0.02,Ni1.2?1.6,Mo0.1?0.3,Mg0.03?0.07,Re0.02?0.04,余量为Fe。原材料采用以下重量百分比的组份:生铁35%?45%,废钢25%?35%,回炉铁25%?35%,增碳剂0.9?1.2%,球化剂1.0?1.3%,硅铁孕育剂0.6?0.8%,硅钡孕育剂0.4?0.6%。所述球化剂选用珠光体型球化剂。所述硅铁孕育剂选用75硅铁孕育剂。所述硅钡孕育剂选用长效硅钡孕育剂。所述生铁选用高纯生铁。一种航天模具材料的制作方法,S1、备料;S2、熔炼铁水;S3、合金装包;S4、铁水浇注成型;S5、热处理,采用淬火加回火热处理工艺。
8、一种航空航天材料加工一体化设备
[摘要] 本套资料公开了一种航空航天材料加工一体化设备,包括底座、定位加工机构、支撑机构和除屑机构,所述底座的上端面固定有支架,所述承载板的上端面固定有支架,所述定位加工机构设置在支架的内顶部,所述滑块的下端面固定有第一液压缸,所述支撑机构设置在底座的上端面,所述除屑机构固定在支架上,且支架的前侧开设有开口,所述支架的前侧镶嵌有玻璃板,且支架的前端面固定有控制主板。该航空航天材料加工一体化设备,在钻孔打磨的过程中,飞溅出来的碎屑可在吸尘器的作用下依次经过吸尘头、吸尘通道和连接软管进入到吸尘器内并集中收集在集屑盒内,打磨操作结束后,材料向右移动,此时残留在材料上的碎屑也可被抽走,方便达到彻底除屑的效果。
9、一种航空航天材料打孔机
[摘要] 本套资料提供一种航空航天材料打孔机,涉及航空航天技术领域。该航空航天材料打孔机,包括底座,底座的底部四角均固定连接有支撑脚,底座的顶部四角均固定连接有支撑杆,支撑杆的顶部固定连接有横梁,横梁的顶部固定连接有控制箱,控制箱的正面固定连接有操作面板,横梁的底部固定连接有滑轨,滑轨的底部滑动连接有打孔装置,打孔装置的底部固定安装有打孔头。该航空航天材料打孔机,设置有板型材料固定装置和圆筒型材料固定装置,可以分别对板型航空航天材料和圆筒型航空航天材料进行固定,使材料打孔的时候更加稳固,避免材料移位造成打孔误差,圆型材料固定装置可以根据需要取下,避免板型材料打孔的时候不方便。
10、一种航空航天用高温合金材料
[摘要] 本套资料属于合金材料技术领域,具体涉及一种航空航天用高温合金材料,包括如下质量百分比的各组分:Cr?13.0-18.0%、W?5.0-8.0%、Mo?2.0-4.0%、Ti?1.5-2.5%、Al?1.3-2.0%、Fe?2.5-4.0%、Nb?0.5-1.5%、Ce?0.3-0.8%、C?0.05-0.2%、Zr?0.02-0.08%、B?0.01-0.05%、O≤0.02%、P≤0.02%、S≤0.02%,余量为Ni。本套资料通过各元素之间协同作用,有效提高合金的高温强度,延长合金材料在高温条件下的使用寿命,W和Mo有利于提高合金的高温性能,Ti和Nb可以提高高温抗氧化性能,较高的C含量有利于增加高温强度,Ce可以显著提高使用温度和寿命;在进行一段时间的包顶吹氧脱碳之后再加入Ti,并以镍铬合金的形式添加Cr和剩余的Ni,可以使Ti和Cr在体系中分散的更加均匀,并且可以有效避免过多的C消耗掉部分Ti和Cr,有利于TiCr2的形成,提高合金的高温寿命。
13、航天隔热复合材料粘接缺陷检测方法
[摘要] 本套资料公开了一种航天隔热复合材料粘接缺陷检测方法,利用同面电容成像系统对航天隔热复合材料粘接缺陷检测,同面电容成像系统主要包括电容传感器、数据采集系统和图像重建计算机三大部分。本套资料是基于Kalman滤波的同面电容图像重建算法较好的克服了电容成像系统的病态问题,重建图像分辨率较高,针对缺胶、气泡等不同类型的隔热材料粘接缺陷可进行有效识别,检测效果明显;通过不断的研究完善图像重建算法,增加测量值样本数目,可进一步提高隔热材料粘接层的缺陷检测质量,提升缺陷检测精度。
14、一种航空航天用电子封装材料
[摘要] 本套资料公开了一种航空航天用电子封装材料,通过如下重量份的原料制成:氧化镁25-35份、氧化铝20-30份、氧化银20-30份、聚乙烯高聚物35-55份。本套资料提供的材料性能优异,可以用于制备航空航天用电子封装材料。

15、一种航空航天材料专用打孔机
[摘要] 本套资料公开了一种航空航天材料专用打孔机,包括滑道和支柱,所述滑道的底端左右两侧均安装有支柱,所述滑道的内部底端中间设有凹槽,所述滑道的顶端左右两侧均安装有导柱,所述滑道的顶端设有压板,所述压板的顶端设有顶板,所述顶板的顶端设有垫片。该航空航天材料专用打孔机,通过滑道和支柱的配合,能够使工作人员轻松的将板材原料推动到正确的位置对准顶针,简化了工作人员的操作,方便了工作人员,通过套筒和压板的配合,能够在进行打孔加工之前,将板材原料压紧在滑道的内部进行固定,避免在进行打孔时原料产生晃动,导致加工出现误差,通过滑道和凹槽的配合,避免顶针贯穿板材原料后冲击在滑道上导致顶针损坏。
16、一种耐高温航天复合材料
[摘要] 本套资料实施例公开了一种耐高温航天复合材料,所述的耐高温航天复合材料为包覆结构,所述的包覆结构包括碳纤维芯层和聚酰亚胺外层,所述的聚酰亚胺外层包覆在所述的碳纤维芯层上;本套资料实施例提供的耐高温航天复合材料,可以作为在特殊环境下使用的绳、网以及织造面料的纺织纤维复合材料,在保证碳纤维优良性能的同时,显著的提高了耐热性能和抗紫外、抗宇宙射线和太空高能粒子的性能,使其能广泛应用于航空航天、石油化工以及电力行业等领域,具有良好的保护性能和防护作用。
17、一种航空航天材料专用打孔机
[摘要] 本套资料公开了一种航空航天材料专用打孔机,包括底座,底座上表面固定连接有第一支撑架,第一支撑架的一侧固定连接支撑板,支撑板的上表面固定连接有电机,电机转轴上固定连接有第一皮带轮,第一皮带轮通过皮带与第二皮带轮活动连接,第二皮带轮的轴心处固定连接有第一转杆,第一转杆的一端穿过第一轴承并与转块的一侧固定连接。该航空航天材料专用打孔机,通过挤压杆、限位套和限位块的设置,使打孔针可以在下压的时候不会产生晃动,避免了打孔的时候造成偏差的情况发生,通过第一转杆、第二转杆和转块的设置,使打孔针可以更好的上下移动进行打孔,避免了打孔时的偏差,降低了材料的浪费,降低成本,通过固定杆的设置。
18、航天器复合材料夹层结构承力筒
[摘要] 本套资料涉及一种航天器复合材料夹层结构承力筒,所述承力筒包括:上端框[1]、外法兰[2]、内法兰[3]、下端框[4]、桁条[5]、外蒙皮[6]、内蒙皮[7]、蜂窝芯子[8]、阶梯孔镶嵌件[9]、螺纹孔镶嵌件[10]、胶膜[11]、发泡胶[12]、螺钉[13]、螺母[14]。本套资料将根据不同结构的连接需要,设计的航天器复合材料夹层结构承力筒,减少了分离面和端框的设计,有利于卫星结构的减重。
19、航空航天材料加压成型装置
[摘要] 本套资料涉及加压成型设备技术领域,更具体的说是航空航天材料加压成型装置,具有能直接加压成型出快捷连接槽的优点,包括可变壳体组件、下压组件、加工组件、调节组件、升降组件、驱动组件和转动组件,所述下压组件滑动连接在可变壳体组件上,加工组件连接在下压组件上,调节组件连接在加工组件上,升降组件固定连接在下压组件上,升降组件转动连接在可变壳体组件上,驱动组件固定连接在可变壳体组件上,驱动组件和升降组件啮合传动,转动组件设置有两个,两个转动组件均固定连接在下压组件上,两个转动组件均和调节组件摩擦传动。
20、一种针对航空航天材料的抓取系统
[摘要] 本套资料提供一种针对航空航天材料的抓取系统,包括至少一个抓取单元,且所述抓取单元的一端与驱动所述抓取单元运动的驱动机构连接,所述抓取单元的另一端与用于抓取航空航天材料的抓取件连接;所述抓取单元包括下缸套、上滑筒、连接头、球头、压紧弹簧。本套资料提供的系统可以使用多组吸盘和夹钳的混合抓取方式进行操作,大大提高了抓取材料的范围。而且采用的抓取单元具有明显的缓冲、多向性抓取和浮动的功能。被抓取件的表面倾斜等情况不会影响本系统进行抓取。
21、一种用于航天材料制造的碳纤维模具
[摘要] 本套资料公开了一种用于航天材料制造的碳纤维模具,包括有模架,所述模架包括上压板和下压板,在所述上压板和下压板之间滑动连接着两块侧压板,由所述上压板、下压板和侧压板围成了一个型腔,在所述型腔中放置有芯模,所述芯模与所述型腔内部之间形成有间隙,该间隙即为模腔,待加工的工件被放置在所述模腔中,所述芯模具有四面侧壁,所述侧壁由碳纤维复合板制成,在相邻的两块碳纤维复合板之间连接有弹性连接条,所述芯模内部中空形成有容纳腔,在所述芯模的两端均设置有盖板,所述盖板能将所述容纳腔封闭,在其中任意一个盖板上开设有注液口,通过注液口向所述容纳腔中输入液态或气态的成形介质,当容纳腔中充满成形介质后,成形介质能在内压的作用下使得所述弹性连接条向外膨胀。
22、适用于点式连接航天器复合材料结构
[摘要] 本套资料涉及一种星箭连接结构领域的适用于点式连接航天器复合材料结构,包括承力筒下端框和加强角盒;所述承力筒下端框截面为F型,所述承力筒下端框主要由斜面、铆接孔、翻边法兰、连接法兰组成;所述加强角盒截面为L型,所述加强角盒上设有铆接孔;所述加强角盒与下端框斜面铆接相连,所述加强角盒的截面与所述斜面和连接法兰表面贴合。本套资料满足了我国新一代火星探测器结构平台承力筒轻量化设计要求,同时也保证了与运载的连接强度和连接刚度。

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