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公开(公告)号：CN118580088B
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202410744401.1
申请日：2024-06-11
Applicant: 中国人民解放军海军工程大学
IPC: C04B35/66 , C04B35/80 , C04B35/565 , C04B35/622 , C01B32/19 , C01B32/194 , B01J13/00 , B64G1/58 , B64C1/40 , B63G13/02
Abstract: 本发明涉及一种轻质耐高温碳化硅气凝胶及其制备方法，包括如下步骤：S1、将氧化石墨烯粉末、抗坏血酸和去离子水混合分散后进行预还原，得到预还原氧化石墨烯凝胶；S2、对预还原氧化石墨烯凝胶进行冷冻，冷冻完全后再进行冷冻干燥及高温热还原，得到层状还原氧化石墨烯气凝胶；S3、将硅粉和二氧化硅粉的混合粉末作为硅源，与层状还原氧化石墨烯气凝胶混合，进行高温气相渗硅，得到纳米线填充层状结构的碳化硅气凝胶。本发明制备的碳化硅气凝胶为纳米线填充层状结构，具有超轻、高力学性能、超高温隔热(红外隐身)性能和耐火性能，在高温热防护材料领域具有广阔的应用前景，而且该方法生产周期短、可控程度高、成本低，适于大规模生产。
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公开(公告)号：CN119764868A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411902852.X
申请日：2024-12-23
Applicant: 上海卫星装备研究所
IPC: H01Q17/00 , C23C14/35 , C23C14/08 , C23C14/04 , C23C14/18 , G02B5/20 , G02B5/28 , G02B1/14 , G02B1/10 , G02B5/00 , G02B5/08 , C03C17/36 , H01Q15/14 , H05K9/00 , B64G1/58
Abstract: 本发明提供了一种宽频段吸波的OSR二次表面镜及其制备方法，包括堆叠设置的保护层、反射层、基材以及谐振单元层；所述反射层为在可见光及近红外波段具有反射能力的金属银镀层，所述保护层为镀铬合金镀层，所述谐振单元层为ITO镂空图案，通过阻抗匹配和多模谐振实现宽频段吸波，所述谐振单元层在可见光波段具有光透过能力。本发明结构简单合理，附加重量小，可实施性强，可以灵活应用于卫星结构表面，在不影响热控性能的基础上，具有宽频段吸波功能，可有效缩减卫星表面雷达散射截面。
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公开(公告)号：CN119682327A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411659629.7
申请日：2024-11-20
Applicant: 西安空间无线电技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有能量选择特性的卫星用热控薄膜，具有能量选择特性的卫星用热控薄膜为多层复合结构，多层复合结构包括热控防护层、基底层和能量选择层，热控防护层与基底层的一侧贴合，基底层的另一侧与能量选择层贴合；热控防护层、基底层和能量选择层均为薄膜结构。本发明提出的在能量选择层上采用二极管的周期性结构，一方面发射太阳光谱，接收具有能量选择特性的卫星用热控薄膜的太阳吸收率，提升热控性能，另一方面能量选择层可以根据入射电磁信号的强弱而改变自身的表面阻抗特性，进而改变具有能量选择特性的卫星用热控薄膜的表面阻抗特性，实现弱电磁信号低损通过和强电磁信号抑制传输的空间强电磁环境防护能力，解决了现有技术的不足。
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公开(公告)号：CN118906570B
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202410973756.8
申请日：2024-07-19
Applicant: 江苏天鸟高新技术股份有限公司
Abstract: 本发明提供一种非对称碳纤维仿形穿刺织物及其制备方法，所述非对称碳纤维仿形穿刺织物包括碳纤维布，以及Z向纤维束；所述Z向纤维束将若干层X‑Y向的所述碳纤维布经穿刺工艺形成所述非对称碳纤维仿形穿刺织物；所述Z向纤维束在X‑Y向的分布自碳纤维布中心向外侧依次包括n个分布区，其中n为≥2的整数，且Z向纤维束在第i个分布区的间距＜Z向纤维束在第i‑1个分布区的间距，i为1至n的整数。本发明能够提高使整体碳纤维布在穿刺和纤维置换过程中受力更加均匀，最终能够得到碳纤维布褶皱小且内部金属碎屑少的非对称碳纤维仿形穿刺织物产品。
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公开(公告)号：CN119159876B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411658598.3
申请日：2024-11-20
Applicant: 长沙思云新材料科技有限公司
IPC: B32B9/04 , B64C1/40 , B64G1/58 , B32B33/00 , B32B37/00 , B32B37/10 , B32B38/08 , B32B38/00 , C04B35/14 , C04B35/80 , C04B35/622
Abstract: 本发明公开了一种多层结构耐高温隔热复合材料及其制备方法，属于热防护材料技术领域。多层结构耐高温隔热复合材料由上至下依次包括高密度陶瓷复合材料层、纤维毡增强陶瓷复合材料层、气凝胶隔热复合材料层和树脂基复合材料层。该多层结构耐高温隔热复合材料上面板具有优异抗高温耐烧蚀性能，下面板具备优异粘接性能，各层结构能充分发挥各自的性能优势，在航空航天等领域具有广泛应用前景，且其制备过程简单、周期短、成本低，有利于批量生产。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111559735B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202010438960.1
申请日：2020-05-22
Applicant: 西安理工大学
Abstract: 本发明公开了一种基于旋转杆单元的负泊松比结构，包括多个旋转杆单元，多个旋转杆单元在平面内周期性排布组合，所述旋转杆单元包括两个柔顺曲梁单元、四根弯杆和两根直杆，所述两个柔顺曲梁单元连接在所述两根直杆之间，成对称分布，所述四根弯杆连接在所述两个柔顺曲梁单元上，成对称分布，左右相邻的旋转杆单元通过相对称的弯杆端部直接相连，上下相邻的旋转杆单元通过相对称的直杆端部直接相连。本发明提供的一种基于旋转杆单元的负泊松比结构简单、有效、可制备性好，具有应力集中力小，便于能量储存转化的优点。
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公开(公告)号：CN119408744A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411521832.8
申请日：2024-10-29
Applicant: 航天东方红卫星有限公司
IPC: B64G1/58 , B32B27/36 , B32B27/06 , B32B27/12 , B32B3/24 , B32B3/06 , B32B7/12 , B32B7/14 , B32B27/02
Abstract: 本发明公开了一种卫星用相机多层隔热组件隔热屏及其安装方法。多层隔热组件隔热屏由两层芳纶线框架和多层隔热组件组成，两侧芳纶线框架组成的网状结构对夹在中间的多层隔热组件起支撑作用，利用芳纶线及尼龙底座将多层隔热组件隔热屏固定在载荷舱底板的结构板上。安装时，先制作10单元多层隔热组件；在结构板上选择下层芳纶线绑扎点位置，布置下层芳纶线框架，并在芳纶线横向拉紧力符合要求后，在绑扎处点胶防松固定；敷设多层隔热组件，将下层芳纶线与多层隔热组件缝制在一起；在结构板上选择上层芳纶线绑扎点位置，布置上层芳纶线框架，并在芳纶线横向拉紧力符合要求后，在绑扎处点胶防松固定；最后将上层芳纶线与多层隔热组件缝制在一起。
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公开(公告)号：CN119329787A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411683719.X
申请日：2024-11-22
Applicant: 航天材料及工艺研究所
Abstract: 一种快速插接隔热瓦组件及其制备安装方法，涉及隔热材料领域，包括插接结构，用于将隔热瓦通过机械连接快速固定在蒙皮/飞行器壳体上。其中在插接结构上对接蒙皮端设有开口垂直于蒙皮的螺纹孔，在隔热瓦结构上设有可旋转的“T”字插接结构。定位块可活动式地插入或脱离于插件的自由行程内。通过定位孔对插件的自由程进行限位，能有效提高插件与卡口插接的稳定性和结构强度，且活动式的插件设计，最大限度地减小了安装空间。该插接结构可实现标准化设计和制造，达到单块隔热瓦的安装时间≤2min，组件破坏载荷20～850N，能实现隔热瓦的快速安装和更换，极大提高装机和维护效率，是未来隔热瓦实现快速装配的重要发展方向。
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公开(公告)号：CN119288962A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202310840838.0
申请日：2023-07-10
Applicant: 中国科学院微小卫星创新研究院 , 上海微小卫星工程中心
Abstract: 一种分体组合式的多层隔热组件固定装置，包括：销钉柱头，呈长圆柱体状，用于贯穿多层隔热组件，表面由上至下等间距分布有供压片嵌入的压片卡槽，底部设有柱头‑底座接口；压片，为圆形，具有由圆点向圆周延伸的开口槽，该开口槽可插入所述压片卡槽内，使所述压片与销钉柱头固定，每二片压片之间设置多层隔热组件；销钉底座，固定在航天器表面，具有底座‑柱头接口，用于与所述柱头‑底座接口配合连接，使所述销钉柱头固定在在销钉底座上。本发明可以通过插扣对接的方式进行任意组合，通过更改销钉底座和柱头的组合方式灵活地应对更改状态，节省大量加工时间和成本，提高产品的使用效率。
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公开(公告)号：CN119190417A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411202425.0
申请日：2024-08-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种层叠式机热一体化可展收遮阳调温装置，包括：驱动装置固定连接航天器舱板，展收结构体与驱动装置铰接，驱动装置用于驱动展收结构体绕转动轴转动；压紧释放装置用于将展收结构体与航天器舱板压紧固定；到位开关装置用于指示展收结构体是否关闭到位；遮阳调温装置安装于展收结构体上朝向航天器内侧的一侧，用于对航天器内部热敏感的载荷进行遮阳保护和温度调节。本发明具有可展开、可收拢的灵活热控调温特性，可提高航天器能源利用率和有效载荷容量。
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