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公开(公告)号：CN109437975A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811150437.8
申请日：2018-09-29
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种耐高温高韧性的SiCf/SiC复合材料预制体复合界面层及其制备方法，预制体上制备一层BN界面层达到一定厚度后，再制备一层SiC界面层，并达到一定厚度，分别继续重复上述步骤二次后获得（BN/SiC）2界面层，本发明耐高温高韧性的要求，降低了沉积温度，提高了复合材料的综合力学性能。
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公开(公告)号：CN109357993A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811141150.9
申请日：2018-09-28
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: G01N17/00
Abstract: 本发明公开了一种碳化硅基复合材料三温段水氧耦合腐蚀性能测试装置，包括进气系统、炉体加热系统、排气系统和坩埚，进气系统与炉体加热系统连接，炉体加热系统与排气系统连接，试样放在坩埚并移动坩埚至炉体加热系统中心位置，炉体加热系统包括炉体外壳、刚玉管、加热单元和隔热单元，刚玉管有三件且均匀放置在炉体外壳内，加热保温带与进气管的一端连接，进气管的另一端与刚玉管连接，隔热单元使加热单元成为三个独立的加热系统。本发明的有益效果是：实现三个样品在三个不同温度段同时进行水氧腐蚀测试，节约时间和成本，对三件刚玉管物理隔离，消除了加热时水氧腐蚀过程中不同样品在温度、水氧气氛的相互干扰。
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公开(公告)号：CN109437975B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201811150437.8
申请日：2018-09-29
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B41/89
Abstract: 本发明公开了一种耐高温高韧性的SiCf/SiC复合材料预制体复合界面层及其制备方法，预制体上制备一层BN界面层达到一定厚度后，再制备一层SiC界面层，并达到一定厚度，分别继续重复上述步骤二次后获得（BN/SiC）2界面层，本发明耐高温高韧性的要求，降低了沉积温度，提高了复合材料的综合力学性能。
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公开(公告)号：CN114672759B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210367640.0
申请日：2022-04-08
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
Abstract: 本发明公开了一种铝合金磨损面尺寸修复方法，涉及航空发动机维修领域，目的在于对铝合金材质的零部件的磨损面实现尺寸修复。本发明的技术方案是：铝合金磨损面尺寸修复方法，用于对铝合金材质的零部件的磨损面进行尺寸修复，包括修复预处理：对零部件的磨损面进行清洁，对修复区域之外的部位进行喷砂前的遮蔽保护，再对修复区域进行喷砂粗化；对修复区域进行等离子喷涂NiAl粉末，形成粘接底层；在粘接底层进行等离子喷涂AlSi粉末，形成工作面层；对修复区域进行机械加工，使涂层的厚度和表面粗糙度满足工艺要求。铝合金磨损面尺寸修复方法实现了对铝合金材质的零部件的磨损面的尺寸修复，可用于航空发动机轴承壳体内环的尺寸修复。
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公开(公告)号：CN107266099B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN201710457867.3
申请日：2017-06-16
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B35/80
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片近净成型用夹具，缘板模块（4）的顶部设置有与叶片预制体大缘板（3）相配合的腔体A（8），小缘板模块（5）的底部设置有与小缘板（2）相配合的腔体B（11），叶背翼型模块（6）的后侧设置有与叶背翼型（21）相配合的曲面（12），叶盆翼型模块（7）的前侧设置有与叶盆翼型（22）相配合的凸起（14）。本发明的有益效果是：保证成品叶片工作面无或少余量加工、快速拆装和组装、有效实现陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片的近净成型、制造成本低。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109485427A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811259309.7
申请日：2018-10-26
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B35/565 , C04B35/80 , C04B35/622
Abstract: 本发明公开了一种SiCf/SiC复合材料预制体的PIP快速致密化方法，包括将SiCf/SiC复合材料预制体浸渍于浸渍液的步骤，所述浸渍液由200目的聚碳硅烷和分析纯级的二甲苯均匀混合而成，并在致密化过程中的不同阶段，采用聚碳硅烷与二甲苯不同质量比的浸渍液。在致密化过程中的第一阶段采用聚碳硅烷与二甲苯的质量比为1：5~1：4的浸渍液，第二阶段采用聚碳硅烷与二甲苯的质量比为3：5~2：3的浸渍液；第三阶段采用聚碳硅烷与二甲苯的质量比为2：5~1：2的浸渍液。本发明中的方法能够使预制体密度达到2.3g/cm3以上，制备周期较传统PIP工艺缩短25%以上，提升预制体的多项性能指标。
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公开(公告)号：CN107116336A
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201710458873.0
申请日：2017-06-16
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: B23P6/00
CPC classification number: B23P6/002
Abstract: 本发明涉及一种航空发动机复合材料机匣修复方法，其具体操作步骤如下：S1、检测待修复机匣的受损程度；S2、修复区域预处理；S3、预处理区域钻孔；S4、确定钛合金金属加强片面积；S5、钛合金金属加强片仿形；S6、钛合金金属加强片钻孔；S7、对比受损深度和工件原始厚度；S8、钛合金金属加强片铆接到机匣上，本发明的有益效果在于修复速度快，采用仿形钛合金金属加强片修复，可以保证钛合金金属加强片与机匣修复区域紧密贴合，可有效防止机匣缺陷区域进一步扩大，工艺简单，且无需加热固化设备，适宜外场修补。
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公开(公告)号：CN106747534A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611006734.6
申请日：2016-11-16
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B35/80 , C04B35/84 , C04B35/565 , D04C1/02
CPC classification number: C04B35/806 , C04B35/571 , C04B2235/608 , C04B2235/6562 , C04B2235/6567 , C04B2235/96 , C04B2235/9684 , D04C1/02 , D10B2101/16
Abstract: 本发明涉及航空发动机零部件制造技术领域，具体涉及一种航空发动机陶瓷基密封片及其制备方法，以碳化硅纤维为原料，采用三维四步法编制密封片的预制体，在850‑950℃下热处理1.5‑3h，采用化学气相沉积法在预制体的表面沉积热解碳界面层，循环重复采用浸渍、裂解工艺处理预制体，处理至预制体的密度不小于1.9g/cm3，得到碳化硅基体，将碳化硅基体做机械加工，得到航空发动机陶瓷基密封片。本发明的航空发动机陶瓷基密封片采用陶瓷基复合材料制备的而成，比原金属密封片减重40%以上，致密度达到90%以上，弯曲强度达到721MPa，抗氧化性提高20%；同时制备方法简单，制得的航空发动机陶瓷基密封片寿命可达到350小时以上，满足航空发动机使用要求。
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公开(公告)号：CN109180194B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN201811142870.7
申请日：2018-09-28
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
IPC: C04B35/573 , C04B35/622 , C04B35/80
Abstract: 本发明公开了一种SiC基复合材料的不同状态前驱体浸渍裂解的复合增密方法，本发明采用两段浸渍法，第一阶段采用固态聚碳硅烷，它容易填充纤维束间的孔隙，解决复合材料大孔隙难以填充的问题；第二阶段采用液态聚碳硅烷，填充复合材料的小孔隙，可以提高致密化速度。浸渍裂解复合增密制备周期较传统单一增密工艺缩短30%以上。
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公开(公告)号：CN109514891B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201811152074.1
申请日：2018-09-29
Applicant: 中国人民解放军第五七一九工厂
Abstract: 本发明公开了一种复合材料外涵机匣内表面高温胶修复方法，包括以下步骤；步骤1、缺陷尺寸检查；按照外涵机匣设计图纸要求，测量缺陷尺寸、形状和最大深度；步骤2、机械加工采用五坐标数控机床对外涵机匣壳体损伤区域进行加工；步骤3、预铺层；在无尘车间内，按照需要的铺层方向在步骤2加工后的外涵机匣区域按照从大到小的顺序依次铺叠胶膜、碳布，之后再外表面铺设玻璃布，最后依次贴上吸胶布和分离膜；步骤4、真空封装；将步骤3处理后的修补区域包覆透气毡，然后将整个外涵机匣放入真空袋中，抽真空30min以上；步骤5、热压固化；步骤4真空封装后进行热固化，步骤6、脱模及打磨处理。
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