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公开(公告)号：CN107415121A
公开(公告)日：2017-12-01
申请号：CN201710570635.9
申请日：2017-07-13
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
CPC classification number: B29C43/18 , B29B11/12 , B29B11/14 , B29C43/36 , B29C2043/189 , B29L2031/749
Abstract: 本发明公开了一种用于脉冲发动机隔舱式隔离装置的成型方法，所述隔舱式隔离装置包括金属隔舱本体、上部绝热层及底部绝热层，以及非对称布置在所述金属隔舱本体中心部位轮辐之间的发火孔。隔舱装置采用先预成型底部非金属绝热层，然后再将预成型体与金属隔舱本体加预混料整体成型上部绝热层和轮辐之间的绝热层的成型方案，解决了带复杂金属嵌件隔舱装置的双面模压成型的难题；隔舱装置中的金属嵌入件结构复杂，整体模压前除底部内螺纹后续加工外，其它要素全部加工到位，解决了模压后再大量机械加工的难题；将成型模具分为预成型模压模具和整体模压模具两套，在保证模压成型尺寸和质量的基础上，大大降低了模具设计难度和加工难度。
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公开(公告)号：CN104874985B
公开(公告)日：2017-06-27
申请号：CN201510332621.4
申请日：2015-06-16
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种高温合金多孔精密喷注器的制造方法，它包括如下步骤：将液氧喷嘴与喷注器中底和喷注器本体组合设计成整体的第一组合件；将燃料喷嘴与喷注器下底组合设计成整体的第二组合件；将第一组合件与第二组合件进行焊接形成第三组合件；对检测合格的第三组合件进行去应力退火；将整流板、喷注器上底和点火通道套管一次装夹完成后进行加工；按设计精加工液氧喷嘴和燃料喷嘴；将整流板、喷注器上底及点火通道套管与所述第三组合件进行焊接，并精加工各焊接处；对合格产品洗净、烘干处理。该方法操作简单，工作效率高、产品合格率高。
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公开(公告)号：CN106735829A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611077278.4
申请日：2016-11-30
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
IPC: B23K15/04
CPC classification number: B23K15/0006 , B23K15/0033 , B23K15/0053 , B23K15/04
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室头部喷注器的多零件结构的焊接方法，该方法通过加工焊接件、加工喷嘴单元的焊接基准、焊接件预处理装配焊接件、焊接件焊接、喷嘴单元焊接、检测焊缝、烘干完成对液体火箭发动机推力室头部喷注器的焊接。本发明将复杂喷注器结构的焊接工艺方法由传统钎焊优化为焊接方法更为先进、可靠性更高、焊接质量更好、焊接风险更小的真空电子束焊接，并且传统钎焊一旦失败几乎无法补焊，而真空电子束焊接可以进行局部补焊，降低了产品报废风险。
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公开(公告)号：CN106239056A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610754015.6
申请日：2016-08-29
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，采用三个专用刀具及一个专用刀座，分步加工内腔圆弧型面，即中间圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工中间圆弧段的内侧面、中间圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段的外侧面、外侧圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段及内侧圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段。采用分步加工的工艺其稳定性好，零件的加工合格率可达98％以上，且工序简单，加工效率高，适合批量化生产；本发明液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法相对于传统的工艺方法，其零件质量更好，可靠性更高。
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公开(公告)号：CN106077252A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610458057.5
申请日：2016-06-22
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种铁基高温合金薄壁弧形管的成型方法及其模具，成型方法包括加工直管坯料、胀形弯曲复合成型、将圆环弧形管坯料进行消除应力热处理及进行直径方向整形和厚度方向整形。采用后一个直管坯料成型时推前一个成型零件直至前一个成型零件从芯模上滑出的方法，成型外观质量良好，无开裂、起皱、划伤等问题，薄壁弧形管零件壁厚成型均匀，且壁厚t偏差小于0.1mm；另外，经过直径方向整形和厚度方向整形，薄壁弧形管零件直径偏差小于2mm，厚度偏差小于0.3mm；克服了铁基高温合金采用传统半环对接焊抗疲劳性差、无法采用传统穿管技术加工内孔及传统的直管弯形后外壁受拉减薄和内壁受压增厚造成壁厚不均匀的缺点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106002103A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610458296.0
申请日：2016-06-22
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
IPC: B23P15/00
CPC classification number: B23P15/00
Abstract: 本发明公开了一种铁基高温合金分流环的成型方法，将分流环等分成N份形成N个分流环单元，每个分流环单元包括圆环弧形管及分流接头；加工圆环弧形管及分流接头；将分流接头与圆环弧形管焊接形成分流环单元；将焊接完成的分流环单元依次进行X射线探伤和去应力退火处理；将N个分流环单元对焊接形成分流环坯件；将分流环坯件依次进行X射线探伤和去应力退火处理后形成铁基高温合金分流环。由N个圆环弧形管焊接形成的分流环承压能力强，按照工作压力的1.5倍压力进行水压强度试验，无泄漏、无异常变形；且形成的分流环抗疲劳性能好成型外观质量良好，按照工作压力进行了5000次疲劳试验无异常变形和破坏。
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公开(公告)号：CN104874985A
公开(公告)日：2015-09-02
申请号：CN201510332621.4
申请日：2015-06-16
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
CPC classification number: B23P15/00 , B23P2700/01 , F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种高温合金多孔精密喷注器的制造方法，它包括如下步骤：将液氧喷嘴与喷注器中底和喷注器本体组合设计成整体的第一组合件；将燃料喷嘴与喷注器下底组合设计成整体的第二组合件；将第一组合件与第二组合件进行焊接形成第三组合件；对检测合格的第三组合件进行去应力退火；将整流板、喷注器上底和点火通道套管一次装夹完成后进行加工；按设计精加工液氧喷嘴和燃料喷嘴；将整流板、喷注器上底及点火通道套管与所述第三组合件进行焊接，并精加工各焊接处；对合格产品洗净、烘干处理。该方法操作简单，工作效率高、产品合格率高。
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公开(公告)号：CN107415121B
公开(公告)日：2019-05-14
申请号：CN201710570635.9
申请日：2017-07-13
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种用于脉冲发动机隔舱式隔离装置的成型方法，所述隔舱式隔离装置包括金属隔舱本体、上部绝热层及底部绝热层，以及非对称布置在所述金属隔舱本体中心部位轮辐之间的发火孔。隔舱装置采用先预成型底部非金属绝热层，然后再将预成型体与金属隔舱本体加预混料整体成型上部绝热层和轮辐之间的绝热层的成型方案，解决了带复杂金属嵌件隔舱装置的双面模压成型的难题；隔舱装置中的金属嵌入件结构复杂，整体模压前除底部内螺纹后续加工外，其它要素全部加工到位，解决了模压后再大量机械加工的难题；将成型模具分为预成型模压模具和整体模压模具两套，在保证模压成型尺寸和质量的基础上，大大降低了模具设计难度和加工难度。
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公开(公告)号：CN106182790B
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201610537694.1
申请日：2016-07-08
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种细长型燕尾状空气舵前缘成型方法，包括：确定前缘制件模压时的毛坯结构；确定前缘毛坯成型方向；模压成型前缘毛坯；对前缘毛坯的空气动力学迎风面的前后两端进行铣加工形成斜面，并对装配面进行铣加工；对前缘毛坯进行修配和检测。采用对迎风面净尺寸成型、对装配面近净尺寸成型的方案，提高了前缘制件迎风面的抗烧蚀能力，同时保证装配面留极少余量供后续修配满足装配要求。还公开了一种采用组合分瓣式结构的成型模压模具，保证了前缘制件成型精度高、减小了前缘制件飞边，同时能保证前缘制件顺利脱模。最后还公开了一种边检测边修配的专用检具，提高了前缘毛坯的检测效率，保证了前缘装配的互换性。
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公开(公告)号：CN106239056B
公开(公告)日：2018-03-23
申请号：CN201610754015.6
申请日：2016-08-29
Applicant: 湖北三江航天江北机械工程有限公司
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法，采用三个专用刀具及一个专用刀座，分步加工内腔圆弧型面，即中间圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工中间圆弧段的内侧面、中间圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工中间圆弧段的外侧面、外侧圆弧段刀具采用倾斜的方式进刀加工外侧圆弧段及内侧圆弧段刀具采用竖直的方式进刀加工内侧圆弧段。采用分步加工的工艺其稳定性好，零件的加工合格率可达98％以上，且工序简单，加工效率高，适合批量化生产；本发明液体火箭发动机推力室用大弧面蜗壳集液器加工方法相对于传统的工艺方法，其零件质量更好，可靠性更高。
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