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公开(公告)号：CN109807338A
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201910073664.3
申请日：2019-01-25
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种铼铌复合喷管的分段式制备方法，属于难熔金属材料粉末冶金制备技术领域。本发明中上端与下端的成形包套中包含有铌合金组件用以成形铼铌复合部分。将装入铼粉的包套先通过低温热等静压成形，此时铼构件坯料经成形后具有一定强度且致密度达到99％以上，因上部和下部的铼铌过渡区处在喷管工作的低温区，可以直接加工成形；而中端的铼基体，则再经高温烧结后处理来进一步致密化提高冶金结合强度，使力学性能达到服役要求，再机加工成形。最后将机加工后的喷管上、中、下端通过真空电子束焊接成为一个完整的铼铌复合喷管。
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公开(公告)号：CN106001554B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201610497875.6
申请日：2016-06-29
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B22F3/03 , B22F3/10 , B22F5/10 , C23C14/32 , C23C14/16 , C23C4/134 , C23C4/11 , B21D37/10 , B21D22/14 , B23P15/00 , F02K9/62
摘要： 本发明涉及一种铼铱燃烧室的制备方法，采用粉末冶金近净成形技术制备铼燃烧室，采用电弧沉积技术在铼燃烧室内外表面制备铱涂层，采用旋压技术制备铂铑环并装配于燃烧室内壁面，采用等离子喷涂技术在燃烧室外表面制备金属氧化物高辐射涂层，本发明通过对制备过程不同阶段工艺方法及工艺条件的优化设计，使得制备得到的铼铱燃烧室应用于发动机，可以显著提高发动机使用工作温度，实现发动机提高比冲的目的，为飞行器延长飞行寿命、增大有效载荷或增大射程提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN106078098A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610499712.1
申请日：2016-06-29
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC分类号： B23P15/00 , B22F3/03 , C23C14/16 , C23C14/325
摘要： 本发明涉及一种发动机推力室的制备方法，采用粉末冶金近净成形技术制备带连接铌环的铼‑铌一体燃烧室，采用电弧沉积法在铼燃烧室内外表面制备铱涂层，采用旋压工艺制备铌钨合金延伸段，采用电子束焊接工艺实现燃烧室与延伸段连接，采用料浆烧结工艺制备延伸段表面硅化物涂层，采用等离子喷涂技术在燃烧室外表面制备金属氧化物高辐射涂层，采用旋压技术制备铂铑环并装配于燃烧室入口端内壁面，通过对整个制备过程的创新设计，以及不同制备阶段工艺方法及工艺条件的优化设计，使得制备得到的铼铱推力室应用于发动机，可以显著提高发动机许用工作温度，实现发动机提高比冲的目的，为飞行器延长飞行寿命、增大有效载荷或增大射程提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN106001554A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610497875.6
申请日：2016-06-29
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B22F3/03 , B22F3/10 , B22F5/10 , C23C14/32 , C23C14/16 , C23C4/134 , C23C4/11 , B21D37/10 , B21D22/14 , B23P15/00 , F02K9/62
CPC分类号： B22F3/03 , B21D22/14 , B21D37/10 , B22F3/1017 , B22F5/10 , B23P15/008 , C23C14/16 , C23C14/325 , F02K9/62
摘要： 本发明涉及一种铼铱燃烧室的制备方法，采用粉末冶金近净成形技术制备铼燃烧室，采用电弧沉积技术在铼燃烧室内外表面制备铱涂层，采用旋压技术制备铂铑环并装配于燃烧室内壁面，采用等离子喷涂技术在燃烧室外表面制备金属氧化物高辐射涂层，本发明通过对制备过程不同阶段工艺方法及工艺条件的优化设计，使得制备得到的铼铱燃烧室应用于发动机，可以显著提高发动机使用工作温度，实现发动机提高比冲的目的，为飞行器延长飞行寿命、增大有效载荷或增大射程提供技术支撑。
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公开(公告)号：CN104525670B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410746303.8
申请日：2014-12-08
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B21D22/14
摘要： 本发明涉及一种铼铱发动机燃烧室内壁防护铂铑环的制备方法，采用内旋压方式实现设计厚度铂铑环制备，通过设计工装模具?旋压成型?脱模?装配的方式实现燃烧室内壁铂铑环制备，并确保铂铑环与燃烧室内壁结合紧密，采用此方法制备铂铑环后，可保证铼铱发动机工作过程中推进剂及其氧化的中间产物不与铱涂层接触，防止出现热坑，确保发动机工作至要求寿命；将此铂铑环用于铼铱燃烧室后，在试验过程中完全杜绝了甲基肼对铱涂层的腐蚀，并且试验结束后，铂铑合金表面状态良好，未发生任何腐蚀或烧蚀现象，确保了铼铱发动机的可靠、稳定工作。
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公开(公告)号：CN104451528A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410738203.0
申请日：2014-12-05
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种应用于铼铱发动机燃烧室外壁面的高辐射涂层，采用HfO2为主体成分，Pr6O11为添加成分，通过焙烧工艺制备成混合粉体，混合粉体经球磨、筛分后，选取40-80μm粒径的粉体作为等离子喷涂的原材料，采用等离子喷涂技术在铼基材铱涂层的燃烧室表面进行涂层制备，关键工艺参数为为电压50-70V，电流650-750A，氩气流量80-100L/min，氢气流量10-12L/min，送分量30-50g/min，制备的涂层可在2000℃环境下保持8h的使用寿命，辐射系数不低于0.85。本发明应用于铼铱发动机燃烧室外表面，可有效提高其辐射散热能力，降低燃烧室壁面温度，对于提高发动机工作可靠性具有重要意义。
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公开(公告)号：CN103071791A
公开(公告)日：2013-05-01
申请号：CN201310018789.9
申请日：2013-01-18
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种大长径比TiAl管靶材成形方法，包括（1）组装包套模具；（2）原料Ti粉末、Al粉末装填及封焊；（3）真空热除气；（4）热等静压致密化成形；（5）去除包套模具：（6）产品精加工；本发明通过对包套模具结构进行创新设计，保证包套模具具备良好的焊接性，并实现TiAl靶材与背管的整体绑定，通过原材料粉末粒度优化选择以及真空混料，制备出成分均匀，无偏析的Ti、Al混合粉末；采用特殊的粉末装填工艺，保证管靶装粉密度及均匀度；通过优化的真空热除气及致密化成形工艺选择，保证在压制成形后TiAl管靶材的致密度及直线度。
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公开(公告)号：CN115821209B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202211296989.6
申请日：2022-10-21
申请人： 航天材料及工艺研究所
IPC分类号： C23C14/22
摘要： 本申请涉及航天发动机推力室身部制造领域，公开了一种推力室身部制备涂层的装置，包括：前驱体升华装置，用于提供前驱体气体；反应腔，和前驱体升华装置通过进气管路连接；进气承载件，用于在反应腔内承载工件，进气承载件具有通气内腔，通气内腔与工件的内腔相对设置；旋转电机，用于旋转工件；反应腔设置有工作台，工作台具有与旋转电机密封连接的工作台开口，旋转电机在工作台开口与进气承载件的固定端装配；进气承载件具有与通气内腔贯通的通气开口，来自进气管路的前驱体气体通过通气开口和通气内腔进入工件的内腔。实现推力室身部内外表面厚度均匀涂层的一体制备，有效提高涂层的制备效率，降低制造成本。
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公开(公告)号：CN104451528B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201410738203.0
申请日：2014-12-05
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种应用于铼铱发动机燃烧室外壁面的高辐射涂层，采用HfO2为主体成分，Pr6O11为添加成分，通过焙烧工艺制备成混合粉体，混合粉体经球磨、筛分后，选取40-80μm粒径的粉体作为等离子喷涂的原材料，采用等离子喷涂技术在铼基材铱涂层的燃烧室表面进行涂层制备，关键工艺参数为为电压50-70V，电流650-750A，氩气流量80-100L/min，氢气流量10-12L/min，送分量30-50g/min，制备的涂层可在2000℃环境下保持8h的使用寿命，辐射系数不低于0.85。本发明应用于铼铱发动机燃烧室外表面，可有效提高其辐射散热能力，降低燃烧室壁面温度，对于提高发动机工作可靠性具有重要意义。
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公开(公告)号：CN117644205A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311560403.7
申请日：2023-11-21
申请人： 航天材料及工艺研究所
摘要： 本发明提供了一种粉末TC21钛合金强韧匹配性调节方法，包括制备TC21钛合金球形粉末；将TC21钛合金球形粉末装入试样包套中，敲击振实粉末，对试样包套抽真空进行除气、封焊；对封焊后的试样包套进行热等静压处理；加工去除热等静压后的试样包套，得到粉末TC21钛合金；对粉末TC21钛合金进行双重退火处理，得到增强后的粉末TC21钛合金。本发明创造性地提出了TC21粉末精细控制方法、热等静压工艺制度控制方法、不同双重退火制度强韧性调控方法，实现了粉末TC21材料的综合性能匹配性调节，为TC21钛合金构件制造提供了新的技术路径，并为航空航天武器装备的升级换代奠定了材料及工艺基础。
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