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公开(公告)号：CN117869442A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311750771.8
申请日：2023-12-19
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种变径尖顶导向螺栓，包括螺栓头、螺杆、螺纹和尖顶主体，沿轴向方向，所述螺栓头、螺杆、螺纹和尖顶主体依次连接；所述螺栓头为外六角，所述螺栓头上还设有内六角或100°沉头；所述螺杆的直径大于所述螺纹的直径。采用本申请提供的一种变径尖顶导向螺栓，具有自动导向功能，通过变径实现不同承载场景的需求，在单向操作情况下，满足轻质化、高可靠连接要求；由于螺栓头部包括外六角和内六角两种扳拧结构，可适应不同的安装操作空间需求，且扳拧结构镦制成型，能够有效提升扳拧性能。
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公开(公告)号：CN117877613A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311750535.6
申请日：2023-12-19
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种紧固件用7055高强度铝合金原材料稳定性控制及性能检测方法，涉及紧固件设计技术领域，该方法对基于高强度铝合金工件制备螺栓的原材料进行设计，并对成型后的螺栓进行系统性的检验。通过本申请提供的一种紧固件用7055高强度铝合金原材料稳定性控制方法，能够实现高强度铝合金螺栓保持较高的强度、塑性及断裂韧性等综合性能，并且通过非破坏+破坏检验，系统验证产品的性能及可靠性，具有稳定性好、性能优异的优点。
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公开(公告)号：CN117305734A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311092636.9
申请日：2023-08-29
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种7055高强度铝合金紧固件的热处理及检测方法，涉及紧固件制备技术领域，该方法包括热处理步骤和检测步骤。本申请提供的7055高强度铝合金紧固件的热处理及检测方法，与传统的热处理方法以及现有的7055材料热处理方法相比，经过本方法热处理的7055紧固件可达到抗拉强度621MPa≤σb≤680MPa、断后伸长率≥12％、断面收缩率≥35％、电导率达到35％～37％IACS、不同批次间产品的抗拉强度和电导率散差Cv≤5％的效果。淬火采用两级固溶方法，改善7055紧固件产品固溶体的饱和程度，减少粗大未溶相，提高时效析出程度，改善断裂韧性，以及，在热处理中控制温度均匀性，可避免淬火时出现过热、过烧的风险。
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公开(公告)号：CN117874942A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311750201.9
申请日：2023-12-19
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/17
摘要： 本申请实施例提供一种7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，涉及紧固件技术领域，该方法基于7055高强度铝合金开展螺栓头部成型设计，并对成型后的螺栓进行系统性的检验。通过本申请提供的7055高强度铝合金螺栓头部成型设计及验证方法，能够实现7055高强度铝合金螺栓头部挤压成型，解决开裂问题，并且通过非破坏+破坏检验，系统验证产品的性能及可靠性，具有成本低、一致性好、方便快捷的优点。
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公开(公告)号：CN117313230A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311136615.2
申请日：2023-09-05
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本申请实施例提供一种用于航天紧固连接系统的耐腐蚀系统性设计方法，该设计方法包括紧固件与新一代液体推进剂的相容性评估与精确化设计方法，该方法基于紧固件与新一代液体推进剂相容性浸泡试验、紧固件与新一代液体推进剂相容性评估以及测试分析方法实现，该设计方法还包括紧固连接系统多层异质合金多相连接电偶腐蚀速率评估与精准化匹配设计方法，该方法基于紧固连接系统两相多组合电化学试验、基于COMSOL软件的紧固连接系统力、热、电化学耦合场仿真分析方法实现，其中多层异质合金包含紧固件，从系统设计角度避免腐蚀对紧固连接系统的严重影响，提升设计可靠性与准确性，提升弹箭可靠性。
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公开(公告)号：CN118329754A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202311079579.0
申请日：2023-08-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种用于航天系统的表界面粘着磨损机理研究方法，同一表面/界面状态下，正压力对航天分离系统粘着磨损的影响机制研究方法；材料/表处状态对航天分离系统的粘着磨损影响机制研究方法；微观表面形貌对航天分离系统的摩擦学行为影响规律研究方法。本发明解决了航天系统粘着磨损现象的机理研究问题，减弱或抵抗航天系统表界面粘着磨损现象，从而提高航天分离系统的设计可靠性。
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公开(公告)号：CN117867428A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311515851.5
申请日：2023-11-15
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： C22F1/18 , C22F1/02 , C21D9/00 , F26B5/14 , F26B21/00 , G01N21/95 , G01N3/08 , G01N3/32 , G01N3/56 , G01N33/20
摘要： 本申请实施例提供一种防止钛合金紧固件表面污染的热处理及检测方法，涉及紧固件技术领域，该方法包括工装准备、真空烘炉、紧固件进炉前处理、真空热处理、非破坏性全检以及破坏性抽检。本申请提供的防止钛合金紧固件表面污染的热处理及检测方法，采用不锈钢箔加工成装料袋，将紧固件包裹后进行除氢处理，能够对真空炉内的气氛及冷却过程充入的氩气起到隔绝作用，有效避免紧固件表面污染层的形成，能够确保TB9钛合金紧固件除氢过程中无表面污染、且抗拉强度高，多批次热处理的稳定性表现好。该方法具有成本低、方便快捷的优点。并通过非破坏+破坏检验，实现对除氢过程抑制表面污染效果的综合性能验证。
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公开(公告)号：CN117538000A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311270529.0
申请日：2023-09-28
申请人： 北京宇航系统工程研究所
摘要： 本申请实施例提供一种紧固系统振动试验及评估方法，涉及紧固件技术领域，包括建立被考核的双型紧固连接系统、建立多向振动与温度耦合验证系统和连接系统振动试验结果评估。本系统针对运载火箭径向连接、轴向连接的实际安装形式，模拟不同方向下箭上随机振动条件，采用基于超声测量的螺栓实现预紧力的精确、直接测试，通过施加高温、常温、低温的宽温域条件，精确精准判断宽温域条件下紧固系统的防松性能。试验结果与紧固件振动试验结果进行比对，从而对工程实际具有重要指导作用，提升系统防松性能和连接可靠性。
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公开(公告)号：CN117189745A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311076375.1
申请日：2023-08-25
申请人： 北京宇航系统工程研究所
IPC分类号： F16B43/00
摘要： 本申请实施例提供一种高抗拉剪型复合材料用垫圈结构，包括碳环氧舱段蒙皮、构件、垫圈、螺栓和螺母，碳环氧舱段蒙皮侧和构件侧各安装一垫圈，通过螺栓和螺母连接，垫圈包括梅花状垫板、圆形通孔柱体和加强斜筋，梅花状垫板、圆形通孔柱体和加强斜筋为整体成型结构。采用本申请提供的高抗拉剪型复合材料用垫圈结构，由于该结构的垫圈主要用于碳环氧舱段蒙皮结构的抗剪强度，其周长相比传统垫圈约长1倍，垫圈被拉脱需要克服更多的碳纤维丝，从而提高了垫圈的拉脱破坏能力；同时由于垫圈的结构设计，在拉伸和剪切时能够较大限度的限制复合材料开孔的破坏，从而进一步提高抗拉剪能力。
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