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公开(公告)号：CN112302830A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011042030.0
申请日：2020-09-28
申请人： 航天材料及工艺研究所
摘要： 本发明涉及一种铼铱‑碳碳发动机推力室及集成制备方法，所述的推力室从内至外依次为铱涂层、铼过渡层和碳碳复合材料；所述的铱涂层的厚度范围为50‑150μm，铼过渡层厚度范围为0.8‑1.5mm，碳碳复合材料厚度为2‑6mm，本发明是从铼铱‑碳碳发动机推力室的特点出发，采用一种“由内向外”的制备工艺路线。本发明适应性强，可重复性高，能够降低成本，提高生产效率。
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公开(公告)号：CN110539048A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910709004.X
申请日：2019-08-01
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： B23K1/00 , B23K1/20 , B23K35/32 , B23K35/30 , B23K103/18
摘要： 本发明涉及一种铼-碳/碳复合材料与铌的钎焊连接方法，属于焊接技术领域。所述方法采用三元钎料对基体与铌材料进行钎焊，所述三元钎料由Ti、Ni、Nb三种元素单质混合而成，其中，Nb的原子摩尔分数≤30％，所述基体的焊接面包括铼材料和碳/碳复合材料，本发明提高了焊接接头的高温力学性能，又避免了Re-Nb脆性相的产生，从而得到室温和高温(1200℃)环境下抗拉强度高、耐高温且不易开裂的焊接接头。
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公开(公告)号：CN116791042A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310552390.2
申请日：2023-05-16
申请人： 航天材料及工艺研究所
摘要： 一种外表面电弧离子镀的制备装置及方法，通过行星齿轮结构工件转台设计，使行星齿轮能够进行自转和公转运动，同时带动多台推力室身部进行自转与公转运动；通过与推力室身部外形相匹配的靶材结构设计，使靶材型面与推力室身部外型面的水平距离保持一致；通过弧斑在靶材上做上下螺旋运动，推力室身部自转与公转运动以及靶材型面与推力室身部外型面相匹配，最终实现推力室身部外表面涂层均匀性的改善和涂层制备效率的提高。本发明使推力室身部外表面超高温防护涂层的厚度均匀性有了显著提升，生产效率有了大幅度提高。
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公开(公告)号：CN112302830B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202011042030.0
申请日：2020-09-28
申请人： 航天材料及工艺研究所
摘要： 本发明涉及一种铼铱‑碳碳发动机推力室及集成制备方法，所述的推力室从内至外依次为铱涂层、铼过渡层和碳碳复合材料；所述的铱涂层的厚度范围为50‑150μm，铼过渡层厚度范围为0.8‑1.5mm，碳碳复合材料厚度为2‑6mm，本发明是从铼铱‑碳碳发动机推力室的特点出发，采用一种“由内向外”的制备工艺路线。本发明适应性强，可重复性高，能够降低成本，提高生产效率。
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公开(公告)号：CN110539048B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910709004.X
申请日：2019-08-01
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： B23K1/00 , B23K1/20 , B23K35/32 , B23K35/30 , B23K103/18
摘要： 本发明涉及一种铼‑碳/碳复合材料与铌的钎焊连接方法，属于焊接技术领域。所述方法采用三元钎料对基体与铌材料进行钎焊，所述三元钎料由Ti、Ni、Nb三种元素单质混合而成，其中，Nb的原子摩尔分数≤30％，所述基体的焊接面包括铼材料和碳/碳复合材料，本发明提高了焊接接头的高温力学性能，又避免了Re‑Nb脆性相的产生，从而得到室温和高温(1200℃)环境下抗拉强度高、耐高温且不易开裂的焊接接头。
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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：CN110539047A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910708262.6
申请日：2019-08-01
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： B23K1/00 , B23K1/20 , B23K35/32 , B23K35/30 , B23K103/18
摘要： 本发明涉及一种铼铌钎焊方法，属于焊接技术领域。所用钎料由Ti、Ni、Nb三种元素单质混合而成，其中，Nb的原子摩尔分数≤30％。采用本发明提供的钎料制备的铼铌钎焊接头可实现铼铌可靠连接，满足接头强度和气密性的可靠性要求，可适用于发动机燃烧室与铌过渡环嵌套结构的连接，以及满足1200℃高温环境下接头长寿命(>7h)使用要求，1000℃时接头强度不小于100MPa。本发明应用于铼铱发动机燃烧室与喷注器和扩张段的连接，可有效提高铼铱发动机连接部位可靠性，降低铼基材焊接难度，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：CN109750241A
公开(公告)日：2019-05-14
申请号：CN201910074498.9
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： 本发明涉及一种小尺寸铼铱发动机燃烧室的复合成形制备方法，主要应用于小尺寸的高性能铼铱发动机燃烧室，小尺寸是指燃烧室的喉部直径不大于5mm。本发明所覆盖的“由内向外”制备工艺符合小尺寸铼铱发动机燃烧室的尺寸特点，电弧离子镀工艺制备铱涂层纯度高，厚度均匀性好，制备效率高；化学气相沉积工艺制备的铼层致密性好，力学性能优异，无效沉积量少，减少后续的机械加工量。本发明适应性强，可重复性高，制备的小尺寸铼铱燃烧室性能稳定，质量可靠。
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公开(公告)号：CN115821209A
公开(公告)日：2023-03-21
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：CN115747762A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211295605.9
申请日：2022-10-21
申请人： 航天材料及工艺研究所
摘要： 本申请涉及航天发动机推力室身部制造领域，具体公开了一种推力室身部制备涂层的方法，该方法应用于推力室身部制备涂层的装置，装置包括前驱体升华装置和反应腔；体升华装置和反应腔通过第三管路连接；反应腔用于设置工件，反应腔还包括感应加热装置，感应加热装置用于加热工件，工件的内腔与第三管路相对设置；该方法包括：将反应腔加热至第一预设温度；在工件加热至第二预设温度时，加热前驱体升华装置中的前驱体，以使前驱体通过第三管路和工件的内腔进入反应腔。有此实现推力室身部内外表面厚度均匀涂层的一体高效制备，降低制造成本。本发明涉及的方案对于新型发动机推力室身部的工程化应用具有重要的意义。
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