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公开(公告)号：CN109234701B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201811141729.5
申请日：2018-09-28
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： C23C16/14 , C23C16/44 , C23C16/448
摘要： 本发明涉及一种化学气相沉积铼层的装置及方法，属于航天器轨/姿控发动机推力室制备技术领域，特别涉及一种高效绿色环保沉积金属铼层的化学气相沉积装置，主要用于铼铱发动机推力室的制备。本发明通过引入前躯体再生室和冷凝收集室，既有效的利用了反应尾气，又大幅提高了前躯体的利用率，降低了铼层的沉积成本。本发明通过引入尾气处理装置，使得反应尾气通过水洗的方式得到彻底处理，处理后的尾气符合排放标准，实现了沉积过程的绿色环保。
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公开(公告)号：CN109234701A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811141729.5
申请日：2018-09-28
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： C23C16/14 , C23C16/44 , C23C16/448
摘要： 本发明涉及一种化学气相沉积铼层的装置及方法，属于航天器轨/姿控发动机推力室制备技术领域，特别涉及一种高效绿色环保沉积金属铼层的化学气相沉积装置，主要用于铼铱发动机推力室的制备。本发明通过引入前躯体再生室和冷凝收集室，既有效的利用了反应尾气，又大幅提高了前躯体的利用率，降低了铼层的沉积成本。本发明通过引入尾气处理装置，使得反应尾气通过水洗的方式得到彻底处理，处理后的尾气符合排放标准，实现了沉积过程的绿色环保。
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公开(公告)号：CN105734506B
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201610183421.1
申请日：2016-03-28
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： C23C14/34 , C04B35/495 , C04B35/645
摘要： 本发明提供了一种溅射镀膜用热等静压氧化铌靶材的制备方法，该方法以高纯度的五氧化二铌粉末为原料，其纯度不低于99.99％，粉末经过预处理后装粉入包套，然后真空热除气，在热等静压机中压制成形，随后进行机械加工制成成品；本发明制备的氧化铌靶材具有以下优点：靶材致密度高，密度达到4.5g/cm3以上；导电性能好，电阻率为2×10‑4～5×10‑4Ω.cm，能够满足中频或者直流溅射工艺制备氧化铌薄膜的要求。
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公开(公告)号：CN108480621A
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201810384291.7
申请日：2018-04-26
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： 本发明涉及一种利用球形铼粉成形铼构件的方法，属于难熔金属材料粉末冶金制备技术领域。本发明的方法利用感应等离子体球化技术将氢气还原后的铼粉球化处理，球形铼粉具有高的流动性，松装密度可达铼理论密度的60％以上，这使得在铼粉末冶金中包套具有更小的收缩量，从而提高成形精度，减少了加工余量留存，增加了材料利用率，这既可以降低了制造难度也减少了制造成本，与此同时少的加工余量也会减少加工生产周期；实现铼材料致密度大于99.5％，力学性能达到可工程化应用铼构件产品、产品质量稳定可靠。
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公开(公告)号：CN106078098B
公开(公告)日：2018-05-22
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
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：CN106112388A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610439975.3
申请日：2016-06-17
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 , B21D22/02 , B21D22/022
摘要： 一种变截面筒形壳体的整体超塑成形方法，首先进行坯料计算，采用轴向分段法将设计零件等分为若干段，测量每段的周长，根据结果制备周长变化趋势与该结果相近的筒形毛坯。而后将筒形毛坯进行热压预成形，使其截面外形的变化趋势与目标零件相近。最后，采用超塑成形进行整体吹塑，完成成形过程；本发明采用整体超塑成形方案，通过成形毛坯尺寸计算，成形模具设计，热压预成形，超塑终成形等过程，实现具有变截面形状的筒形金属壳体类零件的整体超塑成形，达到提高零件整体性，尺寸精度，壁厚分布精度的目的。
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公开(公告)号：CN104096741A
公开(公告)日：2014-10-15
申请号：CN201410226742.6
申请日：2014-05-26
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： B21D26/021 , B21D26/027
摘要： 本发明涉及一种具有变深宽比网格的超塑成形/扩散连接四层结构的成形方法，利用该方法成形的四层结构的表面平整无褶皱，属于表面防褶皱技术领域。本发明的方法在芯板成形为网格的过程中，使深宽比不同的网格胀形的开始时间不同，即深宽比较大的网格先于深宽比较小的网格成形，并且深宽比接近的网格胀形开始时间接近，这样做便使各个网格与其所在位置的面板开始接触的时间接近。同时，网格成形过程中始终保持面板与芯板间的较高气压可以使胀形过程中的网格与面板接触部分不立即发生扩散连接。两方面同时作用可防止网格继续胀形过程中面板随芯板变形而发生回抽，进而防止褶皱出现。
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公开(公告)号：CN109807338B
公开(公告)日：2021-04-13
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：CN105817627B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610184555.5
申请日：2016-03-28
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： 本发明公开了一种磁控溅射镀膜用整体成形大长径比钨管靶材的制备方法，该方法以纯度为99.9％～99.999％的钨粉为原料，将钨粉装入包套，然后真空热除气，将除气完成的包套与成形工装装配在热等静压机中压制后通过机械加工获得与背管整体绑定的大长径比钨管靶材；本发明制备的整体成形大长径比钨管靶材具有以下优点：(1)钨管靶材致密度高，密度达到19.1g/cm3以上，相对密度大于99％；(2)氧含量在10～1000ppm可控；(3)晶粒细小均匀，平均晶粒尺寸100μm以下；(4)钨管靶材的长径比大于15：1，直线度小于3mm；(5)钨管靶材层与背管达到冶金结合绑定良好，能够满足高端溅射镀膜行业的需求。
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公开(公告)号：CN106112388B
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201610439975.3
申请日：2016-06-17
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： 一种变截面筒形壳体的整体超塑成形方法，首先进行坯料计算，采用轴向分段法将设计零件等分为若干段，测量每段的周长，根据结果制备周长变化趋势与该结果相近的筒形毛坯。而后将筒形毛坯进行热压预成形，使其截面外形的变化趋势与目标零件相近。最后，采用超塑成形进行整体吹塑，完成成形过程；本发明采用整体超塑成形方案，通过成形毛坯尺寸计算，成形模具设计，热压预成形，超塑终成形等过程，实现具有变截面形状的筒形金属壳体类零件的整体超塑成形，达到提高零件整体性，尺寸精度，壁厚分布精度的目的。
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