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公开(公告)号：CN118559510A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410625542.1
申请日：2024-05-20
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 一种钛合金薄壁壳体基准平面微米级加工方法，包括：在壳体半精加工后，精加工前，采用冷热循环热处理消除零件内应力变形；配置第一研磨膏使用三板互研法制作研磨平板，使研磨平板的平面度小于0.5微米；配置第二研磨膏，利用研磨平板使用“8”字轨迹研磨钛合金薄壁壳体基准平面，使得钛合金薄壁壳体基准平面的平面度小于1微米。本发明通过冷热循环热处理消除零件内应力变形、制作微米研磨平板、采用配方研磨材料包括磨料、油料混合比等参数按照一定研磨轨迹加工零件，加工出平面度1微米的基准平面，以满足后续工序加工需要。
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公开(公告)号：CN118559047A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410589255.X
申请日：2024-05-13
申请人： 西安航天发动机有限公司
IPC分类号： B23B1/00
摘要： 一种大变截面的端面环形深窄槽加工方法，采用三把车刀分区域加工端面环形深窄槽，第一把车刀为端面槽刀，用于加工区域Ⅰ(包括Ⅰ1、Ⅰ2、Ⅰ3)，去除大余量并精车靠近槽底内形面；第二把车刀为机夹车刀，用于加工区域Ⅱ(包括Ⅱ1、Ⅱ2、Ⅱ3、Ⅱ4)，去除大余量并精车槽口内形面；第三把车刀为R刀，用于加工区域Ⅲ，去除槽底余量并精车R角。本发明通过三把车刀可以实现大变截面的端面环形深窄槽的高质量、高效率加工。
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公开(公告)号：CN118305648A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410531014.X
申请日：2024-04-29
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 本发明公开了一种叶轮类零件电解质等离子抛光装置，包括：上支撑座、下支撑座、支撑柱、阴极连接装置和阳极连接装置；阴极连接装置固定安装在上支撑座上，并伸入叶轮的流道内侧，阴极连接装置与叶轮的流道间互不接触；上支撑座通过支撑柱固定安装在下支撑座上，上支撑座下端面固定连接叶轮的上端面；叶轮的下端面固定连接下支撑座。阳极连接装置固定安装在下支撑座上，阳极连接装置弹性顶靠在叶轮的外壁上；叶轮两侧对称分别设置有一组阳极连接装置。本发明基于电解质等离子抛光工艺技术原理，把电场引入叶轮的流道内实现对流道表面的均匀抛光。
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公开(公告)号：CN118287791A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410514119.4
申请日：2024-04-26
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 一种狭窄空间结构下的装配及焊接方法，通过改进手工氩弧焊枪，并设计针栓与螺母间的拧入流程，同时设计焊接防护罩，调整焊枪设备，完成装配焊接以避免带帽螺母和针栓的螺纹部分在拧紧过程中，发生因缺氧而导致厌氧胶快速凝固、从而使产品发生卡滞报废的现象，提高了产品的合格率和生产效率，降低了产品的生产成本；同时提高了产品的装配焊接质量和热试车的成功率。避免了产品在热试车过程中，针栓和螺母发生晃动而导致脱落的风险。
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公开(公告)号：CN118204435A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410441946.5
申请日：2024-04-12
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 本发明公开了一种推力室收扩段内壁一体化成形模具及方法。本发明的目的是通过内高压或旋压成形方法将收扩段内壁零件进行一体化成形，解决传统成形过程中存在的配合尺寸加工精度高、焊缝强度低、焊接周期长成本高等问题。一体化成形的收扩段内壁成形模具包括模套、成形模Ⅰ、成形模Ⅱ共3部分组成；用于收扩段内壁成形的原材料内径尺寸为渐变尺寸，壁厚尺寸10mm‑50mm；通过内高压成形或旋压方法，将原材料外径尺寸逐渐扩展，并逐步与成形模具贴合，实现收扩段内壁一体化成形的目的。采用本发明生产收扩段内壁零件可以减少加工及焊接工序，成形后的零件各部分强度一致好，成形成本低，适合大批量生产。
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公开(公告)号：CN118123025A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410229077.X
申请日：2024-02-29
申请人： 西安航天发动机有限公司
IPC分类号： B22F5/10 , B22F10/28 , B22F10/85 , B22F12/00 , B22F10/64 , B33Y10/00 , B33Y30/00 , B33Y40/20 , B33Y50/02 , B33Y80/00
摘要： 一种液体火箭发动机用金属贮箱毛坯的增材制造方法，包括：建立适用于多轴联动激光熔化沉积成形的金属贮箱构件的三维毛坯模型；拆解三维毛坯模型，逐模块规划成形路径，得到无参数赋值的切片毛坯模型，根据模块特征赋值不同成形工艺参数包；在激光熔化成形设备上空程运行加工程序，检查路径执行的准确性、干涉情况；控制成形过程气氛和加工路径，通过双轴变位机往复翻转实现预定设计成形路径；回收舱内粉末，带基板整体进行退火处理；分离基板和贮箱毛坯构件；对完成加工的金属贮箱进行质量和性能检测。本发明采用激光熔化沉积成形技术与五轴联动激光增材制造设备，实现液体火箭发动机用金属贮箱毛坯的高效、高可靠性批量制造。
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公开(公告)号：CN117840662A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311431666.8
申请日：2023-10-31
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 一种液体火箭发动机阀门自适应定位装置及方法，用于液体火箭发动机总装过程，属于航天液体发动机制造领域，包括自适应支撑座、定位座、夹紧机构，自适应支撑座包括支撑板、弹簧、导向杆与止动块；定位座包括定位块、定位板片、连接板片与产品放置座；夹紧机构包括连杆机构、夹紧块。定位座安装在自适应支撑座的弹簧上，产品放置在产品放置座上，通过弹簧的自适应调节功能实现阀门在高度方向上的自适应定位；阀门通过定位座上的定位块、定位板片实现水平方向上的定位；在阀门定位完成后，通过夹紧机构实现定位自维持，无需外部施力即可进行后续工作。通过在总装装配过程中使用该装置，提高了装配效率、降低了对人员技能的要求、保证了产品质量。
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公开(公告)号：CN117680961A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311410166.6
申请日：2023-10-27
申请人： 西安航天发动机有限公司
IPC分类号： B23P19/027 , B23P19/00
摘要： 一种用于液氧煤油火箭发动机起动箱装配的装置，由装配底座、导向立柱、支座、上环板、压板、压紧螺栓、导向板、液压系统组成。导向立柱固定在底座上，导向板通过3个导向孔安装在立柱上，支座通过螺栓与导向板连接，导向板可沿立柱上下移动，带动支座上下移动。上环板与压板通过螺栓固定在立柱上，可通过三个压紧螺栓调整起动箱压环上端面水平，保证压环沿周向均匀下压。装配时，将起动箱放置在支座上，通过控制系统控制液压泵使液压缸伸长，带动起动箱壳体向上运动，起动箱压环在压紧螺栓的作用下，与壳体产生相对运动，进而将起动箱胶囊压紧。本发明可通过调整支座的直径及压紧螺栓的圆周均布直径，适应不同尺寸的起动箱的装配。本发明具有结构简单、操作方便、装配可靠性高、适应性强等优点，可用于液氧煤油火箭发动机起动箱的可靠装配。
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公开(公告)号：CN117645049A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311673073.2
申请日：2023-12-07
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 本发明涉及一种包装拆除装置及方法，为解决现有手动外包装拆除工作存在的效率低、包装收集困难，以及无法应用于自动化生产线问题，而提供一种产品的腰带式软包装拆除装置及方法。本发明包括框架、穿过框架中部设置的传送带、设置在框架顶部的激光模组、机械手控制柜、设置在传送带一侧并与机械手控制柜相连的机械手以及控制箱；机械手包括机械臂和设置在机械臂上的抓取单元，机械臂设置在传送带的一侧，抓取单元位于传送带的上部；抓取单元的前端带有U形吸盘；装置工作时，待拆包产品放置在传送带上；框架的中部设置有用于对待拆包产品定位和限位的定位板，还设置有用于对待拆包产品挤压、塑形的多个推进装置。
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公开(公告)号：CN117505881A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311402884.9
申请日：2023-10-26
申请人： 西安航天发动机有限公司
IPC分类号： B22F10/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , F02K9/00 , F02K9/96 , B22F10/38 , B22F10/80 , B22F10/64 , B22F7/08 , B22F5/12 , B33Y10/00 , B33Y50/00 , B33Y40/20 , B33Y80/00 , B23K26/21 , B23K26/70 , G06F119/14
摘要： 一种带涂层导流结构涡轮出口管及制造方法，对涡轮出口管模型进行强度仿真，确定应力集中区，并识别结构薄弱点；对应力集中区进行力学性能仿真，得到仿真结果；将涡轮出口管划分为若干组件；对各组件进行机械加工或选区激光熔化成形；对各组件进行热处理后避开结构薄弱点进行焊接和焊后X光检查；对焊缝检测合格后的组件流道涂覆涂层和固化烧结；利用工装对各烧结后的组件进行配车、组焊，形成涡轮出口管试验品；进行整体再固溶和两级时效热处理，得到处理后的涡轮出口管试验品；制作处理后的涡轮出口管试验品的对比样件；对对比样件进行力学性能试验，将力学性能试验结果与仿真结果比较，判断涡轮出口管试验品是否满足使用要求。
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