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持续更新中专利搜索结果 关键词: "航空发动机"
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一种增材制造用金属粉末
发明专利申请公布专利号: CN119035561A
申请人: 江苏威拉里新材料科技有限公司
发明人: 刘爽; 郭文强; 王建华; 王苏东; 郑红彬
申请日期: 2024-10-31
公开日期: 2024-11-29
IPC分类:
C22C19/07
摘要:
本发明涉及增材制造技术领域，具体涉及一种增材制造用金属粉末。本发明的增材制造用金属粉末，包括如下步骤：制备复合粉末；将钴基合金粉末、复合粉末与碳化铬粉末混合、熔炼制粉、筛分最终得到。本发明的增材制造用金属粉末，粉末流动性保持在20?30s/50g，经过增材得到的打印件，具有良好的硬度以及室温耐摩擦性能，并且，在高温400℃下，仍具有较为优异的耐磨性能，能够广泛应用于航空发动机中的关键部件，为发动机的可靠性和寿命提供了重要支持。
主权项:
1.一种增材制造用金属粉末的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：将掺杂性石墨烯和碳粉混合，研磨，得到复合粉末；S2：将钴基合金粉末、复合粉末与碳化铬粉末混合、真空熔炼、气雾化制粉、筛分，得到增材制造用金属粉末；步骤S1中所述掺杂性石墨烯为氮、硼共掺杂石墨烯；步骤S2中所述钴基合金粉末、复合粉末与碳化铬粉末的重量比为90-95:1-2:4-8；步骤S2中所述钴基合金粉末为Co-Mo-Cr-Si合金粉末，粒径为30-80μm。
航空发动机热管理系统多源空气热沉自适应动态调度方法
发明专利申请公布专利号: CN118795764A
申请人: 南京航空航天大学
发明人: 贺振宗;王译浩;毛军逵;梁爽;张经纬;张康明;王飞龙
申请日期: 2024-09-06
公开日期: 2024-10-18
IPC分类:
G05B11/42
摘要:
本发明公开了一种航空发动机热管理系统多源空气热沉自适应动态调度方法，根据不同空气来源具有不同的热力学特性和温度特征，构建机载多源空气热沉在不同飞行工况下的温度预估模型，分析不同空气冷源温度及散热能力；确定在不同飞行工况下应该选择哪种空气冷源或者哪几种空气冷源协同作用来对热端部件进行散热，同时对空气冷源使用所造成的燃油代偿损失进行分析和评估；以降低机载冷源消耗及燃油代偿损失为目标，借助人工蚁群算法改进的模糊?PID控制技术实现在航空发动机全任务包线下多源空气热沉自适应动态调度，优化多源空气热沉的使用。本发明实现对航空发动机多源空气热源进行动态管理，以合理使用机载冷源。
主权项:
1.一种航空发动机热管理系统多源空气热沉自适应动态调度方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：根据不同空气来源具有不同的热力学特性和温度情况，构建机载多源空气热沉在不同飞行工况下的散热能力分析模型，不同空气来源包括冲压空气、高温引气和涵道空气；冲压空气引气温度是当地空气的总温，即满足以下关系式： (1) (2)其中，表示飞行器飞行海拔高度，和分别表示海拔高度为时的来流静温和静压，k表示空气的绝热指数，取k=1.4；涵道空气引气是冲压空气再经过风扇舱压缩后进入外涵道的空气，根据风扇舱增压特性曲线，风扇舱出口总温，即外涵道空气总温表示为：(3)式中，为风扇压比，为风扇效率；高温引气来自于压气机引气，因此压气机引气温度为： (4)式中：为压气机压比；步骤2：以系统热端部件散热需求和控温需求为牵引，得到航空发动机热管理系统多源空气热沉匹配调控方案评估方法，即根据不同空气冷源使用所导致的燃油代偿损失为评估指标，确定在不同飞行工况下应该选择哪种空气冷源或者哪几种空气冷源协同作用来对热端部件进行散热，同时确保所造成的燃油代偿损失最小；冲压空气引气所导致的燃油代偿损失为：（5）式中，为引气的质量流量；为来流速度；为飞行器的气动质量，即升阻比；为重量加速度；为燃油比耗；为续航时间；涵道空气引气所导致的燃油代偿损失为：（6）式中，为外涵道换热器冷流体质量流量；外涵道出口气流速度；高温引气所导致的燃油代偿损失为：（7）式中，为燃油燃烧的单位热值；为发动机涡轮前气体比焓；为发动机压气机引气位置压比；为压气机压比；为燃油燃烧完全系数；步骤3：以降低机载冷源消耗及空气热沉使用所带来的燃油代偿损失为目标，借助基于人工蚁群算法改进的模糊-PID控制技术实现在航空发动机全任务包线下多源空气热沉自适应动态调度，优化使用多源空气热沉。
一种具有芯-环结构的TiC-Ti3AlC2强韧化α2-Ti3Al基的制备方法
实质审查的生效专利号: CN118957571A
申请人: 桂林电子科技大学
发明人: 隋欣梦; 翁奕涛; 卢健; 黄祥彪; 高森森; 莫振钊
申请日期: 2024-08-22
公开日期: 2024-11-15
IPC分类:
C23C24/10
摘要:
本发明公开了一种具有芯?环结构的TiC?Ti<subgt;3</subgt;AlC<subgt;2</subgt;强韧化α<subgt;2</subgt;?Ti<subgt;3</subgt;Al基的制备方法，是用将Ti粉和Al粉以原子比为1:1的比例混合，再加入20wt.%WC粉。在氩气的保护条件下，在钛合金表面用预置混合均匀的TiAl/WC粉末，采用激光熔覆技术制备TiAl/WC涂层，然后使用扫描电子束技术进行激光熔覆层表面改性，发现改性后的TiAl/WC熔覆层中TiC?Ti<subgt;3</subgt;AlC<subgt;2</subgt;芯?环组织细小且强韧化效果显著，可大大提高α<subgt;2</subgt;?Ti<subgt;3</subgt;Al金属间化合物的强度和韧性。本发明提供的改性后TiAl/WC熔覆层中Ti<subgt;3</subgt;AlC<subgt;2 </subgt;MAX相具有优异的减磨功能，扫描电子束技术改性的TiAl/WC熔覆层有望用于延长航空发动机部件和壳体在高温环境下的服役寿命。
主权项:
1.一种具有芯-环结构的TiC-Ti3AlC2强韧化α2-Ti3Al基的制备方法，其特征在于，所述制备方法：首先，将包括Ti和Al元素的粉末与WC陶瓷粉混合均匀，混匀后预置于钛合金或钛铝合金表面，形成预置涂覆层；然后，对预置涂覆层进行激光熔覆，得到有TiAl/WC熔覆层的钛合金或钛铝合金；最后，利用扫描电子束对TiAl/WC熔覆层表面进行改性处理，得到改性的TiAl/WC涂层；所述制备方法，在凝固过程中，由于与TiC形成相关的低吉布斯自由能，TiC优先析出成“芯”，通过控制扫描速度改变能量密度和冷却速率，从而促使析出TiC相的边缘与未凝固的Ti-Al熔体发生局部反应生成 “环”Ti3AlC2 MAX相，形成TiC-Ti3AlC2芯-环组织，进而以增强相强化金属基体涂层，提高钛铝基复合材料的力学性能和高温耐磨性。
一种低应力等温锻造制备粉末高温合金制件的方法及应用
实质审查的生效专利号: CN118559026A
申请人: 西安欧中材料科技股份有限公司
发明人: 宋嘉明;康路;白佳铭;陈富璐;马小朋;逯杰杰;相敏;瞿宗宏;王松;赖运金;李少强
申请日期: 2024-08-01
公开日期: 2024-08-30
IPC分类:
B22F5/00
摘要:
本发明属于粉末冶金技术领域，具体公开了一种低应力等温锻造制备粉末高温合金制件的方法及应用，该方法先按照设定的重量比将粗细粉混合，从而得到预合金高温合金粉末；再将预合金高温合金粉末在真空条件下装入预制的包套内并脱气封焊处理；然后在高温度低压力下对包套展开热等静压处理，随后对包套整体实施低应力等温锻造；最后去除包套，并按照标准热处理制度进行热处理，即得到粉末高温合金制件。本发明不仅优化了粉末的适用范围，提高了粉末的利用效率，而且通过采用低应力等温锻造方式，延长了模具的使用寿命，削减了生产成本；同时，基于该方法所制造的粉末高温合金涡轮盘，完全满足新型航空发动机对于大推力和长寿命的要求。
主权项:
1.一种低应力等温锻造制备粉末高温合金制件的方法，其特征在于，先按照设定的重量比将两组不同粒度范围的高温合金粉末混合，以得到预合金高温合金粉末；再将所述预合金高温合金粉末在真空条件下装入预制的包套内并进行脱气封焊处理；然后在高温度、低压力下对整个包套进行热等静压处理，随后再使用低应力等温锻造方式对整个包套进行等温锻造；最后去除包套得到粉末高温合金中间体，并按照标准热处理制度对其进行热处理，即得到粉末高温合金制件。
一种航空发动机用钛合金环件的制备方法及其应用
发明专利申请公布专利号: CN118788970A
申请人: 西安欧中材料科技股份有限公司
发明人: 陈蕾蕾;瞿宗宏;罗成;宋嘉明;康路;赖运金;李少强;王松;赵霄昊
申请日期: 2024-07-30
公开日期: 2024-10-18
IPC分类:
B22F9/14
摘要:
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种航空发动机用钛合金环件的制备方法及其应用。采用本制备方法制备得到的钛合金环件不受产品尺寸制约，且性能优异，成材率高；而且同一环件，组织均匀，各项同性；不同批次间产品一致性高，产品质量稳定；且经过热等静压后的钛合金可获得致密组织，热等静压过程中未发生相变，粉末内部保留了PREP制粉获得的网篮组织，粉末边缘获得了热等静压期间粉末之间互相挤压变形得到的小尺寸等轴α组织，这种组织具有好的韧性，强度、塑性综合性能良好，优于锻造组织；而且得到的环件产品不存在热应力，性能优异，可达到使用要求，因此，不需要再进行热处理，减少了制备流程，降低了生产成本。
主权项:
1.一种航空发动机用钛合金环件的制备方法，其特征在于，具体步骤如下：S1、采用等离子旋转电极法制备钛合金金属球形通粉，并对通粉按要求进行筛分；S2、设计并制备环形金属包套；S3、将S1筛分后的粉末装进环形金属包套内，同时进行振实；S4、对装满粉末的环形金属包套进行加热抽真空除气一定时间，然后封焊；S5、对封焊后的环形金属包套进行热等静压致密化处理；S6、通过机加去除环形金属包套，得到航空发动机用钛合金环件。
一种用于深孔多密封圈锥口阀套拆卸的装置及其使用方法
实质审查的生效专利号: CN118721104A
申请人: 中国科学院工程热物理研究所
发明人: 罗凯凯;李伟;王锐;陈士龙;袁帅;廉泽清;韩博;卢新根;李德彬;郭玉超;潘浩然;刘彬
申请日期: 2024-07-26
公开日期: 2024-10-01
IPC分类:
B25B27/02
摘要:
本发明公开了一种用于深孔多密封圈锥口阀套拆卸的装置及其使用方法，特别适用于航空发动机燃油调节器中燃油分配器阀套等深孔多密封圈锥口阀套的拆卸。装置包括螺纹拉杆、支撑杆、定位套筒、旋转螺母、转动杆、螺钉、螺母和手柄等主要部件，形成了拉拔结构和传扭结构。通过螺纹拉杆与旋转螺母的传动副，利用转动杆带动旋转螺母转动，实现拉拔结构在传扭结构传动下的轴向无旋转直线运动。支撑杆的端部锥面结构与待拆卸阀套锥口紧密配合，定位套筒通过阶梯面与深孔内表面间隙配合，实现精确定位和定心。该装置有效减少了拆卸过程中对阀套和密封圈的损伤，确保拆卸过程的高效、安全和无损，显著提高了工作效率和拆卸质量。
主权项:
1.一种用于深孔多密封圈锥口阀套拆卸的装置，至少包括一定位套筒、一拉拔结构和一传扭结构，其特征在于：--所述定位套筒，整体为一顶部封闭而底部开口的筒状结构体，其顶壁中心处设有一沿轴向延伸的拉杆通孔，其外围侧壁的下端面与待拆卸锥口阀套所在深孔的顶部开口端面相适配；--所述拉拔结构，至少包括一螺纹拉杆和若干支撑杆，其中：所述螺纹拉杆整体为一沿轴向延伸的细长杆状部件，其外径与所述拉杆通孔的内径相适配，使得螺纹拉杆能够自由穿过拉杆通孔进行轴向运动，并与定位套筒形成同轴配合，且其顶部末端以固定方式设有一操作手柄；所述螺纹拉杆的顶部杆段的外侧壁面上设有外螺纹，且处于与所述定位套筒的装配状态时，该外螺纹的尾端与所述定位套筒的顶壁内侧表面之间的轴向距离形成为螺纹有效长度，该螺纹有效长度大于待拆卸锥口阀套的外围密封圈在深孔中的轴向安装长度；所述若干支撑杆分布设置在螺纹拉杆的底部杆段的外围，每一支撑杆均为沿轴向延伸且横截面呈扇环形的细长杆状部件，其底部末端的外侧壁面上设有向外凸起且与待拆卸锥口阀套的底部锥口表面相适配的拉拔外锥面；各所述支撑杆的顶部以可拆卸方式安装在螺纹拉杆上，且处于安装状态时，各所述支撑杆的底部端面与螺纹拉杆的底部端面对齐，各所述支撑杆底部的拉拔外锥面的最大外径小于待拆卸锥口阀套的最小通径；--所述传扭结构，至少包括一旋转螺母和若干转动杆，其中：所述旋转螺母套设在螺纹拉杆的顶部杆段上且整体位于定位套筒的顶壁外侧，并通过其内螺纹与所述螺纹拉杆的外螺纹的相互啮合形成传动副；所述若干转动杆分布安装在旋转螺母的外围，并通过旋转转动杆带动旋转螺母在螺纹拉杆上进行旋转运动，从而实现螺纹拉杆的轴向移动。
基于水导激光的镍基单晶合金重熔层脊状结构加工方法
实质审查的生效专利号: CN118527802A
申请人: 苏州中科煜宸激光智能科技有限公司
发明人: 邢飞;李代旭;陆鑫;唱丽丽;李恩典
申请日期: 2024-06-28
公开日期: 2024-08-23
IPC分类:
B23K26/00
摘要:
本发明公开了基于水导激光的镍基单晶合金重熔层脊状结构加工方法，涉及激光加工技术领域，包括：对镍基单晶高温合金表面进行试样清洁，对镍基单晶高温合金进行粘结，对镍基单晶高温合金进行装夹试样，对镍基单晶高温合金进行烧蚀阈值测试，对镍基单晶高温合金进行水压调整，对镍基单晶高温合金进行调速调整，对镍基单晶高温合金进清洁试样，对镍基单晶高温合金进行数据整理，在本发明中，基于水导激光的镍基单晶合金重熔层减少内脊状加工方法流程简便，操作简单，同时可以减少加工加工航空发动机涡轮叶片的重熔层内脊状结构，提升气膜孔的力学性能，通过此加工方法得到的高质量镍基单晶高温合金涡轮叶片，可以满足多种应用场所。
主权项:
1.基于水导激光的镍基单晶合金重熔层脊状结构加工方法，其特征在于：包括：对镍基单晶高温合金表面进行试样清洁；对镍基单晶高温合金进行粘结；对镍基单晶高温合金进行装夹试样；对镍基单晶高温合金进行烧蚀阈值测试；对镍基单晶高温合金进行水压调整；对镍基单晶高温合金进行调速调整；对镍基单晶高温合金进清洁试样；对镍基单晶高温合金进行数据整理。
一种镍基高温合金恢复热处理效果综合性评价方法
实质审查的生效专利号: CN118412072A
申请人: 北京航空航天大学
发明人: 胡殿印;李明睿;王荣桥;潘锦超;尤文超
申请日期: 2024-05-07
公开日期: 2024-07-30
IPC分类:
G06T7/00
摘要:
本发明涉及一种镍基高温合金恢复热处理效果综合性评价方法，以镍基高温合金恢复处理后的微观组织为依据，借助图像处理方法实现力学性能相关的微观组织参数的快速提取，并结合熵值赋权法提出了一种恢复热处理效果综合性量化指标，实现对恢复热处理效果的评价。本发明解决了现有分析方法难以全面高效地实现恢复热处理效果评价的问题，在航空发动机及燃气轮机关重件延寿工作中具有较高的应用价值和前景。
主权项:
1.一种镍基高温合金恢复热处理效果综合性评价方法，其特征在于，实现步骤如下：（1）采用扫描电镜（SEM）观测恢复热处理后镍基高温合金枝晶干部位的微观组织，并拍摄包含清晰γ/γ’两相结构的SEM照片；（2）对SEM照片进行图像处理，依据镍基高温合金原始微观组织SEM图像的灰度分布来设定阈值，实现γ/γ’两相的区分；使用开运算和闭运算消除图像中误差的影响后，计算三种微观组织参数：γ’相平均体积分数、平均尺寸和立方度；（3）对步骤（2）中三种微观组织参数以越大越优为原则进行归一化处理，建立恢复热处理效果综合评价指标与微观组织参数之间的关系；（4）依据步骤（3）中得到的恢复热处理效果综合评价指数评价恢复热处理效果，指标值越大，反映恢复热处理后持久寿命越长，恢复热处理效果越好。
一种多材料增材制造涡轮叶片盘的方法及涡轮叶片盘
实质审查的生效专利号: CN118371727A
申请人: 中国航发湖南动力机械研究所
发明人: 李加强;付征宇;郑岩冰;李伟刚;贾晗晗;钱正明;米栋
申请日期: 2024-04-17
公开日期: 2024-07-23
IPC分类:
B33Y50/02
摘要:
本发明提供一种多材料增材制造涡轮叶片盘的方法及涡轮叶片盘，方法包括：a、制造包含空腔结构的涡轮叶片盘盘体，并限制涡轮叶片盘盘体上空腔结构的空间位置；b、在空腔结构的涡轮叶片盘盘体上制造异于盘体的耐高温的叶片。此增材制造涡轮叶片盘优化设计方法可操作性强以及成本低，从设计出发，在设计阶段融入增材制造工艺影响因素，通过限制空腔的位置消除增材制造工艺对航空发动机复杂结构性能的影响，进而提高多材料增材制造涡轮叶片盘的抗疲劳性能，同时与现阶段传统的制造过程控制和工艺后处理方法以及动平衡减材配平等方法相比，减小了动平衡减材的体积，不再受制于制造过程控制和工艺后处理环节的关键技术水平。
主权项:
1.一种多材料增材制造涡轮叶片盘的方法，其特征在于，包括如下步骤：a、制造包含空腔结构(7)的涡轮叶片盘盘体(1)，并限制涡轮叶片盘盘体(1)上空腔结构(7)的空间位置；b、在空腔结构(7)的涡轮叶片盘盘体(1)上制造异于盘体的耐高温叶片(2)。
一种低膨胀镍基高温合金及其制备方法和应用
实质审查的生效专利号: CN117965962A
申请人: 西安热工研究院有限公司
发明人: 袁勇; 刘鹏; 严靖博; 周永莉; 尹宏飞; 李沛; 张鹏; 党莹樱; 杨珍; 李力敏; 陈碧强; 黄琳昊; 刘恒
申请日期: 2024-03-06
公开日期: 2024-05-03
IPC分类:
C22C19/05
摘要:
一种低膨胀镍基高温合金及其制备方法和应用，本发明低膨胀镍基高温合金按质量百分比计，包括：Fe：6～10％，Cr：12～20％，Mo：6～12％，W：0.2～0.8％，Ti：1.8～2.4％，Al：1.1～1.7％，C：0.02～0.08％，B：0.001～0.005％，Zr：0.01～0.05％，Co：1.7～2.3％，余量为Ni。Ti与Al的质量分数满足：1.4＜Ti/Al＜1.8。本合金由奥氏体基体(γ相)，晶内强化相Ni<subgt;3</subgt;(Al,Ti)(γ′相),晶界强化相M<subgt;23</subgt;C<subgt;6</subgt;组成。该合金具有较低的热膨胀系数，优异的高温强度和韧性，良好的组织及性能稳定性，可用于高参数超超临界电站汽轮机转子、螺栓、叶片及阀门等，航空发动机机匣及封严圈等部件。
主权项:
1.一种低膨胀镍基高温合金，其特征在于，按质量百分比计，包括Fe：6～10％，Cr：12～20％，Mo：6～12％，W：0.2～0.8％，Ti：1.8～2.4％，Al：1.1～1.7％，C：0.02～0.08％，B：0.001～0.005％，Zr：0.01～0.05％，Co：1.7～2.3％，余量为Ni，1.4＜Ti/Al＜1.8。
一种修复K439B镍基高温合金蠕变损伤的恢复热处理方法
实质审查的生效专利号: CN117947364A
申请人: 西安理工大学
发明人: 杨卿;刘晋;张雷雷;张楠臣
申请日期: 2024-01-29
公开日期: 2024-04-30
IPC分类:
C22F1/02
摘要:
本发明涉及铸造镍基高温合金技术领域，尤其涉及一种修复K439B镍基高温合金蠕变损伤的恢复热处理方法。本发明提供了一种实际可用的能够修复涡轮机匣用镍基高温合金K439B退化组织的恢复热处理方法，将γ'相、晶界M<subgt;23</subgt;C<subgt;6</subgt;碳化物及η相消除，使合金的组织基本达到热处理态水平，室温拉伸性能及高温持久性能接近甚至超过热处理态水平，从而保证航空发动机的服役安全性并延长发动机机匣的使用寿命，降低航空发动机维修成本。
主权项:
1.一种修复K439B镍基高温合金蠕变损伤的恢复热处理方法，其特征在于，包括如下步骤：S1.固溶处理：将待修复的K439B镍基高温合金置于炉内，控制炉内温度上升速度在8～10℃每分钟，升高炉温，停止加热并保温，抽真空，冷却速率为空冷速率；S2.一级时效处理：在S1处理后的基础上，升高炉温，停止加热并保温，抽真空，冷却速率为空冷速率：S3.二级时效处理：在S2处理后的基础上，升高炉温，停止加热并保温，抽真空，冷却速率控制为空冷冷速；S4.三级时效处理，在S3处理后的基础上，升高炉温，停止加热并保温，抽真空，冷却速率为空冷速率，得到修复后的K439B镍基合金。
一种金属基复合材料叶环增强芯准确定位设计方法
发明专利权授予专利号: CN117634052A
申请人: 中国航发四川燃气涡轮研究院
发明人: 陈官峰;王学卫;王乐;王春健;陈玉龙;刘巧沐;裴会平
申请日期: 2024-01-25
公开日期: 2024-04-16
IPC分类:
G06F30/15
摘要:
本发明提供一种金属基复合材料叶环增强芯准确定位设计方法，涉及航空发动机技术领域。包括：根据金属基复合材料叶环的结构设计，确定其毛坯尺寸；获取金属基体材料和金属基复合材料的性能，和金属基复合材料热等静压固化温度；根据毛坯尺寸、金属基体材料和金属基复合材料的性能、热等静压固化温度，计算叶环毛坯的热残余应力，模拟增强芯的轴向和径向变形量，在其中提取叶环复合材料与金属界面上所有节点的轴向和径向变形量，将所有节点的轴向和径向变形量分别与原始轴向和径向坐标值叠加，对金属基复合材料叶环毛坯尺寸进行修正。本发明通过对金属基复合材料叶环毛坯图的增强芯位置进行修正，实现了对金属基复合材料叶环增强芯的准确定位。
主权项:
1.一种金属基复合材料叶环增强芯准确定位设计方法，其特征在于，包括：根据金属基复合材料叶环的结构设计，确定金属基复合材料叶环的毛坯尺寸；分别获取金属基体材料的性能、金属基复合材料的性能，以及金属基复合材料热等静压固化温度；根据所述毛坯尺寸、所述金属基体材料的性能、所述金属基复合材料的性能和所述金属基复合材料热等静压固化温度，计算叶环毛坯的热残余应力；根据所述叶环毛坯的热残余应力，模拟机械加工材料去除后的金属基复合材料叶环增强芯的轴向和径向变形量，在所述轴向和径向变形量中提取叶环复合材料与金属界面上所有节点的轴向和径向变形量，并获取叶环复合材料与金属界面上所有节点的原始轴向和径向坐标值；将叶环复合材料与金属界面上所有节点的轴向和径向变形量分别与所述原始轴向和径向坐标值进行叠加，对金属基复合材料叶环的所述毛坯尺寸进行修正。
一种低密度镍基高温合金箔材及其制备方法与应用
发明专利权授予专利号: CN117535559A
申请人: 北京北冶功能材料有限公司; 北冶功能材料（江苏）有限公司
发明人: 安宁;赵文倩;张志伟;牛永吉;高杨;赵斌;李占青;李振瑞;张乐;万克军;曹合欢
申请日期: 2024-01-10
公开日期: 2024-05-07
IPC分类:
C22C19/05
摘要:
本申请涉及一种低密度镍基高温合金箔材及其制备方法与应用，所述镍基高温合金箔材的化学成分包括：C、Cr、Co、W、Mo、Al、Ti、Fe、B、V、Y以及Ni；其中，以质量分数计，Cr的含量为18~21%，Co的含量为0.3~2.2%、W的含量为0.5~1.5%，Mo的含量为7.0~8.5%，Al的含量为0.8~1.2%，Ti的含量为0.15~0.25%，B的含量为0.005~0.015%、V的含量为0.08~0.25%，Y的含量为0.01~0.02%。本申请内容解决了现有传统镍基高温合金难以适用于制造900℃左右及以下温度服役的航空发动机蜂窝封严结构的技术问题。
主权项:
1.一种低密度镍基高温合金箔材，其特征在于，所述镍基高温合金箔材的化学成分包括：C、Cr、Co、W、Mo、Al、Ti、Fe、B、V、Y以及Ni；其中，以质量分数计，Cr的含量为18~21%，Co的含量为0.3~2.2%、W的含量为0.5~1.5%，Mo的含量为7.0~8.5%，Al的含量为0.8~1.2%，Ti的含量为0.15~0.25%，B的含量为0.005~0.015%、V的含量为0.08~0.25%，Y的含量为0.01~0.02%。
一种高γ′相含量高温合金的开坯方法及其应用
实质审查的生效专利号: CN117619920A
申请人: 北京钢研高纳科技股份有限公司; 青海中钛青锻装备制造有限公司
发明人: 张明; 张强; 田甜; 侯琼; 王艺星; 石英男; 王旻曦; 张雪良; 刘建涛; 刘明东; 陶宇; 张义文; 贾建; 张国星; 黄虎豹; 孙志坤; 李德清; 朱林; 杜红强; 韩宾
申请日期: 2024-01-02
公开日期: 2024-03-01
IPC分类:
B21C23/00
摘要:
本发明涉及航空发动机用盘坯制造领域，具体而言，涉及一种高γ′相含量高温合金的开坯方法及其应用。开坯方法包括：将表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料经加热后进行挤压，挤压比为6:1～12:1，待挤压完成后除去包套，得到棒材；挤压前表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料的直径为630mm～860mm，质量为1.5t～3t；棒材的直径为168mm～363mm；加热包括：先于800℃～950℃保温8h～20h，然后于1000℃～1150℃保温8h～20h。该方法只需要一次加热、保温和热塑性加工，操作简单、可单火次开坯和大批量开坯，可以大幅度降低成本，提高效率。
主权项:
1.一种高γ′相含量高温合金的开坯方法，其特征在于，包括如下步骤：将表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料经过加热后置于挤压机中进行挤压，挤压比为6:1～12:1，待所述挤压完成后除去所述包套，得到棒材；其中，所述挤压机包括同轴设置的挤压筒和挤压模具；所述挤压筒内呈圆柱状的第一挤压腔与所述挤压模具内呈漏斗状的第二挤压腔相连通；在所述挤压的过程中，所述表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料依次经过所述第一挤压腔和所述第二挤压腔；所述挤压前所述表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料的直径为630mm～860mm；所述棒材的直径为168mm～363mm；所述表面包覆有包套的高γ′相含量高温合金坯料的质量为1.5t～3t；所述加热包括：先于800℃～950℃保温8h～20h，然后于1000℃～1150℃保温8h～20h。
航空发动机叶片高温薄膜传感器的制备方法及其传感器
实质审查的生效专利号: CN117904629A
申请人: 中国航空工业集团公司北京长城航空测控技术研究所; 北京长城航空测控技术研究所有限公司
发明人: 吴怀昊; 马彬彬; 佘婷; 黄漫国; 刘德峰; 潘登
申请日期: 2023-12-26
公开日期: 2024-04-19
IPC分类:
C23C14/58
摘要:
本发明提供一种航空发动机叶片高温薄膜传感器的制备方法，其包括：S1、抛光表面粗糙度为纳米级的合金基底；S2、采用磁控溅射法在叶片合金基底上沉积NiCoCrAlY过渡层；S3、在NiCoCrAlY过渡层上采用原位生长方式形成热生长Al<subgt;2</subgt;O<subgt;3</subgt;扩散层；S4、在热生长Al<subgt;2</subgt;O<subgt;3</subgt;扩散层上沉积HfO<subgt;2</subgt;绝缘层，并通过掩膜溅射法或剥离法实现图形化；本发明薄膜传感器包括叶片合金基底、NiCoCrAlY过渡层、Al<subgt;2</subgt;O<subgt;3</subgt;扩散层和HfO<subgt;2</subgt;绝缘层，本发明通过多层薄膜交替沉积进行由导电合金基底到薄膜传感器的过渡，通过后一层沉积的薄膜封闭前一层薄膜中的孔洞和裂纹，减少绝缘结构中的导电通路数量，通过原位形成的Al<subgt;2</subgt;O<subgt;3</subgt;扩散层，能够有效地缓解多层薄膜结构中的热应力失配问题，实现对高温下导电基底上传感器的良好绝缘和结合力。
主权项:
1.一种航空发动机叶片高温薄膜传感器的制备方法，其特征在于，其包括以下步骤：S1、采用机械抛光法使用氧化铝抛光剂对叶片合金基底进行抛光，形成纳米级粗糙度的叶片合金基底，并采用电解除油去除叶片合金基底上的油脂，将叶片合金基底固定安装在航空发动机叶片表面；S2、采用磁控溅射法在叶片合金基底上沉积NiCoCrAlY过渡层，具体为：在磁控装置真空室内放置NiCoCrAlY合金靶材，启动真空泵系统将真空室内的气体压力降低至10-3～10-1Pa溅射压力内，真空室内的NiCoCrAlY原子溅射并沉积在叶片合金基底上，形成厚度为20～30微米的NiCoCrAlY过渡层；S3、在NiCoCrAlY过渡层上采用原位生长方式形成热生长Al2O3扩散层，在惰性气体下对NiCoCrAlY过渡层高温退火处理，退火温度为600～1000℃，促进NiCoCrAlY过渡层中的Al向表面扩散，然后与空气中的氧反应形成厚度为1-1.5μm微米的Al2O3扩散层；采用化学气相沉积法CVD制备Al2O3扩散层，包括以下子步骤：S31、将乙酰丙酮铝溶解到N-二甲基甲酰胺中配制成浓度为0.01mol·L-1的甲酰胺丙酮铝液；S32、将叶片合金基底用丙酮和酒精超声清洗后风干备用；S33、通过CVD设备上进行气相沉积试验，其包括溶液输出设备、高压供给系统、加热及控温系统和废气排出系统，其中工艺参数为：沉积温度400℃，向CVD设备输入的源溶液的输入速度为50mLh-1以及源溶液溶液浓度为0.03molL-1，喷嘴与叶片合金基底间的距离为55mm，电压为20CV；S34、将沉积制备的薄膜在800℃保温2h后随炉冷却，制备的绝缘层经电阻测试后满足绝缘性能要求；S4、在热生长Al2O3扩散层上沉积HfO2绝缘层，并通过掩膜溅射法或剥离法实现图形化，得到高温薄膜传感器，包括以下子步骤：S41、清洗叶片合金基底1，将掩模版固定在航空发动机叶片的表面，溅射出薄膜传感器的形状；S42、将磁控装置真空室内的靶材更换为Hf靶材，并调整磁控装置；S43、再次进行真空抽气，开启溅射源，通过Hf原子与反应气体在叶片合金基底1表面反应生成厚度为2.5-3μm的HfO2绝缘层，HfO2绝缘层沉积在Al2O3扩散层上。
一种多材料空心叶片复合增材制造方法
实质审查的生效专利号: CN117600486A
申请人: 中国航发动力股份有限公司
发明人: 李昕悦;胡思嘉;王坤;张岩;王颖;刘宁
申请日期: 2023-12-12
公开日期: 2024-02-27
IPC分类:
B33Y50/02
摘要:
本发明公开了一种多材料空心叶片复合增材制造方法，属于叶片增材制造技术领域。本发明公开复合增材制造方法，集成激光熔覆和熔融沉积的技术，结合复杂内腔叶片的承载受力边界条件和材料性能参数，正向设计选用内腔与其余部位的材料，采用激光熔覆技术对叶片榫头、叶身蒙皮部位进行金属材料的送粉式增材成形，通过多材料的正向设计，实现空心叶片内腔、外层部位多材料、多性能优势的正向表达，为航空发动机减重、性能提升以及复杂内腔结构零件的敏捷制造提供一种技术创新。该方法通过激光熔覆和熔融沉积技术、能场以及材料优势，实现复杂内腔叶片多材料的复合一体化制造。
主权项:
1.一种多材料空心叶片复合增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：根据叶片整体结构特征采用同步增材或异步增材的方式进行制备；所述同步增材的方式包括以下步骤：首先，采用激光熔覆技术对叶片榫头部位进行金属材料的送粉式增材成形，当成形至叶片内腔高度时，同时采用熔融沉积技术对内腔结构进行送丝式增材成形、采用激光熔覆技术对叶身蒙皮部位进行金属材料的送粉式增材成形，直至完成整个打印程序；所述异步增材的方式包括以下步骤：首先，采用激光熔覆技术对叶片榫头部位进行金属材料的送粉式增材成形，当成形至叶片内腔高度时，先采用熔融沉积技术对内腔结构进行送丝式增材成形，然后采用激光熔覆技术对叶身蒙皮部位进行金属材料的送粉式增材成形，直至完成整个打印程序。
一种镍基高温合金低温瞬时液相扩散连接方法
发明专利权授予专利号: CN117259949A
申请人: 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
发明人: 赵万祺;徐广清;梅寒;徐彦强;董佳鹏
申请日期: 2023-11-17
公开日期: 2024-02-06
IPC分类:
B23K20/16
摘要:
一种镍基高温合金低温瞬时液相扩散连接方法，属于扩散焊连接结构材料领域。本发明主要包括镍基高温合金表面渗Ti工艺、Ti箔焊前酸洗工艺和330℃低温扩散焊工艺。本发明通过在焊前低温低压力条件下长时保温，使预置Ti箔与母材充分互扩散以完成表面渗Ti，然后将温度升至AuSi中间层熔化温度以上，使Si与母材表面Ni、Ti反应形成NiSiTi三元晶须，从而使焊缝形成纯Au基体，实现镍基高温合金低温连接高温应用，避免了焊接过程中母材性能的恶化，缩短了焊接工艺中升温降温过程，节能降耗的同时提高了生产效率。本发明提供的方法大幅降低了镍基高温合金扩散焊压力，连接过程不易使零件产生宏观变形，提高了产品质量稳定性。
主权项:
1.一种镍基高温合金低温瞬时液相扩散连接方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤1.预处理：将镍基高温合金待焊面打磨、清洗；步骤2. Ti箔酸洗：将10μm厚的Ti箔在酸洗液中进行酸洗；步骤3.压力装配：将AuSi中间层与酸洗后的Ti箔、预处理后的镍基高温合金，装配后施加压力；步骤4.扩散焊接：真空条件下加热进行扩散焊接，随后冷却至室温。
一种航空发动机用盘轴一体结构的高温合金锻件成形方法
实质审查的生效专利号: CN117483622A
申请人: 无锡派鑫航空科技有限公司
发明人: 张志刚;江荣忠;陈伟;万剑平;王雪;艾志斌;朱志军;于杰;万燕;严鹏程
申请日期: 2023-11-15
公开日期: 2024-02-02
IPC分类:
B21J1/06
摘要:
本发明公开了一种航空发动机用盘轴一体结构的高温合金锻件成形方法，具体步骤如下：S1：自由锻制坯：采用多火次自由锻将坯料一端拔长，得到一端拔长的坯料；S2：胎模镦粗：将坯料的拔长端放入胎模模具中进行分段式镦粗，得到镦粗坯料；S3：终锻成型：将步骤S2制得的镦粗坯料放入终锻模具中进行锻造得到一体结构的航空发动机用盘轴。本发明采用自由锻坯、胎模镦粗以及模锻工艺相结合的锻造成型方式，控制锻件变形量，保证最终机械性能和晶粒度要求。
主权项:
1.一种航空发动机用盘轴一体结构的高温合金锻件成形方法，其特征在于，具体步骤如下：S1：自由锻制坯：采用多火次自由锻将坯料一端拔长，得到一端拔长的坯料；S2：胎模镦粗：将坯料的拔长端放入胎模模具中进行分段式镦粗，得到镦粗坯料；S3：终锻成型：将步骤S2制得的镦粗坯料放入终锻模具中进行锻造得到一体结构的航空发动机用盘轴。
一种基于元素含量的GH738合金热处理优化方法
实质审查的生效专利号: CN117467915A
申请人: 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
发明人: 王哲; 王蔓; 张凡云; 薛怡然; 王蕊
申请日期: 2023-11-08
公开日期: 2024-01-30
IPC分类:
C22F1/10
摘要:
本发明公开了一种基于元素含量的GH738合金热处理优化方法，涉及热处理技术领域，具体步骤如下：步骤一，检查；对待热处理的GH738合金零件表面进行检查，应无酸、碱、盐、焊药、润滑剂，记录Al+Ti含量；步骤二，固溶；步骤三，除油；步骤四，时效；所述基于元素含量的GH738合金热处理优化方法，分析GH738合金的强化机理出发，综合大量的数据统计及热处理工艺试验结果，确定与不同Al+Ti含量相匹配的热处理制度。工艺简单，易于操作，结合强化相元素含量的变化选择合适的固溶热处理制度，可以发挥材料的性能潜力，更好的满足合金的使用需求及质量稳定性。
主权项:
1.一种基于元素含量的GH738合金热处理优化方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤一，检查；对待热处理的GH738合金零件表面进行检查，应无酸、碱、盐、焊药、润滑剂，记录Al+Ti含量；步骤二，固溶；固溶处理选用箱式电阻炉，在≤825℃条件下装炉，升温至825℃，保温2～2.5h,根据Al+Ti重量百分比含量，继续升温到规定的固溶温度，保温4h后油淬冷却，所述固溶温度按照以下要求设定：设备炉温均匀性±5℃：当Al+Ti重量百分比含量为4.4-4.61％时，固溶温度为1035℃；当Al+Ti重量百分比含量为4.62-4.8％时，固溶温度为1040℃；设备炉温均匀性±10℃：当Al+Ti重量百分比含量为4.4-4.61％时，固溶温度为1030℃；当Al+Ti重量百分比含量为4.62-4.8％时，固溶温度为1035℃；步骤三，除油；除净零件油淬后的表面油污；步骤四，时效；一次时效：选用箱式电阻炉，在≤845℃条件下装炉，升温至845℃保温4～4.5h，之后将零件置于空气中冷却至室温；二次时效：选用箱式电阻炉，在≤760℃条件下装炉，升温至760℃保温16～17h，之后将零件置于空气中冷却至室温。
一种铁基和镍基高温合金机匣加工处理方法
实质审查的生效专利号: CN117259947A
申请人: 中国航发动力股份有限公司
发明人: 景理;温嵘;陈涛;徐梦丹;苏瑾;李昕艳;齐玮凤;王甜
申请日期: 2023-10-31
公开日期: 2023-12-22
IPC分类:
B23K15/00
摘要:
本发明公开了一种铁基和镍基高温合金机匣加工处理方法，包括以下步骤：对焊接区域进行清洗；对清洗后的焊接区域进行定位焊：对焊接区域进行分段，当不同分段发生磁偏摆时，计算当前分段的磁偏距，根据当前分段的磁偏距离选取对应的电流值进行定位焊；对定位焊后的焊接区域进行电子束焊接，完成焊接；对焊接完后的机匣先升温再降温处理。制定了非对中束流静偏摆和非等量电流值分段定位焊工艺，解决了焊接时出现的晶界液化裂纹和磁偏摆问题，实现了异种高温合金材料的可靠电子束焊接，满足了航空发动机高温机匣焊后质量和发动机使用性能。
主权项:
1.一种铁基和镍基高温合金机匣加工处理方法，其特征在于，包括以下步骤：对焊接区域进行清洗；对清洗后的焊接区域进行定位焊：对焊接区域进行分段，当不同的分段发生磁偏摆时，计算当前分段的磁偏距，根据当前分段的磁偏距离选取对应的电流值进行定位焊；对定位焊后的焊接区域进行电子束焊接，完成焊接；对焊接完后的机匣进行先升温再降温处理。
金属粉末专利分析
材料体系分布
制备工艺分布
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B22F10/28(3D打印) • B22F9/04(制粉) •
C23C24/10(涂层) • C22C19/05(镍合金) •
B33Y50/02(控制) • C22F1/18(热处理)