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一种Ti65高温钛合金部件两步法增材制造方法
发明专利申请公布专利号: CN118635533A
申请人: 沈阳飞机工业（集团）有限公司
发明人: 李晓丹;殷俊;高郑宇;张英伟;王芳
申请日期: 2024-06-27
公开日期: 2024-09-13
IPC分类:
B22F10/28
摘要:
本发明属于增材加工技术领域，涉及一种Ti65高温钛合金部件两步法增材制造方法。本发明的制造部件不易产生裂纹。采用选区激光熔化成形包套壳体，仅占部件总体的10～20％，然后壳体、壳体内粉末及工艺支撑进行热等静压成形。此方法成形速度较快，材料利用率高。显著提高了制造效率同时又可降低成本。增材制造工艺可以根据目标部件快速成形包套，无需使用模具和其它工序即可成形复杂形状包套，包套材料可直接使用Ti65高温钛合金，无需考虑有害元素扩散问题。因为包套的形状、尺寸、材料与目标部件相同，所以热等静压成形后包套不需要去除。增材制造成形的Ti65高温钛合金部件主要缺陷为裂纹、变形和致密度不高和气孔。
主权项:
1.一种Ti65高温钛合金部件两步法增材制造方法，其特征在于，步骤如下：第一步：建立目标零件的数字模型；第二步：根据目标部件形状、尺寸及热等静压收缩扩大百分比后设计包套，即SLM要打印的“外壳”；第三步：根据SLM工艺确定打印方向、设计内部和外部的工艺支撑，完成“外壳”第四步：包套打印完成后，将壳体、壳体内粉末、内部的工艺支撑和基板一同从SLM成形仓内取出；第五步：对“壳体、壳体内粉末、内部的工艺支撑”进行除气、密封后，实施热等静压；第六步：除去封口凸出部位，依设计需要进行表面处理，完成部件制造。
一种克服飞机薄壁环形组件螺纹损伤增材修复热变形方法
发明专利申请公布专利号: CN118768575A
申请人: 国营芜湖机械厂
发明人: 范朝;万冰峰;李海澄;袁晨风;刘庆伟
申请日期: 2024-06-22
公开日期: 2024-10-15
IPC分类:
C23C24/10
摘要:
本发明涉及增材修复领域，具体是一种克服飞机薄壁环形组件螺纹损伤增材修复热变形方法，其具体步骤如下：S1、采用专用工装；S2、激光增材修复用粉末制备；S3、开展材料级性能验证；S4、检测过程；S5、对机械加工好的薄壁圆环形组件开展磁粉探伤，无裂纹即可交付使用，本发明将激光增材修复散热防变形工装设计技术、粉体设计与制备技术、激光修复工艺应用于飞机薄壁环形组件螺纹损伤激光增材修复，解决了应用常规粉体以及常规工艺修复难以满足薄壁环形组件使用要求问题，提高了飞机薄壁环形组件激光增材修复质量。
主权项:
1.一种克服飞机薄壁环形组件螺纹损伤增材修复热变形方法，其特征在于：其具体步骤如下：S1、采用专用工装：将专用工装与薄壁环形组件装配间隙控制在0.04mm；S2、激光增材修复用粉末制备：S21、修复用粉末为1Cr17Ni2不锈钢中添加Y元素制备，修复用粉末中1Cr17Ni2质量分数为99.5％-99.9％，Y的质量分数为0.1％-0.5％；S22、修复用粉末制备；S3、开展材料级性能验证：S31、采用与薄壁圆环形组件相同的1Cr17Ni2材料加工拉力试棒，试棒上预制槽型缺口，利用激光熔覆将试样上槽坑填平；S32、制作棒状拉伸试样后进行X射线探伤，检测熔覆区域内部缺陷情况；S33、焊缝位于试样的中心，拉伸试验在WDW-100试验机上进行，检测激光熔覆试验件力学性能；S4、检测过程：S41、将薄壁环形组件上所有螺纹车掉；S42、将散热防变形工装安装在薄壁环形组件上，将薄壁环形组件整体安装到变位机上；S43、对待修复区端面用钢丝刷或机械打磨工具清理，去除氧化层，确保露出金属光泽、表面洁净并用丙酮清洗；S44、薄壁圆环形组件激光增材修复；S45、对激光增材修复后的薄壁环形组件进行机械加工螺纹；S5、对机械加工好的薄壁圆环形组件开展磁粉探伤，无裂纹即可交付使用。
基于实时激光能量补偿调控的难熔金属均质激光增材制造方法
实质审查的生效专利号: CN118543852A
申请人: 沈阳飞机工业（集团）有限公司
发明人: 关慰勉; 梁新增; 史吉鹏; 刘艳梅; 刘标; 关峰
申请日期: 2024-05-20
公开日期: 2024-08-27
IPC分类:
B33Y50/02
摘要:
本发明涉及基于实时激光能量补偿调控的难熔金属均质激光增材制造方法，属于增材制造技术领域。本发明通过激光功率闭环调控粉末熔化，简化了工艺探索和缺陷调控工序，实现增材制备工艺与材料体系间的解耦，无需针对特定材料体系探索增材工艺。本发明通过高速滤光捕捉调控熔池粉末熔化行为，既适用难熔金属粉末体系，又适用于低熔点高反射率难增材体系。本发明对粉末粒径适应性强，无需进一步针对难熔金属粉末进行粒径筛选步骤，保留了相对较粗的金属粉末，降低增材制造成本。
主权项:
1.基于实时激光能量补偿调控的难熔金属均质激光增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：对基板进行磨抛处理；设置激光功率、扫描速率、送粉速率参数；设定高速滤光捕捉系统并对准激光汇聚位置；开启实时监测-数据处理-激光功率闭环控制系统；步骤二：开始难熔金属激光增材；激光束熔化送入粉末在基材表面形成熔池后，高速相机实时观测熔池表面，对设定时间间隔内熔池表面的亮斑，即未完全熔化颗粒，进行特征识别和数量统计；步骤三：激光功率闭环控制；设定时间间隔内熔池表面亮斑数量达到既定阈值时，判定此时激光功率不足，通过控制系统即时升高激光功率，促进难熔粉末熔化；当实时监测系统检测到熔池表面无亮斑，但整体熔池区域内光亮值超过光亮阈值时，判定此时激光功率过高，通过控制系统实时降低激光功率，控制激光功率；通过熔池检测-激光功率闭环调控，确保调控激光功率稳定于特定范围；所述激光功率的闭环控制是针对高速滤光捕捉识别的熔池未熔化颗粒数量的动态快速响应；设定未熔化颗粒的阈值为Y，当特定时间间隔内滤光捕捉识别未熔化颗粒平均值高于Y时，判定此时激光功率不足，系统迅速响应以提高激光功率，响应时间间隔低于1ms；当滤光系统监测到熔池表面无亮斑，但整体熔池区域内光亮值超过光亮阈值时，判定此时激光功率过高，系统迅速响应以降低激光功率，响应时间间隔同样低于1ms；步骤四：按照预先设定的程序完成难熔金属均质增材制造。
一种基于界面原位渗氮强化的梯度钛合金增材制造方法
实质审查的生效专利号: CN118543849A
申请人: 沈阳飞机工业（集团）有限公司
发明人: 关慰勉; 关峰; 梁新增; 金银玲; 刘艳梅; 刘标
申请日期: 2024-05-20
公开日期: 2024-08-27
IPC分类:
B22F10/38
摘要:
本发明涉及一种基于界面原位渗氮强化的梯度钛合金增材制造方法，属于增材制造技术领域。本发明基于界面原位渗氮，强化效果好。氮化钛层基于钛合金阴极放电特性原位生成，界面原位渗氮强化依托氮化钛的高能束分解完成。高活性氮原子直接分布于异质界面元素交互扩散区，从根本上消除薄弱的梯度钛合金界面，既实现异质钛合金性能过渡，也增强了梯度界面过渡区。本发明使用的界面渗氮强化手段，仅利用电弧等离子体放电制备氮化钛层，无需引入金属粉末、丝材等高成本原材料，氮化钛层的分解及原位氮化强化是利用过渡层制备的高能束一次完成，成本控制容易。
主权项:
1.一种基于界面原位渗氮强化的梯度钛合金增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：A钛合金增材制造；使用送粉/丝增材制造方法，设置功率、搭接率、原料送进速率参数后；开启增材制造完成制备A钛合金块体；步骤二：氮化钛层原位放电制备；基于增材制得A钛合金，对后续增材表面进行磨抛处理去除局部起伏；将A钛合金作为阴极，针状纯钛作为阳极，在氮气氛围中进行电弧放电，氮化钛层原位生成于A钛合金放电区域；在预设电弧电流、阳极扫描速度和轨迹后，针状钛阳极依照设定的扫描路径遍历A钛合金阴极表面，完成A钛合金表面氮化钛层的制备；步骤三：氮化钛分解氮原子原位强化异质界面；针对制得氮化钛-A钛合金层状结构，于表面进行钛合金过渡层的增材制造；增材过程使用相对高的激光功率和扫描速率参数组合，高激光功率分解氮化钛层形成高活性氮原子，高扫描速率促成熔池氮原子运动至界面底部凝固前沿以强化界面，进而实现过渡层界面的原位氮化强化；步骤四：B钛合金增材制造；基于步骤一～步骤三得到的层状结构，进行过渡层表面B钛合金增材制造，得到A/B异质梯度钛合金结构。
一种用于激光选区熔化工艺的轻质高强度镁合金材料
实质审查的生效专利号: CN118497576A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 付颖; 杨坪川; 陈根发; 黄丹; 张玉莲; 李静; 钞欣; 冉洸奇
申请日期: 2024-05-08
公开日期: 2024-08-16
IPC分类:
B22F10/28
摘要:
本发明公开了一种用于激光选区熔化工艺的轻质高强度镁合金材料，属于激光选区熔化快速成型技术领域，包括以下质量百分占比的组分：Al元素：10.0~12.0%，Zn元素：0.5~2.5%，Ti元素：0.5~2.5%，Mn元素：0.15?0.50%，Cu元素：不大于0.5%，Fe元素：不大0.5%，余量是Mg元素。通过添加适量的Ti元素，消除SLM成形镁合金中的热裂纹。加入Ti元素，一方面与镁合金材料中的Al元素优先形成Al<subgt;X</subgt;Ti相，作为异质形核的形核剂，细化晶粒，减小合金凝固温度区间，避免产生成形热裂纹，同时细晶所产生的细晶强化可以提高基体强度，进一步加强材料抵抗开裂变形的能力；同时细晶强化、初生Al<subgt;X</subgt;Ti相的析出以及后续热处理析出的次生弥散Al<subgt;X</subgt;Ti相等，综合大幅提升镁合金材料的力学性能。
主权项:
1.一种用于激光选区熔化工艺的轻质高强度镁合金材料，其特征在于：包括以下质量百分占比的组分：Al元素：10.0~12.0%，Zn元素：0.5~2.5%，Ti元素：0.5~2.5%，Mn元素：0.15-0.50%，Cu元素：不大于0.5%，Fe元素：不大0.5%，余量是Mg元素。
一种飞机活门的增材制造方法
实质审查的生效专利号: CN117961090A
申请人: 四川工程职业技术大学; 四川顺腾机械制造有限公司
发明人: 陈晓慈; 黄寿均; 吴代建; 李忠利; 张尚斌
申请日期: 2024-04-02
公开日期: 2024-05-03
IPC分类:
B33Y50/02
摘要:
本申请公开了一种飞机活门的增材制造方法，涉及增材制造技术领域。包括以下步骤：对活门零件进行三维扫描，得到活门零件的三维模型；将活门零件的三维模型导入三维设计软件中进行余量添加和支撑设计，得到三维设计模型；对三维设计模型进行优化，再添加支撑，设置打印参数，进行切片处理，得到待打印文件；将待打印文件打印成形，得到活门零件。采用本申请的增材制造方法，与传统精密铸造工艺相比，可大幅缩短活门零件的生产周期，且不涉及型壳的繁复制作流程，能够良好地控制零件尺寸精度、应力变形、表面粗糙度，并且零件的力学性能优于传统铸件，制造效率高，极大地缩短了活门零件的加工制造时间，降低了生产成本。
主权项:
1.一种飞机活门的增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：对活门零件进行三维扫描，得到活门零件的三维模型；将所述活门零件的三维模型导入三维设计软件中进行余量添加和支撑设计，得到三维设计模型；对所述三维设计模型进行优化，再添加支撑，设置打印参数，进行切片处理，得到待打印文件；将所述待打印文件打印成形，得到活门零件。
一种用于飞机材料的激光熔覆工艺
实质审查的生效专利号: CN118326392A
申请人: 长沙航空职业技术学院（空军航空维修技术学院）
发明人: 徐进军;任子昂;伍彪;湛阳;都昌兵;江茫;曹艳
申请日期: 2024-03-20
公开日期: 2024-07-12
IPC分类:
C23C24/10
摘要:
一种用于飞机材料的激光熔覆工艺。本发明以T i N和Cr3C2复合粉末作为激光熔覆涂层的增强相，可以显著提高纯钛涂层的耐磨性能，而且，两种粉末混合使用会取得更为优异的实验效果。另外，相对于金属钛粉末而言，熔覆粉末中T i N占比为13.2wt％且Cr3C2占比为10.3wt％时，耐磨性能可以获得最大程度地提升。另外，本发明以Ti N层作为铝合金基体和T i?T i N?Cr3C2复合面层，可以提高两者的结合力。
主权项:
1.一种用于飞机材料的激光熔覆工艺，其特征在于，所述激光熔覆工艺包括以下步骤：预处理：选择7075铝合金作为基体材料，对基体材料先后进行机械抛光处理、酸洗处理和水洗处理，机械抛光处理后表面粗糙度约1.5-2.2μm；酸洗处理采用22-25％的盐酸溶液清洗基体材料表面以除去氧化层；最后用去离子水清洗基体材料并烘干待用；制备TiN过渡层：将基体材料放入磁控溅射镀膜机中，以纯钛为靶材，氮气为工作气体，在基体材料表面溅射一层60-70nm的TiN过渡层；激光熔覆制备面层：以8.5-9.2wt％的PVA溶液作为粘结剂，使粘结剂与熔覆粉末均匀混合，然后涂覆于基体材料表面形成预置层，在氩气保护下通过激光熔覆制备Ti-TiN-Cr3C2复合面层，其中，熔覆粉末由100-120重量份金属钛、4.5-15重量份氮化钛和4.5-15重量份碳化铬组成，激光熔覆过程中的激光功率为800-820W，扫描速度为320-330mm/min，光斑直径为3.5-3.6mm，搭接率为30-32％，能量密度为300-320W/mm2。
一种复合材料复杂曲面工装结构的电弧增材制造方法
实质审查的生效专利号: CN117921137A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 陈勇; 荣鹏; 杨东; 黄丹; 成靖; 易涛; 高川云; 王晓燕
申请日期: 2024-02-23
公开日期: 2024-04-26
IPC分类:
B33Y50/00
摘要:
本发明公开了一种复合材料复杂曲面工装结构的电弧增材制造方法，属于生产制造技术领域，可实现复杂曲面工装的快速制造及批量生产应用，具体方案为：包括以下步骤：基于工装模型，对工装模型进行分层切片；对工装成型进行路径规划；其中，路径规划时沿工装模型的短边往复平行线填充路径；基于分层切片信息和路径规划信息进行工装成型。本发明采用电弧熔丝增材制造技术进行导管工装结构的直接制造，具有无需模具、复杂结构可直接制造、制造效率高等优势，可以实现工装结构的快速交付使用；本发明采用通过工艺参数匹配、成形路径优化和层间温度控制，可以提高电弧增材制造的精度、减少材料浪费、节约制造成本。
主权项:
1.一种复合材料复杂曲面工装结构的电弧增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：基于工装模型，对工装模型进行分层切片；对工装成型进行路径规划；其中，路径规划时沿工装模型的短边往复平行线填充路径；基于分层切片信息和路径规划信息进行工装成型。
一种增材制造舱门
实质审查的生效专利号: CN117719670A
申请人: 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人: 高飞; 王宝峰; 吴海弟; 王文浩; 刘磊; 姚雄华; 朱胜利
申请日期: 2023-12-28
公开日期: 2024-03-19
IPC分类:
B64C1/14
摘要:
本申请属于飞机舱门结构设计技术领域，特别涉及一种增材制造舱门。包括：舱门主体，呈矩形，所述舱门主体上设置有四个缘边，分别为相对设置的第一长缘边和第二长缘边，以及相对设置的第一短缘边和第二短缘边；还包括设置在舱门主体或各个缘边上的承力接头、锁机构接头、放置接头、手柄盒、轴安装支座、弹簧套筒安装支座以及筋条。增材制造舱门的各类部件为高强度铝合金粉末增材制造一体成型，工艺方法成熟，能够有效的减少生产周期和装配周期，提高生产效率，并能够有效降低成本。本申请的增材制造舱门与传统的腹板加筋方式不同，采用桁架式布局结构，内部中空，能够有效的降低成本。
主权项:
1.一种增材制造舱门，其特征在于，所述增材制造舱门包括：舱门主体，呈矩形，所述舱门主体上设置有四个缘边，分别为相对设置的第一长缘边和第二长缘边，以及相对设置的第一短缘边和第二短缘边；承力接头(1)，所述承力接头(1)分别在所述第一短缘边外侧设置两个，在所述第二短缘边外侧设置两个，所述承力接头(1)通过止动钉与门框上的承力挡块接触连接；锁机构接头(2)，所述锁机构接头(2)在所述第一长缘边外侧对称设置两个；放置接头(3)，所述放置接头(3)在所述第二长缘边外侧对称设置两个；手柄盒(4)，所述手柄盒(4)设置在所述舱门主体内侧，且所述舱门主体上设置有使所述手柄盒(4)与所述舱门主体外侧连通的开口；轴安装支座(5)，所述轴安装支座(5)在所述舱门主体内侧设置两个；弹簧套筒安装支座(6)，所述弹簧套筒安装支座(6)在所述第一长缘边内侧对称设置两个；筋条(7)，所述筋条(7)在所述舱门主体以及各个缘边上设置多个。
一种增材制造缺陷电磁热成像在线监测方法及系统
实质审查的生效专利号: CN117388276A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心; 中国商用飞机有限责任公司
发明人: 高运来; 刘建光; 齐山贺; 张嘉振; 司瑞; 彭俊阳; 叶佐元
申请日期: 2023-11-16
公开日期: 2024-01-12
IPC分类:
G01N21/95
摘要:
本发明提供一种增材制造缺陷电磁热成像在线监测方法及系统，所述方法包括：周期性产生脉冲激励电磁场；在增材制造成形的任一层熔覆层生成过程中，沿着该层熔覆层的生成轨迹，由所述脉冲激励电磁场对该层熔覆层的新生区域进行感应加热；以及，同步获取该层熔覆层被感应加热区域的红外热像监测数据；根据所述红外热像监测数据确定该层熔覆层的缺陷在线监测结果；对每一层熔覆层执行上述过程，直至完成所有熔覆层的缺陷在线监测。本发明可用于增材制造成形过程中实现对熔覆层的缺陷在线监测及其层析成像显示。
主权项:
1.一种增材制造缺陷电磁热成像在线监测方法，其特征在于，所述方法包括：周期性产生脉冲激励电磁场；在增材制造成形的任一层熔覆层生成过程中，沿着该层熔覆层的生成轨迹，由所述脉冲激励电磁场对该层熔覆层的新生区域进行感应加热；以及，同步获取该层熔覆层被感应加热区域的红外热像监测数据；根据所述红外热像监测数据确定该层熔覆层的缺陷在线监测结果；对每一层熔覆层执行上述过程，直至完成所有熔覆层的缺陷在线监测。
18Cr2Ni4WA钢渗碳后环保型复合等温淬火方法
实质审查的生效专利号: CN117230283A
申请人: 沈阳飞机工业（集团）有限公司
发明人: 王新宇;杨立新;焦清洋;刘刚;康冲;颜廷宇
申请日期: 2023-11-01
公开日期: 2023-12-15
IPC分类:
C21D6/00
摘要:
本发明提供了18Cr<subgt;2</subgt;Ni<subgt;4</subgt;WA钢渗碳后环保型复合等温淬火方法，属于金属材料热处理领域。利用氮基气氛保护炉(硝盐槽)、空气炉的工艺设备组合取缔高污染、高能耗的盐浴炉和碱槽设备，避免了槽液化学废物的处理，实现了复合等温淬火的绿色环保化，同时明显提高了渗碳零件的表面质量，利用氮基气氛保护炉的精密碳势控制系统实现无氧化脱碳；渗碳后制件采用专用的复合等温淬火工艺，使心部组织转变为回火索氏体，表层主要获得回火马氏体组织和部分残余奥氏体、点状碳化物，由此使制件具备外刚内柔的平衡组织，既能保证心部机械性能，又能达到表面的高硬度、高耐磨性。
主权项:
1.18Cr2Ni4WA钢渗碳后环保型复合等温淬火方法，其特征在于，步骤如下：1)热处理工艺方法①正火：真空炉：真空工作压力为1.33Pa～13.3Pa，加热温度为950℃，保温时间为74min～99min，通氩气进行冷却；②复合等温淬火：氮基气氛保护炉阶段：碳势为0.6％，加热温度为860℃，保温时间为48min～80min；快速转移至硝盐槽，硝盐的温度为200℃～250℃，保温时间为3min～8min；空气炉阶段：从硝盐槽转移至500℃～550℃的空气炉，保温15min～20min，使心部进行高温回火得回火索氏体组织；随后在20℃～40℃的淬火油介质中冷却，其中淬火油介质的指标要求如下：40℃下运动粘度：29～35mm2/s；闪点：≥160℃；无水分；③冷处理：制冷温度≤-70℃，保温2h，在空气中回复到室温；④回火：加热温度150℃～170℃，保温3h～3.5h。
一种高功率激光熔化沉积钛合金组织调控方法
实质审查的生效专利号: CN117340267A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 王宪;于方;佘剑;熊丽萍;刘秦腕
申请日期: 2023-10-13
公开日期: 2024-01-05
IPC分类:
B22F9/04
摘要:
本发明公开了一种高功率激光熔化沉积钛合金组织调控方法，属于激光增材制造技术领域，包括：在高功率激光熔覆沉积钛合金的沉积工艺前或者沉积工艺中，加入质量分数为0.5%~10%的异质形核剂Cu，生成Ti?Cu金属间化合物，以细化钛合金微观组织晶粒，高功率激光范围为4000~10000W。本发明通过沉积工艺前或沉积工艺中添加异质形核剂Cu，可以有效均匀化高功率激光熔化沉积钛合金的微观组织结构，同时提高钛合金零件的抗拉强度。
主权项:
1.一种高功率激光熔化沉积钛合金组织调控方法，其特征在于，在高功率激光熔覆沉积钛合金的沉积工艺前或者沉积工艺中，加入质量分数为0.5%~10%的异质形核剂Cu，生成Ti-Cu金属间化合物，以细化钛合金微观组织晶粒，高功率激光范围为4000~10000W。
一种提高增材制造钛合金件疲劳强度的方法及钛合金件
实质审查的生效专利号: CN117324616A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 王宪;江源渊;王珠风;黄中平;赵举琦
申请日期: 2023-09-14
公开日期: 2024-01-02
IPC分类:
B22F10/28
摘要:
本发明属于金属增材制造技术领域，具体涉及一种提高增材制造钛合金件疲劳强度的方法及钛合金件。本发明所述的提高增材制造钛合金件疲劳强度的方法，通过对粉末的严格筛选、增材制造的工艺优化、喷丸的后处理三大工序，就提高了增材制造钛合金件的疲劳强度，精简了工序、降低了成本、有利于品控。
主权项:
1.一种提高增材制造钛合金件疲劳强度的方法，其特征在于，主要由粉末筛选、增材制造、喷丸处理三个工序组成，并对增材制造方法进行工艺优化；所述粉末筛选是指：筛选出氧含量低于300ppm、氮含量低于20ppm的钛合金粉末；所述增材制造是指：首先采用真空烘干炉对经过粉末筛选的钛合金粉末进行烘干处理，烘干处理时要求在真空度为1torr以下、温度为80~120℃的条件下保温时间30~150min；然后将烘干后的钛合金粉末放入送粉器、将钛合金基板固定到充氩舱内的工作台上，并调节激光加工参数；待激光加工参数调节完成后，采用激光熔化沉积方法，在充氩舱内进行钛合金件的增材制造；所述喷丸处理是指：增材制造结束后，继续在氧含量低于100ppm的充氩舱中进行喷丸处理；所述调节激光加工参数包括：a、调节激光头的激光光斑与同轴送粉头的粉末焦点的相对位置，使激光光斑位置位于粉末焦点位置之下5~10mm；b、调节粉斑焦点位置位于钛合金基板表面-1~1mm；c、调节激光光斑直径为5~10mm。
用于飞机的静压孔装置及静压孔系统
实质审查的生效专利号: CN117141727A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司;
发明人: 袁文铎;赵健
申请日期: 2023-08-25
公开日期: 2023-12-01
IPC分类:
B64D47/00
摘要:
本发明涉及一种用于飞机的静压孔装置，包括：第一静压孔部件，第一静压孔部件相对于飞机的蒙皮固定设置；第二静压孔部件，第二静压孔部件包括面向飞机外部的一端和处于蒙皮之内并朝向第一静压孔部件的另一端，第二静压孔部件在其一端处设有用于感测外部静压的导气孔并且可释放地附连于蒙皮，并且在其另一端处连接于第一静压孔部件。通过采用两件式的静压孔部件，可以实现在静压孔装置的外部快速拆装(可以从外部进行拆装)，从而降低维护或更换成本，节约时间。本发明还涉及一种静压孔系统。
主权项:
1.一种用于飞机的静压孔装置，其特征在于，所述静压孔装置包括：第一静压孔部件(300)，所述第一静压孔部件(300)相对于所述飞机的蒙皮(100)固定设置；第二静压孔部件(400)，所述第二静压孔部件(400)包括面向飞机外部的一端和处于所述蒙皮(100)之内并朝向所述第一静压孔部件(300)的另一端，所述第二静压孔部件(400)在其一端处设有用于感测外部静压的导气孔(410)并且可释放地附连于所述蒙皮(100)，并且在其另一端处连接于所述第一静压孔部件(300)。
一种提高18Cr2Ni4WA结构钢综合性能的热处理方法
实质审查的生效专利号: CN117089671A
申请人: 昌河飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 应俊龙;巢昺轩;李智勇;张瑜;周晶晶;王宝龙;王海平;石志强
申请日期: 2023-08-23
公开日期: 2023-11-21
IPC分类:
C21D6/00
摘要:
本发明为热处理加工领域，具体为一种提高18Cr2Ni4WA结构钢综合性能的热处理方法。通过本热处理工艺方法，在提升材料抗拉强度的同时，可以同步提升塑性、韧性等性能指标，大幅度提升产品的质量、扩展材料的使用范围、节省原材料成本、减轻制件重量。
主权项:
1.一种提高18Cr2Ni4WA结构钢综合性能的热处理方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1.对18Cr2Ni4WA钢进行渗碳处理；步骤2.渗碳后，表面及心部碳含量不一致，选择770℃-830℃完成奥氏体化处理，使材料内外部发生不同程度的组织转变，材料从外到内，过冷奥氏体的含量占比不断下降，铁素体的含量占比不断增加；步骤3.在MS点以下180℃-320℃温度区间进行第一次淬火，保温时间3-10min,决定组织中奥氏体的含量占比，MS点：奥氏体开展转变为马氏体的温度点；步骤4.在合适的同一温度第一次淬火后，由于表面过冷奥氏体含量占比高，表面的组织为大量马氏体+部分奥氏体+微量铁素体，从外往内，马氏体含量占比降低、奥氏体含量占比略微降低、铁素体含量占比升高；步骤5.在MS点以上选择350℃-450℃温度区间进行第二次淬火，由于C元素扩散至奥氏体组织中，实现了稳定化并被最终保留下来，表面的组织为大量马氏体+部分奥氏体+微量铁素体，奥氏体因接纳了部分C元素，提高了稳定性，被最终保留下来；步骤6.选择460-660℃回火温度区间，保温一段时间进行回火处理，完成组织的稳定化处理，以及碳化物等组织的弥散析出。
一种飞机零件激光熔覆的表面处理工艺
发明专利权授予专利号: CN116970940A
申请人: 长沙航空职业技术学院（空军航空维修技术学院）
发明人: 徐进军;高德晰;任子昂;江茫;湛阳
申请日期: 2023-07-18
公开日期: 2024-01-26
IPC分类:
C23C24/10
摘要:
一种飞机零件激光熔覆的表面处理工艺。为了提高传统YSZ激光熔覆涂层的耐腐蚀性能，本发明向YSZ粉末中添加铜和钨。研究表明，向激光熔覆YSZ涂层中添加铜和钨可以大幅提高涂层的耐腐蚀性能，但是随之而来的缺点是YSZ涂层的硬度下降，当铜和钨的总量超过一定数值时，对耐腐蚀性能的提高将不再有积极意义，反而会导致涂层硬度的急剧降低。所以，为了获得硬度和耐腐蚀性能都优秀的熔覆改性层，相对于100重量份YSZ，需将铜钨的总用量控制在25?47重量份。
主权项:
1.一种飞机零件激光熔覆的表面处理工艺，其特征在于，所述表面处理工艺包括以下步骤：以镍基高温合金为基材，对基材进行抛光处理；用15％-20％的盐酸溶液清洗基材表面以除去氧化层；用18％-20％的碳酸钠溶液去除基材表面的油脂，再依次用丙酮、无水乙醇和去离子水清洗基材；将基材预热至200℃左右，通过激光熔覆工艺在保护性气体下制备表面改性层，其中，激光熔覆粉末由YSZ粉末、铜粉和钨粉组成，相对于100重量份YSZ粉末，铜粉和钨粉的总量为25重量份-47重量份，熔覆过程的激光功率为400-500W，扫描速度为360-400mm/min，光斑直径为3.5-4mm，搭接率为20％-25％，送粉量为18-20g/min，能量密度为350-400W/mm2；将制备有改性层的镍基高温合金放入真空退火炉中，于350-400℃下退火处理5-6h。
飞机燃油箱惰化系统及飞机
实质审查的生效专利号: CN116654270A
申请人: 中国商用飞机有限责任公司;
发明人: 江华;黄春光;周云
申请日期: 2023-07-04
公开日期: 2023-08-29
IPC分类:
B64D37/34
摘要:
本发明涉及飞机燃油箱惰化系统及飞机。该飞机燃油箱惰化系统用于包括中央翼燃油箱和位于两侧的外翼主燃油箱的飞机，飞机还包括位于外翼主燃油箱外侧的通气油箱、以及用于连通中央翼燃油箱或外翼主燃油箱至通气油箱的通气管路，飞机燃油箱惰化系统包括惰化流体源、惰化流体管路、释压管路、以及释压装置；其中，惰化流体管路用于将惰化流体从惰化流体源供给至中央翼燃油箱，释压管路用于连通惰化流体管路至通气管路，释压装置位于释压管路中，且用于在压差高于预定阈值时打开，以将惰化流体旁通至通气管路。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：能消除带有惰化系统的中央翼燃油箱超压安全隐患，避免中央翼燃油箱超压。
主权项:
1.一种飞机燃油箱惰化系统，用于包括中央翼燃油箱和位于两侧的外翼主燃油箱的飞机，所述飞机还包括位于所述外翼主燃油箱外侧的通气油箱、以及用于连通所述中央翼燃油箱或所述外翼主燃油箱至所述通气油箱的通气管路，其特征在于，所述飞机燃油箱惰化系统包括惰化流体源、惰化流体管路、释压管路、以及释压装置；其中，所述惰化流体管路用于将惰化流体从所述惰化流体源供给至所述中央翼燃油箱，所述释压管路用于连通所述惰化流体管路至所述通气管路，所述释压装置位于所述释压管路中，且用于在所述释压装置的两侧压差高于预定阈值时打开，以将惰化流体旁通至所述通气管路。
一种飞机用高温合金铸造装置及铸造方法
实质审查的生效专利号: CN116766067A
申请人: 成都市鸿侠科技有限责任公司
发明人: 朱荣文;刘伟军;王勇;陶波;游侠;游云洪;雷超;姚勇;王荣贵;陈佳林;王睿;唐鸥
申请日期: 2023-06-13
公开日期: 2023-09-19
IPC分类:
B24C5/02
摘要:
本发明公开了一种飞机用高温合金铸造装置及铸造方法，属于金属铸造加工技术领域。包括喷砂管，还包括：固定安装在喷砂管内的混合室，喷砂管的出砂端开设有出砂口，出砂口与混合室之间固定连接有混合管；固定安装在喷砂管上的防滑座，防滑座内对称安装有挤压部，两个挤压部之间连接有传动轴，挤压部的输出端与混合管固定连接；喷砂管上固定安装有电机，电机的输出端与两侧的挤压部传动连接，电机的输出端带动传动轴旋转，传动轴将旋转的力传递至两端的挤压部上，使挤压部内的空气挤压至两侧的混合管中，对混合管内的砂砾提供一个加速，提高侧面砂砾喷射出的流速。
主权项:
1.一种飞机用高温合金铸造装置，包括喷砂管(1)，其特征在于，还包括：固定安装在喷砂管(1)内的混合室(2)，所述喷砂管(1)的出砂端开设有出砂口(3)，所述出砂口(3)与混合室(2)之间固定连接有混合管(4)；所述出砂口(3)包括位于喷砂管(1)中心处的第一砂口(301)和左右对称的第二砂口(302)；固定安装在喷砂管(1)上的防滑座(5)，所述防滑座(5)内对称安装有挤压部，两个所述挤压部之间连接有传动轴(17)，所述挤压部的输出端与第二砂口(302)上的混合管(4)固定连接；所述喷砂管(1)上固定安装有电机(15)，所述电机(15)的输出端与两侧的挤压部传动连接。
一种针对FDM增材制造的首层修正方法
实质审查的生效专利号: CN117021567A
申请人: 成都飞机工业（集团）有限责任公司
发明人: 杨东;荣鹏;李晓军;王晓燕;陈勇;黄超;佘剑
申请日期: 2023-06-07
公开日期: 2023-11-10
IPC分类:
B33Y50/02
摘要:
本申请涉及增材制造技术领域，公开了一种针对FDM增材制造的首层修正方法，所述方法基于视觉成像系统实现，视觉成像系统用于获取基板表面的高低起伏信息，从而对FDM打印首层进行修正。本方法实现了各异性的层高修正，并且考虑了修正后送丝速度跳变的问题，使得修正后打印出来的零件更加平整，也使得送丝电机不会出现突然送丝的问题，提升了送丝电机的使用寿命。
主权项:
1.一种针对FDM增材制造的首层修正方法，其特征在于，所述首层修正方法基于视觉成像系统实现，视觉成像系统用于获取基板表面的高低起伏信息，从而对FDM打印首层进行修正，包括以下步骤：步骤S1.视觉成像系统在首层打印前对基板进行全方位的扫描，获取基板的图像，进而得到基板首层打印部位高低起伏的信息；步骤S2.将预设好的首层打印路径与扫描得到的基板首层打印部位高低起伏的信息进行耦合，得到打印路径上离散的各个点的高低起伏信息，矩阵表示为(x，y，f)；步骤S3.获取基板首层打印部位高低起伏信息的均值进而得到打印路径上每个路径点的信息步骤S4.基于的差值得到相应的丝材挤出量修正值，根据丝材挤出量修正值，获取挤出量修正值与喷嘴温度和送丝速度之间的对应关系；步骤S5.根据喷嘴温度-送丝速度与挤出量修正值之间的对应关系，实现FDM的后续打印，在打印过程中，对送丝速度出现跳变的地方进行速度修正。
星机双基地时间误差同步方法及频域成像方法
实质审查的生效专利号: CN116660943A
申请人: 合肥工业大学
发明人: 李彤;王张博宇;桂长春;周芳
申请日期: 2023-06-05
公开日期: 2023-08-29
IPC分类:
G01S7/41
摘要:
本发明公开了一种星机双基地时间误差同步方法及频域成像方法，时间误差同步方法中首先获取直达波数据，对接收到的直达波信号进行距离压缩处理并提取一维向量信号，对一维向量信号进行分数阶傅里叶变换提取时间误差构造时间误差补偿函数，进而对目标回波信号进行时间误差补偿；频域成像方法中对无时间误差的目标回波信号进行方位谱模糊，然后通过改进点泰勒展开得到目标回波信号二维频谱表达式，再对二维频谱表达式进行补偿后，进行聚焦成像。本发明方法均借助FFT实现并不需要插值处理，保证了成像效率。
主权项:
1.星机双基地时间误差同步方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、令星机双基地系统中的飞机直接接收卫星发射的直达波信号；步骤2、通过距离向脉压函数对所述直达波信号进行距离压缩处理，并提取距离压缩处理结果的峰值信号组成一个一维向量信号；步骤3、对步骤2得到的一维向量信号进行分数阶傅里叶变换，并确定分数阶傅里叶变换后信号的最大值位置坐标(u,α)，根据(u,α)计算一维向量信号相位的线性部分；步骤4、获取所述直达波信号的多普勒质心fdc，将步骤3得到的线性部分减去多普勒质心fdc，得到时间误差变化率δ；步骤5、利用步骤4得到的时间误差变化率δ构造时间误差补偿函数，基于时间误差补偿函数对星机双基地系统中飞机接收的目标回波信号进行补偿，得到无时间误差的目标回波信号。
金属粉末专利分析
材料体系分布
制备工艺分布
技术领域分布 (IPC分类)
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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)