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公开(公告)号：CN113927152A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111287555.5
申请日：2021-11-02
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明针对搅拌焊装备尺寸大，焊接作用力大，无法适用空间站在轨搅拌焊工艺需求的现状，本发明解决过程如下：采用电磁感应加热作为焊接过程辅助热源，感应线圈通电形成感应磁场，通过U型截面导磁罩壳约束磁力线仅使其穿过感应线圈下方待焊件，并通过非导磁屏蔽外壳进一步阻断磁力线，防止其加热搅拌工具，并避免在空间站造成磁场干扰，待焊件在磁力线穿过区域形成涡流，经加热并软化，处于感应线圈中间的搅拌头旋转并沿焊缝扎入工件至轴肩与待焊件紧密接触，焊缝区在搅拌头产生的摩擦热和感应线圈产生的感应热共同作用下塑化，搅拌工具沿焊缝前进，实现待焊件连接成形。
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公开(公告)号：CN113714513A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202110890856.0
申请日：2021-08-04
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明提供一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法，包括：首先采用贮箱材料进行激光近净成形工艺试验，获得优选激光近净成形工艺参数；其次，对贮箱模型进行预处理并对预处理模型进行分层切片获得贮箱半球加工程序；再次，采用五轴数控激光近净成形机床，编制五轴联动加工程序，从而进行贮箱半球激光近净成形；最后，采用特定焊接工装对后处理的贮箱半球进行对接焊，实现球形贮箱整体制造。本发明提供的一种基于激光近净成形技术的航天器球形贮箱制造方法，不仅能够实现航天器球形燃料贮箱快速高效制造，而且能够避免模具制造，降低生产成本，相比于传统制造方式可缩短生产周期、提高材料利用率、降低生产成本。
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公开(公告)号：CN109514075B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN201811281453.0
申请日：2018-10-23
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明提供一种功能梯度搅拌摩擦焊搅拌头制备方法，包括：在与工件摩擦位置，即搅拌针及轴肩表面位置采用高温耐磨材料；在搅拌针心部及轴肩端面非接触位置采用韧性好、强度高、经济性好的材料，并最终采用激光近净成形的方式实现这两种材料的梯度过渡及搅拌头近净成形。本发明提供的一种功能梯度搅拌摩擦焊搅拌头激光近净成形方法，能够实现搅拌头工作中与金属直接接触的搅拌针及轴肩位置具有较好的高温耐磨性能，搅拌头整体具有优良的韧性、较高强度及较好经济性。本发明相对于传统的工具钢和模具钢拓展了搅拌工具的使用范围并延长使用寿命，相对于钨基搅拌头及聚晶立方氮化硼搅拌头本发明大大提高了搅拌头整体断裂韧性及制造的经济性。
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公开(公告)号：CN112760605A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011403127.X
申请日：2020-12-04
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明提供了一种异质材料曲面微结构加工方法，步骤包括：步骤1、基材选择：选取具有曲面轮廓的零件作为基材；步骤2、超声波清洗：在无水乙醇中超声波清洗基材；步骤3、吹干：高压气流吹干基材；步骤4、射频清洗：射频清洗基材的镀膜面；步骤5、金属镀膜：金属靶材在基材的镀膜面形成均匀致密的金属镀层；步骤6、超快激光加工：超快激光精密加工机床在覆有金属镀层的基材镀膜面超快激光加工微结构得到样件；步骤7、二次超声波清洗：在无水乙醇中超声波清洗样件；步骤8、吹干：高压气流吹干样件。根据本发明提供的异质材料曲面微结构加工方法异质材料间结合强、加工范围广、参数调节方便、表面微结构精度高。
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公开(公告)号：CN119885417A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202411761286.5
申请日：2024-12-03
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司 , 上海工程技术大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种变晶格填充密度的承载抗冲击一体化支架设计方法及系统，包括：完成飞行器支架的初始结构设计；将飞行器支架的初始结构分解为晶格填充区域与非填充区域；确定晶格填充区域内的晶格填充密度规律；对晶格填充区域进行晶格填充，得到不同晶格单元壁厚的晶格填充区域结构，根据不同晶格单元壁厚的晶格填充区域结构与非填充区域，计算得到飞行器支架的优化结构；对晶格填充结构进行模态分析；拟合当前晶格填充密度规律下晶格单元壁厚与飞行器支架优化结构的固有频率关系；选取当前晶格填充密度规律下的晶格单元壁厚并进行晶格填充，完成变晶格填充密度的飞行器承载抗冲击一体化支架设计。本发明做到结构模型的频率可选设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119534619A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411618249.9
申请日：2024-11-13
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明提供了一种金属增材制造在线检测方法及系统，包括步骤S1：输入零件图纸信息，设定机器所需工艺参数，进行增材制造；步骤S2：收集增材制造过程中的激光超声信号，将其转换为电信号；步骤S3：将电信号分类，根据分类结果判断增材制造的实际情形。本发明能够利用机器学习方法对成形过程中由激光超声信号转换的电信号进行充分且合理的处理，实现增材制造的在线检测；有助于进一步提高增材制造的效率和成形质量，可以有效降低金属增材制造的成本，为金属增材制造的广泛运用奠定技术基础。
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公开(公告)号：CN117644997A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311670572.6
申请日：2023-12-06
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
IPC: B64G1/58 , B64G1/52 , B23P15/00 , B23K26/342
Abstract: 本发明提供了一种经济型货运飞船可复用防热大底及其增材制造方法,包括：防热大底承力框架和钛合金蒙皮激光近净成形；钛合金/形状记忆合金梯度过渡区激光近净成形；防热大底主承力部分进行热处理、粗加工、无损检测；形状记忆合金轻量化点阵模块粉末床激光选区熔化成形；将形状记忆合金点阵模块激光焊接于防热大底主承力部分外侧面；将防热大底主体结构外侧面浸置于烧蚀材料模具中加压填充、加热固化；对防热大底外型面及与货船连接界面进行机加工，保证设计尺寸。本发明能够实现承力/防热/轻量化增材制造，防热大底在与地面碰撞后发生的局部变形，可通过形状记忆合金的记忆效应对局部变形部分进行恢复，实现防热大底结构的重复使用。
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公开(公告)号：CN117565426A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311623238.5
申请日：2023-11-30
Applicant: 浙江大学 , 上海航天设备制造总厂有限公司
Abstract: 本发明公开了一种碳纤维与金属复合智能结构制造方法及应用，包括：设计并制造金属芯模，对芯模上加工区域喷砂处理，随后涂敷高分子树脂薄膜；将高分子树脂薄膜包裹的芯模固定在旋转平台；将激光聚焦辅助加热原位成型设备移动至芯模附近，利用辊子在第一层路径起始位置将连续碳纤维增强复合材料压在芯模表面；按照设定速度运行机械臂和旋转平台，使连续碳纤维增强复合材料按照设定路径运动依次完成每一层连续碳纤维增强复合材料，得到碳纤维与金属智能复合结构；将碳纤维区域与电极、电阻仪连接，根据碳纤维电阻变化实现内部温度应力自监测。本发明可实现碳纤维增强复合材料和金属的有效连接，提高异质界面结合强度，降低复合构件热变形。
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公开(公告)号：CN117491503A
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202311460713.1
申请日：2023-11-03
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
IPC: G01N29/14 , G06F18/15 , G06F18/214 , G06N3/0464 , G06N3/08 , G01N29/44 , G01N23/044
Abstract: 本发明提供了一种基于声发射传感的激光送粉增材过程监测与缺陷感知方法。利用声发射设备测量激光送粉增材过程的声发射信号，将信号分割为时间间隔一致的声信号窗口；将打印得到的工件样品进行计算机断层扫描，得到孔隙与裂纹的位置，结合机器人工具中心点位置数据，为每段声信号窗口打标签，并划分为训练集和测试集；建立基于梅尔倒谱系数的卷积神经网络模型，对声信号窗口进行训练；利用声发射设备在现场获取激光送粉增材过程的声发射信号，将信号输入上述训练好的模型中，实时监测激光送粉增材过程是否存在孔隙与裂纹缺陷。本发明相对基于视觉传感的监测方法，有成本低等优势。
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公开(公告)号：CN117446151A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311414995.1
申请日：2023-10-27
Applicant: 上海航天设备制造总厂有限公司
IPC: B64C9/00 , B22F10/28 , B22F10/64 , B22F10/66 , B22F5/00 , B33Y10/00 , B33Y40/20 , B33Y80/00 , B64C1/38 , B64F5/10
Abstract: 本发明提供了一种防热一体化飞行器舵翼及其增材制造方法，飞行器舵翼包括：前锥体、梯度过渡区、舵翼翼面和舵翼轴。制造方法包括如下步骤：(1)钛合金舵翼面、翼面盖板和舵轴激光熔化沉积；(2)采用焊接技术将翼面盖板焊接于舵翼冷却流道；(3)以钛合金舵翼面为基础开展钛合金/高温合金梯度过渡区激光熔化沉积成形；(4)舵翼前锥体结构粉末床激光选区熔化成形；(5)将舵翼前锥体焊接于梯度过渡区部位形成舵翼毛胚；(6)将焊接后的舵翼毛胚进行整体热处理、机加工等后处理工序。本发明专利采用增材制造方法，可实现超高速飞行器舵翼材料/结构/功能的一体化制造。
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