元の名称記録: 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司

本发明涉及铆接设备技术领域，具体涉及一种液压铆钳，包括：铆钳主体和分别固定设置在铆钳主体两端的液压活塞缸和调值管以及活动设置在三者中心处的调值控制阀体；调值控制阀体位于调值管内的部分设有与调值控制阀体螺纹传动配合的调制拨片；调值控制阀体的一端可活动的抵接在调值管的端盖外，其另一端可活动的设置在液压活塞缸的缸体内，并封堵液压活塞缸的进出油通道，调值控制阀体的外壁上开设与进出油通道连通的通槽，进出油通道位于调值控制阀体的两侧设有绕过调值控制阀体且与进出油通道连通的支路，支路内设有单向阀。本发明对通过在铆钳内设置贯穿整个铆钳的调值控制阀体，实现了对铆接时两个铆压头之间距离的准确控制。

本发明提供了一种双层壁涡轮叶片大深径比气膜孔无重熔层加工方法，采用同轴电火花超声钻削集成工艺，利用电火花高速小孔加工技术去除材料，利用钻削对电火花加工表面进行光整扩孔，去除表面重熔层的同时提高表面粗糙度，钻削过程附加超声振动降低孔口毛刺以及刀具损耗。通过阶段化工艺及参数开发避免了气膜孔中大深径比斜孔加工滑移问题，同时基于加工过程信号控制、提取以及接触感知模式，实现加工深度自适应调控，实现双层壁涡轮叶片叶身气膜孔无重熔层以及无对壁损伤加工。本发明优点：适用于单晶材料双层壁涡轮叶片气膜孔无重熔层、高精度表面加工需求，适用于多型号涡轮叶片气膜孔加工，同时可推广至喷杆、喷嘴孔等精密微小孔加工。

本发明提供了一种多层壁涡轮叶片冷却孔飞秒激光振镜扫描加工方法，包括以下步骤：策略定制：定制冷却孔加工策略；防护填充：进行自动填充，阻隔激光在冷却孔打穿瞬间击伤孔对面壁；装夹定位：采用特征点迭代测量修正定位方法，补偿叶片成型误差及装夹误差；振镜扫描：一次性完成叶片全部冷却孔加工；自动检测：自动完成叶片在飞秒激光制孔设备与光学检测设备间的位移；防护去除：自动进行叶片与清洗泵水管夹头对接，进行清洗操作；孔边倒圆：对冷却孔进、出口边缘进行倒圆处理；流量检查：形成通水状态及水流量检查报告。便于多层壁涡轮叶片内腔极端狭小间隙防护材料的填充及去除。极大提高了冷却孔加工的表面质量和表面规则性。

本发明公开了一种整体叶盘前后缘钳工手工抛修方法，首先制备专用的精加工油石和粗加工样板，精加工油石具有与设计圆弧一致的半径，并通过精确的偏心量设计确保操作稳定性；粗加工样板半径大于精加工油石一个砂纸厚度，形成分级加工体系，实施时，先通过三坐标测量获取叶片弦宽数据，确定合理的下落量；轮廓样板控制材料去除程度，采用间隔式下落并保留支撑点的策略；依次使用垫有砂纸的粗加工样板进行粗加工，和使用油石条进行精加工，最后对过渡区域进行光滑处理，本发明将依赖个人经验的技艺转化为可量化、可复制的标准化流程，降低对操作人员技能的依赖，保证了前后缘圆弧的精确恢复与一致性，提高了产品合格率和生产效率。

本发明属于超塑成形扩散连接技术领域，尤其涉及一种钛合金多层板结构超塑成形扩散连接气路结构及方法。结构包括位于多层板结构超塑成形扩散连接结构最外侧的下面板和上面板，位于中间层的下芯板和上芯板，分别与下面板和上面板相邻，位于下芯板和上芯板之间的加强板，所述加强板包括多个分体结构；位于上下芯板之间的设置有通气槽板，能够与芯板及加强板进行装配。方法：板材组装及密封整圈；多层板结构超塑成形/扩散连接。本发明利用了异种材料铣加工凹槽形成通气槽，替代原有在零件自身铣加工凹槽或者用通气针作为气体流通通道。解决钛合金多层板结构超塑成形扩散连接气路不稳定问题，提高了零件合格率，达到了零件批量连续生产的目的。

本发明提供了一种电解加工工艺参数智能推荐方法，能够通过输入预期结果参数，获取电解加工过程中关键工艺参数的推荐数据。在具体技术方案中，首选需要搭建电解加工工艺参数数据库，再采用DOE试验设计方法获得加工参数与预期结果的响应公式，将公式嵌入到数据库中，以实现电解工艺参数快速选择与推荐的功能。本发明优点：提升加工质量，基于科学的DOE分析和参数推荐，使工艺参数的确定过程更具准确性，有利于提高加工过程的稳定性和加工产品质量；降低试制成本，减少因工艺参数不合理导致的加工试制次数增加，有利于降低工艺开发成本；知识积累和传承，数据库的构建实现了电解加工工艺数据的积累和传承，便于企业内部共享和学习。

本发明公开了一种GH4708高温合金叶片工艺参数确定方法及模锻方法。参数确定方法包括：通过将坯料在不同温度下加热并压扁后进行金相分析，确定加热温度范围为1060℃～1180℃；通过将坯料在1100℃～1140℃加热并以不同变形量压扁后进行金相分析，确定变形量范围不超过70％，其中叶身变形量为30％～65％，安装板变形量为10％～25％。模锻方法应用上述参数，其工艺路线为：加热→小头顶锻→加热→大头顶锻→加热→一次预锻→加热→二次预锻→加热→终锻。本发明有效解决了GH4708高温合金叶片模锻过程中的表面开裂与组织不合格问题，生产的锻件组织均匀、性能优良，同时降低了材料成本与加工周期。

本发明开了一种控制盘类零件卡圈槽内腔接刀的工艺方法，包括以下步骤，步骤一：加工余量的设计；通过设计加工余量，控制接刀尺寸的大小，避免加工余量过多造成的让刀现象；同时也避免加工余量少，在零件表面产生硬生层，从而增加零件材料的硬度，加速刀具切削时的磨损；步骤二：走刀路线的设计；先利用槽刀车削卡圈槽内腔，进行由下至上车削，再进行由上至下车削；步骤三：装夹方式的设计。通过设计一套盘类零件卡圈槽内腔接刀的工艺方法，有效的提高了接刀的质量和效率。并通过加工余量的设计、走刀路线的设计、装夹方式的设计，解决了内腔接刀大和返工不合格等问题。应用效果良好，经济效益好。

本发明属于航空发动机及燃气轮机风扇部件的制造技术领域，具体涉及一种双安装板叶片下安装板装配槽的车削加工方法。该方法核心包括：以上安装板凸台圆弧面B面为径向基准、以上下安装板进气边平面A1和A2面为轴向基准建立精确定位；先完成上安装板与叶身型面的数控铣削；根据装配槽尺寸优选车削刀具；选用立式数控车床进行加工；并设计专用的车削程序进行粗、精加工。本发明从根本上解决了长叶片弱刚性导致的加工变形问题，使下安装板装配槽与上安装板凸台同轴度精度稳定控制在≤0.05mm，一次合格率从0%提升至100%，加工效率提高约30%，有效促进了航空发动机关键部件的研制进程。

本发明公开了一种轮辐式焊接机匣电子束焊前蜂窝环装夹定位装置及定位方法，该装置包括底座、约束导向环a、导向柱、电磁感应加热设备、专用直径测具、合金台阶冲、无反弹安装锤、塞尺和π尺。方法包括：对涡轮后机匣和蜂窝环进行清洗与尺寸测量；计算装配过盈量与加热温度；将涡轮后机匣装夹于底座并加热至预设温度；利用导向装置约束蜂窝环并通过导向柱引导其装配至机匣内；使用台阶冲与安装锤敲击以确保紧密贴合；检查装配间隙并冷却。本发明解决了大直径薄壁蜂窝环组件因易变形、圆度差、过盈量大导致的装配难题，将平面度从0.7mm提升至0.3mm以内，装配时间从7.5小时缩短至3小时，显著提升了零件质量与生产效率。

本发明属于焊接领域，具体涉及一种钴基耐磨材料焊丝的制备工艺。本发明的技术方案如下：一种钴基耐磨材料焊丝的制备工艺，包括如下步骤：1）制备母合金；材料成分如下：Mo25.0~32.0、Cr15.0~20.0、Si2.5~4.0、Ni+Fe≤3.0、C≤0.08、O≤0.03、P≤0.03、S≤0.03、余量为Co，采用真空感应熔炼进行钴基耐磨材料母合金的制备；2）惰性气体雾化法制粉；3）热等静压成形；4）热处理；5）磨光至成品丝材。本发明提供的钴基耐磨材料焊丝的制备工艺，制得的钴基耐磨材料焊丝能够制备出满足性能要求的叶片叶冠耐磨层，解决叶冠表面的磨损时效问题。

本发明公开了一种实现超长刀具刀库兼容与安全换刀的方法，属于航空发动机加工技术领域，方法通过获取机械手状态信息，并判断目标刀具与主轴当前刀具是否为需特殊处理的超长刀具或测头，进而智能控制换刀流程：首先确保主轴无超长刀具后，再调度指定的第二机械手进行换刀操作，并对测头刀具触发自适应降速保护，该系统包括相应的状态获取、判断与控制模块，本发明以纯软件方式实现了对超长刀具的刀库兼容，无需改造硬件，彻底避免了人工换刀带来的精度损伤与安全风险，显著提升了线性焊叶盘加工的自动化水平、安全性与产品质量。

本发明公开一种用于航空发动机单晶涡轮叶片热障涂层陶瓷层的修理方法及其应用，属于航空发动机热端部件热障涂层修复技术领域。该修理方法包括以下步骤：涡轮叶片预处理；叶背按S型0.07MPa‑0.13MPa下快速吹砂去除陶瓷层；叶盆按S型0.17MP‑0.2MPa下快速吹砂一次去除陶瓷层；缘板0.07MPa‑0.13MPa下快速吹砂去除陶瓷层；叶盆按S型以0.07MPa‑0.13MPa再次进行快速吹砂二次去除陶瓷层；涡轮叶片清洗、干燥后进行无损检测；无损检测合格的涡轮叶片进行陶瓷层再制备。本发明修理方法能精确控制去除陶瓷层，不会造成铝化物扩散涂层过度减薄，可以继续使用，显著缩短叶片修理周期。

本发明公开一种惯性摩擦焊接头内部缺陷检测方法，通过超声波检测手段去检测人工预制的一定尺寸缺陷，当使用一定的工艺参数检测出预制缺陷后，用同样的工艺参数检测真实零件，当检测显示结果相同时，即可认为真实零件内部存在与之前人工预制相同尺寸规格的缺陷；本发明的优点：本方法通过焊前在待焊表面加工人工预制缺陷，预制缺陷大小根据需求控制，真正实现焊接后形成内部空间缺陷，让焊缝质量检测与实际情况更加贴合，检测准确度更高。通过此方法制作惯性摩擦焊缝预制缺陷，能够准确检测、评价零件惯性摩擦焊缝质量，为惯性摩擦焊工程化应用提供技术支撑。

本发明公开一种航空发动机导管TW‑7涂层修复方法，具体步骤如下：（1）.材料准备；（2）.试验工作；（3）.试验结果与讨论；本发明的优点：根据导管形状结构和涂层性能，开展了涂层修复技术研究，最终实现了导管表面TW‑7涂层自主修复生产。本方法既充分考虑了导管的尺寸和结构特点，也充分考虑了涂层的涂覆要求，从而研究成功涂层修复方法。此方法非常实用，各种型号航空发动机带TW‑7涂层的导管均可参考设计，不仅可用于航空发动机领域，而且在各行业都能得到广泛的应用。

本发明提供了一种激光清洗与激光退火耦合的激光加工方法，解决传统激光清洗造成的清洗表面应力分布不均匀，及清洗后诱导的残余拉应力严重影响零件力学性能的难题；包括：激光清洗加工技术方案、激光退火加工技术方案、激光清洗与激光退火耦合技术方案；搭建具备双光源的激光设备，将激光清洗头至于前段，首先实施激光清洗，实施相应区域的激光退火，实现两道工序的协同耦合自动加工。本发明优点：解决激光清洗后表面残余应力分布不均匀，且存在残余拉应力的问题。简化生产工序，节省多工序周转耗时。同时，该装置及方法针对不同的材料设计适应性的参数设置，调整激光清洗和激光退火的匹配区域及时间顺序，严格控制热输入。

本发明提供了一种薄板类隔热屏冷却群孔激光电解复合加工方法，包括以下步骤：参数编制：确定再铸层厚度及表面粗糙度为激光电解复合加工冷却群孔的目标变量；策略定制：确定零件变形量为激光电解复合加工冷却群孔的目标变量；装夹定位：装夹需建立隔热屏孔位坐标与机床加工坐标之间的联系；复合打孔：采用S1形成的工艺参数以及S2形成的间隔式打孔策略，一次性完成隔热屏全部冷却群孔加工，进行在线检测。本发明优点：保证了冷却群孔加工的位置度，提升加工效率及加工质量，有效控制了单位面积制孔时长，降低隔热屏冷却群孔加工中激光电解复合加工对其的热输入及电解液冲击，降低变形量。

本发明公开了一种加力总管的凸座与环圈激光自动焊设备及其焊接工艺方法，设备包括定位点固器具、吸排尘器、集成变位机的焊接器具、3D测量相机、焊接机器人、机器人控制器、水冷机、激光器、集成控制台及稳压电源，各部件通过线缆或管路集成连接，3D测量相机与焊接机器人同步移动，水冷机、吸排尘器分别与相关部件形成冷却、除尘回路，稳压电源为各部件供电。工艺方法为先通过插销定位锁紧凸座，点固焊缝确保间隙≤0.1mm；输入理论模型，扫描实物建模比对，自动规划轨迹；按先扫描确认再焊接逻辑，对称完成外侧24处焊缝及内侧部分焊缝，翻面后完成剩余内侧焊缝。本发明以激光焊替代手工氩弧焊，解决了复杂结构管路自动焊难题，提升焊接技术水平，提高产品质量一致性与加工效率。

本发明涉及一种线性焊接叶盘自适应铣加工中提高在机测量精度的方法，属于航空发动机精密制造技术领域，针对现有测头校准需冷机操作、耗时长且受机床热变形影响精度的问题，本发明通过在设备A轴基座上安装固定标准球建立恒定空间基准，首先进行冷机初始校准，然后在设备热稳定状态下测量标准球心实际位置，通过将获得的偏差值动态补偿至测头内部参数，实现热机状态下的在线精度修正，该方法无需拆卸工件，将校准时间从12小时以上缩短至30分钟内，有效控制了热变形误差，将测量偏差控制在0.005mm以内，显著提升了线性焊接叶盘的接刀精度和加工质量。

本发明提供了一种基于非典型参数的航空发动机推力评估方法，包括如下步骤：步骤一：分别计算试车台架发动机推力关于进气温度、排气温度的效率系数和燃油消耗量修正系数；步骤二：基于装机理论数据分别计算修正后推力；根据装机的机种理论推力衰减系数与进气温度和排气温度实际效率以及燃油消耗量推力影响因子系数进行拟合计算；步骤三：计算装机后推力，根据进气温度和排气温度实际效率以及燃油消耗量推力影响因子系数计算装机后推力。本发明优点：可实现、快速、高效的航空发动机装机后推力评估，一方面可在常规条件下，解决实际使用中的需求；另一方面可代替开展以往推力评估对测量设备和环境的需求，而且节约了大量的试验经费。