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公开(公告)号：CN104209941B
公开(公告)日：2016-02-24
申请号：CN201410388085.5
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25H7/04
Abstract: 本发明创造提供一种法兰盘象限划规，包括两个锥座、两个一级规、两个二级规和笔架：两个一级规的上端铰接，其下端通过一级脚连接锥座，且一级脚与锥座铰接，一级脚与一级规同轴且通过轴承连接；二级规为“L”形且对称地设置于一级规的上方，二级规的下臂通过极间件连接于一级规的中部，极间件垂直于一级规且二者通过轴承连接，极间件与二级规下臂的端部铰接；笔架的两端通过肩连接二级规上臂的端部，肩的上端与笔架的端部铰接，肩与二级规同轴且其下端与二级规上臂的端部通过轴承连接。通过各部件之间铰接或轴承连接形成的多个自由度的组合实现以平面上的任意两个圆孔为基准圆孔，在与该平面平行的平面上确定象限划线。
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公开(公告)号：CN107309565A
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201710554487.1
申请日：2017-07-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明提供一种椭球箱底整底状态对接法兰盘精准装配焊接方法，包括下述步骤：测量并划出待焊法兰的法兰孔焊接区的开孔中心及装配轮廓线；清理箱底及法兰待焊接区内、外表面氧化膜；通过内撑外压的方法实现箱底位置固定，使内撑支撑件的支撑中心法线、开孔中心的法线与铣刀轴线重合；采用先粗铣后精铣的工艺方法完成法兰孔的加工；安装验合法兰盘，装配模式为过盈装配；进行焊接轨迹示教；采用定位+打底+盖面的单面双层悬空变极性TIG焊的焊接工艺进行法兰盘与箱底的焊接。本发明能够实现装配开孔数控自动化，焊接轨迹与焊接热输入的精准控制，减小焊接变形，提高法兰盘的焊接质量与尺寸精度。
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公开(公告)号：CN104209941A
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201410388085.5
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25H7/04
Abstract: 本发明创造提供一种法兰盘象限划规，包括两个锥座、两个一级规、两个二级规和笔架：两个一级规的上端铰接，其下端通过一级脚连接锥座，且一级脚与锥座铰接，一级脚与一级规同轴且通过轴承连接；二级规为“L”形且对称地设置于一级规的上方，二级规的下臂通过极间件连接于一级规的中部，极间件垂直于一级规且二者通过轴承连接，极间件与二级规下臂的端部铰接；笔架的两端通过肩连接二级规上臂的端部，肩的上端与笔架的端部铰接，肩与二级规同轴且其下端与二级规上臂的端部通过轴承连接。通过各部件之间铰接或轴承连接形成的多个自由度的组合实现以平面上的任意两个圆孔为基准圆孔，在与该平面平行的平面上确定象限划线。
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公开(公告)号：CN209508416U
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201821944081.0
申请日：2018-11-23
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本实用新型提供了一种火箭贮箱零件化铣刻型柔性装夹装置，包括支架，该支架顶面为外凸圆弧面结构，所述支架顶面设有柔性装夹机构，该柔性装夹机构包括两个压紧单元，每一个压紧单元包括底座、螺杆和连接件，所述螺杆底端安装在底座上，所述连接件设有和螺杆对应的连接孔，所述螺杆顶端伸出该连接孔后匹配连接有锁紧螺母，所述连接件通过第一铰销连接有用于对放置在支架顶部的贮箱零件位置限定的压板。本实用新型所述的一种火箭贮箱零件化铣刻型柔性装夹装置，适用于火箭贮箱型面复杂且箱壁厚度较薄产品装夹，同时通过该外凸弧面支撑及柔性装夹，解决该类曲面长容易导致末端异常、刻型过程中容易发生变形等问题，更好地保证了后期激光刻型的精度。
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公开(公告)号：CN204036444U
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201420445587.2
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B25H7/04
Abstract: 本实用新型提供一种法兰盘象限划规，包括两个锥座、两个一级规、两个二级规和笔架：两个一级规的上端铰接，其下端通过一级脚连接锥座，且一级脚与锥座铰接，一级脚与一级规同轴且通过轴承连接；二级规为“L”形且对称地设置于一级规的上方，二级规的下臂通过极间件连接于一级规的中部，极间件垂直于一级规且二者通过轴承连接，极间件与二级规下臂的端部铰接；笔架的两端通过肩连接二级规上臂的端部，肩的上端与笔架的端部铰接，肩与二级规同轴且其下端与二级规上臂的端部通过轴承连接。通过各部件之间铰接或轴承连接形成的多个自由度的组合实现以平面上的任意两个圆孔为基准圆孔，在与该平面平行的平面上确定象限划线。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN204036120U
公开(公告)日：2014-12-24
申请号：CN201420445588.7
申请日：2014-08-07
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B23Q7/00
Abstract: 本实用新型提供可调式航天薄壁板材翻转机构，包括底座、翻转臂、固定臂和动力源，所述翻转臂和固定臂的相对侧为待翻转板材的接触面，所述翻转臂的底端与所述底座上表面的框架铰接，所述固定臂与所述底座上表面的夹角小于90°且其底端焊接固定在所述底座上表面的框架上，所述翻转臂底端和所述固定臂底端之间的底座上表面露出有宽度与待翻转板材厚度相等的缝隙，用于提供翻转力的动力源设置在所述翻转臂和固定臂的相背对侧。采用液压油缸代替人力进行翻转，安全、高效，两个翻转机构之间的距离可调，适用于不同尺寸规格板材的翻转，在翻转过程中不需要固定板材，减小了对板材加工表面和边缘的损坏。
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公开(公告)号：CN112058603A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010955299.1
申请日：2020-09-11
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司
IPC: B05D1/18 , B05D1/38 , B05D3/04 , B05C3/10 , B05C13/02 , B66C1/10 , B66C9/08 , B66C11/04 , B66C13/08
Abstract: 本发明提供一种航天火箭化铣零件浸胶工艺方法，依次包括以下工序，装夹工件‑抓取运输‑浸胶‑表干‑翻转‑卸工件；其中，浸胶工序中，将零件整体浸入胶池，且胶池内胶液的粘度为30～35s，浸胶的时间为5‑10s。对于航天火箭贮箱中尺寸大、形状不规则、化铣质量要求较高的φ3350mm级、φ5000mm级的瓜瓣以及φ3350mm级壁板等产品可实现自动浸胶加工，操作方便，满足了产品化铣前的涂胶加工要求，提高了型号产品的化铣加工效率和化铣质量。
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公开(公告)号：CN114136782B
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202111432285.2
申请日：2021-11-29
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司
Inventor： 杨中宝 , 王贺 , 孝本康 , 张杰 , 孙长鑫 , 房浩弟 , 王卫鑫 , 张艳丰 , 宋建岭 , 朱亚蓉 , 刘含伟 , 杨程 , 毕敬 , 刘晓雯 , 李斌 , 孟旭 , 李祖亮
Abstract: 本发明提供了一种用于箱体点焊焊点定力矩撬检的检验方法，通过数显力矩扳手对点焊区进行起撬试验，记录合格点的耐受力矩值；工作人员通过校准仪的检测平台上记录数显力矩扳手力矩值达到耐受力矩值的压力数据；将数显力矩扳手更换为机械力矩扳手；通过调节机械定力矩扳手限力许用值，实现量化检测数据。本发明所述的检验方法，通过数显力矩扳手测定检测力矩值，然后转换为机械扳手进行操作，即方便操作，也有效解决了焊点质量撬检检测标准的统一性和可量化性问题，提高了作业效率。
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公开(公告)号：CN114107846A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111432249.6
申请日：2021-11-29
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司
Abstract: 本发明提供了一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，包括以下步骤：S1、根据产品结构获得零件板坯；S2、预拉深出零件；S3、设置热处理参数值；S4、对预成形试件进行固溶加热和保温；S5、固溶加热及保温完毕后快速转移至淬火模具，并定位预成形试件，快速合模，完成成形；S6、合模保压，冷却(淬火)得到试件；S7、取出试件，自然时效或人工时效。本发明所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，通过设计铝合金曲面件柔性淬火模具，在成形中快速将板坯从炉内取出直至成形前的总时间不超过15秒，解决了深度较大(27mm)、曲率较大的航天铝合金曲面件热变形—淬火复合成形开裂问题，从而实现了产品合格率100％。
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公开(公告)号：CN114045450A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111429357.8
申请日：2021-11-29
Applicant: 天津航天长征火箭制造有限公司
Abstract: 本发明提供了一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，包括以下步骤：S1、根据产品结构获得零件板坯；S2、设置板坯热处理参数值；S3、对坯料进行固溶加热和保温；S4、将固溶加热及保温完毕后的坯料快速转移至模具中，定位合模，完成成形；S5、合模后保压、冷却(淬火)得到试件；S6、取出试件，自然时效或人工时效。本发明所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法通过设计专用的双腔箱式加热设备，配合模具冷却成形，实现了航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件形状精度和组织性能协同控制，提高了零件形状尺寸精度、大量减少了人工修整、降低了制造成本，满足了运载火箭的生产要求，具有良好的经济效益和社会效益。
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