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[发明专利]小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法-CN202110097197.5有效
发明人：李一洋;何华锋;谭云水;魏虹;卓艾宝;徐雷 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2021-01-25 - 公布日： 2022-07-08 - 主分类号： B29C69/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种小直径大开口固体火箭发动机壳体成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。它包括如下步骤：1)缠绕工装与前封头、后封头的定位安装；2)原子灰固化；3)贴附绝热层及预压；4)涂覆胶粘剂；5)找平斜坡区域；6)纵向缠绕与再次环向缠绕；7)再次预压与入炉固化；8)车加工切割；9)拆除缠绕工装并对壳体表面打磨处理。该成型方法不仅具备较高的工艺可行性和较低的成本，而且制备得到的复合材料壳体可靠性高，承压能力好。
直径开口固体火箭发动机壳体成型方法

[发明专利]碳纤维复合材料壳体精密弹翼座铺设缠绕成型方法-CN201910802626.7有效
发明人： 卓艾宝;曾建军;肖雯静 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2019-08-28 - 公布日： 2021-08-10 - 主分类号： B29C70/72 文献下载
摘要：本发明公开了一种碳纤维复合材料壳体精密弹翼座铺设缠绕成型方法，包括如下步骤：1)在弹翼座安装座的下表面粘接弹性胶片；2)采用定位工装对弹翼座进行定位固定；3)加热固化后拆除定位工装；4)选取高模碳纤维单向预浸布，按照铺层结构共进行至少三个循环的预浸布铺设；5)采用连续碳纤维浸过树脂胶液，在弹翼座安装座上进行至少六层环向碳纤维缠绕；6)采用定位工装再次对弹翼座进行定位固定；7)对铺设和缠绕的碳纤维层进行加热固化，固化完成后拆除定位工装。本发明实现了不同载荷的铺层可设计性，保证了复合材料壳体弹翼座的稳定、可靠连接，又能够满足壳体强度、刚度的承载需要。
碳纤维复合材料壳体精密弹翼座铺设缠绕成型方法

[实用新型]天线罩头锥与连接环装配结构总成-CN202022886751.1有效
发明人：王宇锋;陈长胜;吴广力;陈海坤;蒋伟;曾甜甜;卓艾宝 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2020-12-03 - 公布日： 2021-07-06 - 主分类号： H01Q1/42 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种天线罩头锥与连接环装配结构总成，包括天线罩头锥、连接环、环形压块及定位工装，定位工装包括罩体定位工装和连接环定位工装，罩体定位工装的内型面与天线罩头锥的外型面一致；连接环定位工装包括环形安装块和若干个调节螺杆，所有调节螺杆的一端均沿环形安装块的径向方向穿过环形安装块且所有调节螺杆沿圆周方向均匀布置。天线罩头锥与连接环装配简单，不仅可以降低装配精度要求，还可避免天线罩头锥和连接环之间的脱粘问题，有效提高产品加工效率和产品质量；天线罩头锥与环形压块之间采用过盈配合，使得环形压块与天线罩头锥之间不容易脱粘，有效降低天线罩在使用过程中因材料热膨胀系数不匹配而导致脱粘、胀裂的风险。
天线罩连接装配结构总成

[发明专利]一种轻质化高强度砂芯模成型方法-CN202110028241.7在审
发明人： 卓艾宝;曾甜甜;曾永春;曾建军 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2021-01-08 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： B22C9/10 文献下载
摘要：本发明公开一种轻质化高强度砂芯模成型方法，包括以下步骤：混砂：按照质量比为芯砂：短切玻璃纤维：聚乙烯醇溶液＝95：6：8的配比进行混合，搅拌混合均匀后烘干；砂饼成型：将混砂倒入砂饼模具中，振动压实后晾置一端时间后，烘干；粘接：在成型的砂饼端面刷涂胶粘剂，再在工装上进行装配；装配完成后，自然固化。本发明采用的砂型制造技术有效解决了大直径芯模强度低、重量重的问题，使成本更低、结构更可靠。
一种轻质化高强度砂芯模成型方法

[发明专利]碳纤维缠绕成型方法-CN202011166228.X在审
发明人：曾甜甜;李天明;卓艾宝;蒋伟;陈长胜;李忠仕 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2020-10-27 - 公布日： 2021-02-23 - 主分类号： B29C70/34 文献下载
摘要：本发明涉及碳纤维领域，公开了一种碳纤维缠绕成型方法，包括如下步骤：将缠绕芯模组装好，贴好绝热结构后，待缠绕；将环氧树脂搅拌均匀后倒入浸胶槽后，设定浸胶槽温度为50～60℃，胶液粘度为200～900mPa·s；将满足设计指标要求的碳纤维放置在纱架上，设定纤维纱单股纱的缠绕张力12～18N，经过出纱装置、浸胶槽、过纱棍和丝嘴后，缠绕在芯模上；按照缠绕设定的程序进行壳体缠绕、固化、脱模。本发明碳纤维缠绕成型方法，保证碳纤维能满足缠绕工艺特性的要求，确保制品在进行水压爆破时纤维强度得到最好的发挥。
碳纤维缠绕成型方法

[发明专利]用于生产火箭发动机复合材料壳体的芯模及其成型方法-CN202010756317.3在审
发明人：陈长胜;蒋伟;黄泽勇;卓艾宝;曾甜甜;王宇锋 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2020-07-31 - 公布日： 2020-12-01 - 主分类号： B29C33/76 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机工装领域，公开了一种用于生产火箭发动机复合材料壳体的芯模，包括芯轴，芯轴外依次包裹有芯模内层(2)和芯模外层(3)，芯模内层(2)由低密度固体浮力材料组成，芯模外层(3)由石英砂组成，且芯模内层(2)的直径小于复合材料壳体的后接头内径。本发明还公开了一种用于生产火箭发动机复合材料壳体的芯模的成型方法。本发明用于生产火箭发动机复合材料壳体的芯模及其成型方法，制备的芯模密度小、强度高、芯模挠度小，使用过程表面开裂、坍塌等缺陷较少，且内层可反复使用，成本低。
用于生产火箭发动机复合材料壳体及其成型方法

[发明专利]导弹发射用导流器整体静载试验方法-CN201810645309.4有效
发明人：张玉琦;卓艾宝;朱兴涛;晏述亮 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2018-06-21 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种导弹发射用导流器整体静载试验方法，在待测导流器底面安装应变传感器，将位移传感器的垂直拉线粘接至待测导流器底部测量点‑将待测导流器装配至试验支架顶部的围框内，沙袋组件放置在待测导流器与围框形成的容腔内，压板组件放置在沙袋组件上方并与试验支架侧面的油缸系统相连接‑试验前进行调试‑进行多次满载荷试验。本发明导弹发射用导流器整体静载试验方法试验数据可靠稳定、产品质量风险低，试验成本低、试验条件易于实现，且不会对非金属材料造成损伤。
导弹发射导流整体试验方法

[发明专利]异型曲面准三向织物及其编织工艺方法与应用-CN201811462050.6有效
发明人： 卓艾宝;陈海坤;李海燕 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2018-11-30 - 公布日： 2020-06-05 - 主分类号： D04C1/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种异型曲面准三向织物及其编织工艺方法与应用，该方法包括如下步骤：1)根据织物的外形设计并制作中空结构的芯模，在芯模上设置多个与法向纤维粗细相当的针孔；2)将钢针的针尾分别穿上法向纤维，再将每根钢针的针尖朝外从芯模内部穿过一个针孔并使针尾留置在针孔内；3)在芯模的外侧表面上的钢针间隙中缠绕经向纤维与纬向纤维，完成经向与纬向的纤维层编织；4)当经向纤维与纬向纤维达到指定厚度分布时，逐根拔出钢针并将法向纤维留在纤维层内，采用预压工装压紧纤维层，脱模得到异型曲面准三向织物。本发明克服了针刺和整体穿刺对纤维的损伤，达到了异型织物结构的力学性能良好和高可靠性。
异型曲面织物及其编织工艺方法应用

[发明专利]碳纤维发射筒的成型方法-CN201911100623.5在审
发明人： 卓艾宝;李天明;吴钦;曾甜甜;肖雯静 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2019-11-12 - 公布日： 2020-02-11 - 主分类号： B29C70/30 文献下载
摘要：本发明公开了一种碳纤维发射筒的成型方法，该成型方法包括如下步骤：1)缠绕准备：将前法兰和后法兰分别安装在芯模上；2)缠绕：采用浸过树脂胶液的连续纤维对芯模进行缠绕，形成发射筒的筒体；3)第一次固化：对筒体进行第一次固化处理；4)接口补强缠绕：在筒体上预埋金属接口，并对金属接口外层进行补强缠绕；5)第二次固化：对步骤4)处理后的筒体进行第二次固化处理；6)防热喷涂：脱模后对筒体两端的法兰安装面进行机加，再与前法兰和后法兰进行紧固，最后采用防热涂料喷涂于筒体的内表面，形成防热涂层。本发明的方法采用钩挂缠绕和开口补强方式相结合，提高发射筒的强度，提高导弹发射质量稳定性。
缠绕筒体发射筒固化处理金属接口后法兰前法兰补强芯模固化成型法兰安装面质量稳定性防热涂层防热涂料开口补强连续纤维树脂胶液筒体两端种碳纤维导弹发射内表面喷涂于防热钩挂机加紧固喷涂脱模预埋

[发明专利]一种复合材料壳体大开口金属封头粘接成型方法-CN201911127421.X在审
发明人：蒋伟;卓艾宝;肖雯静;曾甜甜;陈长胜 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2019-11-18 - 公布日： 2020-02-04 - 主分类号： B29C70/30 文献下载
摘要：本发明公开一种复合材料壳体大开口金属封头粘接成型方法，有效解决了大开口壳体金属封头低压爆破的问题、粘接结构可靠、成本低，可以无需紧固件连接，减少了发动机冗余质量、生产和材料成本，增加了装药空间和壳体承压能力。本发明保证了复合材料壳体结构在复杂工作载荷下的稳定性，工艺路线相对简单，能够满足壳体对强度、刚度的承载需要。
复合材料壳体大开口壳体紧固件连接材料成本低压爆破工艺路线工作载荷金属封头壳体金属有效解决粘接成型粘接结构冗余承压封头装药发动机承载保证生产

[发明专利]固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法-CN201811330133.X有效
发明人：周生攀;刘世双;李青艳;卓艾宝;刘方星 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2018-11-09 - 公布日： 2019-12-03 - 主分类号： B23P15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法，包括如下步骤：1)旋压芯模的尾部通过尾顶进行支撑，利用旋压机进行旋压；2)将热校形芯模竖直向下穿入旋压合格后的圆筒内，再垂直吊入热处理炉内进行热处理；3)将圆筒各部分焊接完整；4)在燃烧室壳体的顶部安装吊装工装，在其外侧间隔安装多个外箍工装，在其下部吊挂重物；将燃烧室壳体竖直吊入热处理炉内进行热处理；5)将壳体竖直吊入淬火炉内入油淬火；6)拆除工装和重物，完成燃烧室壳体的精度控制。本发明通过对旋压、热处理、淬火工艺的优化设计，提高了燃烧室壳体的直线度和圆度。
燃烧室壳体热处理工装旋压固体火箭发动机形状精度控制热处理炉竖直淬火工艺吊挂重物顶部安装间隔安装精度控制竖直向下旋压芯模优化设计重物淬火炉热校形旋压机油淬火直线度穿入壳体外箍尾顶芯模圆度吊装焊接垂直拆除支撑

[发明专利]深盲孔罩体快速测量装置及测量、补偿加工方法-CN201711098882.X有效
发明人： 卓艾宝;张志斌;吴钦;周荣军 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2017-11-09 - 公布日： 2019-08-23 - 主分类号： B23Q17/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种深盲孔罩体快速测量装置及测量、补偿加工方法，所述装置包括与机床主轴同轴布置的基座，基座的后端嵌入机床主轴，前端设置有安装盖，安装盖在基座前端形成腔体结构，安装盖的内腔前端设置有导电板，安装盖和导电板的中部均设置有供探针穿过的通孔，探针的后端穿过安装盖和导电板、伸入设置于安装盖内腔的移动板，移动板的前端面与导电板后端面贴合，移动板的后端设置有弹簧，基座的中部设置有弹簧定位台，弹簧的一端与移动板的后端连接，另一端连接弹簧定位台，导电板、移动板通过导线与二极管串联相连，二极管的输出端与机床控制电路连接。本发明利用光电测量装置实现罩体的快速测量，利用测量数据后置处理实现补偿加工的方法。
深盲孔罩体快速测量装置补偿加工方法

[发明专利]异型深盲孔天线罩加工方法-CN201710891617.0有效
发明人： 卓艾宝;吴钦;周荣军;刘伟峰 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2017-09-27 - 公布日： 2019-02-26 - 主分类号： B23P15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种异型深盲孔天线罩加工方法。它包括1)天线罩机械加工余量最佳适配；2)撑具的安装；3)天线罩的找正；4)天线罩的外型面的加工；5)天线罩深盲孔的加工。本发明采用撑具以及基准再造及基于三维扫描的找正方法提高了异型深盲孔天线罩的加工精度。
天线罩深盲孔加工找正机械加工余量三维扫描适配外型

[发明专利]发动机复合材料壳体与喷管一体成型方法-CN201610591811.2有效
发明人：余峰;李天明;卓艾宝;王明坤;廖东;初敬生 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2016-07-25 - 公布日： 2018-08-21 - 主分类号： B29D99/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机复合材料壳体与喷管一体成型方法，是将喷管与发动机复合材料壳体快捷高效合为一个整体的过程，所述发动机复合材料壳体包括壳体主体部分及连接在壳体主体部分前端的前接头，取消了现有技术中发动机壳体与喷管法兰连接结构，在喷管组件装配到位后，与发动机复合材料壳体一并缠绕固化成型，去除了后接头、连接件等金属部件，能有效提高发动机质量比，同时取消了发动机复合材料壳体与喷管的装配工序，有效缩短发动机复合材料壳体、喷管的装配制造周期。
复合材料壳体发动机喷管壳体主体一体成型装配发动机壳体固化成型金属部件连接结构喷管法兰喷管组件制造周期装配工序后接头连接件前接头质量比缠绕

[发明专利]大型分段复合材料壳体连接结构及壳体缠绕方法-CN201611069154.1有效
发明人： 卓艾宝;余峰;吴钦;周生攀;初敬生 -专利权人：湖北三江航天江北机械工程有限公司
申请日： 2016-11-29 - 公布日： 2018-03-09 - 主分类号： F02K9/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种大型分段复合材料壳体连接结构，它的左段火箭发动机壳体和右段火箭发动机壳体通过左连接件和右连接件固定连接，通过纤维在每个第一纤维缠绕挂桩和左段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第一螺旋倾斜缠绕层，通过纤维在第一螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第一环向缠绕层，通过纤维在每个第二纤维缠绕挂桩和右段发动机壳体封头之间进行螺旋缠绕形成第二螺旋倾斜缠绕层，通过纤维在第二螺旋倾斜缠绕层外表面进行环向缠绕形成第二环向缠绕层。本发明能使大型分段复合材料壳体高稳定性连接、高自动化缠绕成型。
大型分段复合材料壳体连接结构缠绕方法

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