摘要：本发明提供了一种模拟运载火箭上管路取样环境的多自由度工装，包括基座、支板、滑台、自适应组件和支架，基座固定安装至固定位置，基座上端安装支板，支板一侧设置导轨，滑台的一侧设置滑块，滑块的外围滑动连接至导轨外围，滑台的另一侧安装自适应组件，自适应组件的一侧安装支架，自适应组件能够带动支架偏转，且支架用于托举被实施零件。本发明所述的模拟运载火箭上管路取样环境的多自由度工装，支架通过螺栓连接实施物，可以实现相对实施物拥有上下、左右、偏转、扭转等6个可调自由度，各自由度通过螺杆调节简单便捷，可实现工装支架三维转动，能够更精准的还原箭上真实的安装环境。

摘要：本发明提供了一种运载火箭小直径不锈钢导管自动化酸洗工艺，包括如下步骤S1、通过金属清洗剂对导管进行超声震荡除油；S2、将导管与清洗管道形成闭合酸洗回路；S3、清洗管道上设置接料嘴，酸液管道、冲液管道和吹扫管道分别通过一个接料嘴连通至清洗管道；S4、通过酸洗管道向所述闭合酸洗回路内注入酸洗介质，进行自动酸洗；S5、通过冲洗管道向步骤4的自动酸洗后导管内注入冲洗介质，进行自动冲洗；S6、通过吹扫管道向步骤5的自动冲洗后导管内注入吹除介质，进行自动吹除后完成导管清洗。本发明所述的一种运载火箭小直径不锈钢导管自动化酸洗工艺，可有效去除导管内壁多余物，导管酸洗质量大幅提升，生产效率显著提高。

摘要：本发明提供了运载火箭电缆防水层被动泄压方法，包括以下步骤S1、电缆网固定；S2、被动泄压定位；S3、泄压面积计算；S4、制作被动泄压件；S5、安装被动泄压件。本发明合理设计防水结构，确定防水结构实施方法，通过对电缆网内外压平衡要求与防水结构的特点确定被动泄压结构参数，通过对工艺的创新，圆满地完成了新一代低温火箭防水结构的设计，实施效果完全满足火箭飞行环境要求。

摘要：本发明提供了一种运载火箭输送管软支撑自动缠绕装置及其使用方法，包括工件、主轴托架、辅助托架和纱架小车组件；地面上设置滑轨，纱架小车组件设置在滑轨上，且能够在滑轨上滑动；滑轨一侧设置主轴托架和辅助托架，工件一端设置在主轴托架的两个被动调整轮上，工件的另一端设置在辅助托架的两个辅助调整轮上，主轴托架的夹具本体与工件端部固定连接，纱架小车组件的纱线对工件进行缠绕。本发明实现自动缠绕工艺取代人工缠绕，进而消除传统人工缠绕带来的产品质量隐患，实现缠绕过程中的张力控制，保证软支撑自动缠绕的圆度和一致性，提高输送管装配时的可靠性和工作效率。

摘要：本发明提供了一种球冠箱底与短壳对接环缝立式装配方法，包括以下步骤S1、吊装箱底组合件至环缝膜胎；S2、安装叉形环压紧机构；S3、吊装焊接板组件至叉形环凹槽内部；S4、吊装短壳至环缝膜胎；S5、吊装短壳压紧工装；S6、调节焊接垫板内外撑出量和焊缝圆度；S7、进行焊接；S8、拆除压紧工装；S9、拆除焊接垫板；S10、取出焊缝表面飞边并打磨焊缝；S11、对焊缝相控阵检测。本发明所述的一种球冠箱底与短壳对接环缝立式装配方法提出了一种5m直径箱底与短壳对接环缝立式装配搅拌摩擦焊接理念，开发了一种用于5m直径贮箱箱底与短壳立式装配工艺方法，首次实现了5m大直径箱底与短壳在立式状态下的装配搅拌摩擦焊接。

摘要：本发明提供了箱底无中心孔顶盖环缝搅拌摩擦焊接装置及装配方法，包括顶盖压紧机构、环缝焊接工装和焊接辅助工装，顶盖压紧机构底部固定连接至焊接辅助工装，焊接辅助工装安装至箱底外表面，环缝焊接工装底部固定至球形膜胎顶部。本发明所述的箱底无中心孔顶盖环缝搅拌摩擦焊接装置及装配方法针对5m直径贮箱箱底无中心孔顶盖环缝搅拌摩擦焊接过程中无法通过立柱固定相关压紧工装以及工装无法生根问题，设计出了适用于顶盖环缝无中心孔固定外压专用工装，静止环通过地基连接杆与地基相连，保证焊接时不旋转，不与主轴干涉；旋转环通过旋转杆与膜胎连接，与转台膜胎同步旋转，解决了无中心孔工装无法固定生根的问题。

摘要：本发明提供了一种远程天线装置定位方法，包括以下步骤S1、将地面天线固定在执行机构上，并对箭体进行安装操作；S2、采集地面天线的信号，并反馈到远程监控室的监控系统中；S3、对信号进行分析，判断信号状态，如果信号已经到达最优状态，则停止，进入下一步测试工序；S4、如果信号未达到最优状态，则确定下一个测量位置，进行天线信号采集；S5、回到步骤S3，直到找到最佳位置。本发明所述的一种远程天线装置定位方法设计合理，利用远程对天线进行调整和监控，避免了微波辐射和现场噪音对人员的伤害；由于远程控制，避免了由于人体反射信号等因素增强了接收信号使信号误锁定和人员离开后信号可能又会失锁等问题，显著提高工作效率。

摘要：本发明提供了一种远程天线定位装置，包括X移动平台、Y移动平台、C角转动平台、Z向升降平台和A角转动平台，所述X移动平台顶部滑动连接至Y移动平台，Y移动平台顶部滑动连接至C角转动平台，C角转动平台顶部固定连接至Z向升降平台，Z向升降平台顶部固定连接至A角转动平台，所述X移动平台、Y移动平台、C角转动平台、Z向升降平台和A角转动平台均均通过总线与控制器连接。本发明所述的一种远程天线定位装置结构简单，设计合理，通过自动控制达到远高于人工调整所能达到的定位精度，可以更快更好地实现定位调整。

摘要：本发明提供了一种大径厚比非均匀下陷铣网格壁板成形精度控制方法，包括以下步骤：S1、数铣筒段壁板；S2、进行PE板组合布局操作；S3、进行四轴滚弯过曲率成形操作；S4、进行去除余量操作；S5、制作分区机械校形装置；S6、进行环向机械校形操作；S7、进行航向校形操作。本发明所述的一种大径厚比非均匀下陷铣网格壁板成形精度控制方法通过本方法形成了大径厚比非均匀下陷铣网格壁板四轴滚弯差厚组合填料工艺、过曲率成形控制和分区(环向、航向)机械校形数据库，确保非均匀下陷铣网格壁板成形精度，提升产品一致性及可靠性，有效避免人为修整以及产生的缺陷，实现高效快速的生产模式，保证型号周期。

摘要：本发明提供了一种铝锂合金椭球箱底法兰盘环缝的钨极氩弧焊接方法，包括以下步骤：S1、对焊缝结构表面进行清理操作；S2、开坡口操作；S3、进行烘干操作；S4、进行装配；S5、进行打底焊接操作；S6、判断步骤S5焊缝结构背面的焊漏成形是否合格；S7、判断步骤S5焊缝结构正面盖面的焊漏成形是否合格。本发明所述的一种铝锂合金椭球箱底法兰盘环缝的钨极氩弧焊接方法，结构简单，设计合理，通过在焊缝结构正面使用氩气保护罩进行保护，在焊缝结构背面安装氩气保护气腔，使用气腔对焊缝背部进行保护，不仅大大降低了成本，而且操作简便，实现铝锂合金椭球箱底法兰盘环缝的钨极氩弧焊接，焊缝强度和延伸率均能达到航天运载火箭贮箱的要求。

摘要：本发明提供一种2195铝锂合金异形截面结构及其旋压方法，所述的异型截面结构是指空间圆滑型面中心区域带有曲面翻边结构，翻边型面为曲线拟合结构，顶部直径240mm，型面精度要求高。通过循环热强旋成形+淬火+校形+机加+人工时效，控制每道次变形量为10.5‑15.5％，并呈梯度递减，主轴转速为25rpm/min，实现2195铝锂材料异型结构热旋压加工一体成形。突破了此种异型结构传统成形先采用刚性模拉深圆滑型面，再局部翻边成形异型结构的两道次成型方案，显著降低刚性模拉深翻边工序出现裂纹而带来的报废风险，开创了热旋压一体成形思路，实现了新材料异型结构成形，为新材料工程应用奠定基础。

摘要：本发明提供了一种2219铝合金贮箱箱底瓜瓣加热凸孔成形方法，利用水切割机进行下料，然后淬火热处理，淬火完成后通过液压机对瓜瓣成形，去余量并开预制孔，通过线圈对凸孔模进行加热进行凸孔作业，凸孔作业完成后，对瓜瓣进行时效热处理，最后成型。本发明创新一种模具加热方法，控制加热温度、保温时间及工艺流程，不仅完成瓜瓣凸孔，而且提高合格率，简化工艺流程并提高产品力学性能。

摘要：本发明提供了一种底梁协调装配方法，包括如下步骤：步骤一：将内梁的外边缘与至少三个短梁进行预装配连接，内梁与至少三个短梁进行预装配连接后形成内梁组合件；步骤二：将外梁的内边缘与多个叉形梁预装配连接，外梁与多个叉形梁进行预装配连接后形成外梁组合件；步骤三：内梁组合件与外梁组合件连接后形成底梁，每一发动机安装面上均留有余量；步骤四：底梁通过对称防变形加工工艺去除每一发动机安装面上的余量及加工对接孔结构。本发明所述的一种底梁协调装配方法，解决了由于底梁各部件之间的装配协调关系异常复杂，导致确保多个对接协调关系自身精度以及各对接协调关系之间的相对位置精度异常困难的技术问题。

摘要：本发明提供了一种航天大尺寸壁板厚度自动测量装置，包括第一导轨、第二导轨、壁板、激光传感器，所述第一导轨底部垂直悬挂有可沿第一导轨移动的壁板，两个所述第二导轨竖直设置在第一导轨的前方和后方，每个所述第二导轨上均可移动连接有上下分布的第一激光传感器和第二激光传感器，且两个所述第二导轨上的第一激光传感器和第二激光传感器分别对称设置，所述第二导轨的上下两端均可移动连接在第三导轨中。本发明有益效果实现了激光三角测厚技术在航天大型壁板厚度测量的应用，既替代了原有超声人工手动测量实现了自动测量，又满足了航天壁板检测精度高的要求；在实现提高检测效率的同时保证了检测的准确性。

摘要：本发明提供了一种硬态铝合金型材下陷结构自阻加热成形方法，属于加工成型工艺领域，包括以下步骤，S1、坯料准备，零件原材料状态为淬火时效状态，根据零件图，下料过程采用钢板尺及划针在原材料表面划线，根据划线位置，采用标准锯床设备进行下料工序，控制坯料长度尺寸，并用划针在零件底面刻成形区圆角刻线，便于零件成形时能够与模具刻线相对应；S2、自阻加热成形，S3、余量去除，使用数控铣床去除零件余量，保证零件外形尺寸L满足下陷尺寸要求。本发明提高现有成形模具进行下陷结构加工过程中成形一致性，提高表面质量，缩短耗用工时、降低生产成本，提升工作效率。

摘要：本发明提供了一种火箭舱段CFRP支撑板超声辅助制孔工艺方法，超声振动制孔装置的主轴转速3000～4000r/min，进给速度20～40mm/min，刀具悬长35‑40mm，超声振动频率20～30kHz。本发明所述方法适用于火箭舱段碳纤维复合材料支撑板装配连接孔的加工，可提高制孔质量及稳定性，提升加工效率50％以上，并可大幅降低工人操作难度和劳动强度。同时该方法可推广应用于所有类似结构及特性的碳纤维铝合金夹层产品上，尤其在新一代运载火箭上具有较好的应用前景。

摘要：本发明提供了一种运载火箭部段精密对接协调方法，包括如下步骤步骤一精测所述第一端面及第二端面相对位置，获取所述第一端面及第二端面的相对位置数据；步骤二精测所述第三端面及第四端面相对位置，获取所述第三端面及第四端面的相对位置数据；步骤三选定步骤一及步骤二最后获取的数据拟合用中间坐标系；步骤四对步骤一及步骤二最后获取的数据通过中间坐标系转换拟合，获得贮箱与壳段之间的对接间隙特征数据包。本发明所述的一种运载火箭部段精密对接协调方法，解决了现有技术中对新型贮箱与壳段之间的对接过程中存在对接协调节点滞后拉长研制周期、手工多点测量精度差等缺点，影响对接效果的技术问题。

摘要：本发明提供了一种航天贮箱焊点虚焊量化检测装置，包括撬起头部、结构杆、加压手柄和控制面板，所述结构杆上侧设有控制面板，前端连接撬起头部，后端连接加压手柄，所述结构杆内部设有控制模块，所述加压手柄内设有压力传感器及U形键触，压力传感器上端连接U形键触，所述控制面板上设有数显屏及按键，所述数显屏与控制模块的输出端连接，所述压力传感器和按键连接至控制模块的输入端。本发明有益效果通过压力传感器采集在撬杠指定位置加力的大小，经力矩换算显示出在撬杠撬起位置所承受的力，最终实现点焊强度量化检测；检测成本低，检测效率高，可靠性高，对人员要求较低。

摘要：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。

摘要：本发明提供了一种运载火箭跨部件取样导管预制制造方法，包括以下步骤：S1、利用扫描设备进行实物扫描，创建部件点云模型，所述部件点云模型包括后过渡段侧点云模型和发动机侧点云模型；S2、再利用软件将两段点云模型进行虚拟连接，以连接的部件组点云模型为基础建立导管模型；S3、将导管模型导入弯管机加工。本发明所述的运载火箭跨部件取样导管预制制造方法解决了须两部件连接后方可上箭铝丝取样的传统手工加工方式，实现了取样导管预先制造，打破了取样导管与箭体总装串行加工方式。