CA2734083A1 - Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique - Google Patents
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Abstract
La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à: disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique; porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre; après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
Description
Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique.
Les températures élevées en sortie de turboréacteur imposent l'utilisation de matériaux métalliques résistants à de hautes températures. En particulier pour des températures supérieures à 600 OC, l'utilisation d'alliages à
base de nickel devient nécessaire pour supporter les chargements thermiques et mécaniques. En effet, la plupart des autres alliages métalliques voient leurs tenues mécaniques fortement diminuées dans ces gammes de températures.
Un des inconvénients principaux de ces alliages à base de nickel, tels que l'Inconel 718, l'Inconel 625, ou encore WaspaloyTM, est une densité
élevée. Ainsi, pour des structures fines, la diminution de masse est limitée par des conditions de fabrication.
Le gain de masse est un objectif majeur de la construction aéronautique et il existe donc toujours un besoin pour des matériaux alliant une faible densité à de hautes propriétés thermiques et mécaniques.
Une solution est d'utiliser des matériaux composites à matrice métallique.
L'ajout de charges céramiques, telles que des fibres longues ou courtes, des charges particulaires, etc, permet d'augmenter les caractéristiques mécaniques des matériaux métalliques, en particulier dans le domaine des hautes températures. A performance mécaniques constantes, ces charges céramiques permettent également d'étendre les plages d'utilisation de certains matériaux métalliques tels que les alliages de titane, de quelques dizaines de degrés.
La mise en place des charges céramiques est délicate et conditionne le comportement de la structure composite. L'utilisation des matériaux composites à matrice métallique (souvent abrégé en CMM) est donc fortement dépendante des conditions de fabrication.
De nombreux documents décrivent des procédés de fabrication d'éléments en CMM. Toutefois, la mise en forme de ces matériaux pour former la pièce finale est délicate.
Les températures élevées en sortie de turboréacteur imposent l'utilisation de matériaux métalliques résistants à de hautes températures. En particulier pour des températures supérieures à 600 OC, l'utilisation d'alliages à
base de nickel devient nécessaire pour supporter les chargements thermiques et mécaniques. En effet, la plupart des autres alliages métalliques voient leurs tenues mécaniques fortement diminuées dans ces gammes de températures.
Un des inconvénients principaux de ces alliages à base de nickel, tels que l'Inconel 718, l'Inconel 625, ou encore WaspaloyTM, est une densité
élevée. Ainsi, pour des structures fines, la diminution de masse est limitée par des conditions de fabrication.
Le gain de masse est un objectif majeur de la construction aéronautique et il existe donc toujours un besoin pour des matériaux alliant une faible densité à de hautes propriétés thermiques et mécaniques.
Une solution est d'utiliser des matériaux composites à matrice métallique.
L'ajout de charges céramiques, telles que des fibres longues ou courtes, des charges particulaires, etc, permet d'augmenter les caractéristiques mécaniques des matériaux métalliques, en particulier dans le domaine des hautes températures. A performance mécaniques constantes, ces charges céramiques permettent également d'étendre les plages d'utilisation de certains matériaux métalliques tels que les alliages de titane, de quelques dizaines de degrés.
La mise en place des charges céramiques est délicate et conditionne le comportement de la structure composite. L'utilisation des matériaux composites à matrice métallique (souvent abrégé en CMM) est donc fortement dépendante des conditions de fabrication.
De nombreux documents décrivent des procédés de fabrication d'éléments en CMM. Toutefois, la mise en forme de ces matériaux pour former la pièce finale est délicate.
2 Le document US 5 511 604 décrit un procédé de fabrication d'un élément en matériau composite à matrice métallique. Toutefois, la mise en forme de la pièce finale s'effectue par usinage du bloc composite formé.
Le document JP 2004-192792 décrit également une plaque de CMM. La mise en forme des plaques pour réaliser la pièce finale, telle qu'une tuyère d'éjection par exemple, reste difficile.
Le document US 2005/0136256 décrit un CMM possédant une composition particulière réalisé, notamment, sous forme de feuillets.
Le document WO 2005/054536 décrit un CMM utilisant des fibres de verre mais ne décrit pas de méthode de réalisation d'une pièce.
Afin de pallier le problème de la mise en forme, il est possible d'utiliser un support pour les fibres.
Ainsi, le document GB 2 324 102 décrit un procédé de fabrication d'un élément en CMM, ledit élément possédant un axe de symétrie de révolution. Pour ce faire, les fibres céramiques sont enroulées sur un mandrin avant projection de métal fondu. Ce procédé est toutefois limité à des pièces possédant un axe de symétrie de révolution, le mandrin étant entraîné en rotation. Le mandrin devant être entraîner en rotation, un tel procédé
présente des limites dans la réalisation de pièces de grandes dimensions, telles que les tuyères par exemple.
Par ailleurs, la quantité de métal sur les fibres, leur espacement ainsi que la porosité finale sont difficilement contrôlable. L'orientation des fibres ne peut également pas être contrôlée puisque celles-ci sont nécessairement enroulées autour du mandrin. Or, de nombreuses propriétés mécaniques des matériaux composites dépendent de l'orientation des fibres.
Ainsi, il existe donc un besoin pour un procédé permettant une flexibilité de réalisation, adaptable à de nombreuses géométries de pièces tout en étant compatible avec les exigences de construction aéronautique et en permettant une maîtrise de l'orientation des fibres céramiques.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé
en ce qu'il comprend les étapes visant à :
- disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique,
Le document JP 2004-192792 décrit également une plaque de CMM. La mise en forme des plaques pour réaliser la pièce finale, telle qu'une tuyère d'éjection par exemple, reste difficile.
Le document US 2005/0136256 décrit un CMM possédant une composition particulière réalisé, notamment, sous forme de feuillets.
Le document WO 2005/054536 décrit un CMM utilisant des fibres de verre mais ne décrit pas de méthode de réalisation d'une pièce.
Afin de pallier le problème de la mise en forme, il est possible d'utiliser un support pour les fibres.
Ainsi, le document GB 2 324 102 décrit un procédé de fabrication d'un élément en CMM, ledit élément possédant un axe de symétrie de révolution. Pour ce faire, les fibres céramiques sont enroulées sur un mandrin avant projection de métal fondu. Ce procédé est toutefois limité à des pièces possédant un axe de symétrie de révolution, le mandrin étant entraîné en rotation. Le mandrin devant être entraîner en rotation, un tel procédé
présente des limites dans la réalisation de pièces de grandes dimensions, telles que les tuyères par exemple.
Par ailleurs, la quantité de métal sur les fibres, leur espacement ainsi que la porosité finale sont difficilement contrôlable. L'orientation des fibres ne peut également pas être contrôlée puisque celles-ci sont nécessairement enroulées autour du mandrin. Or, de nombreuses propriétés mécaniques des matériaux composites dépendent de l'orientation des fibres.
Ainsi, il existe donc un besoin pour un procédé permettant une flexibilité de réalisation, adaptable à de nombreuses géométries de pièces tout en étant compatible avec les exigences de construction aéronautique et en permettant une maîtrise de l'orientation des fibres céramiques.
Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisé
en ce qu'il comprend les étapes visant à :
- disposer sur une préforme de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique,
3 - porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
Ainsi, en disposant des fibres pré-enrobées sur une préforme, il est possible de réaliser des pièces de forme complexes en matériau composite à
matrice métallique tout en contrôlant de manière précise l'orientation des fibres, leur espacement et répartition.
Par ailleurs, les fibres étant pré-enrobées, les enrobages métalliques des différentes fibres peuvent être amenés aisément en contact ce qui confère une meilleure homogénéité de la matrice métallique après son traitement thermique et diminue les risques de porosité et de zones sans métal qu'il faudrait corriger dans une étape subséquente.
Avantageusement, le procédé comprend une étape de pré-enrobage des fibres. Ce pré-enrobage pourra, par exemple, être réalisé par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage fondu souhaité.
De manière avantageuse, le procédé comprend une étape de compression entre le moule et la préforme du métal fondu. Toutefois en raison de la possibilité d'amener les enrobages métalliques des fibres en contact proche, les forces de compression permettant d'assurer une bonne diffusion du métal après sa fonte sont réduites.
Préférentiellement, l'étape de compression se déroule durant l'étape de diffusion du métal.
Avantageusement, l'étape de compression réalisée par dilatation thermique de la préforme, notamment en remplacement d'une compaction isostatique à chaud (CIC). Ceci est rendu possible par le fait que les forces de compression nécessaires sont largement réduites.
Selon divers modes de réalisation alternatifs ou complémentaires, au moins une partie des fibres se présentent sous la forme d'au moins un feuillard tressé, le feuillard pouvant comprendre des charges particulaires.
Avantageusement, la préforme est munie de picots de manière à
réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée. Pour des raisons pratiques, la mise en forme pourra donner lieu à une structure pleine percée ultérieurement, par exemple par jet d'eau, laser, poinçonnage...
Ces picots pourront notamment être rétractables ou dissolvables thermiquement ou chimiquement.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
Ainsi, en disposant des fibres pré-enrobées sur une préforme, il est possible de réaliser des pièces de forme complexes en matériau composite à
matrice métallique tout en contrôlant de manière précise l'orientation des fibres, leur espacement et répartition.
Par ailleurs, les fibres étant pré-enrobées, les enrobages métalliques des différentes fibres peuvent être amenés aisément en contact ce qui confère une meilleure homogénéité de la matrice métallique après son traitement thermique et diminue les risques de porosité et de zones sans métal qu'il faudrait corriger dans une étape subséquente.
Avantageusement, le procédé comprend une étape de pré-enrobage des fibres. Ce pré-enrobage pourra, par exemple, être réalisé par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage fondu souhaité.
De manière avantageuse, le procédé comprend une étape de compression entre le moule et la préforme du métal fondu. Toutefois en raison de la possibilité d'amener les enrobages métalliques des fibres en contact proche, les forces de compression permettant d'assurer une bonne diffusion du métal après sa fonte sont réduites.
Préférentiellement, l'étape de compression se déroule durant l'étape de diffusion du métal.
Avantageusement, l'étape de compression réalisée par dilatation thermique de la préforme, notamment en remplacement d'une compaction isostatique à chaud (CIC). Ceci est rendu possible par le fait que les forces de compression nécessaires sont largement réduites.
Selon divers modes de réalisation alternatifs ou complémentaires, au moins une partie des fibres se présentent sous la forme d'au moins un feuillard tressé, le feuillard pouvant comprendre des charges particulaires.
Avantageusement, la préforme est munie de picots de manière à
réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée. Pour des raisons pratiques, la mise en forme pourra donner lieu à une structure pleine percée ultérieurement, par exemple par jet d'eau, laser, poinçonnage...
Ces picots pourront notamment être rétractables ou dissolvables thermiquement ou chimiquement.
4 A titre d'exemple de matériaux utilisables pour les fibres, on peut citer notamment le carbure de silicium (SiC), le carbone, l'alumine, le nitrure de bore (BN). On pourra également utiliser des fibres métalliques, comme des fibres de bore, par exemple.
La matrice métallique pourra être, par exemple, constituée d'alliages d'aluminium, de titane, d'aciers ou de superalliages.
La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé
dans lequel :
- La figure 1 est une représentation schématique en coupe transversale d'une fibre pré-enrobée, - La figure 2 est une représentation schématique d'un exemple de disposition de fibres pré-enrobées, - La figure 3 est une représentation schématique d'une préforme d'un élément d'une tuyère de nacelle de turboréacteur, ladite préforme étant conformément au procédé selon l'invention recouverte de fibres pré-enrobées telles que représentées sur la figure 1 et selon la disposition exemple de la figure 2.
Un procédé selon l'invention est utilisé pour la fabrication d'une pièce de matériau composite à matrice métallique, telle qu'une tuyère de turboréacteur ou une partie de tuyère, par exemple.
Conformément au procédé selon l'invention, un ensemble de fibres 1 destinées à constituer une charge de renfort du matériau composite à matrice métallique sont pré-enrobées avec l'alliage métallique ou le métal considéré.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous plusieurs formes et plusieurs matériaux.
Des exemples de matériaux constitutifs des fibres 1 ont été
énoncés supra.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous la forme de fibres longues, de matelas tressés, de feuillards et feuillards chargés, par exemple.
Les fibres 1 de renforts sont disposés sur une préforme 2 de la pièce finale.
Des fibres 1 longues pourront être positionnées par enroulement sur la préforme 2.
Des fibres courtes ou des feuillards tressés pourront être positionnés par empilement sur la préforme.
L'enrobage des fibres 1 pourra être effectué par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage souhaité.
Les fibres 1 enrobées ainsi disposées sur la préforme 2, la cohésion de la structure finale est assurée par traitement thermique permettant la fonte et la diffusion des éléments métalliques. Cette opération s'effectue à
l'intérieur d'un moule de forme complémentaire à la préforme 2.
Afin de favoriser le contact et assurer une bonne diffusion et homogénéisation de la matrice métallique, la préforme 2 est maintenue en contact contre le moule et des efforts de compression sont appliqués.
Comme expliqué précédemment, les efforts de compression nécessaire sont largement réduits par rapport à l'art antérieur. Les efforts de compression peuvent donc avantageusement être appliqués par la préforme 2 elle-même grâce à sa dilatation thermique. Pour ce faire, la préforme 2 sera réalisée à partir d'un matériau dont ladite dilatation thermique est supérieure à
celle de la matrice métallique de la pièce à former.
Les pressions applicables sont déterminées en fonction des géométries et propriétés thermiques relatives de la pièce et de l'outillage.
Dans certains cas, une presse peut remplacer l'outillage à dilatation différentielle.
Les peaux de la pièce réalisée peuvent être raidies par ajout de profilés qui peuvent être soudés par diffusion ou brasés lors du traitement thermique du matériau composite à matrice métallique.
Pour réaliser une peau trouée, la préforme 2 pourra être munie de picots 3, rétractables ou non selon la géométrie de la pièce, autour desquels les fibres 1 enrobées peuvent être positionnées. Selon la capacité de positionnement des fibres 1, un placement libre peut suffire à définir un espace exempt de fibres 1 entre deux rangées de fibres 1.
Pour des raisons pratiques, la mise en forme de la pièce peut donner lieu à une peau pleine qui sera percée ultérieurement, par jet d'eau, laser ou poinçonnage par exemple.
Afin de favoriser le dégagement de la pièce sur la préforme 2 après sa fabrication, les picots 3 peuvent être rétractables ou réalisés à partir d'un matériau soluble thermiquement ou chimiquement.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.
La matrice métallique pourra être, par exemple, constituée d'alliages d'aluminium, de titane, d'aciers ou de superalliages.
La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé
dans lequel :
- La figure 1 est une représentation schématique en coupe transversale d'une fibre pré-enrobée, - La figure 2 est une représentation schématique d'un exemple de disposition de fibres pré-enrobées, - La figure 3 est une représentation schématique d'une préforme d'un élément d'une tuyère de nacelle de turboréacteur, ladite préforme étant conformément au procédé selon l'invention recouverte de fibres pré-enrobées telles que représentées sur la figure 1 et selon la disposition exemple de la figure 2.
Un procédé selon l'invention est utilisé pour la fabrication d'une pièce de matériau composite à matrice métallique, telle qu'une tuyère de turboréacteur ou une partie de tuyère, par exemple.
Conformément au procédé selon l'invention, un ensemble de fibres 1 destinées à constituer une charge de renfort du matériau composite à matrice métallique sont pré-enrobées avec l'alliage métallique ou le métal considéré.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous plusieurs formes et plusieurs matériaux.
Des exemples de matériaux constitutifs des fibres 1 ont été
énoncés supra.
Les fibres 1 peuvent se présenter sous la forme de fibres longues, de matelas tressés, de feuillards et feuillards chargés, par exemple.
Les fibres 1 de renforts sont disposés sur une préforme 2 de la pièce finale.
Des fibres 1 longues pourront être positionnées par enroulement sur la préforme 2.
Des fibres courtes ou des feuillards tressés pourront être positionnés par empilement sur la préforme.
L'enrobage des fibres 1 pourra être effectué par passage des fibres dans un bain du métal ou de l'alliage souhaité.
Les fibres 1 enrobées ainsi disposées sur la préforme 2, la cohésion de la structure finale est assurée par traitement thermique permettant la fonte et la diffusion des éléments métalliques. Cette opération s'effectue à
l'intérieur d'un moule de forme complémentaire à la préforme 2.
Afin de favoriser le contact et assurer une bonne diffusion et homogénéisation de la matrice métallique, la préforme 2 est maintenue en contact contre le moule et des efforts de compression sont appliqués.
Comme expliqué précédemment, les efforts de compression nécessaire sont largement réduits par rapport à l'art antérieur. Les efforts de compression peuvent donc avantageusement être appliqués par la préforme 2 elle-même grâce à sa dilatation thermique. Pour ce faire, la préforme 2 sera réalisée à partir d'un matériau dont ladite dilatation thermique est supérieure à
celle de la matrice métallique de la pièce à former.
Les pressions applicables sont déterminées en fonction des géométries et propriétés thermiques relatives de la pièce et de l'outillage.
Dans certains cas, une presse peut remplacer l'outillage à dilatation différentielle.
Les peaux de la pièce réalisée peuvent être raidies par ajout de profilés qui peuvent être soudés par diffusion ou brasés lors du traitement thermique du matériau composite à matrice métallique.
Pour réaliser une peau trouée, la préforme 2 pourra être munie de picots 3, rétractables ou non selon la géométrie de la pièce, autour desquels les fibres 1 enrobées peuvent être positionnées. Selon la capacité de positionnement des fibres 1, un placement libre peut suffire à définir un espace exempt de fibres 1 entre deux rangées de fibres 1.
Pour des raisons pratiques, la mise en forme de la pièce peut donner lieu à une peau pleine qui sera percée ultérieurement, par jet d'eau, laser ou poinçonnage par exemple.
Afin de favoriser le dégagement de la pièce sur la préforme 2 après sa fabrication, les picots 3 peuvent être rétractables ou réalisés à partir d'un matériau soluble thermiquement ou chimiquement.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.
Claims (10)
1. Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite à
matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à:
- disposer sur une préforme (2) de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres (1) de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique, - porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
matrice métallique caractérisé en ce qu'il comprend les étapes visant à:
- disposer sur une préforme (2) de la pièce à réaliser au moins un ensemble de fibres (1) de renforts, lesdites fibres étant pré-enrobées d'au moins un métal ou alliage métallique, - porter l'ensemble à une température suffisamment élevée pour permettre la diffusion des parties métalliques enrobant la fibre.
- après refroidissement, démouler la pièce formée de la préforme et retirer cette dernière.
2. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de pré-enrobage des fibres (1).
3. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de compression entre un moule et la préforme (2) du métal fondu.
4. Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'étape de compression se déroule durant l'étape de traitement thermique.
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape de compression est réalisée par dilatation thermique de la préforme (2).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que au moins une partie des fibres (1) se présentent sous la forme d'au moins un feuillard tressé.
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que le feuillard comprend des charges particulaires.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la préforme (2) est munie de picots (3) de manière à
réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée.
réaliser un peau en matériau composite à matrice métallique perforée.
9. Pièce en matériau composite à matrice métallique caractérisée en ce qu'elle peut être obtenue par un procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Pièce selon la revendication 9 caractérisée en ce qu'il s'agit d'une pièce constitutive d'une tuyère pour turboréacteur.
Applications Claiming Priority (3)
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|---|---|---|---|
| FR0805096A FR2935990B1 (fr) | 2008-09-17 | 2008-09-17 | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique |
| FR08/05096 | 2008-09-17 | ||
| PCT/FR2009/050575 WO2010031930A1 (fr) | 2008-09-17 | 2009-04-03 | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2734083A1 true CA2734083A1 (fr) | 2010-03-25 |
Family
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA 2734083 Abandoned CA2734083A1 (fr) | 2008-09-17 | 2009-04-03 | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite a matrice metallique |
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| EP (1) | EP2331721A1 (fr) |
| CN (1) | CN102149843A (fr) |
| BR (1) | BRPI0917218A2 (fr) |
| CA (1) | CA2734083A1 (fr) |
| FR (1) | FR2935990B1 (fr) |
| RU (1) | RU2011114627A (fr) |
| WO (1) | WO2010031930A1 (fr) |
Families Citing this family (10)
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| FR2972124B1 (fr) * | 2011-03-01 | 2014-05-16 | Snecma | Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine |
| FR2988407B1 (fr) * | 2012-03-22 | 2014-10-31 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'une preforme monobloc pour structure composite |
| FR2995557A1 (fr) * | 2012-09-18 | 2014-03-21 | Aircelle Sa | Procede de fabrication de pieces composites, installation de fabrication mettant en oeuvre un tel procede, et pieces composites ainsi fabriquees |
| CN102901552B (zh) * | 2012-10-25 | 2014-06-04 | 梅特勒-托利多(常州)精密仪器有限公司 | 称重传感器无线套件 |
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| CN105644066A (zh) * | 2014-10-22 | 2016-06-08 | 廖树汉 | 重量比铝轻价格降低过半代替钢板的钢玻复合板 |
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