CN112916777A - 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法 - Google Patents

一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112916777A
CN112916777A CN202011595112.8A CN202011595112A CN112916777A CN 112916777 A CN112916777 A CN 112916777A CN 202011595112 A CN202011595112 A CN 202011595112A CN 112916777 A CN112916777 A CN 112916777A
Authority
CN
China
Prior art keywords
forging
magnesium alloy
temperature
manufacturing
ingot
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011595112.8A
Other languages
English (en)
Inventor
胡天龙
王国军
吴沂哲
丛福官
张磊
高新宇
马月
冯超
李亮
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northeast Light Alloy Co Ltd
Original Assignee
Northeast Light Alloy Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northeast Light Alloy Co Ltd filed Critical Northeast Light Alloy Co Ltd
Priority to CN202011595112.8A priority Critical patent/CN112916777A/zh
Publication of CN112916777A publication Critical patent/CN112916777A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J5/00—Methods for forging, hammering, or pressing; Special equipment or accessories therefor
    • B21J5/02—Die forging; Trimming by making use of special dies ; Punching during forging
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J13/00—Details of machines for forging, pressing, or hammering
    • B21J13/02—Dies or mountings therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K29/00—Arrangements for heating or cooling during processing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/002—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing In, Mg, or other elements not provided for in one single group C22C38/001 - C22C38/60
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/02—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing silicon
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/04—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing manganese
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/18—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium
    • C22C38/40—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel
    • C22C38/42—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel with copper
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C38/00—Ferrous alloys, e.g. steel alloys
    • C22C38/18—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium
    • C22C38/40—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel
    • C22C38/44—Ferrous alloys, e.g. steel alloys containing chromium with nickel with molybdenum or tungsten
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23G—CLEANING OR DE-GREASING OF METALLIC MATERIAL BY CHEMICAL METHODS OTHER THAN ELECTROLYSIS
    • C23G1/00—Cleaning or pickling metallic material with solutions or molten salts
    • C23G1/02—Cleaning or pickling metallic material with solutions or molten salts with acid solutions
    • C23G1/12—Light metals

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Forging (AREA)

Abstract

一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，本发明涉及一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法。发明的目的是要解决现有镁合金锻件存在的塑性差、不易成型的问题，本发明方法为：一、铸锭加热；二、自由锻造用模具的加热；三、铸锭进行自由锻造获得锻件；四、锻件的蚀洗。本发明通过步骤四加热使得滑移系增加，同时由于发生回复和再结晶造成软化，提高锻件可锻性能；通过镦粗→一次拔长→一次多方锻→二次拔长→二次多方锻→三次拔长的多次锻造方式使晶粒进一步破碎使锻造完成的锻件其各向异性不明显，塑性和冲击韧性获得较大的提高，满足航空航天领域对轻量化高塑性锻件的要求。本发明应用于镁合金锻件的锻造领域。

Description

一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法
技术领域
本发明涉及一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法。
背景技术
镁合金在有色金属领域被认为是最轻的结构材料之一，其密度是铝合金的1/3到1/2。同时，具有较高的比强度和比刚度、弹性模量高、抗压缩屈服强度高、各向异性不明显、塑性和冲击韧性好的材料，是航空、航天、兵器制造等行业领域理想的结构材料之一。由于其良好的性能及轻量化的特点，在航天领域具有较高的应用价值，在相同承载力的条件下，使用镁合金作为其结构材料替代铝合金，对于航天器的减重具有极为有益的作用。但由于镁合金的密排六方晶格结构，晶格常数为a＝0.3202nm，c＝0.5199nm,轴化比为1.624，对称性低，几何滑移系和独立滑移系较少，因此，镁合金的延展性低，在常温下塑性变形能力差，锻造容易脆裂、不易成型的问题。
发明内容
本发明的目的是要解决现有方法锻造镁合金锻件存在的塑性差、不易成型的问题，提供一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法。
本发明一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，是按下列步骤实现：
一、铸锭加热：采用电阻式加热炉对镁合金铸锭进行加热，当铸锭温度达到260℃时，开始进行保温，保温时间为8～12h，保温过程中铸锭温度为245～265℃；
二、自由锻造用模具的加热：采用电阻式加热炉对模具进行加热，电阻式加热炉温度设定为100℃，加热总时间设定为12小时；
三、铸锭进行自由锻造获得锻件：将加热后的模具安装在生产用锻造机上，然后测量铸锭温度及模具温度，确定铸锭温度及模具温度合格后进行自由锻造，得到锻件；
四、锻件的蚀洗：对步骤三得到的锻件进行表面蚀洗，先进行浓酸洗，然后进行冷水洗，再进行稀酸洗，然后进行冷水洗，最后采用50～70℃热水进行冲洗，即完成高成型性镁合金锻件制造方法。
本发明包含以下有益效果：
本发明制造的新型超塑性镁合金锻件不仅满足标准要求，而且提高了普通镁合金的塑性，改善了成型性能，统镁合金铸锭近乎是无法直接进行锻造生产的，需要进行挤压加工后才可以具有可锻性。本发明通过步骤四加热使得滑移系增加，同时由于发生回复和再结晶造成软化，提高锻件可锻性能；通过镦粗→一次拔长→一次多方锻→二次拔长→二次多方锻→三次拔长的多次锻造方式使晶粒进一步破碎使锻造完成的锻件其各向异性不明显，塑性和冲击韧性获得较大的提高，满足航空航天领域对轻量化高塑性锻件的要求。
附图说明
图1为模具上模结构示意图；
图2为模具下模结构示意图；
图3为模具整体结构示意图；
图4为锻造工艺示意图；
图5为实施例1锻造的镁合金锻件图片。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法是按下列步骤实现：
一、铸锭加热：采用电阻式加热炉对镁合金铸锭进行加热，当铸锭温度达到260℃时，开始进行保温，保温时间为8～12h，保温过程中铸锭温度为245～265℃；
二、自由锻造用模具的加热：采用电阻式加热炉对模具进行加热，电阻式加热炉温度设定为100℃，加热总时间设定为12小时；
三、铸锭进行自由锻造获得锻件：将加热后的模具安装在生产用锻造机上，然后测量铸锭温度及模具温度，确定铸锭温度及模具温度合格后进行自由锻造，得到锻件；
四、锻件的蚀洗：对步骤三得到的锻件进行表面蚀洗，先进行浓酸洗，然后进行冷水洗，再进行稀酸洗，然后进行冷水洗，最后采用50～70℃热水进行冲洗，即完成高成型性镁合金锻件制造方法。
本实施方式制造的新型超塑性镁合金锻件不仅满足标准要求，而且提高了普通镁合金的塑性，改善了成型性能，统镁合金铸锭近乎是无法直接进行锻造生产的，需要进行挤压加工后才可以具有可锻性。本实施方式通过步骤四加热使得滑移系增加，同时由于发生回复和再结晶造成软化，提高锻件可锻性能；通过镦粗→一次拔长→一次多方锻→二次拔长→二次多方锻→三次拔长的多次锻造方式使晶粒进一步破碎使锻造完成的锻件其各向异性不明显，塑性和冲击韧性获得较大的提高，满足航空航天领域对轻量化高塑性锻件的要求。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：步骤一中电阻式加热炉为炉温均匀性为小于±5℃的电阻式加热炉，温度设定为260℃。具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：步骤一中铸锭加入过程中，炉内空气的局部瞬时温度低于280℃。其他与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：步骤一中通过在铸锭上绑扎热电偶来测定铸锭的温度。其他与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：步骤二中的模具材质选用5CrNiMo热作模具钢，化学成分如下：碳C：0.50～0.60；硅Si≤0.04；锰Mn：0.50～0.80；硫S≤0.030；磷P≤0.030；铬Cr：0.50～0.80；镍Ni：允许残余含量≤0.25；铜Cu：允许残余含量≤0.30；钼Mo：0.15～0.30。其他与具体实施方式一至四之一相同。
本实施方式模具由两部分组成分别为上模具和下模具，两部分模具均为平面式模具。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：步骤二中模具合格温度为：60-100℃。其他与具体实施方式一至五之一相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是：步骤二中铸锭合格温度为220～240℃。其他与具体实施方式一至六之一相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是：步骤三的浓酸洗是在室温状态下在浓酸液中进行脱脂洗涤浸泡，浸泡时间为3～10分钟；浓酸液为HNO3与H2SO4的混合液，混合液中HNO3的质量百分含量为70～85％，H2SO4的质量百分含量为15～25％。其他与具体实施方式一至七之一相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是：步骤三的冷水洗是采用室温状态的自来水对锻件进行冲洗。其他与具体实施方式一至八之一相同。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同的是：步骤三的稀酸洗中稀酸液为质量百分含量10～20％HNO3溶液。其他与具体实施方式一至九之一相同。
具体实施方式十一：本实施方式与具体实施方式一至十之一不同的是:步骤三中自由锻造的工艺为：镦粗→一次拔长→一次多方锻→二次拔长→二次多方锻→三次拔长；其中一次拔长和二次拔长时毛坯的厚度均为长度的0.3～0.4倍。其他与具体实施方式一至十之一相同。
为验证本发明的有益效果进行了以下实验：
实施例1、本实施例一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法按下列步骤实施：
一、铸锭加热：采用炉温均匀性为小于±5℃的电阻式加热炉对牌号为LZ91的镁合金铸锭进行加热，加热炉温度设定为260℃，铸锭绑扎热电偶测定其真实温度。铸锭加入过程中对炉内空气温度进行检测，其温度局部瞬时不允许出现超过280℃。当铸锭热电偶检测温度达到260℃时，开始进行保温时间计时，保温时间为10.5小时；保温过程中铸锭温度应为258℃。
二、自由锻造用模具的选择：模具材质选用5CrNiMo热作模具钢，要求化学成分如下：碳C：0.50～0.60；硅Si≤0.04；锰Mn：0.50～0.80；硫S≤0.030；磷P≤0.030；铬Cr：0.50～0.80；镍Ni：允许残余含量≤0.25；铜Cu：允许残余含量≤0.30；钼Mo：0.15～0.30。模具由两部分组成分别为上模具和下模具，两部分模具均为平面式模具(上、下模具如附图1、2中所示)；
三、自由锻造用模具的加热：在进行步骤三后，对选择的模具进行加热。该步骤与步骤二同时进行。模具加热炉采用电阻式加热炉，加热炉温度设定为100℃，加热总时间设定为12小时。为配合步骤二中的铸锭加热情况，应计算时间，保证模具与铸锭同时达到加热要求时间，一同出炉进行下一步骤加工。模具出炉后在生产用锻造机上正确安装后，在下模具上垫厚度不大于15mm铁板后将上、下模具压合，保持5分钟后分开上、下模具，测量铁板温度为85℃；
四、铸锭进行自由锻造获得锻件：将步骤四加热完成模具准备好后，同时对步骤二加热完成后的铸锭测温，使用接触式热电偶检测，其温度为237℃。确定铸锭温度及模具温度合格，设备准备好后开始进行该步骤。自由锻造采用锻六工艺生产(即镦粗→一次拔长→一次多方锻→二次拔长→二次多方锻→三次拔长)，锻造工艺示意图如附图4所示，锻造过程中应注意在各步骤生产时的棱角锻造，以防止边部锯切过大，导致废料过多，锻造结束后应保证最终温度不低于100℃；
五、锻件的蚀洗：对步骤五完成后得到的锻件采用以下工艺进行表面蚀洗。首先进行浓酸洗，浓酸液成分为HNO3与H2SO混合液，其中HNO3的质量百分含量为78％，H2SO4的质量百分含量为22％；在室温状态下进行脱脂洗涤浸泡，浸泡时间为6分钟；然后进行冷水洗，采用室温状态的自来水对锻件进行冲洗；水冲洗过后对其采用稀酸洗，稀酸液成分为质量浓度13％的HNO3溶液；稀酸洗过后进行冷水冲洗；最后采用65℃热水进行最终冲洗。经过该步骤后获得所制备的新型镁合金锻件(图5)，由图5可知，本实施例成功锻造出镁合金锻件，锻造后材料表面光滑一致，未出现裂纹、起皮等现象。
对本实施例得到的航空用新型超塑性镁合金锻件进行金属低倍组织等相关检查和对比分析，可知本实例的锻件低倍组织无铸造组织残留，满足标准要求。其塑性及成型性能良好。

Claims (10)

1.一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于该方法是按下列步骤实现：
一、铸锭加热：采用电阻式加热炉对镁合金铸锭进行加热，当铸锭温度达到260℃时，开始进行保温，保温时间为8～12h，保温过程中铸锭温度为245～265℃；
二、自由锻造用模具的加热：采用电阻式加热炉对模具进行加热，电阻式加热炉温度设定为100℃，加热总时间设定为12小时；
三、铸锭进行自由锻造获得锻件：将加热后的模具安装在生产用锻造机上，然后测量铸锭温度及模具温度，确定铸锭温度及模具温度合格后进行自由锻造，得到锻件；
四、锻件的蚀洗：对步骤三得到的锻件进行表面蚀洗，先进行浓酸洗，然后进行冷水洗，再进行稀酸洗，然后进行冷水洗，最后采用50～70℃热水进行冲洗，即完成高成型性镁合金锻件制造方法。
2.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤一中电阻式加热炉为炉温均匀性为小于±5℃的电阻式加热炉，温度设定为260℃。
3.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤一中铸锭加入过程中，炉内空气的局部瞬时温度低于280℃。
4.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤一中通过在铸锭上绑扎热电偶来测定铸锭的温度。
5.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤二中的模具材质选用5CrNiMo热作模具钢，化学成分如下：碳C：0.50～0.60；硅Si≤0.04；锰Mn：0.50～0.80；硫S≤0.030；磷P≤0.030；铬Cr：0.50～0.80；镍Ni：允许残余含量≤0.25；铜Cu：允许残余含量≤0.30；钼Mo：0.15～0.30。
6.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤二中模具合格温度为：60-100℃。
7.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤二中铸锭合格温度为220～240℃。
8.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤三的浓酸洗是在室温状态下在浓酸液中进行脱脂洗涤浸泡，浸泡时间为3～10分钟；浓酸液为HNO3与H2SO4的混合液，混合液中HNO3的质量百分含量为70～85％，H2SO4的质量百分含量为15～25％。
9.根据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤三的冷水洗是采用室温状态的自来水对锻件进行冲洗。
10.据权利要求1所述的一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法，其特征在于步骤三的稀酸洗中稀酸液为质量百分含量10～20％HNO3溶液。
CN202011595112.8A 2020-12-28 2020-12-28 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法 Pending CN112916777A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011595112.8A CN112916777A (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011595112.8A CN112916777A (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112916777A true CN112916777A (zh) 2021-06-08

Family

ID=76162542

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011595112.8A Pending CN112916777A (zh) 2020-12-28 2020-12-28 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112916777A (zh)

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09263871A (ja) * 1996-03-29 1997-10-07 Mitsui Mining & Smelting Co Ltd 高強度マグネシウム合金製の熱間鍛造品及びその製造法
JP2001170734A (ja) * 1998-12-28 2001-06-26 Tokyo Seitankosho:Kk マグネシウム合金製薄肉成形体およびその製造方法
WO2003076096A1 (en) * 2002-03-14 2003-09-18 Singapore Institute Of Manufacturing Technology Heating apparatus for formable metals
CN1903477A (zh) * 2005-07-27 2007-01-31 中国科学院金属研究所 镁合金薄壳件热冲锻成形方法及其专用模具
CA2659041A1 (fr) * 2006-07-20 2008-01-24 Hispano Suiza Procede de fabrication de pieces forgees a chaud en alliage de magnesium
CN101947632A (zh) * 2010-08-25 2011-01-19 东北轻合金有限责任公司 一种Mg-Zn-Zr系镁合金模锻件的制备方法
CN102304654A (zh) * 2011-09-14 2012-01-04 东北轻合金有限责任公司 一种镁合金薄板的制造方法
CN102513485A (zh) * 2011-12-06 2012-06-27 中国科学院金属研究所 镁合金薄壁件两步骤热冲锻成形方法及成形模具
CN103447433A (zh) * 2013-09-04 2013-12-18 中南大学 一种大尺寸镁合金锻饼的制备方法
CN103736888A (zh) * 2014-01-15 2014-04-23 重庆大学 镁合金环件的锻造成形方法
CN106607538A (zh) * 2016-12-23 2017-05-03 东北轻合金有限责任公司 直升机用AL‑Zn‑Mg‑Cu铝合金圆盘模锻件的制造方法
CN107649628A (zh) * 2017-09-19 2018-02-02 陕西华镁特材科技有限公司 一种zk61高强镁合金锻件的加工方法

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09263871A (ja) * 1996-03-29 1997-10-07 Mitsui Mining & Smelting Co Ltd 高強度マグネシウム合金製の熱間鍛造品及びその製造法
JP2001170734A (ja) * 1998-12-28 2001-06-26 Tokyo Seitankosho:Kk マグネシウム合金製薄肉成形体およびその製造方法
WO2003076096A1 (en) * 2002-03-14 2003-09-18 Singapore Institute Of Manufacturing Technology Heating apparatus for formable metals
CN1903477A (zh) * 2005-07-27 2007-01-31 中国科学院金属研究所 镁合金薄壳件热冲锻成形方法及其专用模具
CA2659041A1 (fr) * 2006-07-20 2008-01-24 Hispano Suiza Procede de fabrication de pieces forgees a chaud en alliage de magnesium
CN101947632A (zh) * 2010-08-25 2011-01-19 东北轻合金有限责任公司 一种Mg-Zn-Zr系镁合金模锻件的制备方法
CN102304654A (zh) * 2011-09-14 2012-01-04 东北轻合金有限责任公司 一种镁合金薄板的制造方法
CN102513485A (zh) * 2011-12-06 2012-06-27 中国科学院金属研究所 镁合金薄壁件两步骤热冲锻成形方法及成形模具
CN103447433A (zh) * 2013-09-04 2013-12-18 中南大学 一种大尺寸镁合金锻饼的制备方法
CN103736888A (zh) * 2014-01-15 2014-04-23 重庆大学 镁合金环件的锻造成形方法
CN106607538A (zh) * 2016-12-23 2017-05-03 东北轻合金有限责任公司 直升机用AL‑Zn‑Mg‑Cu铝合金圆盘模锻件的制造方法
CN107649628A (zh) * 2017-09-19 2018-02-02 陕西华镁特材科技有限公司 一种zk61高强镁合金锻件的加工方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
（苏）JI•A•尼克里斯基等, 国防工业出版社 *
刘静安编著: "《简明镁合金材料手册》", 31 August 2016, 冶金工业出版社 *
周江等: "ZK61M镁合金锻件锻造工艺研究", 《轻合金加工技术》 *
常毅传等编著: "《镁合金生产技术与应用》", 30 June 2018, 冶金工业出版社 *
张浩等: "高强耐热镁合金大型锻件组织性能研究", 《材料科学与工艺》 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103233148B (zh) 一种适用于结构功能一体化用铝合金制品及制备方法
CN101994066B (zh) 一种形变诱发马氏体时效不锈钢及其加工工艺
CN101495663B (zh) 铁-镍-合金
CN106906387B (zh) 一种高比强高比模铝合金材料、其制备方法及由该材料加工的构件
CN101297054A (zh) 适用于航空航天应用的Al-Cu-Mg合金
CN101709427A (zh) 一种低成本高强韧高耐磨冷作模具钢及其制备方法
CN109266901B (zh) 一种Cu15Ni8Sn高强耐磨合金杆/丝的制备方法
CN109811252B (zh) 一种高强度马氏体不锈钢及其制造工艺
CN101775524A (zh) 钛合金材料及其制备方法
CN109720036B (zh) 高耐蚀铝合金钎焊板材及其热处理工艺
CN113198956B (zh) 一种超高硅含量奥氏体不锈钢的锻造方法
CN104745954A (zh) 一种合金钢及其制作方法
CN108977689B (zh) 一种亚稳β钛合金板材及其加工方法
CN111057886A (zh) 一种铍铜铸轧辊套的制备方法和铍铜铸轧辊套
CN112647032A (zh) 一种7系铝合金环形件一体成型的加工方法
CN101619421A (zh) 高强韧热作模具钢
CN113523164B (zh) 一种船用舵系高强度锻件锻造及热处理工艺
CN114214548A (zh) 一种高强高淬透性铝锂合金及其制备方法
CN112916777A (zh) 一种航天用高成型性镁合金锻件制造方法
CN115572925B (zh) 一种高性能2a70铝合金的制备方法
CN103436827A (zh) 一种大尺寸高强变形镁合金锻件的热处理工艺
CN108193150B (zh) 一种提高T6/T651状态6xxx系铝合金抗冲击性的热处理方法
CN110846562A (zh) 一种含铌抗震钢筋及其制备方法
CN116005078A (zh) 一种层状异构组织高强钢的制造方法
CN112646997B (zh) 一种航空航天用含钪超高强铝合金及其制造方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210608

RJ01 Rejection of invention patent application after publication