CN113897515A - 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用 - Google Patents

一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用 Download PDF

Info

Publication number
CN113897515A
CN113897515A CN202111122535.2A CN202111122535A CN113897515A CN 113897515 A CN113897515 A CN 113897515A CN 202111122535 A CN202111122535 A CN 202111122535A CN 113897515 A CN113897515 A CN 113897515A
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
resistant
oxidation
alloy material
based alloy
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.)
Granted
Application number
CN202111122535.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113897515B (zh
Inventor
鲁永林
巨佳
唐家浩
胡行超
强新发
高俊
吴炎东
殷想
杨陆滋柏
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.)
Yangzhou Yaguang Cable Co ltd
Nanjing Institute of Technology
Original Assignee
Yangzhou Yaguang Cable Co ltd
Nanjing Institute of Technology
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 Yangzhou Yaguang Cable Co ltd, Nanjing Institute of Technology filed Critical Yangzhou Yaguang Cable Co ltd
Priority to CN202111122535.2A priority Critical patent/CN113897515B/zh
Publication of CN113897515A publication Critical patent/CN113897515A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113897515B publication Critical patent/CN113897515B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D18/00—Pressure casting; Vacuum casting
    • B22D18/02—Pressure casting making use of mechanical pressure devices, e.g. cast-forging
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C1/00—Making non-ferrous alloys
    • C22C1/02—Making non-ferrous alloys by melting
    • C22C1/023—Alloys based on nickel
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/10—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of nickel or cobalt or alloys based thereon

Abstract

本发明公开了一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，包括以下质量百分含量的元素组分：Si：13.5~15.4%；Fe：1.5~3.9%；Ti：10.3~16.7%；C：0.1~0.4%；Al：2.2~5.8%；Ni：余量。本发明还公开了一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法及其在航空航天用镍基合金中的应用。本发明的镍基合金材料具有特殊的微观结构，即晶粒外层由超细三维网状中间相层包裹。Ti4Ni4Si7相属于高致密度组织，一方面能够有效防止氧向材料内部扩散发生氧化。另一方面，相中活性元素Ti和Si能够夺取少量扩散进去的氧，形成稳定结合的氧化物，让该材料具有非常优异的抗氧化性能。

Description

一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和 应用
技术领域
本发明涉及一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用，属于航空航天技术领域。
背景技术
随着我国航天航空相关工业的发展，与之相配套的工程项目中，对在高温下具有高强度并能抗氧化耐腐蚀的镍基合金钢产品的需求量越来越多。但目前我国镍基合金钢及其产品与美国ASME技术规范还存在很大差距，国内重要设备上的镍基合金绝大部分依赖进口，占用了国家大量外汇。以前，由于国内无镍基合金配套产品制造标准，因这类产品主要以镍元素为基础材料，不同于铁元素为基础材料的不锈钢配套产品，它的机械性能、抗高温性能和耐腐蚀性能远远高于不锈钢配套产品，制造难度也远远大于不锈钢配套产品，在国内基本上处于空白状态。随着国内镍基合金配套产品被广泛应用，此类产品的国产化也是大势所趋，研发能够应用于航空航天及其配套工程的耐高温抗氧化耐腐蚀的镍基合金件产品，实现国产化，有重大的技术经济意义。
当前，镍基合金因其优异的高温力学性能，已被广泛用于航空航天及其配套领域。但其应用场所面临的工况较为复杂，往往面临着高温（使用工况达1000℃以上）、强腐蚀（工况环境中含氯和硫氛围）以及强氧化（工况环境中含氧量较高）的实际工况，造成了镍基合金在使用过程中存在高温氧化、热腐蚀问题十分严重。
综上所述，本领域技术人员亟需研究一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法，解决镍基合金在实际使用过程中存在的高温氧化以及热腐蚀等系列问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，本发明提供一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，该材料具有优异的抗氧化和耐高温特性。
同时，本发明提供一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法。
同时，本发明提供一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料在航空航天用镍基合金中的应用。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，包括以下质量百分含量的元素组分：
Figure 427380DEST_PATH_IMAGE001
。
所述材料的微观结构的晶粒由超细网状Ti4Ni4Si7中间相包裹。
所述晶粒中含有Ti氧化物和Si氧化物。
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，包括以下步骤：
S1.按上述成分比例配料秤重，随后清洗并烘干；
S2.将烘干后的Ni、Ti、Fe、C置于坩埚中进行真空感应熔炼，待完全清化后，开启磁搅拌并继续熔炼直至元素分布均匀，获得溶体；
S3.向熔炼均匀的溶体中加入Si和Al，继续熔炼加热直至二次完全清化，随后停止加热，获得合金熔体；
S4.将冶炼好的合金熔体倒入充满氮气的气压浇铸保温炉内进行保温；
S5.再将保温炉内钢水浇铸到液态模锻机模具中进行液态模锻，锻后将合金材料脱模；
S6.将脱模后的合金材料置于真空热处理炉进行性能热处理，随后得到航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料。
S2中，熔炼温度1950~2000℃，熔炼时间35~55min，搅拌时间15~30min。
S3中，熔炼温度1950~2000℃，熔炼时间25~40min。
S4中，保温温度1750~1800℃，保温时间15~35min。
S5中，浇铸前将模具进行预热至400~450℃，模锻温度为1650~1680℃，加压速度为70~140mm/s，充型时间6~9s，比压210~280Mpa，保压时间100~180s，脱模温度1200~1250℃。
S6中，性能热处理分为固溶-高温时效-低温时效三步：
S01：固溶：在1420~1480℃保温5~8h，随后空冷至室温；
S02：高温时效：1200~1250℃保温15~19h，随后以15~23℃/s的冷却速率冷却至室温；
S03：低温时效：630~680℃保温20~24h，随后以6~9℃/s的冷却速率冷却至室温。
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料在航空航天用镍基合金中的应用。
本发明具有如下有益效果：
1、抗氧化性：本发明的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料具有特殊的微观结构，即晶粒外层由超细三维网状中间相层包裹。Ti4Ni4Si7相属于高致密度组织，一方面能够有效防止氧向材料内部扩散发生氧化。另一方面，相中活性元素Ti和Si能够夺取少量扩散进去的氧，形成稳定结合的氧化物，让该材料具有非常优异的抗氧化性能。
2、耐高温：本发明的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料具有特殊的微观结构，即晶粒外层由超细三维网状Ti4Ni4Si7中间相层包裹。Ti4Ni4Si7相的结合含有较强的共价键，使得该组织具有高熔点、高硬度、高强度、低蒸发率和低热膨胀系数等特点，从而体现出优异的耐高温性能。
3、特殊成分设计及制备工艺：本发明中所形成的三维网状Ti4Ni4Si7中间相属于热力学亚稳定产物，其形成需要在特定成分配比的同时还需要具备高温和高压以及特定冷却速率的多重环境条件共同作用下才使其具备产生条件，进而形成稳定存在的中间相。
附图说明
图1为本发明的镍基合金材料微观组织图；
图2为本发明Ti4Ni4Si7相的微观组织图及能谱测试图；
图3为本发明Ti4Ni4Si7中间相内颗粒状组织（即晶粒）的微观组织图及能谱测试图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清晰，以下结合附图及实施例对本发明进行进一步详细说明。此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，包括以下质量百分含量的元素组分：Si：13.5%；Fe：1.5%；Ti：10.3%；C：0.1%；Al：2.2%；Ni：余量。
所述材料微观结构的晶粒由超细网状Ti4Ni4Si7中间相包裹。
所述晶粒中含有Ti氧化物和Si氧化物。
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，包括以下步骤：
S1. 按上述成分比例配料秤重，随后清洗并烘干；
S2. 将烘干后的Ni、Ti、Fe、C置于坩埚中进行真空感应熔炼，待完全清化后，开启磁搅拌并继续熔炼直至元素分布均匀；
S3. 向熔炼均匀的溶体中加入Si和Al，继续加热直至二次完全清化，随后停止加热；
S4. 将冶炼好的合金熔体倒入充满氮气的气压浇铸保温炉内进行保温；
S5. 再将保温炉内钢水浇铸到液态模锻机模具中进行液态模锻，锻后将合金材料脱模；
S6. 将脱模后的合金材料置于真空热处理炉进行性能热处理，随后得到耐高温抗氧化镍基合金材料。
S2中熔炼温度1950℃，熔炼时间35min，搅拌时间15min。
S3中熔炼温度1950℃，熔炼时间25min。
S4中保温温度1750℃，保温时间15min。
S5中浇铸前要将模具进行预热至400℃，模锻温度为1650℃，加压速度为70mm/s，充型时间6s，比压210Mpa，保压时间100s，脱模温度1200℃。
S6的性能热处理分为固溶-高温时效-低温时效三步：
S01：固溶：在1420℃保温5h，随后空冷至室温；
S02：高温时效：1200℃保温15h，随后以15℃/s的冷却速率冷却至室温；
S03：低温时效：630℃保温20h，随后以6℃/s的冷却速率冷却至室温。
实施例2
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，包括以下质量百分含量的元素组分：Si：15.4%；Fe：3.9%；Ti：16.7%；C：0.4%；Al：5.8%；Ni：余量。
所述材料微观结构的晶粒由超细网状Ti4Ni4Si7中间相包裹。
所述晶粒中含有Ti氧化物和Si氧化物。
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，包括以下步骤：
S1. 按上述成分比例配料秤重，随后清洗并烘干；
S2. 将烘干后的Ni、Ti、Fe、C置于坩埚中进行真空感应熔炼，待完全清化后，开启磁搅拌并继续熔炼直至元素分布均匀；
S3. 向熔炼均匀的溶体中加入Si和Al，继续加热直至二次完全清化，随后停止加热；
S4. 将冶炼好的合金熔体倒入充满氮气的气压浇铸保温炉内进行保温；
S5. 再将保温炉内钢水浇铸到液态模锻机模具中进行液态模锻，锻后将合金材料脱模；
S6. 将脱模后的合金材料置于真空热处理炉进行性能热处理，随后得到耐高温抗氧化镍基合金材料。
S2中熔炼温度2000℃，熔炼时间55min，搅拌时间30min。
S3中熔炼温度2000℃，熔炼时间40min。
S4中保温温度1800℃，保温时间35min。
S5中浇铸前要将模具进行预热至450℃，模锻温度为1680℃，加压速度为140mm/s，充型时间9s，比压280Mpa，保压时间180s，脱模温度1250℃。
S6的性能热处理分为固溶-高温时效-低温时效三步：
S01：固溶：在1480℃保温8h，随后空冷至室温；
S02：高温时效：1250℃保温19h，随后以23℃/s的冷却速率冷却至室温；
S03：低温时效：680℃保温24h，随后以9℃/s的冷却速率冷却至室温。
实施例3
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，包括以下质量百分含量的元素组分：Si：14.5%；Fe：2.5%；Ti：13.2%；C：0.3%；Al：3.5%；Ni：余量。
所述材料微观结构的晶粒由超细网状Ti4Ni4Si7中间相包裹。
所述晶粒中含有Ti氧化物和Si氧化物。
一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，包括以下步骤：
S1. 按上述成分比例配料秤重，随后清洗并烘干；
S2. 将烘干后的Ni、Ti、Fe、C置于坩埚中进行真空感应熔炼，待完全清化后，开启磁搅拌并继续熔炼直至元素分布均匀；
S3. 向熔炼均匀的溶体中加入Si和Al，继续加热直至二次完全清化，随后停止加热；
S4. 将冶炼好的合金熔体倒入充满氮气的气压浇铸保温炉内进行保温；
S5. 再将保温炉内钢水浇铸到液态模锻机模具中进行液态模锻，锻后将合金材料脱模；
S6. 将脱模后的合金材料置于真空热处理炉进行性能热处理，随后得到耐高温抗氧化镍基合金材料。
S2中熔炼温度1980℃，熔炼时间45min，搅拌时间22min。
S3中熔炼温度1980℃，熔炼时间31min。
S4中保温温度1775℃，保温时间25min。
S5中浇铸前要将模具进行预热至425℃，模锻温度为1665℃，加压速度为100mm/s，充型时间7.5s，比压250Mpa，保压时间150s，脱模温度1225℃。
S6的性能热处理分为固溶-高温时效-低温时效三步：
S01：固溶：在1450℃保温5~8h，随后空冷至室温；
S02：高温时效：1225℃保温17h，随后以20℃/s的冷却速率冷却至室温；
S03：低温时效：650℃保温22h，随后以7℃/s的冷却速率冷却至室温。
对比例1
常规镍基合金（该镍基合金牌号In738）。
对实施例1~3和对比例1的材料分别进行性能测试，测试结果见表1。
表1性能数据表
Figure 381736DEST_PATH_IMAGE002
如图1所示，为本发明实施例1获得的航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的微观组织图，从图1中可以看到，Ti4Ni4Si7相结构为超细三维网状，其内部包裹有晶粒。
如图2所示，为本发明实施例1获得的航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的Ti4Ni4Si7中间相的微观组织图及能谱测试图，从图2中可以看到，对Ti4Ni4Si7中间相选取区域（白色方框）能谱测试，发现该部分组织的成分为Ti、Si、Ni三种元素，且元素的原子百分比约为Ti:Ni:Si=4:4:7；由此判定，该相为Ti4Ni4Si7相。
如图3所示，为本发明实施例1获得的航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的Ti4Ni4Si7中间相内颗粒状组织（即晶粒）的微观组织图及能谱测试图，从图3中可以看到，对中间相内颗粒状组织进行选取区域（白色方框）能谱测试，发现该部分组织的成分主要为O、Si、Ti三种元素，由此判定该颗粒状组织为Ti和Si氧化物。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (10)

1.一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，其特征在于：包括以下质量百分含量的元素组分：
Figure 449642DEST_PATH_IMAGE001
。
2.根据权利要求1所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，其特征在于：所述材料的微观结构的晶粒由超细网状Ti4Ni4Si7中间相包裹。
3.根据权利要求2所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料，其特征在于：所述晶粒中含有Ti氧化物和Si氧化物。
4.根据权利要求1~3任意一项所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1.按上述成分比例配料秤重，随后清洗并烘干；
S2.将烘干后的Ni、Ti、Fe、C置于坩埚中进行真空感应熔炼，待完全清化后，开启磁搅拌并继续熔炼直至元素分布均匀，获得溶体；
S3.向熔炼均匀的溶体中加入Si和Al，继续熔炼加热直至二次完全清化，随后停止加热，获得合金熔体；
S4.将冶炼好的合金熔体倒入充满氮气的气压浇铸保温炉内进行保温；
S5.再将保温炉内钢水浇铸到液态模锻机模具中进行液态模锻，锻后将合金材料脱模；
S6.将脱模后的合金材料置于真空热处理炉进行性能热处理，随后得到航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料。
5.根据权利要求4所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：S2中，熔炼温度1950~2000℃，熔炼时间35~55min，搅拌时间15~30min。
6.根据权利要求4所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：S3中，熔炼温度1950~2000℃，熔炼时间25~40min。
7.根据权利要求4所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：S4中，保温温度1750~1800℃，保温时间15~35min。
8.根据权利要求4所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：S5中，浇铸前将模具进行预热至400~450℃，模锻温度为1650~1680℃，加压速度为70~140mm/s，充型时间6~9s，比压210~280Mpa，保压时间100~180s，脱模温度1200~1250℃。
9.根据权利要求4所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料的制备方法，其特征在于：S6中，性能热处理分为固溶-高温时效-低温时效三步：
S01：固溶：在1420~1480℃保温5~8h，随后空冷至室温；
S02：高温时效：1200~1250℃保温15~19h，随后以15~23℃/s的冷却速率冷却至室温；
S03：低温时效：630~680℃保温20~24h，随后以6~9℃/s的冷却速率冷却至室温。
10.根据权利要求1~3任意一项所述的一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料在航空航天用镍基合金中的应用。
CN202111122535.2A 2021-09-24 2021-09-24 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用 Active CN113897515B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111122535.2A CN113897515B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111122535.2A CN113897515B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113897515A true CN113897515A (zh) 2022-01-07
CN113897515B CN113897515B (zh) 2022-04-12

Family

ID=79029454

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111122535.2A Active CN113897515B (zh) 2021-09-24 2021-09-24 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113897515B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2277901A2 (fr) * 1974-07-12 1976-02-06 Creusot Loire Perfectionnements aux alliages a base de nickel-fer-chrome, a durcissement structural obtenu par un traitement thermique approprie
JPS56169741A (en) * 1980-05-30 1981-12-26 Hitachi Ltd Component for nuclear reactor and heat treating method thereof
JPH03267342A (ja) * 1990-03-15 1991-11-28 Nippon Stainless Steel Co Ltd 常温延性の良好なＮｉ↓３（Ｓｉ，Ｔｉ）耐熱材料
CN102628127A (zh) * 2012-05-03 2012-08-08 丹阳恒庆复合材料科技有限公司 高强耐蚀镍基合金及其制造方法
CN103266240A (zh) * 2013-04-01 2013-08-28 中南大学 一种石墨与不锈钢钎焊用镍基合金及其制备方法
CN103898371A (zh) * 2014-02-18 2014-07-02 上海发电设备成套设计研究院 700℃等级超超临界燃煤电站用镍基高温合金及其制备
CN106191505A (zh) * 2016-07-08 2016-12-07 湘潭大学 一种新型高温抗氧化多孔材料的制备方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2277901A2 (fr) * 1974-07-12 1976-02-06 Creusot Loire Perfectionnements aux alliages a base de nickel-fer-chrome, a durcissement structural obtenu par un traitement thermique approprie
JPS56169741A (en) * 1980-05-30 1981-12-26 Hitachi Ltd Component for nuclear reactor and heat treating method thereof
JPH03267342A (ja) * 1990-03-15 1991-11-28 Nippon Stainless Steel Co Ltd 常温延性の良好なＮｉ↓３（Ｓｉ，Ｔｉ）耐熱材料
CN102628127A (zh) * 2012-05-03 2012-08-08 丹阳恒庆复合材料科技有限公司 高强耐蚀镍基合金及其制造方法
CN103266240A (zh) * 2013-04-01 2013-08-28 中南大学 一种石墨与不锈钢钎焊用镍基合金及其制备方法
CN103898371A (zh) * 2014-02-18 2014-07-02 上海发电设备成套设计研究院 700℃等级超超临界燃煤电站用镍基高温合金及其制备
CN106191505A (zh) * 2016-07-08 2016-12-07 湘潭大学 一种新型高温抗氧化多孔材料的制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113897515B (zh) 2022-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106555076A (zh) 一种耐650℃高温钛合金材料及其制备方法
CN108913952B (zh) 一种高温合金及其制备方法
CN101572362B (zh) 一种耐环境钛合金电连接器壳体的制造方法
CN114058981A (zh) 一种难熔高熵非晶合金材料及其制备方法和应用
CN103981397B (zh) 一种Ni-Fe-Mn-Al合金材料及其制备方法
CN104099509B (zh) 一种高熵合金及其制备方法
CN103509973B (zh) 一种精密铸造的叶片及其制造方法
CN103540857A (zh) 一种粉末冶金耐磨耐腐蚀轴承材料及其制备方法
CN103045910A (zh) 一种高温稳定γ’相强化的钴基高温合金及其制备方法
CN105018813A (zh) 一种抗蠕变稀土镁合金及其制备方法
CN106011505A (zh) 一种耐高温合金材料及制备方法
CN102002643B (zh) 耐高温、耐腐蚀的热电偶保护管及其生产方法
CN108342601B (zh) 基于粉末冶金法的Ti22Al25NbxV合金制备方法
CN106967905A (zh) 一种低膨胀高温铝合金层状电子封装材料的制备方法
CN109047649B (zh) 一种提高钛合金铸造充型性能的石墨铸型及其制备方法
CN113897515B (zh) 一种航空航天用耐高温抗氧化镍基合金材料及其制备方法和应用
CN105220016B (zh) 一种制备舟皿的材料及用该材料制备舟皿的工艺方法
CN111057907A (zh) 一种镍基耐高温合金材料的制备方法
CN113862499A (zh) 一种新型双态组织钛基复合材料的加工制造方法
WO2018028091A1 (zh) 一种用于机械零部件的铜基复合材料及其制备方法
US3552479A (en) Casting process involving cooling of a shell mold prior to casting metal therein
CN104372188B (zh) 一种高硅镍铜合金铸件的制备方法
CN107739888A (zh) 一种具有良好增材制造成形性能的Ti‑V基合金及其应用
CN104550837B (zh) 一种基于cim工艺的热作模具钢材料表面改性的方法
CN106676320B (zh) 一种用于高速列车牵引电机收缩环的新材料及其制备方法

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant