CN114196948A - 航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，首先对基体表面进行打磨和抛光；然后采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理；再通过冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层；再通过冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY；最后通过对基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理；本方案通过依次采用氦气和氮气作为载气喷涂MCrAlY，以依次在基体表面形成MCrAlY打底涂层和MCrAlY外表面涂层，以同时保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高且MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，并提高基体的性能和使用寿命，满足实际应用过程中的使用需求。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机合金加工工艺技术领域，特别地，涉及一种航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法。
背景技术
高温合金因其使用温度高、屈服强度高、高温蠕变性能好，广泛应用于燃气轮机和航空发动机中温度较高的零部件，其服役条件苛刻，通常面临高温(600-1200℃的温度)、摩擦、氧化、燃气腐蚀和复杂应力(蠕变、高低周疲劳、热疲劳等)等多重影响，此外，因其原材料成本高、制备工艺复杂且流程长等原因，售价昂贵，因此高温合金表面通常需要涂覆高温防护涂层，以提高高温合金的性能和使用寿命。
由于MCrAlY(M代表Co和/或Ni)具有良好的抗高温氧化和腐蚀性能，因此，现有的高温合金表面的高温防护涂层通常采用冷喷涂喷枪将MCrAlY喷射于高温合金基体表面以形成高温防护涂层。MCrAlY涂层在高温环境下表面可形成致密的Cr2O3和Al2O3氧化膜，进而可以阻止氧元素向内部扩散，从而提高了基体的高温抗氧化和耐腐蚀性能。然而，现有的MCrAlY涂层加工时往往存在以下问题：1、为保证MCrAlY涂层与基体的结合强度，导致MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性过高，甚至超过对偶件的表面高温硬度和耐磨性，易造成对对偶件的磨损；2、为保证MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性不高于对偶件，MCrAlY涂层与基体的结合强度过低，MCrAlY涂层易脱落，没有满足提高高温合金足够性能和使用寿命的要求。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，以解决现有的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法无法同时保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高且MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，包括以下步骤：a、对基体表面进行打磨和抛光；b、采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理；c、冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层；d、冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY，以形成具有预设厚度的MCrAlY外表面涂层；e、对于基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理。
进一步地，在步骤b中，基体的预热温度范围为200-600℃。
进一步地，在步骤c中，氦气的工作温度范围为300-1000℃，氦气的工作压强为1-4MPa。
进一步地，在步骤d中，氮气的工作温度范围为500-1000℃，氮气的工作压强为2-7MPa。
进一步地，在步骤e中，真空热处理的真空度不低于10-4Pa，真空热处理的热处理温度范围为850-1200℃，真空热处理的热处理时间范围为2-8h。
进一步地，MCrAlY合金粉末的粒径分布范围为5-100μm。
进一步地，在步骤c中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s；和/或在步骤d中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s。
进一步地，基体为镍基高温合金GH625，预热温度为400℃，氦气的工作温度为700℃，MCrAlY打底涂层的喷涂层数为1层，氮气的工作温度为900℃，MCrAlY外表面涂层的喷涂层数为10层，冷喷涂喷枪的走枪速度为200mm/s，真空热处理的热处理温度为1080℃，真空热处理的热处理时间为4h。
进一步地，喷涂态MCrAlY涂层与基体的界面结合强度超过125MPa，1000℃条件下表面的高温硬度为165±20Hv。
进一步地，步骤a还包括：对基体表面进行清洗和擦拭。
本发明具有以下有益效果：
本发明的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，首先对基体表面进行打磨和抛光，去除基体表面的氧化层，以便于接下来的喷涂工作；然后采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理，以在喷涂MCrAlY时，基体表面温度与喷涂温度相适配，避免基体过热而出现热应力变形，其次，通过对基体预处理可提高基体的塑性变形能力，从而可以提高涂层与基体的结合强度；再通过冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层，由于氦气分子质量较小，加速MCrAlY颗粒的效果好，使得MCrAlY打底涂层致密度高，进而使得MCrAlY打底涂层与基体的结合强度高；接下来，再通过冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY，以形成具有预设厚度的MCrAlY外表面涂层，由于氮气加速MCrAlY颗粒的效果远低于氦气，因此，MCrAlY外表面涂层的致密度和硬度较低，确保MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，同时由于MCrAlY外表面涂层具有预设厚度，可经受长时间的磨损，进一步的提高基体的使用寿命；最后通过对基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理，以形成致密的Cr2O3和Al2O3氧化膜，提高基体的高温抗氧化和耐腐蚀性能；本方案通过依次采用氦气和氮气作为载气喷涂MCrAlY，以依次在基体表面形成MCrAlY打底涂层和MCrAlY外表面涂层，以同时保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高且MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，并提高基体的性能和使用寿命，满足实际应用过程中的使用需求。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法的步骤框图；
图2是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法中MCrAlY的冷喷涂粉末SEM图；
图3是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法在700℃和He条件下制备的冷喷涂MCrAlY打底涂层SEM截面图；
图4是是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法在900℃和N2条件下制备的冷喷涂MCrAlY外层涂层SEM截面图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法的步骤框图；
图2是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法中MCrAlY的冷喷涂粉末SEM图；图3是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法在700℃和He条件下制备的冷喷涂MCrAlY打底涂层SEM截面图；图4是是本发明优选实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法在900℃和N2条件下制备的冷喷涂MCrAlY外层涂层SEM截面图。
如图1-图4所示，本实施例的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，包括以下步骤：a、对基体表面进行打磨和抛光；b、采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理；c、冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层；d、冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY，以形成具有预设厚度的MCrAlY外表面涂层；e、对于基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理。具体地，
本发明的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，首先对基体表面进行打磨和抛光，去除基体表面的氧化层，以便于接下来的喷涂工作；然后采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理，以在喷涂MCrAlY时，基体表面温度与喷涂温度相适配，避免基体过热而出现热应力变形，其次，通过对基体预处理可提高基体的塑性变形能力，从而可以提高涂层与基体的结合强度；再通过冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层，由于氦气分子质量较小，加速MCrAlY颗粒的效果好，使得MCrAlY打底涂层致密度高，进而使得MCrAlY打底涂层与基体的结合强度高；接下来，再通过冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY，以形成具有预设厚度的MCrAlY外表面涂层，由于氮气加速MCrAlY颗粒的效果远低于氦气，因此，MCrAlY外表面涂层的致密度和硬度较低，确保MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，同时由于MCrAlY外表面涂层具有预设厚度，可经受长时间的磨损，进一步的提高基体的使用寿命；最后通过对基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理，以形成致密的Cr2O3和Al2O3氧化膜，提高基体的高温抗氧化和耐腐蚀性能；本方案通过依次采用氦气和氮气作为载气喷涂MCrAlY，以依次在基体表面形成MCrAlY打底涂层和MCrAlY外表面涂层，以同时保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高且MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，并提高基体的性能和使用寿命，满足实际应用过程中的使用需求。
如图1所示，本实施例中，在步骤b中，基体的预热温度范围为200-600℃。具体地，当基体的预热温度处于200-600℃之间时，在喷涂MCrAlY时，基体表面温度与喷涂温度相适配，避免基体过热而出现热应力变形，且加热时间和能耗恰当；当基体的预热温度小于200℃时，在喷涂MCrAlY时，基体表面温度过低，与撞击的粉末颗粒温差较大，使涂层内应力增大，且涂层与基体结合强度较低；当基体的预热温度大于600℃时，易使基体产生较大变形，而且加热时间过长、能耗过高，同时基体表面容易氧化，从而不利于MCrAlY涂层的沉积。
如图1所示，本实施例中，在步骤c中，氦气的工作温度范围为300-1000℃，氦气的工作压强为1-4MPa。具体地，当氦气的工作温度处于300-1000℃之间，且氦气的工作压强处于1-4MPa之间时，对MCrAlY颗粒的加速效果合适；当氦气的工作温度小于300摄氏度，或者氦气的工作压强小于1MPa时，对MCrAlY颗粒的加速效果较差，导致MCrAlY打底涂层致密度低，进而无法保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高；当氦气的工作压强大于4MPa时，对MCrAlY颗粒的加速效果较强，易造成对基体的破坏，进而导致基体的性能下降。应当理解的是，当氦气的工作温度高于1000℃，易导致粉末严重氧化，而且冷喷涂喷枪无法满足耐热性能要求，进而导致无法进行冷喷涂。
如图1所示，本实施例中，在步骤d中，氮气的工作温度范围为500-1000℃，氮气的工作压强为2-7MPa。具体地，当氮气的工作温度处于500-1000℃之间，且氮气的工作压强处于2-7MPa之间时，对MCrAlY颗粒的加速效果合适；当氮气的工作温度小于500℃，或者氮气的工作压强小于2MPa时，对MCrAlY颗粒的加速效果较差，导致MCrAlY外表面涂层致密度过低，MCrAlY外表面涂层十分容易磨损，进而无法提高基体足够的使用寿命；当氮气的工作压强大于7MPa时，对MCrAlY颗粒的加速效果过强，导致MCrAlY外表面涂层致密度过高，进而无法保证MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，从而易造成对偶件磨损。应当理解的是，当氮气的工作温度高于1000℃，易导致粉末严重氧化，而且冷喷涂喷枪无法满足耐热性能要求，进而导致无法进行冷喷涂。
如图1所示，本实施例中，在步骤e中，真空热处理的真空度不低于10-4Pa，真空热处理的热处理温度范围为850-1200℃，真空热处理的热处理时间范围为2-8h。具体地，当真空热处理的热处理温度处于850-1200℃之间时，MCrAlY涂层扩散速度合适，有效提高基体的性能和使用寿命；当真空热处理的热处理温度低于850℃时，MCrAlY涂层扩散速度过慢甚至无法形成扩散层，导致基体表面的晶体结构分布不均匀，基体的局部区域存在强度缺陷；当真空热处理的热处理温度高于1200℃，会影响基体热处理状态并会对MCrAlY涂层造成破坏，而无法提高基体的性能和使用寿命。应当理解的是，真空热处理的真空度需不低于10- 4Pa，才能在真空热处理时，避免基体表面发生氧化反应；而真空热处理的热处理温度与真空热处理的热处理时间成反比，即真空热处理的热处理温度越高，真空热处理的热处理时间越短；即真空热处理的热处理温度越低，真空热处理的热处理时间越高。
本实施例中，MCrAlY合金粉末的粒径分布范围为5-100μm。应当理解的是，当MCrAlY合金粉末的粒径分布处于5-100μm之间时，MCrAlY颗粒易结合于基体表面的晶体结构，并保证MCrAlY涂层致密度，进而保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高，同时材料成本恰当；当MCrAlY合金粉末的粒径分布小于5μm时，MCrAlY合金粉末的制备困难，材料成本过高；当MCrAlY合金粉末的粒径分布大于100μm时；MCrAlY颗粒较难结合于基体表面的晶体结构。而无法保证MCrAlY涂层致密度，进而无法保证MCrAlY涂层与基体的结合强度。
如图1所示，本实施例中，在步骤c中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s；和/或在步骤d中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s。具体地，当冷喷涂喷枪的走枪速度处于10-1000mm/s之间时，能保证MCrAlY涂层具有恰当的厚度和致密度；当冷喷涂喷枪的走枪速度低于10mm/s时，MCrAlY涂层沉积速率过快，导致涂层内应力增大，而且易造成基体温度过高导致变形严重；当冷喷涂喷枪的走枪速度高于1000mm/s时，MCrAlY涂层沉积速率太慢，生产效率低。
如图1-图4所示，本实施例中，基体为镍基高温合金GH625，预热温度为400℃，氦气的工作温度为700℃，MCrAlY打底涂层的喷涂层数为1层，氮气的工作温度为900℃，MCrAlY外表面涂层的喷涂层数为10层，冷喷涂喷枪的走枪速度为200mm/s，真空热处理的热处理温度为1080℃，真空热处理的热处理时间为4h。具体地，当基体为镍基高合金GH625时，在步骤b中，选择预热温度为400℃，步骤c中，选择氦气的工作温度为700℃，MCrAlY打底涂层的喷涂层数为1层，冷喷涂喷枪的走枪速度为200mm/s，在步骤d中，选择氮气的工作温度为900℃，MCrAlY外表面涂层的喷涂层数为10层，冷喷涂喷枪的走枪速度为200mm/s，在步骤e中，选择真空热处理的热处理温度为1080℃，真空热处理的热处理时间为4h，以获得能同时保证MCrAlY涂层与基体的界面结合强度高且MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性的已加工基体。应当理解的是，如图3所示，采用氦气的工作温度为700℃制备的MCrAlY打底涂层细密均匀，性能良好。应当理解的是，如图4所示，采用氮气的工作温度为900℃制备的MCrAlY外表面涂层细密均匀，性能良好。应当理解的是，由于氦气的成本高，因此使用氦气只喷涂一层MCrAlY，可在满足设计要求的情况下，降低成本。应当理解的是，在一对照实验中，若采用上述实施例中步骤a、b、c、e，并将步骤c中，MCrAlY打底涂层的喷涂层数变为10层时，且MCrAlY涂层与高温合金基体的界面结合强度超过125MPa，能保证MCrAlY涂层与基体的结合强度高，但1000℃条件下表面的高温硬度为190±20Hv，使得MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性高于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，易造成对偶件磨损。应当理解对是，在一对照实验中，若采用上述实施例中步骤a、b、d、e，其获得MCrAlY涂层与高温合金基体的界面结合强度为56MPa，1000℃条件下表面的高温硬度为165±20Hv，即能保证MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性，但无法保证MCrAlY涂层与基体的结合强度。
本实施例中，喷涂态MCrAlY涂层与基体的界面结合强度超过125MPa，1000℃条件下表面的高温硬度为165±20Hv。具体地，当MCrAlY涂层与基体的界面结合强度超过125MPa时，即保证MCrAlY涂层与基体的界面结合强度高，当1000℃条件下表面的高温硬度为165±20Hv时，即保证MCrAlY涂层的表面高温硬度和耐磨性低于对偶件的表面高温硬度和耐磨性。应当理解的是，MCrAlY粉末颗粒可以通过扫描电镜进行观察；MCrAlY涂层厚度可以通过游标卡尺或在扫描电镜下进行测量；MCrAlY涂层的结合强度可以通过拉伸实验进行测量。
本实施例中，步骤a还包括：对基体表面进行清洗和擦拭。具体地，在采用砂纸对基体表面进行打磨和抛光，去除氧化层后，再采用酒精对基体进行清洗，然后使用抹布擦拭干净。可选地，清洗方法为超声波清洗。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，包括以下步骤：
a、对基体表面进行打磨和抛光；
b、采用冷喷涂喷枪对基体进行预热处理；
c、冷喷涂喷枪使用氦气作为载气于基体表面冷喷涂至少一层MCrAlY，以形成MCrAlY打底涂层；
d、冷喷涂喷枪使用氮气作为载气于基体表面冷喷涂多层MCrAlY，以形成具有预设厚度的MCrAlY外表面涂层；
e、对于基体表面的MCrAlY打底涂层以及MCrAlY外表面涂层进行真空热处理。
2.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，在步骤b中，基体的预热温度范围为200-600℃。
3.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，在步骤c中，氦气的工作温度范围为300-1000℃，氦气的工作压强为1-4MPa。
4.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，在步骤d中，氮气的工作温度范围为500-1000℃，氮气的工作压强为2-7MPa。
5.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，在步骤e中，真空热处理的真空度不低于10-4Pa，真空热处理的热处理温度范围为850-1200℃，真空热处理的热处理时间范围为2-8h。
6.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，MCrAlY合金粉末的粒径分布范围为5-100μm。
7.根据权利要求1所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，在步骤c中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s；和/或
在步骤d中，冷喷涂喷枪的走枪速度范围为10-1000mm/s。
8.根据权利要求1-7中任意一项所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，基体为镍基高温合金GH625，预热温度为400℃，氦气的工作温度为700℃，MCrAlY打底涂层的喷涂层数为1层，氮气的工作温度为900℃，MCrAlY外表面涂层的喷涂层数为10层，冷喷涂喷枪的走枪速度为200mm/s，真空热处理的热处理温度为1080℃，真空热处理的热处理时间为4h。
9.根据权利要求8所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，喷涂态MCrAlY涂层与基体的界面结合强度超过125MPa，1000℃条件下表面的高温硬度为165±20Hv。
10.根据权利要求1-7中任意一项所述的航空发动机高温合金上高温防护涂层的加工方法，其特征在于，步骤a还包括：对基体表面进行清洗和擦拭。
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Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN114737182A (zh) * | 2022-05-07 | 2022-07-12 | 无锡市新达共创纳米科技有限公司 | 一种铜箔后处理机导电辊哈氏合金涂层的制备方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6602545B1 (en) * | 2000-07-25 | 2003-08-05 | Ford Global Technologies, L.L.C. | Method of directly making rapid prototype tooling having free-form shape |
| US20110305892A1 (en) * | 2007-12-19 | 2011-12-15 | United Technologies Corporation | Porous protective coating for turbine engine components |
| CN103215614A (zh) * | 2013-04-27 | 2013-07-24 | 中国船舶重工集团公司第七二五研究所 | 一种含冷喷涂钽中间层的金属氧化物阳极的制备方法 |
| US20180025794A1 (en) * | 2016-07-22 | 2018-01-25 | Westinghouse Electric Company Llc | Spray methods for coating nuclear fuel rods to add corrosion resistant barrier |
| CN109457208A (zh) * | 2018-11-30 | 2019-03-12 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种燃气轮机透平叶片热障涂层及其制备方法 |
-
2021
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6602545B1 (en) * | 2000-07-25 | 2003-08-05 | Ford Global Technologies, L.L.C. | Method of directly making rapid prototype tooling having free-form shape |
| US20110305892A1 (en) * | 2007-12-19 | 2011-12-15 | United Technologies Corporation | Porous protective coating for turbine engine components |
| CN103215614A (zh) * | 2013-04-27 | 2013-07-24 | 中国船舶重工集团公司第七二五研究所 | 一种含冷喷涂钽中间层的金属氧化物阳极的制备方法 |
| US20180025794A1 (en) * | 2016-07-22 | 2018-01-25 | Westinghouse Electric Company Llc | Spray methods for coating nuclear fuel rods to add corrosion resistant barrier |
| CN109457208A (zh) * | 2018-11-30 | 2019-03-12 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种燃气轮机透平叶片热障涂层及其制备方法 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114737182A (zh) * | 2022-05-07 | 2022-07-12 | 无锡市新达共创纳米科技有限公司 | 一种铜箔后处理机导电辊哈氏合金涂层的制备方法 |
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