公司產(chǎn)品按美.國ASTM/ASME、德.國DIN、日.本JIS等標準供應，并可根據(jù)客戶提供的技.術(shù)要求供貨，可供產(chǎn)品形態(tài)：板、帶、管、棒、鍛件、線、絲、餅、環(huán)、箔、管件、法蘭、標準件和焊材等。 
國勁主營材質(zhì)：GH系列高溫合金：GH1140、GH2132、GH3128、GH3030、GH3044、GH4145、GH4146、GH4169
NS系列耐蝕合金：NS111、NS112、NS113、NS142、NS143、NS312、NS313、NS315、NS321、NS322、NS333、NS334、NS336
精密合金系列：1J30、1J36、1J50、2J22、2J85、3J01、3J09、3J21、3J40、3J53、4J28、4J29、4J36、4J42、4J50、6J20、6J22
Inconel合金：Inconel625、Inconel625LCF、Inconel690、Inconel600、Inconel601,Inconel617、Inconel686、Inconel718、Inconel718
Incoloy合金：Incoloy800、Incoloy 800H、Incoloy800HT、Incoloy801、Incoloy825、Incoloy903、Incoloy907、Incoloy925、Incoloy926

Inconel600鋼板鍛件由于鎳基高溫合金的強度高,塑性大,導熱系數(shù)低,加工表面硬化顯著、切削力大、*磨損快,屬難加工材料,所以鎳基高溫合金材料加工效率低,產(chǎn)品表面質(zhì)量和精度不穩(wěn)定。除了鎳基高溫合金材料難加工之外,鎳基高溫合金薄壁零件材料去除率大,又屬于復雜曲面,薄壁且曲率變化劇烈,*走刀方向不斷發(fā)生轉(zhuǎn)向,極易引起刀軸振動,在零件加工表面產(chǎn)生豎紋或過切現(xiàn)象。如復雜薄壁零件葉片的表面微形貌及紋理對整個葉片的動力傳遞效率起著決定性的作用,從而嚴重影響葉片使用性能,致使葉片報廢。
Inconel600鋼板鍛件因此,本文以鎳基高溫合金復雜薄壁零件數(shù)控加工為背景,通過理論分析、切削試驗,揭示高速加工鎳基高溫合金復雜薄壁零件的相關加工機理及切削穩(wěn)定性相關技術(shù),解決航空航天行業(yè)復雜薄壁零件切削加工的共性基礎科學問題,為鎳基高溫合金零件的高效加工及減少*磨損提供有力的技術(shù)支持,為鎳基高溫合金葉片類零件穩(wěn)定性加工提供較為準確的理論依據(jù)。針對鋸齒形切屑對切削過程的影響,進行鎳基高溫合金銑削實驗,探討不同切削參數(shù)下鋸齒形切屑形成規(guī)律,揭示絕熱剪切現(xiàn)象。

Hastelloy合金：HastelloyB、HastelloyB-2、HastelloyB-3、HastelloyC、HastelloyC-4、HastelloyC-22、HastelloyC-276、Hastelloy C-2000
銅鎳合金合金：Monel400,Cu90-Ni10、B10、C70600、BFe10-1-1、CuNi90-10、Cu70-Ni30、B30、C71500
     在我們與用戶的合作中，為新老用戶解決(數(shù)量少，品種多，規(guī)格雜，交貨期短)的原材料供應問題，及時解決了顧客的急需，公司收到了顧客的好評，并在售后服務，技.術(shù)咨詢及市場信息的支持方面也收到了客戶的認同，在行業(yè)內(nèi)有好的口碑。

通過光學顯微鏡觀察切屑組織,得到絕熱剪切帶內(nèi)材料組織形態(tài)的演變過程,提出鋸齒形切屑形成由形變帶鋸齒形切屑-轉(zhuǎn)變帶鋸齒形切屑一系列轉(zhuǎn)變。后研究切削參數(shù)對鋸齒形切屑幾何特征的影響規(guī)律,為切削條件的選擇提供理論依據(jù)。針對鎳基高溫合金薄壁零件材料去除率大,*使用壽命與加工效率之間的矛盾,開展高速銑削鎳基高溫合金*磨損規(guī)律的研究。通過銑削實驗獲得切削速度對*磨損影響較大,隨著切削速度的提高,前刀面磨損形式為多種磨損機制共同作用,后刀面磨損主要為溝槽磨損,并且切屑毛邊對*的沖擊造成溝槽磨損加劇。
結(jié)合仿真結(jié)果提出加工表面硬化也會對*的溝槽磨損產(chǎn)生影響。上述工作為銑削鎳基高溫合金材料時減少*磨損、提高*使用壽命提供理論依據(jù)。針對鎳基高溫合金復雜薄壁零件加工插補算法中設計曲線與*運動掃描體包絡面之間存在誤差,如在葉片葉緣處,存在*路徑轉(zhuǎn)接問題,將四元數(shù)法引入到五軸加工的*運動設計中,建立四元數(shù)節(jié)點光順法,優(yōu)化*運動路徑,結(jié)合POWERMILL軟件提供的曲面投影加工方式,采用驅(qū)動曲面方式規(guī)劃葉片精加工*路徑軌跡,改善葉片葉緣的過切現(xiàn)象,提高復雜曲面銑削的加工精度。
針對鎳基高溫合金薄壁零件側(cè)銑過程中的切削振動問題,進行了切削力預報及切削動力學研究。在鎳基高溫合金薄壁零件加工過程中考慮其動態(tài)特性的時變性,建立側(cè)銑加工時滯動力學模型,提出輻角穩(wěn)定性判別法,實際加工效果表明,采用此方法獲得的穩(wěn)定切削參數(shù)域具有一定的實用性,并與傳統(tǒng)二維Lobe圖穩(wěn)定性判別法相比較,一致性好,并且簡單實用,易于工程化。通過綜合考慮鎳基高溫合金復雜薄壁零件的制造關鍵問題,采用理論分析、切削仿真和切削試驗相結(jié)合的方法,在鎳基高溫合金復雜薄壁零件加工切屑形成特征、*磨損機理、*運動設計及穩(wěn)定性極限預測方面進行研究。

研究可為鎳基高溫合金復雜薄壁零件的切削加工技術(shù)推廣及應用提供理論依據(jù)和技術(shù)支撐。在40Cr基體表面利用氬弧熔覆技術(shù)制備了鎳基合金粉末熔覆涂層。首先研究了熔覆電流、熔覆速度和氬氣流量對熔覆涂層的影響,確定佳的熔覆工藝。為了進一步改善涂層性能,通過在鎳基合金涂層中加入C,原位生成WC/Cr7C3增強相;后在佳含C量的基礎上加入B4C,以達到復合增強的效果,對不同條件下制備的熔覆涂層的組織形貌、硬度、耐磨及耐蝕性能進行了研究。
實驗結(jié)果表明:當熔覆電流過大或熔覆速度過小時,熔覆層焊透或不能成形良好;但熔覆電流過小或熔覆速度過快,使熔覆層的厚度變小,熔覆寬度變窄,甚至不能得到完整的熔覆涂層;適當降低熔覆電流及提高熔覆速度,可有效細化熔覆層的顯微組織;當熔覆電流為180A,熔覆速度為75mm/min,氬氣流量為6L/min時熔覆涂層表面形貌佳。物相分析表明熔覆涂層主要有鎳基固溶體、原位生成的碳化物等相,隨著C含量的增加,熔覆涂層的硬度和耐磨性都是先增加后降低,在C含量為5%時,熔覆層的硬度和耐磨性能相對較好,涂層的耐蝕性相對較好;B4C的加入可以使晶粒細化和第二相均勻分布,當B4C含量為5%時,涂層表面硬度較高,成形性佳,涂層表面耐磨性和耐蝕性能好,當B4C含量超過5%時,熔覆涂層質(zhì)量下降,成形性差,硬度增長趨勢不明顯,耐蝕性降低。
鎳基單晶高溫合金具備優(yōu)異的高溫性能,主要應用于航空發(fā)動機和工業(yè)燃氣輪機的渦輪葉片。單晶高溫合金在服役過程中的低周疲勞斷裂具有產(chǎn)生*的危害性,因此對其疲勞性能的研究尤為重要。同時,單晶合金具有各向異性,晶體取向是影響疲勞性能的一個重要因素。因此,本文以一種3Re的第二代鎳基單晶高溫合金為研究對象,研究了[001]、[011]和[111]三種取向合金在980℃的低周疲勞行為,采用掃描電鏡(SEM)和透射電鏡(TEM)等手段,觀察斷口、變形后的微觀組織以及微觀位錯組態(tài),分析合金的低周疲勞斷裂機制與變形機制。
合金三種取向的疲勞行為研究表明:在980℃總應變幅控制的低周疲勞實驗中,[001]、[011]和[111]三個取向的低周疲勞壽命均隨著總應變幅的增大而降低。疲勞壽命具有取向依賴性,這主要與彈性模量的差異有關。其中[001]取向彈性模量小,疲勞壽命長,[111]取向彈性模量大,疲勞壽命短。對合金三種取向疲勞斷裂機制的研究表明:三種取向的裂紋從表面或亞表面鑄造缺陷或表面氧化處萌生,主要沿非晶體學平面擴展,而[111]取向部分試樣沿晶體學平面擴展,循環(huán)塑性變形是主要的疲勞損傷機制。

在瞬斷區(qū),還伴隨一定程度的蠕變損傷。對于斷裂后的試樣,[001]取向斷口幾乎與應力軸垂直,γ’相沿著與應力軸垂直的方向形筏,易在不同滑移平面上發(fā)生多系滑移;[011]取向斷口不平整,γ’相沿與應力軸45°的方向形筏,易開動同一族的滑移系;[111]取向斷口為凹凸不平,沒有明顯的形筏方向,易發(fā)生多系滑移以及不同族滑移系間的交滑移。對于[001]和[011]取向合金,二次裂紋易沿形筏方向擴展,而[111]取向合金,易在裂紋擴展平面相交的界面處形成二次裂紋,并沿某一擴展平面擴展。
觀察位錯組態(tài)變化的結(jié)果表明:合金的三種取向在應變幅較高時,循環(huán)起始階段都表現(xiàn)出初始循環(huán)軟化的特征。但當應變幅較低時,[001]取向中位錯不均勻地分布在與應力軸垂直的γ通道中,通過交滑移和攀移的方式運動,由位錯湮沒和重排引起的位錯回復過程以及γ’相的粗化起主要作用,使其表現(xiàn)出初期的循環(huán)軟化特征;[011]取向位錯滑移主要集中在屋頂通道,γ通道中大量的平行位錯帶,降低位錯相互作用的幾率,阻礙位錯運動,表現(xiàn)出初期的循環(huán)硬化特征;[111]取向位錯密度增大且分布均勻,位錯線排列不規(guī)則,γ通道中有大量位錯纏結(jié),增大位錯運動的阻力,表現(xiàn)出初期的循環(huán)硬化趨勢。
鎳基高溫合金GH4133B作為航空發(fā)動機渦輪盤主要材料,其具有*的持久性和疲勞性能。本文以鎳基合金GH4133B為研究對象,在常溫下條件下開展疲勞長裂紋擴展試驗,利用有限元軟件ABAQUS計算標準CT試件的裂紋應力強度因子,運用擴展有限元技術(shù)模擬疲勞裂紋的擴展過程。開展GH4133B合金疲勞長裂紋擴展實驗。對不同應力比的GH4133B合金標準CT試樣進行疲勞裂紋擴展實驗,借助OLYMPUSBX51M顯微鏡,對裂紋進行追蹤攝像,獲得一定循環(huán)周次下的疲勞裂紋擴展長度。
在疲勞裂紋擴展長度和循環(huán)次數(shù)關系基礎上,利用近似導數(shù)的方法得到疲勞裂紋擴展速率。利用理論公式獲得各個裂紋擴展長度下的相對能量釋放率,結(jié)合Paris公式擬合疲勞裂紋擴展速率曲線,獲得相應的疲勞裂紋擴展速率函數(shù)。利用Paris公式推導出標準CT試樣剩余疲勞壽命的估算公式,結(jié)合擬合獲得的參數(shù)C和m,利用辛普森積分計算1~16號試樣的剩余疲勞壽命。結(jié)果表明,理論剩余壽命與試驗剩余壽命誤差較小,可以運用理論剩余壽命預測方程對材料的剩余壽命進行預測。