公司产品按美.国ASTM/ASME、德.国DIN、日.本JIS等标准供应，并可根据客户提供的技.术要求供货，可供产品形态：板、带、管、棒、锻件、线、丝、饼、环、箔、管件、法兰、标准件和焊材等。 
国劲主营材质：GH系列高温合金：GH1140、GH2132、GH3128、GH3030、GH3044、GH4145、GH4146、GH4169
NS系列耐蚀合金：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钢板锻件由于镍基高温合金的强度高,塑性大,导热系数低,加工表面硬化显著、切削力大、*磨损快,属难加工材料,所以镍基高温合金材料加工效率低,产品表面质量和精度不稳定。除了镍基高温合金材料难加工之外,镍基高温合金薄壁零件材料去除率大,又属于复杂曲面,薄壁且曲率变化剧烈,*走刀方向不断发生转向,极易引起刀轴振动,在零件加工表面产生竖纹或过切现象。如复杂薄壁零件叶片的表面微形貌及纹理对整个叶片的动力传递效率起着决定性的作用,从而严重影响叶片使用性能,致使叶片报废。
Inconel600钢板锻件因此,本文以镍基高温合金复杂薄壁零件数控加工为背景,通过理论分析、切削试验,揭示高速加工镍基高温合金复杂薄壁零件的相关加工机理及切削稳定性相关技术,解决航空航天行业复杂薄壁零件切削加工的共性基础科学问题,为镍基高温合金零件的高效加工及减少*磨损提供有力的技术支持,为镍基高温合金叶片类零件稳定性加工提供较为准确的理论依据。针对锯齿形切屑对切削过程的影响,进行镍基高温合金铣削实验,探讨不同切削参数下锯齿形切屑形成规律,揭示绝热剪切现象。

Hastelloy合金：HastelloyB、HastelloyB-2、HastelloyB-3、HastelloyC、HastelloyC-4、HastelloyC-22、HastelloyC-276、Hastelloy C-2000
铜镍合金合金：Monel400,Cu90-Ni10、B10、C70600、BFe10-1-1、CuNi90-10、Cu70-Ni30、B30、C71500
     在我们与用户的合作中，为新老用户解决(数量少，品种多，规格杂，交货期短)的原材料供应问题，及时解决了顾客的急需，公司收到了顾客的好评，并在售后服务，技.术咨询及市场信息的支持方面也收到了客户的认同，在行业内有好的口碑。

通过光学显微镜观察切屑组织,得到绝热剪切带内材料组织形态的演变过程,提出锯齿形切屑形成由形变带锯齿形切屑-转变带锯齿形切屑一系列转变。后研究切削参数对锯齿形切屑几何特征的影响规律,为切削条件的选择提供理论依据。针对镍基高温合金薄壁零件材料去除率大,*使用寿命与加工效率之间的矛盾,开展高速铣削镍基高温合金*磨损规律的研究。通过铣削实验获得切削速度对*磨损影响较大,随着切削速度的提高,前刀面磨损形式为多种磨损机制共同作用,后刀面磨损主要为沟槽磨损,并且切屑毛边对*的冲击造成沟槽磨损加剧。
结合仿真结果提出加工表面硬化也会对*的沟槽磨损产生影响。上述工作为铣削镍基高温合金材料时减少*磨损、提高*使用寿命提供理论依据。针对镍基高温合金复杂薄壁零件加工插补算法中设计曲线与*运动扫描体包络面之间存在误差,如在叶片叶缘处,存在*路径转接问题,将四元数法引入到五轴加工的*运动设计中,建立四元数节点光顺法,优化*运动路径,结合POWERMILL软件提供的曲面投影加工方式,采用驱动曲面方式规划叶片精加工*路径轨迹,改善叶片叶缘的过切现象,提高复杂曲面铣削的加工精度。
针对镍基高温合金薄壁零件侧铣过程中的切削振动问题,进行了切削力预报及切削动力学研究。在镍基高温合金薄壁零件加工过程中考虑其动态特性的时变性,建立侧铣加工时滞动力学模型,提出辐角稳定性判别法,实际加工效果表明,采用此方法获得的稳定切削参数域具有一定的实用性,并与传统二维Lobe图稳定性判别法相比较,一致性好,并且简单实用,易于工程化。通过综合考虑镍基高温合金复杂薄壁零件的制造关键问题,采用理论分析、切削仿真和切削试验相结合的方法,在镍基高温合金复杂薄壁零件加工切屑形成特征、*磨损机理、*运动设计及稳定性极限预测方面进行研究。

研究可为镍基高温合金复杂薄壁零件的切削加工技术推广及应用提供理论依据和技术支撑。在40Cr基体表面利用氩弧熔覆技术制备了镍基合金粉末熔覆涂层。首先研究了熔覆电流、熔覆速度和氩气流量对熔覆涂层的影响,确定佳的熔覆工艺。为了进一步改善涂层性能,通过在镍基合金涂层中加入C,原位生成WC/Cr7C3增强相;后在佳含C量的基础上加入B4C,以达到复合增强的效果,对不同条件下制备的熔覆涂层的组织形貌、硬度、耐磨及耐蚀性能进行了研究。
实验结果表明:当熔覆电流过大或熔覆速度过小时,熔覆层焊透或不能成形良好;但熔覆电流过小或熔覆速度过快,使熔覆层的厚度变小,熔覆宽度变窄,甚至不能得到完整的熔覆涂层;适当降低熔覆电流及提高熔覆速度,可有效细化熔覆层的显微组织;当熔覆电流为180A,熔覆速度为75mm/min,氩气流量为6L/min时熔覆涂层表面形貌佳。物相分析表明熔覆涂层主要有镍基固溶体、原位生成的碳化物等相,随着C含量的增加,熔覆涂层的硬度和耐磨性都是先增加后降低,在C含量为5%时,熔覆层的硬度和耐磨性能相对较好,涂层的耐蚀性相对较好;B4C的加入可以使晶粒细化和第二相均匀分布,当B4C含量为5%时,涂层表面硬度较高,成形性佳,涂层表面耐磨性和耐蚀性能好,当B4C含量超过5%时,熔覆涂层质量下降,成形性差,硬度增长趋势不明显,耐蚀性降低。
镍基单晶高温合金具备优异的高温性能,主要应用于航空发动机和工业燃气轮机的涡轮叶片。单晶高温合金在服役过程中的低周疲劳断裂具有产生*的危害性,因此对其疲劳性能的研究尤为重要。同时,单晶合金具有各向异性,晶体取向是影响疲劳性能的一个重要因素。因此,本文以一种3Re的第二代镍基单晶高温合金为研究对象,研究了[001]、[011]和[111]三种取向合金在980℃的低周疲劳行为,采用扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)等手段,观察断口、变形后的微观组织以及微观位错组态,分析合金的低周疲劳断裂机制与变形机制。
合金三种取向的疲劳行为研究表明:在980℃总应变幅控制的低周疲劳实验中,[001]、[011]和[111]三个取向的低周疲劳寿命均随着总应变幅的增大而降低。疲劳寿命具有取向依赖性,这主要与弹性模量的差异有关。其中[001]取向弹性模量小,疲劳寿命长,[111]取向弹性模量大,疲劳寿命短。对合金三种取向疲劳断裂机制的研究表明:三种取向的裂纹从表面或亚表面铸造缺陷或表面氧化处萌生,主要沿非晶体学平面扩展,而[111]取向部分试样沿晶体学平面扩展,循环塑性变形是主要的疲劳损伤机制。

在瞬断区,还伴随一定程度的蠕变损伤。对于断裂后的试样,[001]取向断口几乎与应力轴垂直,γ’相沿着与应力轴垂直的方向形筏,易在不同滑移平面上发生多系滑移;[011]取向断口不平整,γ’相沿与应力轴45°的方向形筏,易开动同一族的滑移系;[111]取向断口为凹凸不平,没有明显的形筏方向,易发生多系滑移以及不同族滑移系间的交滑移。对于[001]和[011]取向合金,二次裂纹易沿形筏方向扩展,而[111]取向合金,易在裂纹扩展平面相交的界面处形成二次裂纹,并沿某一扩展平面扩展。
观察位错组态变化的结果表明:合金的三种取向在应变幅较高时,循环起始阶段都表现出初始循环软化的特征。但当应变幅较低时,[001]取向中位错不均匀地分布在与应力轴垂直的γ通道中,通过交滑移和攀移的方式运动,由位错湮没和重排引起的位错回复过程以及γ’相的粗化起主要作用,使其表现出初期的循环软化特征;[011]取向位错滑移主要集中在屋顶通道,γ通道中大量的平行位错带,降低位错相互作用的几率,阻碍位错运动,表现出初期的循环硬化特征;[111]取向位错密度增大且分布均匀,位错线排列不规则,γ通道中有大量位错缠结,增大位错运动的阻力,表现出初期的循环硬化趋势。
镍基高温合金GH4133B作为航空发动机涡轮盘主要材料,其具有*的持久性和疲劳性能。本文以镍基合金GH4133B为研究对象,在常温下条件下开展疲劳长裂纹扩展试验,利用有限元软件ABAQUS计算标准CT试件的裂纹应力强度因子,运用扩展有限元技术模拟疲劳裂纹的扩展过程。开展GH4133B合金疲劳长裂纹扩展实验。对不同应力比的GH4133B合金标准CT试样进行疲劳裂纹扩展实验,借助OLYMPUSBX51M显微镜,对裂纹进行追踪摄像,获得一定循环周次下的疲劳裂纹扩展长度。
在疲劳裂纹扩展长度和循环次数关系基础上,利用近似导数的方法得到疲劳裂纹扩展速率。利用理论公式获得各个裂纹扩展长度下的相对能量释放率,结合Paris公式拟合疲劳裂纹扩展速率曲线,获得相应的疲劳裂纹扩展速率函数。利用Paris公式推导出标准CT试样剩余疲劳寿命的估算公式,结合拟合获得的参数C和m,利用辛普森积分计算1~16号试样的剩余疲劳寿命。结果表明,理论剩余寿命与试验剩余寿命误差较小,可以运用理论剩余寿命预测方程对材料的剩余寿命进行预测。