合金疲勞的案例
高熵合金、中熵合金低周疲勞加載下的變形機理
圖2 不同循環次數下的微觀結構
最后，通過研究不同晶粒取向的位錯結構發現，不同于單晶材料，在多晶CoCrFeMnNi合金中，晶粒取向與位錯結構的形成沒有直接的關系。因此作者認為，多晶材料中，不同位錯結構的形成更多地由相鄰晶粒的約束決定。此外，單個晶粒中多種位錯結構的形成也與相鄰晶粒的約束效應有關。
圖3 多個不同取向的晶粒的位錯結構
本文揭示的CoCrFeMnNi 高熵合金在低周疲勞下的變形機理，同樣適用于具有同等層錯能（Stacking Fault Energy）的其他FCC高熵合金。同時本文對比了該合金和316L奧氏體鋼的循環變形響應，解釋了高熵合金潛在的獨特疲勞性能的來源，為將來高抗疲勞性能的高熵合金設計提供了支持。
另外，該研究人員還對比研究了CoCrFeMnNi 高熵合金和CoCrNi中熵合金，相關成果以題目‘Superior low-cycle fatigue properties of CoCrNi compared to CoCrFeMnNi’發表在《Scripta Materialia》上。研究發現CoCrNi具有更好的疲勞性能，并將這種性能歸因于CoCrNi較低的層錯能。相較于CoCrFeMnNi中位錯的交滑移運動引起的墻和胞結構，CoCrNi的低層錯能促進了位錯的平面運動，使得塑性變形更加均勻，進而提高了疲勞性能。
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https://doi.org/10.1016/j.scriptamat.2020.113667
*感謝論文作者團隊對本文的大力支持。
本文來自微信公眾號“材料科學與工程”。
展開 北航《IJF》：國產二代鎳基單晶合金超高周疲勞裂紋萌生競爭機制
高壓渦輪葉片的典型振動頻率為 1 kHz ~ 10 kHz，服役時間100 小時的循環周次為3×108 ~3×109，屬于超高周疲勞范疇（壽命≥108）。目前已有的對國外典型二代鎳基單晶合金的研究表明，在超高周疲勞范圍內，單晶合金仍會發生疲勞斷裂，且疲勞強度大幅下降，超高周疲勞成為渦輪葉片使用應當考慮的失效模式之一。目前缺乏對國產單晶合金的高溫超高周疲勞研究，且單晶合金的超高周疲勞裂紋萌生機制尚不明晰。
因此，北京航空航天大學的趙子華副教授團隊與萊斯特大學Bo Chen教授及北京航空材料研究所的許巍博士合作，系統地研究了典型國產二代鎳基單晶合金DD6在典型工作溫度（760 ℃、850 ℃及1000 ℃）和極限工作溫度（1100 ℃）下的超高周疲勞性能和裂紋萌生、擴展機理，著重研究了裂紋從內部缺陷處和表面氧化處萌生的競爭關系，討論了氧化、組織退化、再結晶等因素對DD6合金超高周疲勞行為的影響。該研究以題為“Transitionfrom internal to surface crack initiation of a single-crystal superalloy in the very-high-cycle fatigue regime at 1100 °C”發表在International Journal of Fatigue。
論文鏈接：
https://doi.org/10.1016/j.ijfatigue.2021.106343
研究表明，在典型工作溫度下，DD6合金的超高周疲勞裂紋主要從單一內部缺陷（鑄造孔洞或疏松）處萌生，沿{111}晶體學平面擴展，這種擴展方式被稱為Stage I。
展開 《JMST》深海潛水器耐壓艙用鈦合金保載疲勞研究獲進展！
潛水器的每一次作業，耐壓艙都承受一次不斷變化的海水壓力（升載-保載-卸載）作用，這種載荷譜下的疲勞稱為保載疲勞（Dwell fatigue）。新型高強韌鈦合金是耐壓艙的首選材料，研究其保載疲勞特性對于深海潛水器的設計和可靠性評估具有重要意義。
研究發現，耐壓艙鈦合金的三種保載疲勞失效模式，即疲勞失效、延性失效及疲勞與延性混合失效。保載與疲勞載荷的相互作用加速了試樣的失效，并導致不同失效模式之間的競爭。研究進一步發現保載疲勞壽命與第一周次累積最大應變有關，二者在雙對數坐標下呈近似線性關系，間歇加載時間對鈦合金的保載疲勞行為沒有影響。實驗結果和理論分析揭示了鈦合金的保載疲勞機理，即保載產生的塑性變形增大了試樣的實際應力，這促進了已形成裂紋或損傷的擴展，同時，疲勞載荷部分導致的局部塑性應變增大了保載疲勞塑性應變的累積。
該研究由中國科學院力學研究所LNM微結構計算力學課題組與中國船舶重工集團公司第七〇二研究所等單位合作完成，得到國家重點研發計劃項目“深海裝備耐壓結構體、材料耐壓特性及評估技術研究”的支持。相關研究成果發表在Journal of Materials Science & Technology上，力學所孫成奇為論文的第一作者和通訊作者。
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https://doi.org/10.1016/j.jmst.2020.10.063
圖1.(a)“奮斗者號”潛水器；(b)耐壓艙；(c)常規疲勞波形；(d)保載疲勞波形
圖2.保載疲勞3種失效模式。A-1~A-4：疲勞失效；B-1~B-4：延性失效；C-1~C-4：混合失效
圖3.
展開 金屬頂刊《Acta Materialia》：形狀記憶合金的疲勞裂紋擴展行為！
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https://doi.org/10.1016/j.actamat.2021.117155
研究發現，Ni50.3Ti29.7Hf20合金在180℃進行單軸拉伸試驗時，加載過程中奧氏體在低應力水平下主要為彈性變形，楊氏模量約為90GPa，當應力達到約300MPa時，正向相變開始，奧氏體轉變為應力誘發馬氏體；卸載時，應力誘發馬氏體主要發生彈性變形，楊氏模量約為60GPa，然后轉變回奧氏體。通過積分已實現將結構材料的疲勞裂紋擴展速率擬合至Paris型冪律表達式中。
圖1Ni50.3Ti29.7Hf20高溫形狀記憶合金的BSE圖像和氧化物顆粒的大小分布
圖2Ni50.3Ti29.7Hf20高溫形狀記憶合金進行550℃×3h熱處理后的TEM圖
圖3 NiTiHf DCT試件在180℃時機械疲勞裂紋擴展的?J與da/dN關系圖
在本文實驗中證實該式可擬合來自所有實驗的疲勞裂紋擴展率數據并可使用同一組參數，冪律指數m約為2.2。疲勞斷口分析表明，機械裂紋擴展和驅動裂紋擴展均為準解理斷裂，表面氧化鉿的頻繁存在對裂紋擴展抗力產生了惡化作用。所獲得的結果表明，單一的經驗冪律表達式可以在廣泛的加載條件和幾何構型中實現所需的相似性，從而提供形狀記憶合金熱機械疲勞的統一描述，從而估算驅動力。
圖4180℃機械疲勞裂紋擴展實驗后NiTiHf DCT試樣斷口的SEM圖像
圖5 NiTiHf DCT試樣在250 N恒偏置載荷下驅動疲勞裂紋擴展實驗后的斷口SEM圖像
總的來說，本文首次對富鎳NiTiHf高溫形狀記憶合金進行了純機械和驅動疲勞裂紋擴展實驗。基于循環積分，提出了一種Paris型冪律裂紋擴展表達式，用于擬合各實驗單參數下的疲勞裂紋擴展速率。
展開 
《Nature Commun》：利用可塑性變形析出相提升高熵合金疲勞壽命！
在以上思路的啟發下，研究者設計了一種多組分B2析出相強化HEA，來改善結構材料的疲勞性能。研究者發現，在~0.03%的低塑性應變幅下，通過加入韌性可轉變的多組分B2相，設計合金的疲勞壽命至少是其他常規合金的4倍，表現出更強的抗疲勞裂紋萌生能力。研究者通過使用最新的實時原位中子衍射和先進的電子顯微鏡，以及晶體塑性建模和蒙特卡羅(MC)模擬，揭示了其底層機制。在高熵合金中觀察到位錯滑移、析出強化、變形孿晶和可逆馬氏體相變等多種循環變形機制。研究表明，其在低應變幅下的疲勞性能的改善，即高的疲勞裂紋萌生抗力，歸因于B2強化相的高彈性、塑性變形能力和馬氏體相變。結果表明，將可變形的多組分金屬間析出相結合，并提供多種有益的循環變形機制的設計思想，為設計先進的抗疲勞合金提供了新的方向。
圖1 所研究的HEA的相和微觀結構信息。
圖2 Al0.5CoCrFeNi合金的拉伸和LCF結果。
圖3 實時原位中子衍射結果。
圖4 TEM和SEM表征了不同應變幅下的結構演變。
圖5 MC模擬結果。
圖6 所研究的HEA中的循環變形機制和微裂紋萌生行為示意圖。
綜上所述，研究者的工作為理解多組分B2析出強化HEA的循環變形機制提供了一個完整的思路，并通過引入可變形的多組分金屬間析出相來指導抗疲勞合金的設計，這些析出相可以通過調整HEAs成分和熱機械加工很容易實現。（
文：水生
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展開 強度丨南航：航空發動機和燃氣輪機熱端部件的熱腐蝕-疲勞性能與壽命預測方法研究進展
如圖8(a）所示，Inconel718合金在75%Na2SO4+ 25%NaCl和90%Na2SO4+ 5%NaCl+ 5%V2O5中預先熱腐蝕后，應變控制的低周疲勞壽命大幅降低，尤其是在較低的塑性應變幅度下疲勞壽命降低更為明顯，且在90%Na2SO4+5%NaCl+5%V2O5中預先熱腐蝕對疲勞壽命影響更大[43]。對Inconel 718合金和GH4169合金預先熱處理后，開展應力控制的高周疲勞實驗，發現預熱腐蝕樣品的疲勞壽命急劇降低[49]，如圖8(b）所示。對于未進行熱腐蝕的GH4169合金，疲勞裂紋主要在表面的滑移帶中萌生，然后沿{111}滑移面擴展。與其他鎳基高溫合金的情況類似，在裂紋萌生位置周圍可以觀察到大量的解理面[65,66]。對于熱腐蝕后的GH4169合金，疲勞裂紋主要從表面的熱腐蝕層萌生，裂紋萌生區周圍形貌較為光滑，未觀察到晶體學解理面。此外，從斷口上可以看出，熱腐蝕層的結構比較松散，由于熱腐蝕層的剝落，在裂紋萌生區的試樣表面形成了凹坑，如圖8(c）中第5幅圖所示。當裂紋穿過熱腐蝕層時，疲勞裂紋擴展特征與原始GH4169合金一致，呈現穿晶擴展，在疲勞裂紋擴展區可以觀察到明顯的疲勞條帶。斷口分析表明，熱腐蝕主要影響GH4169合金的疲勞裂紋萌生過程，但對疲勞裂紋擴展沒有影響，因此熱腐蝕導致GH4169合金疲勞壽命的降低主要與疲勞裂紋萌生過程有關。圖8(d）示意性地說明了熱腐蝕影響GH4169合金疲勞裂紋萌生過程，熱腐蝕影響疲勞裂紋萌生的因素包括以下幾個方面：（1）表面熱腐蝕層/氧化層剝落，降低了試樣的有效承載面積，增加了實際應力。（2）氯化物的揮發導致腐蝕坑的形成，表面熱腐蝕層的剝落形成凸起和起伏，引起應力集中，從而加速疲勞裂紋萌生。（3）氧化層中形成的裂紋或氧化層中已存在的微裂紋在疲勞載荷作用下通過硫化物層擴展進入基體，最終引起疲勞斷裂。
展開 《Materials Design》：疲勞性能優異，且對雜質不敏感的鈦合金！
在此基礎上，耐雜質鈦合金最高忍受了3倍以上的碳攝取量和2倍左右的氧攝取量，卻仍能夠提供更高的疲勞耐受極限。這項研究為雜質與缺陷對鈦合金的疲勞失效影響機理提供了更深層次的理解，同時也為克服低成本高性能的悖論提供了新的依據。這種能迎合低凈度技術的耐雜質型合金設計的初步成果，有助于放寬對燒結增材制造和金屬注射成型加工鈦合金等敏感結構材料的工藝凈度要求。
疲勞測試方法及應用介紹
【前言】
當構件的某個點在承受足夠大擾動應力，經過足夠多的循環后會形成裂紋，這一現像被稱為疲勞。疲勞斷裂是工程結構和部件失效的主要原因。在目前的應用和研究中，較主流的疲勞測試方法主要有4類: 1. 名義應力應變法；2. 局部應力應變法；3. 能量法；4. 斷裂力學法。本文簡要介紹了此4類方法及其應用。
1 .名義應力法
名義應力法是對標準構件施加額定應力測試的方法，根據最大循環應力與屈服應力的關系，分為應力疲勞和應變疲勞。
首先介紹應力疲勞，其定義是若最大循環應力Smax小于屈服應力Sy，為應力疲勞。由于應力疲勞測試，材料壽命大于104次，所以應力疲勞也被稱為高周疲勞。應力疲勞依據的理論，金屬材料的應力S與破壞時的循環次數N呈非線性分布。可用冪函數： 取對數：，或用指數式：取對數來表示，這一方法稱為S-N法。實際測試中用S-N曲線，或p(存活率)-S-N曲線分析結果。
應力疲勞一般用于材料疲勞S-N曲線，如圖1和圖2，采用升降法測試AZ31B鎂合金疲勞極限(應力比為0.1，疲勞壽命為107對應的疲勞載荷)。圖中AZ31B鎂合金試樣的疲勞極限為97.29MPa。
圖1. AZ31B鎂合金疲勞測試
圖2.AZ31B鎂合金疲勞測試 S-N 曲線
應變疲勞應用于高載荷低設計壽命構件的測試。其定義是：若最大循環應力Smax大于屈服應力Sy，為應變疲勞。應力疲勞測試用于研究部件在高載荷低頻率的場合，如壓力容器使用壽命期限內，總循環次數數量級為104，因此，用應變作為疲勞性能參量描述。
展開 金屬頂刊《Acta Mater》：增材制造高強鋁合金的疲勞與動態時效！
對LPBF制備的Al-5024合金中雙峰態晶粒分布的形成機制，以及通過熱等靜壓和兩步過時效處理對所得的微觀結構和力學行為進行了研究。結果表明，當凝固速度低于110 mm/s時，有利于為Al晶粒提供形核質點的初生Al3Sc析出相的形成，因此促進了等軸晶的形成。此外，應用不同的熱處理揭示了屈服強度與塑性隨熱處理時間變化的權衡趨勢，并觀察到疲勞壽命和屈服強度之間的相關性，二者與次生Al3Sc析出相的尺寸密切相關。在325 ℃，100 MPa壓力的熱等靜壓處理4小時后，抗拉強度可以達到450 MPa，在循環應力比為0.1的107次循環的疲勞強度為105 MPa。動態應變硬化的產生與Mg原子簇集有關，可以歸結于在制造過程中形成的‘Mg墻’，以及在隨后的熱處理中由晶內Al3Sc和晶間富含Fe，Mn析出相的生長所引起的失配位錯的增多。這項工作為Al-5024合金中雙峰結構的形成及微觀結構與機械性能之間的相關性（包括動態應變硬化和疲勞響應）提供了新的見解。相關論文以題為“Fatigue and dynamic aging behavior of a high strength Al-5024 alloy fabricated by laser powder bed fusion additive manufacturing”發表在金屬材料頂級期刊Acta Materialia。
展開 材料的疲勞特性
45CrNiMoVA鋼的低周疲勞特性和表面疲勞裂紋的在位觀測.rar
GZL鋁合金疲勞特性研究.rar
高強度鋼超高周疲勞特性試驗研究.rar
使用構件和零件的實際疲勞特性進行車輛疲勞壽命預測.rar
1Cr18Ni9Ti板狀光滑試樣應變疲勞特性試驗.rar
面心立方結構金屬層錯能效應新進展！
因此，在粗晶、細晶、超細晶直至納米晶組織范圍內均可以實現強度和塑性同步提升，進而從合金設計上實現金屬材料的同步強韌化。
3面心立方金屬疲勞壽命提高的層錯能效應
隨層錯能降低，不但強度與塑性同步提升，而且銅合金的疲勞壽命也同步提升，即隨著合金元素含量增加或層錯能降低，無論是銅鋁合金還是銅鋅合金，其高周、低周及超低周疲勞壽命均得到明顯提高。關于層錯能對超細晶納米晶材料疲勞損傷機制的影響可以歸結為：1）隨著層錯能降低，位錯交滑移能力下降，從而減緩了因交滑移而導致的位錯湮滅。而這將阻礙由疲勞而引起的晶界遷移、晶界滑移以及晶界轉動，因而材料的組織穩定性得到了改善，循環軟化行為也得到了減緩。2）層錯能的降低也有利于延緩材料疲勞后表面剪切帶的演化，從而抑制了組織在變形過程中發生的應變局部化，增加了變形均勻程度。
圖3 銅合金疲勞性能提升的層錯能效應：（a-c）超細晶銅鋁及銅鋅合金高周與低周疲勞壽命曲線；（e）粗晶銅鋁合金低周疲勞壽命曲線；（e）高周與低周疲勞性能優化示意
這兩者都有利于抑制材料循環軟化，延長材料的疲勞壽命。通過這些研究，不但增加了對納米晶材料疲勞損傷微觀機制的認識，而且提出了提高材料疲勞壽命的有效途徑，為超細晶/納米晶材料疲勞性能優化和工程應用提出了新的思路。
4面心立方金屬疲勞強度優化的層錯能效應
一般認為，材料疲勞強度隨抗拉強度提高而同步提升。然而近期研究證實，對于特定成分材料，當大范圍調整其晶粒尺寸來改變強度時，材料的疲勞強度隨抗拉強度增加先升高然后再降低，即具有高強度的納米晶金屬材料的疲勞強度不是最優狀態。
展開 
硬質涂層-金屬基體的疲勞裂紋萌生
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https://doi.org/10.1016/j.actamat.2021.117179
本研究選用的基體為
TC4
鈦合金，在沉積涂層之前對試樣進行嚴格的拋光，以去除試樣表面缺陷的影響。涂層厚度約為
5μm
，呈致密柱狀晶結構，拉
-
拉軸向疲勞測試應力比為
0.1
，頻率
R=60 Hz
，正弦波形加載。
疲勞測試結果顯示涂層降低了鈦合金的疲勞極限，而對疲勞裂紋源的觀察可以看到，鈦合金試樣的疲勞裂紋源呈現典型的亞表面無缺陷疲勞裂紋源特征，而高應力下鍍膜試樣的疲勞裂紋源呈現從膜基界面向基體內部擴展的河流狀花樣，這表明涂層開裂改變了基體的疲勞裂紋萌生機制，疲勞裂紋在界面處萌生，涂層裂紋未在界面處停止而滲透到基體中，涂層與基體之間的裂紋是連續的，涂層開裂主導的膜致基體解理開裂成為疲勞裂紋萌生的主要機制。低應力下覆膜試樣的裂紋源呈現與基體材料疲勞裂紋源相似的亞表面無缺陷疲勞裂紋源特征，疲勞裂紋開始于次表面，涂層和基體中的裂紋是不連續的。基體滑移臺階導致涂層斷裂，在已被位錯堆積擠壓的脆性α相上形成附加應力集中，加速了亞表面疲勞裂紋萌生。
圖1 (a)疲勞試樣尺寸及(b)拉-拉軸向疲勞測試結果:帶有涂層鈦合金基體疲勞極限應力顯著下降并且在某臨界應力附件出現裂紋形核機制不同
圖2 不同循環應力下的TiN-TC4試樣疲勞裂紋源形貌及位置統計結果：低于臨界應力疲勞裂紋形核于界面附近的鈦合金基體中，高于臨界應力裂紋形核于涂層/基體界面處
*感謝論文作者團隊對本文的大力支持。
本文來自微信公眾號“材料科學與工程”。
展開 中國力學學會關于第四屆中國力學科學技術獎公告
經評審決定:
授予“復雜約束下結構優化設計理論與方法研究”（主要完成人：郭旭，閻軍，程耿東）中國力學自然科學一等獎；授予“渦與邊界層的耦合作用機理及控制”（主要完成人：王晉軍，張攀峰，馮立好）和“高強合金超高周疲勞裂紋萌生特征區機理與模型”（主要完成人：洪友士，孫成奇）中國力學自然科學二等獎。
授予“飛機典型結構抗鳥撞設計、分析及試驗驗證技術”（主要完成人：李玉龍，劉軍，索濤）中國力學科技進步一等獎；授予“船舶三維聲彈性理論及應用技術”（主要完成人：鄒明松，吳有生，祁立波）中國力學科技進步二等獎。
特此公告。
鋁合金在民用飛機關鍵構件上的應用：幫你定位自己的研究方向
目前，7000系列鋁-鋅合金用于主要極限設計參數為強度的場合；2000系列鋁-銅合金用于需要疲勞性能的情況，因為這些合金具有更大的損傷容限，而鋁-鋰合金則用于需要高剛度和低密度的場合。
鋁-銅（2000系列）合金是用于機身結構的主要鋁合金，其主要設計標準是損傷容限。與其它系列鋁合金相比，含鎂2000系列鋁銅合金由于Al2Cu和Al2CuMg相的析出而具有更高的強度、更高的損傷容限和良好的抗疲勞裂紋擴展能力。2024和2014是鋁-銅-鎂合金的重要代表。眾所周知，由于不同的加載條件，機身的每個部件都需要不同的材料特性，以實現最佳和可靠的設計。
圖4 2024鋁合金微觀組織
機身受到機艙壓力（張力）和剪切載荷的影響，縱向縱梁由于彎曲而受到縱向張力和壓縮載荷的影響，周向框架必須保持機身形狀并將載荷重新分配到蒙皮中。強度、剛度、疲勞裂紋萌生阻力、疲勞裂紋擴展速率、斷裂韌性和耐腐蝕性都很重要，但斷裂韌性（抗裂紋擴展）通常是極限設計參數。
機翼可被視為懸臂梁，在飛行過程中承受彎曲載荷，同時也承受扭轉載荷。機翼同時支撐飛機的靜態重量和在使用中承受的任何附加載荷。額外的機翼載荷也來自滑行、起飛和著陸過程中的起落架，以及起飛和著陸過程中為了產生額外的低速升力而展開的翼面和板條的前緣和后緣。機翼上表面主要由于飛行時的向上彎曲力矩而承受壓縮載荷，但在滑行時可能承受拉伸載荷。
2024-T3是機身結構中應用最廣泛的合金之一。它具有中等的屈服強度，很好的抗疲勞裂紋擴展和良好的斷裂韌性。2024鋁合金由于其優異的損傷容限和在T3時效條件下的高抗疲勞裂紋擴展能力，仍然是一種重要的飛機結構材料。低屈服應力水平和相對較低的斷裂韌性限制了該合金在高應力區域的應用。眾所周知，夾雜對疲勞裂紋擴展有很大的影響。
展開 2018 航空發動機和燃氣輪機熱端部件制造及維修技術發展最新論壇日程
發言人: 李嘉榮 中國航發北京航空材料研究院副總設計師
14:00-14:30
發言題目: 航空發動機用特殊鋼及其制造技術
發言人: 劉正東 中國鋼研科技集團有限公司副所長
14:30-15:00
發言題目: 單晶高溫合金葉片榫齒噴丸技術研究
發言人:馬凌霄 中國航發沈陽黎明航空發動機有限責任公司總冶金師
15:00-15:30
發言題目: 航空發動機用碳化硅陶瓷基復合材料構件制備中的關鍵問題
發言人: 羅瑞盈 北京航空航天大學教授
15:30--15:45 茶 歇
15:45-16:15
發言題目: 重型燃氣輪機熱端部件發展現狀與趨勢
發言人: 楊功顯 東方電氣集團東方汽輪機有限公司副總工程師
16:15-16:45
發言題目: 高溫鈦合金制造工藝
發言人: 石豎鯤 中國航發西安航空發動機有限公司總工藝師
16:45-17:15
發言題目: 增材制造技術在航空領域的研究和應用現狀
發言人: 張學軍 中國航發北京航空材料研究院副總工程師
17:15-17:45
發言題目: 粉末高溫合金疲勞性能研究
發言人: 肖磊 深圳市萬澤中南研究院實驗室副主任
2018年10月12日 09:00-12:15
主持人：
李嘉榮 中國航發北京航空材料研究院副總設計師
杜金輝 鋼鐵研究總院高溫合金事業部副總經理
09:00-09:30
發言題目: 鎳基高溫合金數字化智能化成型技術研究進展
發言人: 孫寶德 上海交通大學教授
09:30-10:00
發言題目: 輕質高溫TiAl金屬間化合物的研究進展和發展趨勢
發言人: 林均品 北京科技大學教授
10:00-10:30
發言題目: 中國變形高溫合金渦輪 盤制備技術進展
發言人:
展開 