專利名稱：飛行器球殼等溫成形方法及其裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及的是一種鍛造領(lǐng) 域的方法，具體是一種飛行器球殼等溫成形方法及其
>J-U ρ α
裝直。
背景技術(shù)：
在航天航空飛行器零部件生產(chǎn)中，在掌控最佳批量生產(chǎn)時(shí)間條件下，保證零件設(shè)計(jì)的戰(zhàn)術(shù)工藝性能是基本任務(wù)。在飛行器中，從金屬消耗量觀點(diǎn)來(lái)看，涉及各種幾何形狀的機(jī)體最多。這些零部件應(yīng)當(dāng)具有高的單位強(qiáng)度(破壞載荷與質(zhì)量之比)，因?yàn)樵趯?shí)際使用過(guò)程中環(huán)境條件變化極大，有可能遭遇極大載荷。在制造飛行器零部件中，廣泛使用高強(qiáng)度鈦合金TC4、BT14、BT20、BT23。這些合金具有高承壓、質(zhì)量小、高耐蝕壽命的特點(diǎn)。但是，由于材料高強(qiáng)度和低塑性，在壓力加工條件下出現(xiàn)了問(wèn)題。在解決這些問(wèn)題未來(lái)方向是在一定速度 溫度條件下等溫壓力加工，這時(shí)變形材料顯示粘塑性和粘性流動(dòng)，能夠在相對(duì)低的工藝力下材料產(chǎn)生更大變形程度而不破壞，以保證高的充形程度和零件的幾何尺寸參數(shù)的精度。用于承裝燃料球殼、隔板是典型零件，其傳統(tǒng)生產(chǎn)工藝是在壓力機(jī)上多工序拉伸，工序間還要加熱，或者在錘上模鍛。這些工藝存在問(wèn)題是，由于存在殘余應(yīng)力零件的精度水平低,殘余應(yīng)力引起零件外形扭曲，為了后續(xù)工序，需要鉗工對(duì)零件大量修磨，以為后續(xù)氬弧焊或電子束焊接作準(zhǔn)備。在許多情況下，殘余應(yīng)力存在在原始毛坯和變形板材中，它導(dǎo)致零件各向異性的力學(xué)性能和變形不均勻性。經(jīng)過(guò)對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的檢索發(fā)現(xiàn)，中國(guó)專利文獻(xiàn)號(hào)CN181437
公開日2006 08 09，記載了一種鈦合金球殼超塑成形方法，該技術(shù)將鈦合金坯料放入下模中，電爐加熱升溫至成形的下限溫度時(shí)進(jìn)行保溫，保溫完成后液壓機(jī)下壓成形同時(shí)繼續(xù)升溫，至達(dá)到成形的最高溫度時(shí)停止成形，一次循環(huán)結(jié)束；降溫至成形的下限溫度下50°C 80°C時(shí)開始升溫，至成形的下限溫度開始成形，達(dá)到成型最高溫度時(shí)再停止成型，二次循環(huán)結(jié)束，如此經(jīng)多次循環(huán)至成型完成；所述成型方法中，成型的溫度范圍為800°C 900°C且僅在升溫過(guò)程中成型，溫度變化幅度為100°C,成型速度O. 6mm/min I. Omm/min。可用于f800mm以下不同直徑，不同壁厚鈦合金球殼的成型，利用該工藝方法為深潛器提供所需耐壓球，成型的鈦合金球殼內(nèi)表面無(wú)需加工，外表面和頂部加工余量很小。該成形方法稱為環(huán)境超塑性，但該現(xiàn)有技術(shù)需要在規(guī)定溫度范圍內(nèi)反復(fù)升溫、降溫，無(wú)疑會(huì)給模具帶來(lái)溫度變化應(yīng)力，降低模具壽命；又因多次升溫降溫，從而降低生產(chǎn)率，致使制造成本高居不下；同時(shí)該技術(shù)實(shí)施過(guò)程中易在坯料表面形成又硬又脆的α殼，不僅降低產(chǎn)品精度，更會(huì)造成產(chǎn)品性能下降?，F(xiàn)有技術(shù)中也存在模鍛體積變形，但由于其均不涉及穩(wěn)定化熱處理，致使工件中存在殘余應(yīng)力，它將導(dǎo)致零件的各向異性的力學(xué)性能和變形不均勻性，同時(shí)現(xiàn)有技術(shù)中也沒(méi)有對(duì)加熱過(guò)程中坯料進(jìn)行有效防氧化、防吸氫保護(hù)的操作，勢(shì)必會(huì)影響產(chǎn)品最終性能，且現(xiàn)有技術(shù)得到的產(chǎn)品精度上也遠(yuǎn)遠(yuǎn)無(wú)法滿足技術(shù)要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的上述不足，提出一種飛行器球殼等溫成形方法及其裝置，制備得到更高精度且具有滿足GJB2921 1997規(guī)范要求性能和變形參數(shù)的飛行器用球殼。本發(fā)明是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的本發(fā)明涉及一種飛行器球殼等溫成形方法，將氬氣環(huán)境中預(yù)熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機(jī)模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氬氣，經(jīng)氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成。所述的鈦合金板材是指厚度為I. 5mm的TC4合金、BT14合金或BT23合金板材。所述的毛坯在加工前依次經(jīng)切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥處理；所述的預(yù)熱的溫度為875 930°C，壓力范圍為100 200MPa，預(yù)熱時(shí)間為15 20分鐘。所述的氣脹等溫壓力成形時(shí)間為12 18分鐘，其中毛坯、模具和成形中半成品的溫度為900°C，應(yīng)變速率約為10_2/s，成形過(guò)程中通入流變壓力O. 5 I. 5MPa的氬氣。所述的氣脹等溫壓力成形優(yōu)選在成形完畢后在相同的氬氣環(huán)境下保壓。所述的保壓至溫度下降至300°C時(shí)結(jié)束。所述的氣脹等溫壓力成形進(jìn)一步優(yōu)選在保壓后將成形制品去除壓力后隨模冷卻。所述的隨模冷卻至溫度下降至70 100°C時(shí)結(jié)束；所述的帽狀鈦合金半球的球徑為<p300mm，最大気氣壓力O. 8MPa,出現(xiàn)在成形第四分鐘，最終成形壓力O. 5MPa。所述的氣脹等溫壓力成形過(guò)程中毛坯的最大變薄處位于帽狀鈦合金半球的半球圓頂且其厚度為板狀結(jié)構(gòu)的毛坯厚度的40% ;該帽狀鈦合金半球從壁部到法蘭過(guò)度區(qū)域厚度為板狀結(jié)構(gòu)的毛坯厚度的70%，該帽狀鈦合金半球除法蘭部分外的成形極限厚度不均勻性達(dá)到30%，以消除后續(xù)化學(xué)腐蝕操作。所述的氣脹等溫壓力成形過(guò)程中毛坯內(nèi)部晶粒沒(méi)有長(zhǎng)大且仍為5 10 μ m，以保證零件的持久強(qiáng)度、耐蝕性能和在使用條件下保持規(guī)定氣密性。所述的焊接為激光焊接，其焊接激光頭的連續(xù)輻射功率2. 5kvt，焊接時(shí)兩個(gè)帽狀鈦合金半球的同步旋轉(zhuǎn)速度為I. 2轉(zhuǎn)/分。所述的焊接優(yōu)選先將帽狀鈦合金半球切邊后進(jìn)行化學(xué)銑。本發(fā)明涉及一種飛行器球殼等溫成形裝置，該裝置結(jié)構(gòu)為相對(duì)稱的上、下兩部分且分別包括模具、感應(yīng)線圈、熱電偶和通水冷卻模座，其中感應(yīng)線圈設(shè)置在模具的外圈，熱電偶設(shè)置在模具的內(nèi)部，通水冷卻模座與模具相固定。所述的模具包括上、下兩部分，其中上部分模具中設(shè)有氬氣管路，下部分模具中設(shè)有半球形等溫成形區(qū)域。所述的氬氣管路的入口端位于模具的上部分外側(cè)感應(yīng)線圈上方；氬氣管路的出口端位于模具的上部分正中且針對(duì)模具的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔。
所述的通水冷卻模座內(nèi)部設(shè)有冷卻進(jìn)水管和冷卻排水管，其中若干根冷卻進(jìn)水管以S形結(jié)構(gòu)設(shè)置于通水冷卻模座的上部分，對(duì)應(yīng)若干根冷卻排水管設(shè)置于通水冷卻模座的下部分，通過(guò)將冷卻進(jìn)水管的入口端與水泵相連并與壓力機(jī)同步輸入冷卻水，實(shí)現(xiàn)模具的降溫。所述的模具采用鎳基合金IN 100鑄造，半球形等溫成形區(qū)域采用電火花機(jī)床放電加工制成；模具 的溫度用設(shè)置于半球形等溫成形區(qū)域表面的熱電偶監(jiān)控，實(shí)現(xiàn)平均變形程度保持在25% -35%，優(yōu)選為30%。本發(fā)明涉及上述方法制備得到的飛行器球殼，該球殼沿著變形零件半徑區(qū)域到球頂壁厚的變化對(duì)鈦合金材料為I. 15 O. 55mm。采用TC4鈦合金制備得到所述的飛行器球殼的抗拉強(qiáng)度為958-978 (MPa)，屈服強(qiáng)度為922-942 (MPa)，伸長(zhǎng)率為21-23%，硬度HRC為31-33，滿足規(guī)范要求GJB2921 1997。本發(fā)明針對(duì)鈦合金在加熱過(guò)程中特點(diǎn)，通入保護(hù)性惰性氣體，不僅有利于不用凸模氣脹成形，同時(shí)保護(hù)了工件表面質(zhì)量和力學(xué)性能。鈦合金在高溫下能與爐內(nèi)氣體發(fā)生劇烈作用。危害最大的是氧，特別是氫。約在595°C以上溫度，鈦合金與氧和氮反應(yīng)生成銹皮，在銹皮之下為富氧富氮層稱為α殼；毛坯表面各處的氧化皮厚度是不同的，在去除氧化皮后，鈦及鈦合金毛坯表面出現(xiàn)凹凸不平，影響了工件的表面質(zhì)量。另一方面，在于使坯料表層增氧。在630°C以上，鈦及鈦合金的表面出現(xiàn)吸氧現(xiàn)象，即氧通過(guò)疏松的氧化皮，從毛坯的表皮向深處擴(kuò)散，而且在β轉(zhuǎn)變溫度以上，氧的擴(kuò)散大大加快。由于氧是穩(wěn)定α相的元素，當(dāng)氧進(jìn)入鈦合金的量超過(guò)一定數(shù)值后，β相就不可能存在，從而在坯料表面形成α脆化層，根據(jù)加熱條件和合金品種的不同，α脆化層的厚度可達(dá)O. 65_。這一 α殼又硬又脆，容易使制件造成裂紋。氧僅僅在坯料表層發(fā)生作用，氫則深入到合金內(nèi)部，使其塑性嚴(yán)重下降。受氫污染的鈦及其合金易發(fā)生“氫脆”。實(shí)踐及研究證明，鈦合金的吸氫量對(duì)力學(xué)性能有顯著影響，隨著吸氫量的增加，其塑性亦隨之降低，其中沖擊韌性的降低尤其顯著。本發(fā)明與傳統(tǒng)多工步模鍛成形而后機(jī)械加工比較，勞動(dòng)修磨量減少到原來(lái)1/2 1/3，金屬消耗減少到原來(lái)1/3 1/5，零件幾何參數(shù)的精度增加了 4 6倍。


圖I為本發(fā)明工藝流程圖。圖2為實(shí)施例裝置結(jié)構(gòu)示意圖；圖中1模具、2感應(yīng)線圈、3熱電偶、4模座、5感應(yīng)加熱裝置固定桿、6冷卻水管、7半球形等溫成形區(qū)域、8氬氣管路、9盤狀凹腔。圖3為模具溫度測(cè)試熱電偶分布示意圖。圖4為冷卻水管布置示意圖。圖5為本發(fā)明制備得到飛行器球殼示意圖。
具體實(shí)施例方式下面對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例作詳細(xì)說(shuō)明，本實(shí)施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進(jìn)行實(shí)施，給出了詳細(xì)的實(shí)施方式和具體的操作過(guò)程，但本發(fā)明的保護(hù)范圍不限于下述的實(shí)施例。
實(shí)施例I本實(shí)施例以材料鈦合金TC4為例，其工藝步驟包括I)如圖Ii所示，待制品的毛坯順序經(jīng)過(guò)切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥程序；2)將模具安裝到TZP型6300kN單動(dòng)薄板拉伸液壓機(jī)上，將上下模具合攏后，打開中頻感應(yīng)加熱裝置按鈕，加熱模具到900°C ；3)如圖Iii所示，將厚I. 5mm、TC4鈦合金板材在真空爐氬氣中加熱，溫度范圍為875 930°C，板材流變應(yīng)力范圍為100 200MPa ；4)如圖Iiii所示，開動(dòng)壓機(jī)，打開模具，將預(yù)熱后的板材置入模膛中，向閉合模 具，通入氬氣并在壓力下成形，氬氣壓力范圍為I I. 5MPa，成形時(shí)間為12 18分鐘；最 大氬氣壓力L 5MPa，出現(xiàn)在成形第四分鐘，最終成形壓力IMPa，總的成形時(shí)間15分鐘；5)在氣體壓力下待制品隨模冷卻到3000C，冷卻時(shí)間200分鐘；6)去除壓力后，在流動(dòng)的氬氣中冷卻模具，冷卻至70 100°C，冷卻時(shí)間200分鐘；7)如圖Iiv以及圖5所示，切邊及化學(xué)銑；成形后的坯料沿著法蘭切邊并進(jìn)行化學(xué)銑到規(guī)定壁厚，坯料最大變薄處在半球圓頂，達(dá)到原始坯料40%厚度。從壁部到法蘭過(guò)度區(qū)域厚度為原始坯料厚度70%，切除法蘭部分后，球成形極限厚度不均勻性達(dá)到30%。上述不均勻性由化學(xué)銑消除；金相觀察表明，在成形實(shí)際過(guò)程中晶粒沒(méi)有長(zhǎng)大，仍為原始坯料尺寸5 10 μ m。從而能夠保證零件的持久強(qiáng)度、耐蝕性能和在使用條件下保持規(guī)定氣密性。8)焊接兩個(gè)半球用焊接機(jī)焊接連接，同時(shí)把管道焊入。在裝配夾上，用帶有激光頭的連續(xù)輻射功率2. 5kvt、型號(hào)為TH LWY180180S/300S進(jìn)行激光焊接，焊接時(shí)兩半球旋轉(zhuǎn)速度為I. 2轉(zhuǎn)/分。在敷設(shè)環(huán)上焊透。觀察了材料組織，沒(méi)有出現(xiàn)晶粒長(zhǎng)大。用氣壓等溫成形與傳統(tǒng)多工步模鍛成形而后機(jī)械加工比較，勞動(dòng)修磨量減少到原來(lái)1/2 1/3，金屬消耗減少到原來(lái)1/3 1/5，零件幾何參數(shù)的精度增加了 4 6倍。
實(shí)施例2如圖2所示，本實(shí)施例為飛行器球殼等溫成形裝置，該結(jié)構(gòu)為相對(duì)稱的上、下兩部分且分別包括模具I、感應(yīng)線圈2、熱電偶3、通水冷卻模座4、感應(yīng)加熱器固定桿5和冷卻水管6。其中感應(yīng)線圈2設(shè)置在模具I的外圈，熱電偶3設(shè)置在模具I的內(nèi)部，通水冷卻模座4與模具I相固定。所述的熱電偶3根據(jù)熱傳導(dǎo)原則分別垂直設(shè)置于模具I的上、下部分的頂面且分布于模具I的正中心、模具I的邊緣(四個(gè))以及模具I的徑向上盤狀凹腔9的外圍(四個(gè))及其與模具I的邊緣的中點(diǎn)(四個(gè))，如圖3所示。如圖4所示，所述的通水冷卻模座4內(nèi)部設(shè)有冷卻進(jìn)水管6a和冷卻排水管6b，其中若干根冷卻進(jìn)水管6a以S形結(jié)構(gòu)設(shè)置于通水冷卻模座4的上、下部分，對(duì)應(yīng)若干根冷卻排水管6b與進(jìn)水管相間設(shè)置于通水冷卻模座4的上、下部分，通過(guò)將冷卻進(jìn)水管6a的入口端與水泵相連并與壓力機(jī)同步輸入冷卻水，實(shí)現(xiàn)模具的降溫。所述的模具I包括上、下兩部分，其中上部分模具中設(shè)有氬氣管路8，下部分模具中設(shè)有半球形等溫成形區(qū)域7。
所述的氬氣管路8的入口端位于模具I的上部分外側(cè)感應(yīng)線圈2上方；氬氣管路8的出口端位于模具I的上部分正中且針對(duì)模具I的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔9。所述的半球形等溫成形區(qū)域7的直徑與盤狀凹腔9的直徑相同，盤狀凹腔9到分模面的深度為150mm,直徑為300mm。所述飛行器球殼等溫成形裝置安裝于TZP型6300kN單動(dòng)薄板拉伸液壓機(jī)上，該壓力機(jī)的滑塊速度通過(guò)程序控制以實(shí)現(xiàn)工藝全程保持恒定的應(yīng)變速率，使得鈦合金的屈服應(yīng)力保持在低水平上。所述的壓力機(jī)的壓力輸出以及滑塊的行程為數(shù)字化顯示，優(yōu)選通過(guò)XY2記錄儀記
錄。 所述的模具I采用鎳基合金IN 100鑄造，半球形等溫成形區(qū)域7采用電火花機(jī)床放電加工制成；模具I的溫度用設(shè)置于半球形等溫成形區(qū)域7表面的熱電偶3監(jiān)控，實(shí)現(xiàn)平均變形程度保持在25% -35%,優(yōu)選為30%。等溫成形取決于壓力加工條件下氣體壓力隨時(shí)間增大的速度。速度的增加導(dǎo)致壓力的升高，并且變形板材厚度不均勻程度亦增加。降低速度將會(huì)過(guò)熱，金屬晶粒長(zhǎng)大，積累內(nèi)部缺陷。鑒此，必須保證變形過(guò)程的最佳時(shí)間長(zhǎng)度對(duì)于TC4鈦合金時(shí)間為O. 2 O. 3h。成形后，在氣體壓力下保壓一段時(shí)間穩(wěn)定化熱處理。通過(guò)上述裝置及工藝制備得到的TC4鈦合金飛行器球殼，該球殼沿著變形零件半徑區(qū)域到球頂壁厚的變化為I. 15 O. 55mm。本實(shí)施例等溫成形方法與常規(guī)方法進(jìn)行比較，具體參數(shù)見(jiàn)表I和表2。表1TC4在不同成形工藝下的變形抗力，從成形力來(lái)說(shuō)，最好采取超塑性成形，但成形前要做復(fù)雜超塑性處理，成本太高，生產(chǎn)率太低，因此，選用成本較低的產(chǎn)出率較高的等溫成形方法
成形工藝 I變形抗力(MPa)
普通成形 1200 接近等溫成形Τ等溫成形 Tio 超塑性成形~40表2TC4鈦合金常規(guī)成形與等溫鍛成形工藝參數(shù)的比較
參數(shù)名稱I常規(guī)成形I等溫成形
模具溫度(Γ )150900
毛坯溫度(°C )900900
工件溫度(°C )800900
應(yīng)變速率(S、1)~ IO1- IO3I O 3
ICT2
流變應(yīng)力(MPa) 500 1200 80 120 模具材料X38CrMoV51 IN100本實(shí)施例成形的半球直徑為0-H.K;rnm·鈦合金TC4板材厚I. 5mm,其測(cè)試參數(shù)如下
權(quán)利要求
1.一種飛行器球殼等溫成形方法，其特征在于，將氬氣環(huán)境中預(yù)熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機(jī)模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氬氣，經(jīng)氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成； 所述的氣脹等溫壓力成形時(shí)間為12 18分鐘，其中毛坯、模具和成形中半成品的溫度為900°C，應(yīng)變速率為10_2/s，成形過(guò)程中通入流變壓力O. 5 I. 5MPa的氬氣； 所述的帽狀鈦合金半球的球徑為< 300mra,最大氬氣壓力O. 8MPa，出現(xiàn)在成形第四分鐘，最終成形壓力O. 5MPa。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征是，所述的鈦合金板材是指厚度為I.5mm的TC4合金、BT14合金或BT23合金板材；所述的毛坯在加工前依次經(jīng)切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥處理。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征是，所述的預(yù)熱的溫度為875 930°C，壓力范圍為100 200MPa，預(yù)熱時(shí)間為15 20分鐘。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的方法，其特征是，所述的氣脹等溫壓力成形在成形完畢后在相同的氬氣環(huán)境下保壓，至溫度下降至300°C時(shí)結(jié)束。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征是，所述的氣脹等溫壓力成形在保壓后將成形制品去除壓力后隨模冷卻，至溫度下降至70 100°C時(shí)結(jié)束。
6.一種飛行器球殼等溫成形裝置，其特征在于，該裝置結(jié)構(gòu)為相對(duì)稱的上、下兩部分且分別包括模具、感應(yīng)線圈、熱電偶和通水冷卻模座，其中感應(yīng)線圈設(shè)置在模具的外圈，熱電偶設(shè)置在模具的內(nèi)部，通水冷卻模座與模具相固定；所述的模具包括上、下兩部分，其中上部分模具中設(shè)有氬氣管路，下部分模具中設(shè)有半球形等溫成形區(qū)域。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，其特征是，所述的熱電偶根據(jù)熱傳導(dǎo)原則分別垂直設(shè)置于模具的上、下部分的頂面且分布于模具的正中心、模具的邊緣以及模具的徑向上盤狀凹腔的外圍及其與模具的邊緣的中點(diǎn)。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，其特征是，所述的氬氣管路的入口端位于模具的上部分外側(cè)感應(yīng)線圈上方；氬氣管路的出口端位于模具的上部分正中且針對(duì)模具的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔；該半球形等溫成形區(qū)域的直徑與盤狀凹腔的直徑相同。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的裝置，其特征是，所述的通水冷卻模座內(nèi)部設(shè)有冷卻進(jìn)水管和冷卻排水管，其中若干根冷卻進(jìn)水管以S形結(jié)構(gòu)設(shè)置于通水冷卻模座的上、下部分，對(duì)應(yīng)若干根冷卻排水管設(shè)置于通水冷卻模座的上、下部分。
10.一種飛行器球殼，其特征在于，根據(jù)權(quán)利要求1-5中任一所述的方法或權(quán)利要求6-9中任一所述的裝置制備得到。
全文摘要
一種鍛造領(lǐng)域的飛行器球殼等溫成形方法及其裝置，通過(guò)將氬氣環(huán)境中預(yù)熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機(jī)模具中，然后向模具中通入0.5～1.5MPa的氬氣，經(jīng)氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成；本發(fā)明與傳統(tǒng)多工步模鍛成形而后機(jī)械加工比較，勞動(dòng)修磨量減少到原來(lái)1/2～1/3，金屬消耗減少到原來(lái)1/3～1/5，零件幾何參數(shù)的精度增加了4～6倍。
文檔編號(hào)B21D37/16GK102873166SQ20121040323
公開日2013年1月16日 申請(qǐng)日期2012年10月19日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月19日
發(fā)明者吳振清, 林健, 陳修琳, 吳小清, 朱黎明, 王以華 申請(qǐng)人:上海樺廈實(shí)業(yè)有限公司