1) high-temperature nitridation
高温气体渗氮
2) low temperature gas nitriding
低温气体渗氮
1.
In this work,a nanostructured layer was fabricated on a 0Cr18Ni9 stainless steel sheet surface by a supersonic fine particle bombarding(SFPB) technique,and followed by low temperature gas nitriding.
采用超音速微粒轰击技术(SFPB)对0Cr18Ni9不锈钢试样进行了表面纳米化处理,并对SFPB处理后的试样进行热处理和低温气体渗氮处理,分析讨论了表面纳米化组织及其热稳定性对低温渗氮行为的影响。
3) high temperature nitriding
高温渗氮
1.
In order to obtain the thicker austenite layer with both high content of nitrogen and homogenous microstructure on surface of the duplex stainless steels,it is necessary to develop an appropriate high temperature nitriding technology.
高温渗氮是在奥氏体/铁素体双相不锈钢表面形成奥氏体高氮层的一种有效方法。
4) high temperature gas carburizing
高温气体渗碳
1.
This paper deals with the results of such technical tests as nitrocarburizing,gas Carburizing,high temperature gas carburizing and so on in the LTC-9560 multi-purpose fluid bed furnace,also provides the relevant technical parameters,detecting data and microstructure of the Cases as well as the characteristics of the fluid bed furnace.
本文介绍了常用钢使用LTC - 95 6 0型流态炉进行氮碳共渗、气体渗碳、高温气体渗碳等工艺试验的结果 ,并提供了有关工艺参数、渗层检测数据、渗层金相组织以及本流态炉的特点。
5) gas nitriding
气体渗氮
1.
Study on gas nitriding process of GH4169 alloy
GH4169合金气体渗氮工艺研究
2.
CrMoAlA and 40Cr steels were modified through gas nitriding,gas nitrocarburizing and plasma nitriding processes.
研究了 38CrMoAlA和 4 0Cr钢经气体渗氮、气体氮碳共渗、离子渗氮处理后渗氮层的组织、硬度、摩擦磨损和腐蚀性能。
3.
The paper makes a primary approach to a two big problems on the long period and the heavy brittleness resulting from gas nitriding process.
针对气体渗氮工艺存在的周期长和脆性大两个问题进行了初步的探讨。
补充资料：高温气体动力学
从气体动力学中发展出来的一门学科，研究高温气体流动规律和流动中气体产生的高温所引起的气体各种物理化学变化、能量传递和转化规律。高温气体动力学是在20世纪50年代研究高超声速飞行中因气动加热而产生的所谓"热障"问题和喷气推进中的燃烧等问题的过程中产生的。高温气体动力学与理想气体动力学（见空气动力学）的主要差别是:气体比热不再是常数;在很多情况下,完全气体状态方程不再适用;流动中的传热、扩散、化学反应、电磁和辐射效应不能忽略。研究中要把气体动力学同热力学、统计物理、分子物理、化学动力学以及电磁学等结合起来。实验研究也要用到物理、化学、气体动力学等实验技术，使用高温激波管和电弧加热器等多种设备以及光谱、激光、电子和气体动力学等多方面的测量技术。因此，它是一门复杂的边缘学科。它的研究内容主要有下述几个方面:高温气体流动中,气体分子内部各种能级的激发和气体中电离、离解、化学反应等物理化学变化的规律以及伴随有这些变化的流动的规律；高温气体状态方程；高温气体流动中能量的传递和转化过程等。分述如下：
① 远程弹道导弹、载人航天飞船等高超声速飞行器重返大气层时,空气相对于飞行器的速度超过7千米／秒,流场概况如图1所示。飞行器前方形成强激波，波后气体处于高焓高温状态。对应于7千米／秒飞行速度的空气,总比焓的值为 24.5兆焦耳／千克。在这种条件下，激波层内气体分子内部各种能级都受到激发，也会出现离解、电离和辐射等现象。这些过程从发生到新的平衡态所需要的时间，称为弛豫时间。强激波后面的气体要经过一个弛豫区域才能达到热力学平衡(图2),对于分子各种能级的激发和离解过程来说，平动和转动最易达到平衡,振动次之,离解最慢。在此过程中，气体的平动温度也随着发生变化。对流动而言，随着流速、温度、压力的变化，气体中不断发生着各种化学反应。根据反应速度和流速比值大小，流动可以是平衡的、非平衡的或冻结的流动(见非平衡流动)。 ② 由于高温气体中存在上述各种复杂的物理化学变化,经典的完全气体状态方程已不再适用,需要研究并给出热力学状态参量间所应满足的关系。高温气体的状态参量可根据化学热力学、统计物理和一系列化学、物理基本数据来计算。直接的实验测定相当困难，但间接的实验表明，计算结果有相当高的准确度。特别对于平衡态的热力学参量，已有不少可用的气体热力性质表。在各个参量范围内，已有各种近似的状态方程和参量表达式。例如高温空气的一种简单的近似状态方程是巴德方程：其中式中p为压力;ρ为密度；h为比焓；下标"r"表示在参考状态下的相应值（即pr＝101325帕,ρr＝0.160千克/米3，hr＝2.5兆焦耳／千克）。
③ 激波层气体对飞行器表面有强烈传热作用。在绕地球轨道上运动的物体再入大气层时，对流传热是主要的。高温气体对流传热的计算要考虑化学反应边界层。目前，已得出计算各种传热的公式。有些速度极高的飞行器,如进入木星大气层的探测器,速度高达48千米／秒，高温气体的辐射传热就成为主要的了。高温气体辐射性能的基本数据，可根据分子和原子的光谱数据和物理模型计算出来，并用激波管、电弧等实验方法加以验证。由这些数据和气体的成分及状态参量可以估算对飞行器的辐射加热量。
在很高温度下,气体分子电离成等离子体。这时,电磁效应不可忽略。高速飞行器周围形成的等离子体鞘(见激波层),对电磁波通讯有很大的影响。若电磁波的频率小于等离子体频率，则电磁波在界面将受到反射而不能通过。计算和测量等离子体鞘中的电子密度等参量，以及采取有效措施改进流场参量以利通讯，也是高温气体动力学的研究内容。
除上述提及的内容外，高温气体动力学还有其他方面广泛的实际应用。火箭发动机的燃烧室流动和喷管流动是有化学反应的高温高速流动的很好例子。 在气动-化学激光器或放电流动激光器中，主要的气动问题就属于非平衡的、有各种分子和原子能级激发和转换的、有电磁波辐射的高温气体动力学问题。在等离子技术研究中，也涉及高温气体的产生、流动、对物质的作用等问题。
参考书目
维塞特、小克鲁格著,《物理气体动力学引论》翻译小组译:《物理气体动力学引论》,科学出版社,北京,1978。（W.G.Vincenti and C.H. Kruger,Jr., Introduction to Physical Gasmics, John Wiley & Sons, New York,1965.)
T.von Kármán, From Low Speed Aerod ynamics to Astronautics,Pergamon Press,New York,1963.
Shih-I Pai,Radiation on Gas Dynamics,Springer-Verlag,New York,1966.
① 远程弹道导弹、载人航天飞船等高超声速飞行器重返大气层时,空气相对于飞行器的速度超过7千米／秒,流场概况如图1所示。飞行器前方形成强激波，波后气体处于高焓高温状态。对应于7千米／秒飞行速度的空气,总比焓的值为 24.5兆焦耳／千克。在这种条件下，激波层内气体分子内部各种能级都受到激发，也会出现离解、电离和辐射等现象。这些过程从发生到新的平衡态所需要的时间，称为弛豫时间。强激波后面的气体要经过一个弛豫区域才能达到热力学平衡(图2),对于分子各种能级的激发和离解过程来说，平动和转动最易达到平衡,振动次之,离解最慢。在此过程中，气体的平动温度也随着发生变化。对流动而言，随着流速、温度、压力的变化，气体中不断发生着各种化学反应。根据反应速度和流速比值大小，流动可以是平衡的、非平衡的或冻结的流动(见非平衡流动)。 ② 由于高温气体中存在上述各种复杂的物理化学变化,经典的完全气体状态方程已不再适用,需要研究并给出热力学状态参量间所应满足的关系。高温气体的状态参量可根据化学热力学、统计物理和一系列化学、物理基本数据来计算。直接的实验测定相当困难，但间接的实验表明，计算结果有相当高的准确度。特别对于平衡态的热力学参量，已有不少可用的气体热力性质表。在各个参量范围内，已有各种近似的状态方程和参量表达式。例如高温空气的一种简单的近似状态方程是巴德方程：其中式中p为压力;ρ为密度；h为比焓；下标"r"表示在参考状态下的相应值（即pr＝101325帕,ρr＝0.160千克/米3，hr＝2.5兆焦耳／千克）。
③ 激波层气体对飞行器表面有强烈传热作用。在绕地球轨道上运动的物体再入大气层时，对流传热是主要的。高温气体对流传热的计算要考虑化学反应边界层。目前，已得出计算各种传热的公式。有些速度极高的飞行器,如进入木星大气层的探测器,速度高达48千米／秒，高温气体的辐射传热就成为主要的了。高温气体辐射性能的基本数据，可根据分子和原子的光谱数据和物理模型计算出来，并用激波管、电弧等实验方法加以验证。由这些数据和气体的成分及状态参量可以估算对飞行器的辐射加热量。
在很高温度下,气体分子电离成等离子体。这时,电磁效应不可忽略。高速飞行器周围形成的等离子体鞘(见激波层),对电磁波通讯有很大的影响。若电磁波的频率小于等离子体频率，则电磁波在界面将受到反射而不能通过。计算和测量等离子体鞘中的电子密度等参量，以及采取有效措施改进流场参量以利通讯，也是高温气体动力学的研究内容。
除上述提及的内容外，高温气体动力学还有其他方面广泛的实际应用。火箭发动机的燃烧室流动和喷管流动是有化学反应的高温高速流动的很好例子。 在气动-化学激光器或放电流动激光器中，主要的气动问题就属于非平衡的、有各种分子和原子能级激发和转换的、有电磁波辐射的高温气体动力学问题。在等离子技术研究中，也涉及高温气体的产生、流动、对物质的作用等问题。
参考书目
维塞特、小克鲁格著,《物理气体动力学引论》翻译小组译:《物理气体动力学引论》,科学出版社,北京,1978。（W.G.Vincenti and C.H. Kruger,Jr., Introduction to Physical Gasmics, John Wiley & Sons, New York,1965.)
T.von Kármán, From Low Speed Aerod ynamics to Astronautics,Pergamon Press,New York,1963.
Shih-I Pai,Radiation on Gas Dynamics,Springer-Verlag,New York,1966.
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
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