粉末高温合金盘件
第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术研究
第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术研究嘿，朋友们！今天咱们来聊聊那个超酷的第三代粉末高温合金涡轮盘制备及应用技术。
这就像是在打造一个金属界的超级英雄啊！首先说说这个制备过程，粉末冶金法就像是一场魔法秀。
把各种金属粉末像挑选魔法材料一样精心准备，那些粉末就像是微小的金属精灵，等待着被组合成强大的力量。
通过压制、烧结等步骤，就像是把这些小精灵们组织起来，让它们手拉手形成一个坚固的联盟，也就是涡轮盘的雏形。
然后呢，热等静压技术加入进来，这简直是给这个联盟来了一场超级加固。
就好比是给这个初成型的涡轮盘穿上了一层钢铁铠甲，让它能够承受住巨大的压力。
这时候的涡轮盘就像一个打了激素的大力士，力量感满满。
再看看热挤压技术，这就像是在给涡轮盘做一场特殊的按摩。
把它挤压成更理想的形状，就好像把一块有点变形的橡皮泥捏成完美的形状一样。
这个过程中，涡轮盘就像是一个听话的孩子，在技术的“大手”下乖乖变成了我们想要的模样。
在热处理环节，那就像是给涡轮盘进行一场高温下的修炼。
把它放在高温环境里，就像把一个小菜鸟放在烈火中历练，经过这一番折腾，涡轮盘的性能就像开了挂一样直线上升。
说到应用，这第三代粉末高温合金涡轮盘在航空发动机里的应用，那可是相当于心脏起搏器对于病人一样重要。
没有它，航空发动机就像是没了灵魂的躯壳，只能干瞪眼。
在航天领域，它就像一个超级助推器。
火箭要是带上了它，就如同装上了超级风火轮，能够一飞冲天，速度快得像闪电一样。
在航海的船舶发动机里，这个涡轮盘就像是一个不知疲倦的大力水手，源源不断地输出动力，推动着船舶在大海里乘风破浪，仿佛大海就是它的游乐场。
它在发电领域的应用也不容小觑。
就像一个能量小宇宙，不断地把各种能量转化为电能，为我们的世界点亮光明，感觉它就是电力世界的小太阳。
而且啊，这种涡轮盘的制备技术还在不断进化，就像一个永远在升级的游戏角色。
每一次改进都像是给它增加了新的技能，让它在各个领域发挥出更强大的作用。
粉末高温合金盘的切削加工
１ 粉 末 高 温 合 金 盘 国 内外 使 用 现 状 及 趋 势
涡 轮盘 是航 空发 动 机 的关 键 热端 部 件 ， 随着 军 用 和 民用发 动 机 的迅 速 发 展 和 升 级换 代 ， 涡轮 前 温 度 从 １ ３ ０ ０～１ ４ ０ ０ Ｋ已提 高 到 １ ８ ５ ０～１ ９ ８ ８ Ｋ， 甚至更高 ， 因此 对发 动 机涡 轮盘 的要 求越 来 越 高 ， 涡轮 盘 已 由变
可 以看 出粉 末高 温合 金盘 的使 用既 是 目前 航 空发动 机
热端部 件 的 明显 需求 ， 也 是 将 来 更 为 先 进 的航 空 发 动 机 的潜 在需 要 ， 应用前 景 十分广 泛 。
２ 粉末高温合 金盘 的特点 及机 械加 工存 在 的
问题
２ ． １ 粉末 高温合 金盘 的特 点
（ Ｇ ｕ ｉ ｚ ｈ ｏ ｕ Ｌ ｉ ｙ ａ ｎ ｇ Ａ ｅ ｒ ｏ － ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｃ ｏ ｍ ｐ ａ ｎ ｙ ｏ ｆ Ａ ｖ ｉ ｃ ， Ａ ｎ ｓ ｈ ｕ ｎ ５ ６ １ １ ０ ２ ， Ｃ ＨＮ）
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｔｈ ｅ ａ ｐ ｐｌ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｄ ｅ ｖ ｅ ｌ ｏ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｔ ｅ ｎ ｄ ｅ ｎ ｃ ｙ ｏ ｆ ｐ ｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ ｕ ｐｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｄ ｉ ｓ ｋ ｉ ｓ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ｏ ｕ ｔ ｉ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ．Ｃｏ ｍｐ ａ － ｒ ｉ ｎ ｇ ｗｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｄ ｉ ｓ ｋ ｓ ｍａ ｄ ｅ ｏ ｆ ｓ ｅ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｍａ ｔ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ ｓ，ｔ ｈ ｅ ｄ ｉ ｆ ｆ ｉ ｃ ｕ ｌ ｔ ｉ ｅ ｓ ｅ ｘ ｉ ｓ ｔ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｍａ ｎｕ ￣ｃ — ｔ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｐ ｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｄ ｉ ｓ ｋ ａ ｒ ｅ ｉ ｎ ｄ ｉ ｃ ａ ｔ ｅ ｄ．Ｓ ｅ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｍｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ａ ｄ ｖ ａ ｎ ｃ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｄｉ ｓ ｃ ｕ ｓ ｓ ｅ ｄ ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｉ ｍｐ ｒ ｏ ｖ ｅ ｔ ｈ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ ｏ ｆ ｐ ｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ ｕｐ ｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｄ ｉ ｓ ｋ，ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎｇ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｔ ｙ ｐｉ ｃ ａ ｌ ｐ ｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｄ ｉ ｓ ｋ，ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｑ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ｏ ｆ ｃ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｅ ｑ ｕｉ ｐｍｅ ｎ ｔ ｓ ｗｈ ｉ ｃ ｈ ａ ｒ ｅ ｕ ｓ ｅ ｄ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ ｐ ｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ ｕ ｐｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｏ ｙ ｄｉ ｓ ｋ Ｋｅ ｙ ｗｏｒ ｄ ｓ：Ｐｏ ｗｄ ｅ ｒ Ｍｅ ｔ ａ ｌ ｌ ｕ ｒ ｇ ｙ Ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ Ａｌ ｌ ｏ ｙ Ｄｉ ｓ ｋ；Ｈｉ ｇ ｈ Ｅｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ Ｃｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ；Ｒｅ ｑ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ｏ ｆ Ｃｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ Ｅｑ ｕ ｉ ｐｍｅ ｎ ｔ ｓ
FGH4097基沉淀强化型粉末冶金高温合金
元 C
素CrNi源自CoW Mo AlTi
Fe Nb Hf
质
量
分 0.02-0 8.00-1
余
数 .06
0.00
／
%
15.0016.50
≤ 4.80- 3.50- 4.85- 1.60-
0. 5.90 4.20 5.25 2.00
50
2.40- 0.1002.80 0.400
元
Zr
B
素
Ce
Mg
Mn Si
S
P
ON
-
质
量
≤
≤≤
≤
分 0.010- 0.006- 0.005- 0.002- ≤ ≤
0.
0.00 0.01
0.00 -
数 0.015 0.015 0.010 0.050 0.15 0.20
00
9
5
5
／
7
%
FGH4097 物理及力学性能
密度
熔点
8.26g/cm³
1290℃-1350℃
FGH4097 热处理制度 制度Ⅰ：1200℃±10℃*8h/FC→(1150-1170)℃/AC+(800-900)℃*(25-40)h/AC； 制度Ⅱ：1200℃±10℃*4h/AC+(950-650)℃*(3-20)h/AC(三级时效)。
粉末高温合金FGH95和FGH96的热机械疲劳性能
第 ６期
粉末 高 温合金 Ｆ Ｈ ５和 Ｆ Ｈ ６的热机械 疲 劳性 能 Ｇ ９ Ｇ ９
ｌ ０ ６０ １０ ２０
９ ７
８０ ０ ４ Ｑ
． ．
。 。 Ｏ 。 Ｏｌ
．
Ｏ０ ５ ．０ Ｏ０１ ． ０ ￡｜ ｍ ｍ ｍ Ｌ ｌ ＯＰ ＧＨ９ Ｆ ５ 。 １Ｏ ．％
６ ｍｍ 的热
采用 机 械 应 变 控 制 方 式 分 别 进 行 了 应 变 比 Ｒ ＝
一
１０ ３０（￣ ６ ０ 同相位 热机 械疲 劳试 验 和反 相 ． ，５ ￣ ０ ℃ ｃ ＝
位热 机械 疲劳 试验 。
试验 过 程 中采 集 的 波形 分 别 如 图 １和 图 ２所
示 。 从 图 １ 图 ２可 以 看 出 ， 验 过 程 中 的 温 度 循 和 试 环控 制 的非 常理想 。
）２ ｌ
１０ ０ ０・
８０ ０ ６ ０． ０ ４
，
ｂ４’ｏ ｏ ０ ｏ ．８ ． ｄ Ｉ
ｒ 鼻碡 －
，
‘ ．
ｅ（ ｎ ／ｍｍ／
Ｉ Ｐ， ３ ０－ ０ ５ － ０℃ ， － ６ －ｓ ＝１０ ．％
高强 度低 塑性 的特 点 。当应 变 水 平 较 高 时 （ｓ ≥ …
限温度 的等 温低 循 环疲 劳 寿命 短 ， Ｇ ９ Ｆ Ｈ ５合 金就
存 在此 类现 象 。基 于 以上 原 因 ， 于 航 空 发 动机 对 涡轮 叶片 和涡轮 盘等关 键 部件 只进 行等 温低周 疲劳 试 验来 进行 的抗 疲 劳设计 ， 存在 不安 全 因素 ， 不能够 满 足安 全设 计 的要 求 。因此 ， 有必 要 对 既 承 受机 械 载荷 又承受 热载 荷 的材料 进行 模拟 实 际工况 的热机 械 疲 劳试验 。 目前 ， 内外 航 空发 动 机 的 涡轮 盘材 料 多 为 粉 国 末 高温 合 金 ， 同时 对粉 末 高 温 合金 的力 学 性 能 开 展 了广 泛 深入 的研 究 ， 为粉 末 涡 轮 盘 在 航 空 发
双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展
第27卷 第4期2007年8月 航 空 材 料 学 报JOURNAL OF AERONAUTI CA L MATER I ALSVol 127,No 14 August 2007双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展胡本芙, 田高峰, 贾成厂, 刘国权(北京科技大学材料科学与工程学院,北京100083)摘要:粉末高温合金由于在高温条件下表现出一系列优越的性能而成为制造高推重比航空发动机涡轮盘等热端部件的首选材料,特别是近年来对具有双晶粒组织的双性能涡轮盘不断深入的研究,使粉末高温合金应用前景更加乐观。
本文论述国内外双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展,重点分析在制备中面临的问题,并对国内研制双性能涡轮盘提出建议。
关键词:航空发动机;双性能涡轮盘;粉末高温合金;双重组织中图分类号:T F122 文献标识码:A 文章编号:100525053(2007)0420080205收稿日期622;修订日期223作者简介胡本芙(3—),男,教授,主要从事粉末高温合金的研究,(2)f @6。
涡轮盘是航空发动机热端的关键部件之一,通常在540～840℃工作,因而要求材料具有优良的力学性能和热加工性能,镍基粉末高温合金由于在高温下表现出一系列优异的性能,有效保证发动机的可靠性和耐久性,所以成为制造先进航空发动机高压涡轮盘等关键热端部件的首选材料[1,2]。
随着航空发动机推重比的提高,先进发动机涡轮前工作温度已高达1750℃左右,这需要合金材料具有较高的承温能力和性能稳定性。
航空发动机用涡轮盘,盘心部位(轮毂)工作温度低,但它相应的要受到涡轮轴的扭转作用,需要细晶组织以保证足够的拉伸强度和疲劳抗力;盘缘部位(轮缘)要承受的工作温度高(因为它接近高温气体通道),所以需要粗晶组织保证足够的持久、蠕变和抗疲劳裂纹扩展性能,这样就要求涡轮盘件的不同区域具有不同晶粒尺寸的显微组织,以获得相应的力学性能,双性能涡轮盘就是具有双晶粒组织(盘心细晶组织,盘缘粗晶组织)的新一代涡轮盘。
粉末高温合金的成分及生产工艺
粉末高温合金的成分及生产工艺各国研制成功的粉末高温合金有10余种，其中作用较广的有IN100，Rene’95，MERL76，Rene’88DT，зΠ741HΠ等。
它们都属于沉淀强化型镍基高温合金，化学成分见表15所示。
表15 几种国外粉末高温合金的化学成分FGH95是我国研制的第一个粉末高温合金，其成分相当于美国GE公司的R ene’95合金（表16），是一种高合金化的r′相沉淀强化型镍基高温合金，其r′体积含量为50%～55%，r′形成元素含量（原子）为28%。
它是当前650℃使用条件下强度水平最高的涡轮盘材料。
除用于高、低压涡轮盘外，也可用于压气机盘、涡轮轴、涡轮挡环、高温密封件等高温零件。
表16 FGH95粉末高温合金化学成分根据不同使用要求，对粉末高温合金可以采用HIP（热等静压）直接成形、HIP+模锻、HIP+等温锻和挤压+等温锻等不同工艺路线。
在我国没有大型挤压机和大型等温锻造机的条件下，曾选用HIP+包套模锻的成形工艺路线，模锻出φ420mm和φ630mm的全尺寸涡轮盘，盘件的性能基本达到了美国同类合金Rene’95技术条件的要求。
存在的问题是粉末中的陶瓷夹杂含量较高，致使材料性能不太稳定。
采用等离子旋转电极制粉设备制得粉末，其粉末质量大幅度提高。
φ420mmFGH95粉末高温合金涡轮盘的制造工艺流程如图24所示。
图24 粉末盘制造工艺流程（1）母合金熔炼用200kg真空感应炉冶炼，熔炼温度1550℃,真空度1.3×10-1Pa，浇注成φ80×1000mm的圆棒，处理后准备重熔喷粉。
（2）雾化制粉用65kg真空感应炉—氩气雾化装置将母合金重熔，熔液经漏嘴流下，用高压氩气将其雾化成粉末。
浇注温度为1520℃，氩气喷吹压力为1.6～1.8MPa。
（3）粉末处理粉末高温合金对粉末质量要求十分严格。
FGH95合金粉末在氩气保护下筛分，粒度为-150目。
粉末经静电分离法去除陶瓷夹杂。
发动机粉末合金高压涡轮盘断裂的原因
２．４ ２．０ ２．２ １１．２
图８ 疲劳裂纹扩展区疲劳条带的 ＳＥＭ 形貌 Ｆｉｇ．９ ＳＥＭ ｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙ ｏｆ ｆａｔｉｇｕｅ ｓｔｒｉａｔｉｏｎｓ ｉｎ ｔｈｅ
ｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ ｚｏｎｅ ｏｆ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ
图 １０ 远 离 裂 纹 源 区 的 显 微 组 织 Ｆｉｇ．１０ Ｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｆａｒ ｆｒｏｍ ｃｒａｃｋ ｏｒｉｇｉｎ ｚｏｎｅ
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｉｎｅ ｄｉｓｋ；ＦＧＨ４０９７ｐｏｗｄｅｒ ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ；ｉｎｃｌｕｓｉｏｎ；ｆｒａｃｔｕｒｅ
０ 引 言
涡轮盘是 发 动 机 上 最 重 要 的 核 心 热 端 部 件 之 一 ，其 在 高 温 、高 转 速 下 工 作 ，所 承 受 的 载 荷 复 杂 ，工 作环境严酷。随着 高 推 重 比、高 功 重 比 及 高 燃 效 发 动机的发展，以粉末 高 温 合 金 涡 轮 盘 为 代 表 的 航 空 发动 机 热 端 部 件 的 制 造 和 应 用 得 到 了 迅 速 发 展 。 ［１－２］ 粉末高温合金具有晶粒细小、组织均匀、无 宏观偏析、合金化 程 度 高、屈 服 强 度 高、疲 劳 性 能 好 等 优 点 ，但 其 自 身 的 三 大 缺 陷 ——— 夹 杂 物 、热 诱 导 孔
图９ 疲劳裂纹瞬断区的 ＳＥＭ 形貌
Ｆｉｇ．９ ＳＥＭ ｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙ ｏｆ ｆｉｎａｌ ｆｒａｃｔｕｒｅ ｚｏｎｅ ｏｆ ｆａｔｉｇｕｅ ｃｒａｃｋ · １１０ ·
（ｂ） 侧 视 图 图 ２ 涡 轮 盘 断 口 的 宏 观 形 貌 Ｆｉｇ．２ Ｍａｃｒｏｇｒａｐｈｓ ｏｆ ｆｒａｃｔｕｒｅ ｏｆ ｔｕｒｂｉｎｅ ｄｉｓｋ： （ａ）ｖｅｒｔｉｃａｌ ｖｉｅｗ ａｎｄ （ｂ）ｓｉｄｅ ｖｉｅｗ
FGH96_粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机AeroengineFGH96粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验赵作鹏1，胡绪腾2，3，郭秩维4，温卫东2，3（1.三江学院机械与电气工程学院，南京 210012； 2.南京航空航天大学能源与动力学院，3.航空发动机热环境与热结构工业和信息化部重点实验室：南京 210016；4.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）摘要：为了分析涡轮盘轮缘榫槽等几何不连续部位对疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为的影响，基于FGH96粉末盘实际构型设计结构特征模拟件，并对其在高温条件下开展自然萌生疲劳小裂纹扩展试验，通过疲劳中断试验和表面复型技术对榫槽和螺栓孔结构模拟件在500 ℃下的裂纹萌生和小裂纹扩展行为进行了观测和分析。
结果表明：2种结构模拟件缺口表面存在多裂纹萌生现象，随着应力水平的降低，裂纹萌生位置由表面晶界转变为近表面特定方向的晶面以及非金属夹杂物处；2种结构模拟件裂纹萌生寿命占比约为36%～73%，且随着应力水平的降低而提高，裂纹扩展至工程可检裂纹尺寸时的寿命占比约为82%～96%，应力水平对其影响相对较小；特征模拟件缺口附近高水平的塑性变形能够导致小裂纹扩展速率分段特征现象消失，并延缓裂纹扩展过程中的合并行为，延长裂纹扩展寿命。
关键词：FGH96合金；结构模拟件；疲劳小裂纹；裂纹萌生；裂纹扩展；涡轮盘中图分类号：V231.95文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.010Fatigue Small Crack Propagation Test of FGH96 Turbine Disc Structure Simulation SpecimenZHAO Zuo-peng1， HU Xu-teng2，3， GUO Zhi-wei4， WEN Wei-dong2，3（1. College of Mechanical and Electrical Engineering， Sanjiang University， Nanjing 210012， China；2. College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，3. Key Laboratory of Aero-Engine Thermal Environment and Structure， Ministry of Industry and Information Technology：Nanjing 210016， China； 4. AECC Shenyang Engine Research Institute， Shenyang 110015， China）Abstract：In order to analyze the influence of geometric discontinuities (mortise and groove, etc.) of turbine disk rim on fatigue crack initiation and small crack propagation behavior, a structure characteristics simulation specimens were designed based on the actual configuration of an FGH96 powder disc, naturally-initiated small crack propagation tests of the specimens were carried out under high-temperature conditions. The fatigue crack initiation and small crack propagation behaviors of the mortise and groove and bolt-hole structure simulation specimens at 500℃ were observed and analyzed by fatigue interruption tests and surface replication techniques. The results show that there are multi-site crack initiation phenomena on the notch surface of the two structural simulation specimens. With the stress level decreases, the location of crack initiation changes from surface grain boundaries to near-surface specific crystallographic facets and non-metallic inclusions. The crack initiation life accounts for about 36% to 73% of the total predicted fatigue life for the two kinds of structure simulation specimens, and increases with the decrease of stress level. The crack initiation life is about 82% to 96% of the total predicted fatigue life when the crack propagates to the detectable size, and the influence of stress level is relatively small. High-level plastic deformation near the notch leads to the disappearance of the segmented characteristics in the small crack propagation rate, and delays coalescence behavior during crack propagation, extending the crack propagation life.Key words：FGH96 superalloy; simulation specimen; small fatigue crack; crack initiation; crack propagation; turbine disc0 引言FGH96是中国研制的第2代损伤容限型粉末冶金高温合金，是当前制造高推重比航空发动机涡轮盘等关键热端部件的首选材料[1]。
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矿产资源开发利用方案编写内容要求及审查大纲
矿产资源开发利用方案编写内容要求及《矿产资源开发利用方案》审查大纲一、概述
㈠矿区位置、隶属关系和企业性质。
如为改扩建矿山, 应说明矿山现状、
特点及存在的主要问题。
㈡编制依据
(1简述项目前期工作进展情况及与有关方面对项目的意向性协议情况。
(2 列出开发利用方案编制所依据的主要基础性资料的名称。
如经储量管理部门认定的矿区地质勘探报告、选矿试验报告、加工利用试验报告、工程地质初评资料、矿区水文资料和供水资料等。
对改、扩建矿山应有生产实际资料, 如矿山总平面现状图、矿床开拓系统图、采场现状图和主要采选设备清单等。
二、矿产品需求现状和预测
㈠该矿产在国内需求情况和市场供应情况
1、矿产品现状及加工利用趋向。
2、国内近、远期的需求量及主要销向预测。
㈡产品价格分析
1、国内矿产品价格现状。
2、矿产品价格稳定性及变化趋势。
三、矿产资源概况
㈠矿区总体概况
1、矿区总体规划情况。
2、矿区矿产资源概况。
3、该设计与矿区总体开发的关系。
㈡该设计项目的资源概况
1、矿床地质及构造特征。
2、矿床开采技术条件及水文地质条件。