【摘 要】
：
采用阳极氧化和低表面能物质修饰的方法在TC4钛合金表面制备超疏水涂层.工艺过程为:在由0.5 mol/L H2SO4、0.2 g/L NH4HF2和0.8 g/L Ce(SO4)·4H2O组成电解液(5°C)中以电压100 V阳极氧化1 h,再于三乙氧基-1H,1H,2H,2H-十三氟-N-辛基硅烷的乙醇溶液中浸泡2 h,最后真空烘干1 h.通过扫描电镜(SEM)观察超疏水涂层的微观形貌,X射线光电子能谱仪(XPS)分析超疏水涂层表面的元素组成及其化学态,X射线衍射仪(XRD)分析超疏水涂层表面的物相组成
【机 构】
：
四川轻化工大学,四川 自贡 643000
论文部分内容阅读
采用阳极氧化和低表面能物质修饰的方法在TC4钛合金表面制备超疏水涂层.工艺过程为:在由0.5 mol/L H2SO4、0.2 g/L NH4HF2和0.8 g/L Ce(SO4)·4H2O组成电解液(5°C)中以电压100 V阳极氧化1 h,再于三乙氧基-1H,1H,2H,2H-十三氟-N-辛基硅烷的乙醇溶液中浸泡2 h,最后真空烘干1 h.通过扫描电镜(SEM)观察超疏水涂层的微观形貌,X射线光电子能谱仪(XPS)分析超疏水涂层表面的元素组成及其化学态,X射线衍射仪(XRD)分析超疏水涂层表面的物相组成,并考察了超疏水涂层的耐久性和耐蚀性.结果表明,TC4钛合金阳极氧化后能在其表面形成微纳级粗糙结构,其特征是凸起火山岩状结构上密集分布了许多直径100～200 nm的孔洞;再经超疏水修饰后,水接触角最高可达170°,滚动角小于2°.超疏水涂层表面含有O、F、Ti、C、N、Al等元素,其中F主要是以─CF3和金属氟化物的形式存在,而其物相成分主要是锐钛矿TiO2和少量的金红石TiO2.超疏水涂层对腐蚀介质有阻隔作用,使其不易与金属基底接触而引发腐蚀,从而提高了TC4钛合金的耐蚀性.在自来水和3.5％NaCl溶液浸泡试验以及紫外线照射试验的结果表明,该超疏水涂层具备一定的耐久性.
其他文献
在飞行器空气舵结构系统的设计中不可避免会存在摩擦、间隙、阻尼等非线性因素,在模态试验中表现为舵系统的模态试验结果随着激振力、舵面负载的变化产生明显的变化,而模态数据作为颤振设计的重要结构参数,对颤振分析结果有重大影响.工程设计中采用何种工况下的模态数据来进行颤振分析没有定论,保守设计认为所有模态状态下均不发生颤振则舵系统设计满足要求.以某空气舵系统为研究对象,给出了舵系统的模态变化范围,以不同工况下的模态数据为输入进行了颤振分析,最后采用当前的颤振设计思路,给出了在弯、扭频率最接近的模态状态下的颤振动压.
针对如何实现基于数据驱动的筒弹寿命科学评价,提出将主成分分析法(Principal Component Analysis,PCA)应用于筒弹质量状态特征模型和寿命评估预测模型构建.通过统计分析不同质量状态所对应的质量隐患程度,建立“合格”、“失败”和“质优”3个判据标尺,对某型筒弹寿命进行分析,形成寿命预测曲线,实现对某型筒弹全寿命周期过程的可靠性评估,在保障装备管理完好率的同时,有效地降低装备的延寿升级经济成本.
在高超声速底流区内进行分离时,由于底流区内流动动压极低,分离体分离后具有极大的回追风险.为了解决分离体回追问题,提出了“后抛+侧抛”的分离方案,并对该分离方案进行了数值仿真分析,仿真结果表明该方案可以有效解决底流区分离时的分离体回追问题.
飞行器上常用的姿态稳定控制发动机,其工作时产生的羽流会在真空中发生膨胀,对发动机周围的构件产生力热作用,造成飞行器结构损坏、飞行器飞行弹道改变,导致飞行失败或影响落点精度.为了解决羽流对某些种类飞行器造成的不利影响,针对羽流流场特性开展了DSMC数值仿真和地面试验研究,给出了羽流影响的系统级预示和修正方法,并对预示结果的精度进行了评估.
减小摩擦阻力对改善飞行器的性能具有重要意义,因此以减阻为目的的边界层转捩和湍流的控制因其广阔的应用前景而成为湍流研究的重点之一.采用大涡模拟方法对壁面展向周期振动条件下的超声速平板边界层转捩和湍流进行了数值模拟研究.结果表明,通过改变振幅大小和振动周期,壁面展向振动可减小湍流区域的摩擦阻力,边界层厚度也相应减小.随着振幅和周期的增加,壁面展向振动使边界层内湍流马赫数、流向速度脉动分布呈下降趋势,从而对边界层内湍流脉动的发展起到抑制作用.壁面展向振动还对流场中相干结构的生成具有一定抑制作用,相干结构在流场中
风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于“风洞洞壁静压监测反馈调节系统”的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进
为了获得适用于火箭发动机喷管迭代优化的流场快速计算方法,采用CFD方法从气体参数和计算区域2个方面研究了不同火箭发动机数值仿真方法所引入的偏差和计算效率的差异.研究发现,采用等效单组分气体和仅内流的计算方法可以在将计算效率分别提升2.5倍和14.5倍的同时保持计算精度.因此,从计算精度和计算效率2个方面进行综合考虑,建议在工程设计中采用仅内流的简化计算方法进行火箭发动机的推力评估.
为了优化综合保障车的配置,分析了机动作战保障需求和参数指标体系,运用多层次模糊综合评价法构建了机动作战保障能力评估模型,运用层次分析法确定了各层评估指标的权重,并综合某陆基武器系统装备的特点和情况,基于模型输入相关分析数据,进行了评价验证.评估模型和方法可以为全寿命周期中武器系统装备设计方案及指标的优化改进、体系规模结构的优化取舍、装备使用保障的优化决策等工作提供重要分析依据,进而支持综合保障车的研制、升级和完善.
大型运载器关键技术攻关的研究和实施与国防安全、经济发展、社会效益、科技创新等各方面都存在着密切联系,将对航天技术及经济产生重大影响.技术经济一体化是实现关键技术攻关的有效途径,通过大型运载器关键技术攻关技术经济一体化的探索过程,阐述了在管理实践中从过程、结果及整体来看所获得的收获,以及在责权利不统一、缺少市场化思维、项目制管理流程不畅、信息化手段缺乏等存在的不足,进行了顶层优化,促进产品高效研发,继续进行管理模式革新等后续工作的思考,建议大型运载器后续研制继续深入开展技术经济一体化工作.
随着电子技术和信息技术的发展进步,软件在航天器中所占比重越来越大,如何组织软件队伍并实施科学有效的软件系统工程化管理是航天软件工程领域的研究热点问题之一.面向探索性强、风险性高的某国家重大科技工程,针对其软件工作面临的多任务并行研制、技术状态复杂多变等挑战,提出了一种面向复杂软件系统的敏捷式精细化过程管理模型.该模型推动了重大工程软件系统管理的科学化、系统化和规范化发展,解决了复杂软件系统的信息生态链管理、隐性经验知识向产品研制的转化匹配、技术状态的全要素推演分析等难题,为任务完成奠定了基础,其管理方法和