专利名称：一种机翼蒙皮的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种机翼蒙皮，尤其涉及一种具有夹层结构的机翼外壳。
背景技术：
当前，大型商业喷气飞机通常都采用了大推力涡轮风扇航空发动机，该类型的涡轮风扇航空发动机都使用了大尺寸的风扇叶片，最大的风扇叶片直径可达3m，工作时风扇叶尖处的切线速度超过450m/s，未来涡轮风扇航空发动机的发展，涡轮风扇叶尖的切线速度会更高。高速运转的叶片受外物撞击损伤或高频率振动疲劳等的影响，不可避免地会出现叶片断裂故障。断裂叶片具有很高的能量，如果叶片击穿发动机机舱，则可能对发动机安装位置附近的机翼外壳产生损害，进而危及飞机乘客安全。当前的飞机机翼外壳通常采用轻质金属铝镁钛或它们的合金来制造，还有些飞机则采用复合材料，但是当前的机翼外壳仍很难抵挡如前述的具有很高冲量的断裂叶片抑或是其他的撞击。
发明内容
为了克服上述缺点和弊端，本发明提供一种用于飞机的机翼外壳，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用玻璃纤维、kevlar纤维、碳纤维、氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷层包括重量比20:1:2或30:1:3的氧化错、氧化镁和氧化铺。优选地，所述氧化锆陶瓷材料采用重量比20:1:2的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者 等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度的温度、32MPa压力下烧结1.8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3.5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理1.6小时，而后再次自然冷却至室温获得。优选地，所述氧化锆陶瓷材料采用重量比30:1:3的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5.5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度、32MPa压力下的温度下烧结2.0小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理4.0小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理1.5小时，而后再次自然冷却至室温获得。优选地，所述机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度1.5mm 3mm,陶瓷层的厚度5mm 8mm。优选地，机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，内层金属层的厚度1.5mm 2mm,陶瓷层的厚度3mm 6mm,外层金属层的厚度1.5mm
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优选地，机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度1.5mm 3mm,内层陶瓷层的厚度3mm 5mm,外层陶瓷的厚度4mm 6mm。优选地，所述夹层结构采用环氧树脂或者聚酰亚胺等高分子树脂材料作为粘结剂通过固化处理将金属层、纤维层和陶瓷层粘结起来。由于本发明中采用了高韧性、多孔氧化锆陶瓷材料，根据本发明的机翼外壳具有非常优异的抗冲击性能，同时具有低密度性。
具体实施例方式本发明中的飞机机翼外壳具有夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构。其中的金属层例如采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用玻璃纤维、kevlar纤维、碳纤维、氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷材料是一种高韧性多孔的氧化锆陶瓷。所述氧化锆陶瓷材料采用重量比20:1:2的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度的温度下烧结1.8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3.5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理1.6小时，而后再次自然冷却至室温即可。在另一个实施例中，所述氧化锆陶瓷材料采用重量比30:1:3的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5.5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度的温度下烧结2.0小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理4.0小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理1.5小时，·而后再次自然冷却至室温即可。所述夹层结构采用环氧树脂或者聚酰亚胺等高分子树脂材料作为粘结剂通过固化处理将金属层、纤维层和陶瓷层粘结起来。在一个实施例中，所制造的一种平板层状复合结构机翼外壳，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度1.5mm 3mm,陶瓷层的厚度5mm 8mm。在另一个实施例中，所制造的一种平板层状复合结构机翼外壳，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，内层金属层的厚度1.5_ 2_，陶瓷层的厚度3mm 6mm,外层金属层的厚度1.5mm 3.0mm。在另一个实施例中，所制造的一种平板层状复合结构机翼外壳，，从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度1.5_ 3_，内层陶瓷层的厚度3mm 5mm,外层陶瓷的厚度4mm 6mm。当然，本发明中的机翼外壳也可以仅局部地应用于靠近飞机发动机安装位置附近区域。前述关于氧化锆陶瓷的不同实施例与上述三个关于机翼外壳的具体实施例可以进行组合。而且本领域技术人员可以根据本发明公开的内容和所掌握的本领域技术对本发明内容做出替换或变型，但 是这些替换或变型都不应视为脱离本发明构思的，这些替换或变型均在本发明要求保护的权利范围内。
权利要求
1.一种用于飞机的机翼外壳，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用玻璃纤维、kevlar纤维、碳纤维、氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷层包括重量比20 1 2或30 1 3的氧化锆、氧化镁和氧化铈。
2.根据权利要求I所述的机翼外壳，其特征在于所述氧化锆陶瓷材料采用重量比20I 2的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度的温度下烧结I. 8小时，总升温时间为8小时；再以220舒适度每小时的速度冷却至1200摄氏度热处理3. 5小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1460摄氏度热处理I. 6小时，而后再次自然冷却至室温获得。
3.根据权利要求I所述的机翼外壳，其特征在于所述氧化锆陶瓷材料采用重量比30I 3的氧化锆、氧化镁和氧化铈，加入与前述三者等重的蒸馏水，在球磨机中球磨5. 5个小时，然后干燥、造粒、成型，于1600-1650摄氏度的温度下烧结2. O小时，总升温时间为9小时；再以230摄氏度每小时的速度冷却至1250摄氏度热处理4. O小时，然后自然冷却至室温，再将试样升温至1480摄氏度热处理I. 5小时，而后再次自然冷却至室温获得。
4.根据权利要求1-3所述的机翼外壳,其特征在于所述机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度I. 5mm 3mm,陶瓷层的厚度5mm 8mm。
5.根据权利要求1-3所述的机翼外壳,其特征在于机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、金属层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，内层金属层的厚度I. 5mm 2_，陶瓷层的厚度3mm 6mm,外层金属层的厚度I. 5mm 3. 0mm。
6.根据权利要求1-3所述的机翼外壳,其特征在于机翼外壳从内到外依次为金属层、纤维层、陶瓷层、纤维层、陶瓷层，纤维材料可以是单层缠绕也可以是多层缠绕，如果多层缠绕，优选地多层之间纤维方向交错设置，金属层的厚度I. 5mm 3_，内层陶瓷层的厚度3mm 5mm,外层陶瓷的厚度4mm 6mm。
7.根据权利要求I所述的机翼外壳，其特征在于所述夹层结构采用环氧树脂或者聚酰亚胺等高分子树脂材料作为粘结剂通过固化处理将金属层、纤维层和陶瓷层粘结起来。
全文摘要
本发明提供一种机翼蒙皮，包括夹层结构，其使用金属、纤维和陶瓷层状复合材料制成，具有至少一个金属层/纤维层/陶瓷层构成的夹层结构，其特征在于金属层采用铝、镁、钛或者相应的合金材料，纤维层采用玻璃纤维、kevlar纤维、碳纤维、氮化硅、碳化硅或者二氧化锆纤维，所述陶瓷层包括氧化锆、氧化镁和氧化铈。本发明的机翼外壳硬度高、韧性好、质量轻，具有很好的抗冲击性能。
文档编号B64C1/12GK103253365SQ201310066809
公开日2013年8月21日 申请日期2013年3月1日 优先权日2013年3月1日
发明者狄春保, 朱琪美, 张和平, 张俊 申请人:溧阳市科技开发中心