专利名称：保护飞机结构免受冰撞击的保护罩的制作方法
技术领域：
本发明公开一种保护飞机，特别地推动引擎飞机，免受冰撞击的保护罩。其包括在航空工业的技术领域。
背景技术：
推进发动机飞机(propelled engine aircraft)通常作为短距离和中距离的交通工具，无论是军用还是民用(用于货物或乘客)。在一定的天气条件下，螺旋桨可能暴露于针对飞机机身的冰碎块；本发明公开一种使用自我修补材料保护飞机机身免受冰撞击的罩。由于可能撞击在飞机表面上的冰或其他物体，用于飞机机身的罩用来保护飞机结构。不幸地，在飞行条件中可能会发生一些撞击，损坏飞机防护部件；为了保持飞行保护性·能，本发明公开一种自我修补材料罩，自我修补材料罩在飞行条件中(以及还在地面上)再生防护材料，增加飞行安全条件。冰碎片的大小和冰撞击数量可能取决于飞机在结冰条件内度过的时间。最现代化的飞机还具有除冰系统，包括螺旋桨除冰设备，其降低正常飞行期间的冰撞击的严重性。然而，还必须考虑在飞行条件期间除冰系统故障的情况(尽管发生概率较低)。在这种情况下，冰撞击可能更严重并且得到重复性的撞击的可能性是实际存在的(因为在除冰系统失效的情况下，飞机可能在结冰条件中停留很长一段时间)。以下给出用于螺旋桨上的冰形成的不同场景的描述。场景I :额定配置。所有的发动机都有效并且除冰系统也有效。飞机进入结冰条件。飞行员可以在很短的时间内(几分钟)启动除冰系统，并且几秒钟之后，除冰系统生效。在除冰系统无效的情况下，飞机在结冰条件下将不会花大量的时间(估计的最大时间是几分钟)。冰碎块可能形成并且从螺旋桨喷射，但是尺寸将不会很大。这种撞击可以认定为“低能量撞击”但是“极有可能的撞击”(因为这是额定配置，这种撞击会发生很多)。因此，飞机上会有很多低能量撞击。场景2 :故障配置。所有发动机都有效并且除冰系统出现故障。在这种情况下，几个替代选项可能发生。场景2. I。如果检测到除冰系统的故障，飞行员可以改变飞行计划，以减少在结冰条件下所花费的时间。花费在结冰条件下的最大时间的量级估计是约15分钟。然后，与额定配置相比，在叶片上可以形成较大的冰碎片。然而，此类事件的概率要低得多。概率的量级是每飞行小时10-5次。场景2. 2。如果没有检测到除冰系统故障，飞行员将不改变飞行计划，并且飞机将留在结冰条件下更长时间。在结冰条件内花费的最大时间比场景2. I中的时间更长，但是碎片的大小不是更大。2. 2与场景2. I是相同的，除了可能会发生更多的撞击。场景2. 2的概率甚至比场景2. I的概率更低(实际上，在除冰系统和故障检测系统之间通常具有隔离)。该概率的量级通常是每飞行小时10-7次。
因此，冰碎片可能被螺旋桨驱逐排出，撞击飞机机身或飞机的其他相关部件(例如，垂直和水平尾翼)。因此，需要罩保护以最大限度地减少这种飞机零部件在飞行中的损坏。因为冰撞击可能会发生很多(即使在相同飞行期间)，有必要限定克服这种威胁的强大保护，以降低公司的经营成本。这是本发明的目的。当飞机在地面时，可能会产生其他损坏，例如，在维护或大修作业期间。如果在维修过程中对罩保护没有严重事故发生，自我修补功能使进一步修理行动变得不必要。技术发展水平对于用于航空用的自我修补和撞击保护材料提出了不同的方法。文献WO 2007/003879A1公开了一种自我修补结构，该自我修补结构包括嵌入在树脂基体中的固体纤维材料，通过在该结构的一些纤维中使用可固化的二元粘合剂组分提供维修设施。文献GB 2288441A揭示一种螺旋桨，其包括具有多层纤维结合结构的叶片和沿着叶片连接的保护轮廓。然而，还没有找到关于根据本发明的使用自 我修补材料的飞机机身罩的任何证据。
发明内容
为了实现这些目的和解决上述弊端，本发明已经开发出保护飞机结构免受冰撞击的保护罩。这种保护罩包括具有微胶囊的多层复合材料，每个微胶囊包含修补剂。微胶囊由脲醛(尿素甲醛)或聚乙烯醇制成。在本发明的一个实施例中，保护罩的复合材料还具有包含催化剂颗粒的其它微胶囊，当在保护罩处产生的裂纹达到如下位置时，包含在微胶囊中的修补剂激活至少具有修补剂的微胶囊，和至少具有催化剂颗粒的微胶囊。随后，催化剂颗粒和修补剂反应，这种修补剂变成聚合修补剂。修补剂可以是双聚环戊二烯；对于这种修补剂，与其反应的催化剂颗粒是六氯化钨和和一氯二乙基铝(WCl6-Et2AlCl)颗粒，或钌卡宾复合物颗粒，或锇卡宾复合物颗粒。另一种修补剂是氰基丙烯酸盐粘合剂。对于这种修补剂，催化剂颗粒(3)是水颗粒。在另一个实施例中，包含在微胶囊中的修补剂是一种热塑性聚合物，但是没有具有催化剂颗粒的其他微胶囊。在加热罩板时包含在微胶囊中的修补剂变成液体，修补剂在裂纹内扩散。然后，在罩板的温度降低时，修补剂变回成固体，硬化裂纹。罩板是使用环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)树脂或热塑性树脂(如PEEK (聚醚醚酮)或如PEKK (聚醚酮酮)树脂)制成的。本发明还公开避免飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中保护罩具有多个罩板，罩板组装在连接到飞机结构的纵向和横向框架上。这个飞机结构可以机身分段的一部分、垂直尾翼、水平尾翼、发动机短舱或吊架。为了提供本说明书的更好理解，并且作为本说明书的组成部分，附上一系列附图，本发明的目的已经以说明性的和非限制的方式在附图中呈现。
阅读下面的详细描述和附图将能更好地理解本发明，其中相同的参考标记用来指定相同元件，并且其中
图I图示在具有包含修补材料的微胶囊的自我修补材料(healing material)的情况下，在材料被破坏(裂纹扩展)时发生的自我修补机制。图2显示飞机机身中间部分(作为应用实例)的总体视图，具有冰保护罩。图3是如何集成罩的详细视图；3(1)描述连接到机身的支撑框架，并且图3(2)显示连接到前面提到的框架的罩的详细视图。图4是后置式发动机飞机的另一个示例，具有用于罩的不同的可能位置。在图4(1)中，罩定位在机身面板上(外侧)。在图4(2)中，罩定位在垂直尾翼或者水平尾翼上。在图4(3)中，罩定位在吊架(pylon)结构上。以下给出在附图中使用的参考标记的列表I =复合材料；2 =微胶囊；3 =催化
齐Li颗粒；4 =裂纹；5 =修补剂；6 =聚合的修补剂；7 =主机身；8 =框架；9 =罩板；10 =后部机身；11 =吊架(pylon) ；12 =垂直尾翼；13 =水平尾翼；14 =发动机；15 =发动机短舱。
具体实施例方式以下基于上述附图进行本发明的描述。具有关于“自我修补”复合材料的两个主要实施例-微胶囊包含添加到复合材料树脂的粘性材料。-微胶囊包含添加到复合材料树脂的热塑性聚合物。图I显示根据在本发明中提出的“自我修补材料”的第一实施例的复合材料的剖视图。图I. a)表示具有微胶囊2的多层复合材料I (以这个比例不可能表示多层)。一些微胶囊2包含修补剂5 (通常为粘性材料)，并且一些微胶囊2包含催化剂颗粒3。在图I中，仅仅包含修补剂5的微胶囊2已经用其附图标记表示；因此，必须理解，催化剂颗粒3还包含在其相应的微胶囊2中。图I. a)还显示裂纹4开始在复合材料I内部生长时的情况。例如，当在碎片冲击罩时，可能发生这种情况。图I. b)表示当裂纹4达到微胶囊2时的情况。修补剂5在裂纹4内扩散。图I. c)表示如何激活修补剂5。当裂纹4在复合材料I内部生长时，裂纹4达到设置在复合材料I内部的一些微胶囊2 (参见图I (b))。随着裂纹4尺寸增加，裂纹4还到达全部分布在复合材料I周围的催化剂颗粒3。当裂纹4足够大时，裂纹4使催化剂颗粒3与微胶囊2内部的修补剂5接触(图I (c))。这个修补剂5是在存在催化剂颗粒3时反应的单体修补剂，使用由于修补修补剂5与催化剂颗粒3的反应而产生的聚合修补剂6填充裂纹4。修补剂5可以是，例如，二聚环戊二烯(DCPD)或氰基丙烯酸盐粘合剂(cyanoacrylate)。微胶囊2可以由脲醒(UF)或聚乙烯醇(PVA)组分形成。催化剂颗粒3还包含在具有与包含修补剂5的微胶囊2类似特征的微胶囊中。在选择催化剂颗粒3时，具有几个选项。当使用二聚环戊二烯(DCPD)作为修补剂5时，催化剂颗粒3可以是a)基于六氯化鹤和一氯二乙基招(WCl6-Et2AlCl)的催化剂系统,或b)基于钌卡宾复合物(rutheniumcarbene complexes)的催化剂系统,或c)基于饿卡宾复合物(osmiun carbene complexes)的催化剂系统。包含在微胶囊2内部中的修补剂5和催化剂颗粒3在为液态时是有效的。如果当裂纹产生时修补剂5和催化剂颗粒3保持为液体状态，则根据以前的解释，修补过程将立即实现。如果在产生裂纹时，修补剂5和微粒3未保持在液体状态，则修补过程将处于准备状态，直到恢复条件(温度和压力)。当使用氰基丙烯酸盐粘合剂作为修补剂5时，催化剂颗粒3可以是水(特别是氢氧根离子)。根据这个配置，例如，包含催化剂颗粒3的微胶囊2用液体水或水蒸汽填充。根据第二实施例，微胶囊2包含在加热时产生修补过程的自我修补材料(热塑性聚合物，如石蜡)，但是没有催化剂颗粒3包含在复合材料内部。这种材料具有与第一类自我修补材料相同的功能，微胶囊2因为裂纹4生长而破裂，但是激活过程是不同的。根据这个第二实施例，必须加热罩以激活修补过程，并且这个加热过程使热塑性聚合物(如石蜡)填充裂缝4。使用的热塑性聚合物(如石蜡)通常在70°C和80°C之间熔化或软化。因此，在飞行后检查发现罩损坏时，修补过程的激活在地面上进行。为了有助于裂纹4的正确填充，修补剂5应在比微胶囊2熔化温度低的温度处熔化或软化。修补剂5熔化温度还必须低于结合复合材料I的树脂的玻璃化转变温度Tg。
在本发明的第二实施例中，修补剂5、热塑性聚合物(如石蜡)的反应是一个两步骤过程。首先，当加热罩板9时，修补剂5变成液体，并且这种流动性使得修补剂5在裂缝4内扩散。之后，在罩板9上没有加热过程并且罩板9的温度下降时，修补剂5变回成固体，硬化裂纹4。可以理解的是，该第二实施例是第一实施例的独特情况，其中催化剂颗粒3由热流取代。在本发明中披露的罩适合用于几种类型飞机，包括诸如直升机之类的旋转翼飞机和固定翼飞机等等。保护飞机表面的这些罩可以具有几种配置；附图2，3和4呈现了这些配置中的一些。复合材料I作为罩被放置在飞机机身上的结构上。这种情况显示在图2中，图2表示具有罩板9的飞机机身7。这种板9安装在以传统方式连接到机身7的纵向和横向框架8上(参见图3 (I))。根据由罩板9覆盖的机身7的面积，这种板9采用不同几何构型(图 3(2))。罩板(9)可以具有如图4所示的其他配置。在这里，显示具有用于罩板9的不同的可能位置的后置式发动机飞机的另一个示例。在图4(1)中，罩板9位于后部机身10板(外侧)上。在图4(2)中，罩板9定位在垂直尾翼12上，虽然在水平尾翼13上的其他替代位置是可能的。图4(3)表示定位在吊架11结构和发动机短舱15上的罩板9。因此，在安装罩板9时具有几种配置。罩板9组装在连接到飞机结构的纵向和横向框架8上。这种飞机结构可以是机身分段，例如主机身7或后部机身10(图4(1))。罩板9也可以被组装在其他飞机结构元件上,例如发动机吊架(engine pylon) 11 (图4(3))、垂直尾翼12和水平尾翼13 (图4(2))以及发动机短舱15。由发动机短舱15给予的保护在具有螺旋桨(propeller)的一些发动机14中可以特别地重要，像UDF(无涵道风扇)发动机(参见图4(3))。在开发优选实施例时可以使用不同的复合材料。所使用的复合材料的树脂是环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)树脂、热塑性树脂(如PEEK (聚醚醚酮)或PEKK (聚醚酮酮)树脂)或其他类似的树脂。所使用的纤维可以是用于航空应用的通常已知的一种，如玻璃纤维、碳纤维或Kcv lar ,使用几种几何配置，例如一维、二维或三维编织纤维等。这些材料可以是“预浸溃”(也称为“预浸”)或可以通过“灌输”引入的树脂。应当理解，所提到的实施例只是示例，并且它们不是意图以任何方式限制本发明的适用性、配置或范围。应理解，在示例的实施例中描述的元件的功能和布置方面可以做一些变化。上述详细说明将为本领域技术人员提供用于在没有背离在附后权利要求中提出的本发明的保护范围的情况下实施本发明的示例实施例的方便路线图。 ·
权利要求
1.一种保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其特征在于，保护罩包括具有多个微胶囊(2)的多层复合材料(I)，每个微胶囊(2)包含修补剂(5)。
2.根据权利要求I所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中 复合材料(I)还具有包含催化剂颗粒(3)的多个微胶囊(2)， 当在保护罩处产生的裂纹(4)达到如下位置时，包含在微胶囊(2)中的修补剂(5)激活 至少具有修补剂(5)的微胶囊(2)，和 至少具有催化剂颗粒(3)的微胶囊(2)， 并且催化剂颗粒(3)和修补剂(5)反应，这种修补剂(5)变成聚合修补剂(6)。
3.根据权利要求I或2所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中微胶囊(2)由脲醛制成。
4.根据权利要求I或2所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中微胶囊(2)由聚乙烯醇制成。
5.根据权利要求1-4中任何一项所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中修补剂(5)是二聚环戊二烯。
6.根据权利要求5所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中催化剂颗粒(3)是六氯化钨和一氯二乙基铝(WCl6-Et2AlCl)颗粒，或钌卡宾复合物颗粒，或锇卡宾复合物颗粒。
7.根据权利要求1-4中任何一项所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中修补剂(5)是氰基丙烯酸盐粘合剂。
8.根据权利要求1-4中任何一项所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中催化剂颗粒(3)是水颗粒。
9.根据权利要求I所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中包含在微胶囊(2)中的修补剂(5)是热塑性聚合物。
10.根据权利要求I所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中在加热罩板(9)时包含在微胶囊(2)中的修补剂(5)变成液体，使修补剂(5)在裂纹(4)内扩散，并且在罩板(9)的温度降低时，修补剂(5)变回成固体，硬化裂纹(4)。
11.根据权利要求I所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中保护罩具有多个罩板(9)，所述多个罩板(9)组装在连接到飞机结构的垂直和水平框架(8)上。
12.根据权利要求11所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中罩板(9)是使用环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)树脂或热塑性树脂(如PEEK (聚醚醚酮)或如PEKK (聚醚酮酮)树脂)制成的。
13.根据权利要求11或12所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中所述飞机结构是机身分段(7,10)的一部分。
14.根据权利要求11或12所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中所述飞机结构是垂直尾翼(12)或水平尾翼(13)。
15.根据权利要求11或12所述的保护飞机结构免受冰撞击的保护罩，其中所述飞机结构是发动机短舱(15)或吊架(11)。
全文摘要
本发明公开一种克服飞机上冰撞击的保护罩，其中，保护罩包括具有微胶囊(2)的多层复合材料(1)，每个微胶囊(2)包含修补剂(5)。当保护罩上产生的裂纹(4)至少达到微胶囊(2)时，修补剂在分层区域中溢出。一些催化剂颗粒(3)可以包含在材料中，并且修补剂(5)在这种情况下与催化剂颗粒(3)聚合反应。如果没有催化剂颗粒(3)包含在材料中，修补剂(5)还可以在手动加热时激活。这种材料允许撞击后至少部分地恢复保护罩的撞击强度，这在会在结冰条件中的操作期间重复的冰撞击的情况下特别地重要。
文档编号B29C73/16GK102897312SQ20121026516
公开日2013年1月30日 申请日期2012年7月27日 优先权日2011年7月29日
发明者朱利安·吉利莫特, 塔玛拉·布兰科贝雷拉, 迭戈·福尔奇科尔特斯, 帕布罗·戈雅阿尔波利亚, 埃斯特万·马丁诺冈萨雷斯, 爱德华多·维纽埃圣托拉拉 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司