用于航空结构件的纳米增强薄膜和层压制件的制作方法

用于航空结构件的纳米增强薄膜和层压制件的制作方法
【专利摘要】本发明公开了用于航空结构件的纳米增强薄膜和层压制件。用于航空飞行器的外部部件上的复合层压制件具有改良的紫外线抵抗性能和抵抗热循环导致的微裂纹的性能。该层压制件包含纳米增强薄膜，支撑纱网，和复合层。该层压制件也可以具有防雷击层和外部漆以及底漆。所述纳米增强薄膜能包含碳纳米材料和聚合物树脂，所述复合层具有一个或多个增强物层和聚合物树脂层。所述碳纳米材料可以是碳纳米纤维，并且纳米增强薄膜能具有小于大约100g/m2的面积重量。该碳纳米材料也可以包含碳纳米纤维和碳纳米管。
【专利说明】用于航空结构件的纳米增强薄膜和层压制件
【技术领域】
[0001]本发明涉及用于航空结构件的表面薄膜和层压制件，并且特别涉及用于具有增强性能的航空结构件的纳米增强薄膜和层压制件。
【背景技术】
[0002]航空设计师在结构和部件的设计上必须平衡一些因素。设计师意识到在重量、强度、成本、材料特性、环境条件、和各种元件运作的多重要求之间复杂的相互作用。第一，航空部件必须是重量轻的以确保燃油经济性，但应足够坚固以满足结构和性能的要求。因此，复合结构件由于其坚固性和低重量密度而常常被选用。第二，结构件工作的环境还需要耐腐蚀性，因此暴露在外的航空结构件会受到雨、沙尘、冰、冰雹及其它外来物体的撞击。这些物体会降低表面光洁度并造成磨损，导致高的阻力系数，导致使用这种结构件的飞机燃油经济性降低。第三，飞机飞行过程中海拔高度的变化和温差使飞机部件经受极端的热循环，其能产生微裂纹。第四，长期暴晒和紫外线(UV)辐射能降低飞机部件性能。最后，遭受雷击的可能性要求考虑外部部件的电导率。为满足性能需求和延长使用寿命，设计师必须正确地计划和设计结构件和材料使其在这些不同条件下工作。
[0003]涂层和/或薄膜层压制件经常应用在航空结构件的外表面上以帮助满足部件运转的要求.然而，许多市售的薄膜和涂层经常在一个设计因素上展现出可接受的性能，却牺牲了一种或多种其它因素。例如，新设计的薄膜可提供优良的耐蚀性，却以降低抗紫外线性能和/或防雷击性能为代价。
[0004]因此需要一种改进的用于航空应用的薄膜和层压制件，很好地解决由各种工作条件和环境条件强加的多种需求。可从改良的薄膜和层压制件获益的航空结构部件的例子包括机翼、机身、尾翼、机舱、旋转叶片及其它零部件。

【发明内容】

[0005]以下是本发明的简单概要以提供对本发明一些方面的基本理解。此概要不是本发明的详尽综述，并且没有试图确认本发明的关键或重要元件或勾画本发明的范围。这一部分的目的在于以简化形式提出本发明的一些概念，作为后面提出的更详细的说明的序幕。
[0006]一种用于航空飞行器的外部部件上的复合层压制件具有改良的紫外线抵抗性能和对热循环导致的微裂纹的抵抗性能。.此层压制件包含纳米增强薄膜、支撑纱网和复合层。此层压制件还可具有防雷击层和外部漆以及底漆。纳米增强薄膜可包含碳纳米材料和聚合物树脂，并且该复合层具有一个或多个增强层和聚合物树脂层。碳纳米材料可以是碳纳米纤维，且纳米增强薄膜可具有小于大约100g/m2的面积重量。碳纳米材料也可以包含碳纳米纤维和碳纳米管。
[0007]附图简要说明
[0008]图1A，IB和IC显示根据发明实施方式的复合层压叠加(lay-up)构造(或组件)；
[0009]图2是图示制造所述复合层压制件的方法的流程图；[0010]图3是图示形成如本文所述的复合层压制件的叠加和组合的示意图；和
[0011]图4图示在如本文所述的复合层压制件的性能测试中的退化水平。
【具体实施方式】
[0012]以下描述了本发明的某些示例性实施方式并在附图中示出。所描述的实施方式仅用于说明本发明的目的，并不能解读为对本发明范围的限定。本领域技术人员将会得到本发明的其它实施方式及所描述实施方式的某些修改和改良，并且所有这些备选的实施方式、修改和改良都在当前发明的范围内。
[0013]图1A显示了一种复合层压制件5。本图显示了一种实施方式的层压制件的叠加构造或组件。层压制件5包括纳米增强薄膜10层，支撑纱网20和复合层50。图1B显示了依照本发明另一实施方式的复合层压制件55。图1B显示一种层压制件的叠加构造或组件，且包含了可选的防雷击层40。图1C显示了具有纳米增强薄膜10、支撑纱网20，防雷击层40以及复合层50的复合层压制件55的透视剖视图。支撑纱网20具有相对的侧面32和34，其中，侧面34在图1A中贴近复合层50，以及在图1B、图1C中贴近防雷击层40。图1C还显示可选的一个或多个漆层35.[0014]图1A和图1B中所示实施方式的纳米增强薄膜10可形成航天飞行器(如飞机)的的外部部件的外表面。纳米增强薄膜10具有第一侧面12和第二侧面14，其中第一侧面12可形成外部部件的外表面的一部分。本文所用的外部部件，意指在飞行或地面工作过程中暴露在环境中的任一组件。外部部件可包括但不限于例如机身、尾翼、机翼、发动机或机舱、竖直尾翼、旋转叶片的飞机组件，包含任何组件或其部分。外部部件还可以包含而不限于其它具有类似的功能或性能特点的非飞机组件，如风力涡轮叶片。
[0015]纳米增强薄膜10可以包括而不限于纳米材料和聚合物树脂。如碳纳米管、碳纳米纤维、纳米硅酸盐、纳米芳纶及纳米氧化铝的纳米材料，给薄膜带来了多种功能性属性，如更低重量密度、更高强度、更高的耐蚀性和耐磨性，更高的导热率，更高的耐热循环性能和更高的抗紫外线性能。在一个实施方式中，形成纳米增强薄膜10中所用的纳米材料为碳纳米纤维，该碳纳米纤维的平均直径是约60纳米到约300纳米(nm)，并且平均长度是约30微米(Pm)到约50毫米(mm)。在一个例子中，该碳纳米纤维的直径约为150nm，并且长度约为10毫米(mm)。在该纳米增强薄膜10中碳纳米纤维的重量百分比可高达约8%。在另一个实施方式中，碳纳米纤维的量按重量计可高达约20%，其优选量取决于起始选择的树脂的黏度和含纳米增强物的树脂的优选黏度。当树脂中含有除碳纳米纤维外的其它纳米微粒时，可减少碳纳米纤维的量。当树脂黏度低到处于约500cP时，纳米增强物的量按重量计可更高达约20%。
[0016]在另一实施方式中，用在形成纳米增强薄膜10的纳米材料除了碳纳米纤维之外还可以包括碳纳米管。碳纳米纤维和纳米管的相对量可以变化。在一个例子中，碳纳米管为多壁碳纳米管(MWCNTs)。该多壁纳米管按薄膜重量计可在约0.2%到约0.7%之间。由于加入多壁碳纳米管会增加在形成纳米增强薄膜10期间产生的碳纳米管/碳纳米纤维/聚合物树脂混合物的黏度，因此优选较相对低百分比的多壁碳纳米管。在一个例子中，多壁碳纳米管按重量计优选占薄膜的约0.5%，按重量计优选范围在占薄膜的约0.2%到约0.5%之间。多壁碳纳米管的直径在约5nm与约IOOnm之间，并且平均长度在约0.5微米(y m)与约5mm之间。在一个例子中，多壁碳纳米管的平均直径是约9.5nm，并且平均长度是约1.5 u m0在其它实施方式中，碳纳米管可以是单壁碳纳米管或者是多壁碳纳米管和单壁碳纳米管的混合物。
[0017]碳纳米管或碳纳米纤维中的一者或二者能在膜形成前功能化。举例来说，功能化可以通过在被称作臭氧分解的工艺中在包含臭氧的受控氛围中热处理纤维而发生。在美国专利申请公开文献N0.2009/0186214中描述了一种示例的功能化工艺，其通过引用被结合到本文中。
[0018]在碳纳米纤维和纳米管都包含纳米材料的一个实施方式中，该纳米材料按重量计可占纳米增强薄膜10的高达约10%。在另一个实施方式中，碳纳米纤维和纳米管按重量计可占纳米增强薄膜10的高达约8%。在另外一个实施方式中碳纳米纤维和碳纳米管按重量计可占纳米增强薄膜10的高达约5%。
[0019]如上文一个例子中所陈述的，纳米增强薄膜10可以包括碳纳米管，碳纳米纤维和聚合物树脂。在一个实施方式中，该聚合物树脂是一种增韧环氧树脂。环氧树脂优选用于航空复合组件，因为它提供了这些结构所想要的性能属性的完美结合，包括但是不限于高的强度重量比、损伤容限、环境抗性和耐久性。在替代的实施方式中可以选用其它的树脂，比如聚酰亚胺、双马来酰亚胺(bismaleimides)、聚酰胺、苯并恶嗪、聚脂、乙烯基树脂、双马来酰亚胺(bismaelimides)、酹醒塑料和氰酸酯。下面进一步描述由碳纳米材料和聚合物树脂形成纳米增强薄膜10。
[0020]一旦形成，纳米增强薄膜10能够具有在约40g/m2与约400g/m2之间的面积重量。在一个例子中，纳米增强薄膜10具有小于约100g/m2的面积重量。在另一个例子中，纳米增强薄膜10具有小于约150g/m2的面积重量。
[0021]支撑纱网20与纳米增强薄膜10结合用于在叠加过程期间支撑和限制纳米增强薄膜的拉伸或撕裂。支撑纱网20还增加纳米增强复合层压制件5和55的尺寸稳定性并提供优良的固化层厚控制。支撑纱网20可为大量碳复合结构提供光滑的覆盖层并以最小的重量增幅增加了刚度。如图1A-1C中所示，支撑纱网20有相对的侧面32和34，在图1A中侧面34贴近复合层50，并且在图1B、1C中贴近可选的防雷击层40。支撑纱网20在一个实施方式中为碳纤维和粘合剂的无纺毡。无纺毡优选地是由短切纤维形成的无纺材料，如可通过Technical Fibre Products获得的Optimat。最优选地,短切纤维是碳纤维。粘合剂按重量计可以占支撑纱网的约5%。在一个实施方式中，粘合剂可为聚乙烯醇(PVA)粘合剂。另外的聚合物粘合剂可在需要时用在支撑纱网中。支撑纱网20的面积重量可在约3g/m2与约50g/m2之间。在一个实施方式中，支撑纱网20是面积重量小于约10g/m2的碳基纱网。支撑纱网不同于用在传统载重复合结构中的重纤维(面积重量一般会大于70g/m2)，无需承担结构负载，例如下面的复合层50。
[0022]在一个实施方式中，纳米增强薄膜10和支撑纱网20可以结合使得在纳米增强薄膜和支撑纱网之间无明显分界面。也就是纳米增强薄膜10和支撑纱网20可形成单层材料。在这个实施方式中，支撑纱网被预浸溃碳纳米材料和作为基体的聚合物树脂混合物，例如在本领域已知的可生成无缝单层薄膜的传统预浸溃处理技术。
[0023]继续图1A到1C，复合层50在一个优选的实施方式中可包括浸润有环氧树脂的碳纤维增强物。然后，复合层50可以由任何增强物形成，如编织、针织、纺织、非织造、单向纤维束，或其它已知的增强构造，及其组合。这种强化物通常具有超过约70g/m2的面积重量。此外，复合层50可以由一层或多层强化层构成，例如二层、三层、四层或更多层。在替代实施方式中，可使用树脂，例如:环氧树脂，聚酰亚胺，双马来酰亚胺，聚酰胺，苯并恶嗪，聚酯，乙烯酯，双马来酰亚胺，酚醛塑料，和氰酸酯。
[0024]如图1B、IC中所示，复合层压制件55可以包括处于支撑纱网20层和复合层50之间的可选的防雷击层40。在一个替代实施方式中，防雷击层40可被放置在薄膜10和支撑纱网20之间。各种基底可用于防雷击层40。举例说明，延展金属薄片或金属网(例如:由铝、铜、青铜、镍或银形成)，金属织物(例如:由铜、青铜、铝、镍或银形成)，或如在美国专利申请公开文献N0.2009/0186214中所描述的复合纤维，该公开文献通过引用被结合到本文中。当铝用作防雷击层40时，支撑纱网20优选是聚合树脂纱网。此外，包含预浸溃有环氧树脂的玻璃纤维的复合层(在图1B或IC中未示出)优选放置成直接邻近表面薄膜并处在表面薄膜下面以将铝的电化学腐蚀最小化。
[0025]适航证颁发机构已建立了对于各种飞机及飞机组件的防雷击保护的标准。提供防雷击层40可使飞机及飞机组件符合这样的标准，使得由这种雷击产生的电能适当地消散以避免实质损害。不幸的是在传统的防雷击层中设置金属屏障会致使层压结构的热膨胀特征的差异，这能导致微裂纹。使用具有支撑纱网20层的纳米增强薄膜10，即使不能消除，也可以最小化这种下面会探讨的、由于使用金属的防雷击层40而产生的微裂纹。
[0026]对于复合层压制件5、55，外部表面12可以按顺序并且任选地涂覆漆层35(其可包括任选的底漆层)，如图1C中所示。
[0027]现在转向图2，其显示了制作纳米增强复合层压制件5和55的过程100。起初，在步骤110将碳纳米材料和树脂混合在一起。在一个实施方式中，这些材料在配料设备中混合在一起，如现有技术中已知的组合叶片式搅拌器和挤压机。在配料中的每种材料可以独立地引入配料设备中。环氧树脂可以最先引入，接着是纳米材料和其它添加剂。当碳纳米材料包括碳纤维和碳纳米管两种时，这些成分也可以独立地引入到配料设备中，或者按该【技术领域】中已知的和催化剂一起预混合。适合催化剂的描述被阐述在美国专利N0.4，822，832 和 B.Dao 等人的文章"Accelerated Aging Versus Realistic Aging inAerospace Composite Materials (航空复合材料的加速老化与实际老化)"中的“I1.Chemistry of Thermal Aging in a Structural Composite (I1.结构化复合物的热老化化学)”(澳大利亚联邦科学与工业研究组织分子和卫生技术部，应用聚合物科学杂志，Vol.102, 3221-3232, Weley Periodicals, Inc,，(2006))中，此二文通过引用被结合到本文中。在一个实施方式中，可以使用由四缩水甘油基二氨基二苯基甲烷(TGDDM)和三缩水甘油基对氨基苯酹(triglycidylparaaminophenol) (TGAP)通过3，30和4，40-联苯胺砜混合物固化的环氧树脂基体。环氧树脂还可以包含增韧剂，其可以是热塑性聚砜塑料。
[0028]继续图2，如步骤120中所示，在本领域已知的操作条件下使用挤出机，配料可以形成具有所需面积重量的纳米增强薄膜10。
[0029]如步骤130中所示，纳米增强薄膜与支撑纱网20结合。在一个实施方式中，纳米增强薄膜10通过辊压薄膜转移机被灌注支撑纱网20，例如在本领域已知的传统薄膜转移预浸溃技术中。
[0030]任选地，如在步骤140中所示，纳米增强薄膜10和支持纱网20可以与防雷击层40结合。防雷击层40可定位于贴近支撑纱网20，并且还可使用本领域已知的传统薄膜转移预浸溃技术组装。替代地，在如下描述的加热和固化处理期间，防雷击层40可定位贴近支撑纱网20层。
[0031]如在步骤150中所示，纳米增强薄膜10和支撑纱网20可以与预制片(其在固化时变成上文所描述的复合层50)结合来形成预制层压制件205 (如在图3中所示)。可以使用本领域中已知的传统方法来结合纳米增强薄膜10、支撑纱网20和预制件。纳米增强薄膜10和支撑纱网20 (作为分离膜或作为已进行上文所述预浸溃的单个膜)可以敷到干预制片的任一侧面。之后，该组合件可通过本领域中已知的热辊固化。替代地，该预制片可通过本领域中已知的树脂注入工艺形成，并且然后通过手工叠加工艺与纳米增强薄膜10和支撑纱网20结合，接着通过下面进行讨论的高压釜来进行固化。
[0032]如图2中所示，步骤160包括将预制层压制件205放置在工具上用于进一步处理。按照本发明的一个实施方式的包括预制层压制件205的叠加组件200的示意图在图3中示出。
[0033]在步骤170中，叠加组件200 (图3)被放置在传统复合处理设备如高压釜中以固化预制层压制件205并形成复合层压制件5或55 (图1A和1B)。在步骤170中，纳米增强薄膜10中的聚合物树脂和预制片被固化。因此，步骤170可固化与碳纳米材料(包括纳米纤维和碳纳米管中的一者或二者)结合以形成纳米增强薄膜10的环氧树脂和形成复合层50的预制片上的附加环氧树脂。当第一和第二聚合物树脂相同时(例如二者均为环氧树脂)，预制层压制件可以数次暴露在高达约350华氏度的温度下，和高达约IOOpsig的压力下以充分固化该聚合物树脂。有时取决于所用的树脂而需要更高的温度及压力。例如，聚酰亚胺一般具有更高的固化温度，约600华氏度到约700华氏度，和更高的压力，高达约200psig。固化后的层压制件然后被冷却且复合层压制件部件从叠加组件200上被移除(图3)。
[0034]图3显示根据本发明的一个实施方式的叠加组件200。该叠加组件200可以包括使用直接放置在工具220上的剥离层材料210。这种预制层压制件205包括在上面具有纳米增强薄膜10的第一侧面206，和第二侧面208。预制层压制件205的第一侧面206放置在剥离层210上。在完成下面进一步详述的固化步骤后，剥离层210利于使预制层压制件205从工具220上移除。
[0035]一种非渗透性的分离膜230可被放置在预制层压制件205上，接着是任选的垫板片240。一种渗透性的基板250，例如延展玻璃纤维(无纺的或纺织的)，有助于产生用于多孔结构的排泄路径，其在固化期间被排除，该基板被放置在剥离层210，预制层压制件205，非渗透性分离膜230和任选的垫板片240上面。渗透性基板250和非渗透性分离膜230的末端在工具表面222上结合。之后真空隔离层260被放置在组件上，并通过真空密封件224被密封到工具表面222上。以上所描述的处理意图单纯地说明形成本文所披露的复合层压制件的一种方法。除了前面所述的手工叠加之外的替代制造方法也是可用的，包括树脂膜溶渗工艺(RFI)、树脂传递模塑法(RTM)和适于最终应用于纳米增强薄膜和层压制件，且为本领域技术人员所熟知的其它工艺。
[0036]尽管纳米增强薄膜10、支撑纱网20、复合层50、任选的防雷击层40和任选的底漆及漆层35已经被显示并关于它们彼此相邻的位置在前文中被描述，但本公开内容包括复合结构，其中，这些层被不同地并置。例如，防雷击层40可位于纳米增强薄膜10和支撑纱网20之间，替换在图1B中所示的结构。如前面所阐述的一样，制造之前所提到的层能被重新定位的这些结构将会发生，并且与已知的组装方法一致。
[0037]纳米增强物和支撑纱网的结合除了其它良好品质之外提供改良的紫外线和热循环性能。下面的表1与表2证实和说明了由本文所描述的纳米增强薄膜和层压制件所提供的改良的紫外线保护性能。
[0038]紫外线暴露评价使用在ASTM G-155,操作用于非金属材料曝光的氣弧光设备的标准准则，10.1520/G0155-05A中规定的标准程序进行。这一标准阐述使用氙弧光来试图重现材料在实际使用中暴露在阳光下产生的风化作用的方法。实验样本(在表2中确定)暴露在可控的环境传导下过滤后的氙弧光中。与实验相关的附加参数如下:
[0039]紫外光源:氙弧照射
[0040]光谱照射度:0.35W/m2，波长340nm
[0041]黑板温度:63±2.5 °C
[0042]曝光循环:102分钟曝光，接着光和水喷洒18分钟
[0043]总曝光时间:3000小时,每500小时监测。
[0044]表1表明用于确定UV性能的退化等级。
[0045]
【权利要求】
1.一种用于航空飞行器的外部部件上的复合层压制件，该层压制件包含: a.包含碳纳米材料和聚合物树脂的纳米增强薄膜； b.支撑纱网；和 c.包含一个或多个增强物层和附加聚合物树脂层的复合层； 由此所述复合层压制件具有改良的紫外线抵抗性能和对热循环导致的微裂纹的抵抗性能。
2.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述碳纳米材料是碳纳米纤维，并且所述纳米增强薄膜具有低于约100g/m2的面积重量。
3.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述碳纳米材料包含碳纳米纤维和碳纳米管。
4.根据权利要求3所述的复合层压制件，其中，所述碳纳米管是多壁碳纳米管并且按重量计占所述纳米增强薄膜的高达大约0.7 %，并且所述碳纳米纤维按重量计占所述纳米增强薄膜的高达大约5%。
5.根据权利要求3所述的复合层压制件，其中，所述碳纳米管是多壁碳纳米管，按重量计占所述纳米增强薄膜的高达大约0.5 %，并且所述碳纳米纤维按重量计占所述纳米增强薄膜的高达大约3%。
6.根据权利要求3所述的复合层压制件，其中，所述碳纳米纤维和纳米管按重量计占所述纳米增强薄膜的高达大约8%。
7.根据权利要求1所述的复合层压制件，进一步包含防雷击层。
8.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述支撑纱网是碳纤维和粘合剂的无纺毡，该支撑纱网具有小于每平方米大约10克的空中重量。
9.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述增强物为编织、针织、纺织、非织造的单向纤维束或其任意结合物，所述复合层具有每平方米至少70克的空中重量。
10.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述增强物为纺织碳纤维，所述附加聚合物树脂为环氧树脂，所述复合层具有每平方米至少70克的空中重量。
11.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述支撑纱网是玻璃纤维。
12.根据权利要求11所述的复合层压制件，在支撑纱网层和复合层之间进一步包含铝防雷击层。
13.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述层压制件提供抵抗吸收来源于阳光的UV的性能，或在采用范围从250到400nm，标称波长340nm的氙弧灯，以0.35ff/m2曝光，采用交替曝光和喷洒水的实验室环境中长达3000小时。
14.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述纳米增强薄膜为航空飞行器的外部部件的外部暴露层，所述支撑纱网与其相邻，并且所述复合层与所述支撑纱网相邻。
15.根据权利要求14所述的复合层压制件，在所述支撑纱网和复合层之间进一步包含防雷击层。
16.根据权利要求14所述的复合层压制件，在纳米增强薄膜和支撑纱网之间进一步包含防雷击层。
17.根据权利要求1所述的复合层压制件，进一步包含形成航空飞行器的外部部件的外部暴露层的一个或多个漆层，所述一个或多个漆层与纳米增强薄膜相邻，所述纳米增强薄膜与支撑纱网相邻，并且所述支撑纱网与复合层相邻。
18.根据权利要求17所述的复合层压制件，在支撑纱网和复合层之间进一步包含防雷击层。
19.根据权利要求17所述的复合层压制件，在纳米增强薄膜和支撑纱网之间进一步包含防雷击层。
20.根据权利要求1所述的复合层压制件，其中，所述纳米增强薄膜和支持纱网形成单层材料。`
【文档编号】B32B17/02GK103770391SQ201310490395
【公开日】2014年5月7日 申请日期:2013年7月3日 优先权日:2012年7月3日
【发明者】T·M·克鲁肯伯格, V·V·普加, A·M·马扎尼 申请人:古德里奇公司, 罗尔公司