专利名称：带整体除冰装置的结构式机翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种复合材料结构件，它包括作为一个整体部件的从构件外表面将一种固体(例如冰层)分离开的装置，更具体地说，本发明涉及一种特别适合于作为机翼翼面或前缘的结构件，该构件用于飞机前缘表面时，它包括一个作为整体部件的适用于为复合材料构件的高模量外表层除冰的加力位移机构。
从带有动力装置的航空时代始，飞机就在令人讨厌的在其零件(例如机翼和撑杆)表面积冰的飞行状态下飞行。如果不加抑制，这种积冰就给飞机增重并改变飞机机翼和控制表面的轮廓，以致造成不可飞行的状态。人们通过努力，已提出三种去除积冰的通用方法(通常称为除冰工艺)用来防止和/或去除飞行状态下的积冰。
第一种除冰法称为热除冰法，就是对前缘加热，从而使积冰与飞机零件间的附着力松弛。这里说的“前缘”意指飞机零件上易结冰并受流过飞机的气流冲击的那些边缘，这些边缘还有气流滞止的点或线。通过加热，一旦附着力松弛，积冰通常就会被流过飞机的气流从飞机零件上吹走。加热前缘的方法通常有两种。一种是所谓电热除冰法，在飞机零件的前缘区放置一电热元件，放置方法或者是放在包住前缘的高弹性套内，或者放入飞机零件的蒙皮内。这些加热元件一般由一个或多个由飞机发动机驱动的发电机提供电能，它的开或关要保证有足够的热量来松弛积冰。小飞机不能提供足够量的电能来采用电热除冰法。
另一种加热方法是使来自涡轮发动机的一级或多级压缩机的高温气体流过飞机零件(如机翼和撑杆)的前缘，以便形成一种除冰或防止结冰的效果。这种方法仅用于带涡轮发动机的飞机，因为这种涡轮发动机的一级或多级压气机可排出高温压缩空气可供应用。这种加热方法可降低燃油消耗和涡轮输出功率。
第二种通用的除冰法是化学法。在有限的情况下，将一种化学药品施加在飞机的全部或部分零件上，以降低与飞机与积冰间的附着力，或降低积集在飞机表面上的水的凝固点。
第三种通用的除冰法是机械除冰法。在主要的商用机械除冰装置中，有气动除冰装置，将多个可膨胀的可用压缩流体(通常为压缩空气)充满的管状构件覆盖在飞机的前缘区或机翼或撑杆零件上。充气时，管状构件倾向于使机翼或撑杆的前缘形状膨胀，使积在其上面的冰碎裂，散入通过飞机零件的气流中。一般说来，这些管状构件的形状大致平行于飞机的前缘。这些普通的低压气动除冰器由具有似橡胶的或大致为弹性的化合物构成。构成这种除冰器构件中可充气管的材料在一个充气循环中一般可膨胀或扩大40%或更多，从而造成除冰器以及前缘形状的较大变化，而使积在前缘上的冰碎裂。这些普通的气动除冰器需要一个大量的空气充入其高膨胀管中使其膨胀，并且管子的充气时间，一般习惯上平均为约2～6秒。由于管子充气引起的机翼翼型形状的变形会显著改变通过机翼的气流模型，因此对机翼的提升特性有不利影响。构成这些普通的气动除冰器的橡胶或类似橡胶材料一般的杨氏模量(弹性模量)约为6900KPa。冰的弹性模量有多种报导，为大约275，000KPa到大约3，450，000KPa之间。通常认为冰具有的弹性模量能使积冰控制到使支持这种积冰的表面轮廓变化最小。普通除冰器用的橡胶化合物的弹性模量比与积冰有关的弹性模量低得多。普通的气动除冰器具有大的膨胀量，具有使积冰碎裂或断裂的作用，因此可使积冰被冲击的气流扫除掉。
另一种机械除冰装置包括电机械锤击装置，如美国专利№.3，549，964(Levin等人)所述的那种。由于机翼蒙皮对于在整个长时间锤击时发生应力疲劳有敏感性，故不大可能从商业上大大发展或应用这种技术。
美国专利№.4，690，353(Haslim等人)公开了另一种电机械除冰装置。将一个或多个叠加的柔性带状导体(每一个本身都折起来)嵌入一种弹性材料内。如果对该导体供给大脉冲电流，那么导体的相邻两层的相对段中的逆流电流就引起相互作用的磁场，从而在叠加导体段之间产生一种电脉冲力，使它们几乎瞬间地分离。这种扩张作用可去除弹性材料表面上的任何固体。
美国专利№.4，875，644(Adam等人)描述了另一种电机械除冰装置，本说明书结合参考其内容。当导体中通入大的磁流脉冲时，两个或多个板式阵列(每一个都含有一组按一定间隔排列的、平行的带状电导元件)就被快速而有力地分别激励起来。
美国专利№.4，706，911(Briscoe等人)和美国专利№.4，747，575(Putt等人)公开了一种为前缘除冰的装置，在该装置中通入高压脉动流体使位于支承表面与具有相当高模量的板状蒙皮之间的充气管快速膨胀。脉动流体被送入充气管使高模量蒙皮变形，然后突然停止。因此，给予积冰的动量引起冰的移动，这有助于冰的分离和移去。在某些最佳实施例中，可膨胀的管状构件在不到0.1秒内最好在不到0.5毫秒内就完成充气。美国专利№.4，706，911的图4及附加说明描述了一种适用于这种气动脉动除冰器的喷射器/导杆操纵的放气阀。美国专利№.4，747，575的图7和附加说明描述了一种用于气动脉动除冰器的颤震阀，它将一系列快速流体压力脉冲送到装在前缘的除冰装置的可膨胀管内。致力于改善这种气动脉冲除冰系统导致不断的努力改善输送理想的流体脉冲的阀。
虽然上述专利中所公开的装置和方法都已确认为适用于飞机的除冰，但仍然存在着一个工业上努力的目标，即尽可能降低重量并增加使用寿命和可靠性。为了达到这一目标，现代飞机的设计者和制造厂越来越多地采用由高模量纤维包括(但不限于)碳、石墨、芳族聚酰胺和玻璃纤维增强有机树脂或碳基的轻重量复合材料。前缘表面例如飞机机翼和撑杆的前缘表面以及尾翼部分都装有像美国专利№.4，706，911和№.4，747，575公开的装置那样的单独制造的装置。这种装置用粘接这种辅助除冰装置的粘接剂固定到现有的机翼结构上。由于存在这种辅助装置，改变了前缘的形状，这是一种不希望的后果。换句话说，在设计时或者在安装这种装置之前，某些现有技术实施例的机翼前缘必须进行修改，以提供适当的凹进部分来安装除冰装置。由于带有凹进部分，故这种安装除冰装置的方法就可保证成品组件具有光滑的气流特性。但是，在本发明中，下层支承表面和机翼结构上是完整的而没有另加除冰装置。其除冰装置不增加或少量增加了固定它的下层支承表面的结构强度。以前已知的许多辅助除冰装置都带有一层由弹性体材料例如橡胶(氯丁橡胶)或氨基甲酸乙酯制成的积冰外表层。这些材料在飞行中对来自雨水、雨夹雪、冰雹和雪的腐蚀敏感性远比现代大型飞机和某些通用航班机中采用的普通铝合金前缘表面高。这种飞机，包括一般为约0.025～约0.190英寸厚的铝合金蒙皮的预期使用寿命为20年或更高。将修理或更换这种除冰装置的次数减至最小限度是飞机工业的一个目标。理想上总希望这种除冰装置的抗雨蚀能力至少等于采用放气装置除冰的大型涡轮商用飞机现用的铝合金蒙皮的抗蚀能力。
雨不是前缘所遇到的唯一冲击物。在飞机的使用寿命内，还可能遇到例如鸟、冰雹、跄道飞起的碎片以及飞机常规维修时的偶然碰到的东西等的冲击。
本发明的一方面提供了一种具有整体表面除冰能力的结构件，该结构件包括(a)一个由高拉伸模量非金属纤维增强基体结构的复合材料基底;
(b)薄的加力位移机构;
(c)一层粘接到上述基底和上述加力位移机构上的高拉伸模量薄外表层，上述的加力位移机构位于上述基底和上述外表层之间。
本发明的另一方面提供了一种制造一种具有整体表面除冰能力的结构件的方法，该方法包括(a)提供一个阴模;
(b)将一金属外表层和一外粘接层放入模中;
(c)成形薄的加力位移机构并将其粘到上述的外粘接层上;
(d)将一内粘接层粘到加力位移机构上;
(e)用多层纤维增强聚合物基复合材料层构成一复合材料基底，并将该基底粘到上述的内粘接层上;
(f)在高温高压下使上述外表层、加力位移机构和基底的组合件固化并粘接在一起，形成上述整体的结构件。
通过本发明的最佳实施例及结合附图的说明，将会对本发明的特征和优点更加清楚。
图1为用本发明的装置构成其前缘部分并处于受力状态的机翼的局部剖面图;
图2为类似于图1所示的装置处于非受力状态并带有一层冰的局部放大剖面图;
图3为图2的装置处于其受力状态时的局部放大图;
图4、5和6分别为一种雨水浸蚀试样夹持器的侧视图、局部剖切前视图和底视图;
图7为用于试验抗雨水浸蚀性的另一种试样的立体图。
本发明提供一种具有能够为机翼前缘除冰的具有整体表面分离能力的结构件式的装置。本发明也提供制造这种装置的方法和采用这种装置除冰的方法。除冰就是在前缘形成冰后将它除去。“前缘”是指构件表面迎接和冲开碰撞在构件表面上的气流的部位，例如机翼、稳定器、撑杆、吊舱和其他外壳各自的前部以及飞机在飞行时首先受通过飞机的气流冲击的凸起部分。参看附图，图1示出一种按照本发明的具有整体除冰能力的前缘结构10，图中示出的装置10处于带有夸张的(为了说明问题)变形的受力状态。实际上，光滑连续的翼型轮廓的变形量是小得多的。装置10用来代替传统地用作机翼前缘表面的笨重的铝合金蒙皮(未示出)。这种铝合金蒙皮的厚度一般的变化范围为0.025英寸到0。190英寸，大的厚度是装载100位乘客或更大容量的商业航线上的飞机采用的。装置10用普通的方法固定到机翼结构的剩余部分200上，例如，用图1所示的平接装配机械紧固件50或胶粘连接法固定。这种结构可以在需要时(例如由于冲击损坏)在外场更换装置10。
图2示出按照本发明最佳实施例的一种除冰装置20，该装置20有一表面层或外表层22，该外表层的材料的弹性模量至少为40，000KPa。紧接外表层22的下面是一层聚合物材料的外皮胶接层24。紧接外皮胶接层24的下面是一种产生推出力和位移的机构26。紧接该机构26的下面是一种聚合物材料的内胶接层28。在内胶接层28下面是一种纤维增强的复合材料基底30。图中示出了在外表皮22的外表面23上粘附着一层冰18。
外表层22可用金属或塑料制成，最好用钛合金制成。金属外表层22的厚度一般为大约0.002至大约0.030英寸，而塑料外表层22的厚度一般为大约0.005至大约0.080英寸。不锈钢和铝合金也是适用的外表层材料。外表层用的最好的塑料材料是从帝国化学工业聚合物公司(Imperial Chemical Industries PLC)购买的聚醚酮醚(PEEK)。在要求使用寿命很长的部位最好采用金属外表层。
胶接层24和28由适合与两边各层粘接的聚合物材料组成。这种化合物在技术上是人所共知的，具体化合物的选用取决于一系列因素，包括工作环境、外表层22上形成的冰的性质，与外胶接层24和内胶接层28连接的加力位移机构26的特性以及加力位移机构26和相邻的下接复合材料底层30的连接层29所用的材料。在外表层22用钛合金制成并且加力位移机构26含有可膨胀的管状构件27的情况下，外胶接层24最好由薄膜状腈酚树脂组成，例如，3M公司的AF32胶膜。在某些最佳实施例中，内胶接层28也由10μ厚的腈酚胶膜组成。相邻两管状构件27之间的区域25也用同样的腈酚材料制成。只要外胶接层24和内胶接层28与其相连的材料层相容，都可采用3M公司的产品AF32。一种对于外胶接层24和内胶接层28以及区域25十分合适的替换材料是增塑环氧树脂薄膜，例如Hysol宇航产品公司(美国加州匹兹堡市)的代码为EA951的制品。
图2所示外胶接层24和内胶接层28与区域25的材料各不相同，为的是便于说明和解释本发明。实际上，一般并不推荐采用不同的材料层，区域25的材料可由管状材料或层24、28的涂层构成。
加力位移机构26是薄的，其厚度通常不超过0.100英寸。每个可膨胀件27是管状结构的，其长度通常为除冰器的长度，即装置10和机翼在翼展方向的长度。每个可膨胀件27由涂有聚合物的织物制成。织物可仅在一面带涂层，并形成一种管子外面带涂层的管状构件、或者在管子的内面带涂层以便在制造管子时，使管子的内表面形成一层防粘层、防止织物层粘合在一起，从而形成一种可膨胀的管件。聚四氟乙烯薄膜很适用于用作这种防粘层。每个可膨胀管件27起到一种流体脉动管的作用。本发明装置内的可膨胀管件通过导管系统(未示出)连接到除冰系统(未示出)的剩余部分，该部分含有一个计时器/控制器(未示出)、一个高压气体源(未示出)和一个脉动输送阀(未示出)。
美国专利№.4，706，911公开过一种适用于使本发明的具有整体表面分离能力的构件中的可膨胀管件产生流体脉动膨胀的控制系统和高压阀，本发明参考了这种结构。美国专利№。4，873，647(R.M.Hohenshil和J.C.Putt)阐述了气体脉动输送阀的最佳实施例，本发明也结合参考其内容。
纤维增强聚合物基复合材料基底30是由多层细丝状材料增强热固性聚合物基复合材料构成的。这种丝状材料及使其结合成层状复合材料结构的技术是人所共知的。具体材料和具体结构的选择取决于一系列因素，包括组成前缘部分的本装置的机翼的特性、弯曲刚度、扭转刚度、前缘冲击抗力、总体厚度限制和总体重量限制。本发明装置的最佳实施例包含一种由石墨或碳纤维增强的环氧树脂基复合材料基底30。其他的高模量高强度纤维如芳族聚酰胺和玻璃纤维等可单独使用或与其他类型纤维结合使用。
图3示出处于受力状态并且冰粒19已被抛出的除冰装置20，其结构与图2所示结构相同。图2所示装置处于停休状态或非受力状态，并带有冰层18。工作时，高压气体(一般为空气)以脉动形式充入到可膨胀管件27中，当气体脉冲通过管子时，上述流体的引入就使外表层22产生一种快速而瞬间的变形。本发明装置20的工作总的说来像美国专利№.4，706，911和№.4，747，575所述的那样，如果从主膨胀管分出附加的可膨胀管(本说明书未示出)的话，就像美国专利№.4，826，108所述的一样。这些气体脉冲在可膨胀管件27内产生大致恒定的压力变化，从而使覆盖在除冰器管27的表面23上的冰层产生一系列大致恒定的变形，这就引起冰层18破裂成冰粒19而排除。将空气引入可膨胀件27的快动阀的典型供气压力至少为约1000Psig(6894KPa)，较好为1500Psig(10340KPa)，并可超过2000Psig(13788KPa)。
本专利申请人意外地发现，与人们早已知道的、用粘接或机械方法特意固定到飞机的原有蒙皮或其他要除冰的物体外表面上的结构相比，整体除冰装置，包括复合材料基底在金属外皮气动除冰器中的应用显著地改善了性能。至今，除冰装置都是单独制造成一种适用于固定到机翼的原始结构蒙皮上的衬垫或保护套，这种结构称之为除冰垫或除冰套。与此相反，在本发明中，除冰装置用来代替由原始结构蒙皮和分开制造并固定上去的辅助除冰装置两者的结合体。本专利申请人发现，本发明具有优良的抗雨水浸蚀能力，可满足飞机工业对这方面的要求。相反，现有技术的装置的抗雨水浸蚀能力则低得多，它在雨水浸蚀试验中，会由于累积在金属蒙皮上的外冰层的断裂而出现典型的失效。本发明的性能优点见下列各例的说明。
例1试样1的结构如下--------(0.005英寸厚的钛合金面层)++++++++(天然橡胶胶接剂层)
(天然橡胶)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(天然橡胶)////////(压合式粘接剂)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(铝基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-1小时30分钟。
试样1的结构代表综合现有的低压气动除冰器技术和高压气动脉冲技术所得到的结果。该结构所观察到的最好防雨水浸蚀性能为1小时30分，到达1小时30分时，钛合金表面出现裂纹。
例2试样2的结构如下--------(0.005英寸厚的钛合金面层)++++++++(腈酚底胶)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＝＝＝＝＝＝＝＝(空气固化胶接剂)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(铝基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-2小时。
用腈酚底胶和腈酚胶膜代替例1中所用的天然橡胶基胶接剂将加力位移机构粘到钛合金外表层上。如图1一样，用压合式胶接剂将防冰器粘到钛合金基底上。所观察到的最好防雨水浸蚀性能为2小时。在1小时半时，首次看到一条小裂纹。在试验时间积累到2小时时，裂纹扩展，零件失效。
例3试样3的结构如下--------(0.005英寸厚钛合金面层)++++++++(腈酚底胶)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＝＝＝＝＝＝＝＝(空气固化胶接剂)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(铝基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-2小时45分。
除了用室温固化胶接剂代替试样2所用的压合式胶接剂来粘接铝基底外，试样3的结构与试样2相同。当进行雨水浸蚀试验时，在2小时30分时，试样边缘开始出现裂纹。在3小时半时，观察到明显的内裂纹和内浸蚀。试验进行到2小时45分时，零件被判定不能再使用。
例4试样4的结构如下--------(0.005英寸厚钛合金面层)++++++++(空气固化底胶)))))))))(空气固化粘结剂)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＝＝＝＝＝＝＝＝(空气固化粘结剂)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(铝基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-30分钟用室温固化胶接剂使钛表层和铝基底分别粘到其相邻层上。雨水浸蚀试验仅30分钟，就观察到其表层失效(出现疲劳开裂和剥落)。
例5试样5的结构如下--------(0.005英寸厚钛合金面层)++++++++(氨基甲酸乙酯胶接剂)
(0.015氨基甲酸乙酯胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(铝基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-1小时30分。
在试验前观察到试样5的左下侧有一小裂纹。随着雨水浸蚀试验时间的加长，原始小裂纹扩展成钛表皮中的断口，随之裂口周围出现剥落。试验1小时30分钟后，零件被判定不能再使用。在约2小时30分钟时，判定试样完全失效。
例6试样6的结构如下--------(0.005英寸厚钛合金面层)++++++++(腈酚底胶)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(复合材料基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-7小时不失效。
在例1～6中的各试样，根据制造商的要求，可使用市场上买得到的胶接剂材料。钛合金面层为0.005英寸厚的Ti-15v-3Al-3Cr-3Sn(按AMS4914)合金，用铬酸对要粘接的表面进行阳极化。铝基底或底层由6061T6合金制成，外形如图4～6所示。铝基底的总长度为3英寸，前缘半径为0.50英寸，壁厚为0.25英寸，总高度为1.25英寸。根据制造商的要求，腈酚胶膜(3M公司的AF32，10μ厚)可与其补充的腈酚底胶一起使用。在使用腈酚胶膜之前，复合材料基底上不涂底胶。
试样6的制备包括两个主要步骤。第一步，将钛合金面层粘到腈酚胶膜的外层上，并在热空气高压釜内，于350°F下左右的温度及约3个大气压的压力下保持1小时进行部分固化，使强制加力区与腈酚胶膜的内层粘接在一起。第二步，通过逐层将石墨环氧予浸料粘到腈酚胶膜的内层的办法使石墨环氧予浸复合材料基底粘到步骤1所形成的结构上，再将所形成的组合件放入热空气高压釜中于350°F。约3个大气压下保持1小时。所得试样6进行雨水浸蚀试验7小时后，只在试样两侧边缘观察到轻微的侵蚀，其它地方没有看到任何损伤或侵蚀。
例6的雨水浸蚀试样与例1～5的试样的总尺寸和前缘半径相同。纤维增强复合材料基底的公称厚度为0.100英寸。沿每一试样的后缘，有一组埋头孔。试样由一组埋头螺钉固定到装在雨水浸蚀试验装置的旋转叶片上的转接器上。转接器固定到叶片上的方法与试样1～5相同。
试样1～6的雨水浸蚀试验方法(方法Ⅰ)如下。用机械方法将试样固定到试验装置的旋臂上。调整上述装置使试样的速度为500mph，相当于旋臂转速为1400rpm。水流的速度调整到0.8加仑/分钟，以形成一种每小时1英寸且雨滴直径为1.5mm左右～2.0mm的下雨速度。试样1～6的每一试样都用同样的装置以及上述条件进行试验。
为了证实试样6具有优良的抗雨水浸蚀能力，制备了具有下列结构的附加试样。
试样7--------(0.005英寸厚钛合金面层)++++++++(腈酚底胶)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＊＊＊＊＊＊＊)
＊＊＊＊＊＊＊)(石墨环氧复合材料基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-4小时30分钟无裂纹。
试样8--------(0.005英寸厚渗氮钛合金面层)++++++++(腈酚底胶)
(腈酚胶膜)＃＃＃(可膨胀的管式加力器)
(腈酚胶膜)＊＊＊＊＊＊＊)＊＊＊＊＊＊＊)(石墨环氧复合材料基底)＊＊＊＊＊＊＊)雨水浸蚀结果-4小时30分钟无裂纹。
形状如图7所示的试样7和8在主机架制造厂中进行雨水浸蚀试验(方法Ⅱ)。试样的尺寸如下总长度至少为4英寸，前缘71的半径为0.50英寸，其弧度为170度，前缘的上、下平面区72、73以相对于试样翼弦方向78或20°的角度从前缘弧向后延伸1.40英寸，后面的上、下平面区74、75以平行于试样翼弦方向78的方向从各自的前平面区72、73向后延伸约1.4英寸。连接前、后平面区的每一连接部位76、77的半径为0.06～0.25英寸。试验条件包括试样中点速度为600mph，水喷射速度为每小时3～4英寸，水滴直径为1.5～2.0mm。飞机制造厂的最低性能标准包括要求在上述条件下经雨水浸蚀试验4.5小时后，表面光洁度的手感比粒度为240的砂低光滑。试样7和8在这种试验中的性能超过普通的铝合金飞机蒙皮。
除了从使用观点出发另有标明外，所有的压力均为表压。
本发明的具有整体表面分离能力的结构件可用下列方法制造制造一种形状与要装配进前缘装置的翼型轮廓相对应的标准模型。最好是一种能够使前缘装置从其外面的高模量表层开始堆积，逐渐向里到达其与机翼相连接的底层部分的阴模。整个装置连接到机翼上的方法一般采用机械紧固件，例如凹面或埋头螺钉或者铆钉。
类似于图1、2和3所示的实施例并带有图7结构细节的装置的制造方法如下将钛合金薄板要喷涂细雾状腈酚底胶(根据制造厂指南的3M公司产品，代码为EC3901)的一面进行阳极化。然后按照胶接剂制造厂指南对已涂底胶的钛合金表层进行烘烤，本例为180°F左右、30分钟。
具有使用所需的尺寸的可膨胀管状构件由涂有聚合物的织物制成。在例7所述的最佳实施例中，使用约0.007英寸厚的尼龙织物，纺织花纹为密排的正方编织花纹，其一侧涂有3M公司的AF32腈酚树脂，涂层的总厚度约0.015英寸。将涂层织物斜裁成与每一管子所需的长度和宽度相同的布条，剪裁时，要使经纱与布条的长度方向保持45°左右的斜角。一般的管子压扁时其宽度为约1～约2.5英寸。在需要使管子沿小半径区安放例如跨过一个前缘时，就使用宽度较小的管子。将一层聚四氟乙烯带或宽度与要成形的管子的宽度相当的其它合适的非胶接材料放到各条管子织物条上。每一管子的成形方法是将这种涂层织物条沿其长度方向窝起来，并使其包在非胶接材料层的外面而形成一沿纵长方向的重叠区。最好用一种具有宽度和长度与织物条相同而厚度较大的聚四氟乙烯附加层(下称坯条)放到上述织物条的上面。这种坯条有助于使涂层织物条制成管子，而且最好让织物带涂层的一侧朝向管子的内部。在下一步的制造工序中，上述聚四氟乙烯薄膜可防止相邻的腈酚涂层织物固化在一起。上述聚四氟乙烯带层或其它合适的离型膜或处理物可保留在成品结构中。当使用离型带并且以后不打算除掉它时，应将其粘到管子的一侧。将每个管子按其各自的成品结构件状态分别放入阴模中并在高压釜中固化。在管子成形工序后将聚四氟乙烯坯条取出。
在每一管子固化后，对它加工出一个小孔，并用另外的胶膜和织物增强剂为每一个管子粘上一个接头。在某些最佳实施例中，在管子相近的对端分别安装一个进口接头和一个出口接头。进口接头的内通道位于与脉动输送阀最靠近的一端，并且在它与可膨胀的管式构件相连接的地方，形成了一个带圆形端面的长槽。出口接头具有圆形的内通道。在装好接头后，管子的两端用例如折叠的方法封闭并另用胶膜粘住。所得管子和接头的分组件再用制造管子相同的涂层织物整个包覆一层，然后放入阴模中，在模子中的位置应是其成品结构所占有的位置，再装入真空袋内并在高压釜中使这些零件进一步固化在一起。使用阴模可保证分组件完成像模子的弯曲配合。固化后从模子中取出分组件。
在阴模中要加上一层脱模剂和/或离型织物或者用其他的方法促使热固化后的分组件容易从阴模中取出。
将钛合金面层密接到阴模的型面上。将3M的AF32腈酚胶膜的外胶接层加到涂好底胶并烘烤过的钛合金表面上，再用热气枪加热、同时用手将其压紧。在两者放入阴模前，最好先将胶膜的外胶接层加到放在一平面例如工作台上的钛合金面层上，这样比较容易贴紧。贴上胶膜后，将一层增强织物贴到外表层的内表面。胶膜也可能被纤维增强。
将上述由管子、接头和织物包层组成的固化好的分组件放到模子中的外胶接层上。到此，再在热空气高压釜中于350°F、3个大气压下使外表层、外粘结层和分组件的组合件固化1小时而粘合在一起。
在用上述方法将外表层和分组件粘结起来后，再将形成复合材料基底的各层加到要制造的零件上，此时整个组件仍保留在阴模中。形成基底的最好方法是将一些环氧树脂预浸料增强织物(例如Ciba Geigy公司的R6376/CGG108，一种石墨纤维环氧予浸料)层一层一层地连续贴上去，直到完成所需的基底为止。在完成基底予浸料叠层后，再将组件放入高压釜中进行固化。对于试样7结构所用的腈酚和环氧系统，最后的固化条件为350°F、3个大气压(干燥空气)、1小时。上述的每一固化步骤所用的条件均相似。最后，从高压釜中取出零件和模子，再从模子中取出零件。
为了方便用机械紧固件进行埋头安装，在要与机翼相连接的地方将钛合金外层压凹并钻孔。在完成全部在型中固化步骤后，在这些压凹处将零件钻出通孔。
此后，用铆钉或螺钉如图1所示那样将成品零件安装到相应地结构件上。当该零件的结构与和流体脉动产生装置相通的导管相连接时，每个管子的进口就可将气压脉冲引入到可膨胀构件中。
另一方面，如果模子的弯曲半径足够大，在将下述的平预成形件放入模子时，管子不会发生弯曲或皱折的情况下，为了方便起见，可在一个平的工作表面上，将未固化的管子和接头加到外表层和外胶膜的组合件上而形成一预成形件。如果阴模的半径太小，则在将平的预成形件放入模子中时就会发生弯曲或皱折。如果发现管子或其包衬织物发生这种弯曲或皱折，最好在预成形件放入阴模之后再放管子。
在详细地阐述了本发明、包括产生气动脉冲力和位移的机构之后，就可以相信可代之以其它任何较薄的能产生平面力和位移的机构放入到胶膜层间空隙形成的受感区内，例如采用美国专利№.4，690，350(Haslim等)和美国专利№.4，875，644(Lowell J.Adams等)中所阐述的适用的薄板式电磁力和位移发生机构。Adams等的电磁力和位移发生机构包含一对板式阵列，每一阵列由一组互相隔开的平行的条状导电元件组成。这些导电元件的导电方向是这样的，即在导电元件中的任何电流都以与第二个板式阵列的导电元件中的电流相反的方向流动。最好导电元件间是这样互相连接的，即，使在第一板式阵列中相邻的导电元件中的电流以同一方向流动，而第二个板式阵列中相邻的导电元件中的电流则以与其相反的方向流动。第一和第二阵列在空间上是共同扩张的，并且彼此叠合式的贴近，因此第一和第二板式阵列的导电元件基本上是互相平行的。导电元件彼此间是互相电绝缘的。由一电源向导电元件供给大的电流脉冲，使第一和第二板式阵列快速而强烈地分开，从而使复盖有冰层的高模量外层发生快速的移动。
虽然上面结合一些实施例，包括最佳实施例和较好的实施例阐述了本发明，但熟悉飞机除冰技术人员将很清楚，显然可以采用它的其它改型。这些改型肯定也包括本说明书和附录的权利要求书的内容。也可使用不同的胶接剂材料。可膨胀的管子也可直接粘到外表层和基底上而不必分开使用胶膜粘接层。金属外表层也可进行处理，进一步提高它的硬度或者降低它对冰层的粘结系数。金属外表层也可带有纤维增强树脂背层以提高其抗冲击例如冰雹和鸟冲击的能力。在单个零件中，也可采用综合气压脉冲和电激励的加力位移机构。复合材料基底不要求均匀的厚度或者整个轮廓表面都具有均匀的结构，而可根据不同的使用要求在不同的部位上做成不同的尺寸和性能。特殊情况下，在邻近与机翼结构余部机械连接点处的复合材料基底可适当增强。可膨胀的管式构件可以沿图1所述的机翼翼展方向排列，或者按翼弦方向(未示出)排列或者按综合上述的方向排列以提高其性能。管子的排列方向最好由技术熟练的人员根据特殊的应用场合凭经验确定。
权利要求
1.一种具有整体表面除冰能力的结构件包括(a)一个由高拉伸模量非金属纤维增强基体结构的复合材料基底；(b)薄的加力位移机构；(c)一层粘接到上述基底和上述加力位移机构上的高拉伸模量薄外表层，上述的加力位移机构位于上述基底和上述外表层之间。
2.根据权利要求1的结构件，其特征在于，上述基底由若干层纤维增强热固能基体复合材料层叠加而成。
3.根据权利要求2的结构件，其特征在于，上述外表层的内表面粘接有一层纤维增强聚合物基材料。
4.根据权利要求2的结构件，其特征在于，上述加力位移构件至少包含一个可膨胀的管式构件，该管状构件的位置可使外表层由于它的流体脉动膨胀而作相应的移动。
5.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述可膨胀的管状构件至少由一层在至少一侧表面上涂有聚合物的材料的织物经固化制成，该可膨胀的管状构件由胶接剂粘到该结构的上、下层之间。
6.根据权利要求5的结构件，其特征在于，它包括可使上述可膨胀的管状件在不到0.1秒的时间内膨胀到所需程度的机构。
7.根据权利要求6的结构件，其特征在于，它包含可使上述的可膨胀的管状构件作脉动膨胀的机构。
8.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的外表层是金属制的。
9.根据权利要求8的结构件，其特征在于，在外表层的内表面上粘接有一层纤维增强的聚合物材料。
10.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的外表层是钛合金制的。
11.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的外表层是塑料制的。
12.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的外表层是聚醚酮醚制的。
13.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的基底由若干层由碳、石墨、芳族聚酰胺和玻璃纤维中的一种或多种纤维增强的环氧基复合材料层叠加而成。
14.根据权利要求4的结构件，其特征在于，上述的外表层用腈酚或增塑环氧胶膜粘接到可膨胀的构件上。
15.根据权利要求2的结构件，其特征在于，上述加力位移机构用一层腈酚或环氧胶粘接到基底上。
16.根据权利要求2的结构件，其特征在于，上述加力位移机构由电磁装置组成。
17.根据权利要求16的结构件，其特征在于，上述电磁装置包括由一组彼此互相平行隔开并且是电绝缘的第一导电元件组成的第一板式阵列和由一组彼此互相平行隔开并且是电绝缘的第二导电元件组成的第二板式阵列，上述导电元件间是电性连接的，以便使在相邻的第一导电元件中各导电元件的电流方向相同，并使在相邻的第二导电元件中的电流方向与第一导电元件中的电流方向相反，因此在上述第一和第二导电元件间产生一种电斥力，这种力使上述第一和第二导电元件分开，上述第一板式阵列与上述第二板式阵列在空间上基本上是共同扩张的并且是彼此叠合式的贴近，因此，上述第一和第二导电元件基本上是平行的。
18.根据权利要求16的结构件，其特征在于，上述基底由若干层以碳、石墨、芳族聚酰胺和玻璃纤维中的一种或多种增强基体的复合材料层叠加而成。
19.在组装权利要求1的结构件和机翼结构时，将根据权利要求1的结构件固定到机翼结构上，并由它构成机翼的前缘表面。
20.在组装权利要求4的结构件和机翼结构时，由根据权利要求4的结构件形成该组合件的前缘表面。
21.根据权利要求16的结构件和一种机翼结构，其特征在于，由根据权利要求16的结构件构成上述两者组合件的前缘表面。
22.根据权利要求4的结构件，其特征在于，当按照试1～6的试验方法在500mph下对它进行试验4.5小时时，它仍具有耐雨水浸蚀抗力。
23.根据权利要求4的结构件，其特征在于，当按照试样7和8的试验方法在600mph下对它进行4.5小时的试验时，它仍具有耐雨水浸蚀抗力。
24.一种制造一种具有整体表面除冰能力的结构件的方法，该方法包括(a)提供一个阴膜;(b)将一金属外表层和一外胶接层放入模中;(c)成形薄的加力位移机构并将其粘到上述外粘接层上;(d)将一内粘接层粘到加力位移机构上;(e)用多层纤维增强聚合物基复合材料层构成一复合材料基底，并将该基底粘到上述内粘接层上;(f)在高温高压下使上述外表层、加力位移机构和基底的组合体固化并粘接在一起，形成上述整体的结构件。
25.根据权利要求24的方法，其特征在于，该方法还包括在将加力位移机构粘到上述外表层之前，先按加力位移机构在成品结构件中所占的位置在模子中使加力位移机构固化。
26.根据权利要求24的方法，其特征在于，该方法还包括在将加力位移机构装配入上述结构件之前，先成形含有至少一个由涂有聚合物的织物制成的可膨胀的管状构件的加力位移机构，并使上述可膨胀的管状构件固化成它在成品构件中占有的形状。
27.根据权利要求26的方法，其特征在于，该方法还包括通过将一斜切的涂聚合物织物布条包在一沿长度方向延伸的非粘接材料层的外面而形成一沿长度方向延伸的重叠区的方法，做成上述的至少一个可膨胀的管状构件。
28.根据权利要求27的方法，其特征在于，该方法在将上述织物制成管状构件之前，先将两层基本上相等的非粘接材料层叠合起来，其中一层在管状构件固化后去掉。
29.根据权利要求27的方法，其特征在于，该方法还包括将接头安装到每一已固化的管状构件上，并用一层涂有聚合物的织物包复到接头与管状构件的结合体上形成一分组件，并且在将该分组件放入上述结构件之前，将分组件固化成与它在成品结构件中占有的位置相匹配的弯曲状件。
30.根据权利要求24的方法，其特征在于，该方法还包括在金属外表层的内侧加上一纤维增强树脂衬层。
全文摘要
一种具有整体表面除冰能力的结构件及其制造方法。该结构件包括一由高拉伸模量非金属纤维增强的复合材料结构的基底，薄的加力位移机构和一薄层粘到上述基底和上述位于基底和外表层间的加力位移构件上的高拉伸模量外表层。加力位移机构可以含有一个或多个可膨胀的管状构件和/或电磁装置。上述结构件可代替现代飞机上一般采用的铝合金前缘结构蒙皮。
文档编号B64D15/18GK1051537SQ9010890
公开日1991年5月22日 申请日期1990年11月6日 优先权日1989年11月6日
发明者凯文·李·利弗尔, 詹姆斯·克雷格·普特, 理查德·劳伦斯·罗克霍斯特 申请人:B.F.谷德里奇公司