專利名稱：保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩的制作方法
技術領域：
本發明公開一種保護飛機，特別地推動引擎飛機，免受冰撞擊的保護罩。其包括在航空工業的技術領域。
背景技術：
推進發動機飛機(propelled engine aircraft)通常作為短距離和中距離的交通工具，無論是軍用還是民用(用于貨物或乘客)。在一定的天氣條件下，螺旋槳可能暴露于針對飛機機身的冰碎塊；本發明公開一種使用自我修補材料保護飛機機身免受冰撞擊的罩。由于可能撞擊在飛機表面上的冰或其他物體，用于飛機機身的罩用來保護飛機結構。不幸地，在飛行條件中可能會發生一些撞擊，損壞飛機防護部件；為了保持飛行保護性·能，本發明公開一種自我修補材料罩，自我修補材料罩在飛行條件中(以及還在地面上)再生防護材料，增加飛行安全條件。冰碎片的大小和冰撞擊數量可能取決于飛機在結冰條件內度過的時間。最現代化的飛機還具有除冰系統，包括螺旋槳除冰設備，其降低正常飛行期間的冰撞擊的嚴重性。然而，還必須考慮在飛行條件期間除冰系統故障的情況(盡管發生概率較低)。在這種情況下，冰撞擊可能更嚴重并且得到重復性的撞擊的可能性是實際存在的(因為在除冰系統失效的情況下，飛機可能在結冰條件中停留很長一段時間)。以下給出用于螺旋槳上的冰形成的不同場景的描述。場景I :額定配置。所有的發動機都有效并且除冰系統也有效。飛機進入結冰條件。飛行員可以在很短的時間內(幾分鐘)啟動除冰系統，并且幾秒鐘之后，除冰系統生效。在除冰系統無效的情況下，飛機在結冰條件下將不會花大量的時間(估計的最大時間是幾分鐘)。冰碎塊可能形成并且從螺旋槳噴射，但是尺寸將不會很大。這種撞擊可以認定為“低能量撞擊”但是“極有可能的撞擊”(因為這是額定配置，這種撞擊會發生很多)。因此，飛機上會有很多低能量撞擊。場景2 :故障配置。所有發動機都有效并且除冰系統出現故障。在這種情況下，幾個替代選項可能發生。場景2. I。如果檢測到除冰系統的故障，飛行員可以改變飛行計劃，以減少在結冰條件下所花費的時間。花費在結冰條件下的最大時間的量級估計是約15分鐘。然后，與額定配置相比，在葉片上可以形成較大的冰碎片。然而，此類事件的概率要低得多。概率的量級是每飛行小時10-5次。場景2. 2。如果沒有檢測到除冰系統故障，飛行員將不改變飛行計劃，并且飛機將留在結冰條件下更長時間。在結冰條件內花費的最大時間比場景2. I中的時間更長，但是碎片的大小不是更大。2. 2與場景2. I是相同的，除了可能會發生更多的撞擊。場景2. 2的概率甚至比場景2. I的概率更低(實際上，在除冰系統和故障檢測系統之間通常具有隔離)。該概率的量級通常是每飛行小時10-7次。
因此，冰碎片可能被螺旋槳驅逐排出，撞擊飛機機身或飛機的其他相關部件(例如，垂直和水平尾翼)。因此，需要罩保護以最大限度地減少這種飛機零部件在飛行中的損壞。因為冰撞擊可能會發生很多(即使在相同飛行期間)，有必要限定克服這種威脅的強大保護，以降低公司的經營成本。這是本發明的目的。當飛機在地面時，可能會產生其他損壞，例如，在維護或大修作業期間。如果在維修過程中對罩保護沒有嚴重事故發生，自我修補功能使進一步修理行動變得不必要。技術發展水平對于用于航空用的自我修補和撞擊保護材料提出了不同的方法。文獻WO 2007/003879A1公開了一種自我修補結構，該自我修補結構包括嵌入在樹脂基體中的固體纖維材料，通過在該結構的一些纖維中使用可固化的二元粘合劑組分提供維修設施。文獻GB 2288441A揭示一種螺旋槳，其包括具有多層纖維結合結構的葉片和沿著葉片連接的保護輪廓。然而，還沒有找到關于根據本發明的使用自 我修補材料的飛機機身罩的任何證據。

發明內容
為了實現這些目的和解決上述弊端，本發明已經開發出保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩。這種保護罩包括具有微膠囊的多層復合材料，每個微膠囊包含修補劑。微膠囊由脲醛(尿素甲醛)或聚乙烯醇制成。在本發明的一個實施例中，保護罩的復合材料還具有包含催化劑顆粒的其它微膠囊，當在保護罩處產生的裂紋達到如下位置時，包含在微膠囊中的修補劑激活至少具有修補劑的微膠囊，和至少具有催化劑顆粒的微膠囊。隨后，催化劑顆粒和修補劑反應，這種修補劑變成聚合修補劑。修補劑可以是雙聚環戊二烯；對于這種修補劑，與其反應的催化劑顆粒是六氯化鎢和和一氯二乙基鋁(WCl6-Et2AlCl)顆粒，或釕卡賓復合物顆粒，或鋨卡賓復合物顆粒。另一種修補劑是氰基丙烯酸鹽粘合劑。對于這種修補劑，催化劑顆粒(3)是水顆粒。在另一個實施例中，包含在微膠囊中的修補劑是一種熱塑性聚合物，但是沒有具有催化劑顆粒的其他微膠囊。在加熱罩板時包含在微膠囊中的修補劑變成液體，修補劑在裂紋內擴散。然后，在罩板的溫度降低時，修補劑變回成固體，硬化裂紋。罩板是使用環氧樹脂、雙馬來酰亞胺(BMI)樹脂或熱塑性樹脂(如PEEK (聚醚醚酮)或如PEKK (聚醚酮酮)樹脂)制成的。本發明還公開避免飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中保護罩具有多個罩板，罩板組裝在連接到飛機結構的縱向和橫向框架上。這個飛機結構可以機身分段的一部分、垂直尾翼、水平尾翼、發動機短艙或吊架。為了提供本說明書的更好理解，并且作為本說明書的組成部分，附上一系列附圖，本發明的目的已經以說明性的和非限制的方式在附圖中呈現。


閱讀下面的詳細描述和附圖將能更好地理解本發明，其中相同的參考標記用來指定相同元件，并且其中
圖I圖示在具有包含修補材料的微膠囊的自我修補材料(healing material)的情況下，在材料被破壞(裂紋擴展)時發生的自我修補機制。圖2顯示飛機機身中間部分(作為應用實例)的總體視圖，具有冰保護罩。圖3是如何集成罩的詳細視圖；3(1)描述連接到機身的支撐框架，并且圖3(2)顯示連接到前面提到的框架的罩的詳細視圖。圖4是后置式發動機飛機的另一個示例，具有用于罩的不同的可能位置。在圖4(1)中，罩定位在機身面板上(外側)。在圖4(2)中，罩定位在垂直尾翼或者水平尾翼上。在圖4(3)中，罩定位在吊架(pylon)結構上。以下給出在附圖中使用的參考標記的列表I =復合材料；2 =微膠囊；3 =催化
齊Li顆粒；4 =裂紋；5 =修補劑；6 =聚合的修補劑；7 =主機身；8 =框架；9 =罩板；10 =后部機身；11 =吊架(pylon) ；12 =垂直尾翼；13 =水平尾翼；14 =發動機；15 =發動機短艙。
具體實施例方式以下基于上述附圖進行本發明的描述。具有關于“自我修補”復合材料的兩個主要實施例-微膠囊包含添加到復合材料樹脂的粘性材料。-微膠囊包含添加到復合材料樹脂的熱塑性聚合物。圖I顯示根據在本發明中提出的“自我修補材料”的第一實施例的復合材料的剖視圖。圖I. a)表示具有微膠囊2的多層復合材料I (以這個比例不可能表示多層)。一些微膠囊2包含修補劑5 (通常為粘性材料)，并且一些微膠囊2包含催化劑顆粒3。在圖I中，僅僅包含修補劑5的微膠囊2已經用其附圖標記表示；因此，必須理解，催化劑顆粒3還包含在其相應的微膠囊2中。圖I. a)還顯示裂紋4開始在復合材料I內部生長時的情況。例如，當在碎片沖擊罩時，可能發生這種情況。圖I. b)表示當裂紋4達到微膠囊2時的情況。修補劑5在裂紋4內擴散。圖I. c)表示如何激活修補劑5。當裂紋4在復合材料I內部生長時，裂紋4達到設置在復合材料I內部的一些微膠囊2 (參見圖I (b))。隨著裂紋4尺寸增加，裂紋4還到達全部分布在復合材料I周圍的催化劑顆粒3。當裂紋4足夠大時，裂紋4使催化劑顆粒3與微膠囊2內部的修補劑5接觸(圖I (c))。這個修補劑5是在存在催化劑顆粒3時反應的單體修補劑，使用由于修補修補劑5與催化劑顆粒3的反應而產生的聚合修補劑6填充裂紋4。修補劑5可以是，例如，二聚環戊二烯(DCPD)或氰基丙烯酸鹽粘合劑(cyanoacrylate)。微膠囊2可以由脲醒(UF)或聚乙烯醇(PVA)組分形成。催化劑顆粒3還包含在具有與包含修補劑5的微膠囊2類似特征的微膠囊中。在選擇催化劑顆粒3時，具有幾個選項。當使用二聚環戊二烯(DCPD)作為修補劑5時，催化劑顆粒3可以是a)基于六氯化鶴和一氯二乙基招(WCl6-Et2AlCl)的催化劑系統,或b)基于釕卡賓復合物(rutheniumcarbene complexes)的催化劑系統,或c)基于餓卡賓復合物(osmiun carbene complexes)的催化劑系統。包含在微膠囊2內部中的修補劑5和催化劑顆粒3在為液態時是有效的。如果當裂紋產生時修補劑5和催化劑顆粒3保持為液體狀態，則根據以前的解釋，修補過程將立即實現。如果在產生裂紋時，修補劑5和微粒3未保持在液體狀態，則修補過程將處于準備狀態，直到恢復條件(溫度和壓力)。當使用氰基丙烯酸鹽粘合劑作為修補劑5時，催化劑顆粒3可以是水(特別是氫氧根離子)。根據這個配置，例如，包含催化劑顆粒3的微膠囊2用液體水或水蒸汽填充。根據第二實施例，微膠囊2包含在加熱時產生修補過程的自我修補材料(熱塑性聚合物，如石蠟)，但是沒有催化劑顆粒3包含在復合材料內部。這種材料具有與第一類自我修補材料相同的功能，微膠囊2因為裂紋4生長而破裂，但是激活過程是不同的。根據這個第二實施例，必須加熱罩以激活修補過程，并且這個加熱過程使熱塑性聚合物(如石蠟)填充裂縫4。使用的熱塑性聚合物(如石蠟)通常在70°C和80°C之間熔化或軟化。因此，在飛行后檢查發現罩損壞時，修補過程的激活在地面上進行。為了有助于裂紋4的正確填充，修補劑5應在比微膠囊2熔化溫度低的溫度處熔化或軟化。修補劑5熔化溫度還必須低于結合復合材料I的樹脂的玻璃化轉變溫度Tg。
在本發明的第二實施例中，修補劑5、熱塑性聚合物(如石蠟)的反應是一個兩步驟過程。首先，當加熱罩板9時，修補劑5變成液體，并且這種流動性使得修補劑5在裂縫4內擴散。之后，在罩板9上沒有加熱過程并且罩板9的溫度下降時，修補劑5變回成固體，硬化裂紋4。可以理解的是，該第二實施例是第一實施例的獨特情況，其中催化劑顆粒3由熱流取代。在本發明中披露的罩適合用于幾種類型飛機，包括諸如直升機之類的旋轉翼飛機和固定翼飛機等等。保護飛機表面的這些罩可以具有幾種配置；附圖2，3和4呈現了這些配置中的一些。復合材料I作為罩被放置在飛機機身上的結構上。這種情況顯示在圖2中，圖2表示具有罩板9的飛機機身7。這種板9安裝在以傳統方式連接到機身7的縱向和橫向框架8上(參見圖3 (I))。根據由罩板9覆蓋的機身7的面積，這種板9采用不同幾何構型(圖 3(2))。罩板(9)可以具有如圖4所示的其他配置。在這里，顯示具有用于罩板9的不同的可能位置的后置式發動機飛機的另一個示例。在圖4(1)中，罩板9位于后部機身10板(外側)上。在圖4(2)中，罩板9定位在垂直尾翼12上，雖然在水平尾翼13上的其他替代位置是可能的。圖4(3)表示定位在吊架11結構和發動機短艙15上的罩板9。因此，在安裝罩板9時具有幾種配置。罩板9組裝在連接到飛機結構的縱向和橫向框架8上。這種飛機結構可以是機身分段，例如主機身7或后部機身10(圖4(1))。罩板9也可以被組裝在其他飛機結構元件上,例如發動機吊架(engine pylon) 11 (圖4(3))、垂直尾翼12和水平尾翼13 (圖4(2))以及發動機短艙15。由發動機短艙15給予的保護在具有螺旋槳(propeller)的一些發動機14中可以特別地重要，像UDF(無涵道風扇)發動機(參見圖4(3))。在開發優選實施例時可以使用不同的復合材料。所使用的復合材料的樹脂是環氧樹脂、雙馬來酰亞胺(BMI)樹脂、熱塑性樹脂(如PEEK (聚醚醚酮)或PEKK (聚醚酮酮)樹脂)或其他類似的樹脂。所使用的纖維可以是用于航空應用的通常已知的一種，如玻璃纖維、碳纖維或Kcv lar ,使用幾種幾何配置，例如一維、二維或三維編織纖維等。這些材料可以是“預浸潰”(也稱為“預浸”)或可以通過“灌輸”引入的樹脂。應當理解，所提到的實施例只是示例，并且它們不是意圖以任何方式限制本發明的適用性、配置或范圍。應理解，在示例的實施例中描述的元件的功能和布置方面可以做一些變化。上述詳細說明將為本領域技術人員提供用于在沒有背離在附后權利要求中提出的本發明的保護范圍的情況下實施本發明的示例實施例的方便路線圖。 ·
權利要求
1.一種保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其特征在于，保護罩包括具有多個微膠囊(2)的多層復合材料(I)，每個微膠囊(2)包含修補劑(5)。
2.根據權利要求I所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中 復合材料(I)還具有包含催化劑顆粒(3)的多個微膠囊(2)， 當在保護罩處產生的裂紋(4)達到如下位置時，包含在微膠囊(2)中的修補劑(5)激活 至少具有修補劑(5)的微膠囊(2)，和 至少具有催化劑顆粒(3)的微膠囊(2)， 并且催化劑顆粒(3)和修補劑(5)反應，這種修補劑(5)變成聚合修補劑(6)。
3.根據權利要求I或2所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中微膠囊(2)由脲醛制成。
4.根據權利要求I或2所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中微膠囊(2)由聚乙烯醇制成。
5.根據權利要求1-4中任何一項所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中修補劑(5)是二聚環戊二烯。
6.根據權利要求5所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中催化劑顆粒(3)是六氯化鎢和一氯二乙基鋁(WCl6-Et2AlCl)顆粒，或釕卡賓復合物顆粒，或鋨卡賓復合物顆粒。
7.根據權利要求1-4中任何一項所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中修補劑(5)是氰基丙烯酸鹽粘合劑。
8.根據權利要求1-4中任何一項所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中催化劑顆粒(3)是水顆粒。
9.根據權利要求I所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中包含在微膠囊(2)中的修補劑(5)是熱塑性聚合物。
10.根據權利要求I所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中在加熱罩板(9)時包含在微膠囊(2)中的修補劑(5)變成液體，使修補劑(5)在裂紋(4)內擴散，并且在罩板(9)的溫度降低時，修補劑(5)變回成固體，硬化裂紋(4)。
11.根據權利要求I所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中保護罩具有多個罩板(9)，所述多個罩板(9)組裝在連接到飛機結構的垂直和水平框架(8)上。
12.根據權利要求11所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中罩板(9)是使用環氧樹脂、雙馬來酰亞胺(BMI)樹脂或熱塑性樹脂(如PEEK (聚醚醚酮)或如PEKK (聚醚酮酮)樹脂)制成的。
13.根據權利要求11或12所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中所述飛機結構是機身分段(7,10)的一部分。
14.根據權利要求11或12所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中所述飛機結構是垂直尾翼(12)或水平尾翼(13)。
15.根據權利要求11或12所述的保護飛機結構免受冰撞擊的保護罩，其中所述飛機結構是發動機短艙(15)或吊架(11)。
全文摘要
本發明公開一種克服飛機上冰撞擊的保護罩，其中，保護罩包括具有微膠囊(2)的多層復合材料(1)，每個微膠囊(2)包含修補劑(5)。當保護罩上產生的裂紋(4)至少達到微膠囊(2)時，修補劑在分層區域中溢出。一些催化劑顆粒(3)可以包含在材料中，并且修補劑(5)在這種情況下與催化劑顆粒(3)聚合反應。如果沒有催化劑顆粒(3)包含在材料中，修補劑(5)還可以在手動加熱時激活。這種材料允許撞擊后至少部分地恢復保護罩的撞擊強度，這在會在結冰條件中的操作期間重復的冰撞擊的情況下特別地重要。
文檔編號B29C73/16GK102897312SQ20121026516
公開日2013年1月30日 申請日期2012年7月27日 優先權日2011年7月29日
發明者朱利安·吉利莫特, 塔瑪拉·布蘭科貝雷拉, 迭戈·福爾奇科爾特斯, 帕布羅·戈雅阿爾波利亞, 埃斯特萬·馬丁諾岡薩雷斯, 愛德華多·維紐埃圣托拉拉 申請人:空中客車西班牙運營有限責任公司