一种复合机身.pdf

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1、(10)申请公布号 CN 103144761 A (43)申请公布日 2013.06.12 CN 103144761 A *CN103144761A* (21)申请号 201310067217.X (22)申请日 2013.03.01 B64C 1/00(2006.01) C04B 35/48(2006.01) B32B 18/00(2006.01) (71)申请人 溧阳市科技开发中心 地址 213300 江苏省常州市溧阳市东大街 182 号 (72)发明人 狄春保 朱琪美 张和平 张俊 (74)专利代理机构 南京天翼专利代理有限责任 公司 32112 代理人 黄明哲 (54) 发明名称 一种。

2、复合机身 (57) 摘要 本发明提供一种用于飞机的机身外壳， 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， 所述陶瓷层包括氧化锆和铬 / 铝增韧相。本发明 的机身外壳硬度高、 韧性好、 质量轻， 具有很好的 抗冲击性能。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书3页 (10)申。

3、请公布号 CN 103144761 A CN 103144761 A *CN103144761A* 1/1 页 2 1. 一种用于飞机的机身外壳， 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， 所述陶瓷材料层由氧化锆基体与按照重量比 5 ： 2 或 4 ： 3 的比例混合铬粉和铝 粉制成的增韧相构成， 其中氧化锆基体与增韧相的体积比为 3 ： 1 或 4 ： 5。 2.根据权利要求。

4、1所述的机身外壳， 其特征在于选择纯度大于99.5的铬粉和铝粉按 照重量比 5 ： 2 的比例混合， 在氮气保护下进行球磨 100 个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取 氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比 3 ： 1 的比例混合， 在球磨机中球磨 5 个小时， 然后干 燥、 造粒、 成型， 于1600-1750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获得所述陶瓷材料。 3. 根据权利要求 1 所。

5、述的机身外壳， 其特征在于所述铬粉和铝粉按照重量比为 4 ： 3 的 比例混合， 在氮气保护下进行球磨 90 个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取氧化锆粉体与增韧 相粉体按照体积比 4 ： 5 的比例混合， 在球磨机中球磨 5.5 个小时， 然后干燥、 造粒、 成型， 于 1600-1700 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获得所述陶瓷材料。 4. 根据权利要求 1-3 所。

6、述的机身外壳， 其特征在于所述机身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。 5. 根据权利要求 1-3 所述的机身外壳， 其特征在于机身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 3.0mm。 6. 根据权利要。

7、求 1-3 所述的机身外壳， 其特征在于机身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。 7. 根据权利要求 1 所述的机身外壳， 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。 权 利 要 求 书 CN 103144761 A 2 1/3 页 3 一种复合机身 技术领域 0001 本发明涉及一种飞机。

8、复合机身外壳， 尤其涉及一种具有夹层结构的机身外壳。 背景技术 0002 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 装位置附近的机身外壳产生损害， 进而危及飞机乘客安全。当前的飞机机身外壳通常采用 轻质金属铝镁钛或它。

9、们的合金来制造， 还有些飞机则采用复合材料， 但是当前的机身外壳 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 0003 为了克服上述缺点和弊端， 本发明提供一种用于飞机的机身外壳， 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， 所述陶瓷材料层由氧化锆基体与 按照重量比 5 ： 2 或 4 ： 3 的比例混合铬粉和铝粉制成的增韧相构成， 其中氧化锆基体。

10、与增韧 相的体积比为 3 ： 1 或 4 ： 5。 0004 优选地， 选择纯度大于 99.5的铬粉和铝粉按照重量比 5 ： 2 的比例混合， 在氮气 保护下进行球磨 100 个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积 比 3 ： 1 的比例混合， 在球磨机中球磨 5 个小时， 然后干燥、 造粒、 成型， 于 1600-1750 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。

11、却至室温即可获得所述陶瓷材料。 0005 优选地， 所述铬粉和铝粉按照重量比为 4 ： 3 的比例混合， 在氮气保护下进行球磨 90 个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比 4 ： 5 的比例混 合， 在球磨机中球磨 5.5 个小时， 然后干燥、 造粒、 成型， 于 1600-1700 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 然冷却至室温即可获得所述陶瓷材料。 0006。

12、 优选地， 所述机身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。 0007 优选地， 机身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 说 明 书 CN 103144761 A 3 2/3 页 4 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 3.0mm。 0。

13、008 优选地， 机身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1.5mm3mm， 内层陶瓷层的厚度3mm5mm， 外层陶瓷的厚度4mm6mm。 0009 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。 0010 由于本发明中采用了高韧性、 多孔氧化锆陶瓷材料， 根据本发明的机身外壳具有 非常优异的抗冲击性能， 同时具有低密度性。 具体实施方式 0011 本发明中的飞机机身外壳具有夹层结。

14、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的氧化锆陶瓷。 0012 所述氧化锆陶瓷材料以氧化锆为基体， 采用铬 / 铝相作为增韧相。具体地， 首先选 择纯度大于 99.5的铬粉和铝粉按照重量比 5 ： 2 的比例混合， 在氮气保护下进行球磨 100 个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比 3 ： 1 的比例混合， 在球磨机中。

15、球磨 5 个小时， 然后干燥、 造粒、 成型， 于 1600-1750 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。 0013 在另一个实施例中， 所述铬粉和铝粉按照重量比为 4 ： 3 的比例混合， 在氮气保护 下进行球磨90个小时， 得到增韧相粉体 ； 然后， 取氧化锆粉体与增韧相粉体按照体积比4 ： 5 的比例混合， 在球磨机中球磨 5.5 个小时， 然后干燥、 造粒、 成型， 于 16。

16、00-1700 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。 0014 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。 0015 在一个实施例中， 所制造的一种平板层状复合结构机身外壳， 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。

17、置， 金属层的厚度 1.5mm 3mm， 陶瓷层的厚度 5mm 8mm。 0016 在另一个实施例中， 所制造的一种平板层状复合结构机身外壳， 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 3.0mm。 0017 在另一个实施例中， 所制造的一种平板层状复合结构机身外壳， ， 从内到外依次为 说 明 书 CN 103144761 A 4 3/3 页 5 金属层、 纤维层、 陶瓷层。

18、、 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。 0018 当然， 本发明中的机身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。 0019 前述关于氧化锆陶瓷的不同实施例与上述三个关于机身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。 说 明 书 CN 103144761 A 5 。