CN102159464A - 用于包覆轻型飞行器的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种为轻型飞行器和/或其零部件包覆聚酯包覆织物(17，18，19，29)的方法，还涉及分散型热熔粘合剂以及其在包覆方面的用途。本发明还涉及通过本发明的方法被包覆了聚酯包覆织物的轻型飞行器或其零部件。

Description

用于包覆轻型飞行器的方法

本发明涉及一种用聚酯包覆(蒙皮)织物包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，和分散型热熔粘合剂及其在包覆方面的用途。本发明还涉及根据本发明所述方法包覆了聚酯包覆织物的轻型飞行器或其零部件。

用于包覆轻型飞行器或甚至飞机模型的方法和材料，在现有技术中已被人们所共知。例如，EP 0 737 132 B1描述了一种可熨烫的、易于使用的聚酯包覆织物，此织物由一个施加在专门研制的聚酯织物上的多层聚合系统组成，其被用作轻型飞行器的包覆织物。既然织物是可调制的，那么它就不必在施加之后再涂漆。可是，如需这样，例如由于考虑到其外观的视觉效果的原因，此织物仍可毫无问题地被涂漆。

构成被包覆飞行器的构件有很大差异且由不同的材料组成，例如铝，铁，木材，玻璃纤维，或碳纤维增强塑料。因此，工艺条件也非常不同，例如，所使用的包覆织物的温度。现有技术中包覆轻型飞行器的方法的缺点是工艺过于复杂。也就是说，覆层与一个粘合剂涂层贴合，此粘合剂涂层被预先以几层的形式涂在构件上。然后，用溶剂(如丙酮)浸湿此织物，此溶剂可软化粘合剂涂层。然后将织物压入软化的粘合剂涂层中。干燥后，此织物在热空气中拉紧。然后涂大概5-10层的涂料，如需要，涂层间需要打磨。这样可避免液滴的形成。最外面的涂层与专用铝粉相混合而形成一个抗紫外线的区域。接着施加1-3个夹层。最后，给整个构件涂封上一层透明漆。在所有飞行器构件中，此工作是非常耗费时间的，且在发生受损后，一个部件不能被简单地熨平；相反，整个包覆和上漆的工序需重新进行以便修整。

基于现有技术，本发明的任务是提供一种方法，通过此方法能够可靠地包覆轻型飞行器和/或其零部件，其中每个构件的包覆精密度、其耐久性以及原料成本并且包覆成本，以及轻型飞行器的原料成分，都保持不变。

根据本发明所提出的方法可解决此项任务。为此，在第一个实施例中，本发明涉及一种包覆具有构架系统的轻型飞行器和/或其零部件的方法，其中，构架或构架的一些部分上被包覆聚酯包覆织物，该包覆织物在160-180℃具有5-8％、优选7％的纵向收缩量，和4-6％、优选5％的横向收缩量，此方法由如下处理步骤组成：

a)其中，包覆织物的余量区域以及构架上承载包覆织物的部分被涂覆分散型热熔粘合剂，此粘合剂含有固化剂组分，此固化剂组分在处理温度达到大于40℃时聚合，且

b)其中，包覆织物以下述方式围绕构架的梁部件包缠，即利用包覆织物和包覆织物构架之间的由粘合剂制备的结合剂溶液将所述包覆织物保持在构架上。

在本发明中，轻型飞行器可由构架系统组成，构架系统由例如木材、铝、铁、玻璃纤维或碳纤维增强塑料制成。

轻型飞行器的零部件为，例如，它的机翼，尾部，前梁，后梁，主梁，舵，翼肋，副翼，或机身。

利用不透气的包覆织物是优选地，因为这会在飞行中产生特别有利的性能。

通过本发明所述的包缠的实质，覆层是可以自拉紧的，尽管此覆层能溶解粘合剂。这样可避免包覆织物的松弛。可排除任何可能的织物的颤动。因此，此方法可提高安全性且与现有技术的方法相比更有优势。

此包覆方法优选的特征在于，首先剪裁包覆织物，以使得织物块的形状对应于将被包覆的飞机构件的形状，在每个边界线处允许留下一个余量部分，此余量部分用于随后向飞机构件连接织物。然后，包覆织物的内侧被涂上了分散型热熔粘合剂，用于粘结到飞机构件上。飞机构件也在相应区域被涂上了分散型热熔粘合剂。此分散型热熔粘合剂含有一种整合固化剂组分，此组分在40℃的相对低温时释放出来，且可使粘合剂聚合。优选地，此粘合剂在温度大于40℃时聚合，特别优选在40℃到60℃时。相对低温的优势在于包覆织物的加工过程温和且能使聚合反应更完全。

本发明的分散粘合剂的优点在于，它不仅与热源相连接，而且它也被聚合从而被整合。因此产生了温度稳定型粘合剂。

在金属构件中，如需要，在包覆前为了不损坏包覆织物，所有突起部分都应打磨。此外，在包覆前去处金属表面的油污已被证实是有利的，因为这样能提高此粘合剂的粘合性。

在铝质构件中，在包覆分散型热熔粘合剂前可为铝质构件涂上温度稳定型粘合剂。在钢质构件中，包覆前，可优先施加一种温度稳定型底漆。

此包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其中优选的分散型热熔粘合剂由80-88％的结合剂、12-15％的固化剂组分和0.15-0.3％的增稠剂组成。

在本发明所述的百分比中，重量百分比是平均值。

优选地，此结合剂包含一种从线性到弱分枝的聚氨酯分散剂。同样优选的一种聚氨酯基增稠剂；特别优选的一种非离子增稠剂。

在一个优选的实施例中，此固化剂组分由54-60％的溶剂、0.35-0.5％的基于萘磺酸的钠盐的稳定剂、0.25-0.35％的基于丙氧基化醇的乳化剂、1.7-1.9％的基于聚醚胺的固化剂、37-41％的聚异氰酸酯组成。

优选水作为溶剂。稳定剂可基于萘磺酸的钠盐，例如Tamol NN 4501。作为乳化剂，FD乳化剂可被使用。基于聚醚胺的固化剂可使用例如Jeffamine T403。优选脂肪族聚异氰酸酯，如Desmodur LPBUEJ471。

有益的是，首先包覆飞机构件的底侧，即首先，沿飞行方向的前端缠绕涂有粘合剂的包覆织物部分，且该部分被专用的工具熨平。然后，飞机构件的后端被缠绕涂有粘合剂的包覆织物部分，与前端的情况相同。接着用与前端相同的方法熨平该部分。

下一步，再从飞行方向前端开始，飞机构件的顶侧被缠绕涂有粘合剂的包覆织物部分，然后包覆织物被熨平；同样，以相同的方式，飞行构件的后端被缠绕涂有粘合剂的包覆织物部分，然后包覆织物被熨平。

在另一个实施例中，本发明涉及包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于：

a)包覆尾部时，包覆织物以下述方式剪裁，即将要被包覆的尾部前梁切割边缘处的余量(A)为A＝π·d·x，并且尾部后梁切割边缘处的余量为A＝π·d·y，其中，d是将被包覆织物缠绕的管的直径(单位cm)，而x＝1.5到2.0，优选1.75，且y＝0.55到1.05，优选0.8，并且

b)尾部的底侧被如下包覆，其中在前梁上包覆约1.75圈(550°到700°)的涂有粘合剂的包覆织物部分，且该包覆织物部分被熨平，而在后梁上包覆约0.75圈(200°到350°)的同样涂有粘合剂的包覆织物部分，且以相同的方式熨平该包覆织物部分，接下来

c)包覆尾部的顶侧时，其中在前梁包覆约0.5圈(150°到210°)的涂有粘合剂的包覆织物部分，且该包覆织物部分被熨平，而在后梁上包覆小于0.5圈(120°到170°)的同样涂有粘合剂的包覆织物部分，且此包覆织物部分用同样的方式被熨平。

通过这种包覆方法，包覆层可自拉紧，且如果粘合剂松动，此包覆层仍可保持一定的支撑力。通过此方式，可确保很高的安全性和稳定性。

优选地，首先包覆尾部的顶侧。出于此目的，先将前梁包覆0.5圈(150°到210°，优选180°)涂有粘合剂的包覆织物，接着包覆底侧。随后，熨平此包覆织物，然后在后梁包覆小于0.5圈(150°到210°，优选180°)同样地涂有粘合剂的包覆织物，再以同样的方式熨平。包覆的层数能很好地确保织物的高稳定性，且避免了由包覆飞行器的局部凸起所导致的空气动力学上的不利影响。

在本发明的另一个优选的实施例中，在首先包覆的垂直水平尾翼左侧和右侧的覆层中，包覆织物围绕前梁和后梁包覆小于0.5圈(110°到160°，优选144°)，其中梁的搭接处不会突伸到气流中。此实施例还在垂直水平尾翼处提供了一种稳定的覆层，此覆层能够承受有时相当大的气流所导致的机械应力。

在本发明的另一个优选的实施例中，包覆机身时，在包覆织物和机壳间的所有接触面都首先包覆了分散型热熔粘合剂，机身优选的包覆顺序如下：底侧-右侧-左侧-顶侧。按此顺序可确保即使难以触及的地方也可以包覆到。易于机身覆层由较少的单个部分组成，因此可减少结点和接缝。

在本发明的另一个优选的实施例中，在熨平右机身的覆层前，机身构件已被转化轮廓和涂覆了粘合剂，左机身也覆层贴附于了机身上。通过这种过程，机身构件可与涂有粘合剂的包覆织物的内侧相贴合，这样在机身两侧可精密和均匀地施加包覆织物。

在优选的实施例中，包覆织物被温度设定为280℃到380℃(优选350℃)的热吹风机加热到200℃时收缩一或两次，其中织物的实际温度由吹风机的距离来控制。优选地，此包覆方法由这种热感收缩包覆织物来完成。当不需要收缩时，熨平织物以使其与聚合粘合剂贴合。一方面，此方法消除了皱褶，另一方面，收缩让薄膜获得稳定性。此方法可节省相当多的时间，且由于不使用溶剂所以可保护环境。另外，经包覆飞行器的重量会增加10-20kg左右，这少于传统的包覆技术。

在另一个实施例中，补片在使用前也涂上了分散型热熔粘合剂，经干燥可保护最外层的包覆织物，然后，将补片在铆钉和加固板上熨平。如本发明所述，补片是小块的附加的包覆织物。补片的使用可很好的防止由锋利的边角的摩擦所导致的对最外层包覆织物的损坏。这样可确保一个较长的使用寿命和稳定性的增加。

在另一个优选的实施例中，用木制构件在70℃到110℃熨平包覆织物和/或补片。特别优选使用90℃的温度。对金属构件来说，优选以130℃到170℃熨平包覆织物和/或补片。这样可确保在包覆织物还没收缩时分散型热熔粘合剂固化。因为金属通常是热的良导体，所以就要比较快速地排放大量热量，因此这里可以使用较高的温度。

此外，如前述的方案之一所述，本方法的优选的特征在于，接缝用涂有分散型热熔粘合剂的包覆织物锯齿带来密封，最后在60℃到100℃、优选90℃时熨平到接缝上。此涂有分散型热熔粘合剂的锯齿带的宽度是4mm。这样密封可明显地增加接缝的强度和耐用性，从而也可增加整个织物的强度和耐用性。另外，可防止湿气渗入机身表面和机翼。是否缝合覆层取决于构件的外形。

在本发明所述方法的另一个优选的实施例中，一种方便实用的包覆表面的贴覆方法由聚酯薄膜冷粘合、然后通过在80℃熨平来完成。优选地，此聚酯薄膜具有尺寸稳定性、耐热性和/或阻燃性。通过此方式制成的飞行器表面的持久而独特的外饰便于施加，其中的冷粘接可防止现有覆层的不希望有的变形。

在另一个优选的实施例中，本发明涉及一种分散型热熔粘合剂，它包含80-88％的结合剂，12-15％的固化剂组分，和0.15-0.3％的增稠剂，其中的粘合剂在温度大于40℃时聚合。

优选地，此结合剂含有一种从线性直到弱分枝的聚氨酯分散剂。同样优选的是聚氨酯基增稠剂；特别优选的是非离子增稠剂。

另外，优选采用分散型热熔粘合剂，其中的固化剂组分含54-60％的溶剂、0.35-0.5％的基于萘磺酸的钠盐的稳定剂、0.25-0.35％的基于丙氧基化醇的乳化剂、1.7-1.9％的基于聚醚胺的固化剂、37-41％的聚异氰酸酯。

优选水作为溶剂。稳定剂可为萘磺酸的钠盐，例如Tamol NN 4501。FD乳化剂可作为乳化剂使用。可使用基于聚醚胺的固化剂，如Jeffamine T403。优选采用脂肪族聚异氰酸酯，如Desmodur LPBUEJ471。

由于本发明所述的粘合剂具有热稳定性，因此它特别适用于此方法，而且当熨平包覆织物时，此粘合剂也不会分解。此粘合剂适用于所有轻型飞行器的原材料，并且其特征在于其优良的耐久性。

在另一个实施例中，本发明涉及分散型热熔粘合剂的用途，其用于包覆轻型飞行器和/或其零部件。

本发明的另一个实施例涉及轻型飞行器或其零部件，其特征在于用本发明的方法将聚酯包覆织物包覆飞行器或其零部件。

实施例

实施例1

包覆机尾

在将机尾定位好后，在结构的内侧和外侧用铅笔围绕整个构架构件画圈，以将机尾的整个轮廓转化到包覆织物内侧。此时，对顶侧和底侧都进行这样的转化。底侧首先被包覆，并且从前梁开始以630°的角度被包覆上织物(图1)。

最初270°角度的内部包绕织物在被熨平后，被附加地在其外侧承载粘合剂，以保证最佳的粘结。为了标记机尾的切割线，第二条线被额外画出，作外切割线。此切割线到前梁基线的距离通过如下公式计算：

例子：直径(前梁)＝5cm

π·d(cm)·1.75＝3.14·5cm·1.75＝27.5cm

前切割边缘的附加长度因此为27.5cm。

如下公式用于计算后梁的织物长度：

例子：直径(后梁)＝2cm

π·d(cm)·0.8＝3.14·2cm·0.8＝5cm

后切割边缘的附加长度因此为5cm。

现将分散型热熔粘合剂涂在织物上的从外切割线直至梁后端的线标记的区域，以及被桥接部和条带覆盖的区域。将粘合剂干燥后，切割织物。在包缠体中存在桥接部或肋部的地方，桥接部或肋部区域被切割。切割生成的条形物可作为补片熨贴在肋部或桥接部上。

包覆过程从前梁开始然后到后梁。另外，包覆织物以约360°的角度(图2)包裹前梁。然后可以熨平前梁内侧的织物。简而言之，通常从直的梁开始。当织物固着在后梁上后，再包覆缩窄部分。将织物围绕并缠裹在将被包覆的结构的前梁上(图2)。在缩窄部分的区域，相对于前梁的减少包覆量，如需要，减少至270°的包覆量。用烙铁来熨平翼梢的弯曲区域。由于可通过加热使织物伸展，那么熨烫时就必需用另一只手绕着构件拉拽织物。通过增加的热量可使产生的皱褶收缩减少。

在后梁的周围，织物以约270°角被熨平，以便形成一个尽可能大的固定面区域。剩下的外部管也以270°角被熨平。在熨平顶侧时，在以180°角包覆梁后，对外部构件进行熨平。除了垂直稳定翼以及水平稳定翼、机翼和襟翼外，通常都是先包覆底侧。

在熨平时，为避免管构件中的织物相互粘连，附加地放置硅油纸，以实现将被熨平的管子表面内侧的结构的转化。

现在，准备包覆垂直稳定翼。为了包覆，利用罗盘在织物内侧且其外侧进行定位。在先要包覆的一侧，在前管上标记在管件上的圆环的长度为管周长+75％，而后管上的包覆量为管周长的80％。在另一侧，包覆量为相应管周长的约40％。然后翻转垂直稳定翼，以便标记另一侧。随后，垂直稳定翼两侧的覆层都被涂上粘合剂，其中的圆环标记代表粘合剂涂层的外边界。确保贴靠在构件上的所有织物都涂有粘合剂是很重要的，这样可保证一个安全和稳固的基础。干燥后，沿外围切割，留下一个约10-15cm的余量。根据这里所述的方法熨平。

在熨平直接位于管上的部分后，在织物层相互重叠的区域施用分散型热熔粘合剂。干燥后，熨平外侧。织物围绕管件以180°熨平，和绕管梢以280°熨平。在弯曲部分的区域，生成的皱褶会通过加热而缩退。如果皱褶不能全部消失，可用热吹风机在更高温度下将其再收缩和拉紧直到皱褶消失。在此期间，移走热吹风机后将织物保留片刻，以使粘合剂冷却且使织物固定在此内层表面上。

熨烫后覆层下的依然存在的皱褶可通过温度设置在350℃的热吹风机来除去。吹拂织物的空气的温度基于与织物的距离来控制：距离越远，冲击的温度越低。为了收缩时控制温度，用一个红外测温仪来测定织物的表面温度。温度不应超过200°。为避免在将织物压覆到构件上时烫伤手指，最好是使用毛毡滚子。为了将顶侧整洁地熨烫到底侧上，可将提示点标记在垂直稳定翼上的管子的中部。根据此提示点来切割并熨平织物。

在弯曲部分的区域，通过增加热量来熨平和缩退顶侧的任何不平坦的部分。在不需要收缩的平直接缝处，以约90-100℃(木制构件)熨平。在金属构件中，由于其良好的传导性，温度在约130到170℃可能适宜。为了实现整洁的过渡，可借助于罗盘来画出作为切割边缘的线。内部的线可确保只在需要的区域施用粘合剂。

为了防止织物移动，可将其缠绕在构件上并用胶带紧固。切割织物后，将其熨平。在圆角处，如翼梢，织物被熨平且随着增加热量而收缩。

在粘结冷却后，可用一种在约80℃的温度熨烫的专用膜来实现作标记。

实施例2

包覆机翼

机翼的包覆方法与所述机尾的包覆方法相似。首先，机翼的结构被转化到织物内侧。可方便地将机翼顶侧和底侧的整个结构转化为织物的卷绕长度。然后在标记的区域涂上粘合剂。于此并行地，将粘合剂涂在一个条形物上，然后切割，得到的补片可用在任何有铆钉的地方，如用在胶粘的翼肋上。然后将所有补片在顶侧涂布粘合剂。粘合剂干燥后，先包覆机翼的底侧，然后是机翼的顶侧。同样的，在包覆时，希望从前梁开始将覆层围绕前梁包覆。在织物层叠的地方使用分散型热熔粘合剂。干燥后，将织物拉紧到后梁然后熨平，后梁的包覆量应至少为270°。完成这道工序后，翻转机翼，如前所述包覆机翼表面的顶侧。因此仔细地熨烫是很重要的，特别在遇到障碍物时。在翼根肋和翼梢上，织物被熨烫平整，以便于在翼根肋处为粘合剂和织物保留一个最大限度的固定表面面积。各个开口被用圆形加固补片从内侧和外侧密封。完成熨烫程序后，用来自热吹风机的增加的热量将管子上剩余的皱褶缩退。如果热吹风机使织物拉紧，那么建议在接缝处盖上一个长条的波纹板，以便于粘合剂在高温软化时织物可缩退而被拉开。由于在收缩过程中不是所有的部分都能均匀地受热，因此此工序需要重复1-2次。搭接处至少有5cm宽(前梁，后梁)。

实施例3

机身的包覆

机身的包覆方法与机翼相似。操作过程如图3中的包覆示意图所示。机身的包覆可从机身本身或从其外围的起落架开始。将大致切割的织物贴附在起落架的底侧，例如用隐形胶带，并且起落架与织物之间的全部接触面被作上标记。同样画出外切割线，管子应被绕270°角覆盖。所有的接触点，例如织物和起落架两者的，都涂布了分散型热熔粘合剂。为方便起见，可从起落架底侧开始包覆。粘合剂干燥后，切割织物并熨平。如前面第一个实施例中所描述，粘合剂适用于所有结点。干燥后，熨平涂有粘合剂的织物作为补片以防止此覆层被尖锐的边角损坏。

分散型热熔粘合剂在包覆前必须被完全干燥。此过程可用热吹风机的冷空气档来加速完成。无论如何，此过程必需在冷空气中进行。此分散型热熔粘合剂中含有固化物且固化物与粘合剂从约50℃时起化学反应。这意味着，一旦反应开始，粘合剂就固化从而就不再适于粘结织物。

起落架外侧被与底侧相同的方法包覆。因此包覆前确保将分散型热熔粘合剂涂抹在搭接处(织物与织物之间的)是很重要的。为使搭接处整洁，用胶带将其遮住。在干燥粘合剂前取下胶带。所有结点和开口都用一种可熨烫的锯齿状条带加固。即使难弄的地方也能这样良好地操作。

为了具有最少的结点和接缝，机身的覆层应由尽可能少的独立部分组成。首先，包覆机身的底侧。在这里，织物必需包覆机身侧面带约270°角。然后，用胶带将一整块织物固定在机身右侧。该结构会转化为织物。将分散型热熔粘合剂涂布在织物的结构性支撑和机身构件上并干燥。随后从前到后用烙铁熨平织物。用这个方法，即使机身难弄的地方也可被覆盖。

实施例4：

分散型粘合剂的制备

固化剂溶液的制备：

在100g水中，在缓慢搅拌的过程中，将0.7g分散和稳定剂，与0.5g乳化剂和3.1g基于聚醚胺的固化剂一起加入。待溶液中的组分搅拌均匀后，将67g粉末状基于脂肪族聚异氰酸酯的固化剂分散其中。溶液中不可有任何团块。轻轻地搅拌直至溶液均匀。

将固化剂溶液混入结合剂中：

引入100g结合剂，并且将0.3g增稠剂搅拌到其中。搅拌均匀后，在缓慢搅拌的同时加入15g固化剂。

粘合剂溶液的调制：

再次缓慢搅拌粘合剂溶液直到所形成的泡沫消失。最后，再过滤粘合剂溶液。

附图标记：

11顶侧(将被包覆的飞机部件的)

12底侧(将被包覆的飞机部件的)

13前梁

14后梁

15粘合剂涂层

16织物内侧

17机身底侧的包覆织物

18机身右侧的包覆织物

19机身左侧的包覆织物

20机身顶侧的包覆织物

21机身

Claims (15)

1.一种包覆具有构架系统的轻型飞行器和/或其零部件的方法，所述构架或其一些部分被包覆聚酯包覆织物，此包覆织物在160-180℃具有5-8％、优选7％的纵向收缩率，和4-6％、优选5％的横向收缩率，所述方法包括以下操作步骤：

a)其中，包覆织物的余量区域以及构架上的承载包覆织物的部分上被涂覆分散型热熔粘合剂，所述粘合剂含有固化剂组分，所述固化剂组分在处理温度达到大于40℃时聚合，且

b)其中，包覆织物以下述方式围绕构架的梁部件包缠，即利用包覆织物和包覆织物构架之间的由粘合剂制备的结合剂溶液将所述包覆织物保持在构架上。

2.如权利要求1所述包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，分散型热熔粘合剂的固化剂组分在40°至60℃的处理温度下聚合。

3.如权利要求1或2所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，分散型热熔粘合剂由80-88％的结合剂、12-15％的固化剂和0.15-0.3％的增稠剂组成。

4.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，固化剂组分由54-60％的溶剂、0.35-0.5％的基于萘磺酸的钠盐的稳定剂、0.25-0.35％的基于丙氧基化醇的乳化剂、1.7-1.9％的聚醚胺固化剂、37-41％的聚异氰酸酯组成。

5.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于：

a)包覆尾部时，包覆织物以下述方式剪裁，即将要被包覆的尾部前梁切割边缘处的余量(A)为A＝π·d·x，并且尾部后梁切割边缘处的余量为A＝π·d·y，其中，d是将被包覆织物缠绕的管的直径(单位cm)，而x＝1.5到2.0，优选1.75，且y＝0.55到1.05，优选0.8，并且

b)尾部的底侧被如下包覆，其中在前梁上包覆约1.75圈(550°到700°)的涂有粘合剂的包覆织物部分，且该包覆织物部分被熨平，而在后梁上包覆约0.75圈(200°到350°)的同样涂有粘合剂的包覆织物部分，且以相同的方式熨平该包覆织物部分，接下来

c)包覆尾部的顶侧时，其中在前梁包覆约0.5圈(150°到210°)的涂有粘合剂的包覆织物部分，且该包覆织物部分被熨平，而在后梁上包覆小于0.5圈(120°到170°)的同样涂有粘合剂的包覆织物部分，且此包覆织物部分用同样的方式被熨平。

6.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，用温度设定在280℃到380℃、优选350℃的热吹风机将包覆织物加热到200℃左右，以使其膨胀一到两次，包覆织物的实际温度由吹风机的距离来控制。

7.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，在包覆前，补片也被涂上分散型热熔粘合剂，而在干燥后，铆钉和加固板被熨烫以保护包覆织物。

8.如权利要求1至7中之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，以70℃至110℃、优选90℃的温度，用木制构件将包覆织物和/或补片熨平。

9.如权利要求1至7中之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，以130℃到170℃左右的温度，用金属构件将包覆织物和/或补片熨平。

10.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，利用涂有根据权利要求12或13所述的分散型热熔粘合剂的包覆织物的锯齿带将接缝密封起来，然后以60℃到100℃、优选90℃的温度熨平在接缝上。

11.如前述权利要求之一所述的包覆轻型飞行器和/或其零部件的方法，其特征在于，用冷粘结的方式将聚酯薄膜贴在包覆表面上，接着以60至100℃、优选80℃的温度熨平。

12.一种分散型热熔粘合剂，包括80-88％的结合剂，12-15％的固化剂组分，和0.15-0.3％的增稠剂，其中，所述粘合剂在温度大于40℃时聚合。

13.如前面权利要求所述的分散型热熔粘合剂，用于包覆轻型飞行器和/或其零部件，其中，所述固化剂组分由54-60％的溶剂、0.35-0.5％的基于萘磺酸的钠盐的稳定剂、0.25-0.35％的基于丙氧基化醇的乳化剂、1.7-1.9％的基于聚醚胺的固化剂、37-41％的聚异氰酸酯组成。

14.如权利要求12或13所述的分散型热熔粘合剂的用途，其用于包覆轻型飞行器和/或其零部件。

15.一种轻型飞行器和/或其零部件，其特征在于，其利用如权利要求1到11之一所述的方法被包覆聚酯包覆织物。

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