CN102806666B - 聚合物复合材料及其工艺 - Google Patents

Abstract

本发明涉及聚合物复合材料及其工艺，提供了用于制造包含聚合物基体、加强织物(54)以及填料材料(52)的颗粒的聚合物复合材料的工艺。该工艺包括：在各包括加强织物(54)中的至少一个的至少两个物件(54,74)上喷涂填料材料(52)的颗粒而形成带颗粒的物件(56,76)。堆叠带颗粒的物件(56,76)而形成堆叠结构(58,78)，并且然后使得存在于堆叠结构(58,78)内的树脂固化而形成层压聚合物复合材料。该工艺可用于制造航空发动机机舱(34)的至少一部分，例如，风扇机舱(34)的入口唇部(42)。

Description

聚合物复合材料及其工艺

技术领域

本发明涉及复合材料，并且更特定而言涉及用于制造复合材料的工艺，复合材料包括用包含粉末的树脂浸润的加强织物。

背景技术

图1示意性地表示本领域中已知类型的高旁通涡轮风扇发动机10。发动机10示意性地表示为包括风扇组件12和核心发动机14。风扇组件12显示为包括复合风扇壳体16和从风扇叶片18阵列向前突出的旋转器(spinner)鼻部20。旋转器鼻部20和风扇叶片18两者均由风扇盘(未显示)支撑。核心发动机14表示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26以及低压涡轮28。进入风扇组件12的大部分空气绕到发动机10的后部而生成额外发动机推力。绕过的空气通过环形旁通管道30且通过风扇喷嘴32离开管道30。风扇叶片18由风扇机舱34包围，该风扇机舱限定了旁通管道30的径向外部边界以及到发动机10和风扇喷嘴32的入口管道36。核心发动机14被核心整流罩(cowl)38包围，该核心整流罩限定了旁通管道30的径向内部边界以及从核心发动机14向后延伸的排气喷嘴40。

风扇机舱34是重要的结构构件，其设计考虑包括空气动力学标准以及承受异物损伤(FOD)的能力。由于这些原因，重要的是在制造机舱34时选择适当的构造、材料以及组装方法。已经考虑了各种材料和配置，广泛地使用金属材料且特别是铝合金。也考虑过复合材料，诸如利用碳(石墨)纤维或织物加强的环氧树脂层压材料，因为它们提供优点，包括能够制造为尺寸足以满足空气动力学标准、轮廓控制以及减轻的重量的单件部件，其提高了发动机效率并改进了燃料消耗比(SFC)。

当发动机在地上并且特别是在航行条件下时，航空发动机机舱经受结冰条件，特别是在入口唇部(图1的42)处的机舱前缘。移除冰累积(除冰)和防止机舱入口唇部42上的冰累积(防冰)的一个熟知方案是通过使用热空气排出系统。作为示例，发动机供应的排出空气能通过管路(未显示)从燃烧室24抽吸到入口唇部42，在此，热排出空气接触入口唇部42的内表面而加热唇部42并移除/防止冰形成。作为备选，一些较小的涡轮风扇和涡轮螺旋桨航空发动机已经利用了经由焦耳加热将电能转换为热的电防冰系统。电阻型加热丝可用作加热元件，但更近的示例使用在商业上可以从GrafTechInternationalHoldingsInc获得的名称为GRAFOIL?的柔性石墨材料。加热元件嵌入诸如硅橡胶的保护罩(boot)中，保护罩继而附连到机舱入口唇部42的内侧前缘。在任一情况下，与复合材料相比，如果唇部42由诸如铝合金的金属材料构成，则能促进入口唇部42的均匀且高效的加热。为了促进由诸如碳加强的(纤维和/或织物)环氧树脂层压材料的复合材料制成的入口唇部42的均匀加热，复合材料可产生为包含能提高其导热率的传导填料。这样的填料已包括氮化硼(BN)、氧化铝(Al₂O₃)以及氮化铝(AlN)粉末和碳(石墨)纳米管。

用于并入填料的传统方案涉及将填料颗粒掺和到树脂系统内，并且然后用带颗粒的树脂系统浸渍碳织物。虽然是有效的，但是所得到的树脂系统倾向于具有相对较高的黏度，这限制了能够并入复合物中的填料的浓度。这种限制部分由于过滤效果，其中，在浸渍工艺期间，加强织物将填料颗粒过滤出树脂系统。为了减小这种过滤效果，可使用纳米尺寸的填料颗粒，但是由于树脂系统黏度的急剧增加，小于20%体积的填料装载量仍是典型的。结果，由诸如碳织物加强的环氧树脂层压材料的复合材料制成的入口唇部的厚度方向导热率是有限的，通常限于大约0.6W/mK或更小的导热率值。

机械性质，包括层间韧度和压缩模量，也可能是有限的，因为高粘度树脂系统倾向于促进复合物中由于加强织物的不均匀浸渍引起的干斑缺陷的出现。高粘度树脂系统还限制了能将树脂系统浸渍到加强织物中的工艺。例如，很难使用诸如真空辅助树脂传递成型(VaRTM)的相对低成本的工艺来均匀地浸渍包含大约15%体积的纳米尺寸填料颗粒的树脂系统。

鉴于上述内容，如果存在能将更大量的填料颗粒并入树脂浸渍的加强织物中的方法，那么将是所期望的。特别地，这种能力将有益于在风扇机舱的制造中所使用的织物加强的聚合物复合材料中并入更大量的传导填料。这种能力也将有益于多种其它应用，例如，由织物加强的聚合物复合材料制成的电气罩壳和飞行器翼/尾部区域，在此情况下，填料可用于改进导热率、导电率(诸如石墨型填料)以及/或者改进层间韧性(诸如呈粉末形式的热塑性增韧剂)。

发明内容

本发明提供用于制造聚合物复合材料的工艺，该聚合物复合材料包括包含多个加强织物和填料材料颗粒的聚合物基体。

根据本发明的第一方面，该工艺包括在各包括加强织物中的至少一个的至少两个物件上喷涂填料材料颗粒而形成带颗粒的物件；堆叠带颗粒的物件而形成堆叠结构；以及然后使得存在于堆叠结构内的树脂固化而形成层压聚合物复合材料，该层压聚合物复合材料包括加强织物和通过固化树脂形成的聚合物基体。

根据本发明的一特定方面，物件可为不包含任何树脂的干织物或者可用有限量的增粘树脂增粘，在此情况下，在固化步骤之前，该堆叠结构由用于聚合物基体的树脂浸润。作为备选，物件可为预浸料坯，预浸料坯还包含树脂，在此情况下，堆叠结构不需要在固化步骤之前用树脂浸润。

根据本发明的其它方面，上文所述的工艺可用于制造航空发动机机舱的至少一部分，例如，风扇机舱的入口唇部。对于这样的应用，填料材料优选地，但并非必需地，为包含氮化硼、氧化铝和/或氮化铝颗粒的粉末。

本发明的技术效果为与常规树脂浸渍技术相比增加织物加强的聚合物复合材料的填料加载量的能力。更高的填料加载量能够用于提高复合材料的性质，例如，导热率和/或机械性质。关于后者，在由织物加强的聚合物复合材料构成的风扇机舱的入口唇部中增加的传导填料水平提供了改进入口唇部能被加热而移除和防止冰累积的效率的能力。

通过下面的详细描述，将更好地领悟本发明的其它方面和优点。

附图说明

图1示意性地表示高旁通涡轮风扇发动机的截面图。

图2为显示图1的机舱入口唇部的截面的详细视图。

图3和图4示意性地表示填料颗粒能并入织物加强的复合材料中的两种方法。

附图标记：

10发动机

12组件

14发动机

16壳体

18叶片

20鼻部

22压缩机

24燃烧器

26涡轮

28涡轮

30管道

32喷嘴

34机舱

36管道

40喷嘴

42唇部

44层

46表面

48表面

50枪

52材料

54织物

56织物

58结构

60系统

62垫板

64袋

74预浸料坯(prepreg)

76预浸料坯

78结构

80树脂

82垫板

84袋。

具体实施方式

图2表示由聚合物复合材料制成的入口唇部42的实施例。如将在下文中讨论的那样，本发明的一个方面是为了提高唇部42的防冰和除冰能力(在下文中，简称为防冰)而增大入口唇部42的导热率。本发明特别好地适合用在高旁通涡轮风扇发动机中，其示例为图1中所表示的涡轮风扇发动机10，但是应当了解，可预想到其它应用。最后，虽然将特别地参考入口唇部42来讨论本发明，但是与本发明相关联的益处能应用于整个机舱34、涡轮风扇发动机10的其它构件、其它飞行器结构(例如，翼/尾部区域)以及航天工业以外的很多种应用(例如，电气罩壳)，其可由将受益于具有改进的诸如导热率、导电率、层间韧性等性质的聚合物复合材料制成。

入口唇部42(以及整个风扇机舱34)能由多种复合材料形成。在图2中，入口唇部42具有层压构造，在此情况下，唇部42由各包含用织物或连续纤维加强材料加强的聚合物基体的单独的聚合物复合层44形成。根据已知的做法堆叠、成形及固化复合层44以产生图2中所表示的层压构造。

聚合物复合材料中的基体材料的主要作用是有助于纤维加强材料以及复合结构作为整体的结构强度和其它物理性质。用于聚合物基体的优选材料包括先进的基体材料，其表现出适合于承受FOD和在发动机10的运行期间入口唇部42可能经受的其它类型的损坏的耐温性和耐冲击性。基体材料还应当能够在不会热降解或以其它方式不利于纤维加强材料的温度和条件下固化。在这个基础上，认为特别合适的树脂系统是热固性和热塑性材料，诸如聚(芳基)醚醚酮(PEEK)，聚(芳基)醚酮酮(PEKK)、聚苯硫醚(PPS)以及环氧树脂，但是可预想到其它基体材料的使用。

复合层44的纤维加强组分可利用纤维材料产生，以具有所期望的纤维架构。例如，认为由碳(石墨)纤维形成的织物特别适合于加强材料，但是可预想到作为碳纤维的补充或替代，能使用其它纤维材料。能使用已知的织物编织、缝合、无皱褶和编结技术来产生纤维架构，包括能够促进入口唇部42(或形成有复合层44的任何其它层压聚合物复合结构)通过厚度的平面方向(through-plane)传热的三维编结或编织技术。

应当了解，图2的实施例不限于图2所示的复合层44的特定数量和布置。此外，还可预想到，诸如轻质泡沫或蜂窝聚合材料的芯材料(未显示)可并入到层压聚合物复合结构中，如对于诸如发动机入口、反推力装置、核心整流罩和转换整流罩以及包括吸音板的其它航空结构的航空发动机机舱构件是常见的。鉴于上文所提到的材料，入口唇部42(以及能由图2所表示的类型的层压聚合物复合结构形成的其它构件)可显著地轻于由现有技术中惯常使用的铝或其它金属合金形成的入口唇部。入口唇部42的厚度应当足以提供结构完整性，而不会不必要地贡献重量。虽然宽范围的厚度是可能的，但是认为合适的范围为大约1.5至大约2.5毫米。对于能制造成具有类似于图2所示的构造的层压聚合物复合构造的其它构件，更大及更小的厚度是可预想到的，并且也在本发明的范围内。

如上文所提到的那样，本发明的一特定方面是为了提高图2所表示的层压聚合物复合结构的导热率，例如，提高由复合结构形成的入口唇部42的防冰能力。如先前所讨论的那样，入口唇部42且更具体地其外表面48在发动机10在地上及在航行条件下时经受结冰条件。为了提供防冰能力，可采用各种方法和系统来加热入口唇部42的外表面48，例如，通过使发动机供应的热排出空气指向入口唇部42的内表面46处，或者通过利用电防冰系统，该电防冰系统包括加热条以局部地加热唇部42最易于结冰的部分。

根据本发明的优选方面，通过将传导填料材料粉末并入构成至少风扇机舱34的唇部42的层压聚合物复合材料中，从而促进了从入口唇部42的内表面46到其外表面48的传热。合适的填料材料包括但不限于无机材料，诸如氮化硼、氧化铝和氮化铝，但是有机材料的并入也在本发明的范围内。填料材料的选择和量将部分地基于复合层44和入口唇部42(或者由层44产生的其它层压材料)的期望性质。氮化硼是提高入口唇部42的厚度方向导热率的特别合适的填料材料，并且还具有增强入口唇部42的压缩模量和层间韧性的有益效果。填料材料优选地以至少3%体积(例如大约10%至大约20%体积)的量并入每个复合层44内，导致了用复合层44产生的最终层压聚合物复合材料中的等效的填料含量。

图3和图4表示能将粉末填料材料52的颗粒(例如，传导填料材料，诸如氮化硼、氧化铝和/或氮化铝)并入到图2的层压聚合物复合结构的一个或更多单独的复合层44中并因此到由层压复合物聚合结构形成的入口唇部42(或其它构件)中的两种技术。两种技术都涉及喷涂填料材料52的干粉末而将填料材料52并入复合层44的加强材料中，例如，前文所述的由碳(石墨)纤维形成的织物。这些技术的主要区别是由于图3的技术将填料材料52并入干的(无树脂)和/或增粘的织物54中并且然后将树脂系统(例如，前文所提到的树脂系统之一)浸渍到所得到的带粉末的干的或增粘的织物56中，而图4将填料材料52并入到已经用树脂系统(例如，前文所提到的树脂系统之一)浸渍过的一个或多个织物中而得到预浸料坯74。在每种情况下，图3和图4的技术预期在复合层44内实现比如果试图用带粉末填料材料的树脂系统浸渍干织物(其为用于将粉末并入复合材料中的传统技术)可能实现的浓度更高的填料材料浓度。

参照图3，适于喷涂干粉末的常规喷枪50用于将干粉末填料材料52喷涂到织物54中，该织物将在本文中称作“干”织物54，因为其优选地不包含将形成复合层44的聚合物基体的树脂。然而，术语“干织物”在本文中用于也允许织物54随意地包含能使织物54增粘而促进填料材料52的颗粒向织物54的粘附的有限量的树脂。增粘树脂优选地不以将完全填充织物54的相邻纤维之间的空间的量存在。虽然认为图3的干喷涂技术是用于将粉末填料材料52颗粒并入干织物54中所优选的，但是可预想到其它技术，例如通过使用流化床向织物54涂布干粉末。

织物54在图3中表示为被电偏压，使得存在静电荷以促进填料材料52的颗粒到织物54的粘附。填料材料52的合适的颗粒尺寸通常为微米尺寸或更小，例如大约1至大约150微米的颗粒尺寸，并且更优选地大约10至大约60微米的颗粒尺寸。显然，填料材料52不必包含纳米尺寸的颗粒。喷涂条件优选地使得填料材料52渗透织物54的全厚度。利用这种方法，填料材料52的颗粒能以3%或更多体积(例如大约10%至大约20%体积)的量并入织物54中。

在将填料材料52并入足量干织物54中而形成入口唇部42之后，堆叠所得到的干的带粉末的织物56而形成干堆叠结构58，其然后经历用所期望的树脂系统浸润而产生入口唇部42和其复合层44。因为填料材料52已经并入干堆叠结构58中，所以用于浸润该结构58的树脂系统可以完全没有任何粉末填料材料，粉末填料材料若存在则将不期望地增加树脂系统的黏度并抑制由树脂系统浸润该堆叠结构58。合适的浸润技术包括但不限于树脂传递成型(RTM)并且特别是真空辅助树脂传递成型(VaRTM)，其熟知用于产生树脂浸渍的层压复合结构。出于说明目的，图3表示经历VaRTM工艺的带粉末的织物56的干堆叠结构58，通过VaRTM工艺，树脂系统60浸渍到堆叠结构58中，堆叠结构放置于垫板62与袋64之间。在垫板62与袋64之间形成的真空促进了用树脂系统60浸润堆叠结构58的单独织物56，之后，可使树脂浸渍的堆叠结构58巩固并固化而得到复合层44的层压堆叠。这种工艺的另外的细节很好地落在本领域技术人员的专业知识内，从而无需在本文中做出任何详细讨论。利用复合层44产生的所得到的层压聚合物复合材料优选地包含至少3%体积的填料材料52，更优选地大约10%至大约20%体积的填料材料。

如上文所提到的那样，图4的并入技术涉及将填料材料52并入预浸料坯74中，该预浸料坯由已经用树脂系统(例如，上文所提到的树脂系统之一)至少部分地浸渍过的至少一个织物(例如，图3的织物54)形成。填料材料52表示为喷涂到预浸料坯74的单个表面上，但是填料材料52可沉积到预浸料坯74的两个表面上。如同图3的干织物54，图4的预浸料坯74表示为被电偏压，使得存在静电荷以促进填料材料52的颗粒到预浸料坯74的粘附。因为预浸料坯74用可能完全填充预浸料坯74所包含的一个或更多织物的相邻纤维之间的空间的树脂浸渍，所以填料材料52的颗粒不太可能渗透预浸料坯74的全厚度，而是替代地倾向于沉积在预浸料坯74的表面和近表面区域上。颗粒可沉积而在预浸料坯74的表面上形成基本上均匀连续的层，可能到超过一个颗粒的厚度。填料材料52的合适颗粒尺寸可以与上面关于图3的实施例所述的相同，并且填料材料52的颗粒能以与上面关于图3的织物54所述的相同的体积量并入预浸料坯74中。

在将填料材料52并入预浸料坯74中之后，优选地向所得到的带粉末的预浸料坯76喷涂树脂80以湿润填料材料52的颗粒，促进它们向预浸料坯74的粘附，并且大体上使带粉末的预浸料坯76增粘。树脂80可为已用于浸润织物而形成原始预浸料坯74的相同的树脂系统。树脂80表示为喷涂到带粉末的预浸料坯76的单个表面上，但是预浸料坯76的两个表面可用树脂80涂布。优选地涂覆足量树脂80，使得所有填料材料52的颗粒被树脂80的膜覆盖。

以上文所述的方式产生足量的带粉末的预浸料坯76而形成入口唇部42。然后堆叠所得到的树脂涂布的带粉末预浸料坯76而形成堆叠结构78，堆叠结构然后经历巩固和固化而得到复合层44的层压堆叠。因为树脂已经并入堆叠结构78中，所以在固化之前无需额外的树脂来浸润结构78。出于说明目的，图4表示带粉末预浸料坯76的堆叠结构78经历压热工艺(autoclaveprocess)，其中，堆叠结构78放置于垫板82与袋84之间，并且然后经受压力和热。这种工艺的另外的细节很好地落在本领域技术人员的专业知识内，从而无需在本文中做出任何详细讨论。

在导致了本发明的调查研究中，包含用碳织物加强的聚合物基体的聚合物复合材料产生为进一步包含氧化铝或氮化铝粉末的填料材料。根据现有技术做法，通过将填料材料并入树脂系统中并且然后利用含粉末的树脂系统来浸润干碳织物而产生基准复合物。根据图3，通过将填料材料直接并入干碳织物中并且用无粉末的树脂系统来浸润带粉末的织物而产生其它复合物。利用图3的工艺实现了高达大约2.58W/mK的厚度方向导热率和高达大约20.6%体积的填料材料含量，与利用现有技术工艺实现的大约0.8W/mK的导热率和高达大约4%体积的填料材料含量相比。虽然调查研究的焦点是为了增加厚度方向的导热率，但是其它可能的益处包括改进的机械性质，诸如层间韧性、压缩模量等。

虽然以具体实施例的方式描述了本发明，但是本领域技术人员可采用其它形式。例如，机舱34和其入口唇部42的物理配置可以不同于图中所示的，并且可由本发明产生的层压聚合物复合结构能够用在机舱结构之外的很多种应用以及航天工业之外的应用中。因此，本发明的范围将仅仅由所附权利要求限制。

Claims (8)

1.一种用于制造层压聚合物复合材料的工艺，所述层压聚合物复合材料包括聚合物基体，所述聚合物基体包含多个加强织物和填料材料的颗粒，所述聚合物基体通过固化树脂形成，所述工艺包括：

提供各包括所述加强织物中的至少一个的至少两个物件，其中，所述物件不包含任何所述树脂，所述物件的所述加强织物是干的，并且在所述加强织物的相邻纤维之间存在空间；

在各所述物件上喷涂所述填料材料的颗粒，使得各所述物件单独地形成带颗粒的物件，其中，带颗粒的所述物件不包含所述树脂，带颗粒的所述物件的所述加强织物是干的；

堆叠带颗粒的所述物件而形成堆叠结构，其中，所述堆叠结构不包含所述树脂并且所述堆叠结构的所述加强织物是干的；

将所述树脂浸渍到干的所述堆叠结构中；以及

使得存在于所述堆叠结构内的所述树脂固化而形成所述层压聚合物复合材料，所述层压聚合物复合材料包括所述加强织物和通过固化所述树脂形成的所述聚合物基体。

2.根据权利要求1所述的工艺，其特征在于，所述喷涂的步骤导致所述填料材料的颗粒渗透所述加强织物。

3.根据权利要求2所述的工艺，其特征在于，增粘剂存在于所述加强织物上，以促进所述填料材料的颗粒到所述加强织物的粘附。

4.根据权利要求1所述的工艺，其特征还在于，在固化所述树脂之前将所述树脂浸渍到所述堆叠结构(58)中。

5.根据权利要求1至4中的任一项所述的工艺，其特征在于，所述加强织物包括碳织物。

6.根据权利要求1至4中的任一项所述的工艺，其特征在于，所述填料材料是从由氮化硼、氧化铝以及氮化铝组成的组选出的至少一种材料。

7.根据权利要求1至4中的任一项所述的工艺，其特征在于，所述层压聚合物复合材料是航空发动机机舱的至少一部分。

8.根据权利要求7所述的工艺，其特征在于，所述部分包括所述航空发动机机舱的入口唇部。