CN105836104B - 一种太阳能无人机机翼蒙皮材料及其制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种太阳能无人机机翼蒙皮材料及其制备方法，所述蒙皮材料依次包括基膜、第一粘合剂层、纤维支撑层、第二粘合剂层、防老化层，所述纤维支撑层为纤维网格结构，网格边长为3毫米~20毫米，面密度3克/平米~20克/平米，所述防老化层为带有耐候涂层的薄膜或耐候薄膜，防老化层的厚度为5微米～25微米。本发明采用纤维作为支撑层，有利于提高复合材料拉伸强度及撕裂强度性能，从而保证了蒙皮材料的使用寿命；本发明面密度低，耐候性好，采用有耐候涂层薄膜作为防老化层，制备工艺简单，可有效降低成本。

Description

一种太阳能无人机机翼蒙皮材料及其制备方法
技术领域
本发明涉及一种涂层材料，特别是一种太阳能无人机机翼所用的蒙皮材料。
背景技术
太阳能无人机是以太阳光辐射能为能源的高空长航时无人机，具有巡航时间长、飞行高度高、成本低、清洁无污染等特点，而且可以灵活执行各项任务，目前各国将其作为临近空间飞行器的研究热点。
由于高空长航时无人机对材料和结构有结构轻、长使用寿命等要求，还要兼顾太阳能飞机大展弦比、大翼展的特点，采用先进复合材料进行飞机结构设计是必然选择。欧洲和美国在研的太阳能无人机其机翼基本都采用大展弦比、大翼展的布局形式，如美国“太阳神”无人机翼展是71米，瑞士“太阳动力”无人机的翼展为63.4米。机翼结构一般包括主梁、副梁、翼肋和蒙皮，其中蒙皮材料平铺在机翼的主梁、副梁和翼肋上，对蒙皮材料的柔性提出很高的要求。低空大气气流复杂，无人机在爬升和降落过程中对蒙皮材料的强度有更高的要求，而临近空间也具有严酷的环境条件，要求机翼蒙皮材料必须具有优异的耐候性能。
文献报道，目前主要采用高强高模量的纤维材料或薄膜材料的复合材料。意大利Helipat太阳能无人机结构设计中，机翼蒙皮材料采用了碳纤维/环氧树脂预浸带铺层制得的碳纤维复合材料翼盒、以增强机翼的弯曲刚度，虽然它强度很高，但却不符合目前机翼蒙皮材料柔性化、低面密度的要求。英国最新的“西风”系列太阳能无人机Zephyr7无人机的机身及机翼均采用超轻质碳纤维树脂基复合材料制造，蒙皮材料采用杜邦公司生产的Mylar聚酯薄膜，飞机总重量为53kg；所使用的蒙皮材料具有优异的柔性，但是抗撕裂能力差，薄膜本身若出现损伤，破坏部位即蔓延，影响无人机的使用寿命。
综上所述，目前太阳能无人机机翼蒙皮材料面临的主要问题是：保证和提高机翼蒙皮材料的拉伸强度和抗撕裂力，满足蒙皮材料柔性化、低面密度的趋势；由于临近空间环境条件严酷，还应加强机翼蒙皮材料的耐候性能，以保证无人机的长航时飞行。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术中存在的问题，提供一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，这种材料具有拉伸强度及撕裂强度优良的性能、同时，还应具有机翼蒙皮材料面密度低、使用寿命长的特点。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述蒙皮材料依次包括基膜、第一粘合剂层、纤维支撑层、第二粘合剂层、防老化层，所述纤维支撑层为纤维网格结构，网格边长为3毫米～20毫米，面密度3克/平米～20克/平米，所述防老化层为带有耐候涂层的薄膜或耐候薄膜，防老化层的厚度为5微米～25微米。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述的纤维支撑层(3)中选用的纤维包括玻璃纤维、Vectran纤维、碳纤维、Kevlar纤维、尼龙纤维、聚酰亚胺纤维、PBO纤维或超高分子量聚乙烯纤维中的一种。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述纤维支撑层(3)中网格纤维的几何形状为三角形、四边形、五边形、六边形中的一种。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述纤维支撑层中网格纤维的成型方式为编织成型、缠绕成型、挤压成型或树脂传递模压成型方式中的一种。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述防老化层中所选用的带耐候涂层薄膜的结构为薄膜材料和耐候涂层。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述防老化层中所选用的耐候涂层为含氟树脂涂料，涂层厚度在2微米～5微米，所选用的薄膜材料为PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜中的一种，厚度为5微米～25微米。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述防老化层中选用的耐候薄膜为聚酰亚胺膜、乙烯-四氟乙烯共聚物膜、聚偏氟乙烯膜、聚氟乙烯膜或聚三氟氯乙烯膜中的一种，厚度为5微米～25微米。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述基膜为透明或半透明的PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜中一种，膜厚度为5微米～25微米。
上述太阳能无人机机翼蒙皮材料，所述第一粘合剂层和第二粘合剂层所选用的粘合剂包括聚氨酯类、聚酯类或丙烯酸酯类粘合剂中的一种，第一粘合剂层和第二粘合剂层的总厚度为4微米～20微米。
一种制备如上述所述的太阳能无人机机翼蒙皮材料的方法，制备按如下步骤进行：
步骤a：在基膜层表面采用湿法涂布方式，涂布第一粘合剂层，通过第一粘合剂层与纤维支撑层进行复合，得到F1；
步骤b：在薄膜材料或耐候薄膜表面涂布第二粘合剂层，通过第二粘合剂层与步骤一中F1纤维面进行复合；
步骤c：在薄膜材料表面涂布耐候层或复合耐候薄膜，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
本发明与现有技术相比，具有如下优点和有益效果：
1、本发明提出的机翼蒙皮材料，采用纤维作为支撑层，有利于提高复合材料拉伸强度及撕裂强度性能，从而保证太阳能无人机机翼蒙皮材料的使用寿命。
2、本发明所采用的纤维支撑层为大网格纤维结构，面密度低，提高了蒙皮材料强度的同时，控制了面密度。
3、本发明的防老化层为带有耐候涂层的薄膜或耐候薄膜，显著提高了蒙皮材料的耐候性，特别是采用有耐候涂层薄膜作为防老化层，可有效降低成本。
4、本发明的机翼蒙皮材料采用复合工艺制备，制备工艺简单、易于实现，具有较强的实用性。
附图说明
图1为本发明的机翼蒙皮材料结构示意图；
图2：本发明制备方法流程图。
图中各部件标号表示为：1-基膜；2-粘合剂层；3-纤维支撑层；4-粘合剂层；5-防老化层；51-薄膜材料；52-耐候涂层。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
本发明提出的机翼蒙皮材料，结构如图1所示，所述蒙皮材料由六层结构组成，依次为：基膜1、粘合剂层2、纤维支撑层3、粘合剂层4和防老化层5，其中，纤维支撑层3为高强度高模量的纤维网格结构，防老化层5为带有耐候涂层的薄膜或耐候薄膜。
本发明中的机翼蒙皮材料面密度≤60g/m2，拉伸强度为≥55N/cm，撕裂强度为≥80N。
本发明的基膜1为聚合物薄膜，优选PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜。基膜1优选5微米～25微米，若过厚，则增加蒙皮材料面密度，影响太阳能无人机有效载荷；若过薄，则影响蒙皮材料强度性能，降低太阳能无人机飞行航时。
本发明粘合剂层2、粘合剂层4可以选用具有粘结性强和蠕变性优良的聚氨酯类、聚酯类及丙烯酸酯类粘合剂，优选聚氨酯类粘合剂，两层粘合剂层的总厚度优选4微米～20微米，厚度过薄粘结力差，厚度过厚会增加蒙皮材料面密度。
本发明纤维支撑层3优选玻璃纤维，聚芳酯纤维，碳纤维，芳纶纤维，尼龙纤维，聚酰亚胺纤维，聚对苯撑苯并双恶唑纤维，超高分子量聚乙烯纤维中的一种。为了保证蒙皮材料强度要求，网格纤维的几何形状可为四边形、三角形、五边形、六边形，其中优选四边形，将纤维材料加工编织成边长为3微米～20毫米，面密度控制在3克/平米～20克/平米。网格纤维重量过低，强度不够，若重量过高，则增加蒙皮材料面密度。
本发明防老化层5中选用带耐候涂层薄膜结构时，薄膜材料51的选择同基膜1，优选PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜，其厚度与基膜层1可相同可不同，优选5微米～25微米；耐候涂层52采用湿法涂布得到的含氟树脂涂料的膜层，涂布方式可以选用微凹版涂布、刮刀涂布、条缝涂布、喷涂、坡流涂布，厚度优选为2微米～5微米，若耐候层厚度过薄，耐候效果差；若过厚，增加蒙皮材料面密度，同时造成不经济。
本发明使用的防老化层5中选用耐候薄膜，优选聚酰亚胺膜、乙烯-四氟乙烯共聚物膜，聚偏氟乙烯膜，聚氟乙烯膜，聚三氟氯乙烯膜，厚度在5微米～25微米，若耐候薄膜厚度过薄，耐候效果差；若过厚，增加蒙皮材料面密度。
本发明机翼蒙皮材料，使用网格纤维支撑层，有效提高蒙皮材料强度及抗撕裂性能，避免材料加工、使用过程中造成的外力损伤。
本发明的机翼蒙皮材料制备方法如图2所示，具体步骤如下：
步骤a在基膜层1表面采用湿法涂布方式，涂布粘合剂层2，通过粘合剂层2与纤维支撑层3进行复合，得到F1；
步骤b在薄膜材料51或耐候薄膜5表面涂布粘合剂层4，通过粘合剂层4与步骤一中F1纤维面进行复合；
步骤c在薄膜材料表面涂布耐候层或复合耐候薄膜，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
本发明制备得到的机翼蒙皮材料比普通薄膜蒙皮材料强度及抗撕裂性能显著提高，拉伸强度为≥55N/cm，撕裂强度为≥80N。
下面结合具体的实施例对本发明做出进一步说明。
实施例1
在9微米厚的PET基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，60℃干燥5分钟，与面密度为15g/m2，边长为3毫米×3毫米的Vectran网格纤维的纤维支撑层3复合得到F1。
在9微米厚的PET薄膜材料层51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，60℃干燥5分钟，与F1纤维一面复合，之后在80℃下熟化60小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为6微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层6，135℃干燥2分钟，涂层厚度为3.5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
实施例2
在9微米厚的PI基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，60℃干燥5分钟，与面密度为12.5g/m2，边长为5毫米×5毫米的玻璃纤维网格纤维的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PET薄膜材料层51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，60℃干燥5分钟，与F1纤维一面复合，之后在80℃下熟化60小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为10微米。
在F2薄膜材料层51涂布耐候层52，125℃干燥3分钟，涂层厚度为2.5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
实施例3
在12微米厚的PI基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，60℃干燥5分钟，与面密度为8g/m2，边长为10毫米×10毫米的Kevlar网格纤维的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PI薄膜材料层51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，60℃干燥5分钟，与F1纤维一面复合，之后在80℃下熟化60小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为10微米。
在F2薄膜材料层51表面涂布耐候层52，125℃干燥3分钟，涂层厚度为2微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
实施例4
在9微米厚的PET基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为6g/m2，边长为15毫米×15毫米的玻璃纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在9微米厚的PET薄膜材料51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在60℃下熟化72小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为17微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层52，140℃干燥2分钟，涂层厚度为5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
实施例5
在12微米厚的PEN基膜1表面涂布聚酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为3.5g/m2，边长为20毫米×20毫米的超高分子量聚乙烯纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PEN薄膜材料51表面涂布聚酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在80℃下熟化60小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为11微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层52，135℃干燥2分钟，涂层厚度为4.5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
实施例6
在9微米厚的PET基膜1表面涂布聚酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为3.5g/m2，边长为20毫米×20毫米的超高分子量聚乙烯纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在9微米厚的PET薄膜材料51表面涂布聚酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在70℃下熟化60小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为20微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层52，135℃干燥2分钟，涂层厚度为5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
对比例1
在9微米厚的PI基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为25g/m2，边长为1毫米×1毫米的Vectran纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PI薄膜材料51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在60℃下熟化72小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为10微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层52，135℃干燥2分钟，涂层厚度为2.5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
对比例2
在9微米厚的PET基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为1.5g/m2，边长为25毫米×25毫米的Kevlar纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PET基膜5表面涂布聚氨酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在60℃下熟化72小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为20微米。
在F2薄膜材料51表面涂布耐候层52，125℃干燥4分钟，涂层厚度为4.5微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
对比例3
在12微米厚的PEN基膜1表面涂布聚氨酯粘合剂层2，65℃干燥3分钟，与面密度为3.5g/m2，边长为20毫米×20毫米的超高分子量聚乙烯纤维网格的纤维支撑层3复合得到F1。
在12微米厚的PEN薄膜材料51表面涂布聚氨酯粘合剂层4，65℃干燥3分钟，与F1纤维一面复合，之后在60℃下熟化72小时，得到F2，粘合剂2和粘合剂4总厚度为18微米，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
对比例4
在12微米厚的PET表面涂布粘合剂层，65℃干燥3分钟，与12微米PET复合，粘合剂层厚度为15微米，之后再70℃下熟化60小时，即得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
表1：本发明与对比例的性能检测对比
上表中对比例1中采用了耐候性能优异的PI膜作为基膜，所以耐紫外辐照性能良好，但所制备的蒙皮材料面密度高；对比例2～4虽然面密度较低，但耐紫外辐照性能均较差，不适宜作为太阳能无人机机翼蒙皮材料。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不限制本发明的其它实施方式，对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化；凡在本发明的核心技术之内，所作出的任何等同替换，均应包含在本发明的保护范围之内。
上述实施和对比例中制备的机翼蒙皮材料材料性能检测方法：
面密度测试依据GB/T 4669-2008《纺织品机织物单位长度质量和单位面积质量的测定》
拉伸强度测试依据GB/T13022-1991《塑料薄膜拉伸性能测试方法》(拉伸强度测试速度50cm/min)
撕裂强度测试依据HGT 2581.1-2009《橡胶或塑料涂布织物耐撕裂性能的测定第1部分：恒速撕裂法》。
具体测试数据参见表1。

Claims (7)

1.一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于：所述蒙皮材料依次包括基膜(1)、第一粘合剂层(2)、纤维支撑层(3)、第二粘合剂层(2)、防老化层(5)，所述纤维支撑层(3)为纤维网格结构，网格边长为3毫米-20毫米，面密度3克/平米-20克/平米，所述防老化层为带有耐候涂层的薄膜或耐候薄膜，防老化层的厚度为5微米～25微米；
所述纤维支撑层(3)中网格纤维的几何形状为三角形、四边形、五边形、六边形中的一种；
所述防老化层(5)中所选用的耐候涂层(52)为含氟树脂涂料，涂层厚度在2微米～5微米，所选用的薄膜材料(51)为PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜中的一种，厚度为5微米～25微米；
所述纤维支撑层(3)中网格纤维的成型方式为编织成型、缠绕成型、挤压成型或树脂传递模压成型方式中的一种。
2.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于，所述的纤维支撑层(3)中选用的纤维包括玻璃纤维、Vectran纤维、碳纤维、Kevlar纤维、尼龙纤维、聚酰亚胺纤维、PBO纤维或超高分子量聚乙烯纤维中的一种。
3.根据权利要求2所述的一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于，所述防老化层(5)中所选用的带耐候涂层薄膜的结构为薄膜材料(51)和耐候涂层(52)。
4.根据权利要求3所述的一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于，所述防老化层(5)中选用的耐候薄膜为聚酰亚胺膜、乙烯-四氟乙烯共聚物膜、聚偏氟乙烯膜、聚氟乙烯膜或聚三氟氯乙烯膜中的一种，厚度为5微米～25微米。
5.根据权利要求4所述的一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于，所述基膜(1)为透明或半透明的PET薄膜、PBT薄膜、PI薄膜或PEN薄膜中一种，膜厚度为5微米～25微米。
6.根据权利要求5所述的一种太阳能无人机机翼蒙皮材料，其特征在于，所述第一粘合剂层(2)和第二粘合剂层(2)中所选用的粘合剂包括聚氨酯类、聚酯类或丙烯酸酯类粘合剂中的一种，第一粘合剂层(2)和第二粘合剂层(2)的总厚度为4微米～20微米。
7.一种制备如权利要求1-6任一项权利所述的太阳能无人机机翼蒙皮材料的方法，其特征在于，制备按如下步骤进行：
步骤a：在基膜(1)表面采用湿法涂布方式，涂布第一粘合剂层(2)，通过第一粘合剂层(2)与纤维支撑层(3)进行复合，得到F1；
步骤b：在薄膜材料(51)或耐候薄膜表面涂布第二粘合剂层(2)，通过第二粘合剂层(2)与步骤一中F1纤维面进行复合；
步骤c：在薄膜材料(51)表面涂布耐候涂层(52)或复合耐候薄膜，得到太阳能无人机用机翼蒙皮材料。
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