本发明专利技术涉及复合材料，其包含热塑性材料增韧的氰酸酯树脂作为树脂基体。燃烧时所述复合材料表现出低释热水平。基体树脂包含50-80重量％的氰酸酯树脂组分。基体树脂还包含10-40重量％的热塑性材料共混物，所述热塑性材料共混物包含聚醚酰亚胺和聚酰胺酰亚胺。所述氰酸酯树脂组合物还包含1-10重量％的固化剂。所述复合材料可用于飞行器的主要结构和其它承载结构。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术一般涉及复合材料，其包含热塑性材料增韧的氰酸酯树脂作为树脂基体。这些高强度的复合材料适合用作飞行器中的主要结构和其它承载应用。本专利技术涉及该复合材料当它们燃烧时的性质。具体地，本专利技术涉及提供热塑性材料增韧的氰酸酯树脂复合材料，该复合材料具有低释热性质和短自熄时间。
技术介绍
用纤维材料如玻璃纤维或碳纤维增强的氰酸酯树脂被用于要求高结构强度和低重量的各种情况中。使用高性能氰酸酯树脂基体的复合材料特别普及于航天工业，在航天工业中，重量和结构强度是重要的工程和设计考量。高性能的氰酸酯树脂通常包含提供氰酸酯树脂“增韧”的一种或多种热塑性材料。尽管该高性能的氰酸酯树脂复合材料由于其相对高的强度与重量比而被期待，但它们在释热性、可燃性和其它燃烧性质上也表现出一 些特定的问题。发展高性能氰酸酯树脂复合材料配制物的主要目标是限制燃烧过程中释放的热的量，同时不降低经固化的复合材料部件的结构强度。这对于位于飞行器内部区域中的主要结构或部件是特别重要的。另外重要的是减少释热的任何尝试不应不利地影响未固化的氰酸酯树脂的性质，例如粘性和粘度。当氰酸酯树脂用于制备预浸料时，未固化树脂的粘性和粘度是特别重要的，所述预浸料是用于制造航天部件的常规中间材料。在美国联邦航空管理局(FAA)的航天材料燃烧测试手册(14 C. F. R25. 853 (d)，附件F，第I部分)和波音规范支持标准BSS-7322中，提出了用于飞行器内部的复合材料的释热要求。要测定测试样品在燃烧过程中的总释热速率(heat release rate)以及燃烧过程中的峰值释热速率。用于测定暴露于辐射热的复合材料的释热要求的标准测试是俄亥俄州立大学(OSU)的释热测试。希望的是提供在两分钟下具有低于65千瓦-分钟/平方米(kw-min/m2)的平均OSU总释热速率和低于65kw_min/m2的峰值OSU释热速率的氰酸酯树脂复合材料。这两个OSU值是14 C. F. R. 25. 853 (d)，附件F，第IV部分对由复合材料制成的飞行器内部部件所设定的最低要求。表面阻燃性也是对高性能氰酸酯树脂复合材料所关注的重要方面。重要的是，燃烧的氰酸酯树脂复合材料部件能够在一旦移除热源和/或火源时即自行熄灭。自行熄灭的能力对位于飞行器内部区域中的主要结构和部件是特别重要的考量。氰酸酯树脂配方师的重要目标另外还在于开发用于制成在尽可能短的时间段中自行熄灭的复合材料的氰酸酯树脂，同时使成品复合材料部件的结构强度保持在航天应用所需的水平。对于配制具有短自熄时间的异氰酸酯树脂的尝试适用未固化氰酸酯树脂的粘性和粘度不受不利影响的相同要求。美国联邦航空管理局已设立了用于飞行器内部部件和材料的阻燃性的规定和要求。在14 C. F. R. 25. 853 (a)中提出了这些要求。要求之一是复合材料能够在移除火源之后即自行熄灭。用于测定氰酸酯树脂的自熄时间的测试步骤也提出于FAA飞行器材料燃烧测试手册(FAR 25.853，附件F，第I部分)，和在航空工业中被认为是标准测试方法的波音规范支持标准BSS-7230(第H版)中。希望的是提供自熄时间尽可能短，并且至少低于15秒的高性能氰酸酯树脂复合材料。15秒的自熄时间是按照14C. F. R. 25. 853 (a)对复合飞行器部件所允许的最大值。
技术实现思路
根据本专利技术，发现包含特定的热塑性增韧剂共混物的氰酸酯树脂组合物，其可与纤维支持体组合，并固化而提供当对比现有的高性能增韧氰酸酯树脂复合材料时，具有低OSU释热速率和短自熄时间的复合材料。本专利技术的组合物包含纤维增强材料和树脂基体，所述树脂基体包含50-80重量％的氰酸酯树脂组分，所述氰酸酯树脂组分包含一种或多种氰酸酯树脂。所述基体树脂还包含10-40重量％的热塑性材料共混物，所述热塑性材料共混物包含聚醚酰亚胺和聚酰胺酰亚胺，其中聚醚酰亚胺与聚酰胺酰亚胺的重量比为5 :1-1 :1。还包含量为0-10重量％范围的固化剂。 本专利技术涉及包含未固化或部分固化的树脂基体和纤维增强材料的预浸料和其它组合物。此外，本专利技术涉及其中的树脂基体已固化的经固化的复合材料部件。所述复合材料部件良好地适用作为要求高强度的飞行器中的主要结构和其它承载应用。使用本专利技术复合材料的部件和结构可特别良好地适用作为位于飞行器内部的主要结构。本专利技术还涉及用于制成包含未固化的基体树脂和纤维支持体的组合物、以及掺入所述基体树脂组合物的经固化的部件和产品的方法。当结合随附的附图时，通过参照以下的详细说明，本专利技术以上所述的和许多其它的特征和伴随的优点将变得更好理解。附图说明图I是飞行器的透视图，其描绘了使用本专利技术的复合材料可制成的示例性的飞行器外部主体结构。图2是直升机旋翼桨叶的局部视图，其描绘了使用本专利技术复合材料可制成的示例性的飞行器外部的主要结构。图3是示例性的T型筋板(stiffener)结构的简要视图，该T型筋板结构可使用本专利技术复合材料制成。该T型筋板结构是用于飞行器内部的主要结构。图4是示例性的货箱底板凸缘(flange)结构的简要视图，该货箱底板凸缘结构可使用本专利技术复合材料制成。该货箱底板凸缘结构是用于飞行器内部的主要结构。图5是示例性的飞行器夹具(clip)结构的简要视图，该飞行器夹具结构可使用本专利技术复合材料制成。该夹具是用于飞行器内部的主要结构。图6是示例性的凸缘支持结构的简要视图，该凸缘支持结构可使用本专利技术的复合材料制成。该凸缘支持结构是用于飞行器内部的主要结构。具体实施例方式本专利技术的基体树脂组合物可用于希望采用热塑性材料增韧的氰酸酯的各种情况。尽管可单独使用氰酸酯树脂组合物，但通常所述组合物与纤维支持体组合以形成复合材料。所述复合材料可以是预浸料的形式或经固化的成品部件的形式。尽管所述复合材料可用于任何预想目的，但它们优选用于航空运输器中，并特别优选用于商业和军事飞行器中。例如，所述复合材料可用于制造非主要的(次要的)内部飞行器结构，例如飞行器走廊和盥洗室部件、以及用作窗框、地板、头顶式储仓、隔墙、衣橱、输送管道、顶板镶板和内侧墙。此夕卜，所述复合材料可用于制造主要飞行器结构。主要飞行器结构或部件是在飞行过程中经受大量应力和对于飞行器维持受控飞行关键的固定翼或旋转翼飞行器的那些部件。此外通常还使用所述复合材料制成的“承载性”部件和结构。图I描绘了固定翼飞行器10，其包括可使用本专利技术的复合材料制成的多个示例性主要飞行器结构和部件。所述示例性主要部件或结构包括机翼12、机身14和尾翼组件16。机翼12包括多个示例性的主要飞行器部件，例如副翼18、前缘20、前缘襟翼(wingslat) 22、扰流板24、后缘26和后缘襟翼28。尾翼组件16还包括多个示例性主要部件，例如方向舵30、安定翼32、水平稳定器34、升降仓36和尾翼38。图2描述了直升机旋翼桨叶的外端部40，其包括作为主要飞行器结构的翼梁42和外表面44。其它示例性的主要飞行器结构包括机翼翼梁和多种凸缘、夹具和连接件，其将主要部件连接在一起而形成主要结构。 本专利技术的复合材料特别良好地适于制造位于飞行器内部的主要飞行器结构，其中低OSU释热值和短自熄时间是特别重要的考量。图3中显示了作为位于飞行器内部主要结构的示例性的T型筋板11。T型筋板11由复合本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：YS·王，YJ·吴，
申请(专利权)人：赫克塞尔公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。