Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий



Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий
Полиуретановые лаки в качестве защищающих от истирания покрытий

 


Владельцы патента RU 2457150:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Изобретение относится к применению содержащих наполнители полиуретановых лаков в качестве стойкого к истиранию покрытия и касается видимой зоны истирания механически трущихся при работе друг с другом конструктивных частей самолета, в частности, в зоне посадочных закрылков самолета при контакте со спойлерами. Посадочный закрылок самолета в зоне контакта со спойлерами покрыт стойким к истиранию и пожелтению покрытием. Покрытие состоит из затвердевшего лака, содержащего полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, и заделанные в полиуретановую матрицу повышающие стойкость к истиранию наполнители. Наполнители выбраны из группы наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм и смесей таких наполнителей с наполнителями, твердость которых по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм. Твердые наполнители являются керамическими наполнителями, мягкие наполнители - пластмассовыми наполнителями. Применение лака, содержащего полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, и заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители, в качестве стойкого к истиранию и пожелтению покрытия посадочных закрылков (2, 2') самолета в зоне контакта со спойлерами (4), также пригодно и для зоны истирания грузовых дверей, или зоны истирания других механически трущихся друг с другом при работе конструктивных частей самолета. Достигается стойкость к истиранию посадочных закрылков в механическом и оптическом отношении. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Данное изобретение относится прежде всего к применению определенных содержащих наполнители полиуретановых лаков в качестве стойкого к истиранию покрытия, в частности для видимой зоны истирания механически трущихся при работе друг с другом конструктивных частей самолета. При этом особое значение придается зоне посадочных закрылок самолета в зоне контакта со спойлерами.

Современные самолеты имеют посадочные закрылки с соответствующими спойлерами, которые находятся, приблизительно, при рассматривании в направлении полета, в задней зоне крыльев (см. фиг.1).

В процессе взлета, а также посадки посадочные закрылки для обеспечения определенных аэродинамических свойств убираются, соответственно, выпускаются. При этом спойлер трется по зоне посадочного закрылка, так что ее необходимо защищать от повреждений (см. фиг.2).

В настоящее время подвергаемые истиранию зоны посадочных закрылок в самолетостроении защищаются за счет нанесения стальных листов, так называемых защищающих от истирания полос или защищающих от истирания стальных листов. Нанесение защищающих от истирания полос (защищающих от истирания стальных листов) осуществляется сложным образом в соответствии со следующим процессом:

После частичного отклеивания посадочного закрылка (в зоне вне защищающего от истирания стального листа) зачищают подлежащую защите зону посадочного закрылка с помощью содержащего растворитель чистящего средства. Затем наносят на посадочный закрылок защищающие от истирания стальные листы с помощью уплотняющего средства (клея). Затем уплотняющее средство подвергают отвердеванию под вакуумом в течение длительного периода времени (по меньшей мере, 12 часов). После затвердевания выполняют обработку, которая содержит, в частности, стадии очистки и демаскировки. Лишь затем посадочный закрылок покрывают лаком, для чего на зону защищающих от истирания стальных листов наносят маску, а затем снимают ее.

Использование защищающих от истирания полос в зоне посадочных закрылков связано, в частности, со следующими недостатками:

- применение защищающих от истирания полос в большинстве случаев небольшой толщины приводит часто к надломам, соответственно, царапинам перед и во время соединения и тем самым к высокой доле брака;

- производственные стадии очистки подлежащей защите зоны посадочного закрылка, а также соединения защищающих от истирания стальных листов требуют высокой точности выполнения; уже небольшие отклонения от заданных величин приводят к погрешностям сцепления защищающего от истирания стального листа на посадочном закрылке, соответственно, к невыполнению требований к внешнему виду;

- для очистки посадочного закрылка и защищающего от истирания стального листа перед соединением используют содержащие растворитель чистящие средства, поскольку лишь так можно обеспечивать необходимое качество поверхности; однако, использование содержащих растворитель чистящих средств все больше считается нежелательным;

- процессы очистки и соединения требуют очень много времени;

- локальный ремонт поврежденного защищающего от истирания стального листа является невозможным; любой ремонт поврежденного защищающего от истирания стального листа связан с его отделением от посадочного закрылка и повторным выполнением стадий очистки и соединения.

Поэтому в основу данного изобретения положена задача уменьшения или исключения, по меньшей мере, частично указанных выше недостатков, которые связаны с использованием защищающих от истирания стальных листов (защищающих от истирания полос).

Согласно первому аспекту изобретения, поставленная задача решена посредством применения лака, содержащего:

- полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов и

- заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители,

в качестве стойкого к истиранию покрытия (а) посадочных закрылков самолета в зоне контакта со спойлерами.

Было неожиданным образом установлено, что полиуретановые лаки, которые содержат повышающие стойкость к истиранию наполнители, пригодны для применения вместо используемых до настоящего времени защищающих от истирания стальных листов.

Используемые лаки содержат полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, которые проявляют в крайнем случае небольшие (незаметные для глаза) изменения цвета при тепловой нагрузке (диапазон температур от -55 до 100°С). В полиуретановую матрицу заделаны повышающие стойкость к истиранию наполнители.

Лаковую систему в еще не затвердевшем состоянии наносят, например, на наружное первичное покрытие или на наружное верхнее покрытие посадочного закрылка с помощью напыления или другого подходящего способа, для последующего затвердевания. При этом толщина сухого слоя лежит равномерно в диапазоне между 10 мкм и 300 мкм. Для достижения толщины слоя более 50 мкм указанный процесс нанесения при необходимости повторяют несколько раз до достижения желаемой толщины слоя.

Лаки, содержащие полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, а также заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители, пригодны не только для стойкого к истиранию покрытия (а) самолетных посадочных закрылков в зоне контакта со спойлерами. Другой возможной областью применения указанных лаков является, например, (b) зона истирания грузовых дверей, а также (с) зоны истирания других при работе механически трущихся друг с другом конструктивных частей самолета. Соответствующие применения являются другим предметом данного изобретения.

Согласно другому аспекту, данное изобретение относится к посадочному закрылку самолета со стойким к истиранию покрытием в зоне контакта со спойлерами, при этом покрытие состоит из затвердевшего лака, содержащего или состоящего из:

- полиуретановой матрицы на основе алифатических компонентов и

- заделанных в полиуретановую матрицу, повышающих стойкость к истиранию наполнителей.

Кроме того, данное изобретение относится к определенным новым стойким к истиранию лакам, которые пригодны, в частности, для покрытия самолетных посадочных закрылков в зоне контакта со спойлерами.

В ходе длительных исследований было неожиданно установлено, что используемые лаки (лаковые системы) отвечают всем требованиям, которые связаны с защитой от истирания посадочных закрылков, а именно, в частности, в механическом и оптическом отношении. Среди многочисленных требований особенно большое значение имеют, в частности, следующие:

- сцепление с подложкой;

- стойкость к истиранию;

- стойкость к химикатам (в частности, хорошая стойкость к воде и гидравлической жидкости (Skydrol));

- стойкость к пожелтению (стойкость цвета относительно тепла и ультрафиолета); высокая стойкость к ультрафиолету достигалась при исследованиях лишь при применении полиуретановой матрицы на основе алифатических компонентов; использование ароматических компонентов приводит к получению нестабильных относительно ультрафиолета лаков.

Кроме того, были выявлены следующие преимущества;

- при применении, согласно изобретению, указанных лаков в качестве огнезащитных лаков (стойкого к истиранию покрытия), в частности, на посадочных закрылках в зоне контакта со спойлерами, нанесение лака можно предпочтительно выполнять с помощью процесса распыления; этот способ с точки зрения затрат времени и стоимости является значительно более благоприятным и менее связанным с помехами, чем применяемые до настоящего времени способы нанесения защищающих от истирания стальных листов; процесс изготовления можно автоматизировать;

- при применении, согласно изобретению, лаков на полиуретановой основе отпадает связанная с использованием защищающих от истирания стальных листов высокая доля брака;

- по сравнению с использованием защищающих от истирания стальных листов отпадает стадия нанесения и снятия маски;

- поврежденные стойкие к истиранию покрытия, которые получены с применением, согласно изобретению, полиуретановых лаковых систем, можно локально ремонтировать после подшлифовки поверхности покрытия;

- перед нанесением стойких к истиранию покрытий с применением, согласно изобретению, лака на полиуретановой основе можно выполнять очистку конструктивных частей, в частности посадочных закрылков, с помощью чистящих средств, которые содержат сравнительно небольшие количества органических растворителей;

- применение, согласно изобретению, лаков на полиуретановой основе с заделанными в них повышающими стойкость к истиранию наполнителями приводят к хорошим фрикционным свойствам с партнерами по трению из стали, CFK и титана при температурах в диапазоне между -55°С - +60°С;

- по сравнению с использованием защищающих от истирания стальных листов обеспечивается значительная экономия веса (около 10 кг при использовании на самолете типа Airbus А 340).

Хотя в полиуретановую матрицу можно заделывать множество различных наполнителей для повышения стойкости к истиранию соответствующего лака, предпочтительными являются, однако, определенные наполнители. Особенно предпочтительно выбирать наполнители из группы, состоящей из:

наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм, предпочтительно 2 мкм<d50<15 мкм,

наполнителей с твердостью по шкале Мооса, максимально, 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм,

и их смесей.

Наполнители с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 называются в последующем твердыми наполнителями, а наполнители с твердостью по шкале Мооса максимально 2 называются в последующем мягкими наполнителями.

Неожиданным образом было установлено, что использование как твердых, так и мягких наполнителей приводит к тому, что стойкость к истиранию полиуретанового лака, который используется в качестве защиты от истирания на посадочных закрылках относительно спойлеров, значительно повышается, если при этом выдерживаются указанные диапазоны величины зерна. Особенно предпочтительным является одновременное использование в полиуретановой матрице твердых и мягких наполнителей.

Твердые наполнители являются предпочтительно керамическими наполнителями; мягкие наполнители являются предпочтительно пластмассовыми наполнителями.

В качестве наполнителей предпочтительно использовать материалы, которые сами не имеют особой или даже броской собственной окраски, т.е., в частности, белые материалы. Однако использование цветных или же черных наполнителей также возможно, если используемые наполнители значительно влияют на цветовой тон готового лака лишь при больших количествах добавки, т.е. являются задающими цветовой тон. Исследования показали, что графит (в качестве черного, мягкого наполнительного материала) отрицательно влияет на цветовой тон применяемого, согласно изобретению, лака; таким образом, предпочтительно применяемые, согласно изобретению, лаки не содержат графит.

Керамические наполнители предпочтительно выбраны из группы, состоящей из:

карбида кремния, диоксида кремния, оксида алюминия, оксида циркония, шпинели, нитрида бора и их смесей.

Мягкие наполнители предпочтительно состоят из сверхвысокомолекулярного полиэтилена, такого как, например, GUR 2126 фирмы Ticona.

В применяемых, согласно изобретению, лаках предпочтительно используются смеси из твердых и мягких наполнителей (с указанными выше величинами зерна), при этом соотношение по массе наполнителей лежит в диапазоне от 1:9 до 9:1. При применении смесей из твердых и мягких наполнителей в проведенных исследованиях были получены особенно хорошие результаты.

В применяемых, согласно изобретению, лаках значение для защиты от истирания имеет также концентрация твердых, соответственно, мягких наполнителей. Доля твердых наполнителей с величиной зерна в указанном выше диапазоне предпочтительно лежит в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.%, а доля мягких наполнителей с величиной зерна в указанном выше диапазоне предпочтительно лежит в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.% относительно полной массы лака.

Как указывалось выше, изобретение относится также к посадочному закрылку самолета со стойким к истиранию покрытием в зоне контакта со спойлерами, при этом покрытие состоит из затвердевшего лака, содержащего или состоящего из полиуретановой матрицы на основе алифатических компонентов и заделанных в полиуретановую матрицу, повышающих стойкость к истиранию наполнителей.

При этом покрытие самолетного посадочного закрылка предпочтительно состоит из лака, который указан выше в качестве предпочтительного.

Данное изобретение относится также к определенным стойким к истиранию лакам, которые пригодны, в частности, для покрытия самолетных посадочных закрылков в зоне контакта со спойлерами, но которые, естественно можно использовать также для других целей. Стойкий к истиранию лак, согласно изобретению, содержит:

- полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов и

- заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители,

при этом наполнители выбраны из группы, состоящей из:

наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,01 мкм <d50<30 мкм,

и смесей таких наполнителей с наполнителями с твердостью по шкале Мооса, максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм.

При этом на выбор наполнительных материалов, соотношение масс (при смешивании наполнителей) и на концентрацию распространяется, соответственно, указанное выше.

Применяемые, согласно изобретению, лаки содержат наряду с указанными составляющими частями (а) полиуретановая матрица и (b) выбранные наполнители еще другие составляющие части, в частности, добавки (поверхностные добавки, сшивающие добавки, пеногасители), пигменты (придающие цвет составляющие части; если определенные пигменты в отдельном случае являются «наполнителями» указанного выше вида, то в данном тексте они не являются другими составляющими частями лака, а «наполнителями»), а также, при необходимости, другие составляющие части.

Ниже приводится подробное пояснение изобретения на примерах со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - самолет с посадочными закрылками для нанесения защищающих от истирания покрытий;

фиг.2 - разрез части крыла с посадочным закрылком для нанесения защищающих от истирания покрытий;

фиг.3 - испытательный фрикционный стенд для исследования стойкости к истиранию лаков;

фиг.4а - положенная в основу фрикционного испытательного стенда, согласно фиг.3, кинематика и геометрия, в изометрической проекции;

фиг.4b - часть фиг.4а, на виде сбоку;

фиг.5 - график влияния величины зерна твердых наполнителей на характеристики истирания;

фиг.6 - график влияния величины зерна мягких наполнителей на характеристики истирания; и

фиг.7 - график влияния величины концентрации наполнителя на стойкость к истиранию.

Самолет 1, показанный на фиг.1, имеет на своих крыльях посадочные закрылки 2, которые в процессе взлета, а также посадки убираются, соответственно, выпускаются.

На фиг.2 в разрезе показано, что посадочный закрылок 2' расположен под спойлером 4. Если спойлер 4, как показано на фиг.2, не повернут вверх, то спойлер 4 и посадочный закрылок 2' находятся в контакте друг с другом в зоне 6 трения. При выпуске посадочного закрылка 2' например, для посадке, спойлер 4 в этой зоне 6 трения трется по посадочному закрылку 2', что означает фрикционную нагрузку для посадочного закрылка 2' в этой зоне 6 трения.

Пример 1: тест на истирание, согласно PrEN 6124

Был проведен тест на истирание, согласно PrEN 6124, на специальном фрикционном испытательном стенде для возможно точной имитации поведения при истирании, которое может возникать на самолетном посадочном закрылке при работе.

Для этого подлежащие проверке лаки наносятся на пробный металлический лист (алюминий), а затем удерживаются на столе для проб испытательного фрикционного стенда.

Лакированные пробные листы соответствуют защищенным лаком зонам посадочного закрылка. Испытательный фрикционный стенд 10, согласно PrEN 6124, показан на фиг.3. Испытательный фрикционный стенд 10 имеет три заполненных порошком вольфрама нагрузочных резервуара 12, которые имеют каждый силу веса G=566 Н. Нагрузочные резервуары 12 удерживаются в линейно направляемом, переставляемом по высоте и арретируемом первом держателе 14 пробы. Вес нагрузочного резервуара 12 воздействует на линейно направляемый второй держатель 16 пробы. Этот второй держатель 16 пробы удерживает соответствующую спойлерному щитку участвующую в трении часть, которая воздействует в качестве противоположного тела на пробный лист 18. Пробные листы 18 расположены на линейно направляемом столе 20 для проб, который с помощью гидравлического привода 22 приводится в горизонтальное движение со скоростью v=35 мм/с при пути трения s=80 мм. Числом циклов нагрузки управляют с помощью SPS. С помощью датчика 24 силы осуществляют измерение силы трения, из которой определяют коэффициента трения μ.

Кондиционирование пробных листов осуществляют следующим образом:

Подлежащие проверке лаки наносят на алюминиевые пластины и выдерживают 7 дней при комнатной температуре. Затем выполняют испытания на истирание на испытательном фрикционном стенде, согласно PrEN 6124.

На испытательном фрикционном стенде, согласно PrEN 6124, путь трения составляет 80 мм. Прикладываемая сила веса составляет 566 Н на цилиндр, т.е. на пробный лист. Скорость линейно направляемого стола для проб составляет 35 мм/с.

В держатель проб зажимают пробы, которые изготовлены из обычных для спойлерных щитков материалов (например, CFK, титан, сталь 1,4548, полиамид, CuBe и силиконовая резина). Размер зажимаемых проб составлял 2×80 мм.

Таким образом, на подлежащие проверке лаки воздействовала максимальная нагрузка 3,54 Н/мм2.

Другие данные кинематики и геометрии проверки, с одной стороны, и расположения проб, с другой стороны, следуют из фиг.4а и 4b.

На фиг.4а показано в изометрической проекции принципиальное расположение проб. На второй держатель 16 проб воздействует сила веса G и прижимает тем самым держатель 16 проб с пробой к пробному листу 18. Пробный лист движется осциллирующим образом по пути трения s, который составляет 80 мм, со скоростью v=35 мм/с. При этом нагрузка пробы составляет F=3,54 Н/мм2.

На виде сбоку на фиг.2 можно видеть, что во втором держателе 16 расположена проба 26, которая прижимается к пробной пластине 18 силой веса G. Проба 26, которая имитирует спойлерный щиток, имеет площадь прилегания к поверхности 18 пробы 2×80 мм. При этом проба 26 вклеена в канавку глубиной 0,5 мм.

Для сравнения различных лаков относительно их стойкости к истиранию с помощью испытательного фрикционного стенда, согласно PrEN 6124, исследовались соответственно различно лакированные пробные листы и определялось истирание после максимально 2000 колебаний; при этом через каждые 250 циклов нагрузки проводили контроль веса соответствующей пробы.

Для сравнения соответствующих противоположных тел (спойлерных проб) различные спойлерные материалы подвергали нагрузке максимально 2000 циклов нагрузки; при этом через каждые 250 циклов выполняли контроль веса противоположных тел.

Со спойлерными телами из стали, титана и CFK (армированной углеродным волокном пластмассы) получали коэффициент трения μ≤0,6.

В качестве температур проверки устанавливались температуры 23°С, -55°С и 60°С.

В качестве испытательных сред использовались Skydrol и нормированное загрязнение.

Для испытаний на истирание трением было необходимо выполнять их также при температурах 60°С и -55°С. Тем самым должно быть обеспечено, что защищающий от истирания слой действует также в областях с большим воздействием жары (при стоянке самолета в жарких областях земли). То же относится к экстремальному холоду, например перед приземлением.

Соответствующие исследования выполнялись с помощью специально предназначенного для этого гнезда для пробы, которое омывается охлаждающей, соответственно, нагревающей жидкостью.

Проведенные исследования, согласно PrEN 6124, привели к результату, что за счет заделывания указанных выше повышающих стойкость к истиранию наполнителей в полиуретановую матрицу достигается очень высокая стойкость к истиранию, которая отвечает высоким требованиям самолетостроительной промышленности. При этом оказалось особенно предпочтительным использование наполнителей, которые указаны выше как предпочтительные.

В этой связи следует отметить, что не только лаки на полиуретановой основе с интегрированными наполнителями имеют сопротивление истиранию, которое отвечают высоким требованиям. Также определенные эпоксидные лаки, такие как, например, продаваемый продукт Ceram Kote 54, оказались весьма пригодными; однако, применяемые, не согласно изобретению, лаки оказались непригодными в других тестах, которые были проведены для учета требований самолетостроительной промышленности к практическим защищающим от истирания системам, как показано в последующих примерах.

Пример 2: температурный тест/термическое испытание на пожелтение

Подлежащие проверке лаковые системы наносили на алюминиевые пластины обычного для самолетостроения типа 2024 Т3 и выдерживали в течение 7 дней при комнатной температуре. Затем были измерены соответствующие цветовые тона с помощью стандартного прибора для измерения цвета. Сразу после этого пробы хранили при температуре 110°С, соответственно, 150°С, т.е. при температурах, которые могут возникать на поверхностях самолета в жарком климате. После 100-часового хранения при повышенной температуре определяли отклонения цветового тона посредством сравнения со стандартом (начальным значением).

Цветовое пространство при измерении цветового тона складывается из величин Da (красная/зеленая ось), Db (синяя/желтая ось) и DL (светлая/темная ось). Составленная из указанных выше величин числовая мера описывает DE при сравнении цветовых тонов, например, двух сравниваемых цветовых тонов. При этом величины Db и DE являются критерием изменения цветового тона за счет ультрафиолетового света или тепловой нагрузки. Сдвиг по синей/желтой оси, т.е. пожелтение отражается при сравнительном измерении как на величине Db, так и величине DE.

Применяемые, согласно изобретению, лаки на основе полиуретана проявили лишь очень небольшое отклонение цветового тона.

В отличие от этого, при применении эпоксидной системы Ceram Kote 54 проявилось очень сильное отклонение цветового тона, которое соответствует очень сильному пожелтению и сопровождается недопустимо высоким повышением механической хрупкости.

Пример 3: испытание посредством нанесения решетчатых надрезов, согласно DIN EN ISO 2409

С помощью испытание посредством нанесения решетчатых надрезов, согласно DIN EN ISO 2409, исследовалась прочность сцепления определенных лаков.

При этом применяемые, согласно изобретению, лаки отличались особенно хорошими свойствами.

Пример 4: влияние материала наполнителя и величины зерна на свойства истирания

4.1 Твердые наполнители

Исходя из системы самолетных покрывных лаков на полиуретановой основе (основывающихся на алифатических компонентах) были изготовления лаки с прочными на истирание, твердыми наполнителями с различными величиной зерна и видом материала.

Были испытаны три различных применяемых, согласно изобретению, лака, для наполнителей (FS 1, FS 2, FS 3) которых справедливо следующее:

FS 1: Карбид кремния (твердость по шкале Мооса 9,6); величина зерна: d50=1,5 мкм; цвет: черный, однако задающий цветовой тон при очень больших количествах добавки.

Примечание: аналогичные испытания проводились также с другими величинами зерна и цветами.

FS 2: Оксид алюминия Al2O3 (твердость по шкале Мооса 9); величина зерна: d50=28 мкм; цвет: белый/серый.

Примечание: аналогичные испытания проводились также с другими величинами зерна.

FS 3: Кремниевая кислота (наночастицы SiO2)(твердость по шкале Мооса 7); величина зерна: d50=12 нм; цвет: белый.

Примечание: аналогичные испытания проводились также с другими величинами зерна.

Концентрация наполнителей FS 1, FS 2 и FS 3 в используемом в качестве матрицы полиуретановом самолетном лаке составляла 10 мас.% относительно полной массы лака.

В качестве противоположного тела в исследованиях использовался титан, тест на истирание проводился с помощью испытательного стенда, согласно PrEN 6124 (смотри пример 1).

Влияние величины зерна (а также материала наполнителя) следует из фиг.5. Число циклов нагрузки нанесено на ось абсцисс и достигает 2000, количество истирания в мг нанесено на оси ординат и достигает 140 мг. Были исследованы следующие покрытия:

К1: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака;

К2: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 10% наполнителя FS 1 (d50=1,5 мкм);

К3: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 10% наполнителя FS 2 (d50 около 28 мкм);

К4: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 10% наполнителя FS 3 (d50=12 нм).

Можно видеть, что все снабженные наполнителями полиуретановые лаки имели улучшенные свойства истирания по сравнению со стандартной полиуретановой системой самолетного покрывного лака или, по меньшей мере, были равноценными. Наиболее убедительными были свойства системы К2 с применением 10% наполнителя FS 1, что предположительно объясняется выбранной величиной зерна.

Другие исследования показали, что особенно малые и особенно большие величины зерна (внутри подлежащих выдерживанию, согласно изобретению, интервалов) при применении твердых наполнителей часто приводили к худшим результатам, чем при величине зерна в среднем диапазоне от 1,5 до 15 мкм.

4.2 Мягкие наполнители:

Исходя из системы самолетных покрывных лаков на полиуретановой основе (основывающихся на алифатических компонентах) были изготовления лаки с прочными на истирание, мягкими наполнителями с различными величиной зерна и видом материала.

FS4: Сверхвысокомолекулярный полимер этилена GUR 2126 фирмы Ticona: величина зерна d50 в диапазоне около 25-30 мкм, согласно собственным исследованиям, поскольку изготовитель не указывает данные по d50; цвет: белый - кремовый; вид: твердый порошок; плотность: 0,93 г/см3; насыпная плотность: (DIN 53466), по меньшей мере, 0,4 кг/м3; твердость по шкале Мооса: около 2-2,5; температура плавления: DSC, 10 К/мин (ISO 3146, способ С): 130-135°С (порошок).

Концентрация наполнителя FS 4 в используемом в качестве матрицы полиуретановом самолетном лаке составляла 5, 10, соответственно, 15% относительно полной массы лака.

В качестве противоположного тела в исследованиях использовался титан, тест на истирание проводился с помощью испытательного стенда, согласно PrEN 6124 (смотри пример 1).

Влияние величины зерна следует из фиг.6. Число циклов нагрузки снова нанесено на ось абсцисс и достигает 2000, количество истирания в мг снова нанесено на оси ординат. Были исследованы следующие покрытия:

К5: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака;

К6: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 5% наполнителя FS 4;

К7: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 10% наполнителя FS 4;

К8: стандартная полиуретановая система самолетного покрывного лака с 15% наполнителя FS 4.

Можно видеть, что при всех концентрациях наполнителя FS 4 достигаются улучшенные свойства истирания. При переходе с 10% наполнителя FS 4 на 15% наполнителя FS 4 (переход с К7 на К8) не было установлено дополнительного улучшения.

В дополнительных исследованиях определяли коэффициент трения μ в зависимости от числа циклов нагрузки для системы К7 самолетного покрывного лака. Даже после 2000 циклов нагрузки коэффициент трения μ не составлял более 0,33. По сравнению с этим коэффициент трения μ для стандартной полиуретановой системы самолетного покрывного лака К5 (без добавления наполнителя) уже после 500 циклов нагрузки составлял явно более 0,4.

Пример 5: влияние концентрации наполнителя на стойкость к истиранию

Концентрация твердых наполнителей в полиуретановой матрице также оказывает влияние на стойкость к истиранию готового лака.

На фиг.7 показан график количества истирания в мг при испытаниях на трение с абразивом Taber® 1000 U, 1000 г, ролик CS 17 при различных количествах наполнителя. В качестве наполнителя в стандартные полиуретановые системы самолетного покрывного лака добавляли следующие наполнители в следующих количествах:

Z1 без добавления наполнителя;

Z2 10% неорганического наполнителя FS 1 (d50=1,5 мкм);

Z3 20% неорганического наполнителя FS 1 (d50=1,5 мкм);

Z4 30% неорганического наполнителя FS 1 (d50=1,5 мкм);

Z5 10% неорганического наполнителя FS 2 (d50=28 мкм);

Z6 20% неорганического наполнителя FS 2 (d50=28 мкм);

Z7 30% неорганического наполнителя FS 2 (d50=28 мкм);

Z8 10% неорганического наполнителя FS 3 (d50=12 нм);

Z9 20% неорганического наполнителя FS 3 (d50=12 нм).

Из фиг.7 следует, что при использовании наполнителя FS 1, соответственно, FS 2 с концентрацией наполнителя 10 мас.% в полиуретановой матрице обеспечивается лучшая стойкость к истиранию, чем при соответствующих лаках с долей наполнителя 20, соответственно, 30 мас.%. Во множестве исследований был установлен в качестве особенно предпочтительного диапазон концентраций от 7 до 15 мас.%.

1. Применение лака, содержащего:
- полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов и
- заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители, в качестве стойкого к истиранию и пожелтению покрытия (а) посадочных закрылков (2, 2') самолета в зоне контакта со спойлерами (4), или (b) зоне истирания грузовых дверей, или (с) зоне истирания других при работе механически трущихся друг с другом конструктивных частей самолета.

2. Применение по п.1, где наполнители выбраны из группы, состоящей из: наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм, наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм и их смесей.

3. Применение по п.2, где наполнители с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм являются керамическими наполнителями и/или наполнители с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм являются пластмассовыми наполнителями.

4. Применение по п.3, где керамические наполнители выбраны из группы, состоящей из: карбида кремния, диоксида кремния, оксида алюминия, оксида циркония, шпинели и их смесей.

5. Применение по любому из пп.2-4, где используется смесь из наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм и наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм, при этом соотношение масс наполнителей лежит в пределах от 1:9 до 9:1.

6. Применение по любому из пп.2-4, где доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.%, и/или доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.% относительно полной массы лака.

7. Применение по п.5, где доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.%, и/или доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.% относительно полной массы лака.

8. Самолетный посадочный закрылок (2; 2') со стойким на истирание и пожелтение покрытием в зоне контакта со спойлерами (4), при этом покрытие состоит из затвердевшего лака, содержащего или состоящего из:
- полиуретановой матрицы на основе алифатических компонентов и
- заделанных в полиуретановую матрицу, повышающих стойкость к истиранию наполнителей.

9. Самолетный посадочный закрылок (2; 2') по п.8, где применен лак по любому из пп.1-6.

10. Стойкий к истиранию и пожелтению лак для покрытия самолетных посадочных закрылков (2; 2') в зоне контакта со спойлерами (4), содержащий:
- полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов и
- заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители, при этом наполнители выбраны из группы, состоящей из: наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм и смесей таких наполнителей с наполнителями с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм.

11. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по п.10, где наполнители с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм являются керамическими наполнителями и/или наполнители с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм являются пластмассовыми наполнителями.

12. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по п.10 или 11, где керамические наполнители выбраны из группы, состоящей из: карбида кремния, диоксида кремния, оксида алюминия, оксида циркония, шпинели и их смесей.

13. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по п.10 или 11, где используется смесь из наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм и наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм, при этом соотношение масс наполнителей лежит в пределах от 1:9 до 9:1.

14. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по п.12, где используется смесь из наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм и наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм, при этом соотношение масс наполнителей лежит в пределах от 1:9 до 9:1.

15. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по любому из пп.10, 11 или 14, где доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.%, и/или доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.% относительно полной массы лака.

16. Стойкий к истиранию и пожелтению лак по п.12, где доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d50<30 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.%, и/или доля наполнителей с твердостью по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d50<50 мкм составляет в пределах от 5 до 35 мас.%, предпочтительно в пределах от 7 до 15 мас.% относительно полной массы лака.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях обтекателей антенн. .

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к удерживающим устройствам, применяемым, в частности, для удерживания и направления электрических магистралей вдоль опоры траверсы или на элементе каркаса в летательном аппарате.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к шасси летательного аппарата со средством уменьшения шума и летательному аппарату, снабженному таким шасси. .

Изобретение относится к технике моделирования физических процессов и природных явлений. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для дозвуковых и трансзвуковых самолетов. .

Изобретение относится к направляющим устройствам вращения, предназначенным для установки между неподвижной и подвижной частями оборудования, в частности гондолы воздушного судна, подверженного сильным изменениям температуры и давления

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов

Изобретение относится к снижению аэродинамического шума, создаваемого убирающимся шасси летательного аппарата при взлете и посадке

Изобретение относится к композитным материалам, применяемым в самолетостроении, и касается усиленной накладки из композитного материала и способа усиления накладки, предназначенной для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата. Содержит сердцевину из композитного материала и по меньшей мере один стеклянный слой, покрывающий по меньшей мере одну внутреннюю сторону сердцевины, и по меньшей мере один верхний стеклянный слой, покрывающий внешнюю сторону сердцевины, стеклянные слои полностью покрывают внешнюю поверхность сердцевины. Способ включает следующие стадии: располагают первый нижний стеклянный слой в форме таким образом, что он покрывает дно формы, а выступающие края нижнего стеклянного слоя выступают с одной и другой стороны боковых стенок упомянутой формы; размещают накладку в форме, при этом внешнюю сторону сердцевины покрывают сначала или позже по меньшей мере одним верхним стеклянным слоем; отгибают края первого нижнего стеклянного слоя на накладку таким образом, что стеклянный слой прилегает к внешнему контуру накладки; закрывают форму крышкой; обжигают накладку, размещенную в форме, в сушильной камере для полимеризации стеклянного слоя; извлекают накладку, покрытую стеклянным слоем. Изобретение позволяет увеличить устойчивость накладки, которая используется в качестве переходной накладки на уровне крыла с фюзеляжем летательного аппарата. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к заборнику воздуха для воздушного судна. Заборник содержит заборник (20) набегающего потока воздуха, имеющий отверстие (36) для впуска набегающего потока воздуха, впускное отверстие (26) вторичного воздуха, выполненную с возможностью перемещения створку (30), впускной канал (28) вторичного воздуха, воздуховод (38) и стопорный клапан (40), который установлен во впускном канале (28) вторичного воздуха. Створка (30) выполнена с возможностью перемещения в первое положение и во второе положение, при этом створка (30) закрывает впускное отверстие (26) вторичного воздуха в своем первом положении, а во втором положении частично открывает впускное отверстие (26) вторичного воздуха и в некоторых зонах заходит в воздушный поток, направленный к отверстию (36) заборника. Впускной канал (28) вторичного воздуха и канал (22) заборника набегающего потока воздуха выполнены с возможностью соединения с воздуховодом (38). Технический результат заключается в оптимизации работы заборника для фаз полета на крейсерском режиме. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства. Наружная поверхность защитной панели содержит композитный материал. Деформирующиеся детали взаимодействуют с несколькими стрингерами, установленными на рамах. Степень деформации деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности. Достигается снижение веса защитной панели и повышение ее стойкости к ударам при выбросах от шины по лоточной панели. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними. Уплотнительный элемент содержит участок крепления для соединения с первым компонентом, первую полку и вторую полку, отходящие от участка крепления и отстоящие друг от друга так, чтобы принимать между собой второй компонент. Уплотнительный элемент также содержит первый повышающий жесткость элемент, выполненный с возможностью частичного ограничения взаимного перемещения первой и второй полок. Первый повышающий жесткость элемент выполнен цельным и содержит первый повышающий жесткость рычаг и второй повышающий жесткость рычаг. Первый повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом с первой полкой, а второй повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом со второй полкой так, что взаимное перемещение первой и второй полок частично ограничено первым повышающим жесткость элементом. При изготовлении уплотнительного элемента обеспечивают форму, соответствующую внешнему контуру уплотнительного элемента, имеющего участок крепления и первую и вторую полки, отходящие от участка крепления. Обеспечивают один повышающий жесткость элемент внутри формы. Вводят уплотнительный материал в форму для частичного заполнения пространства вокруг повышающего жесткость элемента. Затем отверждают уплотнительный материал и извлекают уплотнительный элемент из формы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к авиастроению. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, по сторонам которой на участке стенки от камеры сгорания топлива до выходного отверстия реактивного сопла снаружи установлены параллельно одно над другим с наклоном по отношению к центральной оси тонкостенные ребра, создающие подъемную силу при перемещении в воздушной среде. Ребра имеют переменную ширину, увеличивающуюся в направлении движения воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх