多层管状管道和制造方法与流程

1.本发明涉及一种多层管状管道，特别是由复合材料制成的多层管状管道。
2.更详细地说，本发明涉及一种所谓的空气排放管道，也就是说，涉及一种管状管道，该管状管道被定形状以使来自飞机发动机的排放系统的高温加压流体通过，并且涉及空气排放管道的制造方法。


背景技术：

3.根据现有技术，在飞机上的发动机排出的压力下传导热空气的管件由金属制成，例如钛合金或高强度钢。
4.由金属材料制成的管件的缺点是：
[0005]-对于飞机上的特定应用来说，重量过大；
[0006]-由于厚度通常在0.5mm和0.9mm之间，它们可能变形性；
[0007]-由于管件本身的组装而存在焊接点，组装是通过将两个或更多个零件焊接在一起实现的。由于待焊接的界面的变形，所以焊接处成为金属管道的薄弱点，并且成为可能断裂裂纹的起始点。
[0008]
根据现有技术的一种可能的替代解决方案提供了借助于用环氧树脂或氰酸酯或酚醛树脂基质预浸渍的材料来制造复合材料的管道，但是这些材料不适合用于空气排放管道的特定应用，因为在高温度值下会损失化学性能/物理性能。


技术实现要素：

[0009]
为此，本发明提出并解决的技术问题是提供一种管状管道和用于制作该管道的方法，其允许克服现有技术的上述缺点。
[0010]
这个问题通过根据权利要求1所述的多层管道来解决，并且根据相同的发明构思，通过根据权利要求8所述的方法来解决。
[0011]
本发明的优选特征存在于从属权利要求中。
[0012]
本发明提供了一些显著的优点。
[0013]
有利地，本发明允许制造线性的和弯曲的管状管道，管道基本上没有焊缝，因此没有薄弱点，从而确保沿着管道的整个纵向延伸的结构抗性的连续性和均匀性。
[0014]
特别地，具有抵抗空气排放管道的高运行温度值的内部隔热层的特性保证了与从飞机的发动机中出来的空气(其具有的温度大于或等于200℃)接触的表面的化学抗性/物理抗性在使用期间保持不变并且允许管道本身的使用寿命周期增加。
[0015]
被配置成在结构上抵抗外部机械应力的外部层的存在允许维持管道的管状形状，即使当管道由于穿过管道本身的流体的高压而受到相当大的应力时。
[0016]
有利地，本发明还具有定位在内部层和外部层之间的中间层，以确保上述两层之间的化学隔离/物理隔离，并且在多层管状管道的储存和使用期间维持所用材料的特性不变。
[0017]
同样，有利地，对于相同的结构强度，相对于金属材料的构造，根据本发明的发明允许显著地降低空气排放管道类型的管道的总体重量。
[0018]
本发明的其他优点、特征和使用方式将从以下对一些实施例的详细描述中变得清楚，这些实施例通过示例的方式提供，并且不限制本发明的范围。
附图说明
[0019]
参考附图，其中：
[0020]
图1示出了根据本发明的多层管状管道的实施例的局部剖切部分的透视图；
[0021]
图2示出了根据本发明的多层管状管道的优选实施例的俯视透视图；
[0022]
图3a-3c示出了制作根据本发明的管状管道的第一实施例的内部层的步骤；
[0023]
图4a-4b示出了制作根据本发明的管状管道的第一实施例的外部层的步骤；
[0024]
图5a-5b示出了制作根据本发明的管状管道的第二实施例的内部层的步骤；
[0025]
图6示出了制作根据本发明的管状管道的第二实施例的外部层的一部分的步骤；
[0026]
图6a示出了图6的局部放大图；
[0027]
图7示出了用于制作根据本发明的管状管道的第二实施例的模具；
[0028]
图7a示出了图7的局部放大图；
[0029]
图8示出了根据本发明的管状管道的第二实施例的局部透视图；
[0030]
图8a示出了图8的局部放大图；
[0031]
图9示出了根据本发明的管状管道的第二实施例的加强元件；
[0032]
图10示出了根据本发明的管状管道的第二实施例处于部分组装构造的透视图；
[0033]
图10a示出了图10的局部放大图；
[0034]
图11示出了根据本发明的管状管道的第二实施例处于组装构造的透视图；
[0035]
图11a示出了图11的局部放大图；
[0036]
图12示出了根据本发明的管道的实施例的热性能验证测试得出的曲线图；
[0037]
图13示出了根据本发明的管道的另一个实施例的热性能验证测试得出的曲线图。
具体实施方式
[0038]
以下描述涉及一种多层管状管道，其特别被配置成用于离开飞机发动机的高温加压流体的通过，并且涉及制造该管状管道本身的方法。
[0039]
参考附图，根据本发明的多层管状管道的第一实施例和第二实施例通常分别用100和200表示。
[0040]
根据本发明的多层管状管道100、200包括内部层10，如将在下面更详细地描述的，该内部层以预浸渍半成品的形式制成。
[0041]
特别地，由复合材料制成的内部层10至少包括作为增强材料的碳纤维织物和无机基基质(例如陶瓷基基质)。
[0042]
有利地，用作增强材料的碳纤维织物和无机基基质(特别是陶瓷基基质)的特定组合允许制造内部预浸渍层10，其特征在于，对于1mm的厚度，该内部浸渍层允许层本身在两个面之间(即内部面和外部面之间)的热吸收大约为80℃。
[0043]
优选地，内部层10提供了四层碳纤维织物的叠置，其在管件厚度的方向上彼此叠
置。
[0044]
在这里描述的示例中，每种织物具有的基本重量等于200gr/m2。
[0045]
该重量保证了带有陶瓷基树脂的碳纤维织物的最佳可加工性和浸渍性并且允许获得大约0.25mm的预浸渍织物厚度。
[0046]
为此，内部层10的总体厚度(包括四层碳纤维织物的叠置)大约为1mm。
[0047]
替代地，内部层10可以包括单层的碳纤维织物，其具有大约为800gr/m2的基本重量和大约为1mm的厚度。
[0048]
根据另一个替代实施例，内部层10可以包括单层的非织造碳纤维织物，其基本重量大约等于400gr/m2，一旦浸渍，其厚度发展为1mm。
[0049]
根据优选实施例，无机基基质是由同一申请人开发并且在国际专利申请wo2018179019中描述的类型的陶瓷基树脂。
[0050]
有利地，根据iso 2685的规定，所使用的陶瓷基树脂具有900℃的tg(玻璃化转变温度)并且可以承受高达1200℃的燃烧温度。
[0051]
由申请人开发的陶瓷基树脂的热稳定性在工作温度范围内进行了测试并且被证明是耐受的。
[0052]
为此，由于陶瓷基基质的多孔结构在-55℃和310℃之间的温度范围内是不可改变的并且符合航空fts法规，因此如此构造的内部层10充当隔离体，即充当隔热体。
[0053]
有利地，借助于基本重量为200gr/m2并且厚度约为0.25mm的碳纤维织物获得的每个预浸渍层允许一个面和另一个面之间的隔热，特别是允许大约15-20℃的热吸收。
[0054]
为此，预浸渍内部层10的总体厚度(包括四层碳纤维织物的叠置)允许在层的内部面和外部面之间获得大约80℃的热吸收。
[0055]
随着叠置的碳纤维织物的数量增加，预浸渍内部层10的内部面和外部面之间的热吸收的值可以增加。
[0056]
如上所述，根据替代实施例，通过使用基本重量约为800gr/m2并且厚度约为1mm的单层的碳纤维织物，或者通过使用基本重量约为400gr/m2的单层的非织造碳纤维织物(一旦浸渍后其厚度发展为1mm)，可以在预浸渍内部层10的内部面和外部面之间获得大约80℃的热吸收值。
[0057]
根据本发明的预浸渍内部层10具有管状形状并且具有基本上彼此平行的至少两个边缘10a和10b，该至少两个边缘沿着管状表面的纵向方向叠置或至少部分叠置。
[0058]
特别地，如图2所示，根据本发明的管道100的第一实施例，两个边缘10a和10b优选地叠置，以便形成具有基本上恒定的直径值的柱体。
[0059]
根据管道的第二实施例，如图5b所示并且如将在下面详细描述的，内部层10在两个边缘10a和10b之间具有纵向凹口，这在管道200的制造步骤中将是有用的，以促进和优化层之间的联接。
[0060]
如图所示，根据本发明的多层管状管道100、200进一步包括外部层30，该外部层也由复合材料制成。
[0061]
特别地，外部层30具有热固性聚合物基质以使组件具有结构一致性，例如双醛树脂、氰酸酯树脂、酚醛树脂、环氧树脂和基于碳纤维或玻璃纤维的增强材料。
[0062]
根据替代实施例，外部层30包括热塑性基质，例如聚醚醚酮(peek)型，其用碳纤维
或玻璃纤维进行纤维增强，由于聚合物的结构，即使在高运行温度下，其也能保证维持结构和化学的强度特性。
[0063]
优选地，外部层30包括三层或四层预浸渍的碳纤维织物，这些碳纤维织物在管件的厚度的方向上彼此叠置。
[0064]
如图4b所示，根据管道100的第一实施例，层30具有直线管状形状。
[0065]
根据图8所示的第二实施例，管道200的外部层30具有曲线管状形状并且包括第一部分30a和第二部分30b，这两个部分是联接的或者可以彼此联接。
[0066]
特别地，如图6a所示，第一部分30a具有半圆周截面和侧向边缘翼片13a。
[0067]
同样地，第二部分30b具有半圆周截面和侧向边缘翼片13b。
[0068]
在管道200的组装构造中，第一部分30a和第二部分30b在侧向边缘翼片13a和13b处彼此联接，以实现层30的曲线管状形状。
[0069]
为了确保外部层30的第一部分30a和第二部分30b之间的纵向联接边缘处的密封，管道200还具有带状密封元件40，如图9所示。
[0070]
如图10和10a所示，在边缘翼片13a和13b之间的每个联接处应用带状侧向密封元件40，特别是借助于粘合剂树脂。
[0071]
特别地，带状侧向密封元件40由与外部层30的材料化学相容的聚合材料制成，例如碳纤维和基于热固性聚合物(例如双醛树脂、氰酸酯、酚醛树脂或环氧树脂)的基质的复合材料。
[0072]
为了确保还在一端处维持部分30a和30b之间的联接，排气管道200还具有形状类似凸缘的端部密封元件50，如图11和11a所示。
[0073]
特别地，末端密封元件50例如借助于粘合剂树脂应用于处于联接构造的所述第一部分30a和第二部分30b的每一端。
[0074]
根据本发明的多层管状管道100、200进一步包括中间粘合剂层20，该中间粘合剂层定位在内部层10和外部层30之间并且被配置成有利于上述两层之间的联接。
[0075]
特别地，如将在下面更详细描述的，粘合剂层20被施加在内部层10的面上。
[0076]
为此，为了增加中间层20和支撑层或应用层10之间的物理化学相容性，使用无机基胶来制造粘合剂层20，该粘合剂层在化学上和结构上都与管道的内部层10相容。
[0077]
像内部层10一样，中间层20实际上优选地用陶瓷基基质制成，其具有一定百分比的残余孔隙率，该百分比例如在16％和21％之间。
[0078]
有利地，根据本发明的多层排气管道100的总体构造使得在释放废气的操作条件期间，限定用于废气的通路的管状表面和管道的外部表面之间的温度梯度值(即沿着管道本身的径向厚度测量的管道的内部表面和外部表面之间的温度差)大于或等于80℃，从而允许增加管道本身的使用寿命周期。事实上，如上所述，使用包括作为增强材料的碳纤维织物和无机基基质(特别是陶瓷基基质)的内部隔热层10，对于1mm的厚度，内部层10允许在层本身的两个面之间(即在内部面和外部面之间)的热吸收大约为80℃。此外，如上面详细描述的，外部层30允许20℃和40℃之间的进一步热吸收。
[0079]
为此，有利地，本发明保证了在管道的操作条件期间，即在以大约260℃的温度为特征的废气通过内部隔热层10的内部面期间，结构部件(即由复合材料制成的外部层30)的操作温度维持在等于或小于180℃。
[0080]
本发明还涉及一种制造上述管状排气管道100、200的方法。该制造方法包括以下步骤：
[0081]
(a)提供由具有无机基质的纤维增强的复合材料制成的预浸渍隔热层状元件10，该预浸渍隔热层状元件包括基本上彼此平行的至少两个边缘10a和10b；
[0082]
(b)提供由纤维增强复合材料制成的管状元件(30)的至少一部分，该管状元件被配置成在结构上抵抗飞机操作条件下的流体动态机械应力；
[0083]
(c)将层状元件10施加在上述的管状元件30的至少一部分的内部表面上，其中施加步骤包括在层状元件10的外部管状表面上插入中间粘合剂层20。
[0084]
有利地，预浸渍层状元件10通过沿着管状表面的纵向方向重叠或至少部分重叠两个边缘10a和10b而以管状方式成形。
[0085]
根据本发明的多层管状管道100的第一实施例，预浸渍内部层10借助于阳模成形，例如该预浸渍内部层通过将预浸渍的织物围绕柱形轴m缠绕而获得，如图3a至3c所示。
[0086]
如图4a所示，外部层30通过在柱形模具中叠置至少两层碳纤维织物通过层压而制成。
[0087]
特别地，所使用的模具在端部附近提供了圆形凹部，以这种方式允许形成已经设置有凸缘元件f1和f2的柱体30，如图4b所示。
[0088]
然后，在进行与内部层10的组装之前，柱体30经受固化和后固化过程。
[0089]
就内部层10的制造而言，依据外部层30的特定直径，预浸渍材料10的彼此相对且优选平行的侧边缘10a和10b彼此靠近移动或彼此叠置，以获得基本上直的柱形预浸渍层10，以插入外部层30中。
[0090]
有利地，事实上，一旦制造了浸渍织物层，它就可以根据特定的设计形状和尺寸成形，从而允许内部层10的直径适应多层排气管道的外部层30的尺寸。
[0091]
除了提供使内部层适应设计规格并且根据设计规格确定其尺寸的结构优势之外，内部层10的特征配置有利地允许优化管状管道制造过程的时间和成本。
[0092]
相同的预浸渍材料10实际上可以用于制作多种形状的管状管道。
[0093]
有利地，根据本发明的方法提供了一种混合生产过程，该混合生产过程可以至少部分地自动化或者根据具体的项目要求和要生产的管状管道的数量手动执行。
[0094]
关于预浸渍管状元件10的制造，其通过使用阳模和/或阴模来进行，这用于保证产品的几何精度(即，管件的几何精度)。
[0095]
织物的布局和定位可以借助于预浸渍定位机器(纤维铺放机器)手动进行或自动进行，以构建不同几何形状的管件，包括直的和弯的。
[0096]
一旦碳纤维织物的叠置层已经定位，就注入上述陶瓷基树脂。
[0097]
有利地，树脂的配方(也就是说，各种成分的重量百分比)由电子系统管理，该电子系统管理重量分配器，用于相对于所选树脂的特定重量释放一定百分比的材料。
[0098]
还使用机械混合器，以确保树脂的均匀性，该树脂将供给自动浸渍机器。
[0099]
用上述陶瓷基树脂制成的预浸渍材料被称为as-ht，并且可以用作标准的预浸渍材料，也就是说，适合于根据管状、直的或弯的管道的设计规格适应和成形。
[0100]
构成内部层10的预浸渍管状元件(也称为预成型件)优选由四层200gr/m2的预浸渍as-ht堆叠形成。
[0101]
预浸渍的管状元件10在高压釜中聚合：固化优选分三个阶段进行。
[0102]
在3巴的压力和大约80℃的温度下的第一阶段的目的是稳定几何构型并且加强预浸渍管状元件10。
[0103]
第一阶段之后的第二阶段包括在具有惰性气体(例如氩气或氮气)的环境中在大约80℃的温度下在静态烘箱中干燥元件约12小时的时间，以允许残余的水去除。
[0104]
为了赋予预成型件其热性能和机械性能，第三阶段需要在具有惰性气体(比如氩气或氮气)的环境中在高温(大约750℃)烘箱中固化大约30分钟，以允许陶瓷基质交联。
[0105]
as-ht是一种多孔材料，并且制造过程本身可以导致16％至21％的孔隙率。
[0106]
为了减少在压力下输送热空气的管状管道100中的损失，有必要进行进一步的处理，即构成内部层10的预成型件和中间层20之间的联接。
[0107]
为此，中间层20被施加到预成型件10的外部表面。
[0108]
中间层借助于无机基胶制成，例如重量等于200gr/m2，该无机基胶例如借助于滚子或刷子分布在预成型件10的外部表面上。
[0109]
替代地，例如在需要控制管道100的材料和生产的成本的情况下，中间层借助于重量等于200gr/m2的硅酮粘合剂制成，该硅酮粘合剂例如借助于滚子或刷子分布在预成型件10的外部表面上。
[0110]
根据管道100的第一实施例，包括内部层10和具有无机基底(特别是陶瓷)的中间粘合剂层20的半成品在真空下被放置在合适的真空袋中，以便消除在层20在as-st预浸渍管状元件10的预成型件上施加阶段期间可能积聚的空气。
[0111]
优选地，中间粘合剂层20以粘合剂薄膜的形式施加。替代地，中间粘合剂层20通过用喷涂或空气等离子喷涂系统施加流体陶瓷基胶制成。
[0112]
特别地，中间层20具有的厚度在10μm和60μm之间。
[0113]
为了允许中间层20和as-ht预浸渍管状预成型件10之间的最佳联接，将半成品插入高压釜内部，用于固化过程，其中压力值为3巴，温度为80℃，时间约为12小时。
[0114]
在固定陶瓷基涂层的中间层20的步骤之后，从高压釜中取出半成品。
[0115]
根据优选实施例，外部层30具有三层彼此叠置的碳纤维或玻璃和氰酸酯，其中每层具有的厚度在0.25mm和0.5mm之间。
[0116]
为此，根据管道100的第一实施例，外部层30表现为具有完美气密性和均匀机械性能的层压件，这降低了在操作条件下离开发动机穿过管道的空气的温度值。
[0117]
有利地，可以使用具有热固性基质或热塑性基质的预浸渍碳纤维。
[0118]
特别地，根据这里描述的管状管道的优选实施例，外部层30的复合材料中所使用的热固性基质是玻璃化转变温度(tg)大于315℃的氰酸酯树脂。
[0119]
为此，在操作阶段中的管状管道的操作温度下，外部层30的结构完整性也得到了保证(其在大约180℃的温度和大约30巴的压力值下受到应力)。
[0120]
通过生产样品和测试性能来进行设计的验证。
[0121]
执行fst(火灾烟雾和毒性)测试，该测试显示的数值比航空部门通常要求的要求所规定的数值低一个数量级。
[0122]
使用有限元模型(例如nastran)执行热分析和结构分析。
[0123]
所分析的管状管道显示外部层30(氰酸酯)的厚度约为1-1.2mm，内部层10的预成
型as-ht材料的厚度为1mm，而中间层20(例如制成陶瓷基粘合剂层状薄膜元件)具有20-30μm之间的厚度。
[0124]
因此，确定管状管道100的总厚度大约为2.3mm。研究了各层之间的联系。
[0125]
进行了静态机械测试，该测试显示在外部层30和内部层10之间在中间层20处发生了结合失效，与fem分析一致。
[0126]
执行测试以验证管件爆裂处的压力，并且该压力为40巴。
[0127]
就重量进行了比较，结果如下：
[0128]-as-ht预浸渍材料的密度大约为1.25kg/cm3，碳纤维和氰酸酯的外部层的密度大约为1.5kg/cm3，粘合剂陶瓷基层的密度为1.1kg/cm3；
[0129]-另一方面，钛合金的密度大约等于4.5g/cm3。
[0130]
钛合金管件是用0.8mm厚的板材制成的。
[0131]
为此，对于直的管件，例如面积为1m2的直的管件，重量减轻了18％。
[0132]
样品满足压力和泄漏控制以及热性能方面的要求。
[0133]
图12和图13给出了在压力下和内部空气温度下的管道的热性能的验证测试的证据。
[0134]
特别地，这些曲线图示出了内部空气压力为4.2atm和典型工作温度(如genops所要求的，为200℃至260℃)下的排气管道的热性能。
[0135]
图12中的曲线图示出了在200和260℃的内部温度以及4.1个大气压的内部压力下外部温度曲线。
[0136]
图13中的曲线图示出了在200和260℃的内部温度以及4.1个大气压的内部压力下，用5mm的玻璃纤维和涂层来隔离的管件的外部温度，其包含由用氰酸酯基质预浸渍的0.5mm的碳纤维制成的隔离件。
[0137]
假设当内部温度为260℃，压力为4巴时，管件的外部温度保持在120℃以内，有必要用厚度为5mm的具有导热性的隔离体包裹管件，以便将温度从180℃降低到120℃。
[0138]
然后，用上述基质制造(通过使用预浸渍织物)由碳纤维或玻璃纤维制成的外部管状层30，其厚度在0.8mm和1.5mm之间，并且该外部管状层被插在由as-ht制成的预浸渍管状元件10的上方，该预浸渍管状元件充当隔离体。
[0139]
预固化的外部管件30防止热空气通过并且具有结构功能。
[0140]
这种管中管的困难(由两个管件彼此插入所需的公差决定)通过用具有隔热功能as ht制成内部管件得以克服，该内部管件具有沿着纵向轴线的凹口和直径，使得一旦插入具有结构功能的外部管件的内部，内部管件的两个边缘就通过按比例重叠的方式而叠置。以上的所有内容均适用于直管。
[0141]
对于曲线管道的制造，可以复制根据本发明的生产过程(其被定义为管中管，两个管件都分别制造)，除了外部层将被构造成如下所述的两半。
[0142]
如图6a所示，第一部分30a具有半圆周截面和侧向边缘翼片13a并且通过在相应的阴半模中层压而获得。
[0143]
类似地，通过在另一个阴半模中层压获得第二部分30b，该第二部分具有半圆周截面和侧向边缘翼片13b。
[0144]
用于制作部分30a和30b的材料与上面参考根据本发明的管道的第一实施例的层
30所描述的材料相同。
[0145]
构成内部层10的预浸渍管状元件(也称为预成型件)优选由4层200gr/m2的预浸渍as-ht堆叠形成。
[0146]
为了确保在内部层10的端部边缘10a和10b之间维持分离间隙，即使在预浸渍元件的固化步骤之后，也在边缘本身处提供一片不粘材料，例如特氟隆。
[0147]
然后，预浸渍的曲线管状元件10在高压釜中聚合：固化优选分三个步骤进行，如参考上述第一实施例所述。
[0148]
特别地，预浸渍的曲线管状元件10因此在固化步骤结束时也表现为纵向开口的管状元件。
[0149]
有利地，两个边缘10a和10b之间的纵向凹口在管道200的构造阶段是有用的，以有利于和优化内部层相对于外部层30的联接。
[0150]
事实上，一旦制造了外部管件的两个半部，就引入用陶瓷基质制造的具有隔热功能的内部管状层。
[0151]
该隔离管件具有沿着纵向轴线的直径切口。
[0152]
内部管状元件10的外部表面涂覆有结构粘合剂，然后插入到外部管件的一半中(即，第一部分30a中)，插入到阴半模s1中。
[0153]
有利地，内部管状元件10的纵向开口允许管状元件10的外部表面和第一部分30a之间的联接在半模s1的弯曲区域处得到优化。
[0154]
然后，第二部分30b和阴半模s2被定位在相应的阴半模s1中包含的第一部分30a上，以进行侧向边缘翼片13a和13b之间的联接，如图7a所示。
[0155]
然后封闭模具，并且在模具的内部和外部使用真空袋。
[0156]
如图10和图11所示，一旦内部管状层10被封装在外部层30内(管中管)为了确保压力下的完美气密性，根据本发明的方法包括在边缘翼片13a和13b之间的每个联接处应用带状侧向密封元件40的步骤。
[0157]
特别地，带状侧向密封元件40例如是用热固性基质粘合剂或热固性薄膜粘合剂(例如双醛树脂)制成的。
[0158]
然后，将包括带状侧向密封元件40的管道重新放置在真空袋中的高压釜中，例如在3atm和80℃下。
[0159]
为了确保还在一端处维持部分30a和30b之间的联接，应用了形状类似凸缘的末端密封元件50。
[0160]
特别地，末端密封元件50例如借助于结构粘合剂应用于处于联接构造的所述第一部分30a和第二部分30b的每一端。
[0161]
列举一些使用的示例，这种类型的管件被开发用于从发动机(高温加压流体，大于260℃)排出的空气的导管系统，以允许机翼的前缘、包含发动机的机舱的唇缘除霜，以调节飞机。
[0162]
有利地，这里描述的管状管道满足空气管道系统的管件的以下要求：
[0163]-在0巴至4.1巴的压力下无热流体的损失(爆裂压力高达14.75巴)；
[0164]-在操作温度和工作压力下无永久变形或失效；
[0165]-操作温度从-55℃至300℃；
[0166]-在其使用寿命期间，无重量损失、无脱气、管件特性无退化；
[0167]-在工作条件范围内的热稳定性和机械稳定性；
[0168]-根据en45545-2(比航空航天标准更保守)、iso 5659-2、iso 5658-2和iso5660-1的fst；
[0169]-所生产的管件的复合公差；
[0170]-在使用寿命期间承受机械载荷。
[0171]
根据优选实施例，本发明仅通过示例的方式进行描述，而不限制应用的范围，但是应当理解，本领域的专家可以修改和/或调整本发明，而不脱离如本文权利要求中限定的本发明概念的范围。

技术特征：
1.一种多层排气管道(100；200)，其被配置成引导来自飞机的废气流动，所述多层排气管道包括：-内部隔热层(10)，其具有限定用于废气的通路的管状表面，所述内部层由无机基质纤维增强的复合材料制成，所述内部层(10)包括基本上彼此平行的至少两个边缘(10a)和(10b)，所述至少两个边缘沿着所述管状表面的纵向方向叠置或至少部分叠置；-外部层(30)，其具有刚性管状表面，所述刚性管状表面被配置成在结构上抵抗在飞机的操作条件下的流体动态机械应力，所述外部层(30)由纤维增强的复合材料制成；-中间粘合剂层(20)，其位于所述内部层(10)和所述外部层(30)之间，所述中间粘合剂层(20)具有无机基底，被配置成允许所述内部层(10)和所述外部层(30)之间的结构连续性，多层排气管道(100；200)的总体构造使得在释放废气的操作条件期间，限定用于废气的通路的管状表面和管道的外部表面之间的温度梯度值，即沿着管道本身的径向厚度测量的管道的内部表面和外部表面之间的温度差，大于或等于80℃。2.根据前一权利要求所述的排气管道(100；200)，其中，所述内部隔热层(10)的所述无机基质纤维增强复合材料包括至少一种浸渍有陶瓷基树脂的碳纤维织物并且被配置成允许在所述内部隔热层(10)的内部面和外部面之间对于1mm的厚度的热吸收大约为80℃。3.根据前述权利要求中任一项所述的排气管道(100；200)，其中，所述中间粘合剂层(20)由包含聚酰胺树脂的聚合材料制成，可选地为双醛。4.根据前述权利要求中任一项所述的排气管道(100；200)，其中，所述中间粘合剂层(20)具有的厚度在10μm和60μm之间。5.根据前述权利要求中任一项所述的排气管道(100)，其中，所述外部层(30)的形状是柱形的。6.根据权利要求1至4中任一项所述的排气管道(200)，其中，所述外部层包括第一部分(30a)和第二部分(30b)，所述第一部分(30a)和所述第二部分(30b)彼此联接或能够彼此联接。7.根据前一权利要求所述的排气管道(200)，其中，所述第一部分(30a)和第二部分(30b)中的每一个都具有半圆周截面和侧向边缘翼片(13a；13b)。8.根据前一权利要求所述的排气管道(200)，其中，所述外部层(30)包括在所述第一部分(30a)和所述第二部分(30b)之间的纵向联接边缘处的带状侧向密封元件(40)。9.根据前述权利要求中任一项所述的排气管道(200)，其包括在处于联接构造的所述第一部分(30a)和所述第二部分(30b)的每个末端端部处的带凸缘的增强元件(50)。10.一种用于制造根据权利要求1至8中任一项所述的排气管道(100；200)的方法，所述方法包括以下步骤：(a)提供由具有无机基质的纤维增强的复合材料制成的隔热预浸渍层状元件(10)，所述内部层(10)包括基本上彼此平行的至少两个边缘(10a)和(10b)；(b)提供由纤维增强复合材料制成的至少一部分管状元件(30)，其被配置成在结构上抵抗飞机的操作条件下的流体动态机械应力；(c)将所述层状元件(10)施加在所述至少一部分管状元件(30)的内部表面上，其中，所述施加步骤包括在所述层状元件(10)的管状外部表面上插入中间粘合剂层
(20)，所述管状外部表面通过沿着管状表面的纵向方向叠置或至少部分叠置所述两个边缘(10a)和(10b)而制成。11.根据前一权利要求所述的用于制造排气管道(100)的方法，其进一步包括用于制造所述直的柱形管状元件(30)的滚压步骤。12.根据权利要求10所述的用于制造排气管道(200)的方法，其进一步包括具有半圆形横截面的第一部分(30a)和第二部分(30b)的联接步骤，以使所述管状元件(30)呈曲线形。

技术总结
本发明涉及一种多层排气管道(100；200)及其制造方法。被配置成引导来自飞机的废气流动的管道包括：内部隔热层(10)，该内部隔热层具有限定用于废气的通路的管状表面，该内部隔热层包括基本上彼此平行的至少两个边缘(10a、10b)，该至少两个边缘沿着管状表面的纵向方向叠置或至少部分叠置；由纤维增强的复合材料制成的外部层(30)；定位在内部层(10)和外部层(30)之间的中间粘合剂层(20)。(30)之间的中间粘合剂层(20)。(30)之间的中间粘合剂层(20)。


技术研发人员：克里斯蒂亚诺
受保护的技术使用者：航空服务责任有限公司
技术研发日：2021.08.02
技术公布日：2023/6/12