[發明專利]抗蝕防冰涂層

無效

• 申請號: 200710084357.2
• 申請日: 2007-02-27
• 公開（公告）號: CN101063022A
• 公開（公告）日: 2007-10-31
• 發明（設計）人: K·L·霍弗;C·R·沃特森;J·W·普特納姆;R·C·多蘭;B·B·博納里戈;P·L·庫爾茨;M·A·韋斯
• 申請（專利權）人: 聯合工藝公司
• 主分類號: C09D183/04
• 分類號: C09D183/04;C09D5/16;C09K3/18;B05D5/08
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司
• 代理人: 韋欣華;趙蘇林

技術領域

本發明涉及涂層。更具體地，本發明涉及在各種部件上使用的抗蝕防冰涂層。

背景技術

飛機和燃氣渦輪發動機結構上結冰已經是航空領域中的一個長期問題。冰的物理存在可能不利地影響諸如機翼的方向舵、風扇葉輪、進口導葉片、風扇出口導葉等的空氣動力性能。另外，形成的冰的外加重量可能給部件施加預料不到的負荷，并且在極端情況下，甚至可能超過此類部件的承受力。此外，形成的冰可能脫落，這樣可能導致對飛機或發動機的嚴重破壞。

已經研發了防冰系統以防止在各種飛機部件上，例如靠近發動機進口的那些部件上結冰。許多傳統系統利用來自發動機芯內部的高溫空氣，該高溫空氣被泵送到需要熱量以防止結冰的區域。這種系統具有許多缺點：系統結構復雜；顯著增加了發動機的重量；需要復雜的熱量控制系統；由于損失芯空氣流導致發動機效率降低；以及由于使用高除冰溫度，通常需要昂貴的材料或者限制了可能用于部件的材料。因此，即使部分解決結冰問題也可以具有重大的經濟效益(即，如果防冰系統可以更簡單、重量更輕和/或使用更少的芯空氣流用于加熱等)。

憎冰涂層，即冰不能很好附著的涂層可以降低或消除對傳統防冰系統的需求。但是，許多現有憎冰涂層基于可能含有固態或液態填料的熱塑性或熱固性樹脂。由于這些憎冰涂層的組成，固態或液態填料沉降在涂布材料表面之上。該材料表面上的流體界面或弱邊界層提供至多300kPa的冰附著強度。但是，未保護的熱固性或熱塑性材料通常抗蝕性不良，并且加入的固態或液態填料進一步使其抗蝕性降低。這一點是不合要求的，固為大部分需要結冰保護的發動機和飛機部件處于嚴重的侵蝕性環境中。

因此，需要比現有憎冰涂層具有更好抗蝕性的憎冰涂層。

因此，進一步需要不含固態和/或液態填料的憎冰涂層。

發明內容

根據本發明，一種使用防冰涂層保護制品的方法大致包括在制品的至少一個表面上施涂防冰組合物，該防冰組合物大致包括至少一種不含添加劑的聚硅氧烷；以及固化該防冰組合物以形成顯示約19kPa到約50kPa冰剪切強度的防冰涂層。

根據本發明的另一方面，一種涂布制品大致包括具有至少一個表面的制品；和設置在所述至少一個表面上的顯示約19kPa到約50kPa冰剪切強度的防冰涂層，其中該防冰涂層包括防冰組合物，該防冰組合物大致包括至少一種不含添加劑的聚硅氧烷。

根據本發明的又一方面，一種涂布葉輪大致包括具有內側幅寬區域的葉輪；和設置在至少內側幅寬區域上的顯示約19kPa到約50kPa冰剪切強度的防冰涂層，其中該防冰涂層包括防冰組合物，該防冰組合物大致包括至少一種不含添加劑的聚硅氧烷。

以下附圖和說明書中闡述了本發明的一個或多個實施方案的細節。根據說明書和附圖以及權利要求書，本發明的其它特征、目的和優點將是顯而易見的。

附圖說明

圖1為使用在此所述的示例性防冰涂層保護制品的一種示例性方法的圖示；

圖2為示例性風扇葉輪和在其上從內側流動通道到最小幅寬位置施涂的示例性防冰涂層的位置的圖示；

圖3為本發明的包括NuSil^R-2180的一些防冰組合物的冰附著性能的對比圖解說明；

圖4為本發明的包括NuSil^R-2180的一些防冰組合物的抗蝕性的對比圖解說明；

圖5為暴露于環境之后NuSil^R-2180的冰附著性能的圖解說明；和

圖6為暴露于環境之后NuSil^R-2180的抗蝕性的圖解說明。

各附圖中的相同參考數字和名稱表示相同元件。

具體實施方式

本發明涉及具有改進的抗蝕性的憎冰涂層。如在此和貫穿全文使用的，“憎冰涂層”或“防冰涂層”為冰不能附著的涂層，或者其中冰對其的附著強度相對于下層基材極大降低的涂層。術語“添加劑”表示可以加入到在此所述的示例性防冰涂料組合物和所得防冰涂層中的任何固態和/或液態填料。

不同于現有技術的基于可含有固態或液態填料的熱塑性或熱固性樹脂的防冰涂層，在此所述的示例性防冰涂層基于不含添加劑的抗蝕彈性體材料。該示例性防冰涂層通常顯示約19kPa到約50kPa的冰剪切強度，具有約37kPa的平均冰剪切強度，提供約-65(-54℃)到約400(204℃)以及偏移到500(260℃)的抗蝕性/保護，因此也具有增強的熱穩定性。