飞行器隔离系统和方法 |
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| 申请号 | CN201010154749.3 | 申请日 | 2010-03-31 | 公开(公告)号 | CN101850842A | 公开(公告)日 | 2010-10-06 |
| 申请人 | 波音公司; | 发明人 | Z·侯赛因; K·博鲁曼德; N·莎玛; K·考伊莱尔德; G·库玛; S·M·费纳提; S·L·沃特; | ||||
| 摘要 | 在本 发明 公开的一个 实施例 中，提供了 飞行器 隔离系统和方法，其提供耐火穿透性和/或防热和防音性。该飞行器隔离系统包括一个或多个隔离层，每个都具有内侧和外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封 粘合剂 的耐火穿透覆层材料，其中耐火穿透覆层材料 覆盖 一个或多个隔离层的外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封粘合剂的隔离覆层膜，其中隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的内侧。该飞行器隔离系统进一步包括将耐火穿透覆层材料和隔离覆层膜结合在一起以形成连续的隔离层组件的 热能 热密封。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种提供耐火穿透性和防热性的飞行器隔离系统，所述飞行器隔离系统包括： |
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| 说明书全文 | 飞行器隔离系统和方法技术领域[0001] 本公开涉及飞行器隔离系统。具体地，本公开涉及飞行器隔离系统和方法，其具有热封缝(heat seal seam)和/或耐火穿透覆层。 背景技术[0002] 许多飞行器采用隔离层(insulation blanket)调节飞行器的内部温度以提供噪声隔离。这样的隔离层通常提供隔热和隔音并被设置在飞行器机身外壳面板和飞行器内部面板之间的空间或空腔中。也期望这样的隔离层包括耐火材料，以在火灾事件如地面燃料火灾或碰撞后火灾中保护飞行器乘客。火穿透飞行器机身所用的时间越长，飞行器乘客在被来自火灾的烟雾或热征服之前可以有更多时间撤出飞行器。因此，隔离层具有延长的防烧穿期是期望的。 [0003] 美国联邦航空局(FAA)已经发布规章，该规章部分包含在14C.F.R.节25.856(a)&(b)以及14 C.F.R节25的附录F的VII部分中，要求商用飞行器中具有隔热和隔音层系统，以在飞机某些区域提供改进的防烧穿性和抗火焰传播性。例如，FAA规章 25.856(b)应用于“飞机机身下半部”中安装的隔热/隔音层，“飞机机身下半部”指对以正常姿势在地面上的飞机测量时平分机身横截面的水平线以下的区域。此外，FAA已经发布咨询通告(Advisory Circular)AC 25.856-2A号，以提供确定安装在运输类飞行器机身下半部中的隔热和隔音材料抗烧穿性的测试方法的指导。FAA 14 C.F.R.节28.856(b)部分要求隔热和隔音层系统中的耐火穿透材料能经受穿透进入飞行器的客舱或货舱的高达1900华氏度的碰撞后燃料火焰至少四分钟(也称为“烧穿条款”)。 [0004] 已知的隔热和隔音层系统通常包括包封在膜覆层或袋子内的隔热和隔音层。FAA烧穿规章主要影响隔离系统袋的内装物，且FAA抗火焰传播规章主要影响用来制造袋子的膜覆层。膜覆层通常用作层或覆层，例如层设在隔热和隔音材料之间、上面或下面、或作为部分或全部包封一个或多个隔热和隔音材料层的覆层或袋子。 [0005] 包括耐火材料的隔离层是已知的。此类已知隔离层可由一层或多层被两层聚合物膜包封的纤维玻璃絮组成。内侧膜和外侧膜可在周边被热密封以形成水密封。然后，多个隔离层可一起形成带，从而形成组件。然而，这类已知隔离层组件上的材料，以及带式设计与FAA规章不相符。此外，在飞机上使用具有已知隔离层的带会增加飞机的总重量。 [0006] 因此，需要具有热封缝和/或耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，其提供超过现有系统和方法的优点。发明内容 [0007] 对具有热封缝和/或耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法的这种需求得到了满足。没有已知系统和方法提供这里讨论的所有无数优点。与已知系统和方法不同，本公开的系统和方法的实施例可提供下列优点的一个或多个：提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，该覆层允许将纤维玻璃絮装袋而不用胶带，因此减小了每个部件的总重；提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，该覆层连续地贯穿组件从而形成耐火穿透覆层或阻挡层；提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，该覆层与部分包含在14 C.F.R.节25.856(a)&(b)以及14 C.F.R.节25的附录F的VII部分中的FAA规章符合；提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，该覆层允许使用可用作标准隔离覆盖膜覆层的耐火穿透覆层材料，该膜覆层可热密封并符合FAA要求，从而经受穿透进入飞行器的客舱或货舱的高达1900华氏度的碰撞后燃料火焰至少四分钟；提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，其节省飞机重量并具有简化的设计；提供具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法，该覆层是连续的并允许制造两片隔离层成单片，且无需接头和胶带将两片保持在一起；以及提供这样的飞行器隔离系统和方法，其用于提供防热和防音，并具有连续的且允许将两片隔离层制造成单片的隔离覆层，该单片具有热封缝，且无需接头和胶带将两片保持在一起。 [0008] 在本公开的一个有利实施例中，提供了飞行器隔离系统以便提供耐火穿透性和防热性。该飞行器隔离系统包括一个或多个隔离层，每个具有(舷)内侧和(舷)外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封粘合剂的耐火穿透覆层材料，其中所述耐火穿透覆层材料覆盖一个或多个隔离层的外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封粘合剂的隔离覆层膜，其中所述隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的内侧。该飞行器隔离系统进一步包括热能热密封(thermal heat seal)，其将耐火穿透覆层材料和隔离覆层膜结合到一起从而形成连续的隔离层组件。 [0009] 在本公开的另一个有利实施例中，提供了提供耐火穿透性和防热性的飞行器隔离系统。该飞行器隔离系统包括一个或多个隔离层，每个具有内侧和外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封粘合剂的耐火穿透覆层材料，其中耐火穿透覆层材料覆盖一个或多个隔离层的外侧并覆盖一个或多个隔离层的内侧。该飞行器隔离系统进一步包括热能热密封，其将外侧上的耐火穿透覆层材料和内侧的耐火穿透覆层材料结合到一起从而形成连续的隔离层组件。 [0010] 在本公开的另一个有利实施例中，提供了提供防热和防音的飞行器隔离系统。该飞行器隔离系统包括一个或多个隔离层，每个都具有内侧和外侧。该飞行器隔离系统进一步包括具有热密封粘合剂的隔离覆层膜，其中隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的外侧并覆盖一个或多个隔离层的内侧。该飞行器隔离系统进一步包括热能热密封或超声热密封，其将外侧上的隔离覆层膜和内侧上的隔离覆层膜结合在一起从而形成连续的隔离层组件。 [0011] 在本公开的又一个有利实施例中，提供了制造连续的隔离层组件的方法。该方法包括施加热密封粘合剂到耐火穿透覆层材料的内侧，施加热密封粘合剂到隔离覆层膜的内侧，和提供一个或多个隔离层，每个都具有内侧和外侧。该方法进一步包括以具有热密封粘合剂的耐火穿透覆层材料覆盖一个或多个隔离层的外侧，以具有热密封粘合剂的隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的内侧，形成隔离层组件，和通过热能热密封隔离层组件，从而形成连续的隔离层组件。 [0012] 在本公开的又一个有利实施例中，提供了制造连续的隔离层组件的方法。该方法包括施加热密封粘合剂到耐火穿透覆层材料的内侧，和提供一个或多个隔离层，每个都具有内侧和外侧。该方法进一步包括以具有热密封粘合剂的耐火穿透覆层材料覆盖一个或多个隔离层的外侧，以具有热密封粘合剂的耐火穿透覆层材料覆盖一个或多个隔离层的内侧，以及通过热能热密封隔离层组件。 [0013] 在本公开的又一个有利实施例中，提供了制造连续的隔离层组件的方法。该方法包括施加热密封粘合剂到隔离覆层膜的内侧，和提供一个或多个隔离层，每个都具有内侧和外侧。该方法进一步包括以具有热密封粘合剂的隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的外侧，以具有热密封粘合剂的隔离覆层膜覆盖一个或多个隔离层的内侧，和通过热能或超声能热密封隔离层组件。 附图说明[0015] 结合附图，参考下面详细说明，可更好地理解本公开，附图示出优选和示例性实施例，但附图不必按比例画出，其中： [0016] 图1示出包括本公开一个实施例的飞行器隔离系统的飞行器透视图； [0017] 图2是沿图1的线2-2的飞行器机身的放大横截面视图，其示出来自地面燃料火灾的火焰逐步侵犯飞行器机身； [0018] 图3是具有胶带的现有技术飞行器隔离系统的图示； [0019] 图4是本公开的飞行器隔离系统的一个实施例的图示； [0020] 图5是本公开的飞行器隔离系统的另一个实施例的图示； [0021] 图6是本公开飞行器隔离系统的另一个实施例的图示； [0022] 图7是具有标准覆层膜突出部(tab)的现有技术飞行器隔离系统的图示； [0023] 图8是具有突出部的本公开飞行器隔离系统的另一个实施例的图示； [0024] 图9是装有本公开飞行器隔离系统一个实施例的样品组件的飞行器下半部分的图示； [0025] 图10是装有本公开飞行器隔离系统的一个实施例的样品组件的另一飞行器下半部分的图示； [0026] 图11是本公开的耐火穿透覆层材料的一个实施例的图示； [0027] 图12是本公开的飞行器隔离方法的一个实施例的流程图； [0028] 图13是本公开的飞行器隔离方法另一个实施例的流程图； [0029] 图14是本公开的飞行器隔离方法另一个实施例的流程图。 具体实施方式[0030] 本公开的实施例将参考附图在下面更详细地说明，其中示出部分而非全部所公开的实施例。实际上，可提供几个不同实施例，且不可将其解释为限制在这里给出的实施例。相反，提供这些实施例以使本公开是透彻和完整的，并将向本领域技术人员充分传达本公开的范畴。 [0031] 本公开提供了具有用于飞行器如商业飞行器上的具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法。然而，该系统和方法也可用于其他合适运输类飞机中，以及可能要求热、声音和高温隔离系统的其他运输交通工具，如火车、轮船、公共汽车和其他合适的运输交通工具。建筑物、房屋和其他结构也可利用本公开的隔离系统和方法。因此，本领域技术人员将认识和理解到，本公开的系统和方法可用于包括具有耐火穿透覆层的飞行器隔离系统和方法的许多应用中。 [0032] 具体参考附图，图1示出飞行器10的透视图，其包括本公开的飞行器隔离系统20(参考图2)的一个实施例，该飞行器隔离系统20具有用于飞行器机身12、在平行框架构件或肋条14之间的耐火穿透覆盖材料32(参考图4)。图2是沿图1中线2-2的在平行的框架构件或肋条14之间的飞行器机身12的放大横截面视图，并示出来自地面燃料火灾的火焰18侵犯飞行器外壳16。如下面进一步详细说明的，装配了飞行器隔离系统20或装配了另一个实施例的飞行器隔离系统的飞行器10与已知的飞行器隔离系统200(参考图3)和已知的飞行器隔离系统300(参考图7)相比，更好地防止来自地面燃料火灾的火焰进入飞行器10的内部22。 [0033] 图3是现有技术飞行器隔离系统200的图示。飞行器隔离系统200包括隔离层202、204，其具有在隔离层202、204周围的隔离覆层膜206。隔离层202、204可由纤维玻璃絮208组成。例如，现有技术飞行器隔离系统可包括由两层隔离覆层膜如聚合物膜包封的一层或多层纤维玻璃絮。隔离层202、204通常被制造为独立件，然后以胶带210结合到一起，并可以超声热密封212进行外围密封。胶带210不符合上述FAA规章。 [0034] 图7是现有技术飞行器隔离系统300的图示。飞行器隔离系统300包括隔离层202，其可由纤维玻璃絮208组成。飞行器隔离系统300进一步包括隔离覆层膜206和以超声热密封212密封的隔离覆层膜206的突出部302。 [0035] 图4示出提供耐火穿透性和防热性的飞行器隔离系统20的一个实施例。飞行器隔离系统20包括一个或多个隔离层24、26，每个隔离层都具有内侧28和外侧30。一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个分隔舱层(bay blanket)24和/或端帽层(cap blanket)26，它们由纤维玻璃絮或另外合适材料组成。分隔舱层24可以用多层纤维玻璃构建，且端帽层26可由单层纤维玻璃制成。分隔舱层24通常邻近机身设置，且端帽层26通常设置在框架上和肋条间。飞行器隔离系统20进一步包括具有热密封粘合剂34的耐火穿透覆层材料32。耐火穿透覆层材料32覆盖一个或多个隔离层24、26的外侧30。外侧或外部侧是背离纤维玻璃絮的一侧。飞行器隔离系统20进一步包括隔离覆层膜36，其具有热密封粘合剂38。隔离覆层膜36覆盖一个或多个隔离层24、26的内侧28。内侧或内部侧是面向纤维玻璃絮的一侧。飞行器隔离系统20进一步包括热能热密封40，其将耐火穿透覆层材料32和隔离覆层膜36结合到一起，从而形成连续的隔离层组件37。隔离覆层膜36可包括薄聚合物膜，如聚醚醚酮(PEEK)、聚对苯二甲酸乙二酯(PET)、聚氟乙烯(PVF)、聚醚酮酮(PEKK)、聚酰亚胺(PI)、聚丙烯(PP)、或另外的合适聚合物材料。不同密度和厚度的纤维玻璃絮可以用隔离覆层膜36如薄膜包封，以形成隔离层。飞行器隔离系统20可进一步包括在端帽层26的外围端部44a处的超声热密封42a。飞行器隔离系统20可进一步包括在分隔舱层24的外围端部44b处的超声热密封42b。外围端部44a、44b可用超声热密封44a、44b，热能热密封，或其他合适密封来密封。而且，组件的多个部件诸如分隔舱层24和端帽层26和/或返回层76(参考图10)可分开制造，然后结合到一起以形成组件。耐火穿透覆层材料32优选地连续遍布隔离层组件37，从而形成阻火层。耐火穿透覆层材料32可用作隔离覆层，并可热密封到其自身上、或热密封到现有或新开发的隔离覆层膜上。耐火穿透覆层材料32可代替隔离层组件的外侧隔离覆层膜或代替内侧和外侧的隔离覆层膜，因此提供连续阻火层，同时通过FAA烧穿测试。该设计允许在飞机上使用和安装飞行器隔离组件，而耐火穿透覆层材料没有任何不连续性。由于热密封特性，该飞行器隔离系统的隔离设计允许组合两个或更多个独立部件在组件内并将这些部件密封到一起。此外，耐火穿透覆层材料32的设计形成连续的隔离层组件，其满足并符合上述FAA规章。该隔离层系统和方法允许耐火穿透覆层材料32在多个部件之间连续而无任何断裂，形成火穿透阻挡层，且同时提供较薄和较厚的层之间的分隔。由于耐火穿透覆层材料32的独特设计特征，其可以类似方式用于具有一个或多个部件的组件中，该一个或多个部件由单层和多层纤维玻璃絮制成。该隔离层系统和方法允许具有一个部件的隔离组件，也组合组件的多个部件，而不严重改变现有组件构造的形状和几何构型，同时符合严格的火焰穿透要求。外侧耐火穿透覆层材料和隔离覆层膜以及内侧隔离覆盖膜覆层优选在部件之间是连续的，如分隔舱层和端帽层，其中热能热密封40的密封线在其间。优选地，飞行器隔离系统20应用于安装在飞机机身下半部的隔热/隔音层，飞机机身下半部也就是对以正常姿势在地面上的飞机测量时平分机身横截面的水平线以下的区域。 [0036] 图11是本公开的耐火穿透覆层材料32的一个实施例的图示。在一个实施例中，耐火穿透覆层材料32可包括陶瓷基材料82，作为芯材料层压在两个聚合物膜层80之间。陶瓷基材料82可包括其中有陶瓷纤维的耐高温纸。聚合物膜层80可包括薄聚合物膜，如聚醚醚酮(PEEK)、聚对苯二甲酸乙二酯(PET)、聚氟乙烯(PVF)、聚醚酮酮(PEKK)、聚酰亚胺(PI)、聚丙烯(PP)、或另外的合适聚合物材料。热密封粘合剂84可施加到聚合物膜层80中一个的表面86，使得形成的耐火穿透覆层材料32可通过超声或热脉冲热封机或另外的合适热密封工艺，粘结或热密封到类似或不同的聚合物膜上。热密封粘合剂84可包括合适的热密封粘合剂。耐火穿透覆层材料32可从耐高温膜/纸供应商获得。 [0037] 图5示出提供耐火穿透性和防热性的飞行器隔离系统46的另一个实施例。飞行器隔离系统46包括一个或多个隔离层24、26，每个都具有内侧28和外侧30。飞行器隔离系统46进一步包括具有热密封粘合剂34的耐火穿透覆层材料32。耐火穿透覆层材料32覆盖一个或多个隔离层24、26的外侧30，也覆盖一个或多个隔离层24、26的内侧28。飞行器隔离系统46进一步包括热能热密封40，其将外侧30的耐火穿透覆层材料32和内侧28的耐火穿透覆层材料32结合到一起，从而形成连续的隔离层组件37。耐火穿透覆层材料32可包括具有陶瓷基材料的耐高温纸。一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个由纤维玻璃絮或另外的合适材料组成的分隔舱层24和端帽层26。飞行器隔离系统46可进一步包括在端帽层26的外围端44a处的超声热密封42a。飞行器隔离系统46可进一步包括在分隔舱层24的外围端44b处的超声热密封42b。外围端44a、44b可以超声热密封44a、44b；热能热密封；或另外的合适密封来密封。优选地，飞行器隔离系统46应用于安装在飞机机身下半部的隔热/隔音层，飞机机身下半部也就是对以正常姿势在地面上的飞机测量时平分机身横截面的水平线以下的区域。 [0038] 图6示出提供耐火穿透性和防热性的飞行器隔离系统48的另一个实施例。飞行器隔离系统48包括一个或多个隔离层24、26，每个都具有内侧28和外侧30。飞行器隔离系统48进一步包括具有热密封粘合剂38的隔离覆层膜36。隔离覆层膜36覆盖一个或多个隔离层24、26的外侧30，也覆盖一个或多个隔离层24、26的内侧28。飞行器隔离系统48进一步包括将外侧30的隔离覆层膜36和内侧28的隔离覆层膜36结合在一起以形成连续的隔离层组件37的热能热密封40或超声热密封。隔离覆层膜36可包括薄聚合物膜，如聚醚醚酮(PEEK)、聚对苯二甲酸乙二酯(PET)、聚氟乙烯(PVF)、聚醚酮酮(PEKK)、聚酰亚胺(PI)、聚丙烯(PP)、或另外的合适聚合物材料。一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个由纤维玻璃絮或另外的合适材料组成的分隔舱层24和端帽层26。飞行器隔离系统48可进一步包括在端帽层26的外围端44a处的超声热密封42a。飞行器隔离系统46可进一步包括分隔舱层24的外围端44b处的超声热密封42b。外围端44a、44b可以超声热密封 44a、44b；热能热密封；或另外的合适密封进行密封。 [0039] 图8是飞行器隔离系统50的另一个实施例的图示。飞行器隔离系统50包括具有内侧28和外侧30的隔离层24。飞行器隔离系统50进一步包括覆盖隔离层24的内侧28的隔离覆层膜36和覆盖隔离层24外侧30的耐火穿透覆层材料32。耐火穿透覆层材料32可具有热密封粘合剂34。飞行器隔离系统50进一步包括将内侧28的隔离覆层膜36和外侧30的耐火穿透覆层材料32结合到一起的热能热密封40。飞行器隔离系统50进一步包括耐火穿透覆层材料32的延伸突出部52。 [0040] 图12示出制造连续隔离层组件37(参看图4)的方法100的实施例。方法100包括施加热密封粘合剂34到耐火穿透覆层材料32内侧的步骤102。方法100进一步包括施加热密封粘合剂38到隔离覆层膜36内侧的步骤104。方法100进一步包括提供一个或多个隔离层24、26的步骤106，每个隔离层具有内侧28和外侧30。方法100进一步包括以具有热密封粘合剂34的耐火穿透覆层材料32覆盖一个或多个隔离层24、26外侧30的步骤108。方法100进一步包括以具有热密封粘合剂38的隔离覆层膜36覆盖一个或多个隔离层24、 26内侧28的步骤110。方法100进一步包括形成隔离层组件的步骤112。方法100进一步包括通过热能热密封隔离层组件以形成连续的隔离层组件的步骤114。施加于耐火穿透覆层材料32的热密封粘合剂34和施加于隔离覆层材料36的热密封粘合剂38优选地是相容的粘合剂。耐火穿透覆层材料32可包括具有陶瓷纤维的耐烧穿纸(burnthrough paper)。 隔离覆层膜36可包括薄聚合物膜，如聚醚醚酮(PEEK)、聚对苯二甲酸乙二酯(PET)、聚氟乙烯(PVF)、聚醚酮酮(PEKK)、聚酰亚胺(PI)、聚丙烯(PP)、或另外的合适聚合物材料。一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个由纤维玻璃絮或另外的合适材料组成的分隔舱层 24和端帽层26。热密封可以通过超声热密封进行。该连续的隔离层组件可用在飞行器机身中。 [0041] 图13示出制造连续的隔离层组件37(参看图5)的方法120的另一个实施例。方法120包括施加热密封粘合剂34到耐火穿透覆层材料32内侧的步骤122。方法120进一步包括提供一个或多个隔离层24、26的步骤124，每个隔离层都具有内侧28和外侧30。方法120进一步包括以具有热密封粘合剂34的耐火穿透覆层材料32覆盖一个或多个隔离层24、26外侧30的步骤126。方法120进一步包括以具有热密封粘合剂34的耐火穿透覆层材料32覆盖一个或多个隔离层24、26内侧28的步骤128。方法120进一步包括通过热能热密封隔离层组件的步骤130。耐火穿透覆层材料32可包括具有陶瓷纤维的耐烧穿纸。一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个由纤维玻璃絮或另外的合适材料组成的分隔舱层24和端帽层26。热密封可以通过超声热密封进行。该连续的隔离层组件可用在飞行器机身中。 [0042] 图14示出制造连续的隔离层组件37(参看图6)的方法140的另一个实施例。方法140包括施加热密封粘合剂38到隔离覆层膜36内侧的步骤142。该方法进一步包括提供一个或多个隔离层24、26的步骤144，每个隔离层具有内侧28和外侧30。该方法进一步包括以具有热密封粘合剂38的隔离覆层膜36覆盖一个或多个隔离层24、26外侧30的步骤146。方法140进一步包括以具有热密封粘合剂38的隔离覆层膜36覆盖一个或多个隔离层24、26内侧28的步骤148。方法140进一步包括通过热能热密封隔离层组件的步骤150。隔离覆层膜36可包括薄聚合物膜，如聚醚醚酮(PEEK)、聚对苯二甲酸乙二酯(PET)、聚氟乙烯(PVF)、聚醚酮酮(PEKK)、聚酰亚胺(PI)、聚丙烯(PP)、或另外的合适聚合物材料。 一个或多个隔离层24、26可包括一个或多个由纤维玻璃絮或另外的合适材料组成的分隔舱层24和端帽层26。热密封可以通过热能热密封进行，或密封可以通过超声热密封进行。 该连续的隔离层组件可用在飞行器机身中。 [0043] 图9是安装有本公开飞行器隔离系统20(参看图4)的一个实施例的样品组件60的飞行器下半部的图示。图10是安装有本公开飞行器隔离系统20(参看图4)的一个实施例的样品组件70的另一种飞行器下半部的图示。测试样品部件的代表性结构(32英寸乘以36英寸)是以端帽层26热密封到分隔舱层24构建，并在烧穿测试装备上测试。代表性样品组件60、70被安装在测试装备上，其方式类似于隔离组件安装在飞机上。由三个平行框架12组成的测试装备形成两个分隔舱16。在图9中，两个隔离层24(分隔舱层)和26(端帽层)安装在分隔舱16上并缠绕框架12。如图9所示，夹具66用来保持端帽层26在框架12的顶部68上。在图10中，三个隔离层24(分隔舱层)、26(端帽层)和76(返回层(return blanket))安装在分隔舱16上并缠绕框架12。如图10所示，金属插销72和金属盘74用来保持端帽层26于框架12的顶部68上并用来保持端帽层26和返回层76于框架12上。耐火穿透覆层材料32被用来仅覆盖外侧30或覆盖外侧30和内侧28二者。如果仅用作外侧覆层，则聚合物基隔离膜被用作端帽层26和分隔舱层24的内侧隔离覆层膜。 每一测试需要两个样品。耐火穿透覆层材料32连续遍布于分隔舱层24和端帽层26测试样品，并在分隔舱层部件与端帽层部件结合处通过热能热密封40热能热密封到内侧的PEEK膜上或另外的阻火膜上。如测试的，具有1900华氏度温度的火焰64的燃烧炉62被应用于样品组件60、70的代表性构造上四分钟，以评估任何穿透。 [0044] 在图9中，隔离层24、26每个都具有安装在分隔舱16附近、框架12上的内侧28和外侧30。隔离层24、26每个都具有在隔离层24的外侧30上的耐火穿透覆层材料32。延伸的突出部52从耐火穿透覆层材料32延伸。隔离层24、26每个都具有在内侧28上的隔离覆层膜36。层24、26通过热能热密封40结合到一起。 [0045] 在图10中，隔离层24、76每个都具有在外侧30上的耐火穿透覆层材料32。隔离层24具有在内侧28上的隔离覆层膜36。分隔舱层24和返回层76通过热能热密封40结合到一起。在分隔舱层24和返回层76之间存在连续的耐火穿透覆层材料32。单独的端帽层26可安装在机身上和返回层76上。 [0046] 如图9-10所示，热密封粘合剂层34的层可被施加到耐火穿透覆层材料32的内侧(面对纤维玻璃絮的一侧)上。热密封粘合剂38的层可施加到隔离覆层膜36的内侧(面对纤维玻璃絮的一侧)上。隔离层组件可使用耐火穿透覆层材料32作为外侧覆层或作为外侧覆层和内侧覆层。在仅用作外侧覆层的情形中，标准隔离覆层膜36可用作伴随(内侧)覆层。无论是耐火穿透覆层材料或标准隔离覆层膜，伴随覆层上的热密封粘合剂34、38都优选是相容的。根据耐火穿透覆层材料的化学性质，热能和超声热密封方法都可使用。为获得所需粘结的热密封过程的温度、压力和速度需要根据热密封机器设立，举例而言，热密机例如Joisten Kettenbaum的Vertrod Corp.的热能热封机，或类似机器，或者例如Branson FS-90、Brother BU3-115s、Sonobond KS-86的超声热封机，或类似机器都可使用。优良的热密封粘结可用张力测试机器在两个伴随覆层膜之间进行测试(T型剥离测试)。对于优选密封的飞行器隔离层组件，建议在不同方向上的粘结强度为每英寸宽度两磅或更高，例如，纵向(平行于包覆纱线)、横向(平行于填充纱线)和斜向(与包覆纱线和填充纱线成45度)。优选的粘结宽度为最小0.125英寸。 [0047] 本公开的许多修改和其他实施例将为接受了前面说明和相关附图中给出的教导的本公开所涉及领域的技术人员所想到。本文所述的实施例仅是为了说明而非限制。虽然本文使用了特定术语，但它们的意义仅是一般性的和说明性的，而非限制性的。 |
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