CN116691108A - 具有金属层的复合层压体及其方法 - Google Patents

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C·H·柴尔德斯
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Abstract

本公开涉及具有金属层的复合层压体及其方法。公开了一种多层制品，所述多层制品包括具有至少一个表面的热固性聚合物材料、在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的热塑性聚合物层、在所述热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的冷喷涂金属层、至少一个附加层，所述至少一个附加层将所述冷喷涂金属层的至少一部分夹在所述附加层和所述热塑性聚合物层之间，其中，所述热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度。还公开了一种提供复合层压结构的方法。

Description

具有金属层的复合层压体及其方法
技术领域
本公开涉及用于提供用于复合层压结构体的金属层的方法，以及其中集成有冷喷涂金属层的多层复合结构体。
背景技术
诸如商用飞行器等航空航天飞行器及其集成部件在制造、运行和服役期间经历力学、温度和其他环境条件的各种波动。为了解决对部件的这种波动和不期望的影响，在各种方法中，已将多层复合材料的金属化用于制造这样的航空航天飞行器中的部件，但是可能是具有挑战性的。复合材料的金属化可进一步为复合材料的表面提供有利性质，例如电磁干扰(EMI)或直接雷击防护。在航空航天和汽车应用中使用的许多复合材料是基于热固性材料的。特别是，当使用某些金属化技术时，热固性环氧树脂倾向于更容易腐蚀。
虽然存在将导电性材料直接沉积到热固性复合材料上的技术，但是当它们被冷喷涂时，由于其固有的物理性质所致，热固性复合材料倾向于更容易地腐蚀。冷喷涂处理可能导致在某些条件下的侵蚀和表面劣化。其它材料或层可以是可用的，其可以在没有在冷喷涂热固性材料中提到的相同问题的情况下接受冷喷涂层金属层。因此，期望提供一种用于制造多层复合材料的更简单、更坚固的材料和工艺。还需要改进飞行器和其它载具部件内的多层复合面板的制造方法和设计。
发明内容
下文提出简化概述以便提供对本教导的一些方面的基本理解。该概述不是广泛的回顾，也不旨在标识本教导的关键或重要元素，也不旨在描绘本公开的范围。相反，其主要目的仅仅是以简化的形式提出一个或多个构思，作为稍后提出的详细描述的序言。
公开了一种多层制品。所述多层制品包括具有至少一个表面的热固性聚合物材料、在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的热塑性聚合物层、在所述热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的冷喷涂金属层、至少一个附加层，所述至少一个附加层将所述冷喷涂金属层的至少一部分夹在所述附加层和所述热塑性聚合物层之间，其中，所述热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度。
多层制品的实施方式可以包括：其中热固性聚合物材料包括环氧树脂。热固性聚合物材料可以包括多个层。热固性聚合物材料还可以包括一种或多种填料或增强材料，例如碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维。热塑性聚合物层可以包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)。冷喷涂金属层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。热固性聚合物材料可以在沉积热塑性聚合物层之后固化。所述多层制品是航空航天飞行器的部件或一部分。航空航天飞行器的部件或一部分是其外表面。第二热塑性聚合物层可具有约5％至约60％的结晶度。第二热塑性聚合物层可以包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)。第二冷喷涂金属层可以选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
公开了另一种多层制品。所述多层制品可以包括具有第一表面和第二表面的热固性聚合物材料、在热固性聚合物材料的第一表面上沉积的第一热塑性聚合物层、在热固性聚合物材料的第二表面上沉积的第二热塑性聚合物层、在第一热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的第一冷喷涂金属层、在第二热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层，并且第一热塑性聚合物层和第二热塑性聚合物层各自具有约5％至约60％的结晶度。
公开了一种提供复合层压结构体的方法。提供复合层压结构体的方法包括在多层热固性聚合物结构体为完全固化状态之前提供热固性聚合物结构体。提供复合层压结构体的方法还包括在多层热固性聚合物结构体的第一表面上沉积热塑性聚合物层。提供复合层压结构体的方法还包括将金属粉末的颗粒导入气流，将所述气流引向热塑性聚合物层，其中，气流具有被调节为防止热塑性聚合物层的表面热软化或消融的温度和压力，在热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层。提供复合层压结构体的方法还包括使多层热固性聚合物结构体固化。
提供复合层压结构体的方法的实施方式可以包括：其中热塑性聚合物层可以包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或它们的组合。热塑性聚合物层具有约15％至约40％的结晶度。金属涂层可以选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。气流的温度可以为100℃至500℃，并且气流的压力可以为100psi至400psi。使多层热固性聚合物结构体固化可以包括在压力下使复合层压结构体经受升高的温度。提供复合层压结构体的方法可以包括将第二热塑性聚合物层沉积到多层热固性聚合物结构体的第二表面上，将气流引向第二热塑性聚合物层，以及在第二热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层。
附图说明
并入本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本教导的实施方式，并且与描述一起用于解释本公开的原理。在图中：
图1描绘了根据本公开的多层制品的截面图。
图2描绘了根据本公开的具有第一金属涂层的多层制品的截面图。
图3A描绘了根据本公开的具有第一金属涂层和附加层的多层制品的截面图。
图3B描绘了根据本公开的多层制品的截面图，该多层制品在一个表面上具有第一金属涂层，并且在第二表面上具有第二金属涂层。
图4描绘了施加到航空航天飞行器的包括冷喷涂金属层的多层制品的应用。
图5描绘了施加到航空航天飞行器的包括冷喷涂金属层的多层制品的应用。
图6是示出根据本公开的提供多层制品的方法的流程图。
图7A和7B描绘了使用本公开的方法获得的层的冷喷涂金属沉积的照片实验结果。
应当注意，附图的一些细节已经被简化并且被绘制以便于理解本教导而不是保持严格的结构体准确度、细节和比例。
具体实施方式
在某些航空航天飞行器(诸如商用飞行器)的部件和其他结构体内，在制造和维护期间发生力学、温度和其他环境条件的各种波动。为了解决对部件的这种波动和其他不期望的影响，在各种方法中，已经将多层复合材料的金属化用于制造这样的航空航天飞行器中的部件，但是可能是具有挑战性的。在航空航天和汽车应用中使用的许多复合材料基于热固性材料或基材。
为了解决上述问题，根据本公开的用于将金属化层提供到结构或非结构部件中或聚合物层的表面上的方法包括使用冷喷涂方法将金属颗粒投射到热塑性聚合物的表面的至少一部分上从而形成金属涂层的步骤。以这种方式形成并且可选地包含在多层复合结构体中的金属涂层将改善冷喷涂金属涂覆工艺的应用，并且避免在某些条件和材料组合下的侵蚀和表面降解。根据本公开的方法和制品的复合材料的金属化可进一步为此类复合材料提供有利的性质，诸如EMI抗性或防雷。本公开的方法还提供用于制造用于航空航天飞行器、飞行器和其他部件内的多层复合材料的更简单、更稳健的材料和工艺。
在该方法中，将金属颗粒投射到包括热固性树脂复合物和热塑性层的多层复合制品的聚合物复合层的表面上，从而形成具有优异粘附性的金属涂层(在一些实例中以特定图案形成)，由此在聚合物表面上赋予金属层。或者，金属涂层在热塑性聚合物的表面上可以是连续的。金属涂层在热塑性聚合物的表面上可以是半连续的，并且可以在一个或多个横向上接触分离的半连续阶段或部分，或者可以不接触。可使用常规掩模技术或自动化机器人方法在具有热塑性聚合物层的复合层聚合物的表面上图案化金属涂层。使用如下技术制备具有金属涂层的该多层复合材料，其中，将金属颗粒直接投射到热塑性聚合物层的表面上，并且提供在复合材料内表现出优异的粘附性、改善的导电性或增强的强度的金属涂层。
此外，被制造为具有热塑性层(例如，阻隔或防腐蚀层)和沉积在热塑性层上的金属化层的热固性复合层压体的聚合物材料可以为航空航天和其他载具提供更稳健的部件。利用某些热固性材料将热固性复合材料与一个或多个热塑性层固结是可能的，因为热塑性聚合物(诸如聚醚醚酮(PEEK)和聚醚酮酮(PEKK))是高温熔融聚合物，其可以经受热固性复合材料的固结条件而不损害热固性或热塑性层。所提出的冷喷涂工艺或方法和从其获得的制品可解决先前所述的许多性能或处理问题。
如本文所用，“合金”是指由通常通过融合在一起并在熔融时彼此溶解而紧密结合的两种以上金属或金属与非金属组成的物质。
如本文所使用的，“冷喷涂金属”涂层是指经由沉积方法形成的金属层的涂层，其中固体金属颗粒在气流中被加速到能够在与基材撞击期间提供金属颗粒的塑性变形并且将金属颗粒提供和粘附到基材表面的速度(例如，高达并包括1200m/s)。冷喷涂金属涂层避免了在喷涂过程中金属颗粒的熔融，并且可以远低于固体金属颗粒的熔融温度来进行，从而减少对被涂覆的基材的热损伤。
如本文所用，“热喷涂金属”涂层是指经由涂布工艺形成的金属层，其中将熔融(或在熔点附近加热)的金属喷涂到基材表面上。金属原料通常是通过电(例如，等离子体或电弧)或化学(例如，燃烧火焰)工艺加热的颗粒。
如本文所用，“多层复合物”是指包括多于一层的不同材料的复合材料，其可包括但不限于聚合物或金属基材层，在其上引入一个或多个附加层的叠层等。聚合物基材层还可以包括纤维增强的多层层压复合结构。
如本文所用，短语“电化学隔离层”是指防止或消除与其隔开的材料之间的电化学相互作用的物质。电化学相互作用包括材料之间的氧化还原反应和由外部供应的电流引起的化学反应。示例性电化学相互作用包括但不限于在纤维增强塑料上存在的金属层的金属与纤维增强塑料的一种或多种成分的电流和/或氧化还原相互作用。在一个方面，电化学隔离层防止或消除冷喷涂金属或热喷涂金属与FRP复合材料的一种或多种成分之间的电化学相互作用。在一个方面，电化学隔离层防止或消除冷喷涂金属或热喷涂金属与FRP复合材料的碳纤维之间的电化学相互作用。
如本文所用，术语“表面”是指位于制品的特定侧上的表面。制品的一侧可包括各种表面或表面区域，包括但不限于聚合物制品表面区域或接合表面区域等。因此，当提到将涂层或层施加到聚合物或由其制成的制品的“表面”时，意图是这样的表面可包括位于被涂覆的聚合物的该特定侧上的表面或表面区域中的任何一个或全部。
如本文所用，术语“热塑性”聚合物是指能够在一定升高温度下具有柔性或熔体流动的聚合物，其在冷却至较低温度时固结。通常，在高于热塑性聚合物的玻璃化转变温度和低于热塑性聚合物的熔融温度的温度范围内，热塑性聚合物的物理性质可以在没有相应的相变的情况下显著改变。在低于热塑性聚合物的玻璃化转变温度的温度范围内，某些热塑性聚合物保留其一些非晶态性质并且不完全结晶。
如本文所用，术语“热固性”聚合物是指在经受升高的温度时热凝固的聚合物，伴随着不可逆化学键或交联的形成。在形成后，与热塑性聚合物相比，热固性聚合物在交联后在经受升高温度时不能改变形状。
聚合物材料或基材
可与根据本公开的金属涂层或电路层一起经历表面涂覆的可以使用的聚合物材料(例如，作为基材)的实例包括与一种或多种纤维或其它增强或功能添加剂组合充当基质的聚合物材料。在一个实例中，可用于实施本公开的材料包括纤维增强塑料(FRP)，其包括与无机纤维(诸如碳纤维、碳纳米管、石墨、玻璃纤维、玻璃、金属、金属合金或金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维、氧化铝纤维或硼纤维)组合的聚合物材料。在一个实例中，纤维增强塑料可包括诸如尼龙纤维或芳族聚酰胺纤维等有机纤维。在一个实例中，纤维增强塑料可包括共混成如环氧树脂材料等热固性聚合物的有机纤维和/或无机纤维。在一个实例中，多层复合层压体的一部分可以由多层的热固性层、纤维层或其混合物构建。
在一个实例中，作为由其制成的聚合物制品的碳纤维增强塑料(CFRP)或玻璃纤维增强塑料(GFRP)，经由适用于飞行器结构等的一个或多个涂覆迹线通过冷喷涂的涂覆电路而被赋予集成导电性。然而，本公开不限于这些类型的材料或任何特定布置，并且由其它聚合物形成的制品也可用于本公开的目前公开的工艺中。
在一个实例中，聚合物基材包括结晶性聚合物。结晶性聚合物对FRP提供耐高温性以及耐化学性。例如，环氧类聚合物是结晶性的，可以热稳定至高达260℃和可能更高的温度，这取决于使用的具体配方和添加剂。在聚合物基材的另一个实例中，包含半结晶性聚合物。半结晶性聚合物对FRP提供结晶性聚合物的益处以及延展性和加工优点。在又一实例中，聚合物基材包含无定形聚合物。无定形聚合物对FRP提供了弹性、延展性和加工优点。
在一个实例中，聚合物基材选自环氧树脂、酚醛树脂、聚酯、聚酯、脲、三聚氰胺、聚酰胺、聚酰亚胺、聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)、聚邻苯二甲酰胺、聚邻苯二甲酸酯、聚砜、聚氨酯、氯化聚合物、氟化聚合物、聚四氟乙烯、聚碳酸酯、液晶聚合物、部分结晶的芳香族聚酯及其改性形式，其含有一种或多种填料或增强材料，所述填料或增强材料选自碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维。
热塑性聚合物层
在一个实例中，热塑性聚合物层设置在聚合物基材表面和冷喷涂沉积的金属涂层或层之间。示例性热塑性聚合物层材料可以包括非导电性聚合物，诸如包括玻璃丝、其他聚合物或陶瓷作为填料的热塑性聚合物复合材料。示例性热塑性聚合物层材料包括但不限于非导电性聚合物，诸如具有或不具有填料的PEEK或PEKK、非导电纤维浸渍的热塑性聚合物或包含非导电性纤维增强材料的其他热塑性涂层。包括但不限于PEEK和PEKK的热塑性层可以接受冷喷涂金属以使表面金属化。由于这种热塑性材料的变形性质，这些层提供了当与如本文所述的冷喷涂工艺的较低温度和压力条件结合时，与具有较高结晶度的聚合物相比，可以更耐受在较高的温度和压力下可见的磨蚀性或腐蚀性条件的层。在一个实例中，热塑性聚合物层浸渍有玻璃丝(SixOy)。在另一实例中，热塑性聚合物层包括金属-金属氧化物复合材料，诸如铝-氧化铝(Al-Al2O3)，或者是氧化钛(TiO2)、氧碳化硅(SiOxCy)等。在另一实例中，热塑性聚合物层包括烧结碳化物合金，诸如碳化钨钴镍合金(WC-Co-Ni)。在一个方面，热塑性聚合物层可以使用例如化学气相沉积、大气等离子体沉积、熔融沉积或通过固化性玻璃纤维或其他非导电性纤维增强热塑性塑料、漆或涂料施加到聚合物表面。在一个方面，电化学绝缘层可以被构建到聚合物复合基材结构体的叠层的一个或多个外表面中。热塑性层也可以称为阻隔层或防腐蚀层，其中金属化层沉积在热塑性层上。在一些实例中，与直接沉积到热塑性层上相比，将冷喷涂金属层沉积到热塑性层上可以避免与其他金属化技术相关的侵蚀。将热固性复合材料与热塑性层固结是可能的，因为诸如PEEK和PEKK等热塑性材料是更高熔融温度的聚合物，在约300℃至约360℃熔融，其可以在热固性复合材料的固结条件下幸存，在一些实例中，热固性复合材料的固结条件可以高达约250℃至约350℃，而不损害在多层复合结构体内的热固性成分的完全、全部固化或交联期间的热固性或热塑性层。示例性热塑性聚合物层可以包括但不限于半结晶性热塑性聚合物，诸如PEEK、PEKK、聚苯硫醚(PPS)、聚邻苯二甲酰胺(PPA)或它们的组合。其它示例性热塑性聚合物可包括非晶性聚合物，例如但不限于聚酰亚胺、聚酰胺酰亚胺、聚苯并咪唑(PBI)或它们的组合。应当注意的是，某些热塑性聚合物可以用一种或多种添加剂(例如增塑剂或填料)改性以增加或降低热塑性聚合物的结晶度。在一些实例中，多层复合制品可以包括设置在基材上的一个或多个表面上的一层或多层相似或不同的热塑性聚合物层。通常期望热塑性聚合物层是均匀的，以更好地控制冷喷涂金属层厚度。如果热塑性层太薄，则均匀性可以是一个因素，但是不知道它多薄。更多的控制厚度。对于热固性厚层，PEEK或PEKK不会熔融。每层中的一致性通常是重要的。(在此可能是有帮助的)不希望受任何特定理论的约束，应当理解，多层复合材料内的层的均匀性可以跟随下面的层，因此期望使每个层的均匀性一致，以便在热塑性层以及与热塑性层接触的金属层或附加层内提供一致的性质。虽然热塑性层的厚度可能影响冷喷涂工艺的粘附性和其他方面，但是热塑性聚合物的特定结晶度也可能影响冷喷涂金属层的品质和性质。不受任何特定理论的束缚，在实施本公开的方法时，期望热塑性聚合物层内的约20％结晶度的水平。在某些方面，热塑性聚合物的结晶度为约5％至约60％，或约15％至约45％，或约15％至约30％，或约20％至约30％。如果热塑性聚合物的结晶度在较高的范围内，则表面可能是易碎的，并且将不适合于冷喷涂金属层的粘附和形成，并且在经受冷喷涂金属工艺时可能腐蚀。如果热塑性聚合物的结晶度在较低范围内，则热塑性聚合物层可以表现出降低的耐溶剂性或对于航空航天飞行器或部件暴露于的极端环境条件重要的其他性质。在一些实例中，热塑性聚合物与热固性聚合物组合物的混溶性将不会导致相应层在加工过程中的显著混合，但将足以有助于两种聚合物层之间的粘附。热塑性膜中的孔隙率还可能导致冷喷涂材料的粘附性变差或导致厚度变化。因此，如本文所述的足够的压力、温度和其他处理条件和程序可以用于避免这些缺陷。
冷喷涂金属层
在一个实例中，本公开还包括将冷喷涂金属层引入到热塑性聚合物层上，该热塑性聚合物层可以包括至少一个附加层，该附加层将冷喷涂金属层的至少一部分夹在所述至少一个附加层与在聚合物基材表面上存在的热塑性聚合物层之间。在一个实例中，冷喷涂金属层被冷喷涂或热喷涂在热固性聚合物基材表面上存在的热塑性聚合物层的至少一部分上。在一个方面，冷喷涂金属层可以使用例如化学气相沉积、大气等离子体沉积和金属熔融沉积来施加。
冷喷涂金属层可以选自Ag、Au、Co、Cr、Cu、Fe、Ni、Mo、Pd、Pt、Rh、Ru、Sn、Ti、W、Zn、Zr及其合金。在一个实例中，冷喷涂金属层包括冷喷涂铜，以提供延展性或导电金属层。在一个实例中，多层的冷喷涂金属可以包括冷喷涂金属层。在一个实例中，冷喷涂金属层包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)上的冷喷涂铜或热喷涂铜。
可以提供至少一个附加层，该至少一个附加层将冷喷涂金属的至少一部分夹在或包封在附加层和热塑性聚合物层之间，以包封或包围在多层复合制品或整个复合结构体内存在的冷喷涂金属涂层的至少一部分。在一个实例中，附加层具有与存在于热塑性聚合物层表面上的冷喷涂金属涂层不同的金属组成。在一个实例中，附加层被冷或热喷涂在热塑性聚合物层表面上存在的第一冷喷涂金属涂层或先前施加的任何层的至少一部分上。在另一实例中，附加层被冷喷涂或热喷涂在比热塑性聚合物层表面上存在的第一冷喷涂金属涂层或先前施加的任何层的面积更大的区域上。在另一实例中，附加层被冷喷涂或热喷涂在比热塑性聚合物层表面上存在的第一冷喷涂金属涂层或先前施加的任何层的面积更小的面积上。在一个方面，可以使用例如化学气相沉积、大气等离子体沉积和金属熔融沉积来施加附加层。在另选实例中，附加层可以由与被描述用作聚合物复合基材层(诸如基于热固性树脂、热塑性聚合物层或其组合的复合物)的材料相似或相同的一种或多种材料构成。
热塑性聚合物层可以在形成金属涂层之前进行预处理，例如，通过将热塑性聚合物的表面粗糙化以提供不规则的表面形貌来进行。不规则的表面形貌可以由各种表面预处理方法产生，例如机械研磨和蚀刻。这种表面不规则性可有助于影响金属层和热塑性聚合物表面之间的接合强度的表面纹理。粗糙化热塑性聚合物表面的合适实例包括细颗粒喷丸处理，其中这种细颗粒可以是金属、陶瓷和玻璃。喷丸处理中使用的颗粒可以是基本上球形的或包含边缘。如本领域已知的，可以使用其它表面粗糙化方法。
在一个实例中，在完成该可选的表面粗糙度预处理(其可以根据需要用于使热塑性聚合物的表面粗糙化)之后，使用冷喷涂方法将金属颗粒投射到热塑性聚合物的表面上，以便在其上形成金属涂层。在另一实例中，冷喷涂金属层符合热塑性聚合物表面的原始表面粗糙度，使得所得金属涂覆的热塑性聚合物表面适于涂漆和其他制造。
冷喷涂方法是一种技术，其中将金属颗粒加热到低于金属颗粒的熔点或软化点的温度，然后使用喷射剂气体喷涂，从而使金属颗粒以固态冲击到基材中，从而形成涂层或层。如果冷喷涂颗粒的碰撞速度大于一定的固定速度，该速度对于正在冷喷涂的金属或其他颗粒是特定的(临界速度)，则颗粒的动能导致颗粒经历塑性变形，从而能够开始形成涂层。该临界速度根据用于颗粒的金属或合金和基材的玻璃化转变温度以及颗粒尺寸而变化。在本公开中，选择上述喷射剂气体的喷射压力，使得撞击聚合物的金属颗粒的碰撞速度达到与所用金属和聚合物基材或其他层相关的临界速度，并且通常设定为约100psi至约400psi的值。
包含金属颗粒的喷射剂气体的加热温度通常根据所使用的材料适当地选择，通常设定为约100℃的值，并且不超过500℃。在一个实例中，气流使用压力为约100psi至约400psi的气体，以便提供低于金属颗粒的熔点的温度。在一个实例中，温度为约100℃至约500℃。这些条件提供了金属颗粒的有效加速，并且减少了与通常在热喷涂工艺中使用的较高温度相关的热效应和化学效应。在一个实例中，气流使用压力为约100psi至约600psi的气体。
在一个实例中，容易获得的空气或氮气可以用作用于形成气流的气体，以减少氧化效应并降低成本。空气或氮气使得可以将金属颗粒的速度调节在亚音速到超音速的范围内，例如300到1200m/s。控制颗粒的速度可以通过加热气体来实现，并且还提供在更宽的极限内调节颗粒的速度。
用于进行施加涂层的方法的设备可包括计量粉末进料器，所述计量粉末进料器具有包括用于容纳所述金属颗粒的料斗的壳体。在一个实例中，料斗形成为滚筒，该滚筒在其圆柱形表面中具有用于计量金属颗粒的凹部，并且将粉末提供至设置有喷嘴的混合室，该喷嘴被配置用于加速金属颗粒。压缩气体源连接到混合室。金属颗粒流控制器可工作地连接到滚筒的圆柱形表面，提供导致颗粒的期望流速的空间。中间喷嘴可以连接到混合室，该混合室经由入口管与压缩气体源连通。在一个实例中，使用机器人技术的CenterLine(Windsor)Limited system(加拿大安大略)作为冷喷涂装置。
本公开的方法提供了将导电的金属涂层或层施加到热塑性聚合物(如本文所述的那些)的表面。在一个实例中，颗粒的尺寸为1至50微米，其量为提供适合于在基材表面上提供连续的、不连续的或图案化的金属涂层的颗粒的质量流率的密度，该基材表面是致密的，并且具有低体积的微空隙以优化涂层的导电性和强度。所得到的金属涂层或层是均匀的，没有相变，并且通常与基材的表面粗糙度共形。不含微空隙的致密涂层可以指颗粒与颗粒在内部和颗粒之间接触的涂层，使得颗粒的连续性提供物理和电气完整性。涂层内的微空隙或孔隙度可能导致与涂层的物理完整性、电气连续性的中断或其组合相关的破裂和其它问题。因此，所得的金属涂层或层不开裂，具有金属样显微硬度，并显示优异的内聚强度和粘合强度。小于1微米的平均粒径是不期望的，因为可能无法实现稳定的喷涂状态。如果平均粒径超过50微米，则颗粒的均匀沉积变得有问题。根据几种方法，例如ASTM B822-20、通过光散射用于金属粉末和相关化合物的粒径分布的标准测试方法，可以在商业上分类的产品中或通过激光散射来确定平均粒径。
本公开的方法还提供了在最终固化步骤期间均匀地加热多层复合材料，以及遵守避免在固化过程期间使热固性复合材料过热的标准惯例。温度控制对于避免热塑性层的不必要或有害的高温暴露(使得热塑性层变得太薄，特别是以导致热塑性层的厚度变化的这种方式)是重要的。由于池化(pooling)，这可能导致最终固化温度太多地加热层可能更薄的一些区域，或者如果层较厚则而加热区域不够。此外，在一些实例中，加热速率可以是依赖于材料的。冷却期间的温度均匀性是重要的，以避免由于复合物与热塑性聚合物层之间的热膨胀系数(CTE)失配而导致不同材料的层之间的不规则收缩。在某些情况下，例如当热塑性层包括诸如PEEK等半结晶性膜时，冷却期间的温度控制可有助于避免结晶引起的收缩。在热塑性层被过快冷却的情况下，CTE失配可能导致热塑性层与复合物分离。具体的冷却速率取决于材料组合，但应该是1-50℃/分，或5℃/分以下的速率。在某些方面，与未采用该特定方面的方法相比，均匀的最终固化步骤与具有首先冷喷涂有金属层的未固化材料的组合可以提供有利的层间结合。
使用上述方法，在热塑性聚合物的表面的至少一部分上形成金属涂层，从而提供导电性或阻隔层性质，其可赋予EMI屏蔽、改善的耐腐蚀性、紫外线辐射防护、侵蚀防护、其组合或稍后将金属引入多层材料中和/或进入载具的结构部件或其一部分的其他已知益处。
在具有以这种方式获得的金属涂层的聚合物复合结构体中，金属涂层的厚度可以为1密耳(25.4微米)至14密耳(356微米)。在多层聚合物复合材料内具有EMI屏蔽、导电性、改进的耐腐蚀性或电路的多层聚合物复合材料用作飞行器主翼结构体的情况下，金属涂层的厚度不小于3密耳(76微米)且不大于10密耳(254微米)，例如，以便不影响结构体的重量。在某些实例中，低至1密耳(25微米)的金属涂层可能是优选的。
金属涂层可以由单层形成，或者可以通过将两个以上层沉积在一起而形成。在双层涂层的情况下，可以使用铝或镍(其中的任一种对各种电隔离层表现出优异的粘附性)形成最靠近聚合物基材的层。在一个实例中，进行最接近聚合物基材表面的铝层的形成。在一个实例中，为了提供可接受水平的导电性或电连接性，铝层被喷涂至最靠近聚合物基材，随后是铜或其他金属的喷涂层。经由冷喷涂施加多个层可以提供不同金属或冷喷涂材料的施涂。例如，部分地层叠一种或多种金属可以修饰表面以接受连续的涂层。例如，在一个方面，在不损坏基材表面的情况下，将钛冷喷涂到诸如热固性树脂材料等特定基材上可能是困难的。第一层施加铝允许将钛添加到铝上作为直接施加的替代。这可以提供具有期望的材料性质的金属层，包括但不限于延展性。
图1描绘了根据本公开的多层制品的截面图。多层制品100的一部分包括具有至少一个表面的热固性聚合物层102的基材。热固性聚合物层102可以是环氧树脂、酚醛树脂、聚酯、聚酯、脲、三聚氰胺、聚酰胺、聚酰亚胺、聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚邻苯二甲酰胺、聚邻苯二甲酸酯、聚砜、聚氨酯、氯化聚合物、氟化聚合物、聚四氟乙烯、聚碳酸酯、液晶聚合物、部分结晶性芳香族聚酯及其改性形式。聚合物基材可以是包含一种或多种填料或增强材料的上面列出的聚合物之一，所述填料或增强材料包括碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维。在一些方面，热固性聚合物层102包括以各种取向分层的相似或不同材料的多个层。热塑性聚合物层104沉积到热固性聚合物层102的表面的至少一部分上。热塑性聚合物层104材料包括非导电性材料，诸如玻璃丝、聚合物和陶瓷，可选地在非导电性半结晶性聚合物基质内。示例性热塑性聚合物层材料包括但不限于具有或不具有填料的非导电性聚合物(例如，PEEK或PEKK)；非导电性纤维浸渍织物、聚合物、热塑性聚合物和热固性材料；或包含非导电性纤维增强材料(诸如玻璃丝(SixOy))的其他热塑性聚合物涂层。热塑性聚合物层具有约15％至约40％的结晶度。
图2描绘了根据本公开的具有第一金属涂层的多层制品的截面图。示出了具有一个或多个热固性聚合物层202的基材和热塑性聚合物层204的多层制品200的一部分，其表面被冷喷涂金属层206部分地覆盖，并且可以被认为是类似于图1中所示的实例的截面。与将冷喷涂金属层206施加到热固性聚合物层202或复合材料上相比，诸如PEKK或PEEK等半结晶性热塑性聚合物可以更容易地接受冷喷涂金属层26。不受任何特定理论的束缚，与热塑性塑料相比，热固性环氧树脂可能倾向于比冷喷涂时更容易腐蚀。将热固性聚合物层202与热塑性聚合物层204以热固性聚合物材料在沉积热塑性聚合物层之后被固化这样的方式组合可以证明是有利的，因为诸如PEEK和PEKK等热塑性聚合物是高温熔融聚合物，其可以经受住热固性复合材料的固结和固化条件而不损害热固性或热塑性层，并且当与如本文所述的冷喷涂工艺的较低温度和压力条件组合时提供能够变形的热塑性层。在某些实例中，其它聚合物(例如本文中关于热塑性聚合物层列出的那些聚合物)也可以是有用的。完全固化的聚合物或多层复合材料可以被定义为其中在进一步暴露于固化或交联能量(诸如热或其他辐射，诸如紫外线、电子束或其他固化辐射)时可以不发生进一步明显的交联的材料。在完全固化的聚合物或复合材料中，大量的个体分子已经通过聚合物或其它添加剂的官能团内的反应或通过添加特定的引发剂分子或交联剂而形成三维网络。在某些方面，施加冷喷涂金属层可以直接在热固性复合层上进行。冷喷涂金属层206可以包括银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆、其合金或其组合。
图3A描绘了根据本公开的具有第一金属涂层和附加层的多层制品的截面图。具有热固性聚合物层302基材、第一热塑性聚合物层304和第一冷喷涂金属层306的多层制品300还具有设置在第一冷喷涂金属层306上的第一附加层308。因此，第一冷喷涂金属层306可以完全或部分地被第一附加层308包封。包封是指第一冷喷涂金属层306或第二冷喷涂金属层312至少部分地从多层制品300的外部包围。在某些方面，第一冷喷涂金属层306或第二冷喷涂金属层312被附加层308、其他层或其组合完全包封、包围或覆盖，这意味着没有任何部分暴露于整个多层制品300的外部。在一些实例中，第一附加层308由与热固性聚合物层302基材相同的材料构成。在一些实例中，第一附加层308可以包括其他的热塑性聚合物层。其他示例可以包括由金属箔或其他冷喷涂金属层制成的第一附加层308，或并入到如本文所述的多层复合制品中的任何其他层。也可以如所述那样构造或处理第一附加层308，其中第一附加层308的最终固化被暂停，直到最终固化或涉及完整多层复合制品的过程。图3B描绘了根据本公开的多层制品的截面图，该多层制品在一个表面上具有第一金属涂层，并且在第二表面上具有第二金属涂层。在某些方面，可以随后处理如图3A中所示的多层制品300以提供除了第一热塑性聚合物层304、第一冷喷涂金属层306和第一附加层308之外还具有第二热塑性聚合物层310、第二冷喷涂金属层312和第二附加层314的多层制品316。该多层制品316还具有作为基础层的热固性聚合物层302基材。第一附加层或第二附加层可以将冷喷涂金属层的至少一部分夹在或包封在相应附加层和其上沉积有冷喷涂金属层的热塑性聚合物层之间。在一些实例中，当施加时，一个或多个冷喷涂金属层可以是连续的或者不连续的。如本文所述构造的此类部件可用作航空航天飞行器的部件或一部分，或者用作其外表面。
图4描绘了施加到航空航天飞行器的包括冷喷涂金属层的多层制品的应用。在航空航天飞行器400上示出了本公开方法的应用，由此由纤维增强塑料(FRP)组成的载具聚合物基材表面402进行本公开的方法。示出分解图4A具有带热塑性聚合物层404和冷喷涂金属层406的载具聚合物基材表面402，以便对多层复合材料的表面和/或载具、风力涡轮机等的结构部件或其一部分中提供导电性或阻隔层性质，赋予EMI屏蔽、耐腐蚀性、抗侵蚀性或其他性质。在一个实例中，本公开的方法的应用涉及航空航天飞行器400的外表面。
图5描绘了施加到航空航天飞行器的包括冷喷涂金属层的多层制品的应用。在航空航天飞行器400上示出了本公开的方法的其他应用，由此包括FRP的载具聚合物基材表面402进行本公开的方法。示出分解图5A具有带热塑性聚合物层404和冷喷涂金属层406和附加涂层408的载具聚合物基材表面402，以便对多层复合材料的表面和/或载具的结构部件或其一部分中赋予导电性、EMI屏蔽、耐腐蚀性或其他性质。
图6是说明根据本公开的提供多层制品的方法的流程图。提供复合层压结构体的方法600以在多层热固性聚合物结构体为完全固化状态之前提供热固性聚合物结构体的初始步骤602开始，然后是在多层热固性聚合物结构体的第一表面上沉积热塑性聚合物层的步骤604。在一些方面，热塑性聚合物层可以包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或它们的组合。在其他实例中，热塑性聚合物层可以包括如本文所述的其他聚合物或添加剂。在某些方面，热塑性聚合物层可具有约15％至约40％的结晶度。提供复合层压结构体的方法600的后续步骤是将金属粉末的颗粒导入气流的步骤606，然后将气流引向热塑性聚合物层(其中，气流具有被调节为防止热塑性聚合物层的表面热软化或消融的温度和压力)的步骤608。在实例中，气流的温度为100℃至500℃，并且气流的压力为100psi至400psi。接下来，在热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层610。在某些实例中，金属涂层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。提供复合层压结构体的方法600的最后步骤是使多层热固性聚合物结构体固化的步骤612。提供复合层压结构体的方法600的某些实例包括通过在压力下使复合层压结构体经受升高的温度来固化多层热固性聚合物结构体。在其他方面，提供复合层压结构体的方法600可以包括在多层热固性聚合物结构体的第二表面上沉积第二热塑性聚合物层，将气流引向第二热塑性聚合物层，以及在第二热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层。
实施例
图7A和图7B描绘了使用本公开的方法获得的层的冷喷涂金属沉积的照片实验结果，示出了粘附到热塑性层的冷喷涂金属层的有效图案化。产生图4中所示的实例的程序采用平均粒径为40微米的铝金属颗粒。喷涂条件使用CenterLine(Windsor)Limited system冷喷涂装置，机器人喷涂压力100-400psi，气体加热温度100℃-500℃，使用空气或氮气。
已经固化的碳纤维增强塑料(CFRP)，例如任何合适的航空航天级热固性复合材料，试样在大约2000lb的压力下在350°F的加热压机中具有粘附至顶面的4mil DS PEKK膜，试样面积为18in2。在压力下，关闭加热器，并使压机冷却至室温过夜，约16小时，如图7A所示。在上述条件下，将铝冷喷涂在热塑性层上，得到图7B所示的膜。在示例性实例中可以使用利用编织织物的典型航空航天热固性复合材料。
此外，本公开包括根据以下条款的实例(实施方式)：
条款1.一种多层制品，其包括：具有至少一个表面的热固性聚合物材料；在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的热塑性聚合物层；在所述热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的冷喷涂金属层；至少一个附加层，所述至少一个附加层将所述冷喷涂金属层的至少一部分夹在所述附加层和所述热塑性聚合物层之间；并且其中，所述热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度。
条款2.如条款1所述的多层制品，其中，所述热固性聚合物材料包括环氧树脂。
条款3.如条款1或2所述的多层物品，其中，所述热固性聚合物材料包括多个层。
条款4.如条款1-3中任一项所述的多层制品，其中，所述热固性聚合物材料还包括一种或多种填料或增强材料，所述填料或增强材料包括碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维。
条款5.如条款1-4中任一项所述的多层制品，其中，所述热塑性聚合物层包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)。
条款6.如条款1-5中任一项所述的多层制品，其中，所述冷喷涂金属层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款7.如条款1-6中任一项所述的多层制品，其中，所述热固性聚合物材料在沉积热塑性聚合物层之后固化。
条款8.如条款1-7中任一项所述的多层制品，其中，所述多层制品是航空航天飞行器的部件或一部分。
条款9.如条款8所述的多层物品，其中，所述航空航天飞行器的部件或一部分是其外表面。
条款10.如条款1-8中任一项所述的多层制品，其还包括：在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的第二热塑性聚合物层；在所述第二热塑性聚合物层的第二表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层；并且其中，所述第二热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度。
条款11.如条款10所述的多层物品，其中，所述第二热塑性聚合物层包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)。
条款12如条款10或11所述的多层制品，其中，所述第二冷喷涂金属层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款13.一种多层制品，其包括：具有第一表面和第二表面的热固性聚合物材料；在所述热固性聚合物材料的第一表面上沉积的第一热塑性聚合物层；在所述热固性聚合物材料的第二表面上沉积的第二热塑性聚合物层；在所述第一热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的第一冷喷涂金属层；在所述第二热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层；并且其中，所述第一热塑性聚合物层和所述第二热塑性聚合物层各自具有约5％至约60％的结晶度。。
条款14.一种提供复合层压结构体的方法，所述方法包括：在多层热固性聚合物结构体为完全固化状态之前提供热固性聚合物结构体；在所述多层热固性聚合物结构体的第一表面上沉积热塑性聚合物层；将金属粉末颗粒导入气流；将所述气流引向所述热塑性聚合物层，其中，所述气流具有被调节为防止所述热塑性聚合物层的表面热软化或消融的温度和压力；在所述热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层；和使所述多层热固性聚合物结构体固化。
条款15.如条款14所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述热塑性聚合物层包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或其组合。
条款16.如条款14或15所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述热塑性聚合物层具有约15％至约40％的结晶度。
条款17.如条款14-16中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述金属涂层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款18.如条款14-17中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述气流的温度为100℃至500℃，并且所述气流的压力为100psi至400psi。
条款19.如条款14-18中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，使所述多层热固性聚合物结构体固化包括在压力下使所述复合层压结构体经受升高的温度。
条款20.如条款14-19中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其还包括：在所述多层热固性聚合物结构体的第二表面上沉积第二热塑性聚合物层；将所述气流引向所述第二热塑性聚合物层；以及在所述第二热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层。
条款21.一种多层制品，其包括：具有至少一个表面的热固性聚合物材料；在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的热塑性聚合物层；在所述热塑性聚合物层的表面的至少一部分上存在的冷喷涂金属层；至少一个附加层，其将所述冷喷涂金属层的至少一部分夹在所述附加层和所述热塑性聚合物层之间；并且其中，所述热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度。
条款22.如条款21所述的多层物品，其中，所述热固性聚合物材料包括环氧树脂。
条款23.如条款21或22所述的多层物品，其中，所述热固性聚合物材料包括多个层。
条款24.如条款21-23中任一项所述的多层制品，其中，所述热固性聚合物材料还包括一种或多种填料或增强材料，所述一种或多种填料或增强材料包括碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维，并且/或者所述热塑性聚合物层可选地包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)。
条款25.如条款21-24中任一项所述的多层制品，其中，所述冷喷涂金属层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款26.如条款21-25中任一项所述的多层制品，其中，所述热固性聚合物材料在沉积热塑性聚合物之后固化。
条款27.如条款21-27中任一项所述的多层制品，其中，所述多层制品是航空航天飞行器的部件或一部分，并且/或者所述航空航天飞行器的部件或一部分可选地是其外表面。
条款28.如条款21-27中任一项所述的多层制品，其还包括：在所述热固性聚合物材料的所述至少一个表面上沉积的第二热塑性聚合物层；在所述第二热塑性聚合物层的所述第二表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层；并且其中，所述第二热塑性聚合物层具有约5％至约60％的结晶度，并且/或者所述第二热塑性聚合物层可选地包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)，并且/或者所述第二冷喷涂金属层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款29.一种提供复合层压结构体的方法，该方法包括：
在多层热固性聚合物结构体为完全固化状态之前提供热固性聚合物结构体；在所述多层热固性聚合物结构体的第一表面上沉积热塑性聚合物层；将金属粉末颗粒导入气流；将所述气流引向所述热塑性聚合物层，其中，所述气流具有被调节为防止所述热塑性聚合物层的表面热软化或消融的温度和压力；在所述热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层；和使所述多层热固性聚合物结构体固化。
条款30.如条款29所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述热塑性聚合物层包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或其组合。
条款31.如条款29或30所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述热塑性聚合物层具有约15％至约40％的结晶度。
条款32.如条款29-31中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述金属涂层选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
条款33.如条款29-32中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述气流的温度为100℃至500℃，并且所述气流的压力为100psi至400psi。
条款34.如条款29-33中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，其中，使所述多层热固性聚合物结构体固化包括在压力下使所述复合层压结构体经受升高的温度。
条款35.如条款29-34中任一项所述的提供复合层压结构体的方法，所述方法还包括：在所述多层热固性聚合物结构体的第二表面上沉积第二热塑性聚合物层；将气流引向所述第二热塑性聚合物层；以及在所述第二热塑性聚合物层的至少一部分上形成金属涂层。
各个方面的前述描述本质上仅仅是示例性的，并且决不旨在限制本公开、其应用或用途。
还应当理解，尽管本文中可使用术语第一、第二等来描述各种元件，这些元件不应受这些术语限制。这些术语仅用于将一个元件与另一个元件区分开。例如，在不脱离本发明的范围的情况下，第一对象、部件或步骤可以被称为第二对象、部件或步骤，并且类似地，第二对象、部件或步骤可以被称为第一对象、部件或步骤。第一对象、部件或步骤以及第二对象、部件或步骤分别都是对象、部件或步骤，但它们不被认为是相同的对象、部件或步骤。还将理解，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指定所陈述的特征、步骤、操作、元件和/或部件的存在，但不排除一个或多个其它特征、步骤、操作、元件、部件和/或其群组的存在或添加。此外，如本文所使用的，术语“如果”可以被解释为意指“当”或“在”或“响应于确定”或“响应于检测到”，这取决于上下文。
如贯穿本公开所使用的，范围被用作用于描述在该范围内的每一个值的简写。应当意识到和理解的是，范围格式的描述仅仅是为了方便和简洁，并且不应当被解释为对本文公开的任何实例或实施方式的范围的不灵活限制。因此，所公开的范围应当被解释为已经具体公开了所有可能的子范围以及该范围内的单独数值。因此，范围内的任何值可以被选择作为范围的终点。例如，对诸如从1至5的范围的描述应当被认为具有具体公开的子范围，诸如从1.5至3、从1至4.5、从2至5、从3.1至5等，以及在该范围内的单独的数字，例如，1、2、3、3.2、4、5等。无论范围的广度如何，都适用。
除非另有说明，否则本文和说明书中其他地方所表达的所有百分比和量应被理解为指总固体重量的百分比。所给出的量基于材料的活性重量。
另外，所有数值为“约”或“大约”指示值，并且考虑本领域普通技术人员将预期的实验误差和变化。应当理解，本文公开的所有数值和范围是近似值和范围，无论“约”是否与其结合使用。还应当理解，如本文所使用的，与数字结合的术语“约”是指可以是该数字的±0.01％(含)、±0.1％(含)、±0.5％(含)、±1％(含)、该数字的±2％(含)、该数字的±3％(含)、该数字的±5％(含)、该数字的±10％(含)、或该数字的±15％(含)的值。还应当理解，当本文公开数值范围时，也具体公开了落入该范围内的任何数值。
已经参考示例性实施方式描述了本公开。尽管已经示出和描述了有限数量的实施方式，但是本领域技术人员将意识到，在不脱离前面的详细描述的原理和精神的情况下，可以在这些实施方式中进行改变。旨在将本公开解释为包括所有这样的修改和改变，只要它们落入所附权利要求或其等同物的范围内。

Claims (10)

1.一种多层制品(100、200、300、316)，其包括：
具有至少一个表面的热固性聚合物材料(102、202、302)；
在所述热固性聚合物材料(102、202、302)的所述至少一个表面上沉积的热塑性聚合物层(104、204、304)；
在所述热塑性聚合物层(104、204、304)的表面的至少一部分上存在的冷喷涂金属层(206、306)；
至少一个附加层(308、314)，所述至少一个附加层(308、314)将所述冷喷涂金属层(206、306)的至少一部分夹在所述附加层(308、314)和所述热塑性聚合物层(104、204、304)之间；并且
其中，所述热塑性聚合物层(104、204、304)具有约5％至约60％的结晶度。
2.如权利要求1所述的多层制品(100、200、300、316)，其中，所述热固性聚合物材料(102、202、302)包括环氧树脂，并且/或者所述热固性聚合物材料(102、202、302)包括多个层，其中，所述热固性聚合物材料(102、202、302)可选地还包括一种或多种填料或增强材料，所述填料或增强材料包括碳、碳纳米管、石墨、碳纤维、石墨纤维、玻璃丝、玻璃纤维、金属、金属合金、金属化纤维和金属涂覆的玻璃纤维，并且/或者所述热塑性聚合物层(104、204、304)包括碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)，并且/或者所述冷喷涂金属层(206、306)选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
3.如权利要求1所述的多层制品(100、200、300、316)，其中，所述热固性聚合物材料(102、202、302)在沉积所述热塑性聚合物层(104、204、304)之后固化。
4.如权利要求1所述的多层制品(100、200、300、316)，其还包括：
在所述热固性聚合物材料(102、202、302)的所述至少一个表面上沉积的第二热塑性聚合物层(310)；
在所述第二热塑性聚合物层(310)的第二表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层(312)；并且
其中，第二热塑性聚合物层(310)具有约5％至约60％的结晶度，并且/或者可选地，所述第二热塑性聚合物层(310)包含碳纤维或玻璃纤维增强的聚醚醚酮(PEEK)或聚醚酮酮(PEKK)，并且/或者所述第二冷喷涂金属层(312)选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
5.如权利要求1至4中任一项所述的多层制品(100、200、300、316)，其中，所述多层制品(100、200、300、316)是航空航天飞行器(400)的部件或一部分，并且/或者所述航空航天飞行器(400)的部件或一部分是其外表面(402)。
6.一种多层制品(100、200、300、316)，其包括：
具有第一表面和第二表面的热固性聚合物材料(102、202、302)；
在所述热固性聚合物材料(102、202、302)的第一表面上沉积的第一热塑性聚合物层(104、204、304)；
在所述热固性聚合物材料(102、202、302)的第二表面上沉积的第二热塑性聚合物层(310)；
在所述第一热塑性聚合物层(104、204、304)的表面的至少一部分上存在的第一冷喷涂金属层(206、306)；
在所述第二热塑性聚合物层(310)的表面的至少一部分上存在的第二冷喷涂金属层(312)；并且
其中，所述第一热塑性聚合物层(104、204、304)和所述第二热塑性聚合物层(310)各自具有约5％至约60％的结晶度。
7.一种提供复合层压结构体的方法，该方法包括：
在多层热固性聚合物结构体(102、202、302)为完全固化状态之前提供所述热固性聚合物结构体(102、202、302)；
在所述多层热固性聚合物结构体(102、202、302)的第一表面上沉积热塑性聚合物层(104、204、304)；
将金属粉末颗粒导入气流；
将所述气流引向所述热塑性聚合物层(104、204、304)，其中，所述气流具有被调节为防止所述热塑性聚合物层(104、204、304)的表面热软化或消融的温度和压力；
在所述热塑性聚合物层(104、204、304)的至少一部分上形成金属涂层(206、306)；和
使所述多层热固性聚合物结构体(102、202、302)固化。
8.如权利要求7所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述热塑性聚合物层(104、204、304)包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)或其组合，并且/或者所述热塑性聚合物层(104、204、304)具有约15％至约40％的结晶度，并且/或者所述金属涂层(206、306)选自银、金、铝、钴、铬、铜、铁、镍、钼、钯、铂、铑、钌、锡、钛、钨、锌、锆或其合金。
9.如权利要求7所述的提供复合层压结构体的方法，其中，所述气流的温度为100℃至500℃，并且所述气流的压力为100psi至400psi，并且/或者使所述多层热固性聚合物结构体(102、202、302)固化包括在压力下使所述复合层压结构体经受升高的温度。
10.如权利要求9所述的提供复合层压结构体的方法，其还包括：
在所述多层热固性聚合物结构体(102、202、302)的第二表面上沉积第二热塑性聚合物层(310)；
将气流引向第二热塑性聚合物层(310)；和
在第二热塑性聚合物层(310)的至少一部分上形成金属涂层(312)。
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