CN1247908A - 铝合金部件接合表面的涂敷方法和借以涂敷的接合表面 - Google Patents

铝合金部件接合表面的涂敷方法和借以涂敷的接合表面 Download PDF

Info

Publication number
CN1247908A
CN1247908A CN99118157A CN99118157A CN1247908A CN 1247908 A CN1247908 A CN 1247908A CN 99118157 A CN99118157 A CN 99118157A CN 99118157 A CN99118157 A CN 99118157A CN 1247908 A CN1247908 A CN 1247908A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coating
parts
aluminium alloy
accordance
coating material
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN99118157A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1229521C (zh
Inventor
史蒂文·G·基纳
诺曼·R·伯德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
McDonnell Douglas Corp
Original Assignee
McDonnell Douglas Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=22538328&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN1247908(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by McDonnell Douglas Corp filed Critical McDonnell Douglas Corp
Publication of CN1247908A publication Critical patent/CN1247908A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1229521C publication Critical patent/CN1229521C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D7/00—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials
    • B05D7/14—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials to metal, e.g. car bodies
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D3/00—Pretreatment of surfaces to which liquids or other fluent materials are to be applied; After-treatment of applied coatings, e.g. intermediate treating of an applied coating preparatory to subsequent applications of liquids or other fluent materials
    • B05D3/02—Pretreatment of surfaces to which liquids or other fluent materials are to be applied; After-treatment of applied coatings, e.g. intermediate treating of an applied coating preparatory to subsequent applications of liquids or other fluent materials by baking
    • B05D3/0254—After-treatment
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/053—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with zinc as the next major constituent
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D2202/00—Metallic substrate
    • B05D2202/20—Metallic substrate based on light metals
    • B05D2202/25—Metallic substrate based on light metals based on Al
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
    • Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
    • Y10T428/31511—Of epoxy ether
    • Y10T428/31515—As intermediate layer
    • Y10T428/31522—Next to metal
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
    • Y10T428/31551—Of polyamidoester [polyurethane, polyisocyanate, polycarbamate, etc.]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
    • Y10T428/31678—Of metal

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Wood Science & Technology (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

一种铝合金飞机部件,具有一通过用一或多种可固化的有机涂层加以处理而制备的接合表面,涂层的一或多种可供选择地处于一种经过包胶的状态,并一经需要就通过破裂和固化包囊涂料而产生一均匀的涂层。

Description

铝合金部件接合表面的涂敷方法 和借以涂敷的接合表面
本发明涉及经过涂敷的铝合金部件的制备以及其装配和组装。更为具体地说，本发明涉及铝合金飞机结构部件的预处理表面。
近来发现，通过在装配之前用一种有机防腐涂敷材料来预处理部件可以改进某些铝合金飞机部件的腐蚀防护和加工与组装的简易程度。通常的作法一直是，用湿式密封剂涂敷这种部件，这些密封剂据知需要广泛和昂贵的专门处理，特别是在其清洗方面。预处理方法可免除使用湿式密封剂，减少了加工时间和清洗费用。这种进展是共同拥有的美国专利第5614037号的主题。
如美国专利第5614037号所披露的那样，其作法是，用有机涂敷材料涂敷飞机组件中的一些类型的固紧件以保护固紧件的基本金属和周围邻接的结构不受腐蚀损害。在此通常的手法中，首先制作固紧件，而后热处理到其所需的强度。在热处理之后，固紧件以一种苛性钠浴予以浸蚀，或者以其他方式予以清洗，以除去任何在热处理中产生的锈皮。涂敷材料，溶解在一种挥发性载体液剂之中，通过喷射、浸渍或类似办法施加于固紧件。载体液剂是允许蒸发的。经过涂敷的固紧件随后加热到某一高温，持续一段时间以固化涂层；一般是在400°F在一小时。完成的固紧然后准备被用在飞机结构的组装之中。
这种涂敷方法很好地处理了由具有高熔点基体金属制成的固紧件，诸如由钢或钛合金制成的固紧件。这种固紧件在相当高于涂层固化温度的温度下经受热处理。因此，涂层的固化过程，在固紧件热处理之后进行，是完全的，不会对已经处理的基体金属造成不良影响。
另一方面，非铁或铝合金具有低得多的熔点，而且一般具有比钢和钛合金低得多的热处理温度。历来的作法不是用可固化的涂料来涂敷铝合金飞机结构部件，诸如机翼和机身蒙皮壁板以及固紧件，等等，因为观察到，固化涂层所需的高温会对部件的最终强度产生不良影响。铝合金飞机结构部件因此不得不用那些极为劳动强度大的方法，诸如使用湿式密封剂，来防护而不受腐蚀侵袭。
无法预先施加这些防护涂层这一点迫使铝合金飞机结构部件，诸如机翼和机身蒙皮壁板等，使用湿式密封化合物从事装配和组装，主要目的在于防腐和压力与燃油密封。不过，湿式密封化合物一般包含有毒的、以溶剂为载体的化合物并因而为了保护使用它们的人员以及安全地处理它们以确保环境保护而需要多种预防措施。这种湿式密封剂也是肮脏而难以对付的。此外，湿式密封剂要求长时间的清洗固紧件周围区域和邻接的结构。清洗是在组装过程已经完成之后使用碱性化学溶液来进行的，因此也代表一种额外的和昂贵的生产工序。
湿式密封剂也施加于整个飞机各部件之间的接合表面。对于这种应用目的，可以理解，“接合表面”就是各靠接或配接部件的界面，它们彼此相对配装得如此紧密和永久，以致界面部位在组装之后实际上是绝不外露的。在较大的飞机结构部件的接合表面上使用湿式密封化合物会导致额外的浪费、过度的施加和清洗时间、复杂的有毒废物处理问题和增大的成本。
于是需要一种经过改进的方法，用于保护诸如机翼和机身蒙皮壁板、加强件(包括但不限于翼梁、翼肋、桁条、大梁、框架、剪切夹、“蝶形”夹，等等)、铰链、机门等这些铝合金飞机结构部件，以及装接于前面提及的各部件的机械部件。其次，需要改进这种涂翼付予到铝合金飞机结构部件包括较大的、表面区域部件-上面的方法和设备。
目前已经发现，铝合金飞机结构部件的表面可以预处理，以便加强一些关键接合表面的处理，同时还提高防腐能力、减少或消除清洗或其他工序。此外，本发明的经过改进的向铝合金飞机结构部件施加多个预处理涂层的方法在改进涂层厚度容差和均匀度、部件贮存、总体搬运、装配和组装方面提供了显著的操作上的优点。
本发明提供了一种用于制备和处理铝合金飞机结构部件的表面的方法，这些部件是诸如机翼和机身蒙皮壁板、通称为加强件的部件、铰链、机门等，以及装接于前面提及的这些部件的机械部件。此外，本发明特别适用于这些飞机部件的接合表面的改进处理。采用这种方法施加涂料不会或是改变或是影响部件的机械或冶金性质或性能，并且不会对组装好的飞机结构的预期最终性能产生不良影响。
按照一项实施例，本发明包括一种用于制备一铝合金飞机结构部件的方法，在固溶热处理之后提供一经过人工时效处理的铝合金原始部件，其并非处于其最终热处理状态，并以一种第一有机涂料来涂敷原始部件。可供选择地，一种包囊第二涂料然后施加于第一涂层。经过两次涂敷的部件随后经受沉淀硬化处理，并安放在组装位置上而予以组装。包胶剂应当是一种当或是受挤压或是被压碎时具有这样一种化学结构的物质，即它会成为它要包封的粘接剂的一个组成部分。
在另一实施例中，本发明包括提供一经过自然时效处理的铝合金飞机结构部件并以一第一涂料来涂敷部件。经过一次涂敷的部件承受某一高温或室温以固化涂层。一第二涂料以包囊状态提供并施加于第一涂层。经过两次涂敷的部件随后承受某一高温或室温环境以固化第二涂层。部件然后被安放到组装位置上并通过利用一温度或压力变化，诸如一足以从其包囊状态中释放第二涂料的组装压力，使之接触于一第二部件，从而造成各部件之间的一个粘合界面。
在又一实施例中，本发明包括提供一经过自然时效处理的铝合金飞机结构部件并以一第一涂料来涂敷部件。可供选择地，一第二涂料以包囊状态提供并施加于第一涂层。经过涂敷的部件随后承受某一高温环境以固化涂层。部件然后被安放到组装位置上并通过利用破裂条件，诸如一足以从其包囊状态中释放第二涂料的组装压缩力，使之接触于一第二部件，从而造成部件与涂层之间的一个粘合界面。
在又一另外的实施例中，本发明包括提供或是一种经过人工时效处理的或是一种经过自然时效处理的铝合金飞机结构部件，以一第一涂料来涂敷部件，可供选择地后随以施加一包囊第二涂料。一种保护性剥离纸张然后提供给部件，以便在组装之前覆盖包囊涂料层。
还有，本发明包括在固溶热处理之后提供一经过人工时效处理的铝合金飞机结构部件，其并非处于其最终热处理状态。一第一有机涂料施加于部件，后随以沉淀硬化处理经过涂敷的部件。经过涂敷的部件随后用一种包囊的第二涂料予以涂敷。经过涂敷的部件然后承受或是一高温或是一室温环境以固化第二涂层。经过两次涂敷的部件随后被安放到组装位置上并使之接触于一第二部件，同时施加一足以从其包囊状态释放第二涂料的组装压力，从而在部件与各涂层之间造成一个粘合界面。
在又一另外的实施例中，本发明设想提供一种处在其最终热处理状态的经过人工时效处理的铝合金飞机结构部件。一第一涂料施加于部件，可供选择地后随以施加一包囊的第二涂料。部件随后承受某一高温环境以固化两个涂层。一种设计得保护经过两次涂敷的部件的保护性剥离纸张可供选择地施加于经过两次涂敷的部件。部件然后被安放到组装准备位置上，保护性剥离纸张被扯掉而露出第二涂层。部件然后接触于另一部件，以便最终组装。经过涂敷的部件然后在其最终组装位置上紧压一第二结构部件。组装压力足以破裂包含在第二涂敷材料之中的粘性包囊。第二涂敷材料在第一涂层与相邻的第二结构部件之间发生反应以加强第一部件的表面与第二部件的表面的整体粘合。第二涂敷材料加强了两个结构部件的接合表面之间的粘合。
在再一另外的实施例中，提供一种在其最终经过热处理状态的经过人工时效处理的铝合金飞机结构部件。一第一涂料施加之后随以承受或是一室温或是一高温的作用以固化第一涂层。一第二涂料随后施加于经过一次涂敷的部件，后随以承受或是一室温或是一高温的作用以固化第二涂层。剥离纸随后可供选择地施加于第二涂层并在把部件组装在飞机构架上面之前被扯掉。
本发明的其他特点和优点将从以下结合附图所作的优先实施例的较为详细的说明中显然可见，这些附图通过范例表明本发明的各项原理。
图1a表明一机翼壁板子结构；
图1b-1f表明在会出现接合表面的地方机翼壁板各部件形状的局部放大视图；
图1g表明一段机身蒙皮装接于一段框架；
图2是一工艺流程图，用于本发明的一种方法，即使用一种经过人工时效处理的合金并以沉淀硬化处理固化两涂层；
图3是一工艺流程图，用于本发明的一种方法的一种方式，包括一种经过自然时效处理的合金并在或是室温或是高温下个别地固化每一涂层；
图4是一工艺流程图，用于本发明的一种方法，其中多种涂层在或是室温或是高温下一起固化；
图5是一工艺流程图，用于本发明的一种方法，其中或是经过自然或是经过人工时效处理的合金部件的两种涂层在室温下固化；
图6是一工艺流程图，用于本发明的一种方法，其中经过人工时效处理的合金部件使主涂层用沉淀硬化处理固化，而施加的一第二涂层随后用或是室温或是高温固化；
图7是一工艺流程图，用于本发明的一种方法，使用一种处于其最终状态的经过人工时效处理的部件，此时或是一种或是两种涂层同时在高温下固化；
图8是一工艺过程，用于本发明的一种方法，使用一种处于其最终状态的经过人工时效处理的合金部件，此时每一涂层经受一种单独的高温固化。
本发明涉及任何飞机结构部件，诸如机翼和机身蒙皮壁板、加强件、桁条、翼梁、夹、框架，等等，在这些地方都有各种接合表面。图1a表明在固定铝质蒙皮以前的一机翼壁板总成1。壁板总成1包括示于放大图1b-1f之中的零件。图1b表明装接于机翼壁板蒙皮7的一桁条2。图1c画出装接于机翼壁板蒙皮7的一翼梁缘条3。图1d表明就位于各桁条2之间的一折角抗剪夹4。图1e表明就位于一桁条2和一抗剪夹4邻接处的一蝶形夹5。图1f表明固定于一段机翼壁板蒙皮7的一中心翼梁夹6。最后，图1g画出一段机身结构，表明固定于机身蒙皮7的框架8。这些部件最好是在完成其正常制作周期之后但在最后组装之前使其接合表面“预先涂敷”。大块铝制型材也可以在最后组装期间或以后予以涂敷。
图2表明本发明的一项优选方法。在此实施例中，提供一人工时效处理的(并任由选择地经过阳极化处理的11)铝合金部件10和第一种涂敷材料12并以涂料施加其上14。部件10并未处于其最终的热处理状态。任由选择地提供一第二涂料16并施加其上18。如果施加第二涂料，二次涂敷的部件要作沉淀硬化处理(precipitation heat-treatment)20。剥离纸(relase paper)随后任由选择地施加并粘接于二次涂敷的部件22。剥离纸在组装部件之前被去掉。随后定位和组装部件24。在一项优选实施例中，或是第一和第二涂料之中的一种或是用胶囊包封的(encapsulated)。包封材料最好是在施加表面压力时活化。
图3表明本发明的另一方法，其中提供一第一涂敷材料32并施加34于部件30，后随或是一室温或是一高温固化步骤(cure step)36。如同图2的工艺那样，部件在第一次涂敷34之前可以任由选择地予以阳极化处理31。提供一第二涂敷材料38并施加40于部件30。一第二固化步骤发生42在或是室温或是高温之下，然后此时已经二次涂敷和二次固化的部件予以定位以便组装44。如同图2的方法那样，尤其可取的是，第一和第二涂料中的或是一种或是两种包括包囊(encapsulation)。
图4表明本发明的另一方法。一自然时效处理的铝合金部件50任由选择地予以阳极化处理51并使用业已提供52的一第一涂敷材料54立即予以涂敷。可供选择的是，提供56一第二涂敷材料并施加58于部件。二次涂敷的部件随后经受或是室温或是高温60固化。然后，剥离纸任由选择地施加62于部件，直至部件被使用为止。剥离纸此时从部件上扯掉而部件用于组装64。可以理解，剥离纸本身是一保护膜，或者包括一保护膜。
在图5中，部件61或是一人工或是一自然时效处理的合金，处于其最终热处理状态。部件任由选择地予以阳极化处理62并随后使用一第一涂料予以涂敷63，后随一任由选择的第二涂料65。部件61然后在室温或高温下予以固化66。如同图2-4的情况那样，可以理解，一种可剥离的薄膜68任由选择地在第二涂料施加之后施加于部件。此薄膜然后在定位和组装部件69之前从部件上扯掉而不会扰动各涂层。如同图2-4的情况那样，尤其可取的是，第一和第二涂料之中的或是一种或是用胶囊包封的。
在图6中，人工时效处理的部件70任由选择地加以阳极化处理71，并具有一所施加74的第一涂层72并后随以沉淀硬化处理76。一第二包囊涂料78施加80在第一涂层上。部件可以经受或是一室温或是一高温固化处理82。一剥离纸或薄膜83随后任由选择地施加于经过固化的第二涂层，并随后在组装时扯掉。二次涂敷的部件此时予以定位以从事组装84。
图7画出一方框流程图，表示示于图5的实施例的一种改型。在图7中，提供一人工时效处理的铝合金部件86，处于其最终热处理状态。部件任由选择地加以阳极化处理86a并分别用一种第一87和任由选择地用一种第二89涂料予以涂敷88，90，而后在一高温下予以热固化。剥离纸任由选择地施加于第二涂层92并在组装部件94之前予以扯掉。
在图8中，提供一人工时效处理的铝合金部件100，处于其最终或完成的热处理状态。提供一第一涂料102并予以施加104。已经涂敷的部件然后在一高温下固化105。提供一第二涂料106并予以施加108，并经受一第二高温环境110以固化第二涂层。剥离纸还是任由选择地予以施加112，而部件予以定位和组装114。如同图2-7的情况那样，部件随后受到足以克服各粘性包囊的结构完整性的一种组装压缩力，并粘接部件就位。
如同上述各方法那样，尤其可取的是，第一和第二涂料的或是一种或是两种是用胶囊包封的。在此情况下，施加于二次涂敷部件的组装压缩力足以使涂料从其包封状态释放出来。一种可剥离的保护膜最好是施加于二次涂敷的部件，以便在贮存、分发、搬运、安装或最终定位期间保护各涂层，而后可以在使部件在其最终取向上接触于另一配接的结构部件之前予以扯掉。部件然后在已组装的状态下受压以激活在或是一种或是两种涂层中的被包胶的粘接性组分。
本发明设想出了上述各方法的多种改型。比如，在一种改型中(未画出)，一可剥离的薄膜可以用一种或多种涂料予以涂敷，经过涂敷的、可剥离的薄膜然后可以施加于有待处理的部件。在所需的固化之前或以后，薄膜可以剥离，留下一个经过涂敷、准备好搬运并安置到其最终组装位置上的部件。薄膜可以是一种纸张、聚乙烯、塑料或层板，或者可为薄膜和涂层领域中的熟练人员所了解的任何适当的材料。
还应当了解，各高温固化步骤可与制作期间所获得的部件的冷加工程度(cold-working level)的调节一起进行，可以进行，以便达到关于铝合金及其上一种或多种涂层的所需效果。在某些实施例中，部件和涂层热处理可以在或是室温下实现，或是，如果材料中存在某些附加程度的冷加工(additionallevels of cold-work)，在低于正常热处理时间和温度的温度和相关时间下实现，比如在大约10分钟至大约一小时的时间内从大约华氏150至大约375度下实现。
铝合金原始部件，以及已完成的部件，最好是由具有一种通过人工时效处理到其最终状态而获得的特性(temper)的铝合金制成的。原始部件最好是形成在一种适合于随后采用一种强化、沉淀硬化处理的溶液处理/退火(solution-treated/annealed)条件之中，但尚未处于其最终的热处理状态。可供选择的是，原始部件经过阳极化处理，最好是在一种铬酸溶液之中，以便提高随后施加的涂层对原始部件的化学和机械粘合力，而且还最好是不要密封原始部件的已阳极化处理的表面。
处于液态的包胶状态的有机涂敷材料施加于未处于其最终热处理状态的原始部件的已阳极化处理的未密封表面。在此实施例中，原始部件的热处理此后予以实行，以通过在一种沉淀硬化处理中加热到某一高温使已完成的部件达到其完全的强度。在按照为飞机部件的具体铝合金基金属所规定的(各)温度、(各)时间和(各种)环境组合进行的沉淀硬化处理/时效处理期间获得部件所需的各种冶金性质的同时，涂层被固化。因而，在已涂敷的部件业已经过热处理之后，涂层不需单独的固化过程。
在另一最佳实施例中，各部件包括那些由一种具有通过自然时效处理获得的某一特性的铝合金制成的部件。人工与自然时效处理之间的区别在于，在沉淀硬化处理期间，人工时效处理包括部件长时间加热到某一高温。自然时效处理是长时期内在室温下进行的。在本发明中，部件可以在涂以有机涂层之前和自然时效处理之后的制作过程期间通过冷加工此部件而经受塑性变形。部件随后作涂敷，接着作改性热处理以固化涂层并同时形成某种应力消除或退火。在制作期间，并在固化涂层以前，给予部件附加变形或冷加工使得在部件经受为固化涂层所需的高温条件时部件材料的各种性质可以落入可接受的限度以内。
本发明的部件可以不作热处理，而代之以可以或是在制作之前或是在制作期间处于一种已经具有施加于其冶金结构的显著程度的冷加工。在此实施例中，原始部件最好是1)过度变形到大于最终部件中所需的变形状态；2)可供选择地在铬酸中予以阳极化处理并不作密封；3)涂以有机涂料；以及随后4)加热以固化涂层并部分地把原始部件退火到所需的变形状态。
还应当了解，各附加的、包囊涂料层可以提供给第一涂层。最好是，第二种涂层是一种加速或粘接涂层，最好是包含保持在悬浮状态之中的包胶的粘接剂颗粒。如同第一胶囊层那样，在经过涂敷的部件上造成某一温度或压力变化。优选的包封剂最好是具有这样一种化学结构，即它成为它将要包胶的粘接剂的一个组成部分。优选的包封材料包括聚氨酯、聚氯乙烯、硅酮、环氧树脂、丙烯酸酯、聚酰亚胺，以及酚醛树脂，而丙烯酸酯尤其可取。
本发明还考虑了与一选定的防腐涂料配方相容并要求一时效处理/固化期的任何铝合金飞机结构部件的制作问题。此时效处理/固化期可以在或是高温或是室温环境下进行一段时间以促进固化。一当固化完了，涂层最好是不粘手的以便能搬运。
本发明达到的涂层厚度可以按照经过涂敷的部件和涂料本身的最佳最终特性来变动。优选地，第一涂层厚度范围从大约0.005英寸到大约0.010英寸。第二涂层厚度范围优选地从大约0.0005英寸到0.0015英寸。
优选的防腐涂料是那些能够使周围环境的水、酸或碱最少通向铝质基底的涂层。因而，这些涂料是疏水材料和/或牺牲物质，比如SrCr2O4或其他铬酸盐，等等。这些可用的涂料包括疏水涂料，诸如聚乙烯、聚乙烯/四氟乙烯共聚物、酚醛树脂、环氧树脂、聚酰亚胺、聚氨酯、聚氯乙烯、硅酮和线型酚醛清漆，带有和/或不带有铬酸盐填充剂，而聚氨酯/聚脲最为可取。
线型酚醛清漆是苯酚/甲醛聚合物，是在一种酸催化反应中使苯酚与少于等量的甲醛(即大致上1∶0.8摩尔比)相反应而制成的。这造成一种比标准苯酚甲醛更具挠性的聚合物，易于在它于稍后阶段被进一步交联之前处理和应用。因而，线型酚醛清漆可以施加于一基底，而后通过添加比如六亚甲基四胺予以交联。
施加于第一保护涂层的第二涂层最好是包括一种粘接剂或底漆，并类似于那些用于粘合飞机各结构壁板的涂层。优选涂层是那些能够使周围环境的水、酸或碱最少通向铝质基底的涂层，并且还能够象是一种密封剂那样很好地粘合于基底。另外，第二涂层能够吸附用于进一步粘合和密封需要的包囊涂料。这些涂层包括酚醛树脂、环氧树脂、蜜胺，以及聚氨酯，而聚氨酯/聚脲最为可取。
按照本发明，最为可取的是，如果第二涂料自己，或是第一和第二涂料两者是用胶囊包封的，则涂料按照已知的包封技术予以包胶。包胶是一种工艺过程，一种物质A被弥散在一种此第一物质不溶于其中的介质之中。随着施加高速搅动和剪切动作以将物质A粉碎成为一种微细的胶体颗粒，加入一种可能呈单体形式的第二物质B。此第二物质B随后被聚合，同时仍然接受高速搅动。这样就使物质A被包以第二物质即聚合物B。另外，物质A可以以一种微细颗粒的形式取得并加到一物质B的溶液中，后者包敷了物质A的颗粒。所得到的混合物吹进一真空室。用于制备包含物质B的溶液的溶剂于是在真空下被除去，导致包囊颗粒沉淀并聚集在真空室的底部。
包囊涂料可以通过任何在喷涂领域中已知的适当方法予以发放。包囊涂料在弥散在一水或非水介质之中时，可以喷涂在基底上。当非溶剂载体蒸发掉或风干之后，包囊颗粒留了下来。另外，包囊颗粒可以静电喷涂到基底表面上。另外还设想出，第二涂层最好是使用类似于激光喷墨领域中已知技术的微悬浮珠工艺(microsuspension bead-technology)。这样，施加于一次涂敷部件的第二涂料最好是突然喷发以发放一比较均匀的、从大约0.0005英寸到大约0.0015英寸的最终涂层。
预期的是，这种微球或珠式(microphere or beadlike)发放***可以用以向飞机结构部件发放多种类型的有效引发剂或催化剂。这种引发剂可以处于任何状态并可以是Friedel-Crafts离子催化剂，诸如但不限于金属卤化物、酸、胺、三氟化硼、醚合三氟化硼，等等。所选的催化剂最好是符合于每一具体应用的时效处理/固化要求。
为处置目的，最好是，已涂敷的部件表面是不发粘的。这就要求涂层经由或是室温或是高温处理、加压处理，或辐照等等予以固化。最好是，允许涂层于部件表面上静置在室温之下并在一段适当的时间比如从大约2至大约4小时之后成为不发粘的。再有，预期的是，第二包囊涂料发放到一次涂敷的部件并在从大约10至大约30分钟的短时间之后予以固化。
此外，为有助于处置已涂敷的部件，一种可剥离纸张或薄膜可以蒙在涂层上用于保护。薄膜最好是设计成可从涂层表面剥离而不扰动涂层或其表面。不过，可以设想，剥离纸张在从它所盖住的涂层上扯掉时会激活此涂层。还可设想是，可剥离薄膜本身可以涂以一或多种涂层，随后转移给待处理的部件表面，后随以某种可供选择的固化方案。可剥离薄膜然后从部件上去掉，留下粘接和固化于部件表面的固化薄膜。优选的薄膜或剥离纸张包括玻璃纸、氟化乙丙烯共聚物(FEP)薄膜、牛皮纸、Armalon薄膜(氟化的剥离薄膜)、IVEX公司剥离纸-诸如CP-96A(112#重量级纸张上的有光涂层)和IVEX LC-19纸张，而CP-96 A和IVEX LC-19纸张尤为可取。
用于本发明的优选热固化方式受制于活性催化剂/引发剂的可用性和催化剂/引发剂与包括第一涂料的有机化合物或单体的反应性。比如，最好是加热到大约80℃的过氧化苯甲酰是某些诸如苯乙烯这样的乙烯单体的自由基聚合的适当聚合引发剂。不过，如果提供较高压力，过氧化苯甲酰也可以用于较低温度之下。此外，所选定的用于第二涂料的催化剂可以是一种活性催化剂，亦即在室温下可分解的催化剂，诸如在有某种叔胺的情况下的液态过氧化物。不过，往往需要使这些反应单体或诸如粘接剂(低分子量聚合物)等其他物质混合起来并施加于一就位的基底，而后它要经受对于另一粘接表面的某种进一步的反应，诸如聚合、固化、粘合等。因此最好是，在布置在一基底上之前于一载体介质中混合所有的组分以便达到一种比较均匀的状态。这一点适用于带有催化剂的单体以及为了随后粘合所施加的粘接薄膜。这样，涂层被如此施加使得没有任何化学反应发生，直至通过比如施加某一温度或压力变化而需要反应为止。换句话说，有待反应的活性材料受到“防护”而不会过早反应。因此，在本发明的一项特别优选的实施例中，所有“活性”物质都保持在一种惰性介质之中，但一当要求即可供使用，即使在室温之下。
如所提及，一种优选方法是把这些“活性”材料包封在一保护性的、胶体的、球状小丸或小球之中，后者一当承受某一特定的温度或压力就以一种可预料的方式破裂或裂开，从而基本上均匀地涂敷铝质部件原始表面。本发明的所述这种包胶涂敷技术也可以用于从事以下任何反应的任何催化剂或引发剂，这些反应是：聚合、交联聚合粘接剂，粘合粘接剂于基底，固化高弹体，或者在可能需要一种室温催化剂的任何其他反应，但凡一当要求即可。上述这种技术足够广泛地用于固态、液态或气态物质，包括金属盐类或诸如BF3这样的无机化合物。此外，包囊粘接剂可以潜在地用以通过施加包囊于基底、随后施加为释放包囊涂敷成分所需的压力和温度变化而获得释放。
那么可以理解，包囊或小丸，施加于或是部件基底或是一涂层，可以任何所希望的方式破裂，包括在组装期间或之后简单地把两个部件压紧在一起。一当这种小丸层由于压缩或其他力而“爆裂”，就在各部件之间获得一种合乎需要的、以粘接方式结合的界面。这样一种粘合过程大大地提高了主或基本涂层对各结构部件的接合表面界面的完整性，导致防腐能力的提高和压力密封特性的改进。
此外，按照本发明，通过避免在飞机部件组装期间在各接合表面处使用湿式密封剂并代之以用保护性的、不发粘涂料“预先涂敷”各部件，可以形成改进的不发粘表面。这种表面使得部件可以在加工期间予以处置并以自动方式予以组装，从而大大地减少了生产成本和周期时间。
本发明的各项优选实施例涉及制备飞机铝合金结构部件，而以下说明将着重于这些物件。本发明的应用不限于诸如飞机机翼和机身蒙皮壁板、铰链、机门等部件，而是更为广泛可用。不过，其用于飞机结构部件会具有特殊的优点。本发明的各种作法决不阻碍合金部件的最佳性能。相反，本各方法允许部件保持其最佳机械和冶金性质，同时提供相等的和/或提高了的防腐和气密水平而不带有与湿式密封剂方法相关的各种缺点。
如在此所用的那样，“铝合金”或“铝基”指的是，此合金具有以重量计多于百分之50，但以重量计少于百分之100的铝。一般，铝基合金以重量计具有从大约百分之85到约98的铝，余下的是各种合金元素和少量杂质。各种合金元素以精确控制的数量予以添加以预期地改进铝合金的性质。综合起来添加于铝以改进其性质的各种合金元素包括比如镁、铜和锌，以及其他一些元素。
一种有意义的情况是，铝合金是可以热处理的。对于具有接合表面的飞机结构部件，诸如机翼和机身蒙皮壁板、加强件、框架、机门、铰链、等等，最好是，这些部件在完成它们的正常制作周期之后，但在最终组装以前，使其接合表面经过“预先涂敷”，虽然大块铝制型材的涂层也可以在最终组装期间或以后予以涂敷。诸如机翼蒙皮壁板这样的部件或诸如翼梁这样的机翼面板加强件首先被制作成一所需的形状。各合金元素是如此选定的，即制作成的形状可予以处理以具有一比较软的状态，最好是通过将其加热到某一高温一段时间并随后将其淬火至某一较低温度。这一过程称为“固溶热处理”或“退火”。在固溶热处理/退火过程中，各溶质元素被溶解到合金基体里面(即固溶处理)并通过快速淬火保持在溶液之中，而基体本身则同时被退火。
在部件经过溶液处理/退火之后，它可以进一步处理以几倍地提高其强度而具有所需的高强特性。这种进一步处理，一般通过一种沉淀强化/时效处理过程，可以或是通过加热到某一高温一段时间(称作人工时效处理)，或是通过保持在室温下一段较长时间(称作自然时效处理)，予以实现。在常用的制铝协会术语中，不同的人工时效处理、沉淀硬化处理(有一些与中间变形或冷加工相结合)形成了基本的T6、T7、T8或T9特性条件。一种自然时效沉淀处理形成基本的T3或T4特性条件。用于热处理、合金类型以及类似方面的制铝协会术语为那些在冶金领域中的熟练人员所了解，并将用在此处。某些合金要求人工时效处理，而另一些合金可以用任一方式作时效处理。本发明的经过处理的结构部件一般是由两种类型的材料制成的。
在两种类型的时效处理中，强化的产生是由于在铝合金基体之中形成第二相颗粒，一般称作沉淀物。总合起来，所有导致其强化的处理步骤一般都称作“热处理”，其中部件经受一或多个周期的一段时间暴露于某一高温之下。加热和冷却速度选定得有助于产生所需的最终性质。为达到特定性质所需的温度、时间和其他参数对于那些铝基合金和冶金学领域中的熟练人员来说是众所知晓的。
7150合金是一种对于飞机结构应用场合具有特殊意义的特定的、人工时效处理的、铝基合金。7150合金具有的组成是：以重量计大约2.2％的铜，以重量计大约2.3％的镁，以重量计大约6.4％的锌，以重量计大约0.12％的锆，以及余下的铝加上少量杂质。其他适合的合金包括，但不限于，2000、4000、6000和7000系列可热处理的铝合金。7150合金可在市场上从几家铝公司买到，包括ALCOA、Reynolds和Kaiser这些公司。
在部件制作到所需形状之后，7150合金予以完全溶液处理/固溶退火以具有大约42000每平方英寸磅数(psi)的极限抗拉强度和大约24000psi的屈服强度，同时具有大约12％或另外要求的极限伸长。这一状态通常是在包括机加工、锻制、或另外的把部件成形为所需形状的比较制作过程之后获得的。这一状况在此称作“未处理状态”，由于它先行于使材料强度和其他性质最优化所需的最终时效处理/沉淀硬化处理周期。部件在强化、沉淀硬化处理过程之前可以经受多种成形作业并随需要而周期性地予以再退火。在成形(并任由选择地再退火)之后，7150合金可以在一大约250°F的温度下热处理大约24小时。
可以采用另一两阶段热处理。这种处理包括首先在一大约225°F的温度下热处理部件从大约6小时到大约8小时。温度随后从大约250°F增加到大约350°F而维持从大约6小时到大约10小时的时间，后随以环境空气冷却。这一热处理最终状态，称作T77511状况，在7150合金中产生从大约82000psi到大约89000psi的强度，这适合于各种飞机结构部件应用场合。
可以理解，一些附加的、可供选择的步骤可以***上述各优选方法。在一个特别优选的可供选择的步骤中，部件最初可供选择地作化学侵蚀、喷砂处理或另外予以处理以使其表面粗糙，并随后在铬酸溶液中予以阳极化处理。铬酸溶液在市场上有售或者可通过使三氧化铬溶解于水而予以制备。铬酸溶液最好是具有在水中大约4％铬酸盐的浓度，并处在从大约90°F到大约100°F的温度之下。有待阳极化处理的物件或部件在从大约18伏到大约22伏的一施加的DC电压下成为中度搅拌的铬酸溶液中的阳极。阳极化处理最好是持续从大约30分钟到大约40分钟，但也曾发现较短时间就足够了。阳极化作业在铝合金物件上产生一个从大约0.0001英寸到大约0.0003英寸厚的强粘附力的氧化物表面层，这一表面层会加强随后施加的第一有机涂层的粘附力。
在施加涂层之前最好是在铬酸中所进行的可供选择的阳极化处理过程用以促进有机涂层对于铝合金物件基底的强固的化学和机械结合。这种结合显然是既由物理的、机械的联锁，也由铬酸盐活化的、化学键接效应，予以促进的。为了加强物理的、机械的联锁效应，被阳极化的表面不作化学密封以阻止阳极化过程之后的进一步水侵。随后施加和固化的有机涂层用以密封经过阳极化的表面。
上述第一涂敷材料最好是制备成大约100％的低粘度固态溶液或“净”物质，以致它可以迅速而均匀地予以施用。涂敷材料的通常功能是防护它施加其上的基体金属不受腐蚀，包括比如通常的电蚀、电解侵蚀和应力腐蚀。第一涂敷材料是一种主要包括一有机成分的剂型，但也可包含某些粘合剂以改进最终涂层的性质。涂料也可以最初按照所希望的溶解在一种载体液剂之中并予以包封。在施加之后，涂敷材料经受一种温度和/或压力的环境变化以破裂包囊。涂料因而被释放到部件的基底表面，在此它随后固化以实现有机涂层之内的结构改变，一般是交联有机分子以提高涂层的粘接力和结合力。
许多可固化的、有机涂敷材料可供使用并可用于本过程之中。一种优选的这类涂敷材料包括混有一或多种增塑化的树脂、其他诸如聚四氟乙烯这样的有机组分，以及诸如铝粉等一些无机附加剂和/或各种铬酸盐，诸如铬酸锶、铬酸钡、铬酸锌等。一种这样的可固化的优选第一有机涂料是Hi-Kote F/S1TM，由Hi-Shear Corp(Torrance，加利福尼亚)生产。另外，可以使用非铬酸盐类涂料。这些涂敷材料最好是弥散在一种以一定量的适当溶剂之中，以便根据所选定的应用场合产生某一所需的稠度。溶剂可以是一种乙醇混合物，但最好是一种水介质。酚醛树脂、氨基甲酸乙酯(聚氨酯和尿素塑料)、环氧树脂、密胺、丙烯酸盐和硅酮都是第二涂料中优选包囊粘接剂的代表性实例。一种优选的第二涂料是聚氨酯/尿素基Hi-Kote F/S 2TM，由Hi-ShearCorp.(Torrance，加利福尼亚)生产。
在各最佳实施例中，飞机结构部件的基体金属和施加的涂层一起加热到一适当的高温，以便同时达到两种效果。在此单一步骤中，铝合金通过人工时效处理予以沉淀硬化处理而达到其最终所需强度状态，而涂层固化到其所需的最终结合状态。最好是，这种热处理的温度和时间选定为达到铝合金基体金属所需性质而需要的温度和时间，如同在用于特定铝基合金的企业接受的和经过证实的工艺标准中所规定的那样。
如在此所阐明的那样，涂层的固化可以经受时间和温度方面的较大变差而与金属热处理相比具有可以接受的结果。按照本发明，经过固化的涂层呈现出可以接受的材料特性以及对于铝合金基底的满意粘附力，和使用期间的其他一些有关性质。
在优选的7150铝基合金和代表上述那些涂料的Hi-Kote F/S′涂料的情况下，优选的热处理是7150合金的在225°F下6至8小时的T 77511沉淀硬化处理时效处理过程，后随以从225°F到350°F的直线上升，再随以保持温度在350°F达6-10小时，而以环境空气冷却到室温。
因而，较之有机涂料制造厂家所推荐的，人工时效处理的铝合金部件的沉淀硬化处理方法涉及在不同温度下相当长的时间。最初曾有过担心，超出涂层标准固化进程所需的较高温度和较长时间或许会劣化涂层及其使用期间的各种性质。不过，曾经发现，第一涂层强固地粘附于基体金属铝合金，并且也是内部强固聚合的。第一涂层在热处理之后最好是厚度从大约0.005到大约0.010英寸。
第二包囊涂料，亦即酚醛树脂、氨基甲酸乙酯、密胺等，最好是弥散在一种水介质之中并涂敷在基底上。溶剂，最好是水，被允许蒸发而把包囊涂料的颗粒留下来。最终的涂层厚度是从大约0.0005英寸到大约0.0015英寸。经过涂敷的部件然后准备好从事适于其类型的组装。在机翼壁板的情况下，它装配于多种桁条、翼肋和翼梁等等。
装配步骤反映了本发明的优点之一。假如各涂层不是在组装之前施加于部件，就必需在各配接的部件或是组装或是装配时往各接合表面上浇注一种粘性的湿式密封剂以涂敷各接触表面。湿式密封材料对工人们是有潜在毒性的、肮脏和难以处理，并需要在部件安装之后用苛性碱化学溶液作广泛的清理(工具和所得飞机部件的外露表面二者)。其次，已经观察到，残余湿式密封剂的存在妨碍后加的油漆或其他顶部涂层粘附在组装好的部件上面。本涂敷方法克服了这些难题。由于本发明，在装配和随后的组装期间，不需要或不使用湿式密封剂。
其次，非常有利的是，把本发明的保护性接合表面涂层施加于铝合金飞机结构部件以促进自动化部件组装和检验。由于各零部件是经过预先涂敷的，在确当处理一接合表面方面不可能存在任何人为差误的机会。本发明还加强了飞机各接合表面的完整性、密实性和性能，以及改进了现有部件贮存、总体搬运、安装和组装体系。简言之，本发明使经过涂敷的部件便于保持一切机械和冶金性质以及所需的防腐程度而无传统湿式密封剂防腐处理的任何缺点。
按照这里的各项原理，本技术领域的熟练专业人员有可能作出本发明的许多其他修改和变动。因此可以理解，在各项权利要求的范畴之内，本发明可以不同于在此具体地予以说明的方式而予以实施。

Claims (60)

1.一种用于制备一铝合金飞机部件的方法，包括的各步骤是：
提供一可硬化到一最终状态的铝合金原始部件；
提供一种可固化的有机涂料，具有一非挥发性的组成部分，主要是有机的并在大约铝合金部件的一热处理温度下是可固化的；
用有机涂敷材料涂敷原始部件；以及
处理经过涂敷的铝合金原始部件，以便既处理铝材到最终状态并固化有机涂层。
2.按照权利要求1所述的方法，其中可固化的有机涂敷材料是用胶囊包封的。
3.按照权利要求1所述的方法，其中处理经过涂敷的铝合金部件的步骤包括热处理。
4.按照权利要求3所述的方法，其中处理经过涂敷的铝合金部件的步骤包括沉淀硬化处理。
5.按照权利要求1所述的方法，其中处理经过涂敷的铝合金部件的步骤包括加压处理。
6.按照权利要求1所述的方法，还包括的各步骤是：
把经过涂敷的铝合金部件定位在一接触一第二部件的组装位置上；
向至少一个部件提供一压力。
7.按照权利要求1所述的方法，其中提供一铝合金原始部件的步骤包括提供一选自包括机翼和机身蒙皮壁板、加强件、框架和铰链的部件组的飞机部件。
8.按照权利要求1所述的方法，其中提供一铝合金原始部件的步骤包括提供一机翼蒙皮壁板及其各组成件的步骤。
9.按照权利要求1所述的方法，其中提供一铝合金原始部件的步骤包括提供一处于其完全溶液处理和退火状态的一铝合金原始部件。
10.按照权利要求1所述的方法，还包括提供并向经过一次涂敷的部件施加一第二涂料的步骤。
11.按照权利要求1所述的方法，还包括首先对所提供的部件进行阳极化处理的步骤。
12.按照权利要求10所述的方法，其中第二涂料是一包囊涂料。
13.按照权利要求1所述的方法，其中原始部件是经过自然时效处理的。
14.按照权利要求1所述的方法，其中原始部件是经过人工时效处理的。
15.按照权利要求1所述的方法，其中有机涂层被固化，而原始部件基本上同时地被处理到最终状态。
16.按照权利要求1所述的方法，其中原始部件具有一接合表面。
17.按照权利要求1所述的方法，其中可固化的有机涂敷材料包括一种酚醛树脂。
18.按照权利要求1所述的方法，其中包囊可固化有机涂敷材料选自包括酚醛树脂、氨基甲酸乙酯、环氧树脂和蜜胺的一组材料。
19.按照权利要求1所述的方法，其中可固化的有机涂敷材料选自包括聚氨酯、聚氯乙烯、硅酮、环氧树脂、丙烯酸酯、聚酰亚胺和酚醛树脂的一组材料。
20.按照权利要求1所述的方法，其中处理原始部件的步骤包括提供一热处理，足以破裂包囊涂料以弥散一均匀涂层于铝合金原始部件表面。
21.按照权利要求1所述的方法，还包括提供一基本上均匀的第一涂层的步骤，此涂层沉积的厚度从大约0.005到大约0.010英寸。
22.按照权利要求10所述的方法，其中第二涂料是选自包括酚醛树脂、环氧树脂、蜜胺和聚氨酯/聚脲的一组材料。
23.按照权利要求22所述的方法，其中第二涂层沉积的厚度从大约0.0005到大约0.0015英寸。
24.按照权利要求1所述的方法，还包括的各步骤是：
提供一种第二包囊涂敷材料；
用第二包囊涂敷材料涂敷经过热处理的铝合金部件；以及
使第二包囊涂敷材料破裂以给出一均匀的涂层。
25.按照权利要求24所述的方法，其中提供一种第二包囊涂敷材料的步骤还包括提供一种催化剂。
26.按照权利要求24所述的方法，其中提供一第二涂料的步骤包括提供选自包括Friedel-Crafts酸、Friedel Crafts碱、过氧化物和偶氮-二-腈的催化剂组的一种催化剂的步骤。
27.按照权利要求24所述的方法，其中提供一种第二包囊涂敷材料的步骤包括提供一种作为基本上均匀的一层的粘接剂，具有的厚度从大约0.0005英寸到大约0.0015英寸。
28.按照权利要求27所述的方法，其中提供一种第二涂料的步骤还包括提供一种选自包括酚醛树脂、氨基甲酸乙酯、环氧树脂和蜜胺的材料组的粘接剂。
29.按照权利要求24所述的方法，其中使第二涂敷材料破裂的步骤包括通过热处理释放第二涂敷材料的步骤。
30.按照权利要求24所述的方法，还包括通过使第二包囊涂敷材料受到从大约1500到大约2500psi高压的作用而释放第二涂敷材料的步骤。
31.按照权利要求24所述的方法，还包括通过向经过涂敷的部件表面施加压力而释放第二涂敷材料的步骤。
32.按照权利要求24所述的方法，其中原始部件具有一接合表面。
33.一种按照权利要求10的方法所制备的铝合金飞机部件。
34.一种按照权利要求32的方法所制备的经过处理的铝合金飞机部件。
35.一种用于处理一具有一接合表面的铝合金飞机部件的方法，包括的各步骤是：
提供一铝合金部件；
提供一第一涂敷材料；
向部件施加第一涂敷材料；
为经过涂敷的部件提供一第二涂敷材料；
向部件施加第二涂敷材料；以及
热处理经过两次涂敷的部件。
36.按照权利要求35所述的方法，其中第二涂敷材料是一种包囊涂料。
37.按照权利要求35所述的方法，还包括在第一涂层施加之前阳极化处理部件的步骤。
38.按照权利要求35所述的方法，其中提供第一涂敷材料的步骤包括提供选自包括酚醛树脂、环氧树脂、氨基甲酸乙酯、硅酮、线型酚醛清漆、丙烯酸酯和蜜胺的材料组的涂敷材料的步骤。
39.按照权利要求35所述的方法，其中提供一种包囊涂料的步骤包括提供一种选自包括酚醛树脂、环氧树脂、氨基甲酸乙酯、线型酚醛清漆、蜜胺、丙烯酸酯和硅酮的材料组的第二涂敷材料的步骤。
40.按照权利要求35所述的方法，其中热处理部件的步骤包括把部件加热到一从大约120到大约180°F的温度、持续从大约20分钟到大约1小时的一段时间的步骤。
41.按照权利要求35所述的方法，还包括向部件提供不同于环境压力的压力。
42.按照权利要求35所述的方法，其中部件是经过自然时效处理的。
43.按照权利要求35所述的方法，其中部件是经过人工时效处理的。
44.按照权利要求35所述的方法，其中部件具有一接合表面。
45.一种具有一按照权利要求35的方法制备的具有一接合表面的、经过处理的铝合金飞机部件。
46.一种按照权利要求35的方法制备的铝合金飞机部件。
47.一种用于处理一具有一接合表面的铝合金飞机部件的方法，包括的各步骤是：
提供一铝合金飞机部件；
提供一第一涂料；
提供一第二涂料；
按顺序向部件施加第一和第二涂料；
提供一可剥离薄膜；以及
向部件施加可剥离薄膜以覆盖第二涂层。
48.按照权利要求42所述的方法，其中第二涂料包括包胶物。
49.一种按照权利要求47的方法制备的具有一接合表面的铝合金飞机部件。
50.一种用于处理具有一接合表面的一铝合金飞机部件的方法，包括的各步骤是：
提供一铝合金飞机部件；
提供一第一涂料；
向部件施加第一涂料；
热处理所述部件；
提供一第二包囊涂料；
向经过涂敷的部件施加第二涂料；
提供一可剥离薄膜；以及
向部件施加可剥离薄膜以覆盖第二涂层。
51.按照权利要求50所述的方法，其中第二涂料包括包胶物。
52.一种按照权利要求50的方法制备的具有一接合表面的铝合金飞机部件。
53.一种用于处理一具有一接合表面的铝合金飞机部件的方法，包括的各步骤是：
提供一铝合金飞机部件；
提供一第一涂料；
向部件施加第一涂料以做成经过一次涂敷的部件；
为部件提供一第一热处理；
提供一处于包胶状态的第二涂料；
向经过涂敷的部件施加第二涂料以做成经过两次涂敷的部件；以及
使部件定位以便组装。
54.按照权利要求53所述的方法，还包括使经过两次涂敷的部件定位到一最终组装位置上去的步骤。
55.按照权利要求53所述的方法，还包括向经过两次涂敷的部件提供一足以释放第二涂料的包攮的作用力的步骤。
56.按照权利要求53所述的方法，其中向部件提供一作用力的步骤包括提供一范围从大约1500psi到大约2500psi的压力。
57.按照权利要求53所述的方法，其中向部件提供一作用力的步骤是提供一范围从大约1500psi到大约2500psi的压力。
58.一种按照权利要求53的方法制备的铝合金飞机部件。
59.一种具有各接合表面并由一铝合金制成的飞机部件，包括：
一均匀沉积的、第一抗腐蚀的、可供使用的有机涂料涂层，具有的厚度从大约0.0050英寸到大约0.010英寸；以及
一包囊的第二涂料，包括一种聚氨酯/聚脲并均匀地沉积到一从大约0.0005英寸到大约0.0015英寸的厚度；
其中第一涂层的表面是不发粘的。
60.一种具有各接合表面的飞机，所述飞机由包含铝合金的各部件制成，所述各部件包括：
一第一涂层；以及
一第二涂层；
其中所述各涂层和所述部件基本上同时地在一固化步骤中加以固化。
CNB991181573A 1998-09-11 1999-08-26 飞机铝合金部件接合表面的处理方法及其制品 Expired - Lifetime CN1229521C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15134398A 1998-09-11 1998-09-11
US09/151,343 1998-09-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1247908A true CN1247908A (zh) 2000-03-22
CN1229521C CN1229521C (zh) 2005-11-30

Family

ID=22538328

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB991181573A Expired - Lifetime CN1229521C (zh) 1998-09-11 1999-08-26 飞机铝合金部件接合表面的处理方法及其制品

Country Status (5)

Country Link
US (3) US6475610B1 (zh)
EP (1) EP0985737B1 (zh)
CN (1) CN1229521C (zh)
CA (1) CA2279084C (zh)
DE (1) DE69935480T2 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102941448A (zh) * 2012-11-22 2013-02-27 河南航天精工制造有限公司 一种铝合金高锁螺母加工工艺
CN102057144B (zh) * 2008-06-06 2013-09-11 空中巴士运作简易股份有限公司 用于改进层流的覆盖层的沉积方法
CN103625652A (zh) * 2013-11-28 2014-03-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种用于飞机转场飞行途中的机体表面临时保护方法
CN111470029A (zh) * 2020-05-08 2020-07-31 清华大学 一种高速飞行器的热防护结构
CN113699393A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 大冶市兴进铝业有限公司 一种铝型材的制作方法
CN114990397A (zh) * 2022-06-13 2022-09-02 昆明理工大学 一种基于冷变形和固溶时效的强化zl201铝合金的方法

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030013809A1 (en) * 1992-08-19 2003-01-16 Coles John C. Corrosion resistant gasket for aircraft
CA2279084C (en) * 1998-09-11 2013-12-03 Steven G. Keener Method for coating faying surfaces of aluminum-alloy components and faying surfaces coated thereby
US6171649B1 (en) * 1998-11-24 2001-01-09 The Boeing Company Method for preparing pre-coated aluminum-alloy components and components prepared thereby
US7244498B2 (en) 2002-06-12 2007-07-17 Tda Research, Inc. Nanoparticles modified with multiple organic acids
US6933046B1 (en) 2002-06-12 2005-08-23 Tda Research, Inc. Releasable corrosion inhibitor compositions
US6953509B2 (en) * 2003-06-03 2005-10-11 The Boeing Company Method for preparing pre-coated, metallic components and components prepared thereby
WO2005044926A1 (ja) * 2003-11-10 2005-05-19 Kansai Paint Co., Ltd. 針状単結晶体無機物粉体含有粉体材料、塗料、粉体分散液、及びそれらの使用方法
US20050129932A1 (en) * 2003-12-16 2005-06-16 Briley Robert E. Rivet and coating technique
DE10360807B4 (de) * 2003-12-19 2007-09-06 Airbus Deutschland Gmbh Sitzschiene
US7180027B2 (en) * 2004-03-31 2007-02-20 L & L Products, Inc. Method of applying activatable material to a member
US7566747B2 (en) 2004-05-07 2009-07-28 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Wax particles for protection of activators, and multifunctional autonomically healing composite materials
US7334759B2 (en) * 2004-12-18 2008-02-26 Castillo Francisco J Airplane surface protection film kits
US20060138864A1 (en) * 2004-12-23 2006-06-29 Mark Trahanovsky Illuminating key fob
US20060177284A1 (en) * 2005-02-07 2006-08-10 The Boeing Company Method for preparing pre-coated aluminum and aluminum-alloy fasteners and components having high-shear strength and readily deformable regions
US8137755B2 (en) * 2005-04-20 2012-03-20 The Boeing Company Method for preparing pre-coated, ultra-fine, submicron grain high-temperature aluminum and aluminum-alloy components and components prepared thereby
US7612152B2 (en) 2005-05-06 2009-11-03 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Self-healing polymers
US20070087101A1 (en) * 2005-10-14 2007-04-19 Gusek Todd W Soy-fortified corn dough and tortillas
US20070138236A1 (en) * 2005-12-20 2007-06-21 The Boeing Company Friction stir welded assembly and associated method
US7723405B2 (en) 2006-01-05 2010-05-25 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Self-healing coating system
US7569625B2 (en) 2006-06-02 2009-08-04 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Self-healing elastomer system
CA2669000A1 (en) * 2009-06-18 2010-12-18 Garold Toews A kit for modifying a strut of an aircraft with an aerodynamic cover
US9057397B2 (en) * 2010-09-22 2015-06-16 Mcgard Llc Chrome-plated fastener with organic coating
FR2992676B1 (fr) * 2012-06-29 2014-08-01 Snecma Plateforme inter-aubes pour une soufflante, rotor d'une soufflante et procede de fabrication associe
CN105081677A (zh) * 2014-05-07 2015-11-25 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 密集筋条结构整体壁板类零件加工方法
EP3234231B8 (en) * 2014-12-17 2020-11-04 BAE Systems PLC Object processing by conversion coating
US10444195B2 (en) * 2016-05-05 2019-10-15 The Boeing Company Detection of near surface inconsistencies in structures
CN110582545B (zh) * 2017-04-05 2024-04-09 艾弗里特克公司 用于铝结合的可印刷表面处理
CN111222263B (zh) * 2019-10-31 2023-04-07 长春英利汽车工业股份有限公司 一种仪表板横梁振动试验有限元模拟方法
CN113247297B (zh) * 2021-06-28 2021-12-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种面向机身大部件加工和试验的一体化***

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2650185A (en) * 1950-05-18 1953-08-25 Cons Vultee Aircraft Corp Method of bonding faying surfaces of metallic members
US3950204A (en) 1972-09-29 1976-04-13 Texas Instruments Incorporated Low pressure, thin film bonding
US3855044A (en) 1973-08-06 1974-12-17 Rohr Industries Inc Corrosion resistant adhesive bonding system
US3996308A (en) * 1974-02-19 1976-12-07 Avery Products Corporation Anaerobic pressure sensitive adhesive composition
US3971873A (en) 1974-04-23 1976-07-27 Reynolds Metals Company Method of producing high brightness corrosion resistant finish on the surface of aluminum and its alloys
US4310390A (en) * 1977-08-10 1982-01-12 Lockheed Corporation Protective coating process for aluminum and aluminum alloys
US4391855A (en) 1980-08-25 1983-07-05 Depor Industries Corrosion resistant coating and method for coating metal substrate
US4588838A (en) * 1981-11-02 1986-05-13 Mcdonnell Douglas Corporation Diurea and diguanidine phosphinates and phosphonates
US4405427A (en) * 1981-11-02 1983-09-20 Mcdonnell Douglas Corporation Electrodeposition of coatings on metals to enhance adhesive bonding
US4515919A (en) 1983-05-09 1985-05-07 Lockheed Corporation Protective coating composition and process for aluminum and aluminum alloys
JPH01253437A (ja) * 1987-12-25 1989-10-09 Kureha Chem Ind Co Ltd 被覆金属体
US5496784A (en) * 1990-10-29 1996-03-05 Mcdonnell Douglas Corporation Chemical resistant coating compositions
EP0547379A3 (en) * 1991-12-18 1993-08-11 Hughes Aircraft Company Microencapsulated polyurea adhesives
US5932285A (en) 1995-02-17 1999-08-03 Medlogic Global Corporation Encapsulated materials
US5614037A (en) 1995-05-01 1997-03-25 Mcdonnell Douglas Corporation Method for preparing pre-coated aluminum articles and articles prepared thereby
DE69630949T3 (de) * 1995-05-01 2013-08-14 Mcdonnell Douglas Corp. Herstellung von vorbeschichteten aluminiumlegierungsteilen
US5863359A (en) * 1995-06-09 1999-01-26 Aluminum Company Of America Aluminum alloy products suited for commercial jet aircraft wing members
EP0785243A3 (en) * 1996-01-18 1998-06-03 Loctite (Ireland) Limited A method of sealing two abutting surfaces in face-to-face contact
US6133371A (en) 1998-06-05 2000-10-17 Hi-Shear Corporation Fluid sealing between faying surfaces utilizing a solid sealant
CA2279084C (en) * 1998-09-11 2013-12-03 Steven G. Keener Method for coating faying surfaces of aluminum-alloy components and faying surfaces coated thereby
US6171649B1 (en) * 1998-11-24 2001-01-09 The Boeing Company Method for preparing pre-coated aluminum-alloy components and components prepared thereby
US6134485A (en) * 1999-02-18 2000-10-17 The Boeing Company System and method for measuring physical parameters using an integrated multisensor system
US6176452B1 (en) * 1999-03-08 2001-01-23 Northrop Grumman Corporation Hybrid fuel containment structure

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102057144B (zh) * 2008-06-06 2013-09-11 空中巴士运作简易股份有限公司 用于改进层流的覆盖层的沉积方法
CN102941448A (zh) * 2012-11-22 2013-02-27 河南航天精工制造有限公司 一种铝合金高锁螺母加工工艺
CN103625652A (zh) * 2013-11-28 2014-03-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种用于飞机转场飞行途中的机体表面临时保护方法
CN111470029A (zh) * 2020-05-08 2020-07-31 清华大学 一种高速飞行器的热防护结构
CN113699393A (zh) * 2021-08-30 2021-11-26 大冶市兴进铝业有限公司 一种铝型材的制作方法
CN114990397A (zh) * 2022-06-13 2022-09-02 昆明理工大学 一种基于冷变形和固溶时效的强化zl201铝合金的方法
CN114990397B (zh) * 2022-06-13 2023-09-26 昆明理工大学 一种基于冷变形和固溶时效的强化zl201铝合金的方法

Also Published As

Publication number Publication date
CA2279084A1 (en) 2000-03-11
EP0985737B1 (en) 2007-03-14
US6610394B2 (en) 2003-08-26
DE69935480T2 (de) 2007-12-13
CN1229521C (zh) 2005-11-30
CA2279084C (en) 2013-12-03
US20030054182A1 (en) 2003-03-20
DE69935480D1 (de) 2007-04-26
US6475610B1 (en) 2002-11-05
US20030012958A1 (en) 2003-01-16
EP0985737A1 (en) 2000-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1229521C (zh) 飞机铝合金部件接合表面的处理方法及其制品
CN1224467C (zh) 改进的预涂敷铝合金零件制备方法
EP1968764B1 (en) Friction stir welding method
CN1190274C (zh) 预涂层铝合金部件的制备
US8101036B2 (en) Corrosion inhibitors in adhesive bonding of vehicle body structures
US5326605A (en) Reactive pressure sensitive adhesive composition, sealer tape, sheet or molding by use thereof
US4250219A (en) Lacquer coating, especially on metal surfaces
US3948686A (en) Zinc dust primer systems for metal sheets deformable by noncutting processes
IE840983L (en) Protective coating processs for aluminium and¹aluminium alloys
GB2348849A (en) Plastic-coated metal plate for car body
JP2000107687A (ja) 自動車車体の被覆法
EP0313071B1 (en) Reactive pressure sensitive adhesive composition, sealer tape, sheet or molding by use thereof
WO1999061182A2 (de) Schichtsystem zum korrosionsschutz von leichtmetallen und leichtmetalllegierungen
JPS57158267A (en) Prevention of stress corrosion cracking of steel product
JPS5928639B2 (ja) フクゴウヒフクキンゾクバンノ セイゾウホウホウ
USH1888H (en) Process for applying high application-temperature coating to heat-sensitive aluminum alloys
JP2883507B2 (ja) 塗装金属体およびその製造方法
JP4339479B2 (ja) 自動車車体の被覆法
JPS58210883A (ja) 鉄系金属表面の防蝕方法
EP1475452A2 (en) Method for treating an aluminium or aluminium alloy surface
JP4299939B2 (ja) 自動車車体の被覆法
GB2130919A (en) Method of and composition for treating glass-fibre reinforced polyester resin boat hulls and the like
JPH069675B2 (ja) 放射線硬化型樹脂の塗装方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20051130

CX01 Expiry of patent term