KR20090007306A - 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 방법 - Google Patents

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토어스텐 슈톨텐호프
폴커 침머만
클라우스 고리스
한스 부르거
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프랙스에어 에스.티. 테크놀로지, 인코포레이티드
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Abstract

본 발명은 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 방법이며, (a) 수리될 구성요소가 제조된 기재를 결정하는 단계와, (b) 필요한 경우, 수리될 구성요소를 전처리하는 단계와, (c) 기재의 성질에 필적하는 화학적, 물리적 및 기계적 성질을 갖는 분무 재료를 선택하는 단계와, (d) 도포될 층 내의 접합이 최적화되도록 후속적인 코팅 프로세스를 위한 코팅 파라미터를 선택하는 단계와, (e) 마모 및 전처리에 의해 제거된 재료를 대체하도록 냉가스 분무에 의해 수리될 구성요소에 분무 재료를 도포하는 단계와, (f) 원래의 구성요소 외형이 복원되는 방식으로 코팅된 구성요소를 후처리하는 단계를 포함하는 방법에 관한 것이다. 본 발명의 프로세스는 이러한 목적을 위해 필요한 추가적인 프로세스 단계, 특히 소결과 같은 열적 프로세스 단계 없이 항공기에 사용되는 구성요소를 수리할 수 있다.
항공기, 기재, 알루미늄 합금, 분무 재료, 냉가스 분무

Description

항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 방법 {PROCESS FOR THE REPAIR AND RESTORATION OF DYNAMICALLY STRESSED COMPONENTS COMPRISING ALUMINIUM ALLOYS FOR AIRCRAFT APPLICATIONS}
본 발명은 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 방법에 관한 것이다.
항공 우주 용도로 사용되는 구성요소는 항상 중량 최적화가 요구되는데, 그 이유는 비행 작동과 동시에 유발되는 하중 때문에 항공기의 작동 안정성을 보장하기 위해 기계적, 물리적 및 화학적 특성에 대하여 매우 높은 재료 요건이 존재하기 때문이다. 예컨대, 어느 정도 상반된 이러한 요건들은 상당히 필리그란 가공된 구조 및 복잡한 형상뿐만 아니라 재료의 선택에도 반영되어, 일부만 언급해도 예컨대, 특히 고도의 비틀림 저항, 진동 저항 또는 내식성이 달성되어야 한다. 그러므로, 고강도 알루미늄 합금은 항공 및 우주 작동을 위한 재료의 가장 중요한 그룹들 중 하나를 대표한다. 이러한 재료들은, 특히 진동 응력하에서, 온도 변동 응력에 대해 비교적 낮은 민감도와 관련하여 강도에 대한 물리적 밀도의 특히 유리한 비율로 인해 구조체의 랜딩 기어 또는 구동 기어 분야에서 사용되는 용도로 이미 결정 되어 있다.
항공 및 우주 작업에 있어서의 진보하는 기술적 향상과, 이러한 기술적 향상으로 인해 야기되는 부품의 재료 및 구조에 대한 증가하는 요구 사항은 지속적으로 증가하고 있는 비용 압박을 직면하면서, 오늘날 대부분 아주 비싼 구성요소의 경제적 복구를 불가피하게 한다. 그러나, 복구 프로세스는 복잡성, 재료의 선택 및 경계 영역 설계와 같은 항공 부품의 상술한 특성으로 인해 상당히 어려워지는데, 그 이유는 형상의 정밀함에 대한 요건 이외에도, 예컨대 기재에 대한 악영향을 방지해야하는 현실 때문이다. 제조/수리 프로세스 동안의 부적절한 핸들링은 기계적 손상을 야기할 수 있으며, 처리 프로세스 동안의 과도한 열 공급은 상당한 강도 손실을 야기할 수 있다.
예컨대 랜딩 기어 구성요소 및 프로펠러 블레이드와 같이 항공 및 우주 작업의 분야에서 사용되는 구성요소는 때때로 작동 중에 현저한 응력을 받게 된다.
따라서, 예컨대 항공기의 랜딩 기어는 두 가지 주된 유형의 응력, 즉 이착륙 동안의 기계적 성분과, 환경적 영향으로 인한 연속적인 부식 공격을 겪게 된다. 기계적 하중은 차례로 항공기의 중량으로 인해 유발되는 정적 하중과, 항공기 견인 동안의 단기간 굽힘 하중과, 이착륙 동안의 큰 동적 하중을 포함한다. 이착륙 동안의 동적 하중에 대해서는, 이착륙 작동을 위해서 가속/감속용 경로가 필요한 항공기(통상적인 항공기)와 진행 방향으로 가속되기 전에 이착륙 활주로 없이 수직 방향으로 지면으로부터 먼저 이륙하는 항공기(헬리콥터 및 수직 이륙기) 사이에서 추가로 구별하는 것이 적절하다. 통상적인 항공기의 경우, 비교적 큰 이륙 중량과 관련된 높은 필요 이륙 속도 때문에 극도의 하중이 랜딩 기어에 작용한다. 착륙하는 동안에는 브레이크의 감속이 추가로 굽힘 하중을 발생시킨다. 두 가지 유형의 작동시, 이착륙 활주로의 불균일성이 타이어 및 스프링에 의한 댐핑에도 불구하고 랜딩 기어 구조에 전달되어, 예컨대 랜딩 기어 구조에 진동을 발생시킨다. 이러한 진동은 크랙의 생성 및 전개를 촉진할 뿐만 아니라, 랜딩 기어 실린더와 피스톤과 같이 서로 상대적으로 이동하는 구성요소에 대한 마모도 촉진한다. 헬리콥터 및 수직 이륙기는 이착륙을 위해 활주로상에서 긴 거리를 이동할 필요가 없어 하중이 현저히 감소되지만, 그럼에도 불구하고, 이동 부품들 사이의 상대 이동이 구동 기어로부터 전체 구조로 전달되는 진동을 유발하여, 유사한 정도의 마모를 또한 발생시킨다. 예컨대 밀봉 링 구역에서의 국부적인 마모로 인해, 갭이 형성되어 대기 중의 먼지와 같은 불순물이 침투하여 이동 부품에 대한 마모 메커니즘을 강화한다.
겨울철 작동 조건하에서 용해염과 추가적으로 혼합되는 스플래쉬 워터와, 비행 고도 및 공기의 습도의 함수로서 형성된 응축수는 부식 공격의 발생에 기초가 된다. 신속히 형성된 안정적인 산화물 층에 의한 알루미늄의 비교적 매우 양호한 자체 보호에도 불구하고, 부식 공격은 스크류 연결부 및 밀봉부와 같은 약한 지점 부근에서 특히 현저하게 발생하는데, 그 이유는 스크류 연결부 및 밀봉부와 같은 약한 지점의 대부분은 임의의 전해질을 위한 임의의 접근로를 제공하고 밀봉부 또는 밀봉 시트는 일단 손상되면 효과적인 보호를 거의 제공하지 못하기 때문이다. 또한, 구성요소의 동적 하중은 특히 피팅 또는 응력 크랙 부식과 같은 유형의 부식을 촉진한다고 알려져 있다.
또한, 극도의 동적 하중이 특히 프로펠러 블레이드에서 발생한다. 프로펠러의 임무는 모터에 의해 발생된 회전 에너지를 유동 에너지 형태로 주변 매체에 전달하는 것이다. 프로펠러의 기능은 단위 시간당 공기의 일정 질량이 회전에 의해 포획되고 가속되어 그 휴지 위치로부터 후방으로 방출되는 원리에 기초를 두고 있다. 상부측과 하부측의 상이한 곡률 및 개별 블레이드의 배향은 주변 매체, 예컨대 공기의 다른 범위의 편향과 가속을 제공한다. 흡입은 보다 광범위하게 굴곡된 측부에서 발생하는데, 그 이유는 그런 측부에서의 매체가 더 긴 경로를 덮어야 해서 이에 따라 더 높은 속도로 가속되기 때문이며, (이동 방향과 대면하는) 이러한 측부는 흡입측이라고도 불린다. 대응하는 방식으로, (이동 방향에 외면하는) 더 낮은 유동 속도 및 더 높은 압력의 측부는 압력측이라고 불린다. 흡입측과 압력측 사이의 압력 기울기는 각각의 블레이드에서 동적 양력을 발생시키는데, 동적 양력의 축방향 성분들은 함께 프로펠러 및 프로펠러에 연결된 물체를 전방으로 구동시킨다. 또한, 중첩된 축방향 힘은 추력으로 불린다. 프로펠러 블레이드의 흡입측에서의 더 높은 공기 유동 속도는 먼지, 모래 및 소형 돌 또는 액적과 같이 프로펠러 블레이드에 내장된 고체 및 액체 물질의 더 높은 속도도 유발한다. 이런 고체 및 액체 물질의 블레이드 표면상의 충돌은 특히 프로펠러 블레이드의 전방 에지 주변에서 심한 소성 변형(크레이터 형성)과 현저한 재료의 부식을 유발한다. 예컨대 항공기의 이륙/착륙 단계 동안 회전된 재료로 인해 유발된 심한 국부 손상은 동적으로 고도의 하중이 가해진 이런 구성요소에서 크랙 전개를 위한 노치로서 단지 작용하여 갑작스런 고장을 유발시킬 수도 있다. 재료의 부식에 영향을 미치는 다른 파라미터는 작동 조건과, 작동 조건과 관련된 블레이드의 인시던스와, 작동 위치이다. 극도의 동적 하중과, 부식으로 인해 지속적으로 발생하는 마모는 예컨대 겨울철 또는 열대지방 조건하에서의 작동과 같은 작동의 조건에 따른 부식 공격에 의해서도 대부분 가중된다.
프로펠러 블레이드의 유체의 역학은 구동 기어의 추력량을 결정한다. 추력은 질량의 가속에 의해 발생하므로, 설계된 블레이드 외형으로부터의 편차는 매우 제한된 범위까지만 허용될 수 있다. 따라서, 블레이드 재조정 동안, 블레이드의 실제 외형이 원하는 값과 어느 정도 다른지와, 추력의 손실과 관련되어 있는 것이 어떤 것인지에 관하여 심오하게 고찰할 것이다. 최소 치수의 외형을 갖는 블레이드는 더 이상 조정될 수 없어서, 지금까지는 폐기되었어야 했다.
랜딩 기어 구성요소를 재조정하는 동안, 부식 및 기계적 마모에 의한 손상이 어느 정도로 전개되는지와, 추가적인 사용시 구성요소의 고장 위험이 존재하는지 여부를 심오하게 고찰할 것이다. 지금까지, 수리 조치는 매우 제한된 범위까지만 가능하였는데, 밀봉 시트, 안내 요소 등을 연삭 및 연마시켜 평활화한 후에, 예컨대 양극 산화 처리 또는 크로매팅에 의해 부식에 대항하는 보호부를 복구하는 방법으로 사실상 축소되었다.
다양한 용도에서 용사(고속 화염 분무, 플라즈마 분무, 아크 분무, 폭발 건 분무)에 의해 균일 살포 방식으로 도포된 코팅은 구성요소의 수명을 연장하는데 상당히 도움이 되기는 하지만, 이러한 프로세스는 항공 및 우주 기술에서 사용되는 구성요소에 대해 제한된 범위까지만 적용될 수 있다. 따라서, 이들 프로세스는 특 히 한정된 층 두께를 고려한 제한된 적용성만을 가지며, 알루미늄 합금을 고수하는 문제점이 있다.
용사 프로세스에 있어서, 분무 재료는 에너지원에 분말 또는 와이어로서 공급되어, 용융된 상태로 존재하거나 분무 재료의 용융이 개시된다. 분무 절차의 명칭은 분무 재료를 용융시키기 위한 열 에너지가 생성되는 프로세스에 따른다. 수립된 프로세스에 있어서, 이 프로세스는 연료와 산소 혼합물의 연소, 아크 개시, 또는 프로세스 가스를 플라즈마 상태로 만드는 것에 의해 수행된다. 용융 재료는 이어서 팽창 연소 가스 또는 가압 공기에 의해 구성요소의 표면을 향해 가속된다.
용사 프로세스로 생성된 층은 층의 특성에 다양하게 악영향을 미칠 수 있는 산화물 및 세공을 포함한다. 예컨대, 강철 상에 알루미늄 및 아연의 부식 보호층이 있는 경우, 이런 층은 강철보다 덜 부식되어 양극 작용 층이 분해될 때까지는 보호 작용을 발휘하기 때문에 그런 악영향이 작아진다. 이와 달리, 음극 작용 층, 예컨대 강철 상의 니켈 합금 층은 기재와 부식성 매체 사이의 임의의 접촉을 방지하도록 밀도가 높아야 한다. 또한, 이런 음극 작용 층은 부식의 경우 기재를 용해시켜 매체가 기재에 침투하는 것을 허용하는 입자를 포함하는 인터페이스에 어떠한 산화물도 포함해서는 안 된다. 전기 도전성 또는 열 전도성과 같은 물리적 특성은 산화물 및 세공에 의해서도 열화된다.
또한, 용사 프로세스(고속 화염 분무, 플라즈마 분무, 아크 분무, 폭발 건 분무)와 같이, 수리 재료의 용융을 필요로 하거나 기재의 용융마저도 필요로 하는 수리 프로세스는 설계 및 제조상의 이유로 제한된 범위까지만 적용될 수 있는데, 그 이유는 구성요소의 형상과 구성요소 제작소의 연혁에 따라 필요 열 입력이 자주 허용불가능한 뒤틀림을 수반하기 때문이다. 사용 재료의 선택에서 유발되는 악영향은 항상 이런 악영향을 직접 인지할 수 있는 것은 아니기 때문에 특히 중요하므로, 이런 악영향은 작동 안전에 대해 특히 잠정적인 위험이 된다. 따라서, 상 변환, 합금 형성 및 입자 성장과 같은 열 활성화식 프로세스는 재료 특성의 예측 불가한 변화, 예컨대 강도의 손실을 유발하여 전체 구성요소의 고장을 유발할 수 있다. 또한, 항공 산업에 사용되는 많은 재료는 용접될 수 없거나 고비용을 들여야만 용접될 수 있으며, 이러한 용접은 구조 및 응력의 상태에 항상 영향을 미친다.
그러나, 층의 기계적 성질은 특히 바람직하지 않은 방식으로 열화된다. 따라서, 벌크 재료에 비해 용사된 층은 요동 응력하에서 매우 낮은 피로 강도를 단지 갖는다고 알려져 있다.
따라서, 용사 프로세스의 추가적인 개선안의 목표는 층의 산화물 함유량 및 세공의 비율을 감소시키는 것이다. 고반응성 재료로도 산화물이 적은 층을 생산할 수 있는 진공 플라즈마 분무 및 저압 플라즈마 분무의 도입은 중대한 진보였다. 항공 및 발전소 기술 분야에서, 예컨대 동적으로 그리고 열적으로 고도로 응력이 가해진 터빈 블레이드는 산화에 대한 보호를 위해 MCrAlY-합금(니켈 및/또는 코발트에 대한 M)으로 코팅된다.
예컨대 미국 특허 제5,302,414호 및 유럽 특허 제0 484 533호에 개시된 냉가스 분무는 대기 조건하에서조차도 산화물이 적은 특히 밀도가 높은 층을 생산할 수 있는 점에서 표면 기술 분야에서의 중요한 진보이다. 연성, 진동 저항 및 진동 유 연성과 같은 층의 기계물리적 주요 성질은 이 프로세스에서 특히 촉진되긴 하지만, 냉가스 분무는 코팅된 구성요소의 후속적인 열처리가 수반되어야만, 터빈 블레이드와 같이 동적으로 고도로 응력이 가해진 구성요소를 코팅하는데 적용되었다. 따라서, 미국 특허 제6,905,728호는 고정형 가스 터빈, 터보 엔진 및 부속 구동 기어 분야에서 고압 구성요소의 외형을 수리 및 복구하기 위한 냉가스 분무의 적용예를 개시하고 있다. 미국 특허 제6,905,728호에 설명된 방법의 필수 구성은 예컨대 소결로 구성요소를 열처리한 후, 냉가스 분무로 코팅하는 것이다. 이러한 후처리는 층의 요구되는 기계적 및 물리적 성질을 달성하기 위한 필요 조건이다.
실제로, 몇몇 경우 불균질한 구조적 조건 및 특성의 분포는 기본적으로 열처리에 의해 균질해질 수 있지만, 이런 열처리는 예컨대 많은 구성요소의 생산 방식(예컨대, 단조 프로세스) 때문에 허용 불가하거나, 구성요소의 치수의 측면에서 불가능하거나 고비용을 들여야만 가능할 수 있다. 구조의 온도 민감도는 특히 경화가능 알루미늄 합금을 참조하여 양호하게 설명될 수 있다. 따라서, 합금 AA2224의 경우 시효 프로세스, 즉 침전 입자의 상당한 성장은 약 190°에서 이미 개시된다. 합금 AA7075의 경우 이러한 프로세스는 120°에서도 이미 개시된다.
상술된 문제점의 결과로서, 현재까진 필요한 기계적 안전성이 더 이상 달성되지 않을 정도로 심하게 마모된, 항공기 용도를 위한 동적으로 응력이 가해진 구성요소는 고비용을 들여 완전히 교체되었었다.
본 발명의 근본적인 목적은, 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 프로세스로서, 지금까지 기술적으로 불가능하거나 경제적으로 수용되지 못했던 통상적인 프로세스를 이용하여 구성요소의 수리 및 복구도 가능케 하는 프로세스를 제공하는 것이다.
이러한 목적은 청구항 제1항에서 청구된 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 프로세스에 의해 본 발명에 따라 달성된다.
본 발명의 프로세스의 과정 동안,
수리될 구성요소가 제조된 기재가 결정되고,
필요한 경우, 수리될 구성요소가 전처리되고,
기재의 성질에 필적하는 화학적, 물리적 및 기계적 성질을 갖는 분무 재료가 선택되고,
도포될 층 내의 접합이 최적화되도록 후속적인 코팅 프로세스를 위한 코팅 파라미터가 선택되고,
마모 및 전처리에 의해 제거된 재료를 대체하도록 냉가스 분무에 의해 수리될 구성요소에 분무 재료가 도포되고,
원래의 구성요소 외형이 복원되는 방식으로 코팅된 구성요소가 후처리된다.
본 발명의 프로세스는 지금까진 교체되어야 했던 구성요소도 항공기에 사용되도록 복원될 수도 있는 특별한 이점을 제공한다. 따라서, 예컨대 지금까지 허용가능 치수 오차를 갖는 윤곽의 연삭이 더 이상이 가능하지 않았거나 불충분했던 프로펠러 블레이드도 항공기에서 사용되도록 복구될 수도 있다. 필요한 재료 특성은 요구되던 소결과 같은 추가적인 프로세스 단계 없이 특히 진동 피로 강도와 관련하여 본 발명에서 제안된 프로세스에 의해 달성된다.
본 발명에 따르면, 이는 분무 재료의 화학적 조성에 관해서는 코팅될 기재에 분무 재료를 맞추는 동시에, 층 내의 최적 접합이 달성되도록 예컨대 분말 입자 크기의 분포, 프로세스 파라미터, 노즐 외형 등과 같은 코팅 파라미터를 조정함으로써 달성된다. 양호하게는, 피로 강도 테스트에서 결정된 층의 피로 강도가 접합 품질의 특성화로서 사용된다. 이러한 방식으로 제조된 층은 기재의 피로 강도에 명백히 도달한다.
본 발명의 양호한 실시예가 종속항에 기재되어 있다.
양호하게는, 정제 단계에서, 수리될 구성요소는 정제 프로세스에 의해 래커의 보호층 및 가용성 불순물이 제거된다. 양호하게는, 수리될 구성요소가 프로펠러 블레이드인 경우, 입상 경화 요소 포름알데히드 수지가 이러한 목적을 위해 사용될 수도 있으며, 입상 경화 요소 포름알데히드 수지의 도움으로 가용성 불순물뿐만 아니라 래커링 및/또는 세척 프라이머 잔유물이 수리될 구성요소로부터 완전히 제거된다. 이 점에서, 화학 래커 스트리핑에 비해, 알루미늄을 제외하곤 산소, 아연, 인 및 크롬은 조금도 검출될 수 없다.
양호하게는, 마모된 그리고/또는 부식된 영역은 마모 및 부식의 트레이스가 더 이상 보이지 않는 정도로 제거된다. 예컨대 밀링, 터닝 또는 드릴링과 같은 기계적 처리 프로세스, 전기 방전 기계 가공, 전기화학 프로세스 또는 증발이 이러한 재료의 제거를 위해 사용될 수도 있다. 양호한 방법에서, 기계 가공은 터닝 또는 밀링과 같은 절삭 프로세스에 의한 각각의 마모 또는 부식 영역에서 국부적으로만 수행되고, 가장 양호하게는 기계 가공은 연삭에 의해 수행된다. 본 발명에서 제시된 프로세스가 프로펠러 블레이드의 수리를 위해 사용되는 경우, 마모된 그리고/또는 부식된 영역으로부터 재료는 양호하게는 0.1 내지 0.8 mm의 깊이까지 제거된다. 그러나, 재료의 제거는 또한 각각의 설계에 필요한 잔류 재료의 최소 두께는 보장되지만 외부 손상은 보이는 상태로 남아 있는 방식으로 실시될 수도 있다. 이러한 목적을 위해, 마모된 그리고/또는 부식된 영역은 양호하게는 0.1 내지 0.5 mm의 깊이까지 제거된다.
마모 및 기계 가공에 의해 제거된 재료는 양호하게는 동일하거나 유사한 조성과 동일하거나 유사한 화학적, 물리적 및 기계적 특성을 갖는 재료의 냉가스 분무에 의해 다시 도포된다. 이렇게 하는데 있어서, 분무된 층의 두께는 적어도 각각의 기능 영역에서의 최대 마모 깊이에 더하여 후속적인 기계 가공을 위한 오버사이즈의 값에 대응하는 값에 도달한다. 양호한 방법에서, 층은 전체 기능 영역과 동일한 두께로 도포된다. 특히 양호한 실시예에서, 층의 두께는 국부적으로 변하는 마모 깊이에 맞춰진다.
다른 코팅 도포와는 대조적으로, 강옥 블래스팅에 의한 구성요소 표면의 활성화는 알루미늄 합금으로 제조된 동적으로 응력이 가해진 항공기 구성요소의 경우 일반적으로 허용될 수 없는데, 그 이유는 예리한 에지를 갖는 강옥 입자가 기재 표면에 손상을 유발하거나 함유물로서 기재 표면에 부착된 상태로 남아, 이후의 크랙 전파를 위한 근원으로서 작용한다는 것을 배제할 수 없기 때문이다.
코팅 프로세스 동안, 분말 입자는 분무 건 내에서 연소 없이 가열되는 압축 가스에 연속적으로 주입된다. 드라발 노즐 내에서의 가스/입자 혼합물의 후속적인 감압에 의해, 가스/입자 혼합물은 때때로 가스의 종류 및 노즐 외형에 따라 음속에 복수배에 도달한다. 분말 입자는 차례로 운동 에너지의 변형 열 및 일로의 변환만이 코팅될 구성요소에 충돌하는 순간 부착을 유발하는데 충분한 고속도에 도달한다. 이는 단열 전단 불안정이 유발됨으로 인한 입자-입자/입자-기재-인터페이스 부근에서의 재료의 소성 유동에 기초를 둔다. 가스의 예열은 가스의 음속을 증가시켜 가스/입자-유동의 절대 속도를 또한 증가시키기 위한 것이다. 또한, 입자는 유동의 고온 섹션에 단기간 체류하는 동안 이미 가열되어, 충돌시의 입자의 변형성이 향상된다. 그러나, 주입 위치에서의 가스 온도는 항상 코팅 재료의 융점보다 낮아서, 입자의 용융이 비행 단계 동안 개시되거나 발생되지 않는다. 냉가스 분무는 다른 용사 프로세스에 알려진 산화, 열 활성화식 상 변환 또는 합금 형성과 같은 단점이 거의 완벽하게 방지될 수 있다.
코팅 단계에 후속하여, 수리될 구성요소는 양호하게는 원래의 외형을 복원하기 위해 밀링, 터닝 또는 드릴링과 같은 기계 가공 프로세스에 의해 처리된다. 특정 실시예에 따르면, 처리는 전기 방전 기계 가공, 전기화학 프로세스 또는 증발에 의해 수행된다.
코팅된 구성요소의 원래의 외형이 복구되었을 때, 구성요소의 기능 영역은 기능 영역의 형상 및 표면 구조에 대해 마무리될 수도 있다. 기능 영역의 마무리는 특히 연삭, 호닝, 래핑 및 연마와 같은 프로세스에 의해 달성되어, 새로운 구성요소의 형상 및 기능이 허용 한계 내에서 달성될 수도 있다.
알루미늄 표면의 연삭 또는 평활화 동안, 알루미늄 입자는 표면 내로 가압될 수도 있다. 이러한 이유 때문에, 새로운 연삭 첨가물의 연속적인 공급과 제거된 재료의 동시 제거가 절실히 필요하다. 예컨대, 발열 디스크 및 굵은 그레인 크기(예컨대, 크레인 크기 40)를 이용하여 상용으로 입수할 수 있는 수동 연삭 기계로 사전 연삭이 수행되었으며, 이러한 사전 연삭시 분무 스월링된 표면은 0.2 내지 0.6 mm로 평활화되었다는 점에서 프로펠러 블레이드 수리시 양호한 결과가 얻어졌다. 여기서, 프로펠러 블레이드의 외형은 양호하게는 제2 단계에서 이미 복원되었다. 형상 및 외형에 대한 검사가 소정의 형상 프로파일 템플릿을 이용하여 수행되었다. 그 후, 표면은 150의 그레인 크기를 이용하는 플랩 디스크 연삭기에 의해 평활화된 후에, 120 내지 240의 그레인 크기를 이용하여 초정밀 마무리됨으로써 0.1 내지 0.2 mm로 마무리 연삭되었다. 프로파일의 마무리시, 표면은 반사면이 형성되어 공기 유동의 마찰 저항을 최소치로 제한하도록 상업적 연마 디스크로 기계 가공되었다.
수리 프로세스는 처리된 표면을 밀봉함으로써 마무리될 수도 있는데, 이를 위해, 처리된 표면은 래커링, 양극 산화 처리 또는 크로마티제이션 처리될 수도 있다. 그러나, 양극 산화 처리하여 표면을 보호하기 전에, 양호하게는, 타입 I(형광성), 방법 A(수용성), 모드 a(건조 분말)가 특히 유리한 것으로 판명된 ASTM E 1417-99에 따라 크랙 검사가 실시되어야 한다. 이런 비파괴 테스트는 접합 결함, 크랙, 오버래핑 및 세공과 같은 불균일부를 검출하는 기능을 한다.
양극 표면 보호(양극 산화 처리)를 달성하는데 사용되는 프로세스의 유형은 특정 용도에 사용된 재료에 따른다. 크롬산 또는 황산에서의 양극 산화에 의해, 대기 조건하에서 알루미늄 구성요소 상에 형성되는 산화물 표피의 두께는 천 배 증가됨으로써, 부식에 대항하는 보호뿐만 아니라 내마모성이 실질적으로 향상될 수도 있다. 이러한 처리는 상용으로 입수할 수 있는 대부분의 알루미늄 합금을 위해 사용될 수 있다.
표면 처리는 양호하게는 크롬산에서 수행되어, 사실상 황산을 사용할 때 달성되는 두께보다 얇은 1 내지 5 ㎛의 두께를 갖는 층을 생성하지만 더 높은 탄성을 갖는다. 특히 양호한 방법에서, 층의 두께는 3 내지 4 ㎛로 조정되지만, 더 양호한 래커 부착이 비밀집형 층 상에 달성되기 때문에 후속적인 밀집은 생략된다.
개시된 본 발명의 수리 프로세스는 필요한 기계적 특성을 달성하는데 있어서 미국 특허 제6 905 728호에 개시된 바와 같은 코팅된 구성요소의 열적 전처리를 필요로 하지 않는다.
제안된 본 발명의 프로세스는 프로펠러 블레이드 또는 랜딩 기어 구성요소의 수리와 관련하여 구체적으로 기술되었지만, 본 발명의 프로세스는 과도하게 동적으로 응력이 가해진 다른 항공기 구성요소의 수리에도 적용될 수도 있다는 것은 자명하다.

Claims (23)

  1. 항공기 용도를 위한 알루미늄 합금을 포함하는 동적으로 응력이 가해진 구성요소의 수리 및 복원을 위한 방법에 있어서,
    (a) 수리될 구성요소가 제조된 기재를 결정하는 단계와,
    (b) 필요한 경우, 수리될 구성요소를 전처리하는 단계와,
    (c) 기재의 성질에 필적하는 화학적, 물리적 및 기계적 성질을 갖는 분무 재료를 선택하는 단계와,
    (d) 도포될 층 내의 접합이 최적화되도록 후속적인 코팅 프로세스를 위한 코팅 파라미터를 선택하는 단계와,
    (e) 마모 및 전처리에 의해 제거된 재료를 대체하도록 냉가스 분무에 의해 수리될 구성요소에 분무 재료를 도포하는 단계와,
    (f) 원래의 구성요소 외형이 복원되는 방식으로 코팅된 구성요소를 후처리하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 단계 (b) 동안, 수리될 구성요소는 정제 프로세스에 의해 래커의 보호 코트 및 가용성 불순물이 제거되는 것을 특징으로 하는 방법.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 단계 (b) 동안, 마모된 그리고/또는 부식된 영역은 마모 및 부식의 트레이스가 더 이상 보이지 않는 정도로 제거되는 것을 특징 으로 하는 방법.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 단계 (f) 다음에, 구성요소의 기능 영역이 형상 및 표면 구조에 대해 마무리되는 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 가공된 표면의 최종 밀봉이 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
  6. 제5항에 있어서, 가공된 표면은 래커링, 양극 산화 처리 또는 크로마티제이션 처리되는 것을 특징으로 하는 방법.
  7. 제6항에 있어서, 복원된 표면은 양극 산화 처리되는 것을 특징으로 하는 방법.
  8. 제7항에 있어서, 양극 산화는 크롬산 또는 황산에서 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
  9. 제7항 또는 제8항에 있어서, 양극 산화는 1 내지 5 ㎛, 바람직하게는 3 내지 4 ㎛의 두께를 갖는 산화물 표피가 달성될 때까지 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 전기 화학 처리 프로세스, 전기 방전 또는 레이저 프로세스가 전처리 및/또는 최종 처리를 위해 적용되는 것을 특징으로 하는 방법.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 단계 (e) 동안, 적어도 전체 처리 영역의 최대 마모 깊이에 대응하는 두께로 재료가 전체 처리 영역 상에 도포되는 것을 특징으로 하는 방법.
  12. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 단계 (e) 동안, 국부적으로 변하는 마모 깊이에 대응하는 코팅 두께로 재료가 처리 영역 상에 도포되는 것을 특징으로 하는 방법.
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 분무된 재료는 기재와 실질적으로 동일한 조성을 갖는 것을 특징으로 하는 방법.
  14. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 분무된 재료는 기재의 조성과 다른 조성을 갖지만, 기재에 필적하는 화학적, 물리적 및 기계적 성질을 갖는 것을 특징으로 하는 방법.
  15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서, 코팅 전에, 구성요소는 강옥 연마 블래스팅과 같은 기계적 활성화를 겪지 않는 것을 특징으로 하는 방법.
  16. 제1항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서, 단계 (f) 후에, 마모, 부식 또는 구성요소에 대한 다른 악영향에 대항하는 보호 기능을 갖는 층이 도포되는 것을 특징으로 하는 방법.
  17. 제16항에 있어서, 마모, 부식 또는 다른 악영향에 대항하는 보호용 코팅은 열 및 전기 도금 코팅 프로세스에 의해 도포되는 것을 특징으로 하는 방법.
  18. 제1항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서, 피로 강도 테스트에서 결정된 층의 피로 강도가 단계 (d) 동안 접합 품질의 특성화로서 사용되는 것을 특징으로 하는 방법.
  19. 제1항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서, 수리될 구성요소는 랜딩 기어 구성요소인 것을 특징으로 하는 방법.
  20. 제1항 내지 제19항 중 어느 한 항에 있어서, 수리될 구성요소는 프로펠러 블레이드인 것을 특징으로 하는 방법.
  21. 제20항에 있어서, 단계 (b) 동안, 입상 경화 요소 포름알데히드 수지는 수리될 구성요소로부터 가용성 불순물뿐만 아니라 래커링 및/또는 세척 프라이머 잔유물을 제거하는데 사용되는 것을 특징으로 하는 방법.
  22. 제20항 또는 제21항에 있어서, 마모된 그리고/또는 부식된 영역은 단계 (b) 동안 0.1 내지 0.8 mm의 깊이까지 제거되는 것을 특징으로 하는 방법.
  23. 제21항에 있어서, 프로펠러 블레이드의 각각의 흡입 측 또는 압력 측 대부분이 단계 (e) 동안 코팅되는 것을 특징으로 하는 방법.
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