Vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Elektroplattieren mindestens einer Flugmotorzylinderanordnung, wobei die Innenfläche eines Eisenmetallzylinders und jene eines Zylinderkopfes zusammen einen Verbrennungsraum begrenzen.
Bekannte Verfahren dieser Art erlauben, die abgenützte Zylinderinnenfläche der jeweiligen Flugmotorzylinderanordnung durch Chromplattieren, oder Verchromen, auszubessern, wobei Mikrorisse an der Chromüberzugsschicht erzeugt werden, deren Oberfläche deshalb erwünsohterweise durch Öl benetzbar wird. Verfahren dieser Art sind beispielsweise in den US-Patentschriften Nr. 1 441 468, 2 048 578, 2412 698, 2 433 457, 2 856 344, 2 980 593 und 3 192 618 beschrieben.
Die Flugmotorzylinderanordnung weist dabei einen dünnwandigen Stahlzylinder auf, der einen Arbeitskolben des jeweiligen Flugmotors aufzunehmen bestimmt ist und an seinem äusseren Ende einen Aluminiumzylinderkopf trägt, der Ventilsitze, Durchgänge für Brenn- oder Abgase und andere ähnliche Einrichtungen aufweist. Gemäss herkömmlichen Verfahren der vorstehend genannten Art wird der Zylinderkopf vor dem Verchromen der Flugmotorzylinderanordnung bis zu einer gewissen Tiefe in eine Wachsmasse getaucht, wobei seine Innenfläche mit einem Wachsüberzug verkleidet wird.
Die so erhaltene Wachsüberzugsschicht verhindert das Aufplattieren von Chrom am Zylinderkopf und beschränkt den jeweils verchromten Bereich auf die erwünschte Zylinderinnenfläche. Herkömmlicherweise wird die Flugmotorzylinderanordnung mit dem so beschichteten Zylinderkopf an einer geeigneten Anode befestigt, die so erhaltene Einrichtung in ein Verchrombad getaucht und während einer zur Erhaltung der erwünschten Chromschichtdicke an der jeweiligen Zylinderinnenfläche ausreichenden Zeitdauer elektroplattiert.
Daraufhin wird die Einrichtung mit der so verchromten Zylinderinnenfläche aus dem Verchrombad entfernt und zwecks Erhaltung von Mikrorissen an der Chromüberzugsschichtoberfläche nachbehandelt. Der Zylinder wird dann von der Anode getrennt, das Wachs entfernt und die Flugmotorzylinderanordnung zwecks ihrer Weiterbearbeitung, beispielsweise Honen und Schrot- oder Griesabstrahlen, gereinigt.
Die bekannten Verfahren zum Elektroplattieren von Flugmotorzylinderanordnungen sind jedoch mit dem Nachteil behaftet, dass die Notwendigkeit der Anbringung eines Wachs überzuges am Zylinderkopf Probleme verursacht Die beim Anbringen und Entfernen der Wachsschicht geleistete Handarbeit ist zeitraubend und kostspielig. Andererseits bildet der Arbeitsgang der Wachsbeschichtung eine höchst unerwünschte Fehlerquelle, auf die ein erheblicher Teil des jeweiligen Ausschusses zurückzuführen ist. Beispielsweise verursacht ein während der Wachsbeschichtung des Zylinderkopfes auf die zu verchromende Zylinderinnenwand gespritztes Wachsteilchen die Bildung in der Chromschicht dieser Wand eines höchst unerwünschten Einschlusses.
Andererseits kann eine unvollständige Entfernung des Wachses vom Zylinderkopf, beispielsweise in Gewindelöchern das Einfangen von Abstrahlschrot oder -griesteilchen verursachen, die bei Einführung der jeweiligen Schrauben die reparierte Flugmotorzylinderanordnung beschädigen. Ferner kann so eingefangener Abstrahlschrot oder -gries während dem Flugbetrieb in das Schmiersystem des jeweiligen Flugmotors gelangen und diesen Motor auf höchst gefährliche Weise beschädigen.
Ziel der vorliegenden Erfindung ist nun ein Verfahren der vorstehend genannten Art zu schaffen, das das Elektroplattieren von Flugmotorzylinderanordnungen unter Vermeidung der Nachteile und Beibehaltung der Vorteile bekannter Verfahren dieser Art erlaubt.
Das Verfahren zum Elektroplattieren mindestens einer Flugmotorzylinderanordnung zeichnet sich erfindungsgemäss dadurch aus, dass eine zylindrische Anode im Zylinder derart angebracht wird, dass die Anode und die Innenwand des Zylinders einen ringförmigen Durchgang begrenzen, wobei ein freies Ende der Anode der Innenfläche des Zylinderkopfes zugekehrt ist, ferner dass die Anode im Bereich des Zylinderkopfes abgeschirmt wird, wobei die Abschirmung am freien Anodenende angebracht ist und von der Anode gegen den mit dem Zylinderkopf benachbarten Endbereich des Zylinders hinragende Randabschnitte aufweist, um dem Durchgang von Strom zwischen der Zylinderkopfinnenfläche und der ihr zugekehrten Anodenfläche entgegenzuwirken, ferner dass ein Verchromelektrolyt in Achsrichtung des Zylinders durch den ringförmigen Durchgang gepumpt wird,
wobei der Elektrolyt mit der Zylinderkopfinnenfläche in Berührung kommt, und dass zwischen der Anode und der Flugmotorzylinderanordnung Gleichstrom durchgelassen wird.
Die Abschirmung der Anodenendfläche und das Pumpen des Elektrolyts durch den ringförmigen Durchgang vorzugsweise mit verhältnismässig hoher Geschwindigkeit erübrigen die Anbringung eines Wachsüberzuges am Zylinderkopf und erlauben eine überraschende Erhöhung der zeitlichen Elektroplattierrate, oder Verchromrate.
Das beschriebene Verfahren kann mittels einer einfachen und kostenarmen Vorrichtung ausgeführt werden, die die Handhabung der jeweils aufzuplattierenden Flugmotorzylinderanordnungen im Vergleich zu herkömmlichen Elektroplattiervorrichtungen erheblich vereinfacht und erleichtert.
Vorteilhafterweise kann dabei die schwere Anode mit der Abschirmung an ihrem oberen Ende in senkrechter Stellung befestigt, die jeweils zu verchromende Flugmotorzylinderanordnung von Hand über der Anode in Stellung gebracht und in dieser Stellung festgeklemmt, die so erhaltene Einrichtung mit einer Elektrolytquelle verbunden und der Elektrolyt in die Flugmotorzylinderanordnung gepumpt werden. Auf diese Weise kann die jeweilige Flugmotorzylinderanordnung leicht und bequem gehandhabt werden, ohne dabei zum Heben und Bewegen der schweren Anode besondere Hebeund Transporteinrichtungen verwenden zu müssen.
Erwünschtenfalls kann die Abschirmung auf beliebige zweckmässige Weise im Zylinderkopf befestigt werden. Andererseits kann die Abschirmung vorteilhafterweise am oberen Ende der Anode angebracht werden, wobei sie durch einen elektrisch nicht leitenden Block oder eine Platte oder einfach durch einen elektrisch nicht leitenden Überzug des oberen Anodenendes gebildet sein und zusammen mit dem oberen Ende des jeweils aufzuplattierenden Zylinders einen schmalen ringförmigen Durchgang bilden kann. Die Abschir mung verhindert dabei, dass Verchrommaterial von der Anode zur Zylinderkopfinnenfläche gedrückt wird.
Der Verchromelektrolyt kann auf beliebige zweckmäs sige Weise in der beschriebenen Vorrichtung umgewälzt und dabei beispielsweise durch eine hohle Anode gepumpt werden. Andererseits kann der Elektrolyt vorzugsweise zu nächst in einen mit der jeweiligen Zylindermündung benachbarten Vorraum, oder Vorkammer, dann axial durch den Zy linder und um die Abschirmung herum gepumpt und darauf hin durch die Brenn- undloder Abgasdurchgänge des Zy linderkopfes aus der Flugmotorzylinderanordnung entfernt werden, wobei die Auslegung der jeweils verwendeten Elek troplattiervorrichtung vereinfacht und ihre Instandhaltung er leichtert wird.
Gemäss dem beschriebenen Verfahren kann der Verchromelektrolyt mit der Zylinderkopfinnenfläche in direkte Berüh rung kommen, wobei der Arbeitsgang der Anbringung eines
Wachsüberzuges im Zylinderkopf sich vorteilhafterweise erübrigt. Andererseits setzt sich die Chromplattierschicht ge mäss diesem Verfahren erheblich schneller als bei herkömmlichen Elektroplattierverfahren an der jeweiligen Zylinderinnen fläche ab, wobei Verchromsystemparameter wie Elektrolyttemperatur, Chromkonzentration, zeitliche Elektrolytfördermenge und Plattierstromintensität in weiten Grenzen variiert werden können.
Gemäss einer beispielsweise bevorzugten Verchromsystemparameterkombination kann bei 65 "C betragender Temperatur, 0,93 Ampere/cm2 betragender Stromdichte, 260 g CrO3 pro Liter Lösung betragender Chromsäurekonzentration, 2,2 g SO4 pro Liter Lösung betragender Sulfationkonzentration und somit bei einem 120/1 betragenden CrO3/SO4-Verhältnis mit zufriedenstellendem Erfolg verchromt, oder chromplattiert, werden.
Die jeweils durch die Flugmotorzylinderanordnung gepumpte zeitliche Elektrolytdurchflussmenge sollte ausreichend hoch sein, um entlang der zu verchromenden Zylinderinnenfläche einen praktisch konstanten Temperaturverlauf zu gewährleisten, wobei der Temperaturgradient vom Elektrolytpoleintrittsende bis zum Elektrolytaustrittsende des aufzuplattierenden Zylinders nicht mehr als etwa 0,5 "C betragen sollte. Ein mehr als 0,5 "C betragender Temperaturgradient zwischen diesen Zylinderenden bewirkt entlang der verchromten Zylinderinnenwand unerwünschte Veränderungen der Mikrorissstruktur. Andererseits sollte die jeweilige zeitliche Elektrolytdurchflussmenge ausreichend gross sein, um entlang der zu verchromenden Zylinderinnenfläche auch bei den angewendeten hohen Stromdichten praktisch konstante lokale Plattierstromdichten zu gewährleisten.
Bei zu langsamen Elektrolytdurchflussgeschwindigkeiten erhöht sich nämlich der elektrische Widerstand der Elektrolytlösung in der Nähe des stromabwärts gelegenen Zylinderendes zufolge einer Erhöhung der Wasserstoffgaskonzentration. Eine Erhöhung der Elektrolytdurchflussgeschwindigkeit bewirkt übrigens auch eine erhebliche Erhöhung der bei Anwendung des beschriebenen Elektroplattierverfahrens erzielten zeitlichen Verchromrate, oder Plattierrate.
Die nachfolgende Beschreibung betrifft beispielsweise Ausführungsformen des erfindungsgemässen Verfahrens zum Elektroplattieren mindestens einer Flugmotorzylinderanordnung sowie Vorrichtungen zur Ausführung dieser Verfahren, die anhand der Zeichnung in ihren Einzelheiten näher erläutert werden. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 eine schematische Seitenansicht einer Vorrichtung zur Ausführung einer Ausführungsform des erfindungsgemässen Verfahrens zum Elektroplattieren mindestens einer Flugmotorzylinderanordnung,
Fig. 2 eine Teilschnittansicht von oben der Vorrichtung der Fig. 1 bei entfernter Flugmotorzylinderanordnung, wobei der Schnitt entlang der Linie 2-2 dieser Figur verläuft,
Fig. 3 eine schematische Schnittansicht der Vorrichtung der Fig. 2 und einer daran zum Verchromen montierten Flugmotorzylinderanordnung, wobei der Schnitt entlang der Linie 3-3 dieser Figur verläuft.
Die in Fig. 1 gezeigte Elektroplattiervorrichtung weist ein Gehäuse 10 auf, das durch eine Leitung 12 mit einem Verchromelektrolytbehälter 14 verbunden ist. Eine Pumpe 16 fördert über eine Leitung 18 Elektrolyt in eine Elektrolytleitung 20, die eine herkömmliche elektrische Isolierung 22 aufweist.
Vorzugsweise weist die beschriebene Vorrichtung eine Schutzhaube 24 und eine Auslassleitung 26 für schädliche Gase auf.
Eine Bodenplatte 28 ist im Gehäuse 10 befestigt und demgegenüber mit Hilfe beliebiger herkömmlicher Mittel elektrisch isoliert. Eine Flugmotorzylinderanordnung 30 ist, wie die Fig. 3 in vergrössertem Massstab zeigt, an der Bodenplatte 28 montiert.
Die Flugmotorzylinderanordnung 30 der Fig. 3 weist einen Stahlzylinder 32 auf, der einen Flansch 34 besitzt, mit dessen Hilfe der Zylinder 32 am jeweiligen, hier nicht gezeigten Flugmotorgehäuse befestigt ist. Ein Aluminiumzylinderkopf 36 ist am Zylinder 32 auf beliebige herkömmliche Weise befestigt. Der Zylinderkopf 36 weist einen von einem Ventilsitz 40 umschlossenen Durchgang 38 für Brenn- oder Abgase im Betrieb des Flugmotors auf. Die Flugmotorzylinderanordnung 30 wird für ihren Einbau in der beschriebenen Vorrichtung auf herkömmliche Weise vorbereitet, wobei Lagerschalen, Schrauben und andere ähnliche Teile entfernt, gegebenenfalls Zylinderkopfrisse beispielsweise durch Schweissen repariert und/oder andere ähnliche Vorbereitungsarbeiten durchgeführt werden.
Dabei ist gemäss dem beschriebenen Elektroplattierverfahren keine Verkleidung der Zylinderkopfinnenfläche mit Wachs notwendig, obwohl erwünschtenfalls, beispielsweise bei besonders hohen zeitlichen Elektroplattierraten, eine solche Verkleidung verwendet werden kann.
Wie die Fig. 3 zeigt, weist die Platte 28 einen elektrisch nicht leitenden Überzug 42 von etwa 3,5 mm Dicke beispielsweise aus Polyvinylchlorid auf. Eine Wand 44 ist auf der Platte 28 mittels Schrauben 46 und Isolierhülsen 48 elektrisch isoliert befestigt. Eine allgemein mit 50 bezeichnete Anode ist auf der Platte 28 damit elektrisch verbunden befestigt. Die Anode 50 weist einen inneren Stahlteil 52 und eine platinplattierte äussere Titanhülse 54 auf. Eine Abschirmplatte 56 aus elektrisch isolierendem Material ist mittels einer daran ausgebildeten Schraube 58 am oberen Ende der Anode 50 befestigt.
Ein Vorraum 60, der zwischen der Anode 50 und der Wand 44 ausgebildet ist, steht über Öffnungen 62 der Grundplatte 28 mit einem Elektrolyteinlass 64 in Verbindung, der durch geeignete herkömmliche Mittel mit der Elektrolytleitung 20 verbunden ist.
Ein Tragring 66 ist am oberen Umfang der Wand 44 mittels Schrauben 68 befestigt. Mit einer Gleichstromquelle verbundene Stromschienen 70 und 72 sind mit der Grundplatte 28 bzw. der Wand 44 verbunden. Erwünschtenfalls kann jedoch die Wand 44 aus elektrisch isolierendem Material bestehen und die Schiene 72 direkt mit dem Tragring 66 verbunden sein.
Der Flansch 34 der Flugmotorzylinderanordnung 30 ist am Ring 66 mittels Schrauben 74 und Halteklammern 76 befestigt. Die innere Umfangsfläche 78 des Tragringes 66 ist genau bearbeitet und hat eine konische Form, um eine zentrierte Instellungbringung des Zylinders 32 an der Anode 50 vor dem Festziehen der Schrauben 74 zu erleichtern.
Ein Isoliermaterialring 80 ist mittels Schrauben 82 am Tragring 62 hängend befestigt und durch Federn 84 gegen den unteren Rand des Zylinders 32 gedrückt. Eine Schulter 86 ist am Ring 80 ausgebildet, um eine genau zentrierte Befestigung der Flugmotorzylinderanordnung 30 an der beschriebenen Elektroplattiervorrichtung zu erleichtern. Die Innenflächen des Vorraumes 60 sind mit einer elektrisch isolierenden Polyvinylchloridüberzugsschicht verkleidet. Eine Polyvinylchloridhülse 88 umschliesst den unteren Endbereich der Anode 50 derart, dass diese nur in ihrem sich gegenüber der Innenfläche des Zylinders 32 der Flugmotorzylinderanordnung 30 erstreckenden Bereich aufgedeckt ist.
Der Ring 80 und die Hülse 88 begrenzen zusammen einen nicht bezeichneten schmalen Ringspalt, durch welchen hindurch der Elektrolyt vom Vorraum 60 in den durch den Zylinder 32 und die Anode 50 begrenzten Raum gedrückt wird. Dieser schmale Ringspalt erlaubt, entlang dem Umfang der Anode 50 eine gleichmässige Elektrolytdurchflussverteilung zu erhalten.
Die in Fig. 1 und 3 gezeigte Flugmotorzylinderanordnung 30 ist vom Typ Continental Model 10-40 , wobei die Innenfläche des Zylinders 32 und die ihr gegenüber angeord nete Fläche der Anode 50 im Massstab gezeigt sind. Zwecks Erhaltung einer Verchromung hoher Qualität kann ein Verchromelektrolyt verwendet werden, der bei 65 "C betragender Temperatur etwa 260 g CrO3 pro Liter 2,2 g S04 Ionen enthaltender Lösung enthält.
Dieser Elektrolyt kann bei einem etwa 95 Liter pro Minute betragenden Durchfluss über die Leitung 20 und den Durchgang 38 durch die beschriebene Vorrichtung gepumpt werden und gleichzeitig kann zwischen den Stromschienen 70 und 72 ein Gleichstrom von 675 bis 690 Ampere bei einer etwa 0,93 Ampere/cm2 betragenden Stromdichte durchgelassen werden, wobei eine sehr zufriedenstellende Verchromung des Zylinders 32 der Flugmotorzylinderanordnung 30 vom vorstehend genannten Typ erzielt werden kann. Zur Verchromung von Zylindern anderer Typen können die vorstehend angeführten Parameterwerte verändert werden.
Abgeänderte Ausführungsformen der beschriebenen Vorrichtung können zur Ausführung beschriebener oder anderer Ausführungsformen des erfindungsgemässen Verfahrens mit Erfolg verwendet werden. Erwünschtenfalls kann beispielsweise die Anode 50 sich direkt durch die Grundplatte 28 hindurch erstrecken, ohne damit elektrisch verbunden zu sein. Andererseits kann zwar eine abgeänderte Einrichtung zum Tragen der Flugmotorzylinderanordnung 30 verwendet werden. Der Zylinder 32 sollte aber vorzugsweise am Flansch 34 gehalten werden, um eine Verformung der dünnen Zylinderwand zu vermeiden.
The present invention relates to a method for electroplating at least one aircraft engine cylinder arrangement, the inner surface of a ferrous metal cylinder and that of a cylinder head together defining a combustion chamber.
Known methods of this type allow the worn inner cylinder surface of the respective aircraft engine cylinder arrangement to be repaired by chrome plating or chrome plating, with microcracks being generated on the chrome coating layer, the surface of which is therefore desirably wettable by oil. Methods of this type are described, for example, in U.S. Patent Nos. 1,441,468, 2,048,578, 2,412,698, 2,433,457, 2,856,344, 2,980,593, and 3,192,618.
The aircraft engine cylinder arrangement has a thin-walled steel cylinder which is intended to accommodate a working piston of the respective aircraft engine and at its outer end has an aluminum cylinder head which has valve seats, passages for fuel or exhaust gases and other similar devices. According to conventional methods of the type mentioned above, the cylinder head is dipped to a certain depth in a wax compound prior to chrome-plating the aircraft engine cylinder arrangement, its inner surface being covered with a wax coating.
The wax coating layer obtained in this way prevents chrome plating on the cylinder head and limits the chrome-plated area to the desired inner cylinder surface. Conventionally, the aircraft engine cylinder arrangement with the cylinder head coated in this way is attached to a suitable anode, the device thus obtained is immersed in a chrome bath and electroplated for a period of time sufficient to maintain the desired chrome layer thickness on the respective cylinder inner surface.
The device with the inner surface of the cylinder chromed in this way is then removed from the chromium bath and treated to preserve microcracks on the surface of the chromium coating layer. The cylinder is then separated from the anode, the wax is removed, and the aircraft engine cylinder assembly is cleaned for further processing, for example honing and shot blasting.
The known methods for electroplating aircraft engine cylinder assemblies, however, suffer from the disadvantage that the need to apply a wax coating to the cylinder head causes problems. The manual labor involved in applying and removing the wax layer is time consuming and costly. On the other hand, the wax coating process is a highly undesirable source of errors, to which a considerable part of the respective rejects can be traced back. For example, a wax particle sprayed onto the cylinder inner wall to be chrome-plated during the wax coating of the cylinder head causes the formation of a highly undesirable inclusion in the chrome layer of this wall.
On the other hand, incomplete removal of the wax from the cylinder head, for example in threaded holes, can cause the capture of shot or grit particles which, when the respective screws are inserted, damage the repaired aircraft engine cylinder assembly. Furthermore, radiation shot or grit captured in this way can get into the lubrication system of the respective aircraft engine during flight operations and damage this engine in a highly dangerous manner.
The aim of the present invention is now to provide a method of the type mentioned above which allows the electroplating of aircraft engine cylinder assemblies while avoiding the disadvantages and maintaining the advantages of known methods of this type.
The method for electroplating at least one aircraft engine cylinder arrangement is characterized according to the invention in that a cylindrical anode is attached in the cylinder in such a way that the anode and the inner wall of the cylinder delimit an annular passage, a free end of the anode facing the inner surface of the cylinder head, furthermore that the anode is shielded in the area of the cylinder head, the shield being attached to the free anode end and having edge sections projecting from the anode towards the end region of the cylinder adjacent to the cylinder head in order to counteract the passage of current between the cylinder head inner surface and the anode surface facing it, further that a chrome electrolyte is pumped in the axial direction of the cylinder through the annular passage,
wherein the electrolyte comes into contact with the inner surface of the cylinder head, and that direct current is passed between the anode and the aircraft engine cylinder assembly.
The shielding of the anode end face and the pumping of the electrolyte through the annular passage, preferably at a relatively high speed, make it unnecessary to apply a wax coating to the cylinder head and allow a surprising increase in the rate of electroplating or chrome plating.
The method described can be carried out by means of a simple and inexpensive device which considerably simplifies and facilitates the handling of the aircraft engine cylinder assemblies to be plated in each case in comparison with conventional electroplating devices.
Advantageously, the heavy anode with the shield can be attached to its upper end in a vertical position, the aircraft engine cylinder assembly to be chrome-plated can be brought into position by hand over the anode and clamped in this position, the device thus obtained can be connected to an electrolyte source and the electrolyte into the Aircraft engine cylinder assembly are pumped. In this way, the respective aircraft engine cylinder arrangement can be handled easily and conveniently without having to use special lifting and transport devices for lifting and moving the heavy anode.
If desired, the shield can be attached to the cylinder head in any convenient manner. On the other hand, the shield can advantageously be attached to the upper end of the anode, being formed by an electrically non-conductive block or plate or simply by an electrically non-conductive coating of the upper anode end and, together with the upper end of the cylinder to be plated, a narrow ring-shaped cylinder Can form passage. The shield prevents the chrome material from being pressed from the anode to the inner surface of the cylinder head.
The chromium electrolyte can be circulated in any suitable manner in the device described and, for example, be pumped through a hollow anode. On the other hand, the electrolyte can preferably first be pumped into an antechamber or antechamber adjacent to the respective cylinder mouth, then axially through the cylinder and around the shielding and then removed from the aircraft engine cylinder arrangement through the combustion and / or exhaust gas passages of the cylinder head, whereby the design of the elec- tric plating device used in each case is simplified and its maintenance is made easier.
According to the method described, the chrome electrolyte can come into direct contact with the inner surface of the cylinder head, the operation of attaching a
Wax coating in the cylinder head is advantageously unnecessary. On the other hand, according to this method, the chrome plating layer settles on the respective inner cylinder surface considerably faster than with conventional electroplating methods, whereby chrome system parameters such as electrolyte temperature, chrome concentration, electrolyte flow rate and plating current intensity can be varied within wide limits.
According to a preferred chrome system parameter combination, for a temperature of 65 ° C, a current density of 0.93 amps / cm2, a chromic acid concentration of 260 g of CrO3 per liter of solution, a sulphate ion concentration of 2.2 g of SO4 per liter of solution, and thus a CrO3 of 120/1 / SO4 ratio can be chrome-plated, or chrome-plated, with satisfactory results.
The temporal electrolyte flow rate pumped through the aircraft engine cylinder arrangement should be sufficiently high to ensure a practically constant temperature curve along the inner surface of the cylinder to be chrome-plated, the temperature gradient from the electrolyte pole inlet end to the electrolyte outlet end of the cylinder to be plated on should not be more than about 0.5 ° C A temperature gradient of more than 0.5 "C between these cylinder ends causes undesirable changes in the micro-crack structure along the chrome-plated inner wall of the cylinder. On the other hand, the respective electrolyte flow rate over time should be sufficiently large to ensure practically constant local plating current densities along the inner surface of the cylinder to be chrome-plated, even with the high current densities used.
If the electrolyte flow rate is too slow, the electrical resistance of the electrolyte solution in the vicinity of the downstream end of the cylinder increases as a result of an increase in the hydrogen gas concentration. Incidentally, an increase in the electrolyte flow rate also causes a considerable increase in the chromium rate or plating rate achieved over time when using the electroplating process described.
The following description relates, for example, to embodiments of the method according to the invention for electroplating at least one aircraft engine cylinder arrangement as well as devices for executing these methods, which are explained in more detail with reference to the drawing. In the drawing show:
1 shows a schematic side view of a device for carrying out an embodiment of the method according to the invention for electroplating at least one aircraft engine cylinder arrangement,
FIG. 2 is a partial sectional view from above of the device of FIG. 1 with the aircraft engine cylinder arrangement removed, the section running along the line 2-2 of this figure.
3 is a schematic sectional view of the device of FIG. 2 and an aircraft engine cylinder arrangement mounted thereon for chrome plating, the section running along the line 3-3 of this figure.
The electroplating apparatus shown in FIG. 1 has a housing 10 which is connected by a line 12 to a chromium electrolyte container 14. A pump 16 conveys electrolyte via a line 18 into an electrolyte line 20, which has conventional electrical insulation 22.
The device described preferably has a protective hood 24 and an outlet line 26 for harmful gases.
A base plate 28 is secured in the housing 10 and is electrically insulated therefrom by any conventional means. An aircraft engine cylinder arrangement 30, as FIG. 3 shows on an enlarged scale, is mounted on the base plate 28.
The aircraft engine cylinder arrangement 30 of FIG. 3 has a steel cylinder 32 which has a flange 34 with the aid of which the cylinder 32 is fastened to the respective aircraft engine housing, not shown here. An aluminum cylinder head 36 is attached to cylinder 32 in any conventional manner. The cylinder head 36 has a passage 38, which is enclosed by a valve seat 40, for fuel or exhaust gases when the aircraft engine is in operation. The aircraft engine cylinder arrangement 30 is prepared for its installation in the described device in a conventional manner, bearing shells, screws and other similar parts being removed, possibly cylinder head cracks being repaired, for example by welding, and / or other similar preparatory work being carried out.
According to the electroplating process described, the inner surface of the cylinder head does not need to be clad with wax, although such a cladding can be used if desired, for example at particularly high electroplating rates.
As FIG. 3 shows, the plate 28 has an electrically non-conductive coating 42 approximately 3.5 mm thick, for example made of polyvinyl chloride. A wall 44 is attached to the plate 28 in an electrically insulated manner by means of screws 46 and insulating sleeves 48. An anode, indicated generally at 50, is mounted on plate 28 in electrical communication therewith. The anode 50 has an inner steel part 52 and a platinum-plated outer titanium sleeve 54. A shielding plate 56 made of electrically insulating material is fastened to the upper end of the anode 50 by means of a screw 58 formed thereon.
A vestibule 60 formed between the anode 50 and the wall 44 communicates via openings 62 in the base plate 28 with an electrolyte inlet 64 which is connected to the electrolyte line 20 by suitable conventional means.
A support ring 66 is attached to the upper periphery of the wall 44 by means of screws 68. Bus bars 70 and 72 connected to a DC power source are connected to base plate 28 and wall 44, respectively. If desired, however, the wall 44 can consist of an electrically insulating material and the rail 72 can be connected directly to the support ring 66.
The flange 34 of the aircraft engine cylinder assembly 30 is attached to the ring 66 by means of screws 74 and retaining clips 76. The inner peripheral surface 78 of the support ring 66 is precisely machined and has a conical shape in order to facilitate a centered positioning of the cylinder 32 on the anode 50 before the screws 74 are tightened.
An insulating material ring 80 is suspended from the support ring 62 by means of screws 82 and is pressed against the lower edge of the cylinder 32 by springs 84. A shoulder 86 is formed on the ring 80 to facilitate an accurately centered attachment of the aircraft engine cylinder assembly 30 to the described electroplating device. The inner surfaces of the vestibule 60 are covered with an electrically insulating polyvinyl chloride coating layer. A polyvinyl chloride sleeve 88 encloses the lower end area of the anode 50 in such a way that it is only exposed in its area extending opposite the inner surface of the cylinder 32 of the aircraft engine cylinder arrangement 30.
The ring 80 and the sleeve 88 together delimit a narrow annular gap, not designated, through which the electrolyte is pressed from the antechamber 60 into the space delimited by the cylinder 32 and the anode 50. This narrow annular gap allows a uniform electrolyte flow distribution to be obtained along the circumference of the anode 50.
The aircraft engine cylinder assembly 30 shown in Figs. 1 and 3 is of the Continental Model 10-40, the inner surface of the cylinder 32 and the surface of the anode 50 opposite it being shown on a scale. In order to maintain a high quality chrome plating, a chrome electrolyte can be used which contains about 260 g of CrO3 per liter of solution containing 2.2 g of SO4 ions at a temperature of 65 "C.
This electrolyte can be pumped through the described device at a flow rate of about 95 liters per minute via the line 20 and the passage 38 and at the same time a direct current of 675 to 690 amperes at an approx. 0.93 amperes / cm2 amount of current density are allowed to pass through, wherein a very satisfactory chrome plating of the cylinder 32 of the aircraft engine cylinder arrangement 30 of the type mentioned above can be achieved. The parameter values listed above can be changed for chrome-plating cylinders of other types.
Modified embodiments of the device described can be used successfully to carry out the described or other embodiments of the method according to the invention. For example, if desired, the anode 50 can extend directly through the base plate 28 without being electrically connected thereto. On the other hand, although modified means for supporting the aircraft engine cylinder assembly 30 can be used. The cylinder 32 should, however, preferably be held on the flange 34 in order to avoid deformation of the thin cylinder wall.