DE69632944T2

DE69632944T2 - Beschichtete Teile aus Aluminium für die Luftfahrt

Info

Publication number: DE69632944T2
Application number: DE69632944T
Authority: DE
Inventors: Mark F. Perkiomenville Mosser; James H. Pottstown Greaser
Original assignee: Sermatech International Inc
Current assignee: Sermatech International Inc
Priority date: 1995-12-29
Filing date: 1996-03-27
Publication date: 2005-07-28
Anticipated expiration: 2016-03-28
Also published as: EP0783042B1; CA2193272C; US6171704B1; EP0783042A1; CA2193272A1; EP0781861A1; DE69632944D1

Description

Die Erfindung betrifft den Schutz von Aluminiumteilen vor Beanspruchungen durch die Umgebung. Besonders betrifft diese Erfindung Beschichtungen zum Schutz von Teilen aus Aluminiumlegierung in Luftfahrtqualität vor den Einwirkungen von hoher Temperatur, hoher Salzkonzentration, Wassertropfenerosion und anderen Beanspruchungen durch die Umgebung, denen Flugzeugteile aus Aluminium unterworfen sind. Die Erfindung ist besonders geeignet für den Schutz von Flugzeugteilen, die hohen Temperaturen und Wassertropfenerosion ausgesetzt sind, wie Lufteinlaßringe von Düsentriebwerksgondeln und Vorderkanten von Flügeln und Leitwerk. Die erfindungsgemäßen Beschichtungen sind leicht reparierbar und nachbesserbar, um einen physikalisch und aerodynamisch praktisch neuen Zustand und ein praktisch perfektes Aussehen wiederherzustellen.
„Flugzeug" bezieht sich in dieser Beschreibung sowohl auf Flugzeuge mit festen Flügeln und beweglichen Flügeln, wie Flugzeuge mit Propellerantrieb, Düsenflugzeuge und Hubschrauber. Wenn der Ausdruck „Fluggerät" oder „Flugzeug" in dieser Beschreibung in Verbindung mit einer Gondel oder einem Lufteinlaß verwendet wird, oder wenn der Ausdruck „Gondel" oder „Ringlippe" („lipskin") (der Lufteinlaßöffnung) in dieser Beschreibung verwendet wird, bezieht er sich auf jedes Gerät, bei dem eine Gehäusegondel für ein Düsentriebwerk angebracht ist, wobei das Gerät ein solches zur Bewegung in der Luft oder ein düsengetriebenes Gerät zur Bewegung in Wasser, ein Wasserfahrzeug oder zur Bewegung auf dem Land, ein Landfahrzeug sein kann.
„Vorderkante" oder „Flügelvorderkante" bezieht sich in dieser Beschreibung auf jede horizontale oder vertikale vordere Membran am Äußeren eines Flugzeugs, einschließlich der Vorderkanten von Flügeln und der horizontalen und vertikalen Vorderkanten von Leitwerken.
„Kosmetische Reparierbarkeit" bezieht sich in dieser Beschreibung auf die Reparatur einer beschädigten Fläche eines Teils aus einer Aluminiumlegierung, so daß die reparierte Fläche bei einer Inspektion durch Augenschein ohne Hilfsmittel in einem Abstand von 3 Metern praktisch nicht unterscheidbar ist von einer benachbarten unbeschädigten Fläche des Teils.
„Reparierbarkeit" bezieht sich in dieser Beschreibung auf die Reparatur oder Restaurierung einer beschädigten Fläche eines Teils aus einer Aluminiumlegierung, wobei die reparierte Fläche so restauriert wird, daß sie auch in mechanischer und physikalischer Hinsicht praktisch äquivalent zu einer unbeschädigten benachbarten oder nicht benachbarten Fläche des Teils ist. Eine andere Art, dieses Merkmal auszudrücken, ist den Teil als „aerodynamisch" zu seinem wie-neu-Zustand restauriert zu beschreiben.
HINTERGRUND
Eine „Gondel" („nacelle") ist hier das Gehäuse über dem Düsentriebwerk, deren Vorderteil eine „Nasenverkleidung" („nose cowl") aus einem zusammengesetzten Material bildet, an der ein Lufteinlaßring aus einer Aluminiumlegierung angebracht ist, der „Ringlippe" („lipskin") genannt wird, siehe 1.
Lufteinlaßringe oder Ringlippen können bis zu etwa 3,66 Meter (12 Feet) Durchmesser aufweisen. Wegen ihrer Größe und ihres Gewichts und weil sie bei der Montage an einer zusammengesetzten Struktur angebracht werden, sind Hunderte von Nietlöchern durch die Ringlippe gebohrt und versenkt. Während dieser Maßnahme werden die Ringlippen unvermeidbar zerkratzt, verbeult, eingekerbt oder in anderer Weise beschädigt.
Im Betrieb sind Ringlippen und die Angriffs- oder Vorderkanten von Flügeln und Leitwerken schweren Umgebungsbeanspruchungen ausgesetzt, welche Korrosion dieser Teile verursachen. Während des Fluges kann die Temperatur von niedrigen –55°C bis hohen +60°C schwanken. Auch unterliegen diese Teile auf der Rollbahn Stößen durch mit hoher Geschwindigkeit auftreffenden Schmutz und Abfall. Während des Fluges beeinträchtigt Erosion durch Wassertröpfchen die Ringlippe und die Vorderkante. Außerdem sind diese Teile während des Enteisens Temperaturen von 190°C (375°F) oder höher bis zu 232°C (450°F) ausgesetzt.
So sind also diese Führungskanten einer einzigartigen Kombination schwerer Umweltbedingungen ausgesetzt.
Aluminiumlegierungen, die in Ringlippen und Vorderkanten verwendet werden, sind allgemein solche der 2XXX-Reihe und enthalten Kupfer, welches bei der Wärmebehandlung Festigkeit verleiht. Die meisten Mitglieder der 2XXX-Reihe und andere Aluminiumlegierungen in Luftfahrtqualität, wie die 6XXX- und 7XXX-Reihen, erweichen, wenn sie Temperaturen ausgesetzt werden, wie sie zum Enteisen eines Flugzeugs angewandet werden (zwischen 121°C (250°F) und 190°C (375°F)). In einer Notfallsituation können Temperaturen von bis zu 232°C (450°F) für das Enteisen angewandt werden.
Die üblichste Aluminium-Kupfer-Legierung, die für Luftfahrtanwendungen verwendet wird, ist AA2024, mit der Zusammensetzung 4,4% Kupfer, 1,5% Magnesium und 0,6% Mangan und der Rest Aluminium. AA2024 wird gewöhnlich in den Vorderkanten der Flügel und Leitwerkanordnung von Flugzeugen verwendet. Vorderkanten bestehen im allgemeinen aus mehrfachen „C"-förmigen Aluminiumteilen von ungefähr 20 cm [8 Inches] Querabmessung und 2,10 bis 2,40 Meter [7 bis 8 Feet] Länge. Die Vorderkante kann durch Bolzen oder Nieten am Körper des Flügels oder Leitwerks angebracht sein. Vorderkanten sind während des Enteisens hohen Temperaturen ausgesetzt, was ein Erweichen der Legierung verursacht. Jedoch ist ein solches Erweichen im allgemeinen nicht kritisch, da die Vorderkante kein tragendes Element ist und anders als die Ringlippe nicht eine große, an einer zusammengesetzten Struktur angebracht selbsttragende Struktur ist. Die Vorderkanten unterliegen Korrosion durch hohe Temperaturen (Enteisen) und Angriff von Salznebel und Erosion durch Wassertropfen von beispielsweise Regen oder Schneematsch. Oft sind die Vorderkanten plattiert mit Al 1100, reinem Aluminium, das nicht korrodiert jedoch sehr weich ist. Wegen seiner Weichheit wird Al 1100 leicht verkratzt und kann nicht kosmetisch repariert werden. Die Nieten werden abgeschliffen, so daß sie mit der aluminiumplattierten Vorderkante fluchten, wobei große Sorgfalt erforderlich ist, um sicherzugehen; daß die dünne Plattierung von gewöhnlich nur 100 μm (0,004 Inch) Dicke beim Schleifprozeß nicht entfernt wird. Sie erfordert häufige Wartung, wie häufiges Polieren, um ein kosmetisch gutes Aussehen zu behalten. Polieren ist jedoch sehr arbeitsintensiv, besonders wegen des Vorhandenseins einer großen Zahl von Nieten und kann Kratzer nicht kosmetisch reparieren.
Da AA2219 hitzebeständig ist, d. h. keine Festigkeit verliert bei Temperaturen von bis zu 232°C (450°F), ist dieses die in Ringlippen von Gondeln am meisten verwendete Legierung. AA2219 hat die Zusammensetzung 6,3% Kupfer, 0,30% Mangan, 0,34% insgesamt Vanadium, Zirkonium und Titan, und der Rest Aluminium. In älteren Flugzeugen mit Düsenantrieb wurden Ringlippen aus Sektionen von plattierten Aluminiumlegierungen hergestellt, die zur Bildung eines Ringes verbunden wurden, was einen gewissen Schutz gegen Korrosionsbeanspruchungen aus der Umgebung lieferte. Bei der modernen Herstellung von Ringlippen werden diese aus einem Teil oder von zwei oder mehr Kreisbogenteilen hergestellt. Wegen der extremen Spannungen beim Tiefziehen können diese eine oder zwei Teile der Ringlippen nicht aus plattierten Legierungen geformt werden.
Nach dem gegenwärtigen Stand der Technik ist das Verfahren zum Schützen von Ringlippen das Anodisieren durch Schwefelsäure mittels MIL-A-8625, gefolgt von Versiegelung in kochendem Wasser oder anderem Versiegelungsmittel, um eine klares oder Aluminiumfinish zu erzeugen. Im allgemeinen werden nach dem Anodisieren Ringlippen ohne Anstrich gelassen, wegen der Erosion durch extreme Temperaturen, denen die Ringlippen ausgesetzt sind, und der Schwierigkeit, die mit Anstrich versehene Oberfläche zu reparieren.
Anodisieren schützt die Ringlippe vor Korrosion, jedoch nur für eine kurze Zeit. Die anodische Beschichtung ist sehr dünn und hat keine lange Erosionslebensdauer, indem sie gewöhnlich nur wenige Wochen hält. So schützt also die anodische Beschichtung die Ringlippe vor Korrosion während der Herstellung und Montage. Jedoch bietet die Anodisierung keinerlei Schutz vor Korrosion durch Umgebungsbeanspruchungen im Betrieb.
Außerdem schädigt eine Beschädigung der Ringlippen, die während der Herstellung und dem Aufbau eintritt, auch die anodische Beschichtung. Sowohl die Erosion der anodischen Beschichtung als auch deren Beschädigung durch Handhabung während der Herstellung hinterlassen die Ringlippe ungeschützt und der Korrosion ausgesetzt. Während des Betriebs wird die Korrosion beschleunigt, da Korrosionsprodukte durch die Luft abgewaschen werden, was die ungeschützte Ringlippe der korrodierenden Umgebung aussetzt.
Ein solcher Korrosionsschaden an Ringlippen und den Vorderkanten der Tragflügel, selbst wenn er nur auf der Oberfläche vorhanden ist, ist für kommerzielle Fluglinien nicht annehmbar, da diese Teile für die Fluggäste sichtbar sind. Daher weisen Luftlinien oft Lieferungen von Nasenverkleidungen oder von Gondeln mit beschädigten Ringlippen und Vorderkanten von Flügeln zurück oder nehmen diese Teile vom Hersteller nur mit einem kosmetischen Zugeständnis an.
Bekannt ist, daß dickere anodische Beschichtungen besseren Schutz als dünnere anodische Beschichtung liefern. Jedoch hat sich eine Vergrößerung der Dicke von anodischen Beschichtungen als nicht annehmbar erwiesen, da eine Erhöhung der Dicke der anodischen Beschichtung zu einer verringerten Ermüdungslebensdauer des anodisierten Teils führt.
Schutzmaßnahmen auf der Grundlage von Lackierung wurden versucht, haben sich jedoch als unannehmbar gezeigt, wegen fehlender Erosionsbeständigkeit, Korrosionsbeständigkeit, Wärmebeständigkeit und kosmetischer Reparaturfähigkeit.
Chemische Umwandlungsbeschichtungen mit MIL-C-5541 werden oft verwendet, um diese Aluminiumlegierungen zu schützen, besonders um anodische Beschichtungen zu reparieren. Diese Beschichtungen liefern eine gute Korrosionsbeständigkeit bei Raumtemperatur, schützen jedoch nicht bei hohen Temperaturen und passen nicht zur Farbe der anodischen Beschichtung und sind daher kosmetisch nicht annehmbar.
Die Probleme, die bei Vorderkanten von Tragflügeln und von horizontalen und vertikalen Leitwerken auftreten, sind etwas verschieden von denen bei Ringlippen. Die Vorderkanten von Tragflügel und Leitwerk sind geformt aus plattierten Aluminiumlegierungen, die keine strukturellen Funktionen haben. Diese Vorderkanten werden physikalisch abgeschliffen, um sichtbare Reste der Nietenköpfe zu beseitigen, und dann zu einem hellen Glanz poliert. Solche Oberflächen leiden unter den gleichen Problemen der kosmetischen Abstimmung wie Ringlippen; die polierte Oberfläche kann nach einer Beschädigung nicht ausgebessert werden und muß erneut poliert werden. Da das Polieren die weiche Plattierungsschicht verbraucht, wird schließlich die nackte Grundlegierung freigelegt, was weitere kosmetische und Korrosionsprobleme erzeugt.
Trotz dieser Unterschiede zwischen Ringlippen und Vorderkanten leiden diese beiden Oberflächen unter Problemen der kosmetischen Abstimmung bei Herstellung und im Betrieb. Alle unterliegen Enteisungstemperaturen (232°C) und der für Ringlippen beschriebenen, durch Wassertröpfchen erodierenden Umgebung. Die Anforderungen für Grundbeschichtung der Ringlippen und Vorderkanten sind die gleichen und alle Beschichtungen und Tests, die für Ringlippen anwendbar sind, sind auch für Vorderkanten anwendbar und umgekehrt.
Zu den bevorzugten Merkmalen eines idealen Korrosionsschutzsystems für Ringlippen und Vorderkanten gehören:

1) Beständigkeit bei Temperaturen, die beim Enteisen angewandt werden, das ist bis zu 190°C (375°F) auf Routinebasis und bis zu 232°C (450°F) bei gelegentlichem Notfall,
2) Beständigkeit bei hohen Temperaturen von 300°C während 48 Stunden oder 150°C während 100 Stunden. Nach der 150°C-Exposition muß die Beschichtung den Gitterschnitthafttest, ASTM D3359, Methode B (ISO 2409) erfüllen und eine Note von „5" (keine Beschichtungsablösung) erreichen. Zusätzlich muß die Beschichtung einem direkten Schlagtest gemäß ASTM D2792 bei 1,38 kg-m Stoß (120 Inch-Pounds) widerstehen,
3) Beständigkeit bei niedrigen Temperaturen von –55°C während einer Stunde. Die Beschichtung muß dauerhafte ausgezeichnete Haftung zeigen, wie sie durch den Gitterschnitthafttest ASTM D3359, Methode B (ISO 2409) gemessen wird, indem sie eine Note von „5" – kein Abziehen – und auch Beständigkeit gegen den ASTM D2794 Direktstoßtest zeigt, und den Test bei 1,38 kg-m Stoß (120 Inch-Pounds) besteht,
4) Beständigkeit gegen Korrosion, wie sie durch den Salzsprühkorrosionstest, ASTM B117 und den Fadenform-Korrosionstest ISO 4623 gemessen wird.
5) Beständigkeit gegen Eintauchen in Luftfahrt-Fluide, wie Flugzeugtreibstoff, Schmieröl, Enteisungsfluid und destilliertes Wasser,
6) Beständigkeit gegen Erosion durch mit hoher Geschwindigkeit auftreffende Wassertröpfchen, gemäß Messung unter Verwendung eines standardisierten Tests wie Exposition gegen Tropfen mit einem mittleren Tropfendurchmesser von 2 mm bei einer Stoßgeschwindigkeit von 223 m/sek, bei einem Stoßwinkel von 90°, und einer Intensität von 25 mm/Stunde während 10 Minuten, und
7) Reparierbarkeit durch Nachbessern beschädigter Flächen, so daß die reparierte Fläche bei Prüfung durch Augenschein im wesentlichen ununterscheidbar ist von benachbarten unbeschädigten Flächen, hier also „kosmetische" Reparaturfähigkeit. Eine solche Reparatur sollte bei 20/20 Beobachtung mit bloßem Auge aus einem Abstand von 3 Metern unsichtbar sein.

Angesichts dieser strengen und kumulierten Anforderungen war nicht bekannt, ob eine Beschichtung verfügbar wäre, die solche Anforderungen erfüllen würde. Eine Untersuchung der verschiedenen oben beschriebenen Methoden ergab leider keine brauchbare Erkenntnis zur Lösung des Problems.
Obgleich eine metallgefüllte, phosphatgebundene Beschichtung einschließlich solcher chromhaltiger, die beispielsweise in EP-A-150 650, EP-A-147 273 und US-A-3 395 027 beschrieben sind, sowie auch Beschichtungen mit einer verbindenden Lösung und einem festen feinkörnigen metallischen Material, einschließlich aluminiumfreie Beschichtungen wie in US-Patent Nr. 5 478 413 beschrieben, zunächst in verschiedener Hinsicht befriedigend erschienen, war es bei weiterer Untersuchung enttäuschend, herauszufinden, daß eine solche Beschichtung nicht die wesentlichen Kriterien einer kosmetischen Reparaturfähigkeit der Ringlippe erfüllte. Eine weitere Suche nach einer Einschicht-Beschichtung, welche alle oben angegebenen Erforderungen erfüllen würde, erbrachte kein Ergebnis.
Im allgemeinen wird auf dem Gebiet der Beschichtungen eine Einschicht-Beschichtung, welche alle Anforderungen erfüllt, gegenüber einer Beschichtung aus mehreren Schichten aus zahlreichen Gründen bevorzugt, einschließlich möglichem Fehlen von Verträglichkeit oder Haftung der Beschichtungen aneinander und anderen potentiellen Problemen. Dennoch er schien es notwendig, sich damit abzufinden, eine geeignete zweite Beschichtung oder Deckbeschichtung zu finden, welche die Anforderung der Reparierbarkeit erfüllen würde, jedoch frei wäre von den oft bei einer zweischichtigen Beschichtung auftretenden Problemen. Überraschenderweise wurde gefunden, daß ein Aluminium-Silikon-Anstrich alle notwendigen Bedingungen von Verträglichkeit mit dem phosphatgebundenen Grundanstrich erfüllte und auch Reparaturfähigkeit lieferte.
Anschließend wurde überraschenderweise gefunden, daß andere erste oder Grundanstriche verwendet werden konnten, welchen den Satz von oben angegebenen Anforderungen für einen geeigneten Grundanstrich erfüllen, und weiter, daß Deckanstriche anders als der Aluminium-Silikon-Anstrich auch die notwendigen Bedingungen von Verträglichkeit und Reparaturfähigkeit erfüllen. Diese Beschichtungen werden hiernach beschrieben. Als Ergebnis wurde eine zweischichtige Beschichtung perfektioniert, welche alle Anforderungen für die Ringlippe und Vorderkanten von Flugzeugflügeln erfüllte.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die Erfindung liefert ein beschichtetes Teil, bei dem die Beschichtung mit einer Aluminiumlegierung von Luftfahrtqualität das Substrat vor Korrosion durch Umgebungsbeanspruchung schützt und nach einer mechanischen Beschädigung physikalisch und für den Augenschein (kosmetisch) reparierbar ist. Die Beschichtung ist auch aerodynamisch wiederherstellbar.
Die erste Schicht der Beschichtung ist eine mit Aluminium gefüllte phosphatgebundene Grundschicht, die in direkter Berührung mit dem beschichteten Teil steht. Die zweite Schicht der Beschichtung ist eine Deckschicht, die ausgewählt ist aus Aluminium-Silikon-Lack, hochtemperaturbeständigem Epoxyharz und anorganischen Silikat-Deckschichten. Nach einer Beschädigung der Beschichtung, wie durch einen Kratzer, kann die Beschichtung repariert werden, so daß sie in physisch-mechanischer Hinsicht praktisch ununterscheidbar ist von einer unbeschädigten Beschichtung und so dem Aussehen nach (kosmetisch) zu ihrem unbeschädigten Zustand restauriert werden kann.
Die Erfindung betrifft ein mehrschichtig beschichtetes Teil aus Aluminiumlegierung von Luftfahrtqualität, wobei das Teil mit einer Grundschicht aus einer aluminiumgefüllten phosphatgebundenen Beschichtung und einer Deckschicht, die ausgewählt ist aus Aluminium-Silikon-Lack, hochtemperaturbeständigem Epoxyharz und anorganischen Silikat-Deckschichten beschichtet ist, die stabil sind, wenn sie Temperaturen ausgesetzt sind, wie sie beim Enteisen von Flugzeugen verwendet werden, und welche beständig sind gegen Abbau durch ultraviolettes Licht und Erosion durch Regentropfen. Das beschichtete Teil kann anodisiert oder nicht anodisiert, beschichtet oder unbeschichtet und/oder konversionsbeschichtet oder nicht konversionsbeschichtet sein. Die beschichteten Teile sind im allgemein Ringlippen von Triebwerksgondeln und Vorderkanten von Flügeln und Leitwerk eines Flugzeugs, die aus einer Aluminiumlegierung hergestellt sind, welche im allgemeinen zur 2XXX-Reihe von Aluminiumlegierungen gehört, die Kupfer enthalten. Zu typischen Beispielen solcher Legierungen gehören AA2024 (einschließlich AA2124 und AA2224) und AA2219 (einschließlich AA2419), obgleich Teile, die aus anderen Mitgliedern der 2XXX-Reihe, wie AA2011, AA2014, AA2017, AA2217, AA2218, AA2618, AA2025 und AA2036 hergestellt sind, Vorteile von der erfindungsgemäßen Beschichtung haben können. Jede Legierung, die geeignet ist zur Verwendung bei der Herstellung von Vorderkanten der Flügel und Leitwerke und von Ringlippen von Triebwerksgondeln ist geeignet für die erfindungsgemäße Beschichtung.
Außerdem können auch andere Flugzeugteile aus Aluminiumlegierung als Ringlippen und Vorderkanten von den erfindungsgemäßen Beschichtungen profitieren. Zu geeigneten Teilen für die erfindungsgemäße Beschichtung gehören Teile aus anodisiertem Aluminium, die ähnlichen Umweltbeanspruchungen unterworfen sind wie die, denen Ringlippen ausgesetzt sind. Zu diesen Teilen gehören Aluminiumteile innerhalb der Triebwerksgondeln. Auch Aluminiumlegierungsteile, die diesen schweren Umweltstreßbedingungen nicht unterworfen sind, sind geeignet für die erfindungsgemäße Beschichtung. Das beschichtete Teil kann also irgendein Teil des Flugzeugs sein und aus irgendeiner Aluminiumlegierung bestehen.
Die zweite Ausführungsform der Erfindung ist ein Verfahren, ein beschichtetes Teil aus einer Aluminiumlegierung von Luftfahrtqualität zu schaffen, besonders eine Vorderkante eines Flügels oder Leitwerks oder eine Ringlippe, die aus einer Aluminiumlegierung der 2XXX-Reihe hergestellt sind. So betrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren, das ein erfindungsgemäßes beschichtetes Teil aus einer Aluminiumlegierung von Luftfahrtqualität liefert, wobei das Beschichten die Stufen umfaßt, eine Beschichtung aufzubringen, die eine aluminiumhaltige phosphatgebundene Grundschicht aufweist, und Trocknen und Härten der Grundschicht, und Aufbringen einer Deckschicht, die ausgewählt ist aus Aluminium-Silikon-Lack, hochtemperaturbeständigem Epoxyharz und anorganischen Silikat-Deckschichten, welche stabil bei Temperaturen sind, die beim Enteisen von Flugzeugen angewandt werden, und die Abbau durch Ultraviolettlicht und Erosion durch Regentropfen widerstehen, auf die getrocknete und gehärtete Grundschicht und Trocknen und Härten der Deckschicht.
In einer erwünschten Weiterbildung des Verfahrens können die Grundschicht und/oder die Deckschicht in einer oder mehreren Brünier(Polier)stufen beispielsweise mit einem Schwingschleifer behandelt werden, bis sie praktisch „wie neu" glatt sind. Irgendwelche Nietenköpfe oder auf diese zurückgehende physische Vertiefungen, welche sich möglicherweise wieder gezeigt haben, sind nicht länger sichtbar.
Andere Ausführungsformen ergeben sich aus der folgenden Beschreibung.
FIGURENBESCHREIBUNG
1 zeigt in Explosionsansicht schematisch die Teile einer Gondel (Gehäuse) eines Düsentriebwerks. 1 ist die Nase oder Einlaßhaube der Gondel, deren vorderer Teil die Ringlippe (lipskin) ist. 2 ist die Trägeranordnung, an der die Gondel angebracht ist.
2 zeigt schematisch in perspektivischer Ansicht die Ringlippe und die Nasen(Einlaß)haube (nose cowl) 1 der Gondel.
GENAUERE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Die erfindungsgemäße Beschichtung für Ringlippen und Vorderkanten von Flügeln ist vorzugsweise eine Duplexbeschichtung aus einer keramischen Aluminium/Phosphat-Grundschicht und eine Deckschicht aus einem Silikon-Lack mit Aluminiumflockenpigment. Die Zusammensetzungen sowohl der Grundschicht als auch der Deckschicht ermöglichen die Härtung bei Temperaturen unter der, bei welcher das Aluminiumsubstrat der Ringlippen oder der Vorderkanten nachteilig beeinflußt würde. Vorzugsweise liegt die Härtungstemperatur der Grundschicht und der Deckschicht bei 190°C (375°F) oder darunter.
Die Grundschicht ist eine phosphatgebundene Grundschicht mit Aluminiumfüllung, die gegebenenfalls Chrom enthalten kann.
Die chromfreie Grundschicht der erfindungsgemäßen Beschichtung kann irgendeine der Grundschichten sein, die beschrieben sind in der Patentanmeldung 08/364 786, Anmeldetag: 27. Dezember 1994, jetzt patent US-A-5 478 413, ausgegeben am 26. Dezember 1995 mit dem Titel ENVIRONMENTALLY FRIENDLY COATING COMPOSITIONS, und dieses Patent wird hier durch Bezugnahme mitaufgenommen.
In einer am meisten bevorzugten Ausführungsform ist die erfindungsgemäße Beschichtung eine Doppelbeschichtung (duplex coating), bei der die Grundschicht eine chrom freie umweltfreundliche Beschichtung und die Deckschicht ein Aluminium-Silikon-Lack sind, wie folgend beschrieben.
Statt dessen kann die Grundschicht eine chromhaltige aluminiumgefüllte phosphatgebundene Grundschicht sein. Irgendeine der Beschichtungen, die in den früheren USA-Patenten 4 537 632 oder 4 606 967 beschrieben und hier durch Bezugnahme darauf eingeschlossen werden, sind als die Grundschicht der erfindungsgemäßen Beschichtung geeignet. Die in diesen Patenten beschriebenen Beschichtungen können bei einer Temperatur von etwa 190°C (375°F) gehärtet werden. Weitere geeignete Beschichtungszusammensetzungen dieser Art, die Chrom und Phosphat enthalten, die als die Grundschicht der erfindungsgemäßen Beschichtung geeignet sind, sind beschrieben in den USA-Patenten Nr. 3 248 249, 3 248 250, 3 248 251 (Allen), 3 395 027, 3 869 293, 4 544 408, 4 548 646, 4 617 056, 4 650 699, 4 659 613, 4 683 157, 4 724 172, 4 806 161, 4 863 516, 4 889 558, 4 975 330, 5 066 540, 5 242 488, 5 279 649, 5 279 650, 4 319 924 und 4 381 323, von denen jedes hier durch Bezugnahme eingeschlossen ist.
Vorzugsweise enthält die Grundschicht metallisches Aluminiumpigment, das eine Härtung bei niedrigeren Temperaturen ermöglicht und die Fähigkeit der Beschichtung zum Erosionsschutz verstärkt. Optimal ist das Aluminiumpigment ein solches mit 3 bis 4 μm Durchschnittsäquivalentkugeldurchmesser (ESD = equivalent spherical diameter). Statt dessen kann 5 bis 6 μm atomisiertes Aluminium verwendet werden. Das Aluminiumpigment kann schuppen-, blatt- oder kugelförmig sein. Für beste Ergebnisse kann die Grundschicht brüniert (poliert) oder statt dessen unbrüniert gelassen werden.
Außerdem kann die Grundschicht eine oder mehrere Zusatzstoffe enthalten, welche stickstoffhaltige Verbindungen, wie Amine, Amide oder Imide, wie Maleimid oder Succinimid sein können. Zu geeigneten Zusatzstoffen gehören Di- und Triethanolaminverbindungen, wie sie in den Patenten US-A-4 319 924 und 4 381 323 beschrieben sind, oder Bernsteinsäure oder irgendeine Dicarbonsäure mit bis zu 14 Kohlenstoffatomen, wie in Patent US-A-3 990 920 beschrieben, welche durch Reduktion von sechswertigem zu dreiwertigem Chrom eine Härtung der Beschichtung bei niedrigeren Temperaturen ermöglichen als Beschichtungen, welche diese oder ähnliche Zusätze nicht enthalten. Grundschichten, welche diese Zusätze enthalten, können jedoch weniger duktil sein und können schlechteren Erosionsschutz bieten als Grundschichten ohne diese Zusätze. Solche Zusätze, welche durch Reduktion von Chrom wirken, sind nicht anwendbar bei Beschichtungen mit einer Zusammensetzung wie im Patent US-A-5 478 413 beschrieben, dessen Beschichtungen chromfrei sind.
Eine geeignete Grundschicht für die erfindungsgemäße Beschichtung hat die folgenden Merkmale und Eigenschaften:

1) eine wäßrige aluminiumgefüllte mit saurem Phosphat gebundene Zusammensetzung vorzugsweise mit einem pH von etwa 4,0 oder darunter,
2) wärmehärtbar bei Temperaturen von 190°C (375°F),
3) stabil bei Belichtung mit ultraviolettem Licht,
4) starke Bindung an das darunterliegende Substrat,
5) Wärmebeständigkeit bei wiederholter Langzeitbelastung bei 230°C (450°F) und kann vorübergehenden Erwärmungen auf Temperaturen über 260°C (500°F) widerstehen,
6) Beständigkeit gegen Korrosion durch Umwelteinfluß und Wärmezyklen,
7) Beständigkeit gegen Erosion durch flüssige und feste Teilchen mit hoher Geschwindigkeit, einschließlich Regen, Schneematsch, Hagel und Sandkörner,
8) Beständigkeit gegen alle Fluids, die an oder ringsum das Flugzeug verwendet werden.

Die Deckschicht der erfindungsgemäßen Beschichtung ist vorzugsweise ein Aluminium-Silikon-Lack. Beispiele geeigneter Formen von Silikonen sind Silikon, ein Silikonalkyd, Silikonepoxy oder ein Silikonpolyester. Das Harz der erfindungsgemäßen Deckschicht ist beständig gegenüber der Belichtung mit ultraviolettem Licht und gegenüber Temperaturen, die beim Enteisen eines Flugzeugs angewandt werden.
Hohetemperaturbeständige Epoxyharze sowie Deckschichten auf der Basis anorganischer Silikate statt auf der Basis von Harz sind auch als Deckschicht der Beschichtung geeignet. Solche Deckschichten müssen beständig sein gegen Abbau durch ultraviolettes Licht und Regentropfenerosion. Die hier beschriebenen Tests können vom Fachmann angewandt werden zum Auswählen einer geeigneten Epoxyharzdeckschicht oder einer harzfreien auf anorganischem Silikat basierenden Deckschicht zur Verwendung in der erfindungsgemäßen Beschichtung.
Eine geeignete Deckschicht für die erfindungsgemäße Beschichtung hat vorzugsweise die folgenden Merkmale und Eigenschaften:

1) wärmehärtbar bei einer Temperatur von 190°C (375°F) oder darunter,
2) stabil bei Belichtung mit ultraviolettem Licht,
3) starke Bindung an die darunterliegende Grundschicht,
4) Wärmebeständigkeit. Wenn sie Regen oder Eissturm ausgesetzt ist, kann das Enteisungssystem die Oberfläche des beschichteten Teils auf 400°F (204°C) oder 450°F (230°C) erwärmen. Vorzugsweise sollte die Beschichtung beständig sein gegen kurzseitige Einwirkung von Temperaturen von mehr als 260°C (500°F),
5) beschädigte Flächen können leicht repariert werden, wobei die reparierten Flächen im wesentlichen nicht erkennbar und in ihrer Funktion äquivalent zu der ursprünglich aufgebrachten Beschichtung sind.

Vorzugweise hat die Deckschicht eine metallische aluminiumähnliche Farbe, die zu der von anodisiertem Aluminium paßt, wie eine Zinnfarbe, und sollte keinen Fingerabdruck zeigen. Die Zinnfarbe der Deckschicht kann erreicht werden durch Verwendung von Flokkenpigment von Aluminium oder anderem Metall. Hellere reflektierende Oberflächenbeschaffenheiten können verwendet werden, sind jedoch kosmetisch weniger leicht auszubessern.
Wenn in der Deckschicht ein organisches Harz verwendet wird, kann die Deckschicht blank und glänzend und hochreflektierend sein. Hochglanzflächen sind schwieriger auszubessern und liefern schwieriger eine nicht feststellbare Reparatur einer beschädigten Fläche als solche mit stumpferen Flächen. Ein nicht aufschwimmendes schuppiges Aluminium, das nicht an die Oberfläche der Beschichtung schwimmt und stumpf formuliert wird, kann verwendet werden, um den Glanz zu verringern. Zusätzlich kann ein Spachtelmittel, wie ein Siliziumdioxid (SiO₂)- oder PTFE-Pulver oder ein Tonzusatz zugesetzt werden, um den Glanz des Harzes zu verringern.
Wenn eine anorganische Silikat-Deckschicht verwendet wird, tritt das Problem von Glanz typischerweise nicht auf. Daher werden keine Spachtelmittel benötigt, um den Glanz in anorganischen Deckschichten zu verringern. Jedoch erhöht das in der anorganischen Deckschicht eingeschlossene Siliziumdioxid die Erosionslebensdauer der Deckschicht.
Ein Beispiel einer Deckschicht auf Silikon-Polyesterbasis, die für die erfindungsgemäße Beschichtung geeignet ist, weist die folgende Zusammensetzung auf:
Deckschicht A
Ein Beispiel einer Deckschicht auf Epoxyharzbasis, die für die erfindungsgemäße Beschichtung geeignet ist, weist die folgende Zusammensetzung auf.
Deckschicht B
Die Deckschicht wird erhalten durch Mischen von 3 g Teil A mit 1 g Teil B.
Ein Beispiel einer Deckschicht auf Basis eines anorganischen Silikats, die für die erfindungsgemäße Beschichtung geeignet ist, weist folgende Zusammensetzung auf:
Deckschicht C
Die obige anorganische Deckschicht erfordert keine Härtung bei hoher Hitze, sie härtet bei Raumtemperatur. Außerdem werden keine Spachtelmittel benötigt, und aufschwimmende Alumiumschuppen können verwendet werden, da die anorganische Deckschicht nicht glänzend ist.
Die Gesamtdicke der erfindungsgemäßen Beschichtung liegt vorzugsweise bei etwa 25 bis 250 μm (1 bis 10 mils). Die Schichten der Beschichtung können von gleicher Dicke sein. Wenn die Schichten von gleicher Dicke sind kann jede Schicht von etwa 12 μm (0,5 mils) bis etwa 150 μm (5 mils) oder irgendeine dazwischenliegende Dicke haben, wie 12 bis 25 oder 50 μm (0,5 bis 1,0 oder 2,0 mils). Statt dessen können die Schichten der Beschichtung von verschiedener Dicke sein. Wenn die Beschichtung Schichten von verschiedener Dicke enthält, kann jede Schicht zwischen etwa 12 bis 125 μm (0,5 bis 5,0 mils) dick sein.
Es ist wichtig, die Funktionen jeder Schicht der Beschichtung zu beachten, wenn der spezifische Beschichtungsprozeß beschrieben wird. Beide, Grundschicht und Deckschicht müssen der Erosion, Korrosion und Wärmezyklen der Ringlippe, als Vorderkante von Flügel oder Leitwerk widerstehen, jedoch erfordern bestimmte Flächen dickere Beschichtungen, da sie stärkerer Erosion ausgesetzt sind.
Nur jeweils eine Schicht der Grundschicht und Deckschicht ist für die erfindungsgemäße Beschichtung erforderlich. Falls gewünscht kann mehr als eine Schicht von entweder der Grundschicht oder Deckschicht oder von beiden verwendet werden.
Vorzugsweise ist die Deckschicht-Schicht der Beschichtung in Berührung mit der Grundschicht-Schicht der Beschichtung. Jedoch können, falls gewünscht, zusätzliche Lack- oder Versiegelungsschichten zwischen den Grundschicht- und Deckschicht-Schichten verwendet werden.
Eine andere Ausführungsform der Erfindung ist ein Verfahren zum Aufbringen der Beschichtung. Anfangs wird das zu beschichtende Teil angerauht, um eine Oberfläche mit Rauhprofil für die Haftung der Grundschicht zu schaffen. Das Aufrauhen kann nach irgendeinem im Stand der Technik bekannten Verfahren erfolgen, wie durch Schleifen, Sandstrahlen oder Jitterbugging. Das Teil wird dann von Schmutz gereinigt und entfettet. Dann wird die Grundschicht aufgebracht, getrocknet und gehärtet. Die Deckschicht wird dann auf die getrocknete und gehärtete Grundschicht aufgebracht und ihrerseits getrocknet und gehärtet.
Vorzugsweise ist das erfindungsgemäße Verfahren zum Aufbringen der Beschichtung wie folgt.
Die Oberfläche des zu beschichtenden Teils wird gereinigt und entfettet. Falls gewünscht wird die Oberfläche dann schleifend gestrahlt oder geschliffen, um ein Profil zu erzeugen. Das Profil kann erreicht werden durch „Jitterbugging", Schwingschleifen oder gerichtetes Schleifen.
Die Grundschicht wird auf die gereinigte und entfettete Fläche durch übliche Mittel wie Anstreichen, Sprühen, Aufwalzen oder Luftpinseln aufgebracht. Man läßt die Grundschicht trocknen und härtet sie bei Temperaturen von 163 bis 232°C (325 bis 450°F). Höhere Temperaturen können angewandt werden, je nach der Legierung und der Komponente. Falls gewünscht können eine oder mehrere zusätzliche Schichten der Grundschicht auf die mit der Oberfläche des Teils in Berührung stehende Schicht der Grundschicht aufgebracht werden.
Vorzugsweise wird nach dem Härten die Grundschicht brüniert (poliert), um die Haftung der Deckschicht an der Grundschicht zu verbessern. Statt dessen kann die Deckschicht, wie im folgenden beschrieben, auf eine nicht brünierte Grundschicht aufgebracht werden.
Die Deckschicht wird auf die getrocknete, gehärtete und abgekühlte Grundschicht durch irgendeines der Mittel aufgebracht, die oben für die Grundschicht angegeben wurden. Die Deckschicht wird getrocknet und gehärtet, falls das für die besondere verwendete Deckschicht erforderlich ist. Falls gewünscht können eine oder mehrere zusätzliche Schichten der Deckschicht auf die in Kontakt mit der Grundschicht stehende Schicht der Deckschicht aufgebracht werden.
Im Fall von Vorderkanten von Flügel und Leitwerk kann das Aufbringverfahren der Beschichtung anders sein. Das Substrat ist oft eine plattierte Aluminiumlegierung, die nach dem Glattschleifen der Nietenköpfe poliert wird. Bei Anwendung der beschriebenen Erfindung brauchen die Nietenköpfe nicht geschliffen zu werden. Die Vorderkante wird mit Aluminiumoxid angerauht, dann wird die mit Phosphat gebundene aluminiumgefüllte Grundschicht aufgebracht und gehärtet. Die gehärtete Grundschicht wird geschliffen oder brüniert, um irgendwelche restlichen Nietenkopfmale abzudecken, und die Deckschicht wird aufgebracht und gehärtet. Statt dessen wird eine zweite Grundschicht aufgebracht und dann gehärtet, bevor die Deckschicht aufgebracht wird.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist das beschichtete Teil der Erfindung eine Ringlippe einer Triebwerksgondel (mit 1 in 1 und 2 bezeichnet), wobei die Ringlippe (Einlaßring oder Lippenhaut – „lipskin") vorzugsweise aus AA2219-Aluminiumlegierung hergestellt ist. Statt dessen kann die Ringlippe aus anderen wärmebeständigen Aluminiumlegierungen hergestellt sein.
In einer alternativen bevorzugten Ausführungsform ist das beschichtete Teil der Erfindung die Vorderkante eines Flugzeugflügels (bei 2 in 1 gezeigt), wobei die Vorderkante am meisten bevorzugt aus AA2024 hergestellt ist. Die beschichtete Vorderkante kann aus irgendeiner anderen Aluminiumlegierung mit Luftfahrtqualität als AA2024 bestehen, und solche Legierung kann wärmebeständig sein oder nicht. Die Aluminiumlegierung kann mit AA1100 plattiert sein oder auch nicht plattiert sein.
Das beschichtete Teil ist beständig gegen Korrosion durch hohe Temperaturen bis zu 260°C (500°F), durch Umgebung mit hohem Salzgehalt und gegen Erosion durch flüssige und feste Teilchen. Das beschichtete Teil kann physisch repariert werden durch Ausbesserung, wenn das Teil verkratzt oder eingekerbt oder eingedellt ist, so daß die reparierte Fläche durch Berührung und bei Inspektion durch Augenschein bei einem Abstand von einer Armlänge (etwa 1 m) ohne Hilfsmittel im wesentlichen nicht feststellbar ist.
Probeteile, die erfindungsgemäß beschichtet waren, wurden wie folgt getestet, um ihre Leistung zu bestimmen.
Hochtemperaturbeständigkeit

1) Lagerung bei 300°C (572°F) während 48 Stunden gefolgt von einem Gitterschnitt-Hafttest nach ASTM D3359, Methode B, ohne Verlust an Beschichtung oder wesentliche Verfärbung,
2) Lagerung bei 150°C (302°F) während 100 Stunden gefolgt von einem Gitterschnitt-Hafttest nach ASTM D3359, Methode B, ohne Verlust an Beschichtung oder Verfärbung.

Tieftemperatur

1) Lagerung bei –55°C (–67°F) während 1 Stunde gefolgt von einem Gitterschnitt-Hafttest nach ASTM D3359, Methode B, ohne Verlust an Beschichtung,
2) Stoßfestigkeit nach ASTMD2794, Sektion 8.2.8 übersteigt 5,6 m/kg (100 Inch-Pounds).

Korrosionsbeständigkeit

1) Salzsprühtest nach ASTM B117 während 3,000 Stunden an Tafeln mit „X"-Ritzung: keine Blasenbildung, Erweichung oder Korrosion,
2) Fadenform-Korrosionstest nach ISO 4623:
a) 24 Stunden in Salzsprüh nach ASTM B117 gefolgt von 1000 Stunden bei 40 ± 2°C und 80 ± 5% relativer Feuchtigkeit,
b) Keine Fäden, die sich mehr als 2 mm von Ritzlinien erstrecken (bei 20 bis 25°C).

Fluidtauchtest

1) Skydrol 500B (Phosphatester-Hydraulikflüssigkeit) 168 Stunden,
2) Flugzeugtreibstoff (Jet-B) 168 Stunden,
3) Schmieröl (MIL-L-7808) 168 Stunden,
4) Destilliertes Wasser 336 Stunden,
5) Enteisungsfluid 168 Stunden. Es zeigt sich keine Erweichung des Beschichtungsfilms oder Haftungsverlust bei der Prüfung auf Bleistifthärte nach ASTM D3363 und Gitterschnitthaftung nach ASTM D3359.

Erosionsbeständigkeit

1) Erosion durch fallenden Sand nach ASTM D968: Ergebnisse übersteigen 125 Liter Sand pro 25 μm (1 mil) der Beschichtungsdicke,
2) Erosion durch Regen: Geprüft unter Verwendung eines Geräts mit Schleuderarm mit einer Geschwindigkeit von 223 m/Sek. mit einem Verhältnis von 25 mm/Std., einem mittleren Tropfendurchmesser von 2 mm, einem Auftreffwinkel von 90° und einer Zeit von 10 Minuten. Nach dem Test war die gesamte Grundschicht intakt und die Deckschicht bedeckte noch 80% der Testfläche der Probe.

Eine Reparatur eines kleinen Schadens in Folge von Korrosion oder Kratzern, wie er auftreten könnte in Folge eines Kratzers von einem Werkzeug wie einem Schraubendreher, läßt sich leicht an Ort und Stelle vornehmen durch Versorgen und Auffüllen der beschädigten Fläche mit Hochtemperaturepoxy, um das ursprüngliche Profil wiederherzustellen, und anschließendes Abdecken mit der Deckschicht oder mit einer Deckschicht, die bei niedriger Temperatur trocknet und an der Luft härtet, wie ein Epoxy.
Die Deckschicht in der reparierten Fläche haftet an der Grundschicht und dem Teil sowie an der Deckschicht in den unbeschädigten Abschnitten des Teils, wie durch Gitterschnitt-Hafttest bestimmt.
Wenn die beschädigte Fläche groß ist, beispielsweise eine Fläche von 100 × 400 mm, wie es eintreten könnte in Folge eines extremen Abschleifens oder Verschrammen, wird das beschichtete Teil repariert durch Schleifen der beschädigten Abschnitte mit Anlauf und Aufbringen einer Schicht der Deckschicht unter Verwendung eines Luftpinsels. Die Deckschicht wird getrocknet und gehärtet, vorzugsweise unter Verwendung einer örtlich angewandten Wärmequelle, wie einer Infrarotlampe mit hoher Intensität während etwa 30 Minuten. Kleinere beschädigte Fläche, wie beispielsweise 10 × 40 mm können ausgebessert werden durch Schleifen (oder brünieren) der betroffenen Flächen und benachbarter Flächen. Ein von Hand geführter Schwingschleifer ist ein geeignetes Gerät für einen solchen Zweck.
Wenn der Schaden mehr als etwa 125 bis 250 μm (0,005" bis 0,010'') in die Aluminiumstruktur eindringt, sollte die beschädigte Fläche repariert werden, indem zunächst ein Epoxyharz aufgebracht wird, um das Profil wiederherzustellen, gefolgt von Ausbesserung mit der Grundschicht und/oder Deckschicht.
Die folgenden Beispiele dienen zur Erläuterung der Erfindung, ohne ihren Schutzbereich zu beschränken.
BEISPIEL 1
Eine Ringlippe aus der Legierung 2219 wurde gereinigt und entfettet und mit einer Grundschicht der folgenden Zusammensetzung beschichten:
Die Grundschicht wurde zwei Stunden bei 260°C (500°F) gehärtet. Diese Grundschicht kann auch bei 232°C (450°F) in sechs Stunden oder bei 190°C (375°F) in zwanzig Stunden gehärtet werden. Wenn ein Härtungsbeschleuniger, wie 0,5% Succinimid zugesetzt wird, härtet die Grundschicht bei 190°C (375°F) in einer Stunde.
Anschließend an die Härtung der Grundschicht wird eine Deckschicht gemäß der obigen Deckschicht A aufgebracht.
Die beschichtete Probe bestand die folgenden Tests:

– Salzsprühen (ASTM B117) > 5000 Stunden ohne Korrosion des Substrats
– Stoßfestigkeit (ASTM D2794) 120 in·lbs.
– Wärmetest 250°C während 50 Stunden, keine Farbänderung oder Verlust an Haftung
– Kältetest –55°C während einer Stunde ohne Verlust an Haftung.

BEISPIEL 2 (VERGLEICH)
Eine Ringlippe aus Legierung 2219 wurde gereinigt und entfettet und mit der Deckschicht des Beispiels 1 ohne Grundschicht beschichtet.
Das beschichtete Teil wurde getestet für Salzsprühen und Stoßfestigkeit wie in Beispiel 1. Die Testergebnisse waren wie folgt:

– Salzsprühen (ASTM B117) 350 Stunden – weiße Korrosionsprodukte
– Stoßfestigkeit (ASTM D2794) 60 in·lbs.

Wenn das beschichtete Teil zerkratzt und dann mit der Deckschicht überstrichen wurde, fühlte sich das Teil „wie neu" an und war für den Augenschein ununterscheidbar von der unbeschädigten Fläche.
Dieses Beispiel zeigt den überlegenen Schutz der erfindungsgemäßen Doppelbeschichtung im Vergleich mit einer Einschicht-Beschichtung mit nur der erfindungsgemäßen Deckschicht.
BEISPIEL 3
Eine Flügelvorderkante von 2,2 m Länge aus plattierter Aluminiumlegierung der 2000-Reihe wurde wie folgt bearbeitet:

1. Entfetten mit Lösungsmitteln,
2. Sprühbeschichtung mit 20 bis 30 μm (trockener Film) der Grundschicht des Beispiels 1 und Härten bei 260°C (500°F) während 1,5 Stunden,
3. Das Rauhigkeitsprofil der Beschichtung rings um die Nietenköpfe wurde mit 80 Mesh-Aluminiumoxidpapier geschliffen. Die Grundschicht wurde erneut aufgebracht und gehärtet wie oben.
4. Die Oberfläche der gehärteten Beschichtung wurde „brüniert" mit einem mit 100 Mesh-Aluminiumoxid imprägniertem Kissen.
5. Eine Schicht der Deckschicht A wurde aufgebracht und bei 190°C (375°F) 60 Minuten gehärtet. Die Dicke der Deckschicht war 40 bis 60 μm (1,6 bis 2,4 mils) über der Grundschicht-Schicht von 45 bis 65 μm (1,8 bis 2,6 mils) Dicke.

Diese Deckschicht wurde ebenfalls mit dem Schwingschleifer glatt geschliffen.
Diese Beschichtung erfüllte die Beständigkeitserfordernisse des Beispiels 1 hinsichtlich hoher Temperatur, Kälte, Korrosion und Erosion.
BEISPIEL 4
Eine Ringlippe aus Legierung 2219 wurde gereinigt und entfettet und mit der Zweifachbeschichtung des Beispiels 1 beschichtet. Das beschichtete Probeteil wurde mit einem Messer und einer Schraubendreherklinge beschädigt. Die beschädigte Fläche wurde mit Anlauf geschliffen. Eine Deckschicht der gleichen Zusammensetzung wie auf dem unbeschädigten Teil der Probe wurde durch Sprühen auf die beschädigte Fläche und benachbarte Fläche unter Verwendung einer Luftbürste gesprüht. Man ließ die Deckschicht trocknen und sie wurde unter einer Infrarotlampe mit hoher Energie 30 Minuten gehärtet.
Nach der Reparatur war die reparierte Fläche von den benachbarten nicht beschädigten Flächen bei visueller Inspektion ohne Hilfsmittel in einem Abstand von einem Meter nicht unterscheidbar. Sie fühlte sich völlig glatt an. Die präparierte Fläche zeigte Beständigkeit auf mehr als 100 Doppel-MEK-Reibungen, was eine vollständige Härtung zeigt. Auch zeigten der Gitterschnitt-Hafttest auf der reparierten Fläche und der unbeschädigten Fläche keinen Unterschied in der Haftung der Deckschicht an der darunterliegenden Grundschicht und dem Metallteil.
BEISPIEL 5
Eine Ringlippe wird mit der Grundschicht des Beispiels 1 und mit einer Schicht der Deckschicht C beschichtet.
BEISPIEL 6
Eine Vorderkante eines Flügels wird mit der Grundschicht des Beispiels 3 und einer Schicht der Deckschicht B beschichtet.
BEISPIEL 7
Eine Ringlippe wird gemäß Beispiel 6 beschichtet, außer daß der Grundschichtzusammensetzung 0,2 g Succinimid zugesetzt waren. Die Grundschicht wird bei 190°C (375°F) in einer Stunde gehärtet.
Jede der Beschichtung der Beispiele 5 bis 7 erfüllte die oben angegebenen Anforderungen an Hitze- und Kältebeständigkeit, Korrosionsfestigkeit und Erosionsfestigkeit.

Claims

Mehrlagiges, beschichtetes Teil aus Aluminiumlegierung in Luftfahrtqualität, wobei das Teil beschichtet ist mit einer Grundierung aus einer mit Phosphat gebundenen, mit Aluminium gefüllten Beschichtung und einem Deckanstrich, der aus Aluminium-Silikon-Lack, hitzebeständigem Epoxydharz und anorganischen Silikatdeckanstrichen gewählt wird, die beständig sind, wenn sie den Temperaturen ausgesetzt werden, die beim Enteisen von Flugzeugen verwendet werden, und die Qualitätsverlust durch ultraviolettes Licht und Erosion durch Regentropfen widerstehen.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei das Teil aus der Gruppe gewählt wird, die aus einem Lufteinlaßring (Ringlippe) einer Triebwerksgondel und einer Vorderkante eines Flügels und Leitwerks eines Flugzeugs besteht.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei die Aluminiumlegierung in Luftfahrtqualität Kupfer enthält.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei die Aluminiumlegierung eine 2XXX-Legierung nach dem System der Aluminium Association ist.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 4, wobei die 2XXX-Legierung aus der Gruppe gewählt wird, die aus AA2219 und AA2024 besteht.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 4, wobei die Legierung AA2219 ist.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei der Deckanstrich ein Silikonlack mit einem Pigment aus Aluminiumschuppen ist.
Mehrlagige Beschichtung nach Anspruch 1, wobei die Beschichtung einer Temperatur bis zu 232°C bei gelegentlichem Notfall-Enteisen widersteht.
Mehrlagiges, beschichtetes Teil aus Aluminium-Kupfer-Legierung in Luftfahrtqualität nach Anspruch 3, wobei die Beschichtung einer Temperatur von ungefähr 300°C 48 Stunden lang widersteht.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei die Grundierung chromfrei ist.
Beschichtetes Teil nach Anspruch 1, wobei die Grundierung Chrom umfaßt.
Verfahren zum Bereitstellen eines mehrlagigen, beschichteten Teils aus Aluminiumlegierung in Luftfahrtqualität nach Anspruch 1, wobei das Beschichten folgende Schritte umfaßt: Auftragen einer Beschichtung, die eine mit Phosphat gebundene, Aluminium enthaltende Grundschicht umfaßt, und Trocknen und Aushärten der Grundschicht, Auftragen eines Deckanstrichs, der aus Aluminium-Silikon-Lack, hitzebeständigem Epoxydharz und anorganischen Silikatdeckanstrichen gewählt wird, die beständig sind, wenn sie den Temperaturen ausgesetzt werden, die beim Enteisen von Flugzeugen verwendet werden, und die Qualitätsverlust durch ultraviolettes Licht und Erosion durch Regentropfen widerstehen, auf die getrocknete und ausgehärtete Grundierung, und Trocknen und Aushärten des Deckanstrichs.
Verfahren nach Anspruch 12, umfassend das Polieren der ausgehärteten Grundierung.
Verfahren nach Anspruch 12, wobei das Aushärten der Grundierung und des Deckanstrichs bei einer Temperatur unterhalb von 190°C (375°F) erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 13, wobei das Aushärten des Deckanstrichs bei Umgebungstemperatur erfolgt.