FR2855836A1 - Procede pour la preparation de composants metalliques pre-enduits et composants prepares de cette facon - Google Patents
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Abstract
Un composant de structure pour avion à forte résistance, résistant à la corrosion et à la chaleur tel qu'une attache est préparé en fournissant un acier inoxydable résistant à la corrosion ou un précurseur de composant métallique en superalliage résistant à la chaleur qui n'est pas dans son état de traitement thermique final, et en enduisant (18) avec un matériau de revêtement phénolique polyaromatique durcissable contenant de l'aluminium ayant une partie non volatile à prédominance organique et durcissable à environ la température de trempe d'homogénéisation des contraintes du composant en alliage métallique à forte résistance. Le composant en alliage métallique à forte résistance enduit est alors traité thermiquement (20) pour simultanément transmettre les caractéristiques métallurgiques prédéfinies au substrat métallique fini et durcir le revêtement organique contenant de l'aluminium.
Description
PROCEDE POUR LA PREPARATION DE COMPOSANTS METALLIQUES
PRE-ENDUITS ET COMPOSANTS PREPARES DE CETTE FA ON La présente invention concerne la préparation de composants métalliques pré-enduits à forte résistance en acier inoxydable et en superalliages. Plus particulièrement, la présente invention concerne 5 l'utilisation de revêtements anticorrosion organiques qui contiennent un pigment d'aluminium pour enduire des matériaux métalliques à forte résistance en acier inoxydable résistant à la corrosion et en superalliage résistant à la chaleur utilisés comme composants de 10 structure pour avion.
Les constructeurs d'avions utilisent une variété de différents métaux ferreux et non-ferreux dans la fabrication de composants d'avion. Les brevets américains communément assignés n 5 614 037, n 5 858 133, 15 N 5 922 472, N 5 944 918, N 6 221 177 et N 6 403 230 décrivent des procédés de pré-traitement d'articles en alliages d'aluminium pour parer à l'utilisation de produits d'étanchéité humides et d'autres revêtements pour protéger contre les endommagements causés par la 20 corrosion. Les articles en alliages ferreux pré-enduits tels que les aciers carbone et les aciers faiblement alliés (conformes à la norme de qualité aéronautique), par exemple: Aermet 100, Hy-TufTM, 300 M, H-11, HP9-430, 52100, 1095, 4130, 4135, 4140, 4330V, 4340, 6150, 25 8740, etc. sont souvent utilisés comme composants de structure pour avion et sont décrits dans les brevets américains n 6 274 200 et N06 475 610. On a su protéger les composants en alliages ferreux, qui comprennent les attaches, les supports, les étais, etc., contre l'usure et la corrosion en appliquant une sur-métallisation au cadmium seule ou combinée avec un chromage. Précédemment, ces attaches étaient souvent installées en utilisant des produits d'étanchéité humides. Si cette utilisation de 5 produits d'étanchéité et/ou de surcouche métallisée protége les divers substrats de matériau contre la corrosion, de telles installations de produits d'étanchéité et procédés de cadmiage et de chromage prennent du temps, sont encombrants, coûteux et peu 10 souhaitables d'un point de vue environnemental.
Il serait extrêmement souhaitable de transmettre la résistance à la corrosion aux substrats métalliques à forte résistance en superalliages et en acier inoxydable pour parer à la nécessité de chromage et de cadmiage 15 et/ou de procédés d'installation de produits d'étanchéité humides. Il serait en outre fortement souhaitable d'incorporer l'étape de traitement du revêtement dans un processus de fabrication de l'alliage existant.
Un mode de réalisation de l'invention concerne un procédé pour fournir un revêtement résistant à la corrosion et pour l'appliquer à des composants de structure pour avion à forte résistance en superalliages résistant à la chaleur et en alliages à base de nickel 25 résistant à la corrosion. En ce qui concerne les alliages à base de nickel, un composant de structure pour avion réalisé à partir d'un précurseur de superalliage à base de nickel résistant à la corrosion ou résistant à la chaleur est de préférence fourni dans un état recuit, non 30 traité. Le précurseur de superalliage à base de nickel est ensuite enduit avec un revêtement organique durcissable contenant de l'aluminium ayant une partie non volatile à prédominance organique. Le revêtement est durcissable à une température approximativement égale à la température de recuit du traitement thermique d'homogénéisation des contraintes du composant en 5 superalliage, et est appliqué au précurseur de superalliage avant l'étape finale du processus d'homogénéisation des contraintes. Dans un mode de réalisation, le matériau de revêtement est flashé (93 C / 200 F pendant environ 1 à 2 minutes pour faciliter la 10 manipulation tout de suite après son application). Le précurseur de superalliage à base de nickel enduit est alors soumis à un traitement thermique d'homogénéisation des contraintes essentiellement pour simultanément 1) transmettre les propriétés ou caractéristiques 15 métallurgiques pré-définies du composant en superalliage à base de nickel fini, et 2) durcir et réticuler pleinement le revêtement organique contenant de l'aluminium. Le terme " traitement thermique d'homogénéisation des contraintes " fait référence à la 20 procédure de traitement thermique à basse température utilisé pour équilibrer les contraintes dans le matériau travaillé à froid sans diminution appréciable de la résistance mécanique produite par le travail à froid.
Plus spécifiquement, la présente invention vise un 25 procédé de prétraitement d'un composant de structure pour avion à forte résistance en alliage d'acier inoxydable résistant à la corrosion comprenant les étapes consistant à fournir un composant de structure pour avion réalisé à partir d'un précurseur d'alliage à forte 30 résistance choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, 440C, Custom 450, Custom 455, 17-7PH, et 17-4PH, chacun de ces aciers inoxydables ayant une température de traitement thermique pré- définie, et à soumettre le composant à un traitement de recuit. Un matériau de revêtement organique durcissable est fourni qui comprend une résine phénolique 5 organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage contenant du chromate, de préférence du chromate de strontium. Le revêtement présente une partie non volatile 10 qui est durcissable à environ la température de traitement thermique d'alliage d'acier inoxydable prédéfinie. Le matériau de revêtement est appliqué sur le composant et le composant enduit est traité dans une étape de traitement thermique d'homogénéisation des 15 contraintes pour sensiblement simultanément traiter thermiquement l'alliage afin de transmettre les caractéristiques souhaitées et traiter le revêtement appliqué.
La présente invention vise en outre un procédé de 20 pré-traitement d'un composant de structure pour avion à forte résistance, résistant à la corrosion ou à la chaleur en alliage à base de nickel en fournissant un composant de structure pour avion réalisé à partir d'un alliage à base de nickel à forte résistance, ou 25 précurseur de " superalliage ", les alliages à base de nickel ayant une température de traitement thermique prédéfinie. Les alliages résistant à la corrosion préférés comprennent les alliages à base de nickel Monel 400, Monel K-500, Inconel 600, Inconel X-750 et A 286. Le 30 composant est ensuite soumis à un traitement de travail à froid ou à chaud. Un matériau de revêtement organique durcissable est fourni qui comprend une résine phénolique organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage contenant du chromate, de préférence du chromate de 5 strontium, le matériau de revêtement ayant une partie non volatile qui est durcissable à environ la température de traitement thermique de l'alliage à base de nickel prédéfinie. Le matériau de revêtement est appliqué sur le composant, et le composant enduit est traité dans une 10 étape de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pour sensiblement simultanément traiter thermiquement l'alliage et traiter le revêtement.
De plus, la présente invention vise un composant de structure pour avion à forte résistance en alliage 15 d'acier inoxydable résistant à la corrosion homogénéisateur de contraintes comprenant un revêtement réalisé à partir d'une résine phénolique organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la 20 poudre d'aluminium et du chromate de strontium. de préférence, l'alliage d'acier inoxydable est choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, 440C, Custom 450, Custom 455, 17-7PH, et 17-4PH.
De plus encore, la présente invention vise un procédé d'assemblage d'un composant pour avion avec une attache enduite résistant à la corrosion comprenant la fourniture d'un composant de structure pour avion à forte résistance réalisé à partir d'un précurseur d'alliage 30 ayant une température de traitement thermique pré-définie et le recuit à température d'homogénéisation des contraintes du précurseur. Un matériau de revêtement organique est fourni qui comprend une résine phénolique mélangée à au moins un agent plastifiant, et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et du chromate de strontium, le 5 matériau de revêtement ayant une partie non volatile qui est organique et qui est durcissable à une température environ égale à la température de traitement thermique pré-définie. Le précurseur est ensuite enduit avec le revêtement organique suivi par le recuit d'homogénéisation des contraintes du précurseur d'alliage enduit pour obtenir un matériau d'alliage fini par un recuit à une température comprise entre environ 232 C [450 F] et environ 316 C [600 F] pendant une durée d'environ 1 heure à environ 1,5 heure pour sensiblement 15 simultanément recuire le matériau d'alliage fini et traiter le revêtement.
De plus, la présente invention vise également un procédé d'assemblage d'un composant pour avion avec une attache enduite d'un revêtement anticorrosion comprenant 20 la fourniture d'un composant de structure pour avion à forte résistance réalisé à partir d'un précurseur d'alliage ayant une température de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pré-définie, suivie par l'austénitisation du précurseur. Un revêtement organique 25 est fourni qui comprend une résine phénolique polyaromatique mélangée à au moins un agent plastifiant, du polytetrafluoréthylène, et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et du chromate de strontium. Le matériau de revêtement a 30 une partie non volatile qui est organique et est traitable à une température environ égale à la température de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pré-définie. Le précurseur est ensuite enduit avec un revêtement organique, suivi par un recuit à une température répartitrice de contrainte du précurseur d'alliage enduit à une température comprise entre environ 5 232 C et environ 316 C pendant une durée d'environ 1 heure à environ 1,5 heure pour sensiblement simultanément recuire à température répartitrice de contrainte le matériau d'alliage fini et traiter le revêtement. Selon un processus de la présente invention, le composant en 10 superalliage enduit est formé, travaillé à froid ou enroulé par fil en une forme complète ou partiellement complète avant que le revêtement ne soit appliqué.
Dans un mode de réalisation plus en avant, la présente invention concerne un procédé ultérieur de 15 revêtement d'un composant de structure pour avion à forte résistance avec un revêtement anti-corrosion. Un composant de structure pour avion à forte résistance réalisé à partir d'un précurseur d'alliage est fourni et austénitisé/normalisé puis subit une trempe. Le composant 20 est travaillé à froid ou autrement formé tel que par enroulage de fil, et ensuite enduit avec un matériau de revêtement organique durcissable contenant de l'aluminium ayant une partie non volatile à prédominance organique et qui est durcissable à environ la température de trempe de 25 traitement thermique d'homogénéisation des contraintes du matériau en superalliage. Le précurseur de superalliage est alors soumis à la température de trempe comprise entre environ 232 C et environ 316 C pendant une durée d'environ 1 heure à environ 3 heures. Les gammes 30 appropriées dépendent du superalliage spécifique à base de nickel qui est traité. De manière préférée entre toutes pour les composants de la présente invention, la température de trempe est d'environ 274 C [525 F] pendant environ 1 heure à environ 1,5 heure. Cette opération de trempe par traitement thermique d'homogénéisation des contraintes simultanément 1) transmet les caractéristiques métallurgiques souhaitées du matériau en superalliage à base de nickel et 2) traite proprement le revêtement.
Ces modes de réalisation procurent des avantages surprenants et inattendus en terme de coût et techniques 10 lorsqu'ils sont utilisés conjointement avec des composants de structure pour avion à forte résistance en aciers inoxydables et en superalliages à base de nickel résistant à la corrosion et à la chaleur, tels que des supports, des charnières, des raccords, des engrenages, 15 des étais, des attaches, des rivets, etc. Par l'utilisation des techniques de revêtement de la présente invention, on pare à la nécessité de cadmier ou de chromer les composants et/ou d'utiliser des produits d'étanchéité humides dans leur installation pour protéger 20 de la corrosion. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention seront évidents à partir de la description suivante plus détaillée des modes de réalisation préférés, pris conjointement avec les dessins joints qui illustrent, à titre d'exemples, les principes 25 de l'invention.
Les figures la-lc représentent les diagrammes de flux du processus pour les procédés de l'invention concernant les superalliages résistant à la chaleur à 30 base de nickel, de cobalt et de fer.
La figure 2 représente un diagramme de flux du processus pour le procédé de l'invention concernant les superalliages résistant à la corrosion et à la chaleur à base de nickel.
Les figures 3a-3b représentent les diagrammes de flux du processus pour la présente invention concernant 5 les aciers inoxydables résistant à la corrosion respectivement austénitiques et ferritiques/martensitiques et les alliages à base de nickel.
La figure 4 représente une vue de coupe transversale de l'attache à tête saillante utilisée pour raccorder 10 deux pièces sans composant femelle.
La figure 5 représente une vue de coupe transversale d'une attache à tête noyée utilisée pour raccorder deux pièces sans composant femelle.
La figure 6 représente une vue de l'attache à tête 15 noyée de la figure 5, avec un composant femelle.
Les figures la-lc, 2 et 3a-3b représentent des diagrammes de flux schématiques traçant les grandes lignes de l'invention lorsqu'elle est appliquée à divers 20 alliages métalliques à forte résistance, résistant à la corrosion et à la chaleur. Selon un procédé préféré de la présente invention illustré dans le processus la, une pièce en alliage résistant à la chaleur est fournie et recuite 10. L'attache traitée partiellement est alors 25 travaillée à chaud, travaillée à froid, formée ou usinée 12. La pièce est ensuite traitée thermiquement en solution 14, suivie par une étape de trempe/vieillissement 16. Un matériau de revêtement est fourni et appliqué 18 sur la pièce sur une épaisseur de 30 revêtement spécifiée, soigneusement contrôlée et prédéfinie par n'importe lequel des différents procédés dont il est question. Finalement, la pièce enduite est exposée à une étape de traitement thermique d'homogénéisation 20 des contraintes/du durcissement suivie de l'installation (non illustrée).
La figure lb met en avant un processus par étape 5 envisagé par un mode de réalisation ultérieur de la présente invention qui retire l'étape de trempe/vieillissement 16 comme cela a été fait dans le processus illustré sur la figure la, et emploie à la place une étape de traitement final de revêtement 22 10 combinant trempe/vieillissement et durcissement.
La figure lc illustre un processus préféré ultérieur de la présente invention moyennant quoi un alliage résistant à la chaleur est recuit ou tel quel 10, suivi par une étape de traitement thermique en solution 14 15 pendant approximativement 2 heures à 4 heures. La pièce est ensuite vieillie dans une étape de vieillissement 24 pendant une durée totale, de préférence d'environ 24 heures à environ 48 heures, qui dépend de l'alliage du matériau. La pièce est ensuite travaillée à chaud, 20 travaillée à froid, formée ou usinée 12. Le revêtement est ensuite appliqué 18 suivi par l'étape finale de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes/du durcissement 20.
L'addition de magnésium, d'aluminium, de silicium, 25 de titane, et d'autres éléments d'alliage aux alliages à base de nickel, séparément ou par combinaison, produit une réponse appréciable au durcissement par vieillissement. L'effet dépend à la fois de la composition chimique et de la température de 30 vieillissement; il est provoqué par la précipitation de particules sous microscopiques dans le grain, ce qui l1 entraîne une diminution marquante de la dureté et de la résistance.
A la différence des aciers inoxydables et des alliages à base d'aluminium qui durcissent en phase de 5 précipitation, les alliages de nickel et à base de nickel ne requièrent pas normalement de traitement thermique en solution dans la gamme supérieure des températures de recuit avant la phase de durcissement par vieillissement.
Cependant, le traitement en solution peut être employé 10 pour améliorer des propriétés spéciales. Par exemple, l'Inconel X-750 peut être traité thermiquement en solution pendant environ 2 à 4 heures à une température approximative de 1150 C (2100 F) et refroidi à l'air avant un cycle de durcissement à double étape, à savoir à 15 haute et à basse température, afin de développer une durée de vie au fluage maximum, une phase de relaxation, et une résistance à la rupture à des températures approximativement supérieures à 600 C (1100 F).
Spécifiquement, ce processus de durcissement en deux 20 étapes entraîne une exposition à environ 845 C (1550 F) pendant 24 heures; refroidi à l'air; puis re-chauffé à environ 7050C (1300 F) pendant approximativement 20 heures, suivi par une étape de refroidissement à l'air.
Cette combinaison de traitements thermiques est 25 considérée comme essentielle pour des composants à température élevée, attaches, ressorts, aubes de turbines, etc. constitués d'Inconel X-750 et d'autres superalliages résistant à la chaleur.
Les traitements de vieillissement renforcent les 30 alliages durcissables par vieillissement en provoquant la précipitation d'une phase ou plus depuis la matrice sursaturée qui est développée par traitement thermique en solution et qui est conservée grâce à un refroidissement rapide à partir de la temperature de traitement en solution. Les facteurs qui influencent le choix d'un certain nombre d'étapes de vieillissement et de 5 températures de vieillissement comprennent: (a) le type et le nombre de phases de précipitation disponibles, (b) la température de service anticipée, (c) la taille du précipité, et (d) la combinaison de la résistance et de la ductilité souhaitées et le traitement thermique 10 d'alliages similaires.
Lorsque plus d'une phase est capable de précipitation à partir de la matrice de l'alliage, le choix judicieux d'une simple température de vieillissement peut entraîner l'obtention optimale d'une 15 quantité de phases multiples de précipitation. En variante, on peut employer un traitement de vieillissement en deux étapes qui produit des tailles et des types de précipités différents à des températures différentes. La température de vieillissement détermine 20 également non seulement le type mais aussi la distribution de taille des précipités. Certains types d'alliages à base de nickel utilisent ce traitement de vieillissement double, qui représente cette approche de traitement thermique de coprécipitation.
L'exposition à des températures supérieures à la température de vieillissement optimale entraîne une diminution de la résistance pendant le processus de survieillissement. A des températures encore plus élevées, une phase de solution peut à nouveau se produire. Les 30 températures de vieillissement élevées vont produire des particules primaires gamma plus grossières qu'à des températures plus basses et vont entraîner des propriétés de rupture au fluage plus élevées. Pour un produit optimal, on souhaite des propriétés à température élevée et à durée réduite, des petites particules finement dispersées de précipité primaire gamma. Ainsi, on emploie 5 de préférence les températures finales de vieillissement plus basses plutôt que celles utilisées pour obtenir les propriétés de rupture au fluage. Une raison principale pour des traitements de vieillissement en deux étapes, en plus du contrôle des particules primaires gamma ou 10 primaires doubles gamma, est la nécessité de précipiter ou de contrôler la morphologie des carbures aux joints de grain.
Une microstructure uniforme à grains fins peut être produite dans des alliages résistant à la chaleur 15 durcissables par vieillissement, si la déformation finale s'effectue dans la partie inférieure de la plage de travail à chaud. Ce type de structure métallurgique peut être traitée en solution pour une taille de grain uniforme. Les alliages déformés dans la plage supérieure 20 du travail à chaud présentent une structure plus grossière qui ne peut pas être affinée par le traitement en solution.
Le travail à froid est généralement exécuté sur des alliages en condition de traitement en solution en raison 25 d'une résistance significativement plus faible et d'une ductilité améliorée du matériau avant le vieillissement.
Le travail à froid lui-même affecte les propriétés mécaniques malgré son influence sur: (a) la croissance de grain pendant le traitement en solution ultérieur, et 30 (b) la vitesse de réaction du vieillissement.
Les alliages durcissables par vieillissement, résistant à la chaleur sont prédisposés à une croissance de grain critique s'ils sont traités en solution après de faibles quantités de travail à froid ou à chaud. Des quantités plus importantes de travail à froid affinent la taille du grain. Une croissance de grain excessive peut 5 avoir des effets néfastes sur les propriétés de fluage et de fatigue dans tous les alliages résistant à la chaleur.
Ainsi, sur les parties soumises au travail à froid ou à chaud avant le traitement en solution, la somme de travail critique (de environ 1% à environ 6 % de travail 10 à froid, selon l'alliage, ou environ 10 % de travail à chaud) doit être excédentaire dans toutes les régions, pour éviter la croissance de grains anormalement gros.
Cette règle s'applique à des articles tels que des boulons frappés à froid ou travaillés à chaud, des 15 attaches ou d'autres composants formés.
La figure 2 montre un processus de la présente invention dans lequel une pièce en alliage à base de nickel résistant à la corrosion ou en superalliage résistant à la chaleur est recuite ou prise telle quelle 20 10 suivie par un stade de travail à chaud, de travail à froid, de formage ou d'usinage 12. Cette pièce est ensuite enduite 18 et soumise à l'étape suivante de traitement thermique d'homogénéisation du durcissement/des contraintes 20.
L'étape de durcissement se déroule dans des conditions de durée, de pression et de température spécifiques et pré-définies pour l'alliage spécifique en traitement, de manière à ce que le revêtement soit traité simultanément avec le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes de l'article en alliage de nickel.
Dans un mode de réalisation, la présente invention envisage l'utilisation de matériaux à forte résistance en aciers inoxydable résistant à la corrosion et en superalliages à base de fer, de cobalt, de nickel, 5 résistant à la chaleur, compatibles avec la formule choisie de revêtement anti-corrosion organique contenant de l'aluminium exigeant une période ultérieure de vieillissement/durcissement. Les matériaux préférés à base de nickel résistant à la corrosion comprennent le 10 Monel 400, le Monel K-500 et l'Inconel 600. Les matériaux préférés en acier inoxydable à base de nickel résistant à la corrosion comprennent le 302, le 303, le 304, le 305, le 410, le 416, le 430, le Custom 450, le 17-7PH, et le 17-4PH. Les matériaux préférés en superalliage à base de 15 nickel résistant à la chaleur comprennent l'Inconel 600, 625, 718, X-750 et A286. La période de vieillissement /durcissement peut être menée par la suite à une température élevée pour faciliter le durcissement. Dans un mode de réalisation, une fois durci, on préfère que le 20 revêtement soit sec au toucher pour permettre la manipulation. L'épaisseur du revêtement que l'on peut atteindre avec la présente invention peut varier selon les caractéristiques finales préférées du composant enduit, mais de préférence l'épaisseur du revêtement se 25 situe dans la plage de 7,62 tm [0,0003 pouces] environ à 12,7 tm [0,0005 pouces] environ.
Un mode de réalisation de l'invention concerne la préparation d'attaches telles que des rivets et des boulons filetés bien que l'invention ne se limite pas aux 30 attaches, et est plutôt plus largement applicable.
Cependant, l'utilisation de la présente invention relative aux attaches offre des avantages particuliers.
Les attaches envisagées par la présente invention comprennent, mais n'y sont pas limités, des écrous, des boulons, des boulons d'arrêt, des axes filetés, des rivets, etc. qui peuvent avoir des fils, ou des rainures, 5 de même que des composants femelles tels que des écrous, des rondelles frein, des bagues, etc. On entend que les attaches raccordent mécaniquement les différents éléments de structure et sous assemblages d'un avion. En ce qui concerne les attaches d'avion, 10 l'élimination de la pratique d'une approche d'installation de produits d'étanchéité humides pour plus d'un million d'attaches dans un gros avion cargo offre des économies de coût significatives de plusieurs centaines de milliers de dollars par avion. Comme il est 15 envisagé dans la présente invention, l'élimination de l'utilisation de produits d'étanchéité humides améliore également la qualité globale et le travail dans l'installation des attaches, de manière à éliminer la possibilité de rater ou de négliger certaines attaches 20 alors que le produit d'étanchéité humide est appliqué, et en même temps réduire la variabilité du processus associé à l'installation des attaches. De plus, les attaches préenduites fournissent une meilleure protection contre la corrosion pendant le service que les attaches installées 25 humides non enduites.
Les produits d'étanchéité humides connus comprennent les produits d'étanchéité polysulfides à deux composants, traités au manganèse contenant une quantité supplémentaire de chromates métalliques solubles. Ce sont 30 des matériaux visqueux fluides qui sont appliqués par brosse, spatule, rouleau, applicateur spécial, ou pistolet à extrusion. Les exemples sont les produits d'étanchéité anti-corrosion P/S 1422 ou 870C produits par PRC-Desoto (a.k.a PPG Aerospace, une division de la Société Pittsburgh Paint and Glass). Par contraste, le processus de la présente invention pré-enduit les 5 composants avec un revêtement organique présélectionné et pare à la nécessité d'utiliser un produit d'étanchéité humide pendant le processus d'installation et d'assemblage.
L'application d'un revêtement organique pare à la 10 nécessité de cadmiage ou de chromage et/ou à l'utilisation de produits d'étanchéité humides pendant l'installation et n'affecte pas les propriétés ou performances finales souhaitées du composant. En effet, il a été maintenant défini, parde véritables essais, que 15 les propriétés de résistance à la corrosion des composants enduits sont améliorées par comparaison avec les propriétés des matériaux en alliages d'acier inoxydable et en superalliages résistant à la chaleur plaqués et/ou installés avec des produits d'étanchéité 20 humides.
Les boulons préférés sont fabriqués à partir de n'importe lequel du nombre de matériaux métalliques à forte résistance en alliage d'acier inoxydable résistant à la corrosion et en superalliage résistant à la chaleur. 25 Tel qu'utilisé ici, " résistant à la corrosion " signifie que le matériau métallique est un acier inoxydable austénitique, martensitique ou ferritique, ou un alliage à base de nickel. D'autre part, " résistant à la chaleur " signifie que le matériau métallique est un 30 alliage à base de fer, de cobalt ou de nickel qui peut être renforcé par l'un des mécanismes suivants: renforcement en solution solide, trempe par précipitation, et renforcement par dispersion d'oxydes, des traitements aisément compris par l'homme du métier dans le domaine de la métallurgie.
Un mode de réalisation de la présente invention vise 5 des composants d'avion ou attaches réalisées à partir de matériaux métalliques soit en alliages résistant à la corrosion soit en superalliages résistant à la chaleur.
Spécifiquement, ces composants sont constitués de matériaux en aciers inoxydables et en alliages non 10 ferreux, de préférence des aciers inoxydables et des alliages à base de nickel, de cobalt et de fer. Les composants aéronautiques, tels que les attaches, ont été fabriqués à partir de matériaux inhabituels, par exemple le tantale, mais cette invention vise principalement 15 l'emploi de matériaux résistant à la corrosion et à la chaleur utilisés dans les attaches aéronautiques et commerciales qui sont facilement disponibles comme composants standards tels que ceux énumérés dans les tableaux 1 et 2 ci-dessous, ou analogues.
La majorité de toutes les attaches industrielles classifiées comme " résistant à la corrosion " sont constituées d'aciers inoxydables. Cette désignation générale couvre les aciers inoxydables austénitiques, martensitiques et ferritiques. Bien que l'industrie 25 aéronautique utilise des attaches réalisées à partir de tout type d'aciers inoxydables, les types austénitiques des séries 300 sont les plus largement utilisés dans la fabrication de composants ou attaches. Les alliages de ce groupe austénitique possèdent au moins 8 % de nickel 30 ajouté au chrome. Ils offrent un plus grand degré de résistance à la corrosion que les types martensitiques et ferritiques, mais moins de résistance à la formation de craquelures par corrosion sous contrainte de chlorure.
Les aciers inoxydables martensitiques et ferritiques contiennent au moins 12 % de chrome, mais contiennent peu ou pas de nickel car celui-ci stabilise l'austénite. Les 5 nuances martensitiques, telles que les types 410 et 416 sont magnétiques et peuvent être durcies par traitement thermique. Les alliages ferritiques, tels que le type 430, sont également magnétiques, mais ne peuvent pas être durcis par traitement thermique, mais développent plutôt 10 une ductilité maximum, une résistance au choc, et une résistance à la corrosion dans les conditions de recuit et de trempe. Ainsi, le seul traitement thermique appliqué aux alliages ferritiques est le recuit.
L'industrie des attaches commercialise généralement 15 des attaches constituées en aciers inoxydables des types 302, 303, 304 et 305 sous l'appellation " 18-8 ". Les aciers inoxydables ferritiques et martensitiques pour l'utilisation d'attache comprennent les alliages de types 410, 416 et 430. Les alliages à base de nickel résistant 20 à la corrosion caractérisés par une bonne résistance et une bonne résistance à la chaleur et à la corrosion et qui sont utilisés comme matériaux d'attaches comprennent le Monel 400, le Monel K-500, et l'Incomel 600. Selon la présente invention, les traitements de pré- enduction de 25 la présente invention améliorent le niveau inhérent de protection contre la corrosion pour chacun des substrats énumérés dans les tableaux 1 et 2 selon les étapes tracées dans les grandes lignes sur les figures la-lc, 2, 3a, et 3b pour les alliages résistant à la corrosion et à 30 la chaleur.
De la même manière, les alliages d'acier inoxydable résistant à la corrosion présentés dans le tableau 1 sont conformes aux étapes du processus tracées dans les grandes lignes sur les figures 3a et 3b. La figure 3a montre une combinaison pour un alliage austénitique résistant à la corrosion. L'alliage est fourni et recuit 5 10, puis travaillé à chaud, travaillé à froid, formé ou usiné 12. Un matériau pré-sélectionné est fourni et appliqué 18 sur l'alliage sur une épaisseur de revêtement spécifiée, soigneusement contrôlée et pré-définie par n'importe lequel des divers procédés dont il est 10 question. Finalement, l'alliage enduit est exposé à une étape de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes/du durcissement 20. Sur la figure 3b pour les alliages ferritiques et martensitiques, un traitement thermique d'austénitisation 30 après l'étape de travail 15 ou d'usinage 12 et l'application du revêtement 18.
Tableau 1: Types d'alliages résistant à la corrosion Désignation UNS N Spécification commerciale ASTM Aciers inoxydables Austénitiques Type 302 S30200 F593 & F594 Type 303 S30300 Type 304 S30400 Type 305 S30500 Ferritiques et martensitiques Type 410 S41000 F593 & F594 Type 416 S41600 Type 430 S43000 Type 440C S44000 Austenito-martensitique (précipitationrecuit) 17-4PH S17400 F593 & F594 17-7PH S17700 PH15-7Mo S15700 Custom 450 Custom 455 Alliages à base de nickel Monel 400 N04400 F468 & F467 Monel R-405 N04405 Monel K-500 N05500 Inconel 600 N06600 Tableau 2: Types de superalliages résistant à la chaleur Désignation n UNS Spécification commerciale ASTM Alliages à base de nickel Inconel 600 N06600 F468 & F467 Inconel 625 N06625 Inconel 718 N07718 Inconel X-750 N07750 Hastelloy X N06002 Rene 41 N07041 Waspaloy N07001 Alliages à base de cobalt MP-35N R30035 MP-159 Haynes 25 R30605 Haynes 188 R30188 Alliages à base de fer A-286 K66286 Haynes 556 La discussion précédente a traité de ces alliages d'acier inoxydable résistant à la corrosion qui sont le 5 plus souvent utilisés pour des attaches commerciales et aéronautiques dont les compositions sont reconnues comme standard par l'organisation ANSI (Institut de Normalisation national Américain). Il existe de nombreux autres matériaux en acier inoxydable résistant à la 10 corrosion envisagés pour utilisation avec les procédés de la présente invention qui sont également utilisés, soit pour des attaches standard soit pour des composants spéciaux ou pièces, lorsque dictés par des considérations de résistance, de performance anti-corrosion, ou par des exigences de température, comprenant, par exemple, le 174PH, le 17-7PH, le Custom 450, le Custom 455. Ces matériaux sont utilisés pour obtenir de meilleures propriétés de résistance que celles disponibles dans les matériaux en acier inoxydable " 18-8 ".
De plus, le A-286, un superalliage à base de fer résistant à la chaleur qui présente une plus grande résistance que les types 18-8, de même que de bonnes propriétés mécaniques à températures élevées est attendu 10 pour une utilisation avec les procédés de la présente invention, pour des applications exigeant une résistance dans des environnements à la fois de chaleur et corrosif.
Plus spécifiquement, les matériaux A-286 et Monel 400 ont fourni un point de ralliement sur les économies 15 de coût significatives dans des applications sur les avions cargo. Les procédés de la présente invention sont également envisagés pour une utilisation sur des composants dans des régions telles que les planchers de cargo, les régions des portes, les nacelles de moteur, 20 les réservoirs de carburant, ou des régions contenant des fluides hydrauliques. D'autres alliages particuliers ont également été utilisés dans le traitement/procédé de préenduction de la présente invention entraînant des améliorations couronnées de succès dans leur résistance à 25 la corrosion.
Les composants métalliques à forte résistance en alliage d'acier inoxydable résistant à la corrosion et en superalliage résistant à la chaleur de la présente invention atteignent leur résistance totale exigée et 30 d'autres propriétés métallurgiques produites par le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes ou de vieillissement de même que le durcissement du revêtement. Comme on pouvait le prévoir, l'obtention d'un niveau de résistance spécifié du substrat est important, parce que les utilisateurs des composants, tels que les acheteurs d'avion, ne peuvent pas permettre ni autoriser 5 un sacrifice de la performance mécanique dans le but d'atteindre une protection améliorée contre la corrosion.
On entend que les attaches à forte résistance sont ces attaches qui possèdent une valeur de charge de rupture supérieure à 75,25.103 Pa.
La présente invention est utilisée de préférence avec un rivet, un boulon, une attache, ou autre article ou composant fabriqué dans n'importe quelle taille ou forme conventionnelle. Les figures 4-6 illustrent deux modes de réalisation préférés avec deux types de boulons 15 40, 140, à un état intermédiaire de leur installation pour raccorder une première pièce 42, 142 à une deuxième pièce 44, 144 après l'installation de la première et de la deuxième pièce mais avant d'utiliser le composant femelle, la bague, ou écrou 152. Le boulon 40 de la 20 figure 4 a une tête saillante 46 fabriquée sur une extrémité et une partie filetée 50 à l'extrémité opposée.
Le boulon 140 de la figure 5 a une tête apparente 146 fabriquée à une extrémité qui réside dans une fraisure 141 dans la pièce 142. La présente invention peut être 25 utilisée avec ces attaches et d'autres types. La figure 6 montre un composant femelle, une bague ou écrou 152 en prise avec la partie rainurée ou filetée 150 du boulon 140.
Généralement, les matériaux en superalliage 30 résistant à la chaleur à forte résistance ont au moins environ 50 % en poids soit de fer, soit de cobalt, soit de nickel, le reste étant des éléments d'alliage et une quantité minime d'impuretés. Les éléments d'alliage sont ajoutés dans les quantités contrôlées avec précision afin de modifier les propriétés des matériaux en superalliage telles que souhaitées. Les éléments d'alliages qui sont 5 ajoutés au métal à base soit de fer, de cobalt ou de nickel pour modifier ses propriétés comprennent, par exemple, le carbone, le manganèse, le silicium, le nickel, le chrome et le molybdène.
La présente invention envisage l'utilisation de 10 matériaux en superalliage à base de nickel durcissable thermiquement. De préférence, l'article, par exemple une attache telle qu'un boulon, est d'abord fabriqué dans une forme souhaitée à travers des étapes telles que le travail à chaud, le travail à froid, le formage, ou 15 l'usinage, soit séparément soit dans quelque combinaison de celles-ci, Ces alliages à base de nickel qui ont été corroyés ou formés par des opérations de travail à chaud ou à froid, telles que le laminage, l'étirage, le repoussage ou le cintrage strict, requièrent un 20 adoucissement avant que le traitement ultérieur ne soit poursuivi. Un des traitements thermiques qui va produire cette condition est connu comme étant le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes. Afin de transmettre la résistance requise à l'attache ou article, 25 l'article doit ensuite être traité thermiquement. Dans le processus de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes, l'article est chauffé à une température élevée, qui est utilisée pour équilibrer les contraintes dans le matériau travaillé à froid ou travaillé à chaud 30 sans une diminution appréciable de la résistance mécanique produite à partir du processus de formage.
Les alliages de nickel et à base de nickel peuvent être soumis à l'un ou plus des cinq principaux types de traitements thermiques, en fonction de la composition chimique, des exigences de fabrication et du service 5 attendu. Un de ces procédés de traitement thermique est 1' " homogénéisateur de contraintes ". L'homogénéisation des contraintes est un processus de traitement thermique à relativement basse température qui effectue ce que l'on appelle une "restauration partielle ". Cette 10 restauration, qui précède tout changement structurel microscopique détectable, consiste en une hausse considérable dans la limite proportionnelle, des hausses légères de la résistance à la dureté et à la traction, des changements peu significatifs dans l'allongement ou 15 la réduction de région, un équilibrage des contraintes, et un retour de conductivité électrique vers sa valeur caractéristique de l'alliage en condition de recuit. La température requise pour répartir la contrainte dépend de la composition de l'alliage. Pour le matériau tige dans 20 l'alliage à base de nickel Monel 400 étiré à froid, la plage optimale de température est d'environ 232 C à environ 316 C. On recommande une température normale d'environ 274 C. Même si une longue période de traitement de plus de 3 heures est recommandée à cette température, 25 elle n'est pas mauvaise pour le métal de base. Selon la présente invention, la période de traitement est recommandée entre 1 heure et 1,5 heures dans le but d'attendre essentiellement simultanément un durcissement et une réticulation du revêtement.
Collectivement, toutes les étapes de traitement thermique conduisant au renforcement du matériau ou article sont généralement appelés " traitement par la chaleur " ou " traitement thermique ", dans lequel l'article est soumis à une ou plus d'une période d'exposition à une température élevée pendant une certaine durée, avec des vitesses de chauffage et de 5 refroidissement sélectionnées pour aider à produire les propriétés métallurgiques finales souhaitées de l'article. Les températures, les durées, et les autres paramètres requis pour atteindre des propriétés particulières sont connus de l'homme du métier dans le 10 domaine de la métallurgie et sont disponibles dans les documents de référence sur les matériaux standards en acier inoxydable résistant à la corrosion et en superalliage.
Un matériau préféré spécifique à forte résistance en 15 alliage à base de nickel résistant à la corrosion pour des applications d'attache est l'alliage Monel 400 (UNS N04400), qui a une composition nominale de 66 % de nickel, 0,12 % de carbone, 0,90 % de manganèse et 0,15 % de silicium, 31,5 % de cuivre, et 1,35 % de fer plus des 20 impuretés mineures. D'autres superalliages à base de nickel résistant à la chaleur envisagés comprennent, mais n'y sont pas limités, les alliages à base de nickel traitables thermiquement Inconel 600, 625, 718, et X-750, Hastelloy X, Rene 41, Waspaloy, et les séries 400 et 500 25 de Monel.
L'alliage Monel 400 est commercialement disponible.
Après la fabrication de l'alliage dans la forme souhaitée telle qu'une attache comme celles montrées sur les figures 4 à 6, l'alliage Monel 400 est prêt pour le 30 revêtement et le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes. Cet état est généralement obtenu à la suite de la fabrication qui comprend n'importe lequel des procédés d'usinage, de forgeage, d'étirage, de travail à froid, ou sinon de formage de l'attache dans la forme souhaitée. Pendant la fabrication, l'article peut être soumis à de multiples opérations de formage et 5 périodiquement restauré si besoin, avant les étapes de processus de revêtement et de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes.
Selon un mode de réalisation de la présente invention, un matériau de revêtement est fourni, de 10 préférence en solution de sorte qu'il peut être appliqué facilement et de manière régulière. La fonction habituelle du matériau de revêtement est de protéger le métal de base, auquel il est appliqué, contre la corrosion, comprenant par exemple, la corrosion 15 électrolytique conventionnelle, la corrosion galvanique et la corrosion sous contrainte. Le matériau de revêtement est une élaboration qui est principalement de composition organique, mais qui peut contenir des additifs pour améliorer les propriétés du revêtement 20 final. Dans un mode de réalisation préféré, le revêtement est initialement dissous dans un support liquide de sorte qu'il peut être appliqué au substrat. Après l'application, le matériau de revêtement est durcissable pour parvenir aux changements structurels à l'intérieur 25 du composant organique, généralement la réticulation des molécules organiques, pour améliorer l'adhésion et la cohésion du revêtement. La couche de revêtement 48, 148 sur l'attache préférée est montrée sur les figures 4 à 6.
L'utilisation d'un tel revêtement durcissable est 30 différente de celle des revêtements connus non durcissables, tels qu'une laque, qui a des propriétés différentes et qui ne convient pas pour l'application présente de protection contre la corrosion. En effet, beaucoup de laques non durcissables vont se dégrader pendant une exposition à des températures élevées. Ainsi, les problèmes de sur-vieillissement associés à 5 l'utilisation de matériaux de revêtement et même beaucoup de matériaux, et qui nécessitent la présente invention, ne surviennent simplement pas. On a compris de plus que les étapes de nettoyage facultatives peuvent être requises afin de préparer le métal de base pour le 10 revêtement. De telles procédures de nettoyage sont celles bien connues de l'homme du métier dans le domaine des revêtements et comprennent l'utilisation de solvants, d'acides, d'alcalins, et de procédés mécaniques.
Le processus présent envisage l'utilisation d'un 15 certain nombre de matériaux de revêtement organiques durcissables. Les matériaux de revêtement préférés ont une résine à base polyaromatique, telle que, par exemple, les phénoliques, les polyimides, les polybenozazoles ou les polytetrafluoéthylènes, et peuvent être mélangées à 20 un ou plusieurs agents plastifiants, et des additifs non organiques tels que, par exemple, de la poudre d'aluminium et/ou du chromate de strontium. Ces matériaux de revêtement sont de préférence dissous dans un solvant approprié présent en quantité suffisante pour produire la 25 consistance souhaitée basée sur l'utilisation finale souhaitée.
Pour le matériau de revêtement à base de résine phénolique dont on vient de parler à l'instant, le solvant est de préférence un mélange d'éthanol, de 30 toluène et de methyléthylcétone (MEK). Une solution typique de revêtement pulvérisable a environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % en poids de toluène, environ % en poids de methyléthylcétone, comme solvant, environ 2 % en poids de chromate de strontium, et environ 2 % en poids de poudre d'aluminium, le restant étant la résine phénolique et l'agent plastifiant.
Facultativement, une petite quantité de polytetrafluoréthylène peut être ajoutée. Un tel produit phénolique polyaromatique est commercialisé sous le nom " Hi-Kote l " par Hi-Shoar Corporation, Torrance, CA. Le matériau de revêtement a un traitement de séchage 10 standard à température élevée de 1 heure à 204 C 4 C [400 F 25 F], recommandée par le fabricant.
Comme le montre les différents procédés de traitement tracés dans les grandes lignes sur les figures la à lc, le matériau de revêtement est appliqué sur une 15 attache non traitée dans l'étape de revêtement 18. On peut utiliser toute approche de revêtement, telle que l'immersion, la pulvérisation, le brossage, ou le procédé de lit fluidisé. Dans une approche préférée, la solution du matériau de revêtement dissoute dans le solvant est 20 pulvérisée sur les boulons non traités. Le solvant est retiré du revêtement fraîchement appliqué par séchage ou " séchage flash ", soit à température ambiante soit à température légèrement élevée, de sorte que l'article enduit est sec au toucher. De préférence, un durcissement 25 flash (exposition à environ 93 C pendant environ 2 minutes) achève l'évaporation du solvant. Le composant enduit n'est pas encore adapté pour le service à cet instant, car le revêtement n'est pas suffisamment séché et collé au composant en alliage résistant à la corrosion 30 ou en superalliage résistant la chaleur et parce que le revêtement lui-même n'est pas suffisamment cohérent pour résister aux endommagements liés à la corrosion ou mécaniques en service.
Dans le cas du revêtement préféré Hi-Kote 1, le revêtement fraîchement pulvérisé a été analysé par 5 analyse EDS au microscope à balayage électronique. Les éléments les plus lourds étaient présents dans les quantités en poids suivantes: Al 82,4 % ; Cr 2,9 % ; Fe 0,1 % ; Zn 0,7 % ; et Sr 13,9 %. Les éléments les plus légers tels que le carbone et l'oxygène ont été détectés 10 dans le revêtement mais n'ont pas été cités car l'analyse EDS pour de tels éléments n'est généralement pas précise.
Comme le montre la figure 2, une fois enduit, le métal de base en alliage de nickel de l'attache et le revêtement appliqué sont chauffés ensemble à une 15 température élevée appropriée dans une étape d'homogénéisation des contraintes/du durcissement 20, pour obtenir les deux résultats sensiblement simultanément. Dans cette étape unique, le substrat de matériau en alliage de nickel subit un traitement 20 thermique d'homogénéisation des contraintes jusqu'à son état final de résistance souhaité, et le revêtement est vieilli jusqu'à son état de liaison et de durcissement final souhaité.
Selon la présente invention, la température et la 25 durée associées au traitement de l'étape 20 sont de préférence choisies pour être celles requises pour obtenir les propriétés souhaitées du métal en alliage à base de nickel ou en acier inoxydable, comme stipulé dans les traitements standards prouvés et validés par 30 l'industrie pour ce matériau particulier. Etonnamment, le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes n'est généralement pas spécifié par les fabricants de revêtement et peut ne pas produire l'état de séchage le plus optimal pour le revêtement. Cependant, contrairement aux attentes et aux spécifications des fabricants, le revêtement séché par les procédures non recommandées 5 montre une adhésion souhaitable au substrat d'alliage.
C'est-à-dire, selon la présente invention, que le séchage de revêtements connus peut supporter des variations plus grandes de température et de durée avec des résultats acceptables que ne le peut le processus de trempe ou de 10 recuit par traitement thermique du matériau d'alliage.
Dans le cas de l'alliage à base de nickel préféré Monel 400 et du revêtement Hi-Kote l dont on a parlé cidessus, le traitement thermique préféré est le processus de traitement par trempe homogénéisateur des contraintes 15 de l'alliage à base de nickel Monel 400, à savoir environ 1,5 heure à environ 274 C. Ainsi, l'étape d'homogénéisation des contraintes/du durcissement 20 implique une température importante différente de celle recommandée par les fabricants pour le revêtement 20 organique.
Le revêtement final 48, montré schématiquement sur les figures 4 à 6, adhère fortement aux substrats métalliques en alliage ferreux et à base de nickel et il est également fortement cohérent et réticulé. Sur les 25 figures 4 à 6, l'épaisseur des revêtements 48 et 148 est exagérée de sorte qu'elle est visible. En réalité, le revêtement 48 (figure 4) est de préférence d'une épaisseur d'environ 7,62 tm à environ 12,7 tm après le traitement de l'étape 26.
Tel que mentionné ci-dessus, l'étape d'installation reflète un des avantages de la présente invention. Si le revêtement n'était pas appliqué à l'attache, il serait nécessaire de chromer et/ou de placer un matériau visqueux de produit d'étanchéité humide dans le trou et sur le boulon avant son installation, qui à son tour enduit les surfaces adjacentes en contact. Le matériau du 5 produit d'étanchéité humide est potentiellement toxique pour les ouvriers, sale, requiert une réfrigération constante avant utilisation et est difficile à manipuler lors de l'application, et nécessite l'utilisation d'outils considérables de nettoyage de même que d'exposer 10 les surfaces des pièces 42 et 46 à des solutions chimiques caustiques après utilisation dans l'installation de l'attache. De plus, il a été observé que la présence de résidus de produit d'étanchéité humide entrave l'adhésion de la peinture appliquée en dernier et 15 d'autres couches d'enduit supérieures appliquées sur les têtes de boulon.
Le processus de revêtement de la présente invention vient à bout de ces problèmes et à d'autres confrontés à l'utilisation du chromage et/ou aux produits d'étanchéité 20 humides. Selon le processus de la présente invention, le produit d'étanchéité humide n'est pas nécessaire ou alors utilisé pendant l'installation. De plus, la peinture appliquée en dernier ou les autres couches d'enduit supérieures adhèrent bien sur les têtes de boulon pré25 enduites. L'exemple qui suit sert uniquement à illustrer plus en avant des aspects de la présente invention et ne devrait pas être interprété comme limitatif de l'invention.
EXEMPLE 1
Alliage Monel 400 résistant à la corrosion La présente invention a également été ramenée à la pratique de rivets à une pièce, et d'autres types d'attache, constitués de métal en alliage Monel 400 à base de nickel résistant à la corrosion. Spécifiquement, 5 des rivets en Monel 400 de diamètre 3,17 mm, 4,76 mm et 6,36 mm, initialement dans un état non traité, ont été anodisés et enduits par pulvérisation avec un revêtement à base phénolique anti- corrosion, par exemple le HiKote l. Les rivets enduits ont été ensuite traités 10 thermiquement pour obtenir une résistance ultime au cisaillement comprise entre environ 337.106 Pa et environ 406,8.106 Pa avec le traitement thermique d'homogénéisation des contraintes d'environ 1,5 heures à environ 274 C suivi par une période de refroidissement 15 forcé à l'air ambiant.
Les rivets enduits ont été testés mécaniquement selon les normes NASM5674 et NASM1312-20 et ASTM B 565 pour les tests de maniabilité et de cisaillement, respectivement, afin de vérifier qu'ils satisfont aux 20 bouleversements requis et répondent aux exigences des spécifications de résistance ultime au cisaillement. La gamme de résistance ultime au cisaillement pour des rivets standard non enduits en Monel 400 est de 337. 106 Pa à 406,8.106 Pa. D'après les résultats des tests, la 25 résistance ultime au cisaillement des rivets enduits se situaient dans une plage comprise entre 355. 106 Pa et 400. 106 Pa, en fonction du diamètre du rivet, bien comprise dans les limites autorisées requises.
Les rivets ont également été installés et retirés 30 plus tard pour évaluer les caractéristiques d'intégrité du revêtement et de maniabilité en utilisant à la fois la technique de stéréoscopie macroscopique et la technique de microscope à balayage électronique (SEM). Les caractéristiques de maniabilité ont été acceptables sans aucune indication de formation de craquelures ou autres endommagements du matériau. Le revêtement lui-même n'a 5 montré aucun signe de formation de craquelures, ni tout autre condition inacceptable ou anomalie. Les revêtements ont adhéré uniformément et ont été conservés sur la surface des rivets même après le processus d'assemblage. Donc, le revêtement est resté en place et fermement fixé 10 aux surfaces
des rivets pour protéger les composants contre la corrosion après l'installation, parant à la nécessité d'utiliser des produits d'étanchéité humides.
EXEMPLE 2
Superalliage résistant à la chaleur A-286 Un test comparatif d'exposition à la vapeur d'eau salée pendant 2000 heures a été effectué sur des attaches d'une pièce Hieâet superalliage résistant chaleur A-286 ayant divers procédés de préparation de 20 surface employés avant l'application du revêtement pigmenté à l'aluminium Hi-Kote l. Hi-Kote l est un revêtement phénolique à base de résine pigmenté à l'aluminium comme décrit ci-dessus, et on a démontré qu'il possède une excellente protection contre la 25 corrosion lorsqu'il est soumis à des évaluations de corrosion à la vapeur d'eau salée pendant 2000 heures, de même qu'une résistance à température élevée (jusqu'à 204 C), une excellent résistance au carburant, aux fluides hydrauliques, et à divers autres solvants 30 aéronautiques et industriels lorsqu'il est appliqué sur une large variété de substrats métalliques.
Le test d'évaluation à la vapeur d'eau salée a été effectué conformément au dispositif B117 de la norme ASTM et aux procédures de procédé de test standard associées.
Des éprouvettes par assemblage en alliage d'aluminium, 5 chacune contenant six installations d'attaches, ont été placées à un angle de 15 par rapport à l'axe horizontal à l'intérieur de la chambre de test à la vapeur d'eau salée pendant une période de 2000 heures.
Toutes les attaches utilisées dans l'évaluation ont 10 été sélectionnées à partir du même lot de fabrication des attaches Hi-Set et représentaient les processus de fabrication standard, qui comprenaient l'application du revêtement Hi-Kote 1 sur le matériau en superalliage résistant à la chaleur A-286 pour les éprouvettes de 15 contrôle. Des échantillons supplémentaires d'éprouvettes dérivées ont été traités avec des modifications sur la préparation du matériau A-286 avant l'application du revêtement Hi-Kote l, qui comprenait diverses alternatives de plaquage de même que l'installation de 20 produits d'étanchéité humides sur des attaches Hi-Set de production standard. Un assemblage séparé de coupon de test, l'éprouvette n HS-2, contenant un type différent de production d'installations d'attache en matériau d'alliage de titane enduit avec Hi-Kote l a été 25 sélectionné comme base comparative connue pour les résultats et les caractéristiques de protection contre la corrosion.
Six attaches Hi-Set en A-286 ont été installées dans des éprouvettes par assemblage ayant une épaisseur 30 totale de 12,7 mm et constituées de deux composants épais de 6,35 mm. Un composant a été réalisé à partir de l'alliage d'aluminium 2024-T351 Alclad et l'autre a été réalisé à partir de matériaux en alliage en aluminium nu 7075-T651. Les attaches ont été installées dans les éprouvettes par assemblage en utilisant une machine d'assemblage automatisée, la Drivmatic , qui a percé, 5 fraisé et installé les attaches Hi- Set en une seule opération. Les composants d'éprouvettes par assemblage étaient anodisés à l'acide chromique et scellés conformément aux exigences et aux procédures de DPS11.01-3 avant de percer et de fraiser les trous. La 10 taille du trou qui a été percé était de 4,7 mm. Les attaches à tête noyée ont été installées de niveau avec la surface des composants des éprouvettes dans la limite de 0,25 mm après l'installation. Toutes les installations d'attache ont été espacées de telle façon 15 que le centre des têtes d'attache installées était éloigné d'au moins 25,4 mm de l'attache adjacente voisine (c'est-à-dire centre contre centre) avec une marge de bord de 12,7 mm. Pour comparaison, quelques-unes des attaches ont été installées avec des produits 20 d'étanchéité humides conformément au dispositif DPS 4.5036-17.
Après l'installation des attaches, les éprouvettes par assemblage ont été nettoyées au solvant avec du methyléthylcétone (MEK) afin de retirer toutes les 25 graisses, les huiles, les résidus de produit d'étanchéité humide, et les empreintes de doigts. Les éprouvettes par assemblage ont été placées à un angle de 15 par rapport à l'axe horizontal sur une crémaillère en plastique non réactif à l'intérieur de la chambre de vapeur d'eau salée 30 selon la norme ASTM B117. L'environnement de la chambre de test comme solution salée a été surveillé au quotidien au travers du test sur les limites acceptables de chlorure de sodium. L'atmosphère a été maintenue de façon satisfaisante tandis que le pH de la solution salée se situait dans les limites de la spécification de 6,5 à 7,2 à une température constante de 35 C -17 C/-19 C [+95 F, 5 +2 F/-3 F] , selon les lignes directives de la norme ASTM B 117.
Les essais à la vapeur d'eau salée (buée) ont été effectués au laboratoire d'essais de Hi-Shear Corporation. Les éprouvettes d'assemblage avec 10 installations d'attache ont été exposées pendant 2000 heures dans un environnement de vapeur d'eau salée conformément à la norme ASTM B 117. Des observations ont été faites à 24, 168, 300, 500, 700, 1000, 1500 et 2000 heures. Tous les échantillons ont été examinés 15 visuellement et photographiés tout au long de l'exposition à la vapeur d'eau salée de 2000 heures. Les têtes d'attache, les bouleversements d'attache et les régions de surface à la périphérie des fraisures sur les composants d'éprouvettes en alliage d'aluminium ont 20 montré des sous- produits de corrosion perceptibles sauf pour les éprouvettes par assemblage contenant les attaches HSR217AP6-9 en alliage A-286 (éprouvettes par assemblage n HS-5). Ces attaches ont été préparées en utilisant un pré-traitement de flashage au cadmium avant 25 d'être enduites avec le revêtement anti-corrosion HiKote 1. Le procédé courant d'installation, avec des produits d'étanchéité, des attaches (éprouvettes par assemblage HS-13) enduites de Hi-Kote 1 avec le produit d'étanchéité humide de type 18 selon le dispositif DPS 30 2.50-17 de type 18 a révélé plus de sous produits de corrosion autour de la tête d'attache, de la fraisure, et de bouleversements que dans les éprouvettes par assemblage HS-2 ou HS-5.
Après l'exposition de 2000 heures, les candidats en tête (éprouvettes par assemblage n HS-2, n HS-5, et n HS5 13) sélectionnés en raison de niveaux minimum d'activité de corrosion ont été métallurgiquement sectionnés et examinés. Toutes les attaches ont été retirées de chaque éprouvette par assemblage respective de telle manière à empêcher la déformation ou autre endommagement des 10 attaches ou des surfaces des trous adjacents environnants. La corrosion dispersée et des sous-produits salés ont été retirés avec de l'eau déminéralisée et ont pu sécher complètement. Les régions de fraisure et les régions sur les surfaces des composants d'éprouvettes par 15 assemblage autour des têtes d'attache ont été comparées en terme d'apparence et de condition. Une attache de chaque éprouvette par assemblage a été examinée pour l'attaque de corrosion ou d'exfoliation au moyen d'une section longitudinale alors qu'elle était encore 20 installée dans le composant d'éprouvette par assemblage en alliage d'aluminium. Chaque éprouvette métallurgique montée individuellement contenait une attache provenant des éprouvettes par assemblage mentionnées précédemment en même temps que les composants d'accouplement en 25 alliage d'aluminium 2024 et 7075 des éprouvettes par assemblage adjacentes. Les éprouvettes ont été polies et ensuite examinées au microscope à un grossissement de x15 et de x400 en condition non gravée. Un réactif de Keller pour les composants d'éprouvettes en alliage d'aluminium 30 a été utilisé pour révéler la structure de grain. Ce type d'agent de gravure n'attaque pas agressivement les matériaux d'attache en alliage A-286 ou en alliage de titane. Des agents de gravure alternés peuvent être utilisés pour le matériau d'attache mais peut obscurcir la structure de grain du composant en alliage d'aluminium pour une évaluation juste.
Sur le sectionnement des composants d'éprouvette en alliage d'aluminium 2024/7075 avec les attaches toujours installées, il a été révélé ce qui suit. Les installations d'attache HSR217AP6-9 enduites avec HiKote l, dans l'éprouvette par assemblage HS-13, 10 installées avec un produit d'étanchéité, ont révélé des endommagements dus à la corrosion à une profondeur de 0,36 mm le long du joint de grain du composant d'éprouvette en alliage d'aluminium 7075 commençant sur la partie adjacente de la tige de l'attache. Le composant 15 en alliage d'aluminium 2024-T351 Alclad n'a montré aucun signe d'activité de corrosion intergranulaire localisée.
L'éprouvette par assemblage n HS-5 ayant des attaches flashées au cadmium, des attaches installées enduites avec Hi-Kote l, a révélé quelque activité de corrosion 20 localisée dans le trou de l'attache le long du joint de grain dans la même région que l'éprouvette par assemblage n HS- 13, mais d'une profondeur réduite de seulement 0,22 mm. Le composant en alliage d'aluminium 2024-T351 Alclad, comme avec l'éprouvette par assemblage de base HS-13, n'a 25 montré aucun signe d'activité de corrosion intergranulaire localisée. L'éprouvette par assemblage de base HS-2, qui contenait des attaches de fixations de tiges et de bagues en titane enduites installées sèches, S4932868C06-08, comme élément de contrôle, n'a pas 30 manifesté de corrosion localisée ou intergranulaire dans le composant en alliage d'aluminium 7075, mais a vraiment affiché des signes de piqûres de corrosion au bord de la fraisure du trou dans le composant d'éprouvette en alliage d'aluminium 2024-T351 Alclad.
Les résultats des essais ont indiqué en conclusion que les attaches HSR217 Hi-Set pré-enduites en 5 superalliage résistant à la chaleur A- 286, qui ont utilisé le processus de pré-traitement de finition par flashage au cadmium avant l'application du revêtement HiKote l, ont montré une excellente performance de protection contre la corrosion. Le processus de pré10 traitement de finition par cadmiage flash sur les attaches au lieu du démoulage standard, du cadmiage de la production complète avant de pré-enduire avec du HiKote1 l a révélé de meilleurs résultats lorsque comparé aux attaches Hi-Set installées humides pré- enduites avec 15 le revêtement Hi-Kotel sur le matériau de base A-286 de préparation standard, de même que les attaches en alliage de titane de production de base pré-enduites avec HiKote l.
En résumé, les attaches HSR217AP6-9 Hi-Set en 20 alliage A-286 traitées avec le pré-traitement de finition par flashage au cadmium avant d'être pré-enduites ont présenté des performances surpassant celles des attaches Hi-Set dans le matériau A-286 installées humides par traitement standard pré-enduites avec Hi-Kote l. 25 L'installation de produit d'étanchéité humide a été effectuée conformément au dispositif DPS 2.50-17 de type 18.
De plus, les attaches Hi-Set en alliage A-286 traitées avec le prétraitement de finition par flashage 30 au cadmium et par la suite préenduites avec Hi-Kote l ont réussi à protéger contre l'exfoliation et les piqûres de corrosion de manière équivalente à celle montrée par les attaches en alliage de titane de production standard, installées séchées, qui étaient pré-enduites avec HiKote l.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux 5 exemples de réalisation ci-dessus décrits et représentés, à partir desquels on pourra prévoir d'autres modes et d'autres formes de réalisation, sans pour autant sortir du cadre de l'invention.
Claims (46)
1. Procédé de revêtement d'un composant de structure d'avion en alliage d'acier inoxydable à forte résistance et résistant à la corrosion comprenant les étapes consistant à : fournir un composant de structure d'avion réalisé à partir d'aciers inoxydables précurseurs d'alliage à forte résistance ayant une température de traitement thermique prédéfinie; soumettre le composant à un traitement thermique (10); fournir un matériau de revêtement organique durcissable comprenant une résine phénolique organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisi dans un groupe comprenant de la 15 poudre d'aluminium et du chromate de strontium, ledit revêtement ayant une partie non volatile durcissable à environ la température de traitement thermique d'alliage d'acier inoxydable pré-définie; appliquer le matériau de revêtement (18) sur le 20 composant; et durcir le composant enduit dans une étape traitement thermique d'homogénéisation des contraintes (20) .
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel 25 l'alliage d'acier inoxydable est choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, Custom 450, et 17-4PH.
3. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 30 2, dans lequel l'étape de traitement (10) recuit le composant enduit pour transmettre les caractéristiques métallurgiques pré-définies au matériau d'alliage d'acier inoxydable à forte résistance, et traite sensiblement simultanément le revêtement (20).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le revêtement est appliqué (18) par un procédé choisi dans le groupe comprenant l'immersion, la pulvérisation, le brossage, et le dépôt en lit fluidisé. 10
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le revêtement est appliqué (18) sur le composant sur une épaisseur comprise entre environ 7,62 um et environ 12,7 rm.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant en outre l'étape de recuit par cliquetage du précurseur d'alliage après l'étape de traitement de recuit (10).
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le composant de structure d'avion est choisi dans un groupe comprenant des attaches, des raccords, des charnières, des supports, des engrenages, 25 des étais et les structures mécaniques qui s'y rattachent.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le matériau de revêtement comprend un 30 composé à base de résine polyaromatique.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le matériau de revêtement est dissous dans un solvant choisi dans un groupe comprenant de l'éthanol, du toluène, du methyléthylcétone et des mélanges de ceux5 ci.
10. Procédé selon la revendication 9, dans lequel le matériau de revêtement comprend une solution pulvérisable comprenant environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % 10 en poids de toluène, environ 45 % en poids de methyléthylcétone, environ 2 % en poids de poudre d'aluminium et environ 2 % en poids de chromate de strontium.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, comprenant en outre l'étape (14) consistant à exposer le composant enduit à une température comprise entre environ 82 C et environ 104 C pendant environ deux minutes afin de libérer le solvant du revêtement. 20
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel le revêtement est durci pendant l'étape de traitement (20) pendant environ une heure à une température comprise entre environ 191 C et environ 25 218 C.
13. Procédé de revêtement d'un composant de structure d'avion en alliage à forte résistance, résistant à la corrosion et à la chaleur comprenant les étapes 30 consistant à : fournir un composant de structure pour avion réalisé à partir d'un précurseur d'alliages à base de nickel à forte résistance, lesdits alliages à base de nickel ayant une température de traitement thermique pré-définie; soumettre le composant à une température de recuit (10) ; fournir un matériau de revêtement organique durcissable comprenant une résine organique, polyaromatique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisis dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et des matériaux de 10 remplissage en chromate, ledit matériau de revêtement ayant une partie non volatile qui est durcissable à environ la température de traitement thermique des alliages d'acier à base de nickel pré-définie; appliquer le matériau de revêtement sur le 15 composant (18); et durcir le composant enduit dans une étape de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes (20).
14. Procédé selon la revendication 13, dans lequel l'étape de traitement (10) recuit le composant en alliage à forte résistance pour transmettre les caractéristiques métallurgiques pré-définies au matériau en alliage d'acier inoxydable à forte résistance, et durcit 25 sensiblement simultanément le revêtement.
15. Procédé selon la revendication 13 ou la revendication 14, dans lequel le précurseur d'alliage est le Monel 400, le A286 ou un alliage à base de nickel choisi dans le 30 groupe comprenant le Monel 400, le Monel K-500, l'Inconel 600 et l'Inconel X-750.
16. Procédé selon l'une quelconque des revendications 13 à 15, dans lequel le matériau de revêtement comprend un composé polyaromatique.
17. Procédé selon l'une quelconque des revendications 13 à 16, dans lequel le matériau de revêtement est dissous (14) dans un solvant choisi dans le groupe comprenant de l'éthanol, du toluène, du methyléthylcétone et des mélanges de ceux-ci.
18. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le matériau de revêtement comprend une solution pulvérisable qui comprend environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % en poids de toluène, environ 45 % 15 en poids de methyléthylcétone, environ 2 % en poids de poudre d'aluminium et environ 2 % en poids de chromate de strontium.
19. Procédé selon l'une quelconque des revendications 13 20 à 18, comprenant en outre le traitement thermique (16) du précurseur d'alliage à base de nickel à une température comprise entre environ 232 C et environ 316 C pendant une durée comprise entre environ 1 heure et environ 1,5 heure.
20. Précédé selon la revendication 13, dans lequel le revêtement est appliqué au composant sur une épaisseur comprise entre environ 7,62 xm et environ 12,7km.
21. Composant en alliage de structure pour avion à forte résistance homogénéisateur de contraintes, résistant à la corrosion comprenant un revêtement réalisé à partir d'une résine phénolique polyaromatique organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisis dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage en chromate.
22. Composant selon la revendication 21, dans lequel l'alliage est le Monel 400, le A 286 ou un alliage à base de nickel choisi dans le groupe comprenant le Monel 400, le Monel K-500, l'Inconel 600, et l'Inconel X750. 10
23. Composant selon la revendication 21 ou la revendication 22, dans lequel le matériau de revêtement comprend un composé à base de résine polyaromatique.
24. Composant selon l'une quelconque des revendications 21 à 23, dans lequel le matériau de revêtement est dissous dans un solvant choisi dans le groupe comprenant de l'éthanol, du toluène, du methyléthylcétone, et les mélanges de ceux-ci.
25. Composant selon la revendication précédente, dans lequel le matériau de revêtement comprend une solution pulvérisable qui comprend environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % en poids de toluène, environ 45 % 25 en poids de methyléthylcétone, environ 2 % en poids de poudre d'aluminium et environ 2 % en poids de chromate de strontium.
26. Composant selon la revendication 23, dans lequel le 30 revêtement est appliqué (18) sur le composant sur une épaisseur comprise entre environ 7,62 tm et environ 12,7 tm.
27. Composant de structure pour avion à forte résistance en alliage d'acier inoxydable résistant à la corrosion, homogénéisateur de contraintes comprenant un revêtement 5 réalisé à partir d'une résine phénolique polyaromatique organique mélangée à au moins un agent plastifiant et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage en chromate.
28. Composant selon la revendication 27, dans lequel le composant est réalisé à partir d'un matériau choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, custom 450, et 17-4PH. 15
29. Composant selon la revendication 27 ou la revendication 28, dans lequel le matériau de revêtement comprend un composé polyaromatique.
30. Composant selon l'une quelconque des revendications 27 à 29, dans lequel le matériau de revêtement est dissous dans un solvant choisi dans un groupe comprenant de l'éthanol, du toluène, du methyléthylcétone, et les mélanges de ceux-ci.
31. Composant selon la revendication précédente, dans lequel le matériau de revêtement comprend une solution pulvérisable ayant environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % en poids de toluène, environ 45 % en poids de 30 methyléthylcétone, environ 2 % en poids de poudre d'aluminium et environ 2 % en poids de chromate de strontium.
32. Composant selon l'une quelconque des revendications 27 à 31, dans lequel le revêtement est appliqué (18) sur une épaisseur d'environ 7,62 tm et environ 12,7 tm.
33. Composant en alliage de structure pour avion à forte résistance préparé selon le procédé selon l'une
quelconque des revendications 1 à 12.
34. Composant en alliage à base de nickel de structure pour avion préparé selon le procédé selon l'une
quelconque des revendications 13 à 20.
35. Procédé pour l'assemblage d'un composant d'avion avec 15 une attache enduite avec un alliage à forte résistance, résistant à la corrosion et à la chaleur comprenant les étapes consistant à : fournir un composant de structure pour avion à forte résistance réalisé à partir d'un précurseur d'alliage 20 ayant une température de traitement thermique prédéfinie; recuire le précurseur par homogénéisation des contraintes (20); fournir un matériau de revêtement organique 25 comprenant une résine phénolique mélangée à au moins un agent plastifiant, et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage en chromate, ledit matériau de revêtement ayant une partie qui est organique et 30 traitable à une température environ égale à la température de traitement thermique pré-définie; enduire le précurseur avec le revêtement organique (18); recuire le précurseur d'alliage enduit par compensation de contrainte (20) afin d'obtenir un 5 matériau d'alliage fini par recuit à une température comprise entre environ 232 C et environ 316 C pendant une durée d'environ 1 heure à environ 1,5 heure; et installer le composant d'avion dans un assemblage d'avion.
36. Procédé selon la revendication 35, dans lequel le précurseur d'alliage est un précurseur d'alliage à forte résistance choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, Custom 15 450, et 17-4PH, lesdits aciers inoxydables ayant une température de traitement thermique pré-définie.
37. Procédé selon la revendication 35, dans lequel le précurseur d'alliage est le A-286 ou est choisi dans le 20 groupe comprenant le Monel 400, le Monel K-500, l'Inconel 600, et l'Inconel X-750.
38. Procédé selon l'une quelconque des revendications 35 à 37, dans lequel le revêtement comprend du 25 polytetrafluoréthylène.
39. Procédé selon l'une quelconque des revendications 35 à 38, dans lequel le revêtement est dissous dans un solvant choisi dans le groupe comprenant de l'éthanol, du 30 toluène, du methyléthylcétone, et des mélanges de ceuxci.
40. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le revêtement comprend une solution pulvérisable qui comprend environ 30 % en poids d'éthanol, environ 7 % en poids de toluène, environ 45 % en poids de 5 methyléthylcétone, environ 2 % de poudre d'aluminium et environ 2 % en poids de chromate de strontium.
41. Procédé selon la revendication 35 à 40, dans lequel le revêtement est appliqué (18) sur le composant sur une 10 épaisseur d'environ 7,62 Àm et environ 12,7itm.
42. Procédé selon l'une quelconque des revendications 35 à 41, comprenant en outre l'étape d'austénitisation du composant dans une étape d'austénitisation (30) 15 antérieure à l'étape de revêtement(18).
43. Avion comprenant un composant de structure pour avion en alliage qui comprend: un précurseur d'alliage ayant une température de 20 traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pré-définie, ledit précurseur étant choisi dans le groupe comprenant les aciers inoxydables 302, 303, 304, 305, 410, 416, 430, Custom 450, et 17-4PH, lesdits aciers inoxydables ayant une température de traitement thermique 25 pré-définie; et un revêtement organique durcissable, comprenant une résine phénolique polyaromatique mélangée à au moins un agent plastifiant, du polytetrafluoréthylène et un additif non organique choisi dans le groupe comprenant de 30 la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage de chromate, ledit matériau de revêtement ayant une partie non volatile qui est durcissable à environ la température de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pré-définie, ledit revêtement étant traité à une température suffisante pour traiter (20) sensiblement simultanément le revêtement et traiter thermiquement le précurseur d'alliage.
44. Avion comprenant un composant de structure pour avion en alliage qui comprend: un précurseur d'alliage ayant une température de 10 traitement thermique d'homogénéisation des contraintes pré-définie, ledit précurseur dans lequel le précurseur d'alliage est le A286 ou est choisi dans le groupe comprenant le Monel 400, le Monel K-500, l'Inconel 600, l'Inconel X-750, et le A 286, ledit précurseur d'alliage 15 ayant une température de traitement thermique prédéfinie; et un revêtement organique durcissable, comprenant une résine phénolique polyaromatique mélangée à au moins un agent plastifiant, du polytetrafluoréthylène et un 20 additif non organique choisi dans le groupe comprenant de la poudre d'aluminium et un matériau de remplissage de chromate, ledit matériau de revêtement ayant une partie non volatile qui est traitable à environ la température de traitement thermique d'homogénéisation des contraintes 25 pré-définie, ledit revêtement étant durci à une température suffisante pour sensiblement simultanément durcir le revêtement et traiter thermiquement le précurseur d'alliage (20).
45. Avion selon la revendication 43 ou la revendication 44, dans lequel le composant de structure pour avion est choisi dans le groupe comprenant des attaches, des raccords, des supports, des engrenages, des étais, et les structures mécaniques qui s'y rattachent.
46. Avion selon l'une quelconque des revendications 43 à 5 45, dans lequel le revêtement est appliqué (18) au composant sur une épaisseur d'environ 7,62 tm et environ 12,7 tm.
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