JP2009528939A - アルミニウム合金を備える動的応力の掛かる航空機用途の構成部品の修理及び修復方法 - Google Patents

Abstract

本発明はアルミニウム合金を備える動的に応力の掛かる、航空機用途の構成部品の修理及び修復方法に関し、ａ）修理すべき構成部品が製造された基材材料を求める段階と、ｂ）必要な場合、前記修理すべき構成部品に予備処理を加える段階と、ｃ）前記基材材料の特性と同等の化学的、物理的且つ機械的特性を有する溶射材料を選択する段階と、ｄ）付着させられるべき層内の結合が最適化されるように、引き続く被覆処理のための被覆パラメータを選択する段階と、ｅ）磨耗及び予備処理によって取り除かれた材料と交換するために、コールド・ガス溶射を使用して前記修理すべき構成部品に前記溶射材料を付着させる段階と、ｆ）当初の構成部品形状が修復されるようなやり方で被覆された前記構成部品を後処理する段階とを含む。この方法によって、航空機に使用される構成部品を、この目的のために必要な追加の処理段階、特に焼結などの熱処理段階なしで修復するのが可能になる。

Description

本発明は、アルミニウム合金を備える動的応力の掛かる航空機用途の構成部品の修理及び修復方法に関する。

航空宇宙用途に使用される構成部品は、常に重量最適化の要求に曝され、飛行動作で生ずる荷重により、航空機の動作安全性を保証するための機械的、物理的且つ化学的特性に関する極めて高い材料要件が同時に存在する。これらの部分的に矛盾する要件は、例えば非常に精巧繊細な構造及び複雑な形状のみならず、材料の選択にも反映されており、それによって、いくつかのみ挙げれば、例えば特に高度の捩り抵抗性、振動抵抗性又は腐食抵抗性が達成されるべきである。したがって、高強度アルミニウム合金は、航空及び宇宙活動用の最も重要な材料群の１つを意味する。特に振動応力下での強度に対する物理的密度の特に良好な関係が、交互に起きる温度応力に対する比較的穏やかな感受性とともに、これらの材料を構造体の着陸装置又は同様に駆動装置の分野で使用することを運命付けている。

絶えず増大するコスト圧力の背景に逆らった、航空及び宇宙活動での前進する技術進歩及びそこから結果として生じる構成部品の材料及び構造に対する増大する要求は、大部分の非常に高価な構成部品の経済的な修復を今日採算のとれないものにしている。しかしながら修復方法は、形状の精度要件及び例えば基材材料への劣化影響は避けなければならないことのために、複雑性、材料の選択及び限界設計などの航空構成部品の前述の特性によって相当に妨げられている。製造／修理の工程中の不適切な取り扱いが既に機械的損傷に繋がっている可能性があり、熱処理の過程での熱の過剰供給は結果的に強度の大幅な低下になる可能性がある。

例えば着陸装置構成部品及びプロペラ翼などの、航空及び宇宙活動の分野で使用される構成部品は、動作中に時には桁外れの応力に曝される。

その結果、例えば航空機の着陸装置は、実質的に２つの主要な種類の応力、すなわち離陸及び着陸中の機械的な構成部品の応力及び環境の影響に起因する連続的な腐食侵食を受ける。この機械的荷重は、航空機の重量によって生じる静荷重、航空機の牽引中の短時間曲げ荷重並びに離陸及び着陸中の激しい動的荷重を含む。離陸及び着陸中の動的荷重については、離陸及び着陸のために加速／減速の通路を必要とする航空機（通常の航空機）と、離陸／着陸滑走路なしで、前進方向への加速前に垂直方向に地上から最初に離陸が行われる航空機（ヘリコプター及び垂直離陸航空機）との間のさらなる区別を行うことが適当である。通常の航空機の場合、比較的高い離陸重量に関連して高い離陸速度を必要とするため、極めて大きな荷重が着陸装置に作用している。着陸中、ブレーキの減速がさらに曲げ荷重を生じさせる。両方の種類の動作では、タイヤ及びばねによる減衰にも関わらず着陸装置構造体に作用し、例えばそこで振動を生じさせる離陸及び着陸滑走路の凹凸が伝達される。そのような振動は、亀裂のみならず、着陸装置シリンダ及びピストンなどの互いに対して相対的に移動する構成部品の磨耗の発生及び拡大を促進する。ヘリコプター及び垂直離陸航空機は、離陸及び着陸のために滑走路上を長距離移動する必要はなく、それによって荷重は顕著に減少する。それでもなおここでは、やはり移動部品間の相対的移動が、結果として駆動装置から構造体全体に伝達される振動になり、そして同様な程度の磨耗になる。例えばシール・リングの区域内の局所的な磨耗に起因して隙間が形成され、周囲空気の塵埃などの不純物が侵入し、積み込まれた部品に対する磨耗作用を増大させる。

冬の運転状況の下でさらに溶解塩と混合される跳ね上げ水、及び飛行高度及び空気の湿度の関数として成される濃縮された水が、腐食侵食の発生のベースを提供する。迅速に形成される安定な酸化物層によるアルミニウムの比較的非常に良好な自己保護にも関わらず、腐食侵食はネジ結合部及びシールなどの弱点の近傍で特に顕著に起きる。これは、それらが大部分任意の電解質にある接近手段を提供し、且つ一回損傷されると、シール又はシール座が効果的な保護をなお提供することはほとんどないからである。さらに、構成部品の動荷重は腐食、特に点蝕又は応力腐食割れなどの種類の腐食を促進することが知られている。

極めて大きな動的荷重が特にプロペラ翼のところにも生じる。プロペラの役割は、モータによって発生した回転エネルギーを流れエネルギーの形態で周囲の媒体に供給することである。それらの機能は、時間当たりある量の空気がこの回転によって捕らえられ、加速され、その停止位置から後ろ向きの方向に追い払われるという原理に基づいている。個々の翼の上側及び下側の異なる曲線及び向きが、周囲媒体、例えば空気の異なる程度の曲げ及び加速をもたらす。より広範囲に曲げられた側のところで吸引が発生するが、それは、ここでの媒体がより長い通路を包含しなければならず、それに対応してより高速に加速されるからである。したがって、（移動の方向に面する）この側は吸引側とも呼ばれる。対応して、より低い流れ速度及びより高い圧力の（移動の方向から反れた）側は、圧力側と呼ばれる。この吸引及び圧力側間の圧力勾配が各翼のところで動的な上昇力を発生させ、その軸方向に向いた構成要素が一緒にプロペラ及びそれに結合される物体を前方方向に駆動している。この重ね合わされる軸方向力はスラストとも呼ばれる。プロペラ翼の吸引側のところの空気のより高い流れ速度は同様に、塵埃、砂及びより小さな石又はやはり水滴などのその中に含まれる固体及び液体材料のより高い速度を発生させる。翼表面へのそれらの衝突が結果として、激しい塑成変形（穴形成）及び特にプロペラ翼の前方縁部の近傍での材料の顕著なエロージョンになる。例えば航空機の離陸／着陸段階中の回転材料によって生じた激しい局所的な損傷は、丁度これらの動的に高い荷重の掛けられた構成部品で亀裂拡大のための切欠きとして作用する可能性があり、且つ突発故障を引き起こす可能性がある。材料のエロージョンに影響を与える別のパラメータには、動作条件及びそれらと関連する翼の入射角及び動作の場所がある。極度の動的荷重及びエロージョンによって連続的に生じる磨耗は、動作条件、例えば冬季又は熱帯状態下での作動に同様に依存する腐食侵食によって重ね合わされる。

プロペラ翼の流体力学によって、駆動装置のスラストの量が決められる。スラストは物体の加速によって発生する。したがって、設計された翼形状からの逸脱は非常に限られた程度しか許容されない。したがって、翼再生の過程で、翼の実際の形状がどの程度所望の値から相違するか、及びどのようなスラストの損失がそれに伴うかが深く検査されるであろう。したがって、今までは、その最小寸法を有する形状が最早調整することができない翼は、スクラップにしなければならなかった。

着陸装置構成部品の再生の過程では、どのくらい腐食及び機械的磨耗による損傷が進展しているか、及びさらなる使用で構成部品の故障の危険性が存在するかどうかが深く検査される。今までは、修理手段は非常に限られた範囲でしか可能ではなく、例えば陽極処理又はクロメート処理による腐食に対する保護の修復が後に続く、研削及び研磨によるシール座、案内要素等の平滑化に実質的に縮小されていた。

溶射（高速フレーム溶射、プラズマ溶射、アーク溶射、爆発ガン溶射）によって平らに広げた方式で付着させられる被覆は、多くの用途で構成部品の耐用時間を延ばすのにかなり役立つが、これらの方法は、航空及び宇宙技術に使用される構成部品に対しては限られた範囲でしか適用することができない。したがって、これらの方法は、特に限られた層厚さ及びアルミニウム合金上への接着の問題点の観点から、限られた適用性しか有さない。

溶射方法では、溶射材料は粉体又は線としてエネルギー源に供給され、そこでそれは融解され、又はその溶融が開始する。この溶射手段の名前は、溶射材料を溶融させるための熱エネルギーを発生させる方法に依存している。確立された方法では、これは、燃料と酸素の混合物を燃焼させ、アークを開始させ、又は処理ガスをプラズマ・タイプの状態にすることによって行われる。次いで融解した材料は、膨張する燃焼ガスによって、或いは圧縮空気によっても構成部品の表面に向かって加速される。

溶射方法によって生じる層は、様々な程度に層の特性に影響を与える可能性のある酸化物及び孔を含む。例えば鋼上のアルミニウム及び亜鉛の腐食保護層の場合では、これらの層は鋼より貴でなく、したがって保護作用は陽極的に作用する層が分解するまで存在するので、この影響は小さい。それらと異なり、陰極的に作用する層、例えば鋼上のニッケル合金の層は、基部金属と腐食性の媒体との間のどのような接触も防止するために緻密でなければならない。また、それらは、腐食の場合溶解してなくなり媒体の基材材料への浸透を可能にする微粒子を含有するどのような酸化物も界面のところに含有してはならない。電気電導度又は熱伝導度などの物理的特性も同様に、酸化物及び孔によって害される。

さらに、溶射方法（高速フレーム溶射、プラズマ溶射、アーク溶射、爆発ガン溶射）などの、修理材料の溶融或いは基材材料の溶融さえ必要とする修理方法は、設計及び製造の理由のために限定された範囲でしか適用できない。何故なら構成部品の形状及びそれらの製造の履歴に応じて、必要とされる熱入力はしばしば許容できない変形を伴うからである。使用される材料の選択から結果として生じるこの不利な効果は、その直接的な正しい評価は必ずしも可能ではなく、その結果これらの効果は作動の安全性に関して事故に対する具体的な潜在的可能性を示すので特に重要である。したがって、相転換、合金形成及び粒成長などの熱的に活性化される方法は、材料の特性の予見できない変化、例えば強度の損失及びその結果構成部品全体の破損につながる可能性がある。さらに、航空機に使用される多くの材料は、溶接できないか又は大きな出費を伴ってのみ溶接可能であり、そのような溶接部は常に構造及び応力の状態への影響を伴っている。

とはいえ、この層の機械的特性は特に不利な方式で損なわれる。例えばこの溶射層は、塊状材料と比較して、振動応力下で非常に低い疲れ強度しか有さないことは良く知られている。

したがって、溶射方法のさらなる開発は、酸化物含有量及び層の孔の比率の低減を目指した。大きな進歩は、非常に反応性の高い材料からでさえ酸化物の乏しい層の生成を可能にする、真空プラズマ溶射及び低圧プラズマ溶射の導入であった。航空機及び発電所技術の分野では、例えば動的且つ熱的に高い応力を受けるタービン翼は、酸化に対する保護のためにＭＣｒＡｌＹ合金（ＭはＮｉ及び／又はＣｏに対応）で被覆される。

コールド・ガス溶射は、大気条件下でさえ酸化物の乏しい特に緻密な層の生成を可能にする点で、表面技術の分野で重要な進歩を示す（例えば特許文献１および２参照）。延性、振動抵抗性及び延性などの層の機械物理的重要特性がこの方法によって特に有利に働くが、コールド・ガス溶射は、タービン翼などの動的に高い応力の掛かる構成部品を被覆するのに、被覆された構成部品の引き続く熱処理とともにのみ適用された。したがって、米国特許第６，９０５，７２８号は、定置ガス・タービン、ターボ・エンジン及び補助駆動装置の分野で高圧構成部品の形状の修理及び修復のためのコールド・ガス溶射の用途を記載する。そこで明らかにされたこの方法の基本的な部分は、コールド・ガス溶射による被覆に引き続く、例えば焼結による構成部品の熱処理である。この後処理は、層の要求される機械的、物理的特性を得るための必要条件である。
米国特許第５，３０２，４１４号 欧州特許第０４８４５３３号

実際、ある場合の異種混合の構造状態及び特性の分布は、熱処理によって均一化することができるが、しかしながらこれらは、例えば鍛造処理による多くの構成部品の製造の種類のため許容できるものではなく、或いは不可能又は構成部品の寸法の観点から高い費用を伴ってのみしか可能ではない。構造体の温度感受性は、硬化可能アルミニウム合金を参照して特に良く説明することができる。すなわち合金ＡＡ２２２４の場合、時効処理、すなわち析出微粒子の大幅な成長は既に約１９０°で始まっている。合金ＡＡ７０７５の場合、この工程は１２０°でさえ既に始まっている。

上記で今まで説明した問題点の結果として、磨耗が必要とされる機械的安定性が最早得られないほど高い段階に到達してしまっている動的に応力の掛かる航空機用途の構成部品は高いコストで完全に交換されていた。

本発明の基本をなす目的は、アルミニウム合金を備える動的に応力の掛かる航空機用途の構成部品の修理及び修復を可能にするための方法を提供することであり、この方法は、今までの通例の方法でのその修理が技術的に不可能であった、或いは経済的に意味をなさなかった構成部品の処理も可能にする。

この目的は本発明に従って、請求項１に定義される、アルミニウム合金を備える動的に応力の掛かる航空機用途の構成部品の修理及び修復のための方法によって達成される。

この方法の過程には、
修理すべき構成部品が製造された基材材料を求める段階と、
必要な場合、修理すべき構成部品に予備処理を加える段階と、
基材材料の特性と同等の化学的、物理的且つ機械的特性を有する溶射材料を選択する段階と、
付着されるべき層内の結合が最適化されるように、引き続く被覆処理のための被覆パラメータを選択する段階と、
磨耗及び予備処理によって取り除かれた材料と交換するために、コールド・ガス溶射を使用して修理すべ構成部品に溶射材料を付着させる段階と、
当初の構成部品形状が修復されるようなやり方で被覆された構成部品を後処理する段階とが含まれる。

この方法は、今まで交換しなければならなかった構成部品も航空機で使用するために修復される可能性があるという特別な利点を提供する。したがって例えば、今までは許容可能な寸法誤差を有する外形の削合術が最早可能ではなかった、或いは及ばなくなったプロペラ翼も、航空機で使用するために修復される可能性がある。特に振動疲労強度に関して、必要な材料特性が、焼結などの追加の工程段階を必要とせずに本発明で提案される方法によって達成される。

本発明に従ってこれは、被覆されるべき基材材料に合わせて溶射材料をその化学的成分に関して調整すること、並びに例えば粉体粒サイズの分布、プロセス・パラメータ、ノズル形状等の被覆パラメータを、層内の最適な結合が得られるように調整することによって達成される。振動応力試験で求められるような層の疲れ強度を、結合の品質の特性評価として使用するのが好ましい。このようにして生成される層は、基材材料の疲れ強度に確実に到達する。

本発明の好ましい実施例は、従属請求項に示す。

浄化工程で、修理すべき構成部品は浄化処理によって塗料の保護被覆及び溶解性不純物が取り除かれるのが好ましい。特に、修理すべき構成部品がプロペラ翼のとき、粒状の硬化したユリアホルムアルデヒド樹脂をこの目的のために使用することができ、この樹脂の助けにより溶解性不純物並びに塗料及び／又は洗浄プライマー残留物は修理すべき構成部品から完全に取り除かれる。ここでは、化学的塗料剥離とは対照的に、アルミニウムの他には、酸素、亜鉛、燐及びクロムのどのような断片も検出することはできない。

磨耗した且つ／又は腐食した領域は、磨耗及び腐食の痕跡が最早見えないような範囲まで除去するのが好ましい。例えばフライス削り、旋削又は穴あけ、放電加工、電気化学的工程又は蒸発などの機械的処理方法も材料のこの除去のために使用することができる。好ましい方法では、機械加工は、それぞれの磨耗又は腐食の領域でのみ局所的に旋削又はフライス削りなどの切削工程によって行われ、最も好ましくは、この機械加工は研削によって行われる。本発明で提案される方法がプロペラ翼の修理に使用されるとき、磨耗した且つ／又は腐食した領域からの材料は、０．１から０．８ｍｍまでの深さまで行われることが好ましい。しかしながら材料の除去は、外部損傷が見えるままであるが、それぞれの設計によって必要とされる残留材料の最小厚さが確保される方式で行うこともできる。この目的のために、磨耗した且つ／又は腐食した領域は好ましくは０．１から０．５ｍｍの深さまで除去される。

磨耗及び機械加工によって取り除かれる材料は、好ましくは同じ又は同様な成分及び同じ又は同様な化学的、物理的及び機械的特性を有する材料のコールド・ガス溶射を使用して再び付着される。そうする中で、溶射された層の厚さは、それぞれの機能領域の磨耗の最大深さに引き続く機械加工用の過大寸法を加えたものに一致する値に少なくとも達する。好ましい方式では、この層は同じ厚さで機能的領域全体に付着させられる。特に好ましい実施例では、この層の厚さは磨耗の局所的に変化する深さに合わせられる。

他の被覆用途とは対照的に、コランダム投射による構成部品の表面の活性化は、鋭い縁部のあるコランダム微粒子が基板表面に損傷を生じさせ又は介在物としてそこに接着して残り、その結果後での亀裂伝播の萌芽として働くことを排除することはできないので、アルミニウム合金から作られる動的に応力の掛かる航空機構成部品の場合は通常許容できない。

この被覆方法の過程では、粉体微粒子は溶射ガン内で、燃焼なしで加熱される圧縮ガス内に連続的に注入される。ラバル管内でのガス／微粒子混合物の引き続く減圧によって、この混合物は、ガスの種類及びノズル形状に応じて、時には音速の数倍に達する。粉体微粒子は、熱及び変形仕事への運動エネルギーの転換のみで、被覆すべき構成部品の衝突の瞬間に接着を生じさせるのに十分であるほどの高速に達する。この基礎は、断熱剪断不安定化が起きることの結果としての微粒子間／微粒子・基板間界面の近傍での材料の塑性流れである。ガスの予熱は、その音速を増加させ且つガス／微粒子流れの絶対速度も増加させるためのものである。さらに、この微粒子は流れの高温区画内での短時間滞在中に既に加熱されており、それによって衝突時の微粒子の変形可能性は改善される。しかしながら、射出の場所でのガス温度は常に被覆材料の融点の下であり、その結果微粒子の溶解は飛行段階中は開始又は生じない。他の溶射方法で知られている、酸化、熱的に活性化された相変態又は合金生成などの欠点はコールド・ガス溶射ではほとんど完全に避けることができる。

被覆工程に引き続き修理すべき構成部品は、当初の形状を修復するためにフライス削り、旋削又は穴あけなどの機械的機械加工処理によって処理されるのが好ましい。特定の実施例に従って、この処理は放電加工、電気化学的工程又は蒸発によって行われる。

被覆された構成部品の当初の形状が修復された際に、それらの形状及び表面構造に関してその構成部品の機能的領域に仕上げを行うことができる。この機能的領域の仕上げは、研削、ホーニング、ラップ仕上げ及び研磨などの方法によって特に得ることができ、それによって新たな構成部品の形状及び機能を許容される限界内で到達させることができる。

アルミニウム表面の研削又は平滑化の過程で、アルミニウム微粒子が表面内に圧し込まれる可能性がある。この理由により、新鮮な研削添加剤の連続的な供給と取り除かれた材料の同時的な取り除きが最優先的に必要とされる。例えば予備研削が繊維ディスク及び粗い粒サイズ（例えば、粒サイズ４０）を使用する市販の手動研削機械で行われたプロペラ翼の修理では、良好な結果が得られ、溶射粗表面が０．２から０．６ｍｍに平滑化された。ここで、プロペラ翼の形状は、第２の段階で既に修復されているのが好ましい。形状及び表面形状に関する検査は、所定の形状外形テンプレートによって行われた。次いで表面は、粒サイズ１５０を使用するフラップ・ディスク・グラインダによって平滑化され、引き続き１２０から２４０の間の粒子サイズを有する超仕上げによって０．１から０．２ｍｍに仕上げ研削された。外形の仕上げに際し、鏡面表面を得て、それにより空気流の摩擦抵抗を最小限に限定するように、表面は市販の研磨ディスクによって機械加工された。

この修理方法は、処理された表面をシールすることによって仕上げることができる。この目的のために、処理された表面は塗料を塗り、陽極処理し、又はクロメート加工することができる。しかしながら、陽極処理によって表面を保護する前に、好ましくはＡＳＴＭ Ｅ １４１７−９９に従った亀裂の検査を行うべきであり、ＴｙｐｅＩ（蛍光）、Ｍｅｔｈｏｄ Ａ（水洗可能）、モードａ（乾燥パウダー）が特に有利であることが判明した。この非破壊試験は、結合欠陥、亀裂、オーバーラップ及び孔などの異常部を検出するのに助けになる。

陽極表面保護（陽極処理）を得るために使用される処理の種類は、具体的な用途に使用される材料によって変わる。クロム酸又は硫酸内での陽極酸化によって、大気条件の下でアルミニウム構成部品上に形成される酸化物皮膜の厚さは１０００倍増加し、それによって腐食に対する保護のみならず磨耗抵抗も相当に改善される可能性がある。この処理は、市販のアルミニウム合金の大部分に対して使用することができる。

この表面処理は、硫酸を使用するときに得られる厚さより実際薄いが、より高い弾力性を有する、１から５μｍの厚さを有する層を生じさせる、クロム酸内で行うことが好ましい。特に好ましい方法では、この層の厚さは３から４μｍに調整されるが、より良好な塗料接着が非圧密化層上に達成されるので、引き続く圧密化は無しで済ませることができる。

本明細書で説明した修理方法は、被覆された構成部品の熱的な後処理を（例えば特許文献３参照）、必要な機械的特性を達成するために必要としない。
米国特許第６９０５７２８号

本明細書で提案した方法を特にプロペラ翼又は着陸装置構成部品と関連して説明したことにも関わらず、この方法は勿論同様に他の激しく動的に応力の掛かる航空機構成部品の修理に適用できることは明らかである。

Claims (23)

1. （ａ）修理すべき構成部品が製造された基材材料を求める段階と、
   （ｂ）必要な場合、前記修理すべき構成部品に予備処理を加える段階と、
   （ｃ）前記基材材料の特性と同等の化学的、物理的且つ機械的特性を有する溶射材料を選択する段階と、
   （ｄ）付着させられるべき層内の結合が最適化されるように、引き続く被覆処理のための被覆パラメータを選択する段階と、
   （ｅ）磨耗及び予備処理によって取り除かれた材料と交換するために、コールド・ガス溶射を使用して前記修理すべき構成部品に前記溶射材料を付着させる段階と、
   （ｆ）当初の構成部品形状が修復されるようなやり方で被覆された前記構成部品を後処理する段階とを含むことを特徴とする、航空機用途用のアルミニウム合金を備える動的に応力の掛かる構成部品の修理及び修復方法。
2. 段階（ｂ）の過程で、前記修理すべき構成部品が浄化処理によって塗料の保護被覆及び溶解性不純物が取り除かれることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 段階（ｂ）の過程で、磨耗した且つ／又は腐食した領域が、磨耗及び腐食の痕跡が最早見えない範囲まで除去されることを特徴とする、請求項１から２までのいずれか一項に記載の方法。
4. 段階（ｆ）に引き続き、形状及び表面構造に関して前記構成部品の機能的領域に仕上げを行うことを特徴とする、請求項１から３までのいずれか一項に記載の方法。
5. 前記加工された表面の最終シーリングが行われることを特徴とする、請求項１から４までのいずれか一項に記載の方法。
6. 前記加工された表面が、塗料を塗られ、陽極処理され、又はクロメート加工されることを特徴とする、請求項５に記載の方法。
7. 前記修復された表面が陽極処理されることを特徴とする、請求項６に記載の方法。
8. 陽極酸化がクロム酸又は硫酸内で行われることを特徴とする、請求項７に記載の方法。
9. 陽極酸化が、１から５μｍ、好ましくは３から４μｍの厚さを有する酸化物皮膜が達成されるまで行われることを特徴とする、請求項７又は８に記載の方法。
10. 電気化学的処理工程、放電加工又はレーザー処理が予備且つ／又は最終処理に対して適用されることを特徴とする、請求項１から９までのいずれか一項に記載の方法。
11. 段階（ｅ）の過程で、前記材料が影響を受けた領域全体に、少なくともその領域の磨耗の最大深さに対応する厚さで均一に付着させられることを特徴とする、請求項１から１０までのいずれか一項に記載の方法。
12. 段階（ｅ）の過程で、前記材料が前記影響を受けた領域上に磨耗の局所的に変化する深さに応じた被覆厚さで付着させられることを特徴とする、請求項１から１０までのいずれか一項に記載の方法。
13. 溶射される材料が、前記基材材料と実質的に同じ成分を有することを特徴とする、請求項１から１２までのいずれか一項に記載の方法。
14. 溶射される材料が前記基材材料の成分と異なる成分を有するが、前記溶射される材料が同等な化学的、物理的及び機械的特性を有することを特徴とする、請求項１から１２までのいずれか一項に記載の方法。
15. 被覆に先立ち、前記構成部品がコランダム投射などの機械的活性化に曝されないことを特徴とする、請求項１から１４までのいずれか一項に記載の方法。
16. 段階（ｆ）の後で、磨耗、腐食又は他の劣化影響に対する保護機能を有する層を前記構成部品上に付着させる段階を含むことを特徴とする、請求項１から１５までのいずれか一項に記載の方法。
17. 磨耗、腐食又は他の劣化影響に対する保護のための前記被覆が、熱及び電気鍍金被覆処理によって付着させられることを特徴とする、請求項１６に記載の方法。
18. 振動応力試験で求められるような前記層の疲労強度が、段階（ｄ）の過程で結合の品質の特性評価として使用されることを特徴とする、請求項１から１７までのいずれか一項に記載の方法。
19. 修理されるべき前記構成部品が着陸装置構成部品であることを特徴とする、請求項１から１８までのいずれか一項に記載の方法。
20. 修理されるべき前記構成部品がプロペラ翼であることを特徴とする、請求項１から１９までのいずれか一項に記載の方法。
21. 段階（ｂ）の過程で、粒状の硬化したユリアホルムアルデヒド樹脂が、前記修理すべき構成部品から溶解性不純物並びに塗料及び／又は洗浄プライマー残留物を取り除くために使用されることを特徴とする、請求項２０に記載の方法。
22. 段階（ｂ）の過程で、磨耗した且つ／又は腐食した領域が０．１から０．８ｍｍの深さまで取り除かれることを特徴とする、請求項２０又は２１に記載の方法。
23. 段階（ｅ）の過程で、前記プロペラ翼の吸引側又は圧力側の主要部分が、それぞれ被覆されることを特徴とする、請求項２１に記載の方法。