JPS6158359B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、航空機の予定する表面を保護する
方法に関する。

航空機のある表面、例えば、主翼の前縁、エン
ジン空気導入口、機尾、ヘリコプター ロータ
ブレード、空気スクリユー、エンジン圧縮ブレー
ド及びガイド板は、表面エロージヨン、及び雨、
砂、氷等による衝撃損傷を受ける。これらの表面
特有の電気的信頼性が重要であるならば、その表
面は機械的信頼性を保持すると同時に、飛行中脱
水を容易にするため電気加熱装置が組み込まれ
る。その表面を合成樹脂被覆、例えば、ポリウレ
タン又はネオプレン材料被覆で覆うことによつ
て、表面をエロージヨン及び衝撃損傷から保護す
ることは知られている。この被覆は比較的低速の
使用、例えば450マイル／時間以下の表面速度に
適している。高速度航空機、例えば、超音速域の
航空機において、表面をエロージヨンから保護す
るために、従来、ステンレス鋼又はNi保護層を
施こすことが提案されている。合成樹脂材料はそ
の弾性及び靭性によつて保護し、一方金属被覆は
その硬さによつて保護する。広範な速度範囲に適
する従来提案されたNi又はステンレス鋼は製造
するのが困難で費用がかかり、一方合成樹脂はそ
の有用性が比較的低速度の使用に制限されるとい
う問題点を有する。更にたとえ保護金属層が極薄
くても、それを複雑な表面形状に正確に成形する
ことは非常に困難で費用がかかる。

この発明の目的は簡単で便利な方法で航空機の
表面を保護する方法を提供することにある。

この発明に従つて航空機の表面を保護する方法
は超塑性合金シートを用意し、この合金シートと
保護すべき表面とを適合し、保護すべき表面の表
面形状に倣い、その合金の超塑性が表れる温度で
超塑性合金シートを成形し、航空機表面に成形し
た超塑性合金保護層を固定することから成る。

望ましくはその成形層を航空機表面に粘着物
（接着剤）によつて固定される。

粘着物は合金シートを成形する前に保護される
表面及び合金シートに施こされる。

合金シートは機体表面の通状の形状に予備成形
され、実際の表面特有の表面形状に適合するよう
に本来の形に最終的に成形される。

この発明の１特徴において、航空機表面が加熱
構造を組み入れ、超塑性合金保護層は加熱構造の
上に位置している。

この発明の他の特徴において、航空機表面はそ
の構造物中に強化繊維例えば炭素繊維を合体して
いる。

他の特徴において、この発明は航空機の予定す
る表面に適合する様成形された超塑性合金保護シ
ユーに関し、このシユーは保護層を明示する航空
機表面特有の表面形状に完全に倣うよう本来の形
状に成形される。

保護シユーと加熱構造は同じ操作で予定する表
面に施こされる様予備成形されたシユーは加熱構
造と組み合される。

望ましくは、保護層が形成される合金は、イン
ペリアル スメルテイング カンパニー リミテ
ツド社で製造される“SPZ合金”として知られて
いる合金か、又は、70〜82％wt Zr，30〜18％wt
Al，0.25％wt以下のMg，２％wt以下のCu，Ni，
Agの１種から成る組成を有し、超可塑性変形温
度で安定な微細粒ミクロ組成を有する２相４元合
金である。

添付図面中、第１図はこの発明の１実施例であ
る航空機の主翼の断面を示す。

第２図は、他の実施例の主翼断面を示し、また
第３図は、航空機の概略図を示す。

図面を参照し、主翼はその形状を定める外板１
１を有す。主翼表面、航空機の他の表面をエロー
ジヨン、及び雨、砂、氷による損傷から保護する
必要性はよく知られている。例えば、主翼の前縁
表面、機尾、エンジン空気吸込口ガイド板、圧縮
ブレード、ヘリコプター ロータ ブレードの前
縁はエロージヨン及び雨、砂、氷による衝撃損傷
を受けやすく、この部分の機械的信頼性と脱氷の
ための表面ヒーターを備えることによる電気的信
頼性とを保持する手段を講じることが必要であ
る。更にその部材、例えばヘリコプター ロータ
ブレードがカーボン繊維強化材料で形成される
場合その部材の信頼性は保持される。表面保護層
に従つて 多くのZr―Al2元合金で発見された超可塑性を
有し、水分侵食の感受性を有さない超塑性合金板
で形成される。水分侵食に対する感受性の減少は
重要であり、雨によるエロージヨンに対する保護
は必要条件の１つである。

下記の超塑性合金の表面保護層で覆われた航空
機部品になされたテストは、雨、雹、砂による衝
撃条件下で良好な耐エロージヨン性を示す。

保護層を形成するため超塑性合金を用いる効果
は超可塑性のため、合金シートは容易に成形加工
され、シートで覆われる翼及び機体の他の表面特
有の表面形状に倣うことにある。

超塑性合金シートは相対的に薄く、0.010〜
0.030インチの厚さであり、雨、氷、砂の衝撃が
保護される表面とその層間の粘着結合に損傷を与
えるのを阻止するに足りる厚さで、かつその層の
重量を許容限界以内に維持するに足りる厚さであ
る。

保護層１２を機体の予定する表面１１に施こす
ため、２，３の処置が可能である。例えば、機体
部材が取りはずされ、その予定する表面及び超塑
性合金シートがエポキシ樹脂粘着物１３で被覆さ
れる。合金シートは成形を経るため、予定する表
面上に押し付けられ、その後、その合金シートを
貼付した部材は加熱炉内でその合金の超可塑性変
形温度、即ちその合金が超可塑性を示す温度まで
加熱され、予定する表面に倣つて、その表面自体
型として用いてその合金シートを成形する。その
シートの表面とエアーバツグと係合し、シート全
体にわたつて粘着物の均一な厚さが得られるよう
にそのシートに圧力を加えるためエアーバツグを
膨張させることによつて、成形力を合金シートに
与える。

塑性成形に適する温度まで加熱されたシートを
貼付する機体部材を、可撓性バツク内に配置し、
排気し、機体部材の予定する表面形状に倣つて外
部空気圧力が合金シートをプレスする。

航空機表面が加熱される温度を制限する必要の
ある場合は、その表面と別個に超塑性合金シート
を成形温度以上の適当な温度まで加熱することが
でき、その後、直ちに予定する表面に貼付し、そ
の表面に成形することができる。一層の制限の必
要な際、粘着層の厚さと等しい厚さを有す、又は
粘着層に代わる熱絶縁層を加熱シートと機体表面
との間に挿入することができ、その後そのシート
は機体表面に成形され、次に、熱絶縁層を粘着層
と取り換ることができるようそのシートを取り除
き、次に、機体表面と粘着結合するよう戻され
る。後述の様に機体表面は脱水のためヒータを備
えることを要する。この加熱層は、超塑性合金シ
ート成形中、熱絶縁層として作用し、この場合ヒ
ータとしての絶縁層は元の場所に残され、そのシ
ートは加熱層を覆う位置で粘着結合する。更に、
機体表面は、超塑性合金シートを取付ける間、そ
の表面の過熱を阻止するため冷却手段を備えるこ
とも可能である。

一連の理論上同一表面、例えば、同一航空機の
主翼前縁が保護される場合、航空機の理論上前縁
形状と同一形状の型を使用して超塑性合金シート
で形成された多数の保護シユーを製造することも
できる。航空機は個別に製造され、たとえ各翼前
縁が同一理論形状を有するとしても、実質的にそ
の翼性能に影響を及ぼさない表面形状、小さい凹
凸等をその前縁が事実有するから、飛行中の各航
空機は他のものと少し相違しよう。そのため各保
護シユーは航空機のいずれの翼前縁にも適合する
が、特有の表面形状に正確に倣わない。その保護
層はその前縁表面に倣り、その表面に保護層を固
定する粘着層が均一な厚さで、全領域にわたつて
一定の粘着特性を示すよう保護されることが重要
であり、良好な粘着結合強度のため、多くの粘着
物は0.1mmまで正確な予定する厚さの層に存在す
る。

その上、その表面の局部的な形状を倣う（保護
層の）欠如は複合構造に個有な欠陥である保護層
と表面間の空隙を生じる。この様な個有の欠陥は
音速の小粒子による高衝撃力で保護層の破損を生
じることになる。同様の条件下でこの様な欠陥が
既知のNi又はステンレス鋼保護層の破損を生じ
させるということがよく知られている。更に、加
熱層が施こされる場合、この様な空隙はその性能
を劣下させ、過熱による破損を生じさせる。

保護層は薄いので、機械的信頼性は粘着結合に
依存し、保護層は保護される表面と正確に適合し
最適粘着結合強度を生じる。予備成形された同一
シユーの在庫品を保持できたとしても、多くの場
合、保護される表面で各シユーを本来の形状に最
終成形しなければならない。予備成形シユーを用
いる際、粘着物を機体表面、シユーに塗布するこ
とが可能である。シユーの最終成形加工はその合
金の塑性変形温度でなされ、前述の方法のいずれ
かを含む。形状上の深い相関関係を超可塑性によ
つて相対的に容易に得ることが可能である。

成形加工が本来の形状に粘着物を塗布してなさ
れる場合、合金シートと航空機部材間で相対的移
動が阻止される程度まで粘着物が硬化する以前に
合金と部材を修正温度に加熱でき、合金シートを
修正形状に成形することを可能にする長時間の硬
化時間を粘着物が有することが粘着物の必要条件
である。適当な粘着物を用いることができない場
合は、合金シユー又はシートは粘着物を塗布せず
最後に実際の表面上で成形され、次に、そのシー
ト又はシユーは、粘着物に適する温度条件で粘着
物の塗布を可能にするため、取り除かれ、その後
粘着物によつて固定する様そのシート又はシユー
は戻されるということが理解されうる。この様な
方法に於いて、スペーサが粘着物と取り換られる
際合金と機体表面間で最終適合を生じる様に、合
金の最終成形加工の間粘着物層を表わすスペーサ
が機体表面と合金間に挿入される。

機体表面は表面の脱水のため加熱構造１４を組
み入れている。この様な表面の機械的信頼性と同
様、電気的信頼性を保持することが重要であり、
前述の超塑性合金シート又はシユーによつてこの
様な表面を保護することが可能である。２，３の
例、例えば、ヘリコプター ロータ ブレードの
場合保護される表面へシユーを貼付する前にヒー
タを保護合金シユーに組み入れることが望ましい
ということがある。このような場合、合金シユー
は通常の表面形状に予備成形され、次にその表面
にシユーを取り付ける前に機体表面に結合する加
熱構造１４を合金シユーに組み入れ得る。空隙の
ない均一な厚さの粘着物を得るため最終成形加工
中機体表面の表面形状に適合させるに足りる可撓
性を加熱構造が有することが必要である。種々の
エポキシ樹脂粘着物を使用することが可能であ
り、フエノール樹脂粘着物、アクリル樹脂も使用
できる。複雑な表面形状を有する場合、合金シー
トの貼付の前に加熱構造１４を表面に適合し得
る。この様な場合前述の様に航空機に合金シート
を組み入れ得る。

使用する粘着物は液体状で印刷又はスプレーす
るか、ペースト状又はフイルム状で使用される。

適当な超塑性合金は、インペリアル スメルテ
イング カンパニー リミテツド社で製造される
“SPZ合金”である。この合金の詳細はわからな
い。ともかく、その合金は、70〜82％wt Zr，30
〜18％wt Al，0.25％wt以下のMg，2.00％wt以
下のCu，Ni，Agの１種から成り、超可塑性変形
温度で安定な微細粒ミクロ組織を有す２相４元合
金と定義付けられ、これに属する合金が適当であ
る。

次に、超塑性変形温度について述べる。たと
え、温度領域内のある個有温度が実際上望ましく
ても、この温度は実際上温度範囲を有す。例えば
適当な合金の超塑性変形が約150〜260℃でなさ
れ、一方、使用される粘着剤の特性、機体の性
質、及び要求する成形度合に釣り合せ、合金層の
永久変形を生じさせることのできる最小温度で、
超可塑性変形を要する最終成形加工を行うために
２，３の適用において、この温度範囲が望まし
い。保護層は保護される表面を有す航空機部材に
施こされ、この部材は航空機に固定され又は取り
はずされるものである。

保護される表面特有の形状に正確に適合させて
保護層を成形することは既知の非超塑性合金保護
部材を使用して実際に遂行することは事実上不可
能であるという切実な要求であるということが認
識できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、この発明の１実施例の航空機の主翼
断面を示す。第２図は、他の実施例の主翼断面を
示す。第３図は、航空機の概略図を示す。 図中、符号；１１は予定する機体表面、１２は
保護層、１３はエポキシ樹脂粘着物、１４は加熱
構造である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 超塑性合金シートを用い、その超塑性合金シ
   ートと保護される表面とを係合し、保護される表
   面の表面形状に倣り、その合金の超可塑性が表れ
   る温度で超塑性合金シートを成形し、航空機表面
   に成形した超塑性合金保護層を固定することを特
   徴とする航空機表面を保護する方法。 ２ 前記特許請求の範囲第１項記載の方法におい
   て、成形された層は粘着物によつて航空機表面に
   固定することを特徴とする方法。 ３ 前記特許請求の範囲第２項記載の方法におい
   て、粘着物を、合金シートを成形する前に保護さ
   れる表面、及び合金シートに施こすことを特徴と
   する方法。 ４ 前記特許請求の範囲第１項乃至第３項のいず
   れかの項に記載の方法において、そのシートを機
   体表面の通常の形状に予備成形し、実際の表面特
   有の表面形状に適合するように本来の形状に最終
   的的に成形することを特徴とする方法。 ５ 前記特許請求の範囲第１項乃至第４項のいず
   れかの項に記載する方法において、保護層が形成
   される合金は、インペリアル スメルテイング
   カンパニー リミテツド社で製造される“SPZ合
   金”として知られる合金か又は70〜82％wtZr，
   30〜18％wt Al，0.25％wt以下のMg，２％wt以
   下のCu，Ni，Agの１種から成る組成を有し、超
   可塑性変形温度で安定な微細粒ミクロ組織を有す
   る２相４元合金であることを特徴とする方法。