KR20040036544A

KR20040036544A - 마찰교반용접을 이용한 부품의 크랙보수방법

Info

Publication number: KR20040036544A
Application number: KR1020030066960A
Authority: KR
Inventors: 라제쉬 탈와르; 리조베르토 페레즈
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2002-10-24
Filing date: 2003-09-26
Publication date: 2004-04-30
Also published as: KR101078492B1; US7000303B2; CN1500587A; EP1413384B1; JP2004141966A; EP1413384A2; CN1325219C; JP4198021B2; DE60313102D1; DE60313102T2; US20030217452A1; EP1413384A3

Abstract

본 발명은 부품(12)에 생긴 크랙(14)을 보수하는 방법에 관한 것으로, 보수를 하기 위해 크랙(14)의 주변 표면(22)을 준비한 다음, 융합된 크랙영역(50)을 형성하도록 상기 크랙(14)의 제 1측부(26)에 있는 부품(12)의 제 1부분(24)을 크랙(14)의 제 2측부(30)에 있는 부품(12)의 제 2부분(28)에 용접하고 나서, 추가로 강도를 보강하기 위해 상기 융합된 크랙영역(50)에 패치(78)를 사용하도록 되어 있다.

Description

마찰교반용접을 이용한 부품의 크랙보수방법{Method of repairing a crack in a component utilizing friction stir welding}

본 발명은 전체적으로 항공운송시스템에 관한 것으로, 특히 항공기 부품의 크랙(crack)을 보수하는 방법에 관한 것이다.

현재 항공기의 운항수명은 전보다 길어졌고, 미래에도 계속 길어지리라 예상된다. 이와 같이 항공기의 운항수명이 더욱 길어짐에 따라 항공기의 부품은 원래 계획하고 설계하였던 것보다 더 오래동안 이용되고 있다.

이와 같은 항공기 부품의 긴 작동수명으로 말미암아 부품의 피로에 관해 관심을 갖게 되었는데, 특히 크랙의 시작과 크랙의 성장 및 관련 문제들이 관심을 끌기 시작하였다. 누적된 피로는 발생하는 크랙의 수를 증가시킴은 물론, 항공기 부품에 생성된 크랙의 성장량을 증가시킨다. 또한, 크랙의 시작과 성장은 항공기를 작동시킬 수 없는 잠재성과, 크랙을 보수하는 데에 드는 시간과 비용 및, 보수한 후에 크랙의 재발 때문에 중요하다. 군용기나 상업용 항공기 모두에서 크랙의 보수는 비용이 많이 들기도 하지만, 일반적으로 크랙을 보수하는 것은 임시방편에 해당할 뿐이다.

일반적으로, 크랙의 성장은 다음 방법 중 하나를 이용해서 보수하고 저지하게 된다. 크랙의 성장을 저지하는 쉬운 방법으로 크랙의 양끝에 구멍을 뚫어주기도 하는데, 때때로 이를 "멈춤드릴링(stop drilling)"이라고 한다. 이 멈춤드릴링은 일시적인 수선으로서, 크랙의 주변영역을 피로하게 해서 구멍이 부품의 강성을 보다 더 약화시키기도 하기 때문에, 시간이 지나면 크랙이 다시 성장하는 것이 일반적이다.

한편, 크랙을 보수하는 방법으로 합성패치를 사용하기도 하는데, 이는 크랙에다 직접 구조물용 접착제를 도포해서 접착시켜 해당 부품과 결합부를 형성시키는 방법으로, 상기 접착제로는 에폭시를 쓰는 것이 일반적이지만, 아교나 풀 또는 접착테이프를 쓸 수도 있다. 상기와 같은 합성패치는 특정한 구조적인 영역에 대해 고강도가 요구될 때 바람직하다.

또, 크랙을 보수하는 다른 방법으로는 크랙에다 금속패치를 부착시키는 것으로, 금속패치를 리벳 또는 볼트와 같은 다수의 고정구로 해당 부품에다 고정시켜, 부품과 결합부를 형성시킨다. 상기 금속패치는 해당 부품이 온도변화가 큰 곳에 사용될 때 바람직하다. 상기 금속패치가 온도변화가 큰 곳에 사용될 때에는, 그 패치의 재료가 부품의 재료와 같거나 유사한 재료로 만들어져 부품과 패치의 팽창 및 수축특성이 비슷하게 되도록 하는 것이 바람직한 바, 이와 같이 패치와 부품 사이의 결합부는 패치와 부품이 유사한 재료로 만들어질 때 온도변화에 잘 견딜 수 있게 된다.

그러나, 상기 보수방법이 멈춤드릴링법 보다는 긴 시간동안 유지되고 보다 더 영구적이기는 하지만, 이들 또한 단지 임시방편에 해당한다. 따라서, 상기와 같은 방법 중 어느 것도 크랙을 완전히 보수하거나 제거할 수 없어, 결국은 크랙이 다시 성장하게 되고, 그 때문에 크랙의 시작과 성장에 대해 더욱 영구적인 해결방법을 제공할 수 있는, 보다 확실한 크랙보수기술이 요구되고 있다.

이에 본 발명은 항공기 부품의 크랙을 보수하기 위한 보다 효과적인 방법을 제공하기 위해 발명된 것으로, 보수를 위해 크랙의 주변표면을 준비한 다음, 융합된 크랙영역을 형성하도록 크랙의 제 1측부에 있는 부품의 제 1부분을 크랙의 제 2측부에 있는 부품의 제 2부분에 용접함과 더불어, 추가로 강도를 보강하기 위해 상기 융합된 크랙영역에다 패치를 사용하도록 되어 있다.

이상과 같은 보수방법은 현존하는 크랙보수기술에 비해 여러 가지 장점을 갖게 되는 바, 즉 부품의 재료를 녹이지 않고 크랙을 보수하는 용접공정을 실행함으로써 왜곡과 잔여응력 및 부품의 화학 및 물리적 성질에 대한 변질을 최소화할 수 있게 된다.

또, 본 발명의 다른 장점으로는 일반적으로 용접할 수 없다고 알려진 크랙주변의 재료를 융합시킬 수가 있게 된다.

더구나, 본 발명은 종래의 보수기술에 의한 것보다는 크랙의 보수상태가 더 영구적인 보수방법을 제공할 수 있게 된다.

본 발명의 추가적인 목적 및 수반되는 장점은 첨부도면을 참조로 하여 설명되는 내용으로부터 보다 더 쉽게 이해될 수 있을 것이다.

도 1은 본 발명의 한 실시예에 따른, 크랙이 있는 부품을 가진 항공기의 사시도이다.

도 2는 본 발명의 한 실시예에 따른 부품의 확대사시도이다.

도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 크랙을 보수하는 방법을 나타내는 순서도이다.

도 4는 본 발명의 플러그용접기술에 사용되는 견본 플러그의 사시도이다.

도 5는 본 발명의 한 실시예에 따른 크랙의 마찰교반용접에서 국부적인 출구구멍의 확대사시도이다.

도 6은 본 발명의 한 실시예에 따른, 존재하는 관통구멍 이상의 마찰교반용접을 도시한 부품의 확대사시도이다.

도 7은 본 발명의 한 실시예에 따른 크랙의 한 끝에서 구멍이 뚫리고 마무리된 관통구멍을 도시한 부품의 확대사시도이다.

도 8은 본 발명의 한 실시예에 따른 고정구의 사용을 도시한 부품의 확대사시도이다.

도 9는 본 발명의 한 실시예에 따른, 부품의 선단으로 마찰교반용접을 할 때 태브(tab)재료의 사용을 도시한 부품의 확대사시도이다.

도 10은 본 발명의 다수의 실시예에 따른 여러 크랙보수기술을 나타낸 그래프이다.

본 발명은 항공기 부품의 크랙을 보수하는 방법에 관해 설명하고 있지만, 항공운송수단이나, 지상발사비행체, 해상운송수단 등의 크랙보수를 필요로 하는 여러 분야에도 적용될 수 있다.

이하의 설명에서는 여러 구성요소와 부품이 하나의 실시예로 설명되지만, 이들 특정한 요소와 부품은 단지 예로서 설명되는 것으로 이에 한정되지 않는다.

또한, 아래의 설명에서 "부품"이라는 용어는 패널이나, 보강재, 세로골조, 리브, 또는 당해분야에서 알려진 다른 운송수단용 부품을 포함하는 운송수단용 부품을 말한다. 이 운송수단용 부품은 알루미늄이나, 마그네슘, 강, 구리, 티타늄, 또는 인코넬과 같이 니켈을 기초로 한 합금으로 형성될 수 있는 바, 알루미늄으로는 2000, 5000, 6000, 7000, 8000계열 알루미늄과 같이 당해분야에서 알려진 여러 계열의 알루미늄이 이용될 수 있다. 또, 상기 부품은 당해분야에서 알려진 다른 재료를 사용할 수도 있다.

한편, 항공산업에서는 그 물리적인 성질이 갖는 고유한 장점 때문에 특별하고 전통적으로 용접할 수 없는 재료가 여러 부품의 형태로 이용되고 있다. 이러한 장점은 보다 저렴한 용접가능재료에 대해 일반적으로 용접할 수 없는 재료를 씀으로써 증가하게 되는 비용보다 더 가치가 있다는 점이다. 예컨대, 항공기의 패널은그 안에 경량이면서 영구적인 특성을 감안해서, 5000 및 6000계열 알루미늄보다는 2000 및 7000계열 알루미늄으로 형성되게 된다. 이 2000 및 7000계열 알루미늄 재료는 용접될 수 없는 것으로 알려져 왔기 때문에, 보수를 요할 정도의 큰 크기를 갖는 크랙이 있는 부품은 폐기되거나, 전술된 종래의 일시적인 보수방법 중 하나를 이행하여 부품의 수명을 연장하였다. 폐기된 항공기 부품을 교체하는 것은 비용이 많이 들어서 바람직하지 않다. 따라서, 본 발명은 이전에는 용접할 수 없었던 재료로 형성된 부품의 크랙을 보수하는 방법을 제공한다.

도 1과 도 2는 크랙(14)이 있는 부품(12)을 가진 항공기(10)의 사시도 및 본 발명의 한 실시예에 따른 부품(12)의 확대사시도이다. 상기 크랙(14)은 상부면(17)과 밑면(19)을 갖춘 상부패널(15)에 위치하는 것으로, 이 크랙(14)은 부품(12)의 관통구멍(16)에서부터 뻗어 있고, 제 1끝(18)과 제 2끝(20)을 갖는 한편, 그와 관련된 주변 표면(22)을 갖는다. 또, 상기 부품(12)은 크랙(14)의 제 1측부(26)에 있는 제 1부분(24)과, 크랙(14)의 제 2측부(30)에 있는 제 2부분(28)을 갖춘다. 전술되고 도면에 도시된 바와 같이, 상기 부품(12)은 패널로 이루어져 있으나, 당해분야에서 알려진 다른 부품으로 될 수도 있다.

도면에 도시된 크랙(14)은 단지 예를 든 것으로, 이 크랙(14)은 부품(12)의 다른 여러 위치에서 시작되고 끝날 수 있다. 그러나, 크랙(14)은 구멍에서부터는 뻗을 수 없고, 선단(32)과 같은 부품의 한쪽 선단으로 뻗어 나가게 된다. 또한, 크랙(14)은 다수의 분지(分枝)를 가질 수 있고, 다양한 크기와 형상으로 될 수 있다.

도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 크랙(14)을 보수하는 방법을 나타내는순서도이다.

단계 100에서는 주변 표면(22)에 보수작업준비를 위한 처리가 이루어지는 바, 이 준비단계에서 주변 표면(22)은 당해분야에서 알려진 방법으로 크랙(14)을 용접하는 데에 방해가 되는 먼지나, 오물, 기름, 또는 다른 입자들이 제거된다.

단계 102에서는 제 1끝(18) 근처에 구멍(16)이 있는 것과 같이 구멍이 크랙의 한 끝 근처에 있을 때, 임시플러그(40)를 구멍(16)내로 삽입하게 된다. 도 3에 도시된 예에서는 일반적으로 부품구조물이 구멍의 선단 근처에서는 강도가 약해지기 때문에, 크랙이 성장하기가 쉽게 되어 통상적으로 부품에 형성된 구멍들로부터 뻗어나간 것으로 도시되어 있다. 물론, 크랙이 구멍으로부터 시작하지 않을 수 있다. 도 4는 본 발명의 플러그용접기술에 사용되는 임시플러그(40)의 사시도로서, 이 임시플러그(40)는 부품재료가 구멍(16)으로 들어가서 구멍(16)을 통해 밀려나오는 것을 방지하는 데에 이용된다. 또, 이 임시플러그(40)는 부품(12)의 재료와 유사한 재료로 형성될 수 있고, 다양한 크기와 형상으로 될 수 있다. 또한, 상기 플러그(40)는 높은 용융점을 가진 재료로 만들어, 부품(12)의 마찰교반용접이 이루어지는 동안 부품에 융합되지 않도록 하는 것이 바람직하다. 또한, 임시플러그(40)는 구멍(16)의 형상과 유사한 형상을 하고서, 구멍(16)에 꽉 끼어 고정되도록 다소 크게 만드는 것이 바람직한 바, 예컨대 구멍(16)은 직경(D₁)을 가진 원형이 되도록 하고, 상기 임시플러그(40)는 직경(D₂)을 가진 원통형상으로 직경(D₁)보다 다소 크다. 단계 102의 대안으로서, 단계 104 내지 단계 106이 이행되도록 할 수도 있다.

단계 104에서는 존재하는 구멍(16)에다 마찰교반플러그용접을 하게 된다.

단계 106에서는 상기 구멍(16)의 마찰교반플러그용접이 끝나면, 플러그의 외부면과 주변 표면(22)을 당해분야의 알려진 방법으로 구멍(16) 근처에 있는 매끄러운 주변 표면(22)처럼 평탄하게 가공한다.

단계 108에서는 도시되지 않은 마찰교반용접장치가 제 1부분(24)을 제 2부분(28)에 마찰교반용접하여, 융합된 크랙영역(50)을 형성한다. 이 융합된 크랙영역(50)은, 도 5에 도시된 바와 같이 대략 크랙(14)과 같은 위치에 위치된 용접덩어리(52)를 갖는다. 도 6과 도 7 및 도 8에는 간략히 하기 위해 용접덩어리(52)가 곡선으로 나타나 있다. 부품(12)이 마찰교반용접되는 동안 상기 용접장치는 크랙(14)을 따라 이동하여, 제 1부분(24)을 제 2부분(28)에 접합시키면서 고속으로 회전하게 되는데, 이는 크랙(14)이 구멍에서부터 시작되든 아니든 이행된다. 이때, 상기 마찰교반용접장치와 부품재료 사이의 작용에 의해 마찰열이 발생하게 되는데, 이 마찰열이 재료를 부드럽게는 하지만 용융시키지는 않는다. 그 후에, 가열된 재료나 가소성을 갖는 재료가 결합되어 당해분야에서 알려진 바와 같이 원래는 2개였던 것이 일체로 된다. 상기 크랙(16)의 마찰교반용접이 끝나면, 출구구멍(56)은 단계 124에 설명되는 바와 같이 마찰교반용접장치가 부품(12)의 선단으로 계속 용접하는지에 따라 부품(12)내에 존재하게 된다.

크랙(14)을 마찰교반용접하는 것은 이상과 같이 여러 가지 장점을 갖고 있는 바, 마찰교반용접에는 재료가 용융되지 않아서, 왜곡과 잔여응력 및 부품의 기계적 성질의 변질이 최소화된다. 또, 융합된 크랙영역(50)은 크랙(14)이 발생하기 전 부품(12)의 본래의 기계적 성질과 근사한 성질을 갖게 된다. 또한, 마찰교반용접은 종래의 용접기술이 다수의 경로를 필요로 하는 것에 비해 크랙(14)에 걸쳐 단일한 용접경로를 필요로 하게 됨으로써, 크랙(14)을 보수하는 데에 수반되는 시간과 비용을 최소화할 수 있게 된다. 충전재료가 필요하지 않고, 용접된 부품의 무게를 줄일 수 있으며, 반복가능성이 증가하는 등 당해분야에서 알려진 다른 여러 장점들을 포함하는 다른 장점들도 마찰교반용접과 관련있게 된다.

한편, 마찰교반용접에서는 용접을 하는 동안 단조하중이 가해지는데, 이는 받침바아(도시되지 않음)와 서로 작용하게 된다. 받침바아가 사용될 수 없거나, 받침바아가 조립비용 때문에 사용하기 불가능한 상황에서는, 마찰교반용접이 이중쇼울더장치나 보빈장치를 사용함으로써 성취될 수 있다. 보빈장치를 사용하면 받침바아의 필요성이 없어지게 된다. 받침바아는 부품이 항공기(10)의 외부로 들어내어 보수될 때 사용될 수 있다. 부품(12)을 본래의 위치에 두고 보수하기 위해서는 보빈장치(도시되지 않음)가 사용될 수 있다. 상기 보빈장치도 이중쇼울더를 갖추게 되는 바, 그 중 하나는 상부면(17)에 하중을 가하기 위한 것이고, 다른 하나는 부품(12)의 밑면(19)에 하중을 가하기 위한 것이다. 당해분야에서 알려진 바와 같이, 아래쪽으로 압박되는 상부면 쇼울더와 윗쪽으로 당겨지는 밑면 쇼울더에 의해 동등하고 반대인 하중이 가해지게 된다.

이렇게 해서 단계 108이 끝나면, 구멍(16)은 더 이상 존재하지 않지만, 함몰부나 국부적인 출구구멍(56)이 존재하게 되는데, 이는 원래 존재하는 구멍(16)의 크기와 유사하거나 유사하지 않을 수도 있다. 이 출구구멍(56)은 비교적 큰 응력강도를 갖는 들쭉날쭉한 선단(54)을 가질 수 있는데, 이 출구구멍(56)과 들쭉날쭉한 선단(54)이 도 5에 도시되어 있다. 응력강도가 높을수록, 크랙의 시작 또는 성장이 일어날 가능성이 더욱 높게 된다.

크랙(14)의 마찰교반용접이 끝나면, 출구구멍(56)이 발생되지 않도록 융합하기 위해서, 수축가능한 마찰교반용접장치가 이용될 수 있다. 이 수축가능한 마찰교반용접장치는 크랙(14)이 구멍에서 시작하든 아니든 사용될 수 있다. 마찰교반용접은 어느 한쪽 끝(18 또는 20)에서 시작하여, 용접이 시작되지 않았던 끝(18 또는 20)을 지나 용접이 뻗어 나아간다. 수축가능한 마찰교반용접장치는 구멍(16)과 같이 존재하는 구멍에서 용접을 시작하거나, 구멍이 없는 끝(20)과 같은 한쪽 끝에서 용접을 시작할 수 있다.

단계 110에서는 상기 임시플러그(40)가 사용되면 마찰교반용접장치가 출구구멍(56)의 중심(60)에서 이탈하게 된다.

단계 112에서는 구멍(16)이 마찰교반용접장치의 핀의 직경보다 큰 직경을 가지면, 상기 임시플러그(40)가 부품(12)으로부터 제거되는 바, 이 임시플러그(40)를 부품(12)에서 뚫어냄으로써 제거하게 된다.

마찰교반용접에 알려져 있는 바와 같이, 출구구멍(56)은 남아 있어서 마찰교반용접장치는 부품(12)으로부터 당겨진다. 상기 출구구멍(56)은 존재하는 구멍(16)과 동일한 위치에 있을 수 있다. 마찰교반용접장치는 존재하는 구멍(16)의 밖으로 당겨지거나, 구멍(16)이 원래 존재하지 않을 때, 즉 크랙(14)이 구멍에서부터 시작하지 않았을 때에는 다른 곳에서 당겨나올 수 있게 된다. 남아 있는 출구구멍(56)은 용도에 따라 관계되거나 관계없을 수 있다. 이상과 같이 본 발명은 출구구멍(56)이 부품(12)에 남게 되고, 밀폐되게 융합되며, 크게 뚫릴 수 있다는 점에서, 또는 아래에 설명되는 바와 같이 출구구멍(56)이 형성되지 않을 수도 있다는 점에서 자유자재로 응용될 수 있다.

단계 114에서는 출구구멍(56)이 확장되고 부품(12)을 통해 뻗을 수 있어서, 출구구멍(56)에 걸쳐 부품(12)에 구멍을 뚫어 마무리된 구멍(58)을 형성하게 된다. 이 마무리된 구멍(58)은 도 6에서 볼 수 있듯이 들쭉날쭉한 선단(54)과는 달리 원형의 매끄러운 선단(59)을 갖게 되어, 출구구멍(56)의 응력강도를 감소시킨다.

단계 116에서는 마찰교반용접장치의 핀의 직경이 구멍(16)의 직경보다 큰 직경을 가질 경우, 마찰교반용접 후에 존재하는 구멍(16)이 더 이상 존재하지 않아 도 7에서 점선(16')으로 표시된 존재하는 구멍(16)을 통해 국부적인 출구구멍(56')으로 마찰교반용접이 계속될 수 있게 된다.

단계 118에서는 단계 108이나, 단계 112, 단계 114, 또는 단계 116이 끝나면, 존재하는 구멍(16)과 출구구멍(56,56')이 크게 뚫려 단계 114와 마찬가지로 응력강도를 감소시키게 된다. 단계 118이 끝나면, 단계 120 또는 단계 124가 이행될 수 있다.

단계 120에서는 마무리된 구멍(58)이 남아 있는 대신에 와셔(74)를 갖춘 고정구가 도 8에 도시된 바와 같이 마무리된 구멍(58)을 통해 뻗어서 부품(74)에 고정되도록 한다. 이들 고정구(72)와 와셔(74)의 조합은 마무리된 구멍(58)의 선단(59)에서의 응력을 줄이고, 본래의 크랙(14)이 재성장하는 것과 더불어 마무리된 구멍(58)에서 크랙이 성장하는 것을 방지하게 된다. 상기 고정구(72)는 당해분야에서 알려진 여러 형태로 될 수 있음은 물론이다.

단계 122에서는 수축가능한 마찰교반용접장치가 끝(18 또는 20)을 지나 용접될 때 압력이 부품(12)에서 없어지고 출구구멍(56)이 밀접하게 융합되어서 부품(12)으로부터 천천히 제거되게 된다. 수축가능한 마찰교반용접장치는 미국 특허 제5,697,544호에 상세히 설명되어 있다.

단계 124에서는 부품의 선단쪽으로 크랙을 용접할 때, 마찰교반용접장치는 예컨대 상기 선단(32)을 통해 제 1부분(24)을 제 2부분(28)에 계속 용접해서 마찰교반용접장치가 부품(12)으로부터 빠져나오는 구멍이 존재하는 것을 방지하도록 한다. 부품(12)의 재료와 유사한 재료로 형성된 태브(80)가 상기 선단(32)에 대해 접합되는 한편, 마찰교반용접이 태브(80)로 용접되어 도 9에 도시된 바와 같이 부분적인 출구구멍이 부품(12)보다는 태브(80)에 형성되게 된다. 이 태브는 당해분야에서 알려진 방법으로 부품(12)에서 제거된다. 상기 태브는 다양한 크기와 형상으로 될 수 있고, 당해분야에서 알려진 여러 재료로 형성할 수 있다.

융합된 크랙영역(50)의 기계적 성질은, 크랙(12)이 없는 부품(12)의 원래의 성질과 같기는 하지만, 상기 융합된 크랙영역(50)의 강도를 높이기 위해 단계 126이 이행될 수도 있다.

단계 126에서는 융합된 크랙영역(50)을 더욱 보강하기 위해서, 대략 크랙(14)이 있었던 곳을 포함하는 융합된 크랙영역(50)에다 패치(78)를 사용하게 되는 바, 이 패치(78)는 합성재료나 금속재료 또는 당해분야에서 알려진 다른 재료가 이용될 수 있다. 합성재료가 사용될 때, 상기 패치(78)를 당해분야에서 알려진 구조물용 접합재료로 부품(12)에다 접착시키면 된다. 금속재료가 사용될 때, 리벳이음이나, 용접 또는 당해분야에서 알려진 다른 고정기술 또는 접합기술로 부품(12)에 고정시키면 된다. 여기서, 상기 합성재료는 주어진 구조적인 영역에 대해 높은 강도가 요구될 때 이용하는 한편, 금속재료는 해당 부품이 큰 온도변화를 나타내는 용도로 사용될 때 사용하게 된다.

앞에서 설명한 단계들은 단지 예를 든 것으로, 이들 단계들은 용도에 따라 연속적으로 이행되거나, 동시에 이행되거나, 다른 순서로 이행될 수 있다.

도 10은 본 발명의 여러 실시예에 따른 여러 가지의 크랙보수기술을 나타낸 그래프이다. 이 그래프는 크랙의 길이에 대한 도시되지 않은 다수의 쿠폰이나 금속시편에 가해진 하중사이클 관계를 나타내는데, 이들은 각각 유사한 크랙을 갖고서 본 발명에 따른 방법을 이용하여 보수된 것이다.

처음에는 대략 0.5인치(1.27cm)와 0.05인치(0.127cm)의 길이를 가진 2개의 크랙이 나타내어져 있는 바, 0.05인치의 최초크랙길이를 갖는 곡선은 0.05인치까지의 크랙 또는 크랙길이를 갖지 않는 쿠폰에 대응하는데, 이는 검출될 수 있는 가장 작은 길이의 크랙이다. 제 1기준곡선(A)과 제 2기준곡선(B)은 0.5인치의 최초크랙길이를 갖는 제 1쿠폰과 0.05인치의 최초크랙길이를 갖는 제 2쿠폰의 최초크랙길이를 나타내고 있다. 패치가 제 1쿠폰에 사용될 때, 이 쿠폰은 곡선(A)에 대한 곡선(C)으로 나타낸 바와 같이 패치가 없을 때보다 증가한 양의 하중사이클을 견딜 수 있게 된다. 마찰교반용접이 제 1쿠폰에 사용되면, 0.5인치의 크랙은 0.05인치보다 작거나 같은 크랙으로 감소되고, 이 쿠폰은 곡선(A)에 대한 곡선(D)으로 도시된 바와 같이 많은 수의 하중사이클을 견딜 수 있게 된다. 하지만, 곡선(D)으로 표시되고 마찰교반용접된 부분이 받을 수 있는 사이클의 수는 마찰교반용접되지 않고 0.05인치의 최초크랙길이를 갖는 제 2쿠폰에 대한 사이클의 수보다 적게 된다. 한편, 제 1쿠폰의 곡선(E)으로 나타난 것과 같이 마찰교반용접이 크랙을 최소화하거나 제거하기 위해 사용되고서 패치가 쿠폰에 사용된다면, 패치를 사용하거나 크랙을 마찰교반용접함으로써 상기 쿠폰은 증가된 수의 하중사이클을 견딜 수 있다.

따라서, 마찰교반용접과 패치의 사용을 조합하면, 기본재료보다 부품의 사용수명이 한층 더 증가하게 된다. 마찰교반용접과 패치를 이용하면 부품과 용도에 따라서는 부품의 사용수명이 2배 이상 연장될 수 있게 된다.

이상과 같이 본 발명에 의하면, 본 발명은 종래의 보수기술보다 내구성이 증가하도록 부품의 크랙을 보수하는 방법을 제공할 수 있는 바, 패치를 사용하고서 본 발명에 따른 마찰교반용접으로 부품은 증가된 비행사이클을 견딜 수 있어서, 부품의 수명이 증가될 수 있게 된다.

또, 당해분야의 숙련자들에게는, 본 발명에 따른 보수방법이 항공운송수단이나, 지상발사비행체, 또는 크랙의 보수를 필요로 하는 당해분야에서 알려진 다른 여러 가지 용도에 적용될 수 있고, 본 발명의 범주로부터 벗어남 없이 여러 가지로 변경되어 실시될 수 있음은 물론이다.

Claims

보수를 준비하기 위해 크랙(14)의 주변 표면(22)을 처리한 다음, 융합된 크랙영역(50)을 형성하도록 상기 크랙(14)의 제 1측부(26)에 있는 부품(12)의 제 1부분(24)을 크랙(14)의 제 2측부(30)에 있는 부품(12)의 제 2부분(28)에 용접하는 공정으로 이루어진 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 상기 융합된 크랙영역(50)에 걸쳐 패치(78)를 부착시키도록 하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 태브재료(80)를 사용하여 부품(12)의 선단에 마찰교반용접을 이행하도록 하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 상기 부품(12)에 뚫려진 하나 이상의 구멍에 고정구를 삽입하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 수축가능한 핀을 매개로 상기 부품(12)에 뚫려 있는 하나 이상의 구멍을 융합시키는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 상기 부품(12)에 뚫려 있는 하나 이상의 구멍을 마찰교반플러그용접으로 용접하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 상기 부품(12)에 뚫려 있는 구멍으로 임시플러그를 삽입하여, 상기 크랙(14)을 마찰교반용접으로 용접하고, 부분적인 출구구멍(56)의 중심에서 마찰교반용접장치를 이탈시킨 후, 상기 부품(12)에서 임시플러그를 제거하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 상기 제 1부분(24)을 제 2부분(28)에 마찰교반용접하는 것이, 상기 크랙(14)의 제 1끝(18)에서 마찰교반용접을 시작하여, 상기 크랙(14)의 제 2끝(20)을 거쳐 이 제 2끝(20)에 있는 구멍을 지나 계속 마찰교반용접을 이행하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 하나 이상의 구멍이 커지거나 확장되도록 상기 부품(12)에 관통구멍을 뚫어주는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.
제 1항에 있어서, 마찰교반용접을 하는 공정에서는 2중으로 된 장치를 이용하여 상기 부품(12)의 양쪽에 서로 마주보고 대등한 하중을 가하는 공정을 더 포함하는 부품의 크랙보수방법.