KR20160119055A - 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품 - Google Patents

Abstract

복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판 (12)을 포함하는 항공기 부품(10)을 제공하는 작업 단계; 및 금속 재료로 만들어진 보호 코팅(14)을 기판에 도포하는 작업 단계를 포함하는 방법. 보호 코팅(14)은 전해 전착 공정에 의하여 고분자 매트릭스에 도포된다.

Description

마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품{METHOD FOR MANUFACTURING AN AIRCRAFT COMPONENT EQUIPPED WITH A PROTECTION AGAINST ABRASION AND HEAT, AND AIRCRAFT COMPONENT MANUFACTURED THROUGH SAID METHOD}

본 발명은 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법, 그리고 그러한 방법을 이용하여 제조된 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품에 관한 것이다.

더욱 구체적으로, 본 발명은 첨부된 독립 청구항의 전제부에 따른 방법 및 제조된 항공기 부품에 관한 것이다.

특히, 본 발명은 다음 작업 단계를 포함하는 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법에 관한 것이다:

- 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판을 포함하는 항공기 부품을 제공하는 단계; 및

- 금속 재료로 만들어진 보호 코팅을 상기 기판에 도포하는 단계;

더욱이, 본 발명은 또한, 특히, 다음을 포함하는 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품에 관한 것이다:

- 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판, 및

- 상기 기판에 도포된, 금속 재료로 만들어진 보호 코팅.

앞서 언급한 유형의 항공기 부품에서, 보호 코팅은 전형적으로 복합 재료의 보존 기능을 가지고, 이는 항공기의 비행 조건에 노출 시 자연적으로 악화되는 경향이 있다. 그러한 부품의 몇 가지 예는 리딩 에지(leading edge), 노즈(nose), 립(lip) 및 하중 지지체(load-bearing supports), 가령 군용 항공기용 마스트(mast)이다.

선행 기술에 따르면, 사용되는 보호 코팅은 다음으로 이루어질 수 있다:

- 항공기 부품의 기판에 접착될 고분자 접착성 필름, 또는

- 도장에 의하여 상기 기판 상에 중첩될 보호 도료, 또는

- 접착될 금속 박막(또는 필름).

그러나, 그러한 장치는 몇 가지 단점이 있다.

한 단점은 기판에 도포된 접착성 필름, 페인트 또는 금속 박막이 항공기에서 부품을 사용하는 동안 미흡한 내구성을 가진다는 것이다. 이는 부품의 노출된 영역에서의 도료 및 프라이머 제거 경향으로 해석된다. 복합 재료로 만들어진 고효율을 가지는 최근의 발전된 구조물에서, 이러한 상황은 기판 자체에 불리한 결과를 야기할 수 있다. 사실상, 복합 재료는 표면층의 파열을 유발하는, 마모에 의한 박리 및 부식을 겪어 악화될 수 있다. 특히, 금속 박막이 사용될 경우, 이들은 짝을 이루는 표면의 결함으로 인하여 접착시키기 어렵고; 또한, 이러한 접착 공정 동안 직면하는 문제는 더 높은 비용으로 해석된다.

발명의 요약

상기한 것을 비롯한 선행 기술의 단점을 극복할 수 있고, 동시에 제조하기에 단순하고 경제적인 항공기 부품 및 방법을 제공하는 것이 본 발명의 한 목적이다.

본 발명에 따르면, 이를 비롯한 목적은, 첨부된 독립 청구항의 특징부에 정의된 바와 같이, 위에 명시된 유형의 항공기 부품 및 방법을 통하여 달성된다.

첨부된 청구항은 본 발명의 다음의 상세한 설명에 제공된 기술적 교시의 통합 부분임을 이해해야 한다. 특히, 첨부된 종속 청구항은 일부 선택적인 기술적 특징을 포함하는 본 발명의 일부 바람직한 구체예를 한정한다.

본 발명의 추가적인 특징 및 장점이 다음의 상세한 설명으로부터 명백해질 것이고, 이는 본 발명의 한 예시적인 구체예에 따라 제조된 항공기 부품의 개략적인 표현을 나타내는 첨부 도면에 관한 비제한적 예에 의하여 제공된다.

발명의 상세한 설명

제공된 단일 도면을 참조하면, 전체로서 10으로 표시된 항공기 부품이 나타나고, 이는 마모 및 열에 대한 보호를 갖추며, 본 발명의 예시적인 구체예에 따라 제조된다.

한 양태에서, 부품(10)은 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판(12)을 포함한다. 부품(10)은 기판(12)에 도포된, 금속 재료로 만들어진 보호 코팅(14)을 또한 포함한다. 보호 코팅(14)은 "전기도금(electroplating)" 또는 "갈바니 전착(galvanic deposition)"으로도 지칭되는 전해 전착(electrolytic deposition) 공정에 의하여 기판(12)의 고분자 매트릭스에 도포된다.

또 다른 양태에서, 제조 방법은 다음의 작업 단계를 포함한다:

- 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판(12)을 포함하는 항공기 부품(10)을 제공하는 단계; 및

- 금속 재료로 만들어진 보호 코팅(14)을 기판(12)에 도포하는 단계, 여기서 상기 코팅(14)은 전해 전착 공정에 의하여 고분자 매트릭스에 도포됨.

상기 특징 덕분에, 개발된 해결책은, 특히 기판의 고분자 매트릭스에 관한 기판의 특성에 영향을 미치지 않고 보호 코팅의 금속 재료의 강한 접착을 보장할 수 있다.

설명된 구체예에서, 기판의 복합 재료는 섬유 재료, 예컨대 탄소 섬유로 만들어진 강화재(reinforcement)를 포함한다. 바람직하게는, 복합 재료는 사출 성형에 의하여 상기 섬유 재료 강화제를 포함하여 만들어진다.

기판(12) 형성에 기여하는 고분자 재료는 열가소성 또는 열경화성 유형일 수 있고; 특히, 이의 두께는 1 밀리미터의 수 백분의 1로부터 수 밀리미터까지 가변적일 수 있다.

전해 전착은 기판에 도포되는 코팅의 총 두께의 효과적인 제어를 보장하고, 따라서 항공기 부품의 전체 중량이 요구되는 사양에 따라 제한될 수 있다는 사실에 의하여 추가의 장점이 주어진다.

항공기 부품(10)은 항공기에 설치될 임의의 요소, 특히 항공기 이용 시에 노출된 채로 유지될 임의의 부품일 수 있다. 예를 들어, 부품(10)은 리딩 에지, 노즈, 립 (즉 엔진 나셀(engine nacelle)의 리딩 에지), 또는 엔진 나셀의 기타 부품일 수 있다.

가장 바람직하게는, 상기 항공기 부품(10)은 아래에서 자세히 설명될 이유로 항공기의 날개 또는 마스트의 적어도 한 부분(예컨대 리딩 에지)일 수 있다.

또한 바람직하게는, 상기 항공기 부품(10)은 동체의 일부(예컨대 배면 부분의 외부 표면)일 수 있다.

바람직하게는, 전해 전착 공정은 사용 중인 전해 용액의 비점보다 낮은, 특히 약 100℃보다 낮은 온도에서 수행된다. 이러한 방식으로, 기판(12)의 고분자 매트릭스는 상기 고분자 매트릭스의 특성에 영향을 미칠 수 있는 온도에 도달하지 않고 보호 코팅(14)에 결합하도록 허용될 것이다.

바람직하게는, 기판(12)에 도포된 금속 재료는 마모 저항성이다. 한편으로는, 이는 지면 가까이 또는 먼지가 많거나 모래가 많은 영역에서, 또한 미끄러짐 또는 마찰의 존재에서 비행할 때보다 더욱 결정적인, 대기에 자연적으로 존재하는 미세 먼지(fine dust)와의 충돌로 인한 마모에 대항한다. 다른 한편으로는, 이는 미사일 또는 로켓이 점화될 때 이의 엔진으로부터, 미사일 또는 로켓이 발사될 때까지 나오는 불길 또는 제트에 의하여 항공기 부품(10)이 타격을 받을 때 일어나는, 이른바 "플룸(plume)" 열마모성(thermoabrasive) 마모에 의하여 야기되는 효과에 또한 대항한다. 앞서 언급한 현상은 "로켓 플룸(rocket plume)"으로도 알려져 있다. 그러므로, 항공기 부품은 유리하게는 적어도 한 부분, 특히 항공기의 날개 또는 항공기의 마스트의 리딩 에지일 수 있고, 이러한 영역이 전형적으로 "플룸" 마모 문제에 의하여 가장 영향을 받는 것이라는 점에서 그러하다.

설명된 구체예에서, 보호 코팅(14) 제조를 위하여 사용된 금속 재료는 니켈 또는 이의 합금을 포함한다.

물론, 본 발명의 원리를 침해하지 않고, 구체예의 형태 및 실시 상세사항이 비제한적 예에 의하여 기재되고 설명된 것에서 크게 달라질 수 있지만, 첨부된 청구항에 제시된 발명의 범위에서 벗어나지 않는다.

상기 기재에 비추어 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명백할 것과 같이, 보호 코팅을 기판에 도포하기 위한 전해 전착 공정의 이용은 현행 고온 처리의 채택보다 유리하다 (예컨대 전해 용액의 비점, 즉 약 100℃보다 높은 온도에서 수행됨). 사실상, 가능한 화염화(flamization)(용사 금속화(thermal-spray metallization)로도 정의됨)의 경우에, 보호 코팅으로서 도포되는 재료의 온도는 상기 재료의 용융 온도에 가까워질 것이다. 이는 복합 재료의 기판의 특성의 현저한 열화를 암시할 것이다. 더욱이, 화염화의 경우에, 보호 코팅의 최소 달성 가능 두께는 전해 전착에 의하여 획득될 수 있는 것보다 필연적으로 더 클 것이다.

Claims (10)

1. 다음 작업 단계를 포함하는, 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품(10) 제조 방법:
   - 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판(12)을 포함하는 항공기 부품(10)을 제공하는 단계; 및
   - 금속 재료로 만들어진 보호 코팅(14)을 상기 기판(12)에 도포하는 단계;
   상기 방법은 상기 보호 코팅(14)이 전해 전착 공정에 의하여 상기 고분자 매트릭스에 도포됨을 특징으로 함.
2. 제1항에 있어서, 상기 금속 재료는 마모 저항성, 특히 "플룸" 효과로 인한 열마모성 마모 저항성인 방법.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 전해 전착 공정은 전해 용액의 비점보다 낮은, 특히 약 100℃보다 낮은 온도에서 수행되는 방법.
4. 전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 금속 재료는 니켈 또는 이의 합금인 방법.
5. 전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 기판 복합 재료는 섬유 재료, 특히 탄소 섬유로 만들어진 강화재를 포함하는 방법.
6. 다음을 포함하는, 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품(10):
   - 복합 재료로 만들어지고 고분자 매트릭스를 포함하는 기판(12), 및
   - 상기 기판(12)에 도포된 금속 재료로 만들어진 보호 코팅(14);
   상기 보호 코팅(14)은 전해 전착 공정에 의하여 상기 고분자 매트릭스에 도포됨을 특징으로 함.
7. 제6항에 있어서, 상기 금속 재료는 마모 저항성, 특히 "플룸" 효과로 인한 열마모성 마모 저항성인 부품.
8. 제6항 또는 제7항에 있어서, 상기 전해 전착 공정은 전해 용액의 비점보다 낮은, 특히 약 100℃보다 낮은 온도에서 수행되는 부품.
9. 제6항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 금속 재료는 니켈 또는 이의 합금인 부품.
10. 제6항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 기판 복합 재료는 섬유 재료, 특히 탄소 섬유로 만들어진 강화재를 포함하는 부품.

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