KR20160119055A - 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품 - Google Patents
마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품 Download PDFInfo
- Publication number
- KR20160119055A KR20160119055A KR1020167015300A KR20167015300A KR20160119055A KR 20160119055 A KR20160119055 A KR 20160119055A KR 1020167015300 A KR1020167015300 A KR 1020167015300A KR 20167015300 A KR20167015300 A KR 20167015300A KR 20160119055 A KR20160119055 A KR 20160119055A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- substrate
- aircraft
- protective coating
- aircraft component
- polymer matrix
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D5/00—Electroplating characterised by the process; Pretreatment or after-treatment of workpieces
- C25D5/54—Electroplating of non-metallic surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D21/00—Processes for servicing or operating cells for electrolytic coating
- C25D21/12—Process control or regulation
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D3/00—Electroplating: Baths therefor
- C25D3/02—Electroplating: Baths therefor from solutions
- C25D3/12—Electroplating: Baths therefor from solutions of nickel or cobalt
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D3/00—Electroplating: Baths therefor
- C25D3/02—Electroplating: Baths therefor from solutions
- C25D3/56—Electroplating: Baths therefor from solutions of alloys
- C25D3/562—Electroplating: Baths therefor from solutions of alloys containing more than 50% by weight of iron or nickel or cobalt
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D5/00—Electroplating characterised by the process; Pretreatment or after-treatment of workpieces
- C25D5/54—Electroplating of non-metallic surfaces
- C25D5/56—Electroplating of non-metallic surfaces of plastics
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D7/00—Electroplating characterised by the article coated
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/36—Structures adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Electrochemistry (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Ceramic Products (AREA)
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
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)
- 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. - 제1항에 있어서, 상기 금속 재료는 마모 저항성, 특히 "플룸" 효과로 인한 열마모성 마모 저항성인 방법.
- 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 전해 전착 공정은 전해 용액의 비점보다 낮은, 특히 약 100℃보다 낮은 온도에서 수행되는 방법.
- 전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 금속 재료는 니켈 또는 이의 합금인 방법.
- 전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 기판 복합 재료는 섬유 재료, 특히 탄소 섬유로 만들어진 강화재를 포함하는 방법.
- 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. - 제6항에 있어서, 상기 금속 재료는 마모 저항성, 특히 "플룸" 효과로 인한 열마모성 마모 저항성인 부품.
- 제6항 또는 제7항에 있어서, 상기 전해 전착 공정은 전해 용액의 비점보다 낮은, 특히 약 100℃보다 낮은 온도에서 수행되는 부품.
- 제6항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 금속 재료는 니켈 또는 이의 합금인 부품.
- 제6항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 기판 복합 재료는 섬유 재료, 특히 탄소 섬유로 만들어진 강화재를 포함하는 부품.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
IT000915A ITTO20130915A1 (it) | 2013-11-12 | 2013-11-12 | Procedimento per la fabbricazione di un componente aeronautico dotato di una protezione da abrasione e calore, e componente aeronautico realizzato mediante tale procedimento. |
ITTO2013A000915 | 2013-11-12 | ||
PCT/IB2014/065929 WO2015071817A1 (en) | 2013-11-12 | 2014-11-10 | Method for manufacturing an aircraft component equipped with a protection against abrasion and heat, and aircraft component manufactured through said method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
KR20160119055A true KR20160119055A (ko) | 2016-10-12 |
Family
ID=50073360
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR1020167015300A KR20160119055A (ko) | 2013-11-12 | 2014-11-10 | 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품 |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20160265133A1 (ko) |
EP (1) | EP3068926A1 (ko) |
KR (1) | KR20160119055A (ko) |
CN (1) | CN105960483A (ko) |
CA (1) | CA2930216A1 (ko) |
IL (1) | IL245570A0 (ko) |
IT (1) | ITTO20130915A1 (ko) |
RU (1) | RU2016119487A (ko) |
WO (1) | WO2015071817A1 (ko) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102018214778A1 (de) * | 2018-08-30 | 2020-03-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Fertigung von Leiterbahnen und Elektronikmodul |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4707586A (en) * | 1981-05-11 | 1987-11-17 | Sierracin Corporation | Electro conductive film system for aircraft windows |
US7387578B2 (en) * | 2004-12-17 | 2008-06-17 | Integran Technologies Inc. | Strong, lightweight article containing a fine-grained metallic layer |
US8906515B2 (en) * | 2009-06-02 | 2014-12-09 | Integran Technologies, Inc. | Metal-clad polymer article |
US9587645B2 (en) * | 2010-09-30 | 2017-03-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil blade |
US20120082541A1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-04-05 | Enzo Macchia | Gas turbine engine casing |
-
2013
- 2013-11-12 IT IT000915A patent/ITTO20130915A1/it unknown
-
2014
- 2014-11-10 US US15/036,010 patent/US20160265133A1/en not_active Abandoned
- 2014-11-10 EP EP14806446.2A patent/EP3068926A1/en not_active Withdrawn
- 2014-11-10 WO PCT/IB2014/065929 patent/WO2015071817A1/en active Application Filing
- 2014-11-10 CN CN201480061979.1A patent/CN105960483A/zh active Pending
- 2014-11-10 KR KR1020167015300A patent/KR20160119055A/ko not_active Application Discontinuation
- 2014-11-10 CA CA2930216A patent/CA2930216A1/en not_active Abandoned
- 2014-11-10 RU RU2016119487A patent/RU2016119487A/ru unknown
-
2016
- 2016-05-10 IL IL245570A patent/IL245570A0/en unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL245570A0 (en) | 2016-06-30 |
EP3068926A1 (en) | 2016-09-21 |
US20160265133A1 (en) | 2016-09-15 |
RU2016119487A (ru) | 2017-12-19 |
CA2930216A1 (en) | 2015-05-21 |
ITTO20130915A1 (it) | 2015-05-13 |
CN105960483A (zh) | 2016-09-21 |
WO2015071817A1 (en) | 2015-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10647065B2 (en) | Method of making a composite article | |
JP6338843B2 (ja) | 複合構造の落雷防護のための方法と装置 | |
EP3153410B1 (en) | Methods for diverting lightning current from skin fasteners in composite, non-metallic structures | |
CN102027150B (zh) | 涂覆用于航天器或航空器的纤维复合物部件的方法及由该方法制备的纤维复合物部件 | |
JP6480433B2 (ja) | 金属皮膜の溶射のために基材を前処理する方法 | |
US20070236855A1 (en) | Lightning protection system for composite structure | |
US20080258009A1 (en) | Leading edge for aircraft made of reinforced composite material | |
CA3049185C (en) | Integrated surface protection system, composite structure, and method for protecting the same | |
JP6722985B2 (ja) | エッジグローを軽減するための方法 | |
US7820283B2 (en) | Metallized skin panels and methods of making | |
EP2987562B1 (en) | Methods and apparatus for use in forming a lightning protection system | |
US20110318981A1 (en) | Composite material structure protected against the effects of lightning | |
EP3208080B1 (en) | A structure formed from composite material | |
US10875632B2 (en) | Ice phobic material to reduce runback ice | |
US20150111058A1 (en) | Method of coating a composite material and a coated edge of a composite structure | |
KR20160119055A (ko) | 마모 및 열에 대한 보호를 갖춘 항공기 부품 제조 방법 및, 상기 방법을 통하여 제조된 항공기 부품 | |
CN109878124B (zh) | 叶片和用于制造该叶片的方法 | |
EP2914489A1 (en) | A porous coating applied onto an aerial article | |
CA2998712C (en) | Method of repairing a composite material | |
EP3181731B1 (en) | Method of applying an electroplated layer to a polymeric composite material | |
EP3047968B1 (en) | Thermally resistant actuator system | |
DE102018202445A1 (de) | Verfahren zur Herstellung einer Abschirmung für elektrische und/oder elektronische Komponenten | |
EP3207086A1 (en) | Repair and reinforcement method for an aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
WITN | Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid |