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Verfahren zum Aufbringen einer Beschichtung auf überlappten Oberflächen von Bauelementen aus Aluminium-Legierung sowie derart beschichtete überlappte Oberflächen - Dokument DE69935480T2
 
PatentDe  


Dokumentenidentifikation DE69935480T2 13.12.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0000985737
Titel Verfahren zum Aufbringen einer Beschichtung auf überlappten Oberflächen von Bauelementen aus Aluminium-Legierung sowie derart beschichtete überlappte Oberflächen
Anmelder McDonnell Douglas Corp., Seal Beach, Calif., US
Erfinder Keener, Steven G., Trabuco Canyon, California, US;
Byrd, Norman R., Villa Park, California, US
Vertreter Patent- und Rechtsanwälte Kraus & Weisert, 80539 München
DE-Aktenzeichen 69935480
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 25.08.1999
EP-Aktenzeichen 992027441
EP-Offenlegungsdatum 15.03.2000
EP date of grant 14.03.2007
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.12.2007
IPC-Hauptklasse C22F 1/04(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP
IPC-Nebenklasse C22F 1/053(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   B05D 7/14(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   B05D 3/02(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   C09J 4/00(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   B64C 1/00(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   

Beschreibung[de]
HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Diese Erfindung betrifft die Herstellung von beschichteten Aluminiumslegierungskomponenten und ihre Installation und Montage. Insbesondere betrifft die vorliegende Erfindung vorbehandelte Oberflächen von Aluminiumslegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur.

Es ist vor kurzem entdeckt worden, dass der Korrosionsschutz und die Erleichterung einer Bearbeitung und Montage von bestimmten Komponenten einer Flugzeugstruktur verbessert werden können, indem die Komponenten vor der Montage mit einem organischen, eine Korrosion verhindernden Beschichtungsmaterial vorbehandelt werden. Es ist herkömmlicherweise Praxis gewesen, solche Komponenten mit Nassdichtungsmitteln zu beschichten, von welchen bekannt ist, dass sie eine umfangreiche und teure Spezialbehandlung speziell bezüglich ihrer Entsorgung erfordern. Das Vorbearbeitungsverfahren vermeidet den Einsatz der Nassdichtungsmittel und verringert eine Bearbeitungszeit und Entsorgungskosten. Solche Verbesserungen sind der Gegenstand des US-Patentes Nr. 5,614,037 des vorliegenden Erfinders.

Wie in dem US-Patent Nr. 5,614,037 offenbart ist, ist es üblich gewesen, einige Typen von Befestigungsmitteln bei Flugzeuganordnungen mit organischen Beschichtungsmaterialien zu beschichten, um das Grundmaterial der Befestigungsmittel und eine umgebende Struktur gegen eine Beschädigung aufgrund von Korrosion zu schützen. Bei diesem gewöhnlichen Ansatz wird das Befestigungsmittel zuerst hergestellt und dann bis zu seiner erforderlichen Festigkeit hitzebehandelt. Nach der Hitzebehandlung wird das Befestigungsmittel mit einem ätzenden Sodabad oder anderweitig gereinigt, um jeglichen Belag, welcher bei der Hitzebehandlung erzeugt wurde, zu entfernen. Das Beschichtungsmaterial, welches in einer volatilen Trägerflüssigkeit gelöst ist, wird durch Sprühen, Eintauchen oder dergleichen auf das Befestigungsmittel aufgebracht. Die Trägerflüssigkeit kann verdampfen. Das beschichtete Befestigungsmittel wird dann für eine Zeitperiode auf eine erhöhte Temperatur erhitzt, um die Beschichtung zu härten; typischerweise auf 400° F über eine Stunde. Das fertiggestellte Befestigungsmittel ist dann bereit, um bei der Montage der Flugwerkstrukturen eingesetzt zu werden.

Die Beschichtungsmethodik funktioniert bei Befestigungsmitteln gut, welche aus Grundmetallen hergestellt sind, welche hohe Schmelzpunkte aufweisen, wie z.B. Befestigungsmittel, welche aus Stahl- oder Titanlegierungen hergestellt sind. Solche Befestigungsmittel werden bei Temperaturen gut oberhalb der Härtungstemperatur der Beschichtung hitzebehandelt. Folglich weist der Härtungsprozess der Beschichtung, welcher nach einer Hitzebehandlung des Befestigungsmittels abgeschlossen wird, keinen negativen Einfluss auf die Eigenschaften des bereits bearbeiteten Grundmetalls auf.

Andererseits weisen nicht eisenhaltige oder Aluminiumlegierungen einen viel tieferen Schmelzpunkt und im Allgemeinen viel tiefere Hitzebehandlungstemperaturen als Stahl- und Titanlegierungen auf. Es ist unüblich, Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur, wie z.B. Häute und Befestigungsmittel einer Tragfläche und eines Rumpfes usw., mit härtbaren Beschichtungen zu beschichten, da erkannt worden ist, dass die erhöhte Temperatur, welche erforderlich ist, um die Beschichtungen zu härten, eine negative Auswirkung auf die sich ergebende Festigkeit der Komponenten aufweist. Die Aluminiumlegierungskomponenten der Flugzeugstruktur müssen daher gegenüber Korrosion mit anderen Verfahren geschützt werden, welche äußerst arbeitsintensiv sind, wie z.B. durch den Einsatz von Nassdichtungsmitteln.

Die Unfähigkeit, diese schützenden Beschichtungen vorab aufzubringen, erzwingt, dass Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur, wie z.B. Häute einer Tragfläche und eines Rumpfes usw., unter Verwendung von Nassdichtungsverbindungen zum primären Zweck eines Korrosionsschutzes und einer Abdichtung gegenüber Druck und Brennstoff installiert und montiert werden. Nassdichtungsverbindungen enthalten jedoch typischerweise toxische, auf Lösungsmitteln basierende Verbindungen und erfordern daher mehrere Schutzmaßnahmen zum Schutz des Personals, welches diese verwendet, wie auch für ihre sichere Entsorgung, um einen Schutz der Umgebung sicherzustellen. Es ist auch schmutzig und schwierig mit solchen Nassdichtungsmitteln zu arbeiten. Darüber hinaus erfordern Nassdichtungsmittel eine umfangreiche Säuberung des Bereiches um das Befestigungsmittel und die benachbarte Struktur herum. Die Säuberung wird unter Verwendung von ätzenden chemischen Lösungsmitteln durchgeführt, nachdem der Montageprozess abgeschlossen worden ist, und stellt daher einen zusätzlichen und teueren Herstellungsschritt dar.

Nassdichtungsverbindungen werden auch auf die genau zusammenpassenden Oberflächen zwischen Komponenten über das ganze Flugzeug aufgebracht. Bei dieser Anmeldung sind die "genau zusammenpassenden Oberflächen" die Schnittstellen, wo Komponenten aneinanderstoßen oder verbunden sind, welche derart in einer Beziehung zueinander eng und permanent montiert sind, dass die Stelle der Schnittstelle nach einer Montage virtuell unentdeckbar ist. Die Verwendung von Nassdichtungsverbindungen auf den genau zusammenpassenden Oberflächen von größeren Strukturkomponenten eines Flugzeugs führt zu einer zusätzlichen Verschwendung, einer übermäßigen Auftragungs- und Säuberungszeit, zu Komplikationen bei der Entsorgung des toxischen Abfalls und zu erhöhten Kosten.

Es existiert eine Anforderung nach einem verbesserten Ansatz für den Schutz der genau zusammenpassenden Oberflächen dieser Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur, wie z.B. Häuten, Versteifungen (welche Holme, Rippen, Stringer, Longerons, Rahmen, Scherhaltevorrichtungen, „Butterfly"-Haltevorrichtungen, usw. umfassen, aber nicht auf diese beschränkt sind), Gelenke, Türen, usw. und die mechanischen Komponenten, welche an den vorab erwähnten Komponenten angebracht sind. Darüber hinaus existiert eine Anforderung, die Zuführverfahren und die Zuführsysteme von solchen Beschichtungen auf die Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur einschließlich relativ großer Oberflächenbereichskomponenten zu verbessern.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Es ist nun entdeckt worden, dass die Oberflächen von Aluminiumlegierungsteilen einer Flugzeugstruktur vorbehandelt werden können, um eine Verarbeitung der kritischen genau zusammenpassenden Oberflächen zu verbessern während auch ein Korrosionsschutz verbessert wird, eine Reinigung und andere Verarbeitungsschritte reduziert oder vermieden werden, wie es in Anspruch 1 und den abhängigen Ansprüchen definiert ist. Darüber hinaus ermöglicht das verbesserte Verfahren eines Aufbringens von mehreren Vorbearbeitungsbeschichtungen auf Aluminiumslegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur der vorliegenden Erfindung wesentliche Bearbeitungsvorteile bezüglich verbesserter Toleranzen und einer verbesserten Gleichförmigkeit einer Beschichtungsdicke, bezüglich einer Aufbewahrung von Teilen, bezüglich einer allgemeinen Handhabung, bezüglich einer Installation und bezüglich einer Montage.

Die vorliegende Erfindung stellt ein Verfahren zum Herstellen und Bearbeiten der Oberflächen von Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur, wie z.B. von Häuten einer Tragfläche und eines Rumpfes, Komponenten, welche insgesamt als Versteifungen, Gelenke, Türen, usw. bezeichnet werden, und die mechanischen Komponenten, welche an diesen vorab erwähnten Komponenten angebracht werden, dar. Darüber hinaus ist die vorliegende Erfindung insbesondere für die verbesserte Bearbeitung der genau zusammenpassenden Oberflächen dieser Flugzeugkomponenten anwendbar. Die Anwendung der Beschichtung unter Verwendung dieses Verfahrens verändert weder mechanische oder metallurgische Eigenschaften oder eine Funktion der Komponenten noch beeinflusst es diese negativ und beeinflusst das erwünschte, endgültige Leistungsverhalten der montierten Flugzeugstruktur nicht negativ.

Gemäß einer Ausführungsform umfasst die vorliegende Erfindung ein Verfahren zur Herstellung einer Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur, wobei eine künstlich gealterte Aluminiumlegierungsvorstufe mit nachfolgender Lösungshitzebehandlung bereitgestellt wird, welche sich nicht in seinem endgültigen hitzebehandelten Zustand befindet und wobei die Vorstufe mit einer ersten organischen Beschichtung beschichtet wird. Optional wird dann eine eingekapselte zweite Beschichtung auf die erste Beschichtung aufgebracht. Die zweifach beschichtete Komponente wird dann einer Hitzebehandlung unterzogen und in einer Montageposition angeordnet und montiert. Ein Einbettharz sollte ein Material sein, dass, wenn es entweder gequetscht oder aufgebrochen wird, eine chemische Struktur aufweist, dass es ein integraler Teil des Klebstoffs wird, welchen es einkapselt.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform umfasst die vorliegende Erfindung ein Bereitstellen einer natürlich gealterten Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur und ein Beschichten der Komponente mit einer ersten Beschichtung. Die einfach beschichtete Komponente wird dann einer erhöhten Temperatur oder einer Raumtemperatur ausgesetzt, um die Beschichtung zu härten. Eine zweite Beschichtung wird in einem eingekapselten Zustand bereitgestellt und auf die erste Beschichtung aufgetragen. Die zweifach beschichtete Komponente wird dann einer Umgebung mit einer erhöhten Temperatur oder einer Raumtemperatur ausgesetzt, um die zweite Beschichtung zu härten. Die Komponente wird dann in einer Montageposition angeordnet und in Kontakt mit einer zweiten Komponente gebracht, indem eine Temperatur- oder Druckänderung, wie z.B. eine Kompressionsmontagekraft aufgebracht wird, welche ausreicht, um die zweite Beschichtung aus ihrem eingekapselten Zustand freizusetzen, wodurch eine verbundene Schnittstelle zwischen den Komponenten erzeugt wird.

Bei einer noch anderen Ausführungsform umfasst die vorliegende Erfindung ein Bereitstellen einer natürlich gealterten Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur und ein Beschichten der Komponente mit einer ersten Beschichtung. Optional ist eine zweite Beschichtung in einem eingekapselten Zustand vorhanden und wird auf die erste Beschichtung aufgebracht. Die beschichtete Komponente wird dann einer Umgebung mit einer erhöhten Temperatur ausgesetzt, um die Beschichtung zu härten. Die Komponente wird dann in einer Montageposition angeordnet und in einen Kontakt mit einer zweiten Komponente gebracht, indem aufbrechende Bedingungen, wie z.B. eine Kompressionsmontagekraft, aufgebracht werden, um die zweite Beschichtung aus ihrem eingekapselten Zustand freizusetzen, wodurch eine verbundene Schnittstelle zwischen der Komponente und der Beschichtung erzeugt wird.

Bei einer noch weiteren Ausführungsform umfasst die vorliegende Erfindung ein Bereitstellen entweder einer künstlich gealterten oder einer natürlich gealterten Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur, ein Beschichten der Komponente mit einer ersten Beschichtung, optional gefolgt von einem Aufbringen einer eingekapselten, zweiten Beschichtung. Ein schützendes Trennpapier wird dann bezüglich der Komponente bereitgestellt, um die eingekapselte Beschichtungsschicht vor der Montage zu überdecken.

Darüber hinaus umfasst die vorliegende Erfindung ein Bereitstellen einer künstlich gealterten Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur mit nachfolgender Lösungshitzebehandlung, welche sich nicht in dem endgültigen Zustand ihrer Hitzebehandlung befindet. Eine erste organische Beschichtung wird auf die Komponente aufgebracht, gefolgt von einer Abscheidungshitzebehandlung der beschichteten Komponente. Die beschichtete Komponente wird dann mit einer eingekapselten zweiten Beschichtung beschichtet. Die beschichtete Komponente wird dann einer Umgebung mit entweder erhöhter Temperatur oder Raumtemperatur ausgesetzt, um die zweite Beschichtung zu härten. Die zweifach beschichtete Komponente wird dann in einer Montageposition angeordnet und in einen Kontakt mit einer zweiten Komponente gebracht, wobei eine Kompressionsmontagekraft aufgebracht wird, welche ausreicht, um die zweite Beschichtung aus ihrem eingekapselten Zustand freizusetzen, wodurch eine verbundene Schnittstelle zwischen der Komponente und den Beschichtungen erzeugt wird.

Bei einer weiteren Ausführungsform ist die vorliegende Erfindung dazu bestimmt, eine künstlich gealterte Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand bereitzustellen. Eine erste Beschichtung wird auf die Komponente aufgebracht, wobei optional ein Aufbringen einer eingekapselten zweiten Beschichtung folgt. Die Komponente wird dann einer Umgebung mit erhöhter Temperatur ausgesetzt, um die zwei Beschichtungen zu härten. Ein schützendes Trennpapier, welches derart entworfen ist, dass es die zweifach beschichtete Komponente schützt, wird dann optional auf die Oberfläche der zweifach beschichteten Komponente aufgebracht. Die Komponente wird dann in einer zur Montage bereiten Position angeordnet, das schützende Trennpapier wird entfernt, wobei die zweite Beschichtung freigelegt wird. Die Komponente wird dann in Kontakt mit einer anderen Komponente zur endgültigen Montage gebracht. Die beschichtete Komponente wird dann gegen eine zweite strukturelle Komponente in ihre endgültige Montageposition gedrückt. Die Montagekompressionskraft ist ausreichend, um die Klebstoffeinkapselungen, welche in dem zweiten Beschichtungsmaterial enthalten sind, aufzubrechen. Das zweite Beschichtungsmaterial reagiert zwischen der ersten Beschichtung und der daneben befindlichen zweiten Strukturkomponente, um die gesamte Haftfestigkeit der Oberfläche der ersten Komponente mit derjenigen der zweiten Komponente zu verbessern. Das zweite Beschichtungsmaterial sorgt für eine verbesserte Verbindung zwischen der genau zusammenpassenden Oberfläche der zwei Strukturkomponenten.

Bei einer noch anderen Ausführungsform wird eine künstlich gealterte Aluminiumlegierungskomponente einer Flugzeugstruktur in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand bereitgestellt. Eine erste Beschichtung wird aufgebracht, gefolgt von einem Aussetzen entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur, um die erste Beschichtung zu härten. Eine zweite Beschichtung wird dann auf die einfach beschichtete Komponente aufgebracht, gefolgt von einem Aussetzen entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur, um die zweite Beschichtung zu härten. Ein Trennpapier wird dann optional auf die zweite Beschichtung aufgebracht und vor einer Montage der Komponente auf dem Flugwerk entfernt.

Andere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen ersichtlich, welche mittels eines Beispiels die Prinzipien der Erfindung darstellen.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

1a stellt eine Plattensubstruktur einer Tragfläche dar.

1b1f stellen vergrößerte partielle Ansichten von Komponentenaspekten der Tragflächenplatte dar, wobei genau zusammenpassende Oberflächen auftreten.

1g stellt einen Abschnitt einer Rumpfhaut dar, welche an einen Rahmenabschnitt angebracht ist.

2 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, welches eine künstlich gealterte Legierung und ein Härten von beiden Beschichtungen mit Abscheidungshitzebehandlungen einsetzt.

3 ist ein Prozessablaufdiagramm für eine Form eines erfindungsgemäßen Verfahrens, welches eine natürlich gealterte Legierung und ein Härten von jeder Beschichtung individuell entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur umfasst.

4 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, wobei die mehreren Beschichtungen zusammen entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur gehärtet werden.

5 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, wobei entweder natürlich oder künstlich gealterte Legierungskomponenten beide Beschichtungen aufweisen, welche bei einer Raumtemperatur gehärtet werden.

6 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, wobei künstlich gealterte Legierungskomponenten die primäre Beschichtung aufweisen, welche durch eine Abscheidungshitzebehandlung gehärtet wird, wobei eine zweite Beschichtung aufgebracht wird, mit nachfolgendem Härten entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur.

7 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, wobei eine künstlich gealterte Legierungskomponente in ihrem endgültigen Zustand eingesetzt wird, wobei jede Beschichtung einem separaten Härten bei einer erhöhten Temperatur ausgesetzt wird.

8 ist ein Prozessablaufdiagramm für ein erfindungsgemäßes Verfahren, wobei eine künstlich gealterte Legierungskomponente in ihrem endgültigen Zustand eingesetzt wird, wobei entweder eine oder beide der Beschichtungen gleichzeitig bei einer erhöhten Temperaturen gehärtet werden.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung betrifft jegliche Flugzeugstrukturkomponenten, wie z.B. Hautversteifungen, Stringer, Holme, Haltevorrichtungen, Rahmen, usw. für eine Tragfläche und für einen Rumpf, wobei genau zusammenpassende Oberflächen existieren. 1a stellt eine Plattenanordnung 1 für eine Flugzeugtragfläche dar, bevor die Aluminiumhaut befestigt wird. Die Plattenanordnung 1 umfasst Befestigungsmittel, welche vergrößert in 1b1f dargestellt sind. 1b stellt einen Stringer 2 dar, welcher an eine Tragflächenhaut 7 angebracht ist. 1c stellt einen Holmaufsatz 3 dar, welcher an die Tragflächenhaut 7 angebracht ist. 1d stellt eine winklige Scherhaltevorrichtung 4 in einer Position zwischen Stringern 2 dar. 1e stellt eine Butterfly-Haltevorrichtung 5 in einer Position dar, so dass sie einen Stringer 2 und eine Scherhaltevorrichtung 4 verbindet. 1f stellt eine mittige Holmhaltevorrichtung 6 dar, welche an einen Abschnitt einer Tragflächenhaut 7 befestigt ist. Schließlich stellt 1g einen Abschnitt einer Rumpfstruktur dar, wobei eine Umrahmung 8, welche an einer Rumpfhaut 7 befestigt ist, dargestellt ist. Bei diesen Komponenten werden vorzugsweise ihre genau zusammenpassenden Oberflächen "vorab beschichtet", wobei der Abschluss ihres normalen Herstellungszyklus folgt, was aber vor einer endgültigen Montage erfolgt.

2 stellt ein bevorzugtes erfindungsgemäßes Verfahren dar. Bei dieser Ausführungsform werden eine künstlich gealterte (und optional eine elektrolytisch oxidierte 11) Aluminiumlegierungskomponente 10 und das erste Beschichtungsmaterial 12 bereitgestellt, wobei die Beschichtung darauf aufgebracht wird. Die Komponente 10 befindet sich nicht in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand. Eine zweite Beschichtung 16 wird optional bereitgestellt und darauf aufgebracht 18. Wenn eine zweite Beschichtung aufgebracht wird, wird die doppelt beschichtete Komponente einer Abscheidungshitzebehandlung 20 unterzogen. Ein Trennpapier wird dann optional aufgebracht und an die doppelt beschichtete Komponente geklebt 22. Das Papier wird vor einer Montage der Komponente entfernt. Die Komponente wird dann positioniert und montiert 24. Bei einer bevorzugten Ausführungsform sind entweder eine oder beide der ersten und zweiten Beschichtung eingekapselt. Das Einbettharzmaterial wird vorzugsweise aktiviert, wenn ein Oberflächendruck aufgebracht wird.

3 stellt ein alternatives Verfahren der vorliegenden Erfindung dar, wobei ein erstes Beschichtungsmaterial 32 bereitgestellt wird und auf die Komponente 30 aufgebracht wird, wobei ein Härtungsschritt 36 entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur folgt. Wie bei dem Prozess der 2 kann die Komponente vor der ersten Beschichtung 34 optional elektrolytisch oxidiert werden 31. Ein zweites Beschichtungsmaterial 38 wird bereitgestellt und auf die Komponente 30 aufgebracht 40. Ein zweiter Härtungsschritt erfolgt 42 entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur, bevor die nun zweifach beschichtete und zweifach gehärtete Komponente für eine Montage positioniert wird 44. Wie bei dem Verfahren der 2 wird es insbesondere vorgezogen, dass entweder eine oder beide der ersten oder zweiten Beschichtung eine Einkapselung umfassen.

4 stellt ein anderes erfindungsgemäßes Verfahren dar. Eine natürlich gealterte Aluminiumlegierungskomponente 50 wird optional elektrolytisch oxidiert 51 und sofort mit einem ersten Beschichtungsmaterial 54 beschichtet, welches bereitgestellt worden ist 52. Optional wird ein zweites Beschichtungsmaterial bereitgestellt 56 und auf die Komponente aufgetragen 58. Die zweifach beschichtete Komponente wird dann zum Härten entweder einer Raumtemperatur oder einer erhöhten Temperatur ausgesetzt. Ein Trennpapier wird dann optional auf die Komponente aufgebracht 62, bis die Komponente eingesetzt wird. Das Papier wird dann von der Komponente entfernt und die Komponente bei einer Montage 64 verwendet. Es sollte angemerkt werden, dass das Trennpapier selbst ein Schutzfilm ist oder einen Schutzfilm umfasst.

In 5 ist die Komponente 61 entweder eine künstlich oder eine natürlich gealterte Legierung in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand. Die Komponente wird optional elektrolytisch oxidiert 62 und dann mit einer ersten Beschichtung 63 beschichtet, wobei eine optionale zweite Beschichtung 65 folgt. Die Komponente 61 wird dann bei Raumtemperatur oder einer erhöhten Temperaturen 66 gehärtet. Wie bei 24 sollte angemerkt werden, dass ein lösbarer Film optional auf die Komponente aufgebracht wird, nachdem die zweite Beschichtung aufgebracht worden ist. Der Film wird dann von der Komponente entfernt, ohne die Beschichtungen zu beeinträchtigen, bevor das Teil 69 positioniert und montiert wird. Wie bei den 24 ist es insbesondere vorzuziehen, dass eine oder beide der ersten oder zweiten Beschichtung eingekapselt sind.

In 6 wird die künstlich gealterte Komponente 70 optional elektrolytisch oxidiert 71 und weist eine erste Beschichtung 72 auf, welche aufgebracht wird 74 und wobei eine Abscheidungshitzebehandlung folgt 76. Eine eingekapselte zweite Beschichtung 78 wird auf die erste Beschichtung aufgebracht 80. Die Komponente kann dann einem Härtungsprozess 82 entweder bei einer Raumtemperatur oder bei einer erhöhten Temperatur ausgesetzt werden. Ein Trennpapier oder ein Trennfilm 83 wird dann optional auf die gehärtete zweite Beschichtung aufgebracht und anschließend bei einer Montage entfernt. Die zweifach beschichtete Komponente wird dann zur Montage positioniert 84.

7 stellt ein Blockablaufdiagramm dar, welches eine Variation der in 5 dargestellten Ausführungsform zeigt. In 7 wird eine künstlich gealterte Aluminiumlegierungskomponente 86 in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand bereitgestellt. Die Komponente wird dann optional elektrolytisch oxidiert 86a und mit einer ersten 87 bzw. optional einer zweiten Beschichtung 89 beschichtet, dann bei einer erhöhten Temperatur heißgehärtet 91. Ein Trennpapier wird optional auf die zweite Beschichtung 92 aufgebracht und vor einer Montage der Komponente 94 entfernt.

In 8 wird eine künstlich gealterte Aluminiumlegierungskomponente 100 in ihrem endgültigen oder veredelten hitzebehandelten Zustand bereitgestellt. Eine erste Beschichtung wird bereitgestellt 102 und aufgebracht 104. Die beschichtete Komponente wird dann bei einer erhöhten Temperatur 105 gehärtet. Die zweite Beschichtung wird bereitgestellt 106 und aufgebracht 108 und einer zweiten Umgebung mit einer erhöhten Temperatur 110 ausgesetzt, um die zweite Beschichtung zu härten. Wiederum wird ein Trennpapier optional aufgebracht und die Komponente wird positioniert und montiert 114. Wie bei den 27 wird die Komponente einer Montagekompressionskraft ausgesetzt, welche ausreicht, um die strukturelle Integrität der Klebstoffeinkapselung zu überwinden und die Komponente an Ort und Stelle zu verkleben.

Wie bei den vorab beschriebenen Verfahren wird es insbesondere vorgezogen, dass entweder eine oder beide der ersten oder zweiten Beschichtung eingekapselt sind. In diesem Fall ist die Montagekompressionskraft, welche der zweifach beschichteten Komponente zugeführt wird, ausreichend, um die Beschichtungen aus ihrem eingekapselten Zustand zu befreien. Ein schützender Trennfilm wird vorzugsweise auf die zweifach beschichtete Komponente aufgebracht, um die Beschichtungen während einer Aufbewahrung, einer Zustellung, einer Installation oder einer endgültigen Positionierung zu schützen und kann dann entfernt werden, bevor die Komponente mit einer anderen passenden strukturellen Komponente in ihrer endgültigen Ausrichtung in Kontakt gebracht wird. Die Komponente wird dann in den montierten Zustand gedrückt, um die eingekapselte, klebende Zusammensetzung entweder bei einer oder bei beiden Beschichtungen zu aktivieren.

Viele Variationen der vorab aufgeführten Verfahren können bei der vorliegenden Erfindung in Erwägung gezogen werden. Zum Beispiel kann bei einer Variation (nicht dargestellt) ein lösbarer Film mit einer oder mehreren Beschichtungen beschichtet werden. Der beschichtete lösbare Film kann dann auf die zu behandelnde Komponente aufgebracht werden. Vor oder nach einem Härten, wie es erwünscht wird, kann der Film gelöst werden, wobei eine Komponente beschichtet und fertig für eine Handhabung und eine Platzierung in ihrer endgültigen Montageposition belassen wird. Der Film kann ein Papier, ein Polyethylen, ein Kunststoff oder ein Laminat oder irgendein geeignetes Material, welches dem Fachmann in dem Bereich von Filmen und Beschichtungen bekannt ist, sein.

Es sollte darüber hinaus klar sein, dass die Härtungsschritte unter erhöhter Temperatur im Zusammenhang mit Einstellungen bei den Kaltbearbeitungsniveaus der Komponenten, welche während einer Herstellung erreicht werden, durchgeführt werden können, um so die erwünschten Ergebnisse bei der Aluminiumlegierung und der Beschichtung oder den Beschichtungen darauf zu erzielen. Bei bestimmten Ausführungsformen können Wärmebehandlungen der Komponente und der Beschichtung entweder bei einer Raumtemperatur oder bei Temperaturen und mit zugehörigen Zeiten veranlasst werden, welche geringer als die Zeiten und Temperaturen einer normalen Hitzebehandlung sind, zum Beispiel von ungefähr 150 bis ungefähr 375° F für Perioden von ungefähr 10 Minuten bis ungefähr 1 Stunde, wenn bestimmte zusätzliche Niveaus der Kaltbearbeitung bei dem Material vorhanden sind.

Die Aluminiumlegierungsvorstufe der Komponente und die veredelte Komponente können vorzugsweise aus einer Aluminiumlegierung hergestellt werden, welche einem Tempern unterzogen ist, das durch eine künstliche Alterung bis zu ihrem endgültigen Zustand erreicht wird. Diese Vorstufenkomponente wird vorzugsweise in einem lösungsbehandelten/ausgehärteten Zustand bereitgestellt, welcher für die nachfolgende Anwendung einer Verfestigung, Abscheidungshitzebehandlung geeignet ist, aber dies ist noch nicht ihr endgültiger hitzebehandelter Zustand. Optional wird die Vorstufe elektrolytisch oxidiert, vorzugsweise in einer Chromsäurelösung, um das chemische und mechanische Haftvermögen der nachfolgend aufgebrachten Beschichtung auf die Vorstufe zu verbessern und wobei auch vorzugsweise die elektrolytisch oxidierte Oberfläche der Vorstufe nicht verschlossen wird.

Das organische Beschichtungsmaterial wird in einem flüssigen, eingekapselten Zustand auf die elektrolytisch oxidierte, unverschlossene Oberfläche der Vorstufe aufgebracht, welche sich nicht in ihrem endgültigen hitzebehandelten Zustand befindet. Bei dieser Ausführungsform wird die Hitzebehandlung der Vorstufenkomponente anschließend abgeschlossen, um der veredelten Komponente zu ihrer vollständigen Festigkeit zu verhelfen, indem sie bei einer Abscheidungshitzebehandlung auf eine erhöhte Temperatur erhitzt wird. Die Beschichtung wird dann gleichzeitig gehärtet während die erforderten metallurgischen Eigenschaften der Komponente während der Abscheidungshitzebehandlung/Alterung entsprechend der Kombination aus Temperatur(en), Zeit(en) und Umgebung(en) erzielt werden, welche für das entsprechende Aluminiumlegierungsgrundmetall der Flugzeugkomponente spezifiziert sind. Daher ist keine getrennte Härtungsprozedur für die Beschichtung erforderlich, nachdem die beschichtete Komponente hitzebehandelt worden ist.

Bei einer anderen bevorzugten Ausführungsform umfassen die Komponenten solche, welche aus einer Aluminiumlegierung hergestellt worden sind, welche einem Tempern unterzogen wurde, welches durch eine natürliche Alterung erzielt wird. Der Unterschied zwischen einem künstlichen und einem natürlichen Altern ist, dass während der Abscheidungshitzebehandlung ein künstliches Altern ein Aufheizen der Komponente auf eine erhöhte Temperatur für eine verlängerte Periode umfasst. Ein natürliches Altern wird bei einer Raumtemperatur über eine verlängerte Periode bewerkstelligt. Bei der vorliegenden Erfindung kann die Komponente plastisch verformt werden, indem die Komponente während des Herstellungsprozesses kaltbearbeitet wird, bevor sie mit dem organischen Beschichtungsmaterial beschichtet wird und eine natürliche Alterung folgt. Die Komponente wird dann beschichtet und anschließend mit einer modifizierten Wärmebehandlung behandelt, um die Beschichtung zu härten und gleichzeitig für eine Belastungsentlastung oder ein Aushärten zu sorgen. Die zusätzliche Verformung oder Kaltbearbeitung, welche während der Herstellung bezüglich der Komponente und vor einem Härten der Beschichtung vorgenommen wird, ermöglicht, dass die Materialeigenschaften der Komponente innerhalb von akzeptablen Grenzen liegen, wenn die Komponente den Bedingungen einer erhöhten Temperatur ausgesetzt wird, welche erforderlich sind, um die Beschichtung zu härten.

Die Komponente der vorliegenden Erfindung kann nicht hitzebehandelt sein, sondern stattdessen in einem endgültigen Verformungszustand vorliegen, welcher wesentliche Grade einer Kaltbearbeitung aufweist, welche auf ihre metallurgische Struktur aufgebracht wird, entweder bevor oder während der Herstellung. Bei dieser Ausführungsform wird die Vorstufe vorzugsweise 1) bis zu einem Verformungszustand überverformt, welcher größer als derjenige ist, welcher bei der endgültigen Komponente erforderlich ist; 2) optional elektrolytisch in einer Chromsäurelösung oxidiert und nicht verschlossen; 3) mit dem organischen Beschichtungsmaterial beschichtet; und dann 4) gehärtet, um die Beschichtung zu härten und die Vorstufe zu dem erforderlichen Verformungszustand auszuhärten.

Es sei darüber hinaus angemerkt, dass zusätzliche, eingekapselte Beschichtungsschichten zu der ersten Beschichtungsschicht bereitgestellt werden können. Vorzugsweise ist die zweite Beschichtung ein Beschleuniger oder eine klebende Beschichtung, welche vorzugsweise eingekapselte Partikel eines Klebstoffes enthält, welche in einer Suspension gehalten werden. Wie bei der ersten eingekapselten Schicht wird eine Temperatur- oder Druckänderung auf die beschichtete Komponente auferlegt. Das bevorzugte Einbettharz weist vorzugsweise eine chemische Struktur auf, so dass es ein integraler Teil des Klebstoffes wird, welchen es einkapselt. Bevorzugte Einbettharzmaterialien umfassen Polyurethan, Polyvinylchlorid, Silikon, Epoxydharz, Acrylat, Polyimid und Phenolharz, wobei Acrylat besonders bevorzugt wird.

Die vorliegende Erfindung ist auch für die Herstellung von allen Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur bestimmt, welche mit einer ausgewählten eine Korrosion verhindernden Beschichtungsrezeptur kompatibel sind und eine Alterung-/Härtungsperiode erfordern. Die Alterung-/Härtungsperiode kann in einer Umgebung entweder einer erhöhten Temperatur oder einer Raumtemperatur über eine Zeitlang, um ein Härten zu ermöglichen, durchgeführt werden. Wenn es einmal gehärtet ist, ist es vorzuziehen, dass die Beschichtung klebstofffrei ist, um eine Handhabung zu ermöglichen.

Die Beschichtungsdicke, welche durch die vorliegende Erfindung erzielbar ist, kann entsprechend der bevorzugten Endergebniseigenschaften der beschichteten Komponente und der Beschichtung selbst variieren. Vorzugsweise liegt die Dicke der ersten Beschichtung in einem Bereich von 0,005 Zoll (0,013 cm) bis ungefähr 0,010 Zoll (0,025 cm). Die Dicke der zweiten Beschichtung liegt vorzugsweise in einem Bereich von ungefähr 0,0005 Zoll (0,0013 cm) bis ungefähr 0,0015 Zoll (0,038 cm).

Die bevorzugten Korrosion verhindernden Beschichtungen sind solche, welche in der Lage sind, den Durchgang von Wasser, Säuren oder Basen von der Umgebung zu dem Aluminiumsubstrat zu minimieren. Solche Beschichtungen sind entweder hydrophobe Materialien und/oder galvanische Schutzsubstanzen, z.B. SrCr2O4 oder andere Chromate, usw. Solche nützlichen Beschichtungen umfassen hydrophobe Beschichtungen, wie z.B. Polyethylen, Polyethylen/Tetrafluorethylen-Copolymer, Phenolharz, Epoxydharz, Polyamid, Polyurethan, Polyvinylchlorid, Silikon und Novolak mit und/oder ohne Chromatfüllmittel, wobei Polyurethan/Polyharnstoff am meisten bevorzugt ist.

Novolakharze sind Phenol/Formaldehyd-Polymere, welche gebildet werden, indem Phenol mit weniger als einer äquivalenten Menge an Formaldehyd (d.h. mit einem Molverhältnis von ungefähr 1:0,8) in einer säurekatalysierten Reaktion umgesetzt wird. Dies ergibt ein flexibleres Polymer als das standardisierte Phenol-Formaldehyd, was eine leichtere Handhabung und Anwendung ermöglicht, bevor es weiter in einer späteren Stufe vernetzt wird. Daher kann Novolak auf ein Substrat aufgebracht werden und später durch den Zusatz von zum Beispiel Hexamethylen-Tetramin vernetzt werden.

Die zweite Beschichtung, welche auf die erste Schutzbeschichtung aufgebracht wird, umfasst vorzugsweise einen Klebstoff oder einen Primer und ist zu denjenigen Beschichtungen ähnlich, welche für die Verbindung von Platten einer Flugzeugstruktur verwendet werden. Bevorzugte Beschichtungen sind solche, welche in der Lage sind, den Durchgang von Wasser, Säuren oder Basen von der Umgebung zu dem Aluminiumsubstrat zu minimieren und welche auch in der Lage sind, die Substrate zu verbinden und auch ein Dichtungsmittel sind. Darüber hinaus ist die zweite Beschichtung in der Lage, eingekapselte Beschichtungen zur Anwendung bei weiteren Anforderungen bezüglich der Verbindung und der Abdichtung zu adsorbieren. Solche Beschichtungen umfassen Phenolharz, Epoxydharz, Melamin und Polyurethan, wobei Polyurethan/Polyharnstoff am meisten bevorzugt wird.

Erfindungsgemäß ist es am besten, wenn die zweite Beschichtung allein oder sowohl die erste und die zweite Beschichtung eingekapselt ist. Die Beschichtungen werden entsprechend bekannter Einkapseltechniken eingekapselt. Ein Einkapseln ist ein Prozess, wobei eine Substanz, A, in einem Medium dispergiert wird, in welchem diese erste Substanz nicht lösbar ist. Ein Hochgeschwindigkeitsrühren und eine Schervorgang wird angewendet, um die Substanz A in feine, kolloidale Partikel zu dispergieren, wobei eine zweite Substanz, B, hinzugefügt wird, welche in einer monomeren Form vorliegt. Diese zweite Substanz B wird dann polymerisiert, während sie dennoch dem Hochgeschwindigkeitsrühren unterzogen wird. Dies ermöglicht, dass die Substanz A mit der zweiten Substanz, einem Polymer B, eingekapselt wird. Alternativ kann die Substanz A in einer feinen Partikelform erhalten werden und zu einer Lösung der Substanz B hinzugefügt werden, welche die Partikel der Substanz A beschichtet. Die resultierende Mischung wird in eine Vakuumkammer geblasen. Das Lösungsmittel, welches verwendet wird, um die Lösung, welche die Substanz B enthält, herzustellen, wird dann unter Vakuum entfernt, was bewirkt, dass die eingekapselten Partikel herbeigeführt werden und sich auf dem Boden der Kammer sammeln.

Die eingekapselten Beschichtungen können durch irgendein akzeptables Verfahren, welches in dem Bereich vom Aufsprühen von Beschichtungen bekannt ist, auf die Komponentenoberfläche befördert werden. Eine eingekapselte Beschichtung kann, wenn sie in einem wässrigen oder nicht wässrigen Medium aufgelöst ist, auf das Substrat gesprüht werden. Wenn der Nichtlösungsmittelträger verdampft oder austrocknet, bleiben die eingekapselten Partikel übrig. Alternativ können die eingekapselten Partikel elektrostatisch auf die Substratoberfläche gesprüht werden. Es wird darüber hinaus in Erwägung gezogen, dass die zweite Beschichtung vorzugsweise eine Mikrosuspensions-Perlentechnologie verwendet, welche der bekannten Technologie aus dem Bereich des Laserdrucks ähnlich ist. Auf diese Weise wird die zweite Beschichtung, welche auf die einmal beschichtete Komponente aufgebracht wird, vorzugsweise bei einem Aufprall zerbrochen, um eine relativ gleichförmige, endgültige Beschichtung von ungefähr 0,0005 Zoll bis ungefähr 0015 Zoll abzugeben.

Es ist beabsichtigt, dass dieses Mikrobereichszuliefersystem oder perlenartige Zuliefersystem eingesetzt werden kann, um verschiedene Typen von nützlichen Initiatoren oder Katalysatoren einer Flugzeugstrukturkomponente zuzuführen. Solche Initiatoren können in jedem Zustand vorliegen und können Friedel-Crafts-Ionenkatalysatoren, wie z.B. Metallhalogenide, Säuren, Amine, Bortrifluoride, Bortrifluorid-Ätherate usw. sein, sind aber nicht auf diese beschränkt. Der gewählte Katalysator passt vorzugsweise mit den Alterungs-/Härtungsanforderungen der jeweiligen bestimmten Anwendung zusammen.

Zum Zwecke der Handhabung ist es vorzuziehen, dass die Oberfläche der beschichteten Komponente klebstofffrei ist. Dies erfordert, dass die Beschichtung entweder mittels einer Behandlung bei einer Raumtemperatur oder einer erhöhten Temperatur, mittels einer Druckbehandlung oder mittels einer Bestrahlung oder dergleichen gehärtet wird. Vorzugsweise kann eine Beschichtung bei einer Raumtemperatur auf der Komponentenoberfläche verbleiben und wird nach einer geeigneten Zeit, z.B. von ungefähr 2 bis ungefähr 4 Stunden, klebstofffrei. Darüber hinaus ist es beabsichtigt, dass die zweite, eingekapselte Beschichtung der einfach beschichteten Komponente zugeführt wird und nach einer kurzen Zeit härtet; von ungefähr 10 bis ungefähr 30 Minuten.

Um ein Handhaben der beschichteten Komponente zu unterstützen, kann darüber hinaus ein lösbares Papier oder ein lösbarer Film zum Schutz über der Beschichtung angeordnet sein. Der Film ist vorzugsweise derart entworfen, dass er sich von der Oberfläche der Beschichtung löst, ohne die Beschichtung oder ihre Oberfläche negativ zu beeinflussen. Es ist jedoch beabsichtigt, dass das Trennpapier die Beschichtung, welche es überdeckt, bei seiner Entfernung davon aktiviert. Es ist darüber hinaus beabsichtigt, dass der lösbare Film selbst mit einer oder mit mehreren Beschichtungen beschichtet sein könnte, welche dann auf die Komponentenoberfläche, welche bearbeitet wird, übertragen werden, wobei einer optionalen Härtungsvorschrift gefolgt wird. Der lösbare Film wird dann von der Komponente entfernt, wobei der gehärtete Film auf der Komponentenoberfläche geklebt und gehärtet verbleibt. Bevorzugte Filme oder Trennpapiere umfassen Pergaminpapier, fluorierten Ethylen-/Propylen-Copolymer (FEP)-Film, Kraft-Papier, Arma-Ionfilm (fluorierter Trennfilm), Trennpapiere von IVEX Corp., wie z.B. CP-96A (eine glänzende Beschichtung auf einem Papier der 112# Basisgewichtsklasse), und IVEX LC-19 Papiere, wobei die Papiere CP-96A oder IVEX LC-19 insbesondere bevorzugt werden.

Die bevorzugten ausgewählten Temperaturhärtungsbetriebsbedingungen für die vorliegende Erfindung werden durch die Verfügbarkeit des aktiven Katalysators/Initiators und die Reaktivität des Katalysators/Initiators mit der monomeren oder organischen Verbindung, welche die erste Beschichtung umfasst, bestimmt. Zum Beispiel ist Benzoylperoxid, welches vorzugsweise auf ungefähr 80° C erhitzt wird, ein geeigneter Polymerisationsinitiator bei einer radikalischen Polymerisation von einigen Vinylmonomeren, wie z.B. Styrol. Jedoch kann Benzoylperoxid auch bei einer niedrigeren Temperatur eingesetzt werden, wenn für höhere Drücke gesorgt wird. Darüber hinaus kann der ausgewählte Katalysator für die zweite Beschichtung ein aktiver Katalysator sein; d.h. welcher bei einer Raumtemperatur zerfällt, wie z.B. flüssiges Peroxid bei dem Vorhandensein von tertiärem Amin. Es ist jedoch oft notwendig, dass solche reaktive Monomere oder andere, wie z.B. Klebstoffe (Polymere mit einem geringen Molekulargewicht) zu einem in einer Position befindlichen Substrat gemischt und auf dieses aufgebracht werden, bevor es einer weiteren Reaktion, wie z.B. einer Polymerisation, einem Härten, einem Verbinden usw. mit einer anderen klebenden Oberfläche unterzogen wird. Daher wird vorgezogen, alle Komponenten in ein Trägermedium zu mischen, um vor einer Anordnung auf einem Substrat einen relativ homogenen Zustand zu erreichen. Dies gilt für Monomere mit Katalysatoren und auch für Klebstofffilme, welche für eine nachfolgende Verbindung aufgebracht werden. Auf diese Weise werden die Beschichtungen derart aufgebracht, dass kein chemischer Vorgang auftritt, bis es durch ein Erwirken von zum Beispiel einer Temperatur- oder Druckänderung erwünscht ist. Mit anderen Worten werden die aktiven Materialien, welche reagieren sollen, vor einer frühzeitigen Reaktion "geschützt". Daher werden bei einer besonders bevorzugten erfindungsgemäßen Ausführungsform alle "aktiven" Spezies in einem neutralen Medium bereitgestellt, welche aber auf Anforderung auch bei einer Raumtemperatur zum Einsatz bereit sind.

Wie erwähnt wurde, ist ein bevorzugtes Verfahren, solche "aktiven" Materialien in einem schützenden, kolloidalen, kugelartigen Pellet oder einer Kugel einzukapseln, welche, wenn sie einer bestimmten Temperatur oder einem bestimmten Druck ausgesetzt wird, in einer vorhersagbaren Weise aufbricht oder zerreißt, so dass die Oberfläche der Aluminiumkomponentenvorstufe im Wesentlichen gleichförmig beschichtet wird. Diese beschriebene Einkapselungsbeschichtungstechnik der vorliegenden Erfindung kann auch für jeden Katalysator oder Initiator für jede Reaktion, wie z.B. eine Polymerisation, einem Vernetzen von polymeren Klebstoffen, einem Verbinden von Klebstoffen mit Substraten, einem Härten von Elastomeren oder jeder anderen Reaktion, wobei ein Raumtemperaturkatalysator nur auf Anforderung benötigt wird, eingesetzt werden. Diese vorab beschriebene Technik ist vielseitig genug, um mit festen, flüssigen oder gasförmigen Materialien eingesetzt zu werden, was Metallsalze oder anorganische Verbindungen, wie z.B. BF3, einschließt. Darüber hinaus können eingekapselte Klebstoffe latent verwendet werden, um ein Freisetzen zu erzielen, indem die Einkapselungen auf das Substrat aufgebracht werden, dann später die erforderlichen Druck- oder Temperaturänderungen aufgebracht werden, welche erforderlich sind, um die eingekapselten Beschichtungsinhalte freizusetzen.

Es ist dann klar, dass die Einkapselungen oder Pellets, welche entweder auf das Komponentensubstrat oder eine Beschichtung aufgebracht werden, in jeder gewünschten Weise aufgerissen werden können, was ein einfaches Zusammendrücken von zwei Komponenten während oder nach einer Montage einschließt. Wenn solche Pelletschichten aufgrund von Kompressionskräften oder anderen Kräften "bersten", wird eine erwünschte klebend verbundene Schnittstelle zwischen den Komponenten erzielt. Solch ein Verbindungsprozess erhöht die Integrität der primären Beschichtung oder Grundbeschichtung bezüglich der genau zusammenpassenden Oberflächenschnittstellen der Strukturkomponenten stark, was zu einem erhöhten Korrosionsschutz und zu verbesserten Druckabdichtungseigenschaften führt.

Indem darüber hinaus erfindungsgemäß die Verwendung eines Nassdichtungsmittels an den genau zusammenpassenden Oberflächen während einer Flugzeugkomponentenmontage vermieden wird und stattdessen die Komponenten mit schützenden, klebstofffreien Beschichtungen "vorbeschichtet" werden, werden verbesserte klebstofffreie Oberflächen erzeugt. Solche Oberflächen ermöglichen, dass die Komponenten während einer Verarbeitung und einer Montage in einer automatisierten Weise gehandhabt werden, was Produktionskosten und eine Umlaufzeit stark reduziert.

Die bevorzugten erfindungsgemäßen Ausführungsformen betreffen die Herstellung von Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur und die folgende Diskussion hebt solche Ausführungen hervor. Der Einsatz der Erfindung ist nicht auf Komponenten, wie z.B. Häute, Gelenke, Türen, usw. einer Flugzeugtragfläche und eines Flugzeugrumpfes, beschränkt und ist stattdessen allgemeiner anwendbar. Jedoch bietet ihre Verwendung bei Flugzeugstrukturkomponenten besondere Vorteile. Die erfindungsgemäßen Prozeduren behindern in keiner Weise die optimale Funktion der Legierungskomponenten. Im Gegenteil ermöglichen die vorliegenden Verfahren, dass die Komponenten ihre optimalen mechanischen und metallurgischen Eigenschaften beibehalten während für ein äquivalentes oder verbessertes Niveau eines Korrosionsschutzes und eines Druckausgleiches ohne den Nachteilen, welche mit dem Nassdichtungsmittelansatz verbunden sind, gesorgt wird.

"Aluminiumlegierung" oder "Aluminiumsbasis", wie es hier verwendet wird, bedeutet, dass die Legierung mit mehr als 50 Gewichtprozent aus Aluminium, aber mit weniger als 100 Gewichtprozent aus Aluminium besteht. Typischerweise weist die Aluminiumlegierung Aluminium mit ungefähr 85 bis ungefähr 98 Gewichtprozent auf, wobei der Rest aus Zusatzelementen und in einem kleinen Umfang aus Verunreinigungen besteht. Zusatzelemente werden in genau gesteuerten Umfängen hinzugefügt, um die Eigenschaften der Aluminiumlegierung vorhersagbar zu verändern. Zusatzelemente, welche dem Aluminium in Kombination hinzugefügt werden, um seine Eigenschaften zu verändern, umfassen zum Beispiel Magnesium, Kupfer und Zink wie auch andere Elemente.

Die Aluminiumlegierung kann hitzebearbeitbar sein. Bei Flugzeugstrukturkomponenten, welche genau zusammenpassende Oberflächen aufweisen, wie z.B. Häute, Versteifungen, Rahmen, Türen, Gelenke, usw. einer Tragfläche und eines Rumpfes, wird es bevorzugt, dass ihre genau zusammenpassenden Oberflächen "vorbeschichtet" werden, was dem Abschluss ihres normalen Herstellungszyklus vor einer endgültigen Montage folgt, obwohl eine Beschichtung von großen Abschnitten des Aluminiums auch während oder nach der endgültigen Montage beschichtet werden könnte. Die Komponente, wie z.B. eine Tragflächenhaut oder eine Versteifung einer Tragflächenhaut, wie z.B. ein Stringer, wird zuerst in einer erwünschten Form hergestellt. Die Zusatzelemente werden derart ausgewählt, dass die hergestellte Form bearbeitet werden kann, dass sie einen relativ weichen Zustand aufweist, vorzugsweise indem sie für eine Zeitperiode auf eine erhöhte Temperatur erhitzt wird und danach bis auf eine niedrige Temperatur abgeschreckt wird. Dieser Prozess wird als "Lösungshitzebehandlung" oder „Aushärten" bezeichnet. Bei dem Prozess der Lösungshitzebehandlung/Aushärtung werden verunreinigende Elemente in die Legierungsmatrix gelöst (d.h. Lösungsbehandlung) und verbleiben durch das schnelle Abschrecken in Lösung und die Matrix selbst wird gleichzeitig ausgehärtet.

Nachdem die Komponente lösungsbehandelt/ausgehärtet ist, kann sie weiter bearbeitet werden, um ihre Festigkeit mehrfach zu verbessern, damit sie die erwünschten Hochfestigkeitseigenschaften aufweist. Eine solche Bearbeitung, typischerweise durch einen Ausscheidungs-Härtungs/Alterungs-Prozess, kann durch ein Aufheizen für eine Zeitperiode auf eine erhöhte Temperatur (was als künstliches Altern bezeichnet wird) oder durch ein Halten über eine längere Zeitperiode bei einer Raumtemperatur (was als natürliches Altern bezeichnet wird) bewerkstelligt werden. Herkömmlicherweise erzeugen gemäß der Terminologie des Aluminiuminteressenverbands verschiedene Behandlungen zum künstlichen Altern und Ausscheidungshitzebehandlungen (einige in Kombination mit einer Zwischenverformung oder einer Kaltbearbeitung) die Grundtemperbedingungen T6, T7, T8 oder T9. Eine Ausscheidungsbehandlung zur natürlichen Alterung erzeugt die Grundtemperbedingungen T3 oder T4. Legierungstypen und dergleichen gemäß der Terminologie zur Hitzebehandlung des Aluminiumsinteressenverbands sind dem Fachmann im Bereich der Metallurgie bekannt und werden hier verwendet. Einige Legierungen erfordern ein künstliches Altern und andere Legierungen können durch beide Arten gealtert werden. Die behandelten Strukturkomponenten der vorliegenden Erfindung sind im Allgemeinen aus beiden Materialtypen hergestellt.

Bei beiden Typen einer Alterung tritt eine Verfestigung als ein Ergebnis der Bildung von Sekundärphasenpartikeln in der Aluminiumlegierungsmatrix auf, welche typischerweise als Abscheidungsprodukte bezeichnet werden. Zusammenfassend werden alle Prozessschritte, welche zu ihrer Verfestigung führen, im Allgemeinen als "Hitzebehandlung" bezeichnet, wobei die Komponente für eine oder mehrere Perioden über eine Zeitdauer einer erhöhten Temperatur ausgesetzt wird. Erhitzungs- und Abkühlungsraten werden derart ausgewählt, dass sie bei einer Erstellung der erwünschten endgültigen Eigenschaften unterstützen. Die Temperaturen, Zeiten und andere Parameter, welche erforderlich sind, um bestimmte Eigenschaften zu erzielen, sind dem Fachmann in dem Bereich von Aluminium basierten Legierungen und der Metallurgie bekannt.

Die 7150-Legierung ist eine spezielle, künstlich gealterte Legierung auf Aluminiumbasis von einem besonderen Interesse für Anwendungen bei Flugzeugstrukturen. Die 7150-Legierung weist eine Zusammensetzung von ungefähr 2,2 Gewichtprozent Kupfer, von ungefähr 2,3 Gewichtprozent Magnesium, 6,4 Gewichtprozent Zink, ungefähr 0,12 Gewichtprozent Zirconium und den Rest Aluminium plus wenige Verunreinigungen auf. Andere geeignete Legierungen umfassen hitzebehandelbare Aluminiumlegierungen der Serien 2000, 4000, 6000 und 7000. Die 7150-Legierung ist kommerziell von verschiedenen Aluminiumfirmen einschließlich AL-COA, Reynolds und Kaiser verfügbar.

Nachdem die Komponente auf die erwünschte Form hergestellt worden ist, wird die 7150-Legierung vollständig lösungsbehandelt/ausgehärtet, damit sie eine endgültige Zugfestigkeit von ungefähr 42.000 Pfund pro Quadratszoll (psi) und eine Streckfestigkeit von ungefähr 24.000 psi bei einer endgültigen Dehnung von ungefähr 12%, oder wie es sonst erforderlich ist, aufweist (1 psi = 6895 Pa). Dieser Zustand wird gewöhnlicherweise nach der Herstellung der Komponente einschließlich einer Bearbeitung, einem Schmieden oder einem anderen Formen der Komponente in die erwünschte Form erzielt. Dieser Zustand wird hier als der "unbehandelte Zustand" bezeichnet, da er dem endgültigen Alterungs-/Ausscheidungshitzebehandlungszyklus vorhergeht, welcher erforderlich ist, um die Festigkeit und andere Eigenschaften des Materials zu optimieren. Die Komponente kann vor dem verfestigenden Ausscheidungshitzebehandlungsprozess mehreren formgebenden Vorgängen ausgesetzt werden und periodisch wieder ausgehärtet werden, wenn es erforderlich ist. Nach der Formgebung (und optional einem wiederholten Aushärten) kann die 7150-Legierung bei einer Temperatur von ungefähr 250° F über ungefähr 24 Stunden hitzebehandelt werden.

Eine alternative zweistufige Hitzebehandlung kann verwendet werden. Diese Behandlung umfasst eine erste Hitzebehandlung der Komponente bei einer Temperatur von ungefähr 225° F über ungefähr 6 Stunden bis ungefähr 8 Stunden. Die Temperatur wird danach auf ungefähr 250° F (121° C) bis ungefähr 350° F (177° C) über eine Periode von ungefähr 6 Stunden bis ungefähr 10 Stunden erhöht, wobei ein Abkühlen mit Umgebungsluft folgt. Dieser endgültige Zustand einer Hitzebehandlung, welcher als T77511-Zustand bezeichnet wird, erzeugt eine Festigkeit von ungefähr 82.000 psi bis ungefähr 89.000 (1 psi = 6895 Pa) bei der 7150-Legierung, welche für Anwendungen bei Flugzeugstrukturkomponenten geeignet ist.

Es sollte angemerkt werden, dass zusätzliche, optionale Schritte in die vorab beschriebenen bevorzugten Verfahren eingefügt werden können. Bei einem besonders bevorzugten optionalen Schritt wird die Komponente anfangs optional chemisch geätzt, einem Strahlputzen unterzogen oder anderweitig bearbeitet, um ihre Oberfläche aufzurauen und anschließend in einer Chromsäurelösung elektrolytisch oxidiert. Eine Chromsäurelösung ist kommerziell verfügbar und wird hergestellt, indem Chromtrioxid in Wasser gelöst wird. Die Chromsäurelösung weist vorzugsweise ein Konzentration von ungefähr 4% Chromat in Wasser bei einer Temperatur von ungefähr 90° F (32° C) bis ungefähr 100° F (38° C) auf. Der Abschnitt oder die Komponente, welche elektrolytisch oxidiert werden soll, wird die Anode in der sanft bewegten Chromsäurelösung bei einer angelegten Gleichspannung von ungefähr 18 V bis ungefähr 22 V. Das elektrolytische Oxidieren wird vorzugsweise über ungefähr 30 Minuten bis ungefähr 40 Minuten fortgesetzt, aber kürzere Zeiten wurden auch als ausreichend bewertet. Der Vorgang des elektrolytischen Oxidierens erzeugt eine stark klebende Oxidoberflächenschicht einer Dicke von ungefähr 0,001 Zoll bis ungefähr 0,003 Zoll (1 Zoll = 2,54 cm) auf dem Aluminiumlegierungsabschnitt, wobei die Oberflächenschicht das Anhaften der nachfolgend aufgebrachten ersten organischen Beschichtung fördert.

Der optionale Prozess des elektrolytischen Oxidierens, vorzugsweise in einer Chromsäure, welcher vor einem Aufbringen der Beschichtung durchgeführt wird, dient dazu, eine starke chemische und mechanische Verbindung der organischen Beschichtung mit dem Substrat des Aluminiumlegierungsabschnitts zu fördern. Die Verbindung wird sichtbar sowohl durch physikalische, mechanische Arretierungseffekte als auch durch das Chromat aktivierte chemische Verbindungseffekte gefördert. Um den physikalischen, mechanischen Arretierungseffekt zu vergrößern, wird die elektrolytisch oxidierte Oberfläche nicht chemisch gegen einen weiteren Wassereintritt nach dem Prozess des elektrolytischen Oxidierens verschlossen. Die nachfolgend aufgebrachte und gehärtete organische Beschichtung dient dazu, die elektrolytisch oxidierte Oberfläche zu verschließen.

Das erste Beschichtungsmaterial, welches vorab beschrieben wird, wird vorzugsweise in einer ungefähr 100-prozentigen festen Lösung mit geringer Viskosität oder in einem "reinen" Material bereitgestellt, so dass es leicht und gleichmäßig aufgetragen werden kann. Die gewöhnliche Funktion des Beschichtungsmaterials ist, das Grundmetall, auf welches es aufgetragen wird, vor einer Korrosion zu schützen, was zum Beispiel eine herkömmliche elektrolytische Korrosion, eine galvanische Korrosion und eine Belastungskorrosion einschließt. Das erste Beschichtungsmaterial ist eine Rezeptur, welche hauptsächlich eine organische Zusammensetzung umfasst, aber auch Zusätze enthalten kann, um die Eigenschaften der endgültigen Beschichtung zu verbessern. Die Beschichtung kann auch anfangs in einer Trägerflüssigkeit gelöst sein und eingekapselt sein, wenn es erwünscht ist. Nach einem Auftragen wird das Beschichtungsmaterial einer Umgebungsänderung bezüglich der Temperatur und/oder des Drucks ausgesetzt, um die Einkapselung aufzubrechen. Die Beschichtung wird dann auf die Substratsoberfläche der Komponente freigesetzt, wo sie anschließend gehärtet wird, um strukturelle Veränderungen innerhalb der organischen Beschichtung, typischerweise ein Vernetzen von organischen Molekülen, zu bewirken, um die Adhäsion und Kohäsion der Beschichtung zu verbessern.

Mehrere härtbare organische Beschichtungsmaterialien sind verfügbar und können bei dem vorliegenden Prozess eingesetzt werden. Ein bevorzugtes Beschichtungsmaterial dieses Typs umfasst Harz, welches mit einem oder mehreren Weichmachern gemischt ist, andere organische Komponenten, wie z.B. Polytetrafluorethylen, und anorganische Zusätze, wie z.B. Aluminiumpulver und/oder Chromate, wie z.B. Strontiumchromat, Bariumchromat, Zinkchromat, und dergleichen. Eine solche bevorzugte erste härtbare organische Beschichtung ist Hi-Kote F/S1TM, welche durch die Hi-Shear Corp. (Torrance, Calif.) hergestellt wird. Alternativ können nicht chromsaure Beschichtungen verwendet werden. Diese Beschichtungsmaterialien werden vorzugsweise in einem lösbaren Lösungsmittel gelöst, welches in einer Menge vorhanden ist, um eine erwünschte Konsistenz abhängig von der ausgewählten Anwendung zu erzeugen. Das Lösungsmittel kann eine Ethanolmischung sein, aber vorzugsweise ist es ein wässriges Medium. Phenolharz, Urethan (Polyurethan und Polyharnstoff), Epoxydharz, Melamin, Acrylat und Silicon sind repräsentative Beispiele der bevorzugten eingekapselten Klebstoffe in der zweiten Beschichtung. Eine bevorzugte zweite Beschichtung ist auf Polyurethan/Polyharnstoff basiertes HI-Kote F/S2TM, welches von Hi-Shear Corp. (Torrance, Calif.) hergestellt wird.

Bei den bevorzugten Ausführungsform wird das Grundmetall der Flugzeugstrukturkomponente und die aufgetragene Beschichtung zusammen auf eine geeignete erhöhte Temperatur aufgeheizt, um zwei Resultate gleichzeitig zu erzielen. In diesem einzigen Schritt wird die Aluminiumlegierung durch ein künstliches Altern in ihren endgültigen erwünschten Festigkeitszustand mittels einer Ausscheidung hitzebehandelt, und die Beschichtung wird in ihren erwünschten, endgültigen verbundenen Zustand gehärtet. Vorzugsweise wird die Temperatur und die Zeit für diese Wärmebehandlung derart ausgewählt, dass sie diejenigen sind, welche erforderlichen sind, um die erwünschten Eigenschaften der Aluminiumlegierung, des Grundmetalls, zu erzielen, wie es bei den in der Industrie akzeptierten und geprüften Prozessstandards für diese bestimmte Aluminiumbasislegierung der Fall ist.

Wie hier offenbart ist, kann das Härten der Beschichtung größere Veränderungen bezüglich der Zeit und bezüglich der Temperatur mit im Vergleich zu der Hitzebehandlung des Metalls akzeptablen Ergebnissen aufweisen. Erfindungsgemäß weisen die gehärteten Beschichtungen akzeptable Materialeigenschaften wie auch ein zufriedenstellendes Haftvermögen an dem Aluminiumlegierungssubstrat und andere entsprechende Eigenschaften während einer Verwendung auf.

Für den Fall der bevorzugten 7150-Aluminiumsgrundlegierung und einer 'Hi-Kote F/S'-Beschichtung, welche repräsentativ für die vorab diskutierten Beschichtungen ist, ist die bevorzugte Hitzebehandlung der T77511-Ausscheidungs-Hitzebehandlungs-Alterungsprozess der 7150-Legierung über 6–8 Stunden bei 225° F (107° C), gefolgt von eine Erhöhung von 225° F (107° C) auf 350° F (177° C), gefolgt von einem Halten der Temperatur auf 350° F über 6–10 Stunden, mit einem Abkühlen auf Raumtemperatur durch Umgebungsluft.

Daher umfasst die Ausscheidungshitzebehandlungsprozedur der künstlich gealterten Aluminiumlegierungskomponente wesentlich längere Zeiten bei verschiedenen Temperaturen, als es durch den Hersteller der organischen Beschichtung empfohlen wird. Es gab anfänglich Bedenken, dass die höheren Temperaturen und längeren Zeiten, welche oberhalb von denjenigen liegen, die für die standardisierte Härtungsprozedur der Beschichtung erforderlich sind, die Beschichtung und ihre Eigenschaften während einer Verwendung verschlechtern. Es wurde jedoch erkannt, dass die erste Beschichtung stark an der Grundmetallaluminiumlegierung anhaftet und auch intern stark kohärent ist. Die erste Beschichtung weist vorzugsweise eine Dicke von ungefähr 0,005 bis ungefähr 0,010 Zoll nach der Hitzebehandlung auf.

Die zweite eingekapselte Beschichtung, d.h. Phenolharz, Urethan, Melamin, usw., wird vorzugsweise in einem wässrigen Medium gelöst und auf das Substrat aufgetragen. Das Lösungsmittel, vorzugsweise Wasser, kann verdampfen, wobei die Partikel der eingekapselten Beschichtung übrig bleiben. Die endgültige Beschichtungsdicke beträgt ungefähr 0,0005 Zoll bis ungefähr 0,0015 Zoll (1 Zoll = 2,54 cm). Die beschichtete Komponente ist dann für eine Montage, entsprechend ihres Typs, bereit. Für den Fall des Tragflächenfeldes wird sie mit verschiedenen Stringern, Rippen, Holmen, usw. montiert.

Der Installationsschritt gibt einen der Vorteile der vorliegenden Erfindung wider. Wenn die Beschichtungen nicht vor einer Montage auf die Komponente aufgetragen werden, ist es notwendig, ein zähflüssiges Nassdichtungsmaterial auf den genau zusammenpassenden Oberflächen anzuordnen, um die sich berührenden Oberflächen zu beschichten, wenn die passenden Komponenten entweder montiert oder installiert werden. Das Nassdichtungsmaterial ist potentiell giftig für Arbeiter, ist schmutzig und es ist schwierig, mit ihm zu arbeiten und erfordert eine umfangreiche Reinigung (sowohl der Werkzeuge als auch der freiliegenden Oberflächen des resultierenden Flugzeugabschnitts) mit ätzenden chemischen Lösungen nach einer Installation der Komponente. Darüber hinaus ist erkannt worden, dass das Vorhandensein von Rückständen und Nassdichtungsmitteln das Haftvermögen der später aufgetragenen Farbe oder anderweitiger Deckschichten auf die montierten Komponenten behindert. Der vorliegende Beschichtungsansatz überwindet diese Probleme. Als ein Ergebnis der vorliegenden Erfindung wird ein Nassdichtungsmittel während der Installation und der nachfolgenden Montage nicht benötigt oder eingesetzt.

Darüber hinaus ist es äußerst vorteilhaft, die schützende Beschichtung der genau zusammenpassenden Oberfläche der vorliegenden Erfindung auf Aluminiumlegierungskomponenten einer Flugzeugstruktur aufzubringen, um eine automatisierte Montage und Inspektion von Teilen zu ermöglichen. Da die Teile vorab beschichtet werden, gibt es keine Möglichkeit für einen menschlichen Fehler bei der geeigneten Behandlung einer genau zusammenpassenden Oberfläche. Die vorliegende Erfindung erhöht darüber hinaus die Integrität, Konsistenz und Funktionsfähigkeit von genau zusammenpassenden Oberflächen eines Flugzeugs und verbessert genauso eine existierende Aufbewahrung, eine allgemeine Handhabung, eine Installation und Montagesysteme von Teilen. Zusammenfassend ermöglicht die vorliegende Erfindung, dass die beschichteten Komponenten alle mechanischen und metallurgischen Eigenschaften und den erforderlichen Grad eines Korrosionsschutzes behalten, ohne irgendwelche Nachteile der Korrosionsbehandlungen mit Nassdichtungsmitteln aufzuweisen.


Anspruch[de]
Verfahren zur Herstellung einer Aluminiumlegierungsflugzeugkomponente, die Schritte umfassend sind:

– Bereitstellen einer Aluminiumlegierungskomponentenvorstufe mit genau zusammenpassenden Oberflächen, wobei das Ausgangsmaterial in einen endgültigen Zustand härtbar ist, wobei die Legierung ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Aluminiumlegierungen der Reihe 2000, 4000, 6000 und 7000;

– Bereitstellen eines eingekapselten härtbaren organischen Beschichtungsmaterials bei ungefähr Raumtemperatur, wobei das organische Beschichtungsmaterial ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Phenolharzen, Epoxyharzen, Siliconen, Novolakharzen, Acrylaten, Polyvinylchloriden, Polyimiden, Melaminharzen, Polyurethanen und Polyharnstoffen;

– Beschichten der genau zusammenpassenden Oberflächen des Ausgangsmaterials der Komponente mit dem organischen Beschichtungsmaterial mit einer Dicke von ungefähr 0,013 bis ungefähr 0,025 cm (0,005 bis ungefähr 0,010 Zoll); und

– Behandeln des beschichteten Ausgangsmaterials der Aluminiumlegierungskomponente, um sowohl das Aluminium in den endgültigen Zustand zu versetzen als auch die organische Beschichtung zu härten.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Schritt der Behandlung der beschichteten Aluminiumlegierungskomponente eine Hitzebehandlung umfasst. Verfahren nach Anspruch 2, wobei der Schritt der Behandlung der beschichteten Aluminiumlegierungskomponente eine Abscheidungshitzebehandlung umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–3, wobei der Schritt der Behandlung der beschichteten Aluminiumlegierungskomponente eine Druckbehandlung umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–4, darüber hinaus die Schritte umfassend:

Positionieren der beschichteten Aluminiumlegierungskomponente in eine Montagestellung, bei welcher eine zweite Komponente berührt wird; und

Bereitstellen einer Kompressionskraft bezüglich mindestens einer Komponente.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–5, wobei der Schritt des Bereitstellens einer Aluminiumlegierungsvorstufe ein Bereitstellen einer Flugzeugkomponente umfasst, welche ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Häuten, Versteifungen, Rahmen und Gelenken einer Tragfläche und eines Rumpfes. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–6, wobei der Schritt des Bereitstellens einer Aluminiumlegierungsvorstufe den Schritt eines Bereitstellens einer Tragflächenhaut und Komponenten davon umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–7, wobei der Schritt des Bereitstellens einer Aluminiumlegierungskomponentenvorstufe sie in ihren vollständig lösungsbehandelten und ausgehärteten Zustand bringt. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–8, wobei die organische Beschichtung gehärtet wird und im Wesentlichen gleichzeitig die Komponentenvorstufe in den endgültigen Zustand versetzt wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–9, wobei der Schritt der Behandlung der Komponentenvorstufe eine Bereitstellung einer Hitzebehandlung umfasst, welche ausreicht, um die eingekapselte Beschichtung aufzubrechen, um eine gleichmäßige Beschichtung auf der Oberfläche der Aluminiumlegierungskomponentenvorstufe zu verteilen. Verfahren nach Anspruch 1–10, weiter den Schritt eines Bereitstellens und Aufbringens einer zweiten Beschichtung auf die einmal beschichtete Komponente umfassend. Verfahren nach Anspruch 11, wobei das zweite Beschichtungsmaterial eine eingekapselte Beschichtung ist. Verfahren nach einem der Ansprüche 11–12, wobei die zweite Beschichtung ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Phenolharzen, Epoxyharzen, Melaminharzen, Polyurethanen und Polyharnstoffen. Verfahren nach Anspruch 13, wobei die zweite Beschichtung mit einer Dicke von ungefähr 0,0013 bis ungefähr 0,0038 cm (0,0005 bis ungefähr 0,0015 Zoll) aufgetragen wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 1–10, weiter die Schritte umfassend:

Bereitstellen eines zweiten eingekapselten Beschichtungsmaterials;

Beschichten der hitzebehandelten Aluminiumlegierungskomponente mit einem zweiten eingekapselten Beschichtungsmaterial; und

Aufbrechen des zweiten eingekapselten Beschichtungsmaterials, um eine gleichmäßige Beschichtung aufzubringen.
Verfahren nach Anspruch 15, wobei der Schritt des Bereitstellens eines zweiten eingekapselten Beschichtungsmaterials darüber hinaus ein Bereitstellen eines Katalysators umfasst. Verfahren nach Anspruch 15 oder 16, wobei der Schritt des Bereitstellens einer zweiten Beschichtung den Schritt eines Bereitstellens eines Katalysators umfasst, welcher ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Friedel-Crafts-Katalysatoren, Friedel-Crafts-Basen, Peroxiden und Azo-bis-nitrilen. Verfahren nach Anspruch 15, 16 oder 17, wobei der Schritt des Bereitstellens eines zweiten eingekapselten Materials ein Bereitstellen eines Klebstoffes als eine im Wesentlichen gleichmäßige Schicht mit einer Dicke von ungefähr 0,0013 bis ungefähr 0,0038 cm (0,0005 Zoll bis ungefähr 0,0015 Zoll) umfasst. Verfahren nach Anspruch 18, wobei der Schritt des Bereitstellens einer zweiten Beschichtung darüber hinaus ein Bereitstellen eines Klebstoffes umfasst, welcher ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Phenolharzen, Urethanen, Epoxyharzen und Melaminharzen. Verfahren nach einem der Ansprüche 15–19, wobei der Schritt des Aufbrechens des zweiten Beschichtungsmaterials den Schritt eines Freisetzens des zweiten Beschichtungsmaterials durch Hitzebehandlung umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 15–20, weiter den Schritt eines Freisetzens des zweiten Beschichtungsmaterials umfassend, indem das zweite eingekapselte Beschichtungsmaterial einem erhöhten Druck von ungefähr 10.3 MPa bis ungefähr 17,2 MPa (1500 bis ungefähr 2500 psi) ausgesetzt wird. Verfahren nach einem der Ansprüche 15–21, weiter den Schritt eines Freisetzens des zweiten Beschichtungsmaterials umfassend, indem ein Druck auf die Oberfläche der beschichteten Komponente aufgebracht wird. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiter den Schritt eines elektrolytischen Oxidierens der Komponente umfassend, bevor die erste Beschichtung aufgebracht wird. Verfahren nach Anspruch 23, wobei der Schritt der Hitzebehandlung der Komponente den Schritt eines Erhitzens der Komponente auf eine Temperatur von ungefähr 48,9 bis ungefähr 82,2° C (120 bis ungefähr 180° F) über eine Zeit von ungefähr 20 Minuten bis ungefähr 1 Stunde umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 23–24, weiter den Schritt eines Bereitstellens eines Drucks auf die Komponente umfassend, welcher von dem Umgebungsdruck unterschiedlich ist. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Komponente natürlich gealtert wird. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Komponente künstlich gealtert wird. Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Schritt des Behandelns der beschichteten Aluminiumlegierungskomponente eine Hitzebehandlung umfasst und darüber hinaus umfasst:

Bereitstellen einer zweiten Beschichtung bezüglich der hitzebehandelten beschichteten Komponente, um eine zweifach beschichtete Komponente auszubilden; und Positionieren der Komponente für eine Montage.
Verfahren nach Anspruch 28, weiter den Schritt eines Positionierens der zweifach beschichteten Komponente in eine endgültige Montageposition umfassend. Verfahren nach Anspruch 28 oder 29, weiter den Schritt eines Bereitstellens einer Kraft auf die zweifach beschichtete Komponente umfassend, welche ausreicht, um die Einkapselungen der zweiten Beschichtung freizusetzen. Verfahren nach einem der Ansprüche 28–30, wobei der Schritt des Bereitstellens einer Kraft bezüglich der Komponente ein Bereitstellen eines Drucks in dem Bereich von ungefähr 10,3 MPa bis ungefähr 17,2 MPa (1500 psi bis ungefähr 2500 psi) umfasst. Verfahren nach einem der Ansprüche 28–31, wobei der Schritt des Bereitstellens einer Kraft bezüglich der Komponente eine Kompressionskraft in dem Bereich von ungefähr 10,3 MPa bis ungefähr 17,2 MPa (1500 psi bis ungefähr 2500 psi) bereitstellt.






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