(57)【要約】【課題】本発明は、航空機上の損傷を受けた外部スキン領域を修復する方法に関するものであり、メッキ層に生じ得る損傷を修復することが可能である。【解決手段】メッキ層は、旅客機の外部スキンに接着され、損傷のない状態の外部スキンを腐食から保護するものである。この方法によって、付帯的な再加工を行うことなく、損傷の存在する領域においてメッキ層を再生することができる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
塗布技術を使用して、航空機の損傷を受けた外部スキンの領域にある損傷箇所を修復する方法であって、
（ａ）前記損傷箇所と一体化されている前記損傷箇所にピストル出口を一定の距離（ｘ）で向ける工程と、
（ｂ）次に、第２ピストル入口上に提供され、約１００℃の温度を有する搬送ガスを制御された態様において第２ピストル充填チャネルを通して流す工程と、
（ｃ）次に、第１ピストル充填チャネルの出口における気体流によって真空が生成され、前記搬送ガスをピストルポートチャネルの中に流す工程と、
（ｄ）次に、第１ピストル充填チャネルを通して第１ピストル充填入口において供給される複数のアルミニウム粉末粒子を発生された真空の結果として吸入されるように流す工程と、
（ｅ）前記ピストルポートチャネルの中に前記粒子を導入し、前記搬送ガスの前記気体流によって前記粒子をとらえる工程と、
（ｆ）次に、前記とらえられた粉末粒子と、前記搬送ガスの前記気体流とを、粉末粒子気体混合物に組み合わせ、５００ｍ／秒乃至１０００ｍ／秒の気体粒子速度（Ｖｐ）で前記ピストルポートチャネルを通して流れ、前記ピストル出口において放出される粉末粒子気体混合物を前記施工箇所上の基板に衝突させる工程と、
（ｇ）前記粉末粒子気体混合物を前記施工箇所上の基板上に衝突させ、前記粉末粒子気体混合物の前記粉末粒子を前記基板上に衝突させると、前記施工箇所における前記粒子の運動エネルギによって、ほぼ点状の態様または平坦な塗布によってアルミニウムの接着を実現する工程と、
（ｈ）前記損傷箇所の領域にわたる前記ピストル出口の表面分散的に前記損傷箇所にわたって広がる運動の結果として、前記接着をアルミニウム層に広げる工程と、
（ｉ）前記損傷箇所を前記アルミニウム層によって均等にする工程とを含み、
前記アルミニウム粉末粒子の粒子組成が、約９０％乃至１００％部分のアルミニウムを有するほぼ純粋なアルミニウムを用いて使用され、
複数の均等に実現された隣接するアルミニウム凝集体を有する前記アルミニウム層は、粒子が高密度かつ接着性の基板施工として実現し、
損傷箇所の修復される表面の寸法の関数として変化する前記距離（ｘ）は、６ｃｍ乃至３０ｃｍの間で許容され、
その結果、前記基板上の前記アルミニウム層の接着が不十分であることによる前記損傷箇所の後処理時間がなくなる、ことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記損傷が、メッキ層上の局所化した損傷箇所に関連し、前記メッキ層が、外部スキン状に塗布され、前記外部スキンを腐食性の損傷から保護するように適合し、
前記塗布技術が、冷ガスピストルを用いた冷ガス噴霧を含み、
前記ピストルが、入口側に接続された２つのピストル充填チャネルを含む内部構造を有し、
前記ピストル充填チャネルが、ピストルポートチャネルの中に開き、ピストルバレルの中に配置され、ピストル出口に接続される、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記アルミニウム層が、０．０１ｍｍ乃至０．５ｍｍの層厚を有し、前記工程（ｉ）によって実現する、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記工程（ｄ）の前記アルミニウムの粉末粒子が、２μｍ乃至５００μｍの粒径を有して供給される、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記損傷箇所の前記後処理時間が、前記航空機の前記外部スキンの領域を有する前記アルミニウム層の空力的な補償のみに制限され、
前記補償が、過剰なアルミニウム層領域を研磨することによって、前記外部スキンに対して平面でないようにコーティングされたアルミニウム層領域を収縮させて実現する、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記損傷箇所の補償のために、非常に少ない酸化物部分を含む１つ以上のアルミニウムの層が、塗布され、前記基板上の光回析溶射層よりも高密度に接着される、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記使用方法が、メッキされた航空機スキンシート上の損傷を受けた領域を適切に修復すること、好ましくは腐食から保護するメッキ層を補強すること、窪み、へこみの少なくとも一方を充填すること、損傷を受けた領域を補強することによって損傷を受けていない領域へと漸進的に遷移すること、および亀裂を閉じることのために提供される、ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記航空機の前記外部スキン上の窪みによって損傷の外観が示され、スクラッチング効果によって視認可能なあらゆる損傷を取り除くように適合する、ことを特徴とする請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機上の損傷を受けた外部スキン領域を修復する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
溶射という工業的に証明された方法の変形であり、いわゆる「冷ガス噴霧」によって、表面上に金属粉粒子を超音速で塗布することが可能である。
冷ガス噴霧は、他の吹付工法とは対照的に、材料が溶解または融解しない塗布技術に関する。
粉末粒子は、加熱された気体流において、所定の粒子速度に加速され、基板に衝突すると即座にその高い運動エネルギによって、高密度の接着層を形成する。
この方法によって、層、さらには層よりも厚い構造を噴霧し、例えば部品を形成し得る。
熱吹付工法と比較して、冷ガス噴霧は、酸化に影響されやすい材料のコーティングの噴霧に特に適切である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明の目的は、航空機の外部スキン上の損傷を受けた層を修復する解決方法を提供することであり、「冷ガス噴霧」というコーティング技術を考慮に入れ、特定の手作業による費用をかけることなく、環境にやさしい態様で機体への損傷なしに実現するものである。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の例示的実施形態によると、塗布技術を使用して、航空機の損傷を受けた外部スキンの領域にある損傷箇所を修復する方法であって、
（ａ）前記損傷箇所と一体化されている前記損傷箇所にピストル出口を一定の距離（ｘ）で向ける工程と、
（ｂ）次に、第２ピストル入口上に提供され、約１００℃の温度を有する搬送ガスを制御された態様において第２ピストル充填チャネルを通して流す工程と、
（ｃ）次に、第１ピストル充填チャネルの出口における気体流によって真空が生成され、前記搬送ガスをピストルポートチャネルの中に流す工程と、
（ｄ）次に、第１ピストル充填チャネルを通して第１ピストル充填入口において供給される複数のアルミニウム粉末粒子を発生された真空の結果として吸入されるように流す工程と、
（ｅ）前記ピストルポートチャネルの中に前記粒子を導入し、前記搬送ガスの前記気体流によって前記粒子をとらえる工程と、
（ｆ）次に、前記とらえられた粉末粒子と、前記搬送ガスの前記気体流とを、粉末粒子気体混合物に組み合わせ、５００ｍ／秒乃至１０００ｍ／秒の気体粒子速度（Ｖｐ）で前記ピストルポートチャネルを通して流れ、前記ピストル出口において放出される粉末粒子気体混合物を前記施工箇所上の基板に衝突させる工程と、
（ｇ）前記粉末粒子気体混合物を前記施工箇所上の基板上に衝突させ、前記粉末粒子気体混合物の前記粉末粒子を前記基板上に衝突させると、前記施工箇所における前記粒子の運動エネルギによって、ほぼ点状の態様または平坦な塗布によってアルミニウムの接着を実現する工程と、
（ｈ）前記損傷箇所の領域にわたる前記ピストル出口の表面分散的に前記損傷箇所にわたって広がる運動の結果として、前記接着をアルミニウムの層に広げる工程と、
（ｉ）前記損傷箇所を前記アルミニウムの層によって均等にする工程とを含み、
上記アルミニウム粉末粒子の粒子組成が、約９０％乃至１００％部分のアルミニウムを有するほぼ純粋なアルミニウムを用いて使用され、
複数の均等に実現された隣接するアルミニウム凝集体を有する上記アルミニウムの層は、粒子が高密度かつ接着性の基板施工として実現し、
損傷箇所の修復される表面の寸法の関数として変化する上記距離（ｘ）は、６ｃｍ乃至３０ｃｍの間で許容され、
その結果、上記基板上の前記アルミニウム層の接着が不十分であることによる上記損傷箇所の後処理時間がなくなる。
【０００５】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記損傷が、メッキ層上の局所化した損傷箇所に関連し、上記メッキ層が、外部スキン状に塗布され、上記外部スキンを腐食性の損傷から保護するように適合し、上記塗布技術が、冷ガスピストルを用いた冷ガス噴霧を含み、上記ピストルが、入口側に接続された２つのピストル充填チャネルを含む内部構造を有し、上記ピストル充填チャネルが、ピストルポートチャネルの中に開き、ピストルバレルの中に配置され、ピストル出口に接続される。
【０００６】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記アルミニウムの層が、０．０１ｍｍ乃至０．５ｍｍの層厚を有して、上記工程（ｉ）によって実現する。
【０００７】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記工程（ｄ）の上記アルミニウムの粉末粒子が、２μｍ乃至５００μｍの粒径を有して供給される。
【０００８】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記損傷箇所の上記後処理時間が、上記航空機の上記外部スキン領域を有する上記アルミニウム層の空力的な補償のみに制限され、上記補償が、過剰なアルミニウム層領域を研磨することによって、上記外部スキンに対して平面でないようにコーティングされたアルミニウム層領域を収縮させて実現する。
【０００９】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記損傷箇所の補償のために、非常に少ない酸化物部分を含む１つ以上のアルミニウムの層が、塗布され、上記基板上の光回析溶射層よりも高密度に接着される。
【００１０】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記方法は、メッキされた航空機スキンシート上の損傷を受けた領域を適切に修復すること、好ましくは腐食から保護するメッキ層を補強すること、窪み、へこみの少なくとも一方を充填すること、損傷を受けた領域を補強することによって損傷を受けていない領域へと漸進的に遷移すること、および亀裂を閉じることのために使用される。
【００１１】
本発明の別の例示的実施形態によると、上記方法は、上記航空機の前記外部スキン上の窪みによって損傷の外観が示され、スクラッチングの効果によって視認可能なあらゆる損傷を取り除くように適合する。
【００１２】
本発明の一態様によると、メッキ層に生じ得る損傷の修復を可能にし得る方法が提供される。メッキ層は、旅客機の外部スキンに接着され、損傷のない状態の外部スキンを腐食から保護するものである。
この方法によって、付帯的な再加工を行うことなく、損傷の存在する領域においてメッキ層を再生することができる。
【００１３】
航空機構造のための冷ガス噴霧技術の使用方法、ならびにそれに対応する仕様は、遵守すべき技術的工程のパラメータに関するものであり、文献または他のいかなる態様においても公知ではない。
【００１４】
対照的に、旅客機の構造組み立て品において、異なる原因の障害によって、外部スキンに対する損傷、すなわち航空機外部スキンの塗布層に対する損傷が観察され得る。
これらの障害は、見かけ上の特徴によって覆い得るものではなく、従って旅客機のメンテナンスを行っても残り、顧客の目に非常にとまりやすい。
しばしば、スクラッチの形態での損傷がある場合、腐食から保護するための純粋なアルミニウムのメッキ層が貫通されてしまう。その結果、腐食によって、関連する航空機部品の寿命がかなり短縮することがある。
図１から理解できるように、研磨によって処理すると、メッキされていない外部スキンの部品を更に露出してしまうことになる。
従って、航空機構造において、スクラッチ、またはへこみ、または他の原因の破壊の形として生じる、外部スキンの損傷を、その後に優良な層施工によって修復することを可能にするという、対応する要求が存在する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
以下、添付の図面に示す例示的実施形態を参照して、本発明をより詳細に説明する。
まず最初に、本発明をより良好に理解するための基礎となる図１において、コーティングした航空機スキンシートを示す（平面図）。構造的な組み立ての際に（必ずこれが原因となって）、メッキ層７にスクラッチが生じる。
（ここでは）旅客機の外部スキン８上のこの損傷箇所９は、スクラッチを研摩することによってのみ修復可能である。
修復の完了後、腐食から保護するメッキ層７は、対応する侵襲的な施工によって研磨される。
しかしながら、研磨されたスクラッチの外観は、見栄えが悪く、最終的に航空機にラッカーを塗った後にもたいてい残り、したがって顧客にも見られてしまう。
【００１６】
航空機上の損傷を受けた外部スキン領域を修復するための、より望ましい修復の可能性は、公知のコーティング技術の「冷ガス噴霧」を用いて実現できる。ただし、（後述する）技術的仕様をしっかりした方法で厳守することを条件とする。
この技術に、航空機構造にとって重要な変更を加えることによって（その各方法は下記に記載する）、メッキされた航空機スキンシートの損傷を受けた領域の修復を、適切に、高品質に、特に出費なしに完了する可能性が存在する。
損傷を受けた外部スキン領域の適切な修復に関して、考慮すべきすべての基準として、腐食から保護するメッキ層の補強、（見かけを考慮しての）機能層による窪み／へこみの充填、損傷を受けた領域を補強することによって損傷を受けていない領域へと容易に遷移すること、亀裂の閉鎖、が実現される。
【００１７】
上述の方法によって著しい欠陥を取り除くことに関する主な修復は、（従来の修理法による）広がったメッキ層に起因して生じる構造的誤差の発生を防止または少なくとも最低限に制限することに役立つ。
【００１８】
本発明の例示的実施形態によって提供される方法は、航空機の外部スキン領域に損傷が存在する場合に使用可能であり、メッキ層７上の局所化した（固定した）損傷箇所９に関するものである。
後者は、航空機の外部スキン８上に固定的に適用される。航空機の外部スキン８は、任意の腐食性損傷から保護するために、航空機を取り囲む環境の影響に恒久的にさらされる。
図２に従って損傷箇所９を修復することが必要な場合に、航空機上の損傷を受けた外部スキン領域を修復する修復技術が提案されるが、それは従来使用されている技術とは異なる。
公知のコーティング技術「冷ガス噴霧」を変更した使用方法によって、冷ガスピストル１を用いて、この損傷箇所９を修復することを提案する。
冷ガスピストル１は、内部に、第１ピストル充填チャネル２と第２ピストル充填チャネル３とを備え、これらはそれぞれピストル入口に接続される。
第１ピストル充填チャネル２は、粉末粒子１１によって外部的にコーティングされる。粉末粒子１１は、（更に詳細に後述する）チャネル出口側に作用する真空によって、このチャネルを通して吸入される。
第２ピストル充填チャネル３には、圧力をかけられた気体が（パワー粒子１１のための搬送ガス１０として）供給される。この気体は、このチャネルを通して圧入される。
両方のチャネル２、３は、内部に配置されたピストルポートチャネル４に接続し、両方のチャネル２、３は、その中へと開いている。
ピストルポートチャネル４は、ピストル出口６に接続し、ピストルバレル５の中で（ほぼ）水平方向のこの出口の方向に保持される。
噴霧ピストルとして適した冷ガスピストル１の設計は、冷ガス噴霧において同様に考慮されるものであり、専門家の間で一般に公知である。
【００１９】
しかしながら、本発明の一態様によれば、この方法は、損傷を受けた外部スキン領域を修復するために使用可能であり（損傷を受けたメッキ層７は、予想される腐食から航空機構造を実際に保護する）、この方法は、後述する方法工程に関する変更を包含し、航空機構造において使用してもよい。
一連の試験を行ったが、それは、例示的実施形態の結果に関する従来の疑いを取り除くものであった。
【００２０】
例えば、航空機スキンシート上の腐食からの保護を提供する（再び修復する）ために、航空機の外部スキン８に接着されるメッキ層７の損傷箇所の修復を実行する図２の（側面図の）装置（の図）の各々を用いて、以下の工程を、（提供される順序で）技術的に実現する可能性が存在する。
まず（なるべく簡単に示すと）、（上述の）各冷ガスピストル１のピストル出口６は、第２ピストル充填チャネル３（すなわちピストルポートチャネル４）を通過する気体運動を解放させることなく、施工箇所１０に向けられる。
この目的のために、この取り扱いの間に、固定状態に位置するピストルに関する相応の安全性が提供される。
次に、冷ガスピストル１、すなわちピストルバレル５（ピストル出口６）は、一定の長さの技術的に所定の距離ｘにおける損傷箇所９に向けられる（必要に応じて、ピストルを保持するための適切なピボット式または駆動式の支持物によって支持される）。
【００２１】
各実施形態は、以下のように定義される。図２において、例えば（ここでは）内方に折曲した航空機スキンシート８１に接着されるメッキ層７の損傷箇所９は、基準となる航空機スキンシート８１の各曲がったシート領域上で、第１クランプ９ａによって規定される。
各損傷箇所９は、場合によっては、噴霧材料を塗布するための複数の施工箇所１０を有するので、メッキ層７に存在する表面損傷はより大きくなる。図２に示す少なくとも１つの単一施工箇所１０は、航空機スキンシート８１の各曲がったシート領域において、第２クランプ１０ａによって垂直に制限される。
【００２２】
修復される損傷箇所９の表面に依存して、距離ｘ（図２に示す）は、１ｃｍ（小さい表面損傷領域の場合）から３０ｃｍ（大きい表面損傷領域の場合）の範囲であるべきである。
【００２３】
選択される距離ｘの規定と相関する、留意すべき他の特徴としては、供給される気体の提供圧力、ならびにピストル出口６におけるピストルポートチャネル４の（調節可能または一定の）ノズル形状に留意されたい。これらは、損傷箇所９または施工箇所１０における、（コーティングされた粉末粒子施工の）噴霧された材料塗布の、（広い表面または狭い表面または（ほぼ）点状の）凝集体の（設計）を達成する。
【００２４】
冷ガスピストル１の各規定済みの終端位置に関して、冷ガスピストル１にガス供給を確保することがなくなる。（ここで指定される）搬送ガス１２は、第２ピストル充填チャネル３を通して、制御された態様で流される。搬送ガス１２は、第１ピストル充填チャネル２の出口１４においてピストルポートチャネル４の中に入った後に、それぞれの（初期の）真空を生成する。これによって、第１ピストル充填チャネル２を通して、各利用可能な粉末粒子１１の吸入が生じる。
これらの条件下において、第１ピストル充填チャネル２を通して流れるアルミニウムの複数の（塵状の）粉末粒子１１の制御された供給が生じること、ならびにほぼ１００℃の熱を有する搬送ガス１２の第２ピストル充填チャネル３の流れが生じることが保証される。
その後、搬送ガス１２の気体流は、第２ピストル充填チャネル３の出口１３において、ピストルポートチャネル４の中に導入され、粉末粒子１１は、各粉末粒子流からとらえられて吸収され、気体流に合流する。この気体粒子の速度Ｖｐは、５００ｍ／秒〜１０００ｍ／秒である。気体流は、ピストル出口６から出て、施工箇所１０上の基板上に衝突する。各粉末粒子１１が基板上に衝突すると、施工箇所１０における粉末粒子１１の運動エネルギが高くなるので、例えばほぼ点状の態様で、接着性アルミニウムの凝集体が塗布される。
次に、必要に応じて、接着されるアルミニウム凝集体は、アルミニウム層を有し粒子が高密度かつ接着性の基板施工として塗布される。ピストル出口６が付加的な（複数の）隣接するアルミニウム凝集体によって損傷箇所９の領域にわたって表面分散的な運動を行う結果として、損傷箇所９が閉じる。これらはまた、上記の工程に従って実現される。
これらの機能は、損傷箇所９がアルミニウム層によって均等にされるまで実行される。
【００２５】
上記の特徴の各々は、これらの特徴の更なる実施形態によって規定されるものであり、航空機上の損傷を受けた外部スキン領域を修復するために提案される方法は、これらの特徴に従って実行されるべきである。
従って、この方法の実行にあたって、損傷箇所９を均等にするために用いる、留意すべきアルミニウム層は、０．０１ｍｍ〜５ｍｍの層厚を有して実現できることを考慮すべきである。
【００２６】
冷ガスピストル１に供給され、チャネル２、４に導入され、ピストル出口６から出る、アルミニウム製の塵状の粉末粒子１１のサイズは、２μｍ〜５００μｍである。
それに加えて、第２ピストル充填チャネル３に導入される搬送ガス１２の温度は、５０℃〜１５０℃である点に留意すべきである。
【００２７】
この方法は、不活性搬送ガス１２を用いて実行することができる。その理由は、搬送ガスとともに流れる粉末粒子１１のために使用可能な他の搬送ガスを、ピストルポートチャネル４を通して搬送することは、（まず）キャリアとしての流れ媒体「気体」によって実現できるので、他の搬送ガスは除外されないからである。
従って、例えば、利用可能な搬送ガスである（通常の）圧縮空気についても、何の問題も予想し得ない。
【００２８】
上述のように、使用する粉末粒子１１は、純粋なアルミニウムまたはほぼ純粋なアルミニウムを有する粒子組成を有する。
従って、各粉末粒子１１の粒子組成の９０％〜１００％は、アルミニウムである。従って、アルミニウム合金、またはアルミニウム材料を基礎とする別の接着粒子成分から塵状粒子を作ることによって実現可能で、基板に固定して接着可能な、粉末粒子を使用することは、除外されない。
【００２９】
基板上のアルミニウム層の接着が不十分であることによる損傷箇所９の後処理時間がなくなる。
損傷箇所９の後処理は、航空機の外部スキン領域についてアルミニウム層の空力的な平準化を行うことのみに制限される。このことは、過剰なアルミニウム層領域を研摩することによって、外部スキン８に対して平面ではないコーティングされたアルミニウム層領域を収縮させることによって実現される。
【００３０】
また、損傷箇所９を均等にするために、少なくとも１つの（しかしながら場合によっては複数の）アルミニウム層を塗布することができる。この層は、極めて最小限の酸化物部分によって指定され、基板上の光回析層として、より高密度に接着される。
【００３１】
また、方法の実行中に、外部スキン８が７０℃を超えないように加熱することに留意すべきである。
【００３２】
上述の方法は、メッキされた航空機スキンシート上の損傷を受けた領域を適切に修復すること、好ましくは腐食から保護するメッキ層７の再構成すること、窪み、へこみの少なくとも一方を充填すること、損傷を受けた領域を補強することによって損傷を受けていない領域へと容易に遷移すること、ならびに亀裂を閉じることのために用いられる。
【００３３】
また、そのようなすべての損傷をなくす使用方法が考えられる。損傷の種類は、航空機の外部スキン８上に広がった窪みであり、好ましくはスクラッチングの影響によって視認可能な窪みである。
【００３４】
結論として、提案する修復技術は、損傷を受けたメッキ層の修復に適切であり、表面を覆う施工は、金属構造を有害な腐食から保護するはずである。
技術的に所定のプロセスおよび条件を厳守する限り、図２の各組立部品によって実現可能な、提案された方法による純粋なアルミニウムの噴霧を行うと、各メッキ層の損傷箇所は、少なくとも１つの修復層によって充填され、少なくとも５ｍｍ〜１０μｍの層厚（または複数の層を重ね合わせる場合にはさらに厚い層厚）を実現することができる。
これらのステップに従って塗布される層は、極めて最小限の酸化物部分を有し、光回析層としてより高密度に塗布される。
【００３５】
提供される技術による、旅客機（に固有）の損傷を受けた外部スキン領域の（主要な）修復法は、広がったメッキ層７に基づいて使用される一般的な修理法と比較すると、時間を節減し、構造的な誤差をなくす。
【００３６】
なお、「備える」は、他の部材またはステップを除外せず、「１つの」は、多数を除外しない点に留意すべきである。
また、異なる実施形態に関連して記載される部材を組み合わせてもよい。
【００３７】
なお、請求項の参照符号は、特許請求の範囲を制限するものとして解釈されないことに留意すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３８】
【図１】航空機の外部スキンに接着したメッキ層を研摩することによって処理される損傷（スクラッチ）を示す図である。
【図２】メッキ層の損傷箇所を冷ガスピストルによって修復する装置を示す図である。
【符号の説明】
【００３９】
１  冷ガスピストル
２  第１ピストル充填チャネル
３  第２ピストル充填チャネル
４  ピストルポートチャネル
５  ピストルバレル
６  ピストル出口
７  メッキ層
８  （航空機の）外部スキン
９  損傷箇所
９ａ  第１クランプ、垂直収納
１０  施工箇所
１０ａ  第２クランプ、垂直収納
１１  （塵状）粉末粒子
１２  搬送ガス（空気、圧縮空気）
１３  （第２ピストル充填チャネル３の）出口
１４  （第１ピストル充填チャネル２の）出口
１５  第１ピストル入口
１６  第２ピストル出口
ｘ  （ピストル出口６と施工箇所１０との間の）距離
ｙ  （ピストルポートチャネル４の）運動方向
Ｖｐ  気体粒子速度
【図１】
2009538390.tif 000003
【図２】
2009538390.tif 000004
【国際調査報告】
2009538390.tif 000005
2009538390.tif 000006
2009538390.tif 000007