(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転翼航空機のマグネシウム部品であって、
溝を備えるとともに、前記溝の内部に形成された開口凹部を含み、前記開口凹部は、その対向する側面に配置された第１の側壁及び第２の側壁を含んでおり、前記第１の側壁は、前記開口凹部に隣接して位置する堆積物を含み、前記堆積物は、材料が取り除かれた前記第１の側壁の領域内に１つ以上の粉末材料層をコールド・スプレーすることによって形成される、マグネシウム部品。
【請求項２】
前記マグネシウム部品は、ギアボックス・ハウジングである、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項３】
前記粉末材料は、アルミニウムを含む、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項４】
前記側壁から取り除かれた前記材料は、摩耗、腐食、及び点腐食のうちの少なくとも１つを含む、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項５】
前記側壁から取り除かれた前記材料において損傷が生じると予想される、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項６】
前記堆積物は、前記開口凹部の内面から前記側壁の外面まで及ぶ、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項７】
前記堆積物を含む前記マグネシウム部品は、前記マグネシウム部品の当初の寸法と実質的に等しい少なくとも１つの寸法を有する、請求項１に記載のマグネシウム部品。
【請求項８】
前記堆積物は、前記側壁の残りの部分と実質的に面一である、請求項７に記載のマグネシウム部品。
【請求項９】
回転翼航空機のマグネシウム部品内の溝の内部に形成された開口凹部の損傷部分を復元する方法であって、前記開口凹部は、その対向する側面に配置された第１の側壁及び第２の側壁を含んでおり、
摩耗または局部腐食及び点腐食を示すすべての材料を取り除くことによって、前記溝の開口凹部に隣接する前記側壁内に領域を形成することと、
前記領域内に堆積物を形成することであって、前記堆積物が前記側壁及び前記溝の開口凹部の内面と一体的に形成されるように、堆積物を形成することと、
前記堆積物から任意の余分な材料を取り除くことと、
を備えた、方法。
【請求項１０】
前記マグネシウム部品は、回転翼航空機のギアボックス・ハウジングである、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記堆積物は、コールド・スプレー堆積プロセスを通して前記領域に被覆される１つ以上の粉末材料層を含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１２】
前記粉末材料は、アルミニウムを含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記堆積物は、前記開口凹部の内面から前記側壁の外面まで延在するとともに、前記側壁からすべての損傷を完全になくすように構成された深さを有する、請求項９に記載の方法。
【請求項１４】
前記堆積物が側壁の外面と実質的に面一となるように、余分な材料を取り除く、請求項９に記載の方法。
【請求項１５】
前記堆積物を含む前記マグネシウム部品の少なくとも１つの寸法が、その当初の寸法と実質的に等しくなるように余分な材料を取り除く、請求項９に記載の方法。
【請求項１６】
回転翼航空機のマグネシウム部品ハウジングの溝の内部に形成された開口凹部内に堆積物を先制形成する方法であって、前記開口凹部は、その対向する側面に配置された第１の側壁及び第２の側壁を含んでおり、
前記溝の開口凹部に隣接する前記側壁から、損傷が生じると予想される材料を取り除いて領域を形成するステップと、
前記領域内に堆積物を形成するステップであって、前記堆積物が前記マグネシウム部品の前記側壁及び前記開口凹部の内面と一体的に形成されるように、堆積物を形成するステップと、
前記堆積物から任意の余分な材料を取り除くステップと、を含む方法。
【請求項１７】
前記マグネシウム部品は、回転翼航空機のギアボックス・ハウジングである、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記堆積物は、コールド・スプレー堆積プロセスを通して前記領域に被覆される１つ以上の粉末材料層を含む、請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
前記粉末材料は、アルミニウムを含む、請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記堆積物を含む前記マグネシウム部品の少なくとも１つの寸法が、その当初の寸法と実質的に等しくなるように、余分な材料を取り除く、請求項１６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願の相互参照）
本出願は、２０１３年１１月６日に出願された米国特許仮出願第１４／０７３，１８８号の利益を主張する。なお、この文献の全体の内容は本明細書において参照により開示に含まれる。
【０００２】
本発明の典型的な実施形態は、腐食損傷の影響を受けやすい回転翼航空機の部品に関し、より詳細には、回転翼航空機のこのような部品の腐食損傷を防止または低減するための方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
回転翼航空機には、例えばギアボックスなどの部品が含まれており、これらは典型的にアルミニウム及びマグネシウム合金から構成されている。このような部品が環境に露出される結果、これらの合金材料は、腐食の影響を受けやすい。例えば、部品の外面に水分または湿分が存在すると腐食が生じる場合があり、他の環境状態（例えば、化学的降下物及び塩水など）があると腐食を悪化させる場合がある。腐食があると部品の材料が劣化する場合があり、その結果、その壁厚さが薄くなる。場合によっては、部品の壁厚さが過剰に薄くなって部品の構造安全性が損なわれる場合がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の回転翼航空機部品の修復方法では、アルミニウム及びマグネシウム構造の寸法復元を、種々の技術（例えば、限定することなく、エポキシ接着、プラズマ・スプレー、高速フレーム（ＨＶＯＦ）溶射及び融接を含む）を用いて可能にしている。高温修復技術を用いると、容認できないほど部品が歪み、過時効または溶体化によって基材材料特性が劣化する場合がある。エポキシ接着は、サービス中に壊れるかまたは砕ける可能性があり、その下に設けられた材料を環境要素が攻撃することが起こり得る。材料に対する攻撃が引き続いて起こると壁厚さが薄くなって、部品がもはや利用できなくなる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の一実施形態によれば、回転翼航空機のマグネシウム部品であって、開口凹部の対向する側面に配置された第１の側壁及び第２の側壁を含む溝を備えた、マグネシウム部品が提供される。第１の側壁は、開口凹部に隣接して位置する堆積物を含む。堆積物は、材料が取り除かれた第１の側壁の領域内に１つ以上の粉末材料層をコールド・スプレーすることによって形成される。
【０００６】
本発明の別の実施形態によれば、マグネシウム部品内の溝の損傷部分を復元する方法であって、摩耗または局部腐食及び点腐食を示すすべての材料を取り除くことによって開口凹部に隣接する側壁内に領域を形成することを含む方法が提供される。領域内に堆積物を形成し、側壁及び溝の開口凹部の内面と一体的に形成する。堆積物から必要に応じて余分な材料を取り除く。
【０００７】
本発明の別の実施形態によれば、マグネシウム部品の溝内に堆積物を先制して形成する（preemptively forming）方法であって、溝の開口凹部に隣接する側壁から材料を取り除いて領域を形成することを含む方法が提供される。材料を取り除くべき領域中に損傷が生じると予想される。領域内に堆積物を形成する。堆積物を側壁及び開口凹部の内面と一体的に形成する。堆積物から必要に応じて余分な材料を取り除く。
【０００８】
主題は、本発明とみなされるものであるが、明細書の終わりの請求項において詳細に指摘され明確に請求される。本発明の前述及び他の特徴及び優位性は、添付図面に関連した以下の詳細な説明により明らかである。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】典型的な回転翼航空機の斜視図である。
【図２ａ】図１の航空機のメイン・ローター・システム及びテール・ローター・システムの典型的な概略図である。
【図２ｂ】図１の航空機のメイン・ローター・システム及びテール・ローター・システムの典型的な概略図である。
【図３】本発明の実施形態による回転翼航空機のギアボックス・ハウジングの斜視図である。
【図４】溝を含む図３に例示したギアボックス・ハウジングの一部の断面図である。
【図５】本発明の実施形態による一体的に形成された堆積物を有するギアボックス・ハウジングの一部の断面図である。
【図６】本発明の実施形態によるギアボックス・ハウジングの溝の一部を復元するための方法を示す図である。
【図７】本発明の実施形態によるギアボックス・ハウジングの溝内に堆積物を先制して形成するための方法を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
詳細な説明では、本発明実施形態を、その優位性及び特徴とともに、一例として図面を参照して説明する。
【００１１】
図１に、メイン・ローター・システム１２を有する回転翼航空機１０を概略的に例示する。航空機１０に含まれる機体１４は延長テール１６を有している。延長テール１６は、テール・ローター・システム１８（例えば、反トルク・システム、並進推力システム、推進プロペラ、またはロータ推進システムなど）を搭載している。動力が１つ以上のエンジンＥから動力伝達ギアボックス２０（図２ａ及び２ｂを参照）に伝達されて、メイン・ローター・システム１２を、対応する回転軸Ａを中心として駆動する。開示した実施形態では特定の回転翼航空機構成について例示及び説明しているが、他の構成及び／または機械（例えば、補足的な並進推力システムを伴う高速複合回転翼航空機、二重反転、同軸ローター・システム航空機、及びターボ・プロップ、ティルト・ロータまたはティルト翼航空機など）に対しても、本発明は有用である。
【００１２】
次に図２ａを参照して、図１の航空機１０のメイン・ローター・システム１２及びテール・ローター・システム１８の概略図をより詳細に示す。例示した非限定の実施形態では、動力伝達ギアボックス２０は１つ以上のエンジンＥ、メイン・ローター・システム１２、及びテール・ローター・システム１８の間に置かれている。ギアボックス２０を、メイン・ローター・システム１２及びテール・ローター・システム１８の両方に機械的に接続しても良く、それらを動作させるように構成しても良い。図２ｂに示す別の実施形態では、回転翼航空機１０は、第１の動力伝達ギアボックス２０ａを含んでいる。第１の動力伝達ギアボックス２０ａはメイン・ローター・システム１２に機械的に結合され、これを動作させるように構成されている。同様に、第２の動力伝達ギアボックス２０ｂがテール・ローター・システム１８に機械的に接続され、これを動作させるように構成されている。動力伝達ギアボックス２０ａ、２０ｂはそれぞれ、航空機１０の少なくとも１つのエンジンＥから動力を受け取る。
【００１３】
各動力伝達ギアボックス２０は通常、ハウジング２２（図３を参照）内に搭載される。ハウジング２２は内部で歯車列を支持するように構成されている。一実施形態では、ギアボックス・ハウジング２２にはマグネシウム材料が含まれている。例示した非限定の実施形態では、ハウジング２２は通常、複数の第１の開口部２４と複数の第２の開口部２６とを含んでいる。複数の第１の開口部２４は、例えば、潤滑剤をギアボックス２０の種々の部分に与えるための複数の通路を実現するように構成しても良い。複数の第２の開口部２６は、入力モジュール・アタッチメント（図示せず）（例えば、メイン・ローター・システム１２またはテール・ローター・システム１８のロータ・シャフト（図示せず）など）を少なくとも部分的に支持するように構成しても良い。開示した非限定の実施形態では特定のギアボックス・ハウジング２２構成について例示及び説明しているが、他の構成も本発明の範囲内である。
【００１４】
ギアボックス・ハウジング２２はさらに１つ以上の溝３０を含んでいる（図４に例示）。溝３０が有する開口凹部３２は、対向する側面を、同様の第１及び第２の側壁３４によって囲まれている。各溝３０は部品（例えばＯリング・シールなど）を収容するように構成されている。一実施形態では、複数の溝３０は、複数の第１の開口部２４または複数の第２の開口部２６（図４に例示）のうちの１つ以上の内部に配置されて、側壁３４がハウジング２２によって形成されるようになっている。しかし溝３０を、ギアボックス・ハウジング２２の任意の部分に形成しても良い。
【００１５】
ハウジング２２の一部（詳細には、溝３０の側壁３４）は、腐食及び／または点腐食だけでなく摩耗の影響を非常に受けやすい。次に図５を参照して、堆積物４０（斜線領域として例示）によって、ギアボックス・ハウジング２２内の溝３０の側壁３４のうちの１つ以上の少なくとも一部が形成されている。堆積物４０を、当該技術分野で知られた任意の好適な粉末材料（例えば、アルミニウムまたはアルミニウム合金など）で形成しても良い。一実施形態では、堆積物４０を、摩耗または腐食及び点腐食がすでに生じた後にハウジング２２を修復する手段として形成する。別の実施形態では、堆積物４０を、側壁３４に対する損傷が最も生じやすい場所についての決定に基づいて「先制的修理（preemptively repair）」として形成する。
【００１６】
各堆積物４０の形成は、開口凹部３２に隣接する側壁３４の領域４２に１つ以上の粉末材料層を被覆することによって行なう。損傷が生じた後に堆積物４０をハウジング２２に被覆する実施形態では、領域４２の形成を、損傷を受けた材料を側壁３４から取り除くことによって行なう。一実施形態では、領域４２を形成するために取り除かれる材料は、開口凹部３２の内面３８から側壁３４の外面３６まで及んでおり、すべての局部損傷または腐食を完全になくすのに十分な深さを有している。側壁３４の隣接する、傷ついていない材料の一部を、損傷を受けた材料とともにさらに取り除いて、側壁３４の残りの材料が傷ついていなことを確実にしても良い。堆積物４０を「先制して（preemptively）」被覆する実施形態では、各領域４２の形成を、損傷及び／または腐食及び点腐食が最も生じやすい側壁３４から材料を取り除くことによって行なう。
【００１７】
堆積物４０を形成するために用いる粉末材料層の被覆は通常、堆積プロセスとして、粒子を十分に高い速度にまで加速するように十分なエネルギーを与えて、粒子が衝突時に塑性変形して領域４２に接合する堆積プロセスを通して行なわれる。エネルギーが与えられた材料の粒子は、スプレー・ガン５０の収束／発散ノズル５２を通して超音速まで加速される。これは、加圧または圧縮ガス（例えば、ヘリウム、窒素、他の不活性ガス、またはそれらの混合物）を用いて行なわれる。堆積プロセスによって、粒子がその固体状態から冶金的に変わることはない。種々の技術を用いて、このタイプの粒子堆積を実現し得る。例えば、限定することなく、コールド・スプレー堆積、動的メタライゼーション、電磁的粒子加速、修正高速空気燃料溶射、または高速衝突融合（ＨＶＩＦ）などである。
【００１８】
エネルギーが与えられた材料の層を、ハウジング２２の原材に被覆しても良いし、または代替的に、以前に形成した堆積物４０に被覆しても良い。粉末材料を堆積する間、ギアボックス・ハウジング２２を、静止保持しても良いし、または当該技術分野で知られた任意の好適な手段（図示せず）によって連結もしくは平行移動しても良い。代替的に、スプレー・ガン５０のノズル５２を静止保持しても良いし、または連結もしくは平行移動しても良い。場合によっては、ギアボックス・ハウジング２２及びノズル５２の両方を操作することを、順次にまたは同時に行なっても良い。
【００１９】
ギアボックス・ハウジング２２の溝３０の損傷部分を復元するための方法１００を図６に例示する。本方法は、ブロック１０２で、溝３０の側壁３４のうちの少なくとも１つから局部損傷をすべて取り除いて領域４２を形成すること（図５を参照）によって始まる。腐食及び点腐食を取り除くことを、機械的または化学的に（例えば、研磨、機械加工、エッチング、または他の適用できる技術を用いて）行なっても良い。ブロック１０４では、コールド・スプレー堆積プロセスを用いて、少なくとも１つの粉末材料層を領域４２に被覆して、開口凹部３２の内面３８及び側壁３４の残りの部分と一体的に形成された堆積物４０を形成する。領域４２に接合するときに、堆積物４０はギアボックス・ハウジング２２の側壁３４の当初の寸法を超えて延びても良い。堆積物４０を形成した後で、ブロック１０６に示すように、余分な材料を必要に応じて取り除く。その結果、堆積物４０はギアボックス・ハウジング２２の側壁３４の残りの部分と略面一となり、及び／または、堆積物４０を含むギアボックス・ハウジング２２の寸法はその当初の寸法と実質的に等しい。
【００２０】
ハウジング２２の側壁内に堆積物４０を先制して形成する方法２００を図７に例示する。方法２００は、ブロック２０２で、未使用のギアボックス・ハウジング２２の側壁３４から一部の材料を、局部腐食及び点腐食が最も生じやすい位置で取り除いて領域４２を形成することによって始まる。材料を側壁３４から取り除くことを、機械的または化学的に（例えば、研磨、機械加工、エッチング、または他の適用できる技術を用いて）行なっても良い。ブロック２０４では、コールド・スプレー堆積プロセスを用いて少なくとも１つの粉末材料層を被覆して、堆積物４０を形成する。側壁３４の領域４２内に形成された堆積物４０は、ギアボックス・ハウジング２２の表面３０の当初の寸法を超えて延びても良い。そのような場合には、ブロック２０６に示すように、堆積物４０を形成した後に、余分な材料を取り除く。余分な材料４０を取り除いて、堆積物４０がギアボックス・ハウジング２２の側壁３４の残りの部分と実質的に面一となるように、及び／または、堆積物４０を含むギアボックス・ハウジング２２の寸法がその当初の寸法と略等しくなるようにしても良い。
【００２１】
ギアボックス・ハウジング２２内の１つ以上の溝３０の側壁３４内に１つ以上の堆積物４０を形成することにより、腐食及び点腐食を低減及び／または防止することができ、その結果、ハウジング２２の耐用期間が向上する。加えて、コールド・スプレー堆積プロセスの使用は、通常、マグネシウム部品の修復の利用可能性を制限する考慮すべき事柄である、マグネシウム基材の熱処理条件及びその材料特性に影響を及ぼさない。
【００２２】
本発明を、限定された数の実施形態のみに関連して詳細に説明してきたが、本発明はこのような開示された実施形態には限定されないことが容易に理解されるはずである。むしろ、本発明を変更して、これまで説明していないが本発明の趣旨及び範囲に対応する任意の数の変形、修正、置換、または等価な配置を取り入れることができる。さらに加えて、本発明の種々の実施形態について説明してきたが、当然のことながら本発明の態様には、説明した実施形態の一部のみが含まれていても良い。したがって本発明は、前述の説明によって限定されると考えるべきではなく、添付の請求項の範囲のみによって限定される。
【図１】
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【図２ａ】
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【図２ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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