DE10011004A1

DE10011004A1 - Hochfestes leichtes Verbundmaterial aus Stoff mit niedriger Gaspermeabilität

Info

Publication number: DE10011004A1
Application number: DE10011004A
Authority: DE
Inventors: W Neal Bebber; Charles A Howland; Gregory D Williams
Original assignee: Rexam Industries Corp
Current assignee: Ball Inc
Priority date: 1999-08-10
Filing date: 2000-03-07
Publication date: 2001-02-22
Also published as: WO2001010636A1; US20020016118A1; EP1218173A1; AU6534400A

Abstract

Es ist ein Laminat für hochfeste Gaseinschlußanwendungen mit niedrigem Gewicht, wie z. B. für "Luftfahrzeuge leichter als Luft" oder für Luftschiffe, dargestellt. Das Laminat ist aus zumindest einer Webstoffschicht mit einer Gesamtfestigkeit von größer als 10 Gramm pro Denier gebildet. Die Garne des Stoffes weisen einen ausreichenden Verdrillungsgrad auf, um die gewünschte Zugkonversion zu liefern, der jedoch niedriger als der Verdrillungsgrad ist, der einen unzulänglichen Biegungsermüdungswert erzeugen würde. Der Stoff weist ein Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsverhältnis auf, das ausreichend ist, um dem Stoff eine Reißfestigkeit zu verleihen, und das jedoch niedriger als das Rauhigkeitsverhältnis ist, bei dem das Biegungsermüdungsverhalten unzulänglich ist, und der Stoff weist eine minimale Anzahl von Kreuzungspunkten zwischen den gewebten Garnen auf, die dem Stoff, der zu dem Laminat verarbeitet werden soll, eine ausreichende Integrität verleihen werden. Ein Gasbarrierematerial wird dann an die Stoffschicht laminiert.

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf LTA-Fahrzeuge (LTA = lighter-than-air = Leichter-Als-Luft), wie z. B. Luft schiffe, "Luftfahrzeuge leichter als Luft" (aerostats), Kleinluftschiffe und Ballone, und insbesondere auf ein verbessertes Material zum Bilden der Hülle oder Außenhaut solcher Fahrzeuge.

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf LTA-Fahrzeuge. Obwohl dieselben häufig laienhaft als Kleinluftschiffe be zeichnet werden, kann die Terminologie unter Verwendung der folgenden Kategorien (unter anderen) geeigneter ausgedrückt werden. In dieser Hinsicht wird die Bezeichnung "Luftfahr zeug leichter als Luft" häufig verwendet, um ein mit Halte seilen versehenes Leichter-Als-Luft-Fahrzeug, das mit einem Gas gefüllt ist, zu beschreiben, das eine Hülle, die aus ei nem Schichtmaterial hergestellt ist, und üblicherweise eine stabilisierende Heckanordnung bzw. ein Heckleitwerk auf weist, das dem Fahrzeug eine aerodynamische Stabilität gibt. Wenn ein großes LTA-Fahrzeug gebaut worden ist, das eine in terne Struktur irgendeiner Art, eine Mehrzahl von internen Gaszellen und ein onboard-Antriebssystem aufweist, wird das selbe typischerweise als ein "Luftschiff" bezeichnet. Die Bezeichnung "lenkbares Luftschiff" wird typischerweise auch verwendet, um auf diesen Typ eines LTA-Fahrzeugs zu verwei sen. Wenn das LTA-Fahrzeug aus einer Hüllen- oder Ballon struktur gebildet ist, die keine interne Trennung der Gas zellen erfordert und die im wesentlichen aus einer einzigen Kammer aufgebaut ist, wird dasselbe typischerweise als ein "Kleinluftschiff" bezeichnet. Wie es aus der detaillierten Beschreibung und den beigefügten Ansprüchen offensichtlich wird, ist der Unterschied zwischen diesen Bezeichnungen für die vorliegende Erfindung nicht von besonderer Bedeutung, wobei die Bezeichnungen folglich zum Zweck der Beschreibung der Erfindung untereinander austauschbar verwendet werden können, selbst wenn Fachleute auf diesem Gebiet die speziel len Unterschiede dieser Bezeichnungen erkennen werden.

Ein Luftschiff erhält seinen Auftrieb durch das Archimedes- Prinzip; d. h., das physikalische Gesetz, durch das Objekte, die in ein Fluid eingetaucht sind, eine Auftriebskraft er fahren, die zu dem Gewicht des verdrängten Fluids äquivalent ist. Da ein "Luftfahrzeug leichter als Luft" seinen Auftrieb nicht aus der Bewegung von Luft über eine Tragfläche erhält, sondern vielmehr aus der Luftmenge, die mit einem Leichter- Als-Luft-Gas verdrängt wird, sind Luftschiffe mit dem größ ten, proportionalen Auftrieb diejenigen, deren Gewicht ba sierend auf dem Luftvolumen, das dieselben verdrängen, am niedrigsten ist.

Für die meisten praktischen Zwecke sind einige der Faktoren, die den Auftrieb eines Luftschiffes basierend auf dem Volu men beeinflussen, im allgemeinen fest. Obwohl beispielsweise molekularer Wasserstoff (H₂) das Gas mit der geringsten Dichte ist (2 Gramm pro Mol), das zum Füllen von Luftschif fen verfügbar ist, und folglich vom Standpunkt des Gewichts das wirksamste ist, ist dasselbe jedoch hochexplosiv, muß daher sehr sorgfältig gehandhabt werden und stellt ein dau erndes Risiko dar. Folglich wird Wasserstoff-Gas aufgrund dieser Probleme im allgemeinen für kommerzielle Luftfahrzeu ge weniger favorisiert. Helium (He) wiegt vier (4) Gramm pro Mol und ist folglich im Verhältnis zweimal so schwer wie Wasserstoff. Da Helium ein inertes Gas ist, beseitigt das selbe jedoch das Entflammbarkeitsproblem, sowie viele wei tere Probleme bezüglich chemischer Reaktionen, die mit anderen Gasen auftreten können. Folglich ist Helium das Gas, das für die meisten Luftschiffanwendungen gewählt wird. Als Ergebnis bleibt somit das feste Gewicht eines bestimmten Vo lumens eines ausgewählten Gases für ein Luftschiff ungeach tet des Aufbaus des Luftschiffes gleich. Selbst Personen, die nur Grundkenntnisse auf dem Gebiet der Chemie besitzen, wissen, daß das Gewicht eines gegebenen Gasvolumens unter Verwendung grundlegender Beziehungen, wie z. B. des Avoga dro-Gesetzes und des Ideal-Gas-Gesetzes, mit brauchbarer Ge nauigkeit berechnet werden kann.

Folglich besteht der Hauptfaktor beim Verringern des Gewich tes im Verhältnis zum Volumen eines Luftschiffes darin, das Gewicht der anderen Materialien zu verringern, die in die physische Struktur des Luftschiffes eingehen. Da die Hülle einen derart großen Teil der physischen Struktur des Luft schiffes bildet, bleibt das Verringern des Gewichtes der Hülle auf einer Pro-Einheit-Basis ein brauchbarer Ansatz auf diesem Gebiet.

Zuallererst muß jedoch die Hülle eine wirksame Gasbarriere liefern. Im allgemeinen heißt dies, daß das Hüllenmaterial oder die Außenhaut eines Luftschiffes ferner die ideale Kom bination zumindest der folgenden zusätzlichen Faktoren lie fern sollte: Biegungsermüdungsbeständigkeit (die Wider standsfähigkeit gegenüber einem Versagen aufgrund wiederhol ter Biegebelastungen), Zugfestigkeit (die Fähigkeit, einem Brechen unter Zug zu widerstehen), Weiterreißfestigkeit (die Fähigkeit, einem Reißen aufgrund einer Rißbildung zu wider stehen), Adhäsion (der Grad, mit dem Oberflächen durch Grenzflächenkräfte zusammengehalten werden), Dicke, Verbin dungsverhalten (d. h., Verbindungen zwischen benachbarten Materialsegmenten sollten zumindest so stark wie das Materi al selbst und vorzugsweise stärker sein), vorhersagbare Wel ligkeit (für Stoffschichten) und geeignete Dehnung unter Be lastung (der Grad, um den sich ein Stoff bei einer spezifi zierten Belastung oder an einem Bruchpunkt strecken wird).

Um diese verschiedenen Anforderungen zu erfüllen, sind die Hüllen modernerer Luftschiffe herkömmlicherweise aus einem mehrschichtigen Material und üblicher in der Form eines La minats gebildet, bei dem die Schichten entweder durch eine mechanische oder chemische Adhäsion oder durch die Verwen dung von Füllstoff- oder Bindeschichten aus Polymer-Materia lien aneinander befestigt sind, die sowohl die gewünschten Gasbarriereneigenschaften als auch die mechanischen Eigen schaften liefern, die im übrigen in dem Laminat erwünscht sind. Die möglicherweise typischste bekannte Laminat-Struk tur ist in dem US-Patent Nr. 5,118,558 an Mater u. a. darge stellt. Die Struktur gemäß diesem US-Patent ist eine Serie von Schichten sowohl aus Polymer- als auch Stoff- und Foli enmaterialien, die aneinander laminiert sind, um zu versu chen, die erwünschten Festigkeits- und Ermüdungscharakteri stika zu liefern, während die notwendigen Gasbarriereneigen schaften beibehalten werden.

Der Ausdruck "laminierter Stoff", wie er hierin verwendet wird, stellt einen Stoff dar, der aus einem hochfesten, ver stärktem Scrim oder Grundstoff zwischen zwei Lagen eines flexiblen thermoplastischen Films zusammengesetzt ist. Bei den meisten Laminaten dieses Typs können die Polymer-Mate rialien auf beiden Seiten des Stoffes vorgesehen sein, bzw. werden und sind tatsächlich auf denselben vorgesehen, um durch die Zwischenräume zu fließen und sich mit dem Stoff zu verbinden.

Wie es in dem US-Patent Nr. 5,118,558 an Mater u. a. darge stellt ist, umfaßt das Laminat einen Grundwebstoff (darge stellt bei 24 in diesem Patent), der einen Großteil der Strukturcharakteristika des Gesamtlaminats liefert.

Bei Luftschiffanwendungen im Schwerlastfrachtbereich tendie ren jedoch Stoffe, die mit dem US-Patent Nr. 5,118,558 über einstimmen oder demselben entsprechen, dazu, einen Webstoff zu bilden, der dick und massiv ist. Falls eine typische In dustriepolyesterfaser verwendet wird, führen die Festigkeit der Faser und die Anforderungen dieser großen Luftschiffe zu einem sehr schweren Garn von vielleicht 6-10.000 Denier. Die Alternative besteht darin, hochfeste synthetische Materiali en zu verwenden, wie z. B. aromatische Polyamide, wobei ein Beispiel derselben von DuPont unter dem Warenzeichen Kevlar® verfügbar ist, oder Flüssigkristallpolyester (z. B. Vectran®) in der Form von stark verdrillten Garnen in einer glatten Webstruktur (z. B. US-Patente Nr. 5,837,623 und 5,565,264). Selbst wenn Fasern Festigkeiten von 20 Gramm pro Denier auf weisen, werden die erforderlichen Garne mit den typischen Verdrillungspegeln dick und massiv. Aufgrund dieser Festig keitsanforderungen für das Hüllenmaterial werden die Garne und folglich das Gewebe typischerweise sehr dick ausgebil det. Dadurch wiederum wird die Menge des Polymer-Materials, das verwendet wird, um das Gewebe aufzufüllen, um sowohl ei ne Adhäsion als auch die Gasbarriere zu liefern, tendenziell ziemlich groß werden. Anders ausgedrückt heißt dies, die Verwendung von dicken, massiven, hochfesten, stark verdrill ten Garnen erzeugt eine relativ dicke Webstruktur, für die eine große Menge Polymer-Material (typischerweise Polyure than) erforderlich ist, um dieselbe abzudichten. Als Ergeb nis tendieren Hüllenmaterialien, die aus massiven Garnen, massiven Geweben und dicken Polyurethan-Beschichtungen ge bildet sind, dazu, ein Gewicht von etwa 1,19 kg pro Quadrat meter (35 ounces per square yard) aufzuweisen. Obwohl ein solches Material hinsichtlich herkömmlicher Kategorien si cherlich "leicht" ist, wird ein Luftschiff mit einer in der Praxis anwendbaren Fracht- oder Passagierbeförderungsfähig keit mehrere tausend Quadratmetern eines solchen Materials aufweisen. Beispielsweise würde ein Luftschiff oder ein Luftfahrzeug mit einer etwa 33.500 Quadratmeter (40.000 square yard) großen Außenhaut beinahe 40 Tonnen (88.000 pounds; 44 tons) Laminat-Material umfassen. Folglich besteht eine Möglichkeit, um das Gesamtgewicht des gesamten Luft schiffes auf einer proportionalen Basis zu verringern, da rin, das Gewicht des Hüllenmaterial zu reduzieren. Trotzdem dürfen hinsichtlich der Sicherheitsanforderungen sowohl für die Fracht als auch für die Passagiere, die beachtet werden müssen, bevor ein kommerzielles Luftschiff in Betrieb ge setzt werden kann, keine Kompromisse bezüglich den Festig keitsanforderungen des Hüllenmaterials eingegangen werden.

Folglich besteht ein Bedarf nach verbesserten Luftschiffhül lenmaterialien, die alle physischen Anforderungen herkömmli cher Materialien beibehalten, deren Gewicht jedoch auf einer proportionalen Basis deutlich niedriger ist.

Ausgehend von diesem Stand der Technik besteht die Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein verbessertes Konzept für Laminatstrukturen von Hüllenmaterialien für Luftschiff anwendungen zu schaffen, die ein verhältnismäßig niedriges Gewicht aufweisen.

Diese Aufgabe wird durch ein Laminat gemäß Anspruch 1, 3, 9, 11 oder 14 und durch ein Luftschiff gemäß Anspruch 22 ge löst.

Das Laminat weist zumindest eine Webstoffschicht mit einer Gesamtfestigkeit von mehr als 10 Gramm pro Denier auf. Die Garne und der Stoff weisen einen ausreichenden Verdrillungs grad auf, um die gewünschte Dehnungskonversion der Faser zu liefern, der jedoch niedriger als der Verdrillungsgrad ist, der ein unzulänglich dickes und schweres Laminat erzeugen würde. Der Stoff weist ein Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsverhält nis, das ausreichend ist, um dem Stoff eine ausreichende Einreißfestigkeit zu verleihen, wobei die minimale Anzahl von Kreuzungspunkten zwischen den gewebten Garnen dem Stoff, der zu dem Laminat verarbeitet werden soll, eine ausreichen de Integrität verleihen wird; das Einreißverhalten des Stof fes wird jedoch nicht reduziert. Ein oder mehrere Gasbarrie renmaterialien werden an die Stoffschicht laminiert, um die Gesamtstruktur zu vervollständigen.

Ein Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, daß die erfindungsgemäßen Laminatstrukturen für Luftschiffhül lenmaterialien sowohl die Gasbarrieren- und Festigkeitsei genschaften als auch die anderen mechanischen Eigenschaften liefern, die für ein solches Material erforderlich sind, wobei das Gewicht der erfindungsgemäßen Laminatstrukturen jedoch auf einer proportionalen Basis deutlich niedriger ist.

Bevorzugte Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung werden nachfolgenden bezugnehmend auf die beiliegenden Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Gesamtansicht eines Luftschif fes, auf das die vorliegende Erfindung vorteilhaft angewendet werden kann;

Fig. 2 eine weggeschnittene Teilquerschnittsansicht eines Laminats gemäß der vorliegenden Erfindung;

Fig. 3 eine perspektivische Ansicht des Webstoffes des La minats der vorliegenden Erfindung;

Fig. 4 eine Querschnittsansicht des Laminats der Erfindung entlang der Linie 4-4 von Fig. 2;

Fig. 5 eine Querschnittsansicht eines bekannten Laminat- Materials für Luftschiffe;

Fig. 6 eine Prinzipdarstellung des Verlaufs der Biegungs ermüdung über der Verdrillung für Stoffe, die bei Luftschifflaminaten verwendet werden; und

Fig. 7 und 8 mikrophotographische Aufnahmen entlang des Quer- schnitts des Laminat-Materials der vorliegenden Er findung auf eine zu Fig. 4 analoge Art und Weise.

Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht eines Luftschiffes, das allgemein mit 10 bezeichnet ist. Wie oben angegeben, wird das Luftschiff 10 manchmal auch als "Kleinluftschiff", "lenkbares Luftschiff" oder "Luftschiff leichter als Luft" bezeichnet. Jede dieser Strukturen weist dieselben Merkmale für die Zwecke der vorliegenden Erfindung auf, wobei es folglich offensichtlich wird, daß die Erfindung auf jeden Luftschifftyp angewendet werden kann, ungeachtet wie dersel be bei einem bestimmten Anwendungsfall bezeichnet wird.

Fachleute auf diesem Gebiet werden somit erkennen, daß die Erfindung nicht auf eine bestimmte Klassifikation von Luft schiffen begrenzt ist, sondern ungeachtet des Typs des Luft schiffes, in das die Erfindung aufgenommen werden soll, Vor teile bietet.

Wie es in Fig. 1 dargestellt ist, umfaßt das Luftschiff 10 eine Gashülle 11 und eine Heckanordnung bzw. ein Heckleit werk, die/das durch die Klammer bei 12 angegeben ist. Bei den meisten typischen Anwendungen weist die Heckanordnung 12 sowohl horizontale als auch vertikale Bauglieder 13 bzw. 14 auf. Bei Luftschiffanwendungen, bei denen das Luftschiff mit Halteseilen versehen ist oder auf eine andere Weise in einer einzigen Position beibehalten wird, können die vertikalen und horizontalen Heckbauglieder 14 und 13 statisch sein. Bei Anwendungen für Luftschiffe oder Kleinluftschiffe, die bei einer Fortbewegung von Ort zu Ort verwendet werden, sind die Heckbauglieder 13 und 14 typischerweise lenkbar, um eine zu sätzliche aerodynamische Steuerung vorzusehen. Diese Merkma le sind im Stand der Technik allgemein bekannt und werden hierin nicht weiter detailliert erörtert, da die Erfindung auf Luftschiffe mit jedem Heckanordnungstyp anwendbar ist.

Fig. 1 zeigt ferner, daß das Luftschiff 10 bei bestimmten Anwendungen ein internes Rahmentragwerk 15 aufweisen kann, das für das Gesamtluftschiff eine zusätzliche Strukturstabi lität liefert. Interne Strukturen, wie z. B. die Struktur 15, die in Fig. 1 gezeigt ist, fügen jedoch sehr viel Gewicht hinzu, wobei einer der Vorteile der vorliegenden Erfindung deren Fähigkeit ist, eine relativ große, einzelne Gashülle zu bilden, die eine ausreichende Integrität aufweist, um oh ne ein solches Rahmentragwerk verwendet zu werden, und die folglich bei vielen Anwendungen deutliche Gewichtsvorteile liefert. In bestimmten Fällen kann die Gashülle 11 aus einer Reihe von Feldern gebildet sein, die auf eine geeignete Art und Weise aneinander befestigt sind, um die Gesamthülle 11 zu bilden. Die Felder können auf eine Weise miteinander ver schweißt werden, die an den Schweißnähten eine Integrität liefert, die genauso stark oder vorzugsweise stärker als die Integrität des Gashüllenmaterials selbst ist. Anders ausge drückt heißt dies, wobei dies hinsichtlich der vorliegenden Erfindung ersichtlich wird, daß die Fähigkeit des Laminats, das verschweißt werden soll, derart beschaffen sein sollte, daß die sich ergebenden Schweißnähte stärker als der Stoff sind, aus dem die Schweißnähte zusammengefügt sind. Idealer weise sollten bei einem Versagen des Stoffes zuerst die Fa sern brechen, bevor die Schweißnähte brechen.

Das interne Rahmentragwerk 15 ist vorzugsweise aus dem leichtesten Material gebildet, das in der Lage ist, die technischen Anforderungen für das Luftschiff zu erfüllen, wobei dasselbe vorzugsweise aus der Gruppe ausgewählt ist, die aus Metallen, aus Polymer-Materialien, aus Verbundwerk stoffen, die aus Fasern und Polymer-Materialien gebildet sind, und aus Kombinationen dieser Materialien besteht.

Das Luftschiff 10, das in Fig. 1 dargestellt ist, kann fer ner ein Antriebssystem umfassen, das als Teil der Gondel 16 gezeigt ist, die an der Hülle des Luftschiffs 10 aufgehängt ist. Es sind bestimmte Antriebssysteme auf diesem Gebiet be kannt und werden hierin nicht detailliert beschrieben. Im allgemeinen werden herkömmliche Verbrennungsmotoren und Pro peller bevorzugt.

Fig. 2 und 3 stellen einige der Hauptmerkmale der vorliegen den Erfindung dar. Fig. 2 ist eine perspektivische Schnitt ansicht des Laminatmaterials, das allgemein mit 17 bezeich net ist, und das die Gashülle 11 eines Luftschiffes bildet. In der Ansicht von Fig. 2 bilden die oberen Abschnitte des Laminats die Innen- oder "Helium"-Seite des Laminats, wäh rend die unteren Abschnitte die Außen- oder "Wetter"-Seite des Laminats bilden.

Bei der vorliegenden Erfindung weist das Laminat zumindest eine Webstoffschicht 20 mit eine Gesamtfestigkeit auf, die größer als 10 Gramm pro Denier ist. Die Einheit Denier wird hierin in ihrem herkömmlichen Sinn verwendet; d. h., als ein Gewicht-Pro-Einheitslänge-Maß eines beliebigen linearen Ma terials. In seinem formalsten Sinn ist Denier das Gewicht in Gramm von 9.000 m des Materials; siehe z. B. Hoechst Celanese Dictionary of Fiber & Textile Technology, Hoechst Celanese Corporation (1990); Tortora, Fairchild's Dictionary of Tex tiles, 7. Bd., Capital Cities Media, Inc. (1996).

Bei Stoffen gemäß der vorliegenden Erfindung wird die Fe stigkeit pro Denier in einem Gesamtsinn aufgefaßt, und kann die Festigkeit der einzelnen Fasern, des Garns, der Lagen oder des Gewebes darstellen, vorausgesetzt, daß die Festig keitsanforderung von 10 Gramm pro Denier erfüllt wird.

Die Garne in dem Stoff der vorliegenden Erfindung weisen ei nen ausreichenden Verdrillungsgrad auf, um die gewünschte Textilkonversion zu liefern, der jedoch niedriger als der Verdrillungsgrad ist, der einen unzulänglich dicken und schweren Stoff erzeugen würde. Die bedeutet folglich in Zah lenwerten, daß unter Verwendung eines 1.500-Denier-Garns mit einem spezifischen Gewicht von 1,4 Garne gemäß dieser Be schreibung als eine "niedrige Verdrillung" aufweisend be trachtet werden, wobei typischerweise angenommen wird, daß eine solche Verdrillung weniger als etwa 240 Windungen pro Meter oder weniger als sechs (6) Windungen pro Zoll (1 Zoll = 2,54 cm) aufweist. Wieder unter Verwendung des 1.500-De nier-Beispiels werden Verdrillungen von weniger als 118 Win dungen pro Meter und weniger als drei (3) Windungen pro Zoll, und in einigen Fällen weniger als einer (1) Windung pro Zoll besonders bevorzugt. Die Spiralwinkel, die mit die sem Garn erreicht werden, stellen den Entwurfsfaktor dar. Wie bei allen Verdrillungsberechnungen muß die Verdrillung basierend auf dem Denier-Wert eingestellt werden, um einen konsistenten Spiralwinkel zu erreichen.

Die Wahl der Verdrillung sollte so niedrig wie möglich sein und noch eine Realisierung einer vollständigen Festigkeit des Garnes ermöglichen. Bekannterweise erhöht sich die Garn zugfestigkeit mit einem sehr kleinen Verdrehungsgrad. Diese Erhöhung der Zugfestigkeit beginnt sich jedoch bei einer hö heren Verdrillung umzukehren. Für jeden Material- und Garn- Denier-Wert kann ein minimaler Verdrillungspegel gefunden werden, der die optimale Zugfestigkeit ergibt. Man sagt, daß Garne mit diesen Verdrillungspegeln hohe Konversionswir kungsgrade aufweisen. In dieser Hinsicht wurde gemäß der vorliegenden Erfindung unerwarteterweise entdeckt, daß Garne mit einer niedrigeren Verdrillung (einem niedrigeren Spiral winkel) die gleiche oder eine bessere Biegungsermüdungsbe ständigkeit liefern können als Garne mit einer höheren Ver drillung, jedoch bei einer viel geringeren Dicke und folg lich einem im Verhältnis viel niedrigeren Gewicht.

Die "Biegungsermüdungsbeständigkeit" wird hierin verwendet, um auf die Charakteristika des Laminats hinsichtlich einer Biegungsbeanspruchungsbelastung zu verweisen. In dieser Hin sicht ist eine Verwendung dieses Ausdrucks sehr ähnlich und, abhängig von den Umständen, möglicherweise identisch zu der Verwendung des Begriffes "Ermüdungsuntersuchung" hinsicht lich Metallen oder anderer Materialien. Ein Material kann nach einer wiederholten mechanischen Beanspruchung versagen (d. h. brechen oder eine irreversible Beeinträchtigung der Zugeigenschaften erleiden), selbst wenn der Beanspruchungs pegel niemals die Grundfestigkeitsgrenzen des Materials übersteigt. Das Verhalten von Materialien unter wiederholten mechanischen Beanspruchungen wird typischerweise durch eine Ermüdungsuntersuchung beurteilt. Eine mögliche Form besteht darin, ein Muster wiederholt mit einer spezifischen Bean spruchungsamplitude zu belasten, woraufhin die Anzahl der Anwendungen und Wiederholungen dieser mechanischen Beanspru chung gezählt wird, die erforderlich waren, um ein Versagen hervorzurufen. Runde Muster, wie z. B. Metallbalken oder Stangen, werden typischerweise unter Verwendung von Dreh tests bezüglich der mechanischen Beanspruchung untersucht, wobei jedoch für Schichtmaterialien, wie z. B. die Laminate der vorliegenden Erfindung, Tests mit einer abwechselnden Auslenkung oder Biegung üblicher sind. Wenn diese großen Luftschiffstoffanordnungen aufgebaut, aufgeblasen und ent leert werden, wird der Stoff an sich schon gefaltet oder ge bogen. Fachleute auf einer Reihe von technischen Gebieten werden die Konzepte einer Biegungselastizitätsermüdungsun tersuchung und einer Ermüdungsuntersuchung kennen. Eine re lativ unkomplizierte, beispielhafte Erörterung wird bei spielsweise bei Lindeburg, Engineer-in-Training-Reference Manual, 8. Ausgabe, Professional Publications, Inc. (1996) Seiten 36-8 und 36-9, gegeben.

Hinsichtlich der vorliegenden Erfindung ist man üblicherwei se davon ausgegangen, daß höhere Verdrillunsgwerte eine grö ßere Widerstandsfähigkeit gegenüber einer Biegungselastizi tätsermüdung, d. h., ein besseres Biegungselastizitätsermü dungsverhalten, liefern. Bei Förderband- und Reifenanwendun gen werden Garne für eine Biegungsermüdungsbeständigkeit stark verdrillt. Außerdem werden diese Garne mit einer hohen Ermüdungsbeständigkeit in einer Richtung verdrillt und dann mit einer Verdrillung in der anderen Richtung zusammenge fügt, um eine größere gerippte Struktur herzustellen.

Wie es im Stand der Technik dargestellt ist, bewirkt jedoch eine größere Verdrillung der Garne, die einen Stoff in einem Laminat bilden, daß die Garne einen runden Querschnitt an nehmen und zu dickeren Stoffen verarbeitet werden, was die selben auf der Basis Gewicht-Pro-Einheitsfläche schwerer macht. Wie es ferner im Stand der Technik dargestellt ist, muß eine relativ große Menge von Polymer-Material (typi scherweise Polyurethan) als Beschichtung auf solche Stoffe aufgetragen werden, um die Hohlräume in einem solchen Lami nat vollständig zu füllen und/oder um eine geeignete Gasbar riere für derart dicke Stoffe zu liefern. Folglich weisen Garne mit einer höheren Verdrillung an sich schon ein ver hältnismäßig höheres Gewicht auf, obwohl dieselben ein zu friedenstellendes Biegungsermüdungsverhalten liefern, wobei entsprechend eine im Verhältnis größere Menge von zusätzli chem Polymer-Gewicht erforderlich ist, wenn eine Beschich tung hergestellt wird.

Allgemein ausgedrückt heißt dies, daß sich das Biegungsermü dungsverhalten eines Stoffes, der aus verdrillten Garnen hergestellt ist, beispielsweise ausgehend von keiner Ver drillung mit dem Verdrillungsgrad erhöht. Es ist nun jedoch entdeckt worden, daß bei Luftschifflaminaten gemäß der vor liegenden Erfindung die Beziehung zwischen der Biegungsermü dungsbeständigkeit und der Verdrillung zweigipflige (bi-mo dale) Charakteristika aufweist. Fig. 6 stellt dies auf eine graphische Weise dar, wobei der Verlauf des Biegungsermü dungsverhaltens über der Verdrillung aufgetragen ist. Die Ergebnisse sind in einer allgemeinen (und nicht spezifi schen) Form dargestellt, die in Verbindung mit der vorlie genden Erfindung beobachtet worden ist. Folglich sind her kömmliche Garne bis zu dem Grad, der durch die Zone B in Fig. 6 definiert ist, verdrillt worden, wodurch ein höherer Verdrillungsgrad erforderlich ist und sich folglich ein hö heres Gewicht des resultierenden Laminats ergibt. Die vor liegende Erfindung arbeitet jedoch in der Zone mit niedrige rer Verdrillung, die bei A in Fig. 6 angegeben ist. Es wird erwartet, daß diese Zone einen verbesserten Biegungsermü dungswert aufweist, da die dünnere Struktur einen größeren Teil der Faser in der Nähe des Bereichs mit niedriger mecha nischer Beanspruchung in dem gebogenen Laminat hält. Wenn die Garne runder werden, wird der Stoff dicker, wobei die Zugbeanspruchung und Druckbeanspruchung auf die inneren und äußeren Fasern rapide ansteigt. Eine größere mechanische Be anspruchung für einen gegebenen Biegungswinkel führt zu ei nem größeren Festigkeitsverlust pro Biegezyklus und folglich zu einem beeinträchtigten Biegungsverhalten. Obwohl der An satz mit einer herkömmlichen Verdrillung die Biegungsermü dungsbeständigkeit der Basisgarne verbessert, werden dadurch die Garne aufgrund der erhöhten Dicke auch einem Zustand ausgesetzt, der zu einer größeren Beschädigung führen kann.

Die Zugfestigkeit des Materials bezeichnet im allgemeinen die Festigkeit, die von einem Muster gezeigt wird, das einer Zugspannung ausgesetzt wird, d. h. im Unterschied zu einer Torsionskraft, einer Kompressionskraft oder einer Scher kraft; siehe oben, Dictionary of Fiber & Textile Technology. Die Zugfestigkeit (die technische Streckgrenze) wird typi scherweise als die Bruchkraft pro Einheitsbreite gemessen. Die Zugfestigkeit wird auf die Festigkeit oder Zugfestigkeit pro Einheit-Denier oder herkömmliche Einheiten von Gramm pro Denier zurückgeführt, siehe oben, Fairchild's Dictionary of Textiles. Die Zugfestigkeit von Stoffen und die Zugfestig keit des Stoffes der Erfindung werden typischerweise in der Richtung der Gewebeeinlage oder des Füllstoffes von einer Zugfestigkeitstesteinrichtung gemessen. Die Zugfestigkeit unterscheidet sich von anderen Meßtypen, wie z. B. der Berst festigkeit oder der Reißfestigkeit, obwohl die Reißfestig keit für die vorliegende Erfindung wichtig ist.

Die Reißfestigkeit wiederum stellt die Fähigkeit des Mate rials dar, einem Reißen aufgrund einer Rißbildung zu wider stehen. Die Reißfestigkeit wird durch die Kraft gemessen, die erforderlich ist, damit ein Reißen des Stoffes unter spezifizierten Bedingungen beginnt oder fortgesetzt wird. Für den Fall von Luftschiffmaterialien ist die entscheidende spezifische Reißgeometrie die Weiterreißfestigkeit. Bei ei nem Test wird das Material einem zweidimensionalen Bean spruchungsfeld ausgesetzt. Falls das Laminat bei einer Kol lision beschädigt wird, kann in dem Laminat ein Schlitz oder eine Öffnung hervorgerufen werden. Die Beschädigung oder der Schlitz in dem Material darf nicht dazu tendieren, unter dem Beanspruchungsfeld anzuwachsen. Falls der Schlitz anwächst, könnte die gesamte Integrität des Luftschiffes in Frage ge stellt sein.

Durch die Verwendung eines Stoffentwurfes, der die Anzahl von Kreuzungspunkten minimiert, können sich die Garne rela tiv zueinander verschieben. An den Enden eines Schlitzes muß das Beanspruchungsfeld die Garne brechen, um die Beschädi gung zu vergrößern. Falls die Garne in der Lage sind, sich gemeinsam zu verschieben, werden dieselben dazu tendieren, die Beanspruchung oder Belastung aufeinander zu verteilen.

Auf diese Weise liefern Entwürfe mit wenigen Kreuzungspunk ten ein verbessertes Weiterreißverhalten.

Zusätzlich zu einer verbesserten Weiterreißfestigkeit ver ringern die Entwürfe mit wenigen Kreuzungspunkten ferner die Dicke und das Gewicht des Laminats. Bei einem glatten Gewebe oder einer Voll-Maschenware (full knit) ist die Anzahl der Kreuzungen am höchsten und die Beweglichkeit der Garne am geringsten. Damit diese Struktur eine hohe Reißfestigkeit aufweist, müssen die einzelnen Garne im Verhältnis größer sein. Aufgrund der größeren Garne wird die Struktur dicker. Bei bevorzugten Ausführungsbeispielen weist der Webstoff we niger als 50 Prozent (50%) der verfügbaren gebildeten Kreu zungspunkte auf, und weist bei den bevorzugtesten Ausfüh rungsbeispielen weniger als 20 Prozent (20%) der verfügbaren gebildeten Kreuzungspunkte auf.

Eine Adhäsion stellt die Festigkeit oder den Zustand dar, bei dem zwei Oberflächen durch Grenzflächenkräfte zusammen gehalten werden, die wiederum entweder aus Valenzkräften oder einer Verhakungswirkung oder aus beiden bestehen kön nen, siehe Lewis, Hawley's Condensed Chemical Dictionary, 12. Ausgabe, Van Nostrand Reinhold (1993).

Bei dem Aufbau von Luftschifflaminaten wird der Zusammenbau der Abschnitte des Schiffes mit verschiedenen Typen von überlappenden und bandförmigen Verbindungen erreicht. Die Details dieser Verbindungen, die im Stand der Technik allge mein bekannt sind, sind nicht Gegenstand dieser Patentanmel dung und werden ansonsten hierin nicht weiter erörtert. Im allgemeinen setzen jedoch alle diese Verbindungen die Lami nate Scherkräften aus, wenn Aufpump- und Wartungsbelastungen über die Verbindungen übertragen werden. Diese Belastungen müssen von der Haftfestigkeit der Verbindungen zwischen der Matrix und der Faser getragen werden. Dieses Scherkraftver halten ist das Ergebnis von zumindest zwei Faktoren: er stens, die korrekte chemische Adhäsionsunterstützung zwi schen den Matrixharzen und den Fasern muß vorhanden sein; zweitens, die Faserschichten müssen eine Struktur aufweisen, die dem Herausziehen einer Schicht von belasteten Fasern aus den anderen Schichten widersteht. Die Anzahl von Kreuzungs punkten zwischen den Faserschichten ist wichtig, um die De laminierung oder das Herausziehen der Struktur in dem Ver bindungsbereich zu verhindern.

Der Ausdruck "Kräuselung" wird hierin in seinem ursprüngli chen Sinn verwendet; d. h., die Welligkeit einer Faser oder eines Fadens ausgedrückt als prozentuale Kräuselung. Eine Kräuselung kann ferner als der Unterschied des Abstandes zwischen zwei Punkten auf einer nicht gespannten Faser und denselben zwei Punkten ausgedrückt werden, wenn die Faser unter einer spezifizierten Zugspannung gerade gerichtet ist. Bei solchen Definitionen wird die Kräuselung in Prozent be züglich der nicht-gestreckten Länge ausgedrückt; siehe oben, Dictionary of Fiber & Textile Technology.

Der Ausdruck "Dehnung" bezieht sich auf den Unterschied zwi schen der Länge eines gespannten Textilmusters und dessen anfänglicher Länge, ausgedrückt Prozent bezüglich der An fangslänge. Die Dehnung wird bei einer spezifizierten Bela stung oder an dem Bruchpunkt gemessen; siehe oben, Fair child's Dictionary of Textiles.

Kreuzungspunkte bezeichnen alle Positionen, an denen Garne einander überkreuzen. Um als ein Kreuzungspunkt betrachtet zu werden, muß der Garn eine Überkreuzung zu der gegenüber liegenden Seite des nächsten Garns bilden. Diese Punkte wer den in einigen Fällen auch als "Sperrpunkte" bezeichnet. Ein glattes Gewebe oder eine Voll-Maschenware weist die größte Anzahl von Kreuzungspunkten auf, wobei weitere Typen von Ge weben und Maschenwaren zunehmend und anteilig weniger Über kreuzungspunkte aufweisen. Wenn Garne oder Fasern keine Überkreuzungspunkte aufweisen (beispielsweise, wie in dem US-Patent Nr. 3,519,530 an Struble), müssen die Adhäsions kräfte der Polymer-Materialien in dem Laminat die gesamte Arbeit zum Zusammenhalten der Faser durchführen. Einerseits tendiert eine geringere Anzahl von Überkreuzungspunkten pro Einheitsfläche dazu, die Reißfestigkeit zu erhöhen, da es ermöglicht wird, daß sich die Fäden oder Fasern zusammen verschieben und einem Reißen widerstehen, während die Kreu zungs- oder Sperrpunkte dazu tendieren, die Garne an ihrem Platz zu fixieren, wo dieselben bei einer spezifischen Bela stung reißen müssen -(und werden) und sich nicht nur ver schieben. Ausgehend von einem theoretischen Standpunkt soll te der Stoff möglichst wenige Kreuzungspunkte aufweisen, die dem Stoff jedoch noch eine ausreichende Integrität geben, um zu ermöglichen, daß der Stoff gehandhabt und verarbeitet werden kann, wenn das Laminat gebildet wird.

Gemäß einem weiteren Aspekt ist die Erfindung ein Laminat, bei dem das Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsverhältnis des Stoffes zwischen etwa 1 : 36 und 1 : 8 liegt. Der Ausdruck "Festigkeits verhältnis", wie er hierin verwendet wird, stellt das Ver hältnis der Festigkeit einer einzelnen Fasergruppe zu der Festigkeit des Stoffes als Ganzes auf einer Pro-Einheit-Ba sis dar. Da der Bereich 1 : 36 bis 1 : 8 ein Verhältnis dar stellt, kann jedes geeignete und konsistente Festigkeitsmaß verwendet werden. Die Zugfestigkeit ist ein solches geeigne tes Maß, wobei dieselbe für den Fall der vorliegenden Erfin dung unter Verwendung eines Zugfestigkeitstestgeräteaufbaus gemessen worden ist, um sowohl Proben von aufgetrennten Stoffstreifen als auch Proben einzelner Garne zu zerreißen bzw. zu brechen. Zugfestigkeitstests sind auf dem Gebiet von Textilien bekannt, wobei ein geeigneter Test ohne übermäßi ges Experimentieren ausgewählt werden kann. Beispielsweise liefert der "ASTM-D2990"-Test ein geeignetes Zugfestigkeit maß.

Bei der Beurteilung des Festigkeitsverhältnisses ist be stimmt worden, daß Festigkeitsverhältnisse, die niedriger als etwa 1 : 36 sind, dazu tendieren, Fasergruppen darzustel len, die zu klein sind, um ein Reißverhalten des Grads zu ergeben, der bei Luftschiffanwendungen erforderlich ist. An dem anderen Ende des Bereichs ist bestimmt worden, daß für Festigkeitsverhältnisse von größer als 1 : 8 die einzelnen Fa sergruppen zu groß sind, um das gewünschte Materialgewicht oder das gewünschte Biegungsermüdungsverhalten zu ergeben.

Im folgenden wenden wir uns wieder Fig. 2 zu. Die Gasbarrie re, die an die Stoffschicht laminiert ist, ist aus einer Mehrzahl von Materialschichten, typischerweise Polymer-Mate rialien, gebildet. Es wird offensichtlich, daß die hierin beschriebenen Barrierenschichten mit dem Stoff der vorlie genden Erfindung ziemlich nützlich sind, wobei jedoch offen sichtlich wird, daß die Vorteile, die der Stoff 20 der vor liegenden Erfindung liefert, weder auf die spezielle Anzahl von Barrierenschichten noch auf ihre spezielle chemische Zu sammensetzung begrenzt sind. Es wird Fachleuten auf diesem Gebiet offensichtlich, daß der Stoff vor einer Laminierung mit einer geringen Menge einer Polymer-Beschichtung be schichtet oder versehen werden kann (üblicherweise Polyure than), die manchmal, wenn nötig, mit Vernetzungschemikalien (üblicherweise Isocyanate) kombiniert werden, um eine Verar beitung zu verbessern und um die erforderliche Ausgeglichen heit der physikalischen Eigenschaften in dem endgültigen La minat zu erreichen.

Wie es in Fig. 2 dargestellt ist, umfaßt das Luftschifflami nat 17 eine Gasbarriere, die aus einer ersten Schicht aus Polyurethan 21 auf einer Vorderseite der Webstoffschicht ge bildet ist. In Fig. 2 ist dargestellt, daß sich die Schicht 21 auf der Helium-Seite des Laminats 17 befindet. Eine zwei te Gasbarrierenschicht, die durch die Klammer 22 bezeichnet ist, ist aus einer Mehrzahl von Schichten aus anderen Mate rialien gebildet. Bei dem Ausführungsbeispiel von Fig. 2 um faßt die zweite Gasbarrierenschicht 22 eine Schicht aus Po lyurethan 23 auf der der Polyurethan-Schicht 21 gegenüber liegenden Seite des Webstoffes 20. Eine Schicht aus einem Polyester-Film 24 befindet sich benachbart zu der Polyure than-Schicht 23 und wirkt unter anderem als Bindeschicht (d. h. Klebstoffschicht) zwischen der Polyurethan-Schicht 23 und den zusätzlichen äußeren Schichten des Materials. Eine weitere Schicht aus Polyurethan 25 befindet sich auf der der Polyurethan-Schicht 23 gegenüberliegenden Seite der Poly ester-Schicht 24. Die Wetterseite des Laminats 17 wird vor zugsweise mit einer Schicht aus einem Fluorkohlenstoff-Poly mer-Material 26 vervollständigt, das bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel ein Polyvinylfluorid ist, wie es bei spielsweise von DuPont unter dem Warenzeichen Tedlar™ er hältlich ist.

Für Luftschiffanwendungen sollte das Laminat eine Gastrans missionsrate (cm³-mm/24 h-m²-atm) von 30 oder weniger für Kohlendioxid (CO₂), von 10 oder weniger für Sauerstoff (O₂) und von 5 oder weniger für Stickstoff (N₂) aufweisen.

Die Polymer-Materialien für das Laminat (z. B. Polyurethan) sind herkömmlicherweise handelsüblich erhältlich, wobei die erste Gasbarrierenschicht 21 aus Gründen der Sichtbarkeit und zu anderen Zwecken mit einer dunklen Farbe, vorzugsweise Schwarz, pigmentiert ist. Die andere Polyurethan-Schicht 23, die dem Webstoff 20 gegenüberliegt, ist ebenfalls schwarz pigmentiert. Die Polyesterschicht 24 ist typischerweise nicht pigmentiert, während die äußerste Polyurethan-Schicht 25 schwarz pigmentiert ist. Die Polyvinylfluorid-Schicht 26, die die Außenseite des Laminats 17 bildet, ist weiß pigmen tiert, und bildet somit das äußere Aussehen des Laminats.

Wie es Fachleuten auf diesem Gebiet bekannt ist, liefert die weiße Pigmentierung auf der Wetterseite des Laminats eine reflektierende Oberfläche, die eine Wärmeabsorption verrin gert, wobei bestimmte weiße Pigmentierungen ferner eine ul traviolette Strahlung (UV-Strahlung) blockieren, die anson sten dazu tendiert, viele Typen von Polymer-Materialien zu beeinträchtigen. Die schwarze Pigmentierung auf der Gasseite des Laminats liefert ferner bestimmte Vorteile, wobei insbe sondere die schwarze Farbe die Aufgabe viel einfacher macht, Stiftlöcher zu finden.

Fig. 3 ist eine perspektivische Teilansicht des Webstoffes 20 gemäß der vorliegenden Erfindung. Wie oben angemerkt, gibt es eine Reihe von Charakteristika des Webstoffes, die durch die vorliegende Erfindung geliefert oder gesteigert werden. Folglich kann die Webstoffschicht 20 bei einem er sten Aspekt dahingehend betrachtet werden, daß dieselbe eine Lage aus Garnen 27 aufweist, die aus Kunstfasern hoher Fe stigkeit gebildet sind. Die Kunstfasern hoher Festigkeit können eine beliebige einer Anzahl von synthetischen Fasern sein, vorausgesetzt, daß dieselben die notwendige Festigkeit für die Anforderungen des Gesamtlaminats aufweisen. Typische bevorzugte Materialien für die Garne 27 umfassen Garne aus aromatischen Polyamid, Flüssigkristallpolyestergarne und Mischgarne dieser miteinander oder mit anderen Kunstfasern der erforderlichen Festigkeit. Wie oben angegeben, weist die Webstoffschicht 20 vorzugsweise eine Gesamtfestigkeit von zumindest 10 Gramm pro Denier auf.

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel weist der Webstoff eine Korbwebart auf, und umfaßt bei einem bevorzugteren Aus führungsbeispiel eine 2 × 2-Korbwebart, die das in Fig. 3 dar gestellte Ausführungsbeispiel ist. Wie oben dargestellt, mi nimiert die 2 × 2-Webart die Kreuzungspunkte und erhöht folg lich das Verhalten des Gesamtlamininats 17 auf die beschrie bene Art und Weise. Der Stoff kann optional "Greifer"- oder "Binde"-Garne (nicht gezeigt) umfassen, falls dies bei einem bestimmten Stoff erwünscht ist.

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel weist der Webstoff eine Korbwebart auf, und umfaßt bei einem bevorzugteren Aus führungsbeispiel eine 2 × 2-Korbwebart, die das in Fig. 3 dar gestellte Ausführungsbeispiel ist. Wie oben dargestellt, mi nimiert die 2 × 2-Webart die Kreuzungspunkte und vebessert folglich das Verhalten des Gesamtlaminats 17 auf die be schriebene Art und Weise. Zusätzlich dazu, daß diese 2 × 2- Webart eine gute Reißfestigkeit und ein gutes Gewichtsver halten aufweist, behält dieses Gewebe ausreichend viele Kreuzungspunkte bei, um eine geeignete Verbindungsscherfe stigkeit aufzuweisen.

Es wird offensichtlich, daß ein bevorzugtes Ausführungsbei spiel des Laminats der Erfindung unter Verwendung einer sol chen Stoffschicht gebildet werden kann; die Erfindung ist jedoch nicht auf eine einzige Stoffschicht begrenzt. Folg lich könnte das Laminat der Erfindung in dem Umfang, der ba sierend auf den Gewichts- und Verhaltensanforderungen geeig net ist, zwei oder mehr Stoffschichten aufweisen. Die Schichtstruktur kann mit Bindegarnen und mit einem geeigne ten zusätzlichen Polymer-Material verbunden sein, um diesel ben aneinander anzuhaften. Falls erwünscht, können die zu sätzlichen Stoffschichten hinsichtlich zueinander vorge spannt werden. Die Fadenlinien jeder Schicht müssen nicht 90 Grad zueinander aufweisen. Wenn das Beanspruchungsfeld des Luftschiffes gegeben ist, können die Fadenlinienrichtungen andere Winkel aufweisen, wie z. B. 30, 45 oder 120 Grad. In jedem Fall werden jedoch die Festigkeits-Zu-Gewichts-Vortei le des Webstoffes der Erfindung signifikante Gewichts- und Verhaltensvorteile gegenüber einem beliebigen anderen Lami nat liefern, das dieselbe Anzahl von Stoffschichten auf weist.

Bei einem weiteren Aspekt der Erfindung weist der in Fig. 3 dargestellte Stoff Garne auf, die ein Höhe-Zu-Breite-Quer schnittsseitenverhältnis von zwischen etwa 1 : 2 und 1 : 7 auf weisen. Der Ausdruck "Querschnittsseitenverhältnis" wird hierin verwendet, um zwischen dem Querschnittsprofil der Garne 27 und deren Durchmesser-Zu-Länge-Seitenverhältnis zu unterscheiden, die natürlich ziemlich unterschiedliche Zah len sein würden und unterschiedliche physikalische Charakte ristika darstellen würden; d. h., die Gesamtlänge des Garns im Vergleich zu dessen Durchmesser.

Wie im vorhergehenden angemerkt, kann der Stoff 20, der in Fig. 3 dargestellt ist, dahingehend charakterisiert werden, daß derselbe eine Gesamtfestigkeit von mehr als 10 Gramm pro Denier aufweist, wobei der Webstoff 20 aus verdrillten Gar nen 27 gebildet ist, und wobei die verdrillten Garne 27 ei nen Spiralwinkel aufweisen, der nicht größer als der eines 1500-Denier-Garns bei 6 Verdrillungen pro Zoll ist. Fachleu ten auf dem Gebiet der Herstellung von Garnen aus Fäden oder Fasern werden natürlich erkennen, daß die niedrige Verdril lung das flache Profil - und die sich ergebenden Vorteile - der Garne ergibt, die hierin sowohl subjektiv als auch ob jektiv beschrieben worden sind.

Fig. 4 und 5 stellen die Unterschiede zwischen dem Laminat der vorliegenden Erfindung und denjenigen des Stands der Technik einschließlich der Vorteile, die durch den Webstoff 20 der vorliegenden Erfindung geboten werden, dar. Fig. 4 zeigt das Gesamtlaminat, das allgemein mit 17 bezeichnet ist, zusammen mit den einzelnen Polymer-Schichten, die das bevorzugte Ausführungsbeispiel bilden. Wie bei dem in Fig. 2 dargestellten Ausführungsbeispiel stellt das Ausführungsbei spiel von Fig. 4 einen Querschnitt dar, wobei der Webstoff mit 20, die erste Gasbarrierenschicht mit 21 und die zweite Gasbarrierenschicht mit 22 bezeichnet ist. Die zweite Gas barrierenschicht 22 ist wiederum aus der Schwarz-pigmentier ten Polyurethan-Schicht 23, die sich unmittelbar neben dem Webstoff 20 befindet, aus der Polyesterverbindungsschicht 24, die benachbart zu der schwarzen Polyurethan-Schicht 23 ist, aus einer weiteren Schicht aus Polyurethan 25, die ty pischerweise weiß pigmentiert ist, und aus der äußersten Wetterseitenschicht 26, die aus Polyvinylfluorid besteht, gebildet.

Wie es in Fig. 4 dargestellt ist, weist der Webstoff 20 fla che Garne auf, die hierin im vorhergehenden beschrieben wor den sind. Da das Gesamtbreitenprofil der Garne schmäler als das herkömmlicher Garne ist, kann das resultierende Gesamt profil des Webstoffes 20 und folglich die Gesamtdicke T mi nimiert werden. Am wichtigsten ist vielleicht, daß die Poly urethan-Menge in den Schichten 21 und 23, die die Integrität für das Gesamtlaminat liefert, minimiert werden kann.

Fig. 5 ist hierin als eine typische Ansicht eines Quer schnittsprofils von bekannten Laminaten für Anwendungen für "Luftfahrzeuge leichter als Luft" aufgenommen. Das Gesamtla minat ist allgemein mit 30 bezeichnet und umfaßt einen Web stoff, der durch die Klammer 31 angegeben ist, der aus her kömmlichen Rundgarnen 32 gebildet ist, die aus den gewünsch ten hochfesten Fasern vollständig verdrillt sind. Da diese herkömmlichen Garne 32 noch vollständiger verdrillt sind, tendieren dieselben dazu, relativ massiv zu sein, woraus sich ein relativ dicker Webstoff 31 ergibt. Wenn der Web stoff 31 wiederum mit einem Polymer-Material, wieder typi scherweise Polyurethan, überzogen ist, um die jeweiligen Schichten 33 und 34 zu bilden, muß eine viel dickere und so mit viel schwerere Schicht aus einem Polymer- oder Polyure than-Material auf jede Seite des Webstoffes 31 aufgebracht werden. Das Laminat 30 von Fig. 5 umfaßt ferner mehrere zu sätzliche innere und äußere Schichten, die zu Darstellungs zwecken als zusätzliche Schicht 35 auf der Polyurethan schicht 33 und jeweilige Schichten 36 und 37 auf der gegen überliegenden Seite des Stoffes, die an die Polyurethan- Schicht 34 laminiert sind, angegeben sind.

In der Praxis kann der Gewichtsvorteil zwischen dem Laminat der Erfindung von Fig. 4 und dem Laminat gemäß dem Stand der Technik, das in Fig. 5 dargestellt ist, mehr als 440 Gramm pro Quadratmeter (13 ounces per square yard) betragen. Falls ein typisches Luftschiff etwa 33.500 Quadratmeter (40.000 square yard) des Materials aufweisen würde, würden die Ge samtgewichtseinsparungen mehr als 14.7 Tonnen (16 tons) be tragen.

Claims

1. Laminat (17) für Anwendungen von Gashüllen hoher Fe stigkeit und niedrigem Gewicht, wie z. B. "Luftfahrzeuge leichter als Luft" oder Luftschiffe (10), wobei das La minat (17) folgende Merkmale aufweist:
zumindest eine Webstoffschicht (20) mit einer Gesamtfe stigkeit, die größer als 10 Gramm pro Denier ist;
wobei die Garne (27) des Stoffes (20) einen ausreichen den Verdrillungsgrad aufweisen, um eine hohe Zugkonver sion zu liefern, der jedoch niedriger als der Verdril lungsgrad ist, der einen unzulängliche Biegungsermü dungswert erzeugen würde;
einem Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsverhältnis, das ausrei chend ist, um dem Stoff (20) eine Reißfestigkeit zu verleihen, das jedoch niedriger als das Verhältnis ist, bei dem das Biegungsermüdungsverhalten unzulänglich ist;
wobei der Stoff (20) die minimale Anzahl von Kreuzungs punkten zwischen den gewebten Garnen (27) aufweist, die dem Stoff (20), der zu dem Laminat (17) verarbeitet werden soll, eine ausreichende Integrität verleihen; und
einem Gasbarrierenmaterial (21, 22), das an die Stoff schicht (20) laminiert ist.

2. Luftschifflaminat (17) gemäß Anspruch 1, bei dem die Gasbarriere (21, 22) folgende Merkmale aufweist:
eine erste Schicht (21) aus Polyurethan auf einer Seite der Webstoffschicht (20); und
eine zweite Gasbarrierenschicht (22) auf der gegenüber liegenden Seite des Webstoffes (20), wobei die zweite Gasbarrierenschicht (22) folgende Merkmale aufweist:
eine Schicht (23) aus Polyurethan auf dem Stoff (20);
eine Schicht (24) aus einem Polyester-Film auf der Polyurethan-Schicht (23);
eine weitere Schicht (25) aus Polyurethan auf der Polyester-Schicht (24); und
eine Schicht (26) aus einem Fluorkohlenstoff-Poly mer-Material auf der weiteren Polyurethan-Schicht (25).

3. Laminat (17) für Anwendungen von Gashüllen hoher Fe stigkeit und niedrigem Gewicht, wie z. B. "Luftfahrzeuge leichter als Luft" oder Luftschiffe (10), wobei das La minat (17) folgende Merkmale aufweist:
zumindest eine Webstoffschicht (20) mit einer Gesamtfe stigkeit, die größer als 10 Gramm pro Denier ist; und
zumindest eine erste Gasbarrierenschicht (21), die an eine Seite der Stoffschicht (20) laminiert ist;
wobei die Webstoffschicht (20) zumindest eine Lage von Garnen (27) aus Kunstfasern hoher Festigkeit aufweist.

4. Luftschifflaminat (17) gemäß Anspruch 3, bei dem der Webstoff (20) ein Korbwebart aufweist.

5. Luftschifflaminat (17) gemäß Anspruch 3 oder 4, bei dem in dem Webstoff (20) weniger als 50% der verfügbaren Kreuzungspunkte gebildet sind.

6. Luftschifflaminat (17) gemäß Anspruch 3 oder 4, bei dem in dem Webstoff (20) weniger als 20% der verfügbaren Kreuzungspunkte gebildet sind.

7. Luftschifflaminat (17) gemäß einem der Ansprüche 3 bis 6, das eine Mehrzahl von Stoffschichten (20) aufweist, wobei jede Schicht (20) zumindest eine Lage aus Garnen (27) aufweist.

8. Luftschifflaminat (17) gemäß einem der Ansprüche 3 bis 7, bei dem die Garne (27) ein Höhe-Zu-Breite-Seitenver hältnis zwischen 1 : 2 und 1 : 7 aufweisen.

9. Laminat (17) für Anwendungen von Gashüllen hoher Fe stigkeit und niedrigem Gewicht, wie z. B. "Luftfahrzeu gen leichter als Luft" oder Luftschiffen (10), wobei das Laminat (17) folgende Merkmale aufweist:
zumindest eine Webstoffschicht (20) mit einer Gesamtfe stigkeit, die größer als 10 Gramm pro Denier ist; und
eine erste Gasbarrierenschicht (21);
wobei der Webstoff (20) im wesentlichen aus Garnen (27) besteht, die ein Höhe-Zu-Breite-Querschnittsseitenver hältnis von zwischen etwa 1 : 2 und 1 : 7 aufweisen.

10. Luftschifflaminat (17) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, bei dem der Webstoff (20) ein Garn-Zu- Stoff-Festigkeitsverhältnis zwischen 1 : 36 und 1 : 8 auf weist.

11. Laminat (17) für Anwendungen von Gashüllen hoher Fe stigkeit und niedrigem Gewicht, wie z. B. "Luftfahrzeuge leichter als Luft" oder Luftschiffe (10), wobei das La minat (17) folgende Merkmale aufweist:
zumindest eine Webstoffschicht (20) mit einer Gesamtfe stigkeit, die größer als 10 Gramm pro Denier ist; und
eine erste Gasbarrierenschicht (21);
wobei der Webstoff (20) aus Garnen (27) gebildet ist; und
wobei der Stoff (20) ein Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsver hältnis zwischen etwa 1 : 36 und 1 : 8 aufweist.

12. Laminat (17) gemäß einem der verhergehenden Ansprüche, bei dem die Garne (27) einen Spiralwinkel aufweisen, der mit einer Verdrillung von 6 Windungen pro Zoll (2,54 cm) bei einem 1.500-Denier-Garn übereinstimmt.

13. Laminat (17) gemäß Anspruch 11 oder 12, bei dem die Garne (27) ein Höhe-Zu-Breite-Seitenverhältnis zwischen 1 : 2 und 1 : 7 aufweisen.

14. Laminat (17) für Anwendungen von Gashüllen hoher Fe stigkeit und niedrigem Gewicht, wie z. B. "Luftfahrzeuge leichter als Luft" oder Luftschiffe (10), wobei das La minat (17) folgende Merkmale aufweist:
zumindest eine Webstoffschicht (20) mit einer Gesamtfe stigkeit, die größer als 10 Gramm pro Denier ist; und
eine erste Gasbarrierenschicht (21);
wobei der Webstoff (20) aus verdrillten Garnen (27) ge bildet ist; und
wobei die Garne (27) nicht mehr als 6 Verdrillungen pro Zoll (2,54 cm) und einen Spiralwinkel aufweisen, der mit einem 1.500-Denier-Garn mit zwischen 2 und 6 Windungen pro Zoll übereinstimmt.

15. Laminat (17) gemäß Anspruch 14, bei dem die Garne (27) einen Spiralwinkel aufweisen, der mit dem Spiralwinkel eines 1500-Denier-Garns übereinstimmt, der pro Zoll (2,54 cm) zwischen 2 und 6 Windungen aufweist.

16. Laminat (17) gemäß einem der Ansprüche 3 bis 14, bei dem die Garne (27) ein Höhe-Zu-Breite-Seitenverhältnis zwischen 1 : 2 und 1 : 7 aufweisen.

17. Laminat (17) gemäß einem der Ansprüche 14 bis 16, bei dem der Webstoff (20) ein Garn-Zu-Stoff-Festigkeitsver hältnis zwischen 1 : 36 und 1 : 8 aufweist.

18. Laminat (17) gemäß einem der Ansprüche 14 bis 17, das ferner eine zweite Gasbarrierenschicht (22) aufweist, die an die der ersten Gasbarrierenschicht (21) gegen überliegende Seite des Webstoffes laminiert ist.

19. Laminat (17) gemäß Anspruch 18, bei dem die erste Gas barrierenschicht (21) eine einzige Schicht aus einem Polymer-Material aufweist, wobei die zweite Gasbarrie renschicht (22) eine Mehrzahl von Polymer-Schichten aufweist.

20. Laminat (17) gemäß Anspruch 19, bei dem die zweite Gas barrierenschicht (22) folgende Merkmale aufweist:
eine Schicht (23) aus Polyurethan auf dem Stoff (20);
eine Schicht (24) aus einem Polyester-Film auf der Po lyurethan-Schicht (23);
eine weitere Schicht (25) aus Polyurethan auf der Po lyester-Schicht (24); und
eine Schicht (26) aus einem Fluorkohlenstoff-Polymer- Material auf der weiteren Polyurethan-Schicht (25).

21. Laminat (17) gemäß einem der verhergehenden Ansprüche, bei dem die Garne (27) des Webstoffes (20) aus der Gruppe ausgewählt sind, die aus Polyimid-Garnen, aus Polyamid-Garnen, aus Polyester-Garnen und aus Mischgar nen derselben besteht.

22. Luftschiff (10) mit folgenden Merkmalen:
einer Gashülle (11), die aus dem Laminat (17) gemäß ei nem der vorhergehenden Ansprüche gebildet ist; und
einer Heckanordnung (12).

23. Luftschiff (10) gemäß Anspruch 22, bei dem die Gashülle (11) eine Reihe von Feldern aufweist, die aneinander befestigt sind, um die Hülle (11) zu bilden.

24. Luftschiff (10) gemäß Anspruch 22 oder 23, das ferner ein internes Rahmentragwerk (15) aufweist, das aus ei nem starren leichten Material hergestellt ist.

25. Luftschiff (10) gemäß Anspruch 24, bei dem das leichte Material aus der Gruppe ausgewählt ist, die aus Metal len, aus Polymer-Materialien, aus Verbundwerkstoffen, die aus Fasern und Polymer-Materialien gebildet sind, und aus Kombinationen derselben besteht.

26. Luftschiff (10) gemäß einem der Ansprüche 22 bis 25, das ferner ein Antriebssystem aufweist.