DE102005058241A1

DE102005058241A1 - Flugzeugbodenplatte

Info

Publication number: DE102005058241A1
Application number: DE102005058241A
Authority: DE
Inventors: Nathan Stow Pisarski
Original assignee: Goodrich Corp
Current assignee: Goodrich Corp
Priority date: 2004-12-23
Filing date: 2005-12-06
Publication date: 2006-09-21
Anticipated expiration: 2025-12-07
Also published as: GB2423224A; FR2879998A1; DE102005058241B4; FR2879998B1; US20060138279A1; GB2423224B; GB0525992D0

Abstract

Eine Flugzeugbodenplatte (10) zum Einbau in einen zu beheizenden Bereich eines Flugzeuges. Die Platte (10) weist eine die Platte stützende Ebene (20), eine wärmeerzeugende Ebene (22) und eine obere Ebene (24) auf, die eine obere Oberfläche (26) besitzt, die die oberste Oberfläche (18) der Platte (10) bildet. Eine wärmeleitende Schicht (60) mit einer oberen Schicht (24) weist festigkeitsverstärkende Elemente (64) auf, die in eine Matrix (66) eingebettet sind. Diese Schicht (60) liefert die primäre Schlagzähigkeit für die Platte (10) und dient auch als wärmeverteilende Schicht.

Description

Erfindungsgebiet
Diese Erfindung betrifft allgemein eine Flugzeugbodenplatte und im speziellen eine Bodenplatte zum Einbau in einem Bereich eines Flugzeuges, der während des Fluges beheizt werden muss.

Hintergrund der Erfindung

Eine beheizbare Flugzeugbodenplatte umfasst im Allgemeinen eine untere Plattenstützebene, eine Ebene in der die Wärme erzeugt wird und eine obere schlagzähe Ebene. Die Oberfläche der schlagzähen Ebene bildet die oberste Fläche der Platte und ist direkt den Auswirkungen durch Begehen des Fußbodens ausgesetzt (z.B. Stöckelschuhe, herunterfallende Objekte, gezogenes Gepäck usw.). Um die Unversehrtheit der Bodenplatte zu gewährleisten, ist es wichtig, dass die wärmeerzeugende Ebene vor solchen Einwirkungen geschützt wird. Entsprechend ist eine Flugzeugbodenplatte, und speziell deren schlagzähe Ebene, so ausgelegt, dass sie einer gewissen Menge an Aufprallenergie widerstehen kann (d.h. einem mittleren Qualifikationsenergiewert (qualification mean energy value)), ohne dass der Isolationswiderstand geopfert wird und/oder die Oberfläche unter Durchschlag leidet.

Zusammenfassung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung liefert eine Flugzeugbodenplatte, bei der die obere schlagzähe Ebene eine wärmeverteilende wärmeaushärtende bzw. Duroplastschicht beinhaltet, die den primären Schlagwiderstand für die Platte bereitstellt.

Speziell zeigt die vorliegende Erfindung eine Flugzeugbodenplatte zum Einbau in einem Bereich eines Flugzeuges, der während des Fluges beheizt werden muss. Die Platte weist eine wärmeerzeugende Ebene auf und eine obere schlagzähe Ebene, die Wärme verteilt. Die obere Ebene weist eine wärmeleitende Hauptschicht mit Bestandteilen auf, die in einer Matrix eingebettet sind und die Festigkeit verstärken. Diese Hauptschicht widersteht zumindest 90% des mittleren Qualifikationsenergiewertes ((qualification mean energy value) z.B. mindestens 3,0 Joule).

Die wärmeleitenden und festigkeitsverstärkenden Elemente können Drähte, Stäbe, Rundstäbe, Fasern oder Teilchen sein. Die Teilchen können zu einem Netz, einem Gitter oder einem Gewebe zusammengefügt sein und/oder sie können aus Metall oder einer Metalllegierung bestehen (z.B. rostfreier Stahl, Titan, Kupfer, Aluminium). Die Matrix, in die die Teilchen eingebettet sind, kann ein wärmehärtendes bzw. Duroplastpolymer und/oder ein wärmeleitendes Material aufweisen (z.B. einen wärmeleitenden Klebstoff und/oder ein wärmeleitendes Polymer).

Die obere schlagzähe Ebene kann zusätzlich eine Außenhautschicht über der Hauptschicht aufweisen und diese Außenhautschicht kann dadurch charakterisiert sein, dass sie keine Verstärkungselemente beinhaltet. Solch eine Außenhautschicht kann eine Dicke von ungefähr 0,635 mm (0.025 inch) oder weniger haben. Wenn die Außenhautschicht die oberste Schicht der Platte bildet und die Hauptschicht direkt unter der Außenhautschicht angeordnet ist, sind die Verstärkungselemente entsprechend 0,635 mm (0.025 inch) oder weniger von der äußersten Oberfläche der Platte entfernt.

Die wärmeerzeugende Ebene und die obere schlagzähe Ebene können als Verbundstoffstruktur gebildet sein. Außerdem kann die Platte eine untere, die Platte stützende Schicht (z.B. Wabenschicht zwischen faserverstärkten Polymerschichten) haben und diese untere Ebene, die wärmeerzeugende Ebene und die obere schlagzähe Ebene können zusammen eine Verbundstoffstruktur bilden. In diesem Fall kann die Flugzeugbodenplatte dadurch gebildet werden, dass die die Platte stützende Ebene, die wärmeerzeugende Ebene, eine Matrix formende Ebene und die festigkeitsverstärkenden Teile zusammen gesetzt werden und anschließend die zusammengesetzten Materialien ausgehärtet werden, um eine Verbundstoffstruktur zu bilden. Falls die obere Schicht eine Außenhautschicht umfasst, können die Hauptschicht und die Außenhautschicht ebenfalls ausgehärtet werden und einen Teil der Verbundstoffstruktur bilden.

Diese und andere Merkmale der Erfindung sind vollständig beschrieben und speziell in den Ansprüchen hervorgehoben. Die folgenden erklärend angehängten Zeichnungen zeigen im Detail eine bestimmte veranschaulichende Ausführungsform der Erfindung. Diese Ausführungsform steht beispielhaft für eine von verschiedenen Arten auf welche die Prinzipien der Erfindung angewandt werden können.

Zeichnungen
Die 1 ist eine schematische Perspektivansicht einer Flugzeugbodenplatte gemäß der vorliegenden Erfindung, eingebaut in einem Flugzeug.
Die 2 zeigt der Querschnitt der Flugzeugbodenplatte.
Die 3 ist die schematische Darstellung der Heizschicht der Bodenplatte.
Die 4 ist ein Querschnitt der Heizschicht entlang der Linien 4-4 aus 3.
Die 5 sieht von oben auf eine schlagzähe Hauptschicht der Bodenplatte.
Die 6 sieht von oben auf eine andere schlagzähe Hauptschicht der Bodenplatte.
Die 7 sieht von oben eine weitere schlagzähe Hauptschicht der Bodenplatte.
Die 8A bis 8C zeigen das Schema eines Verfahrens zur Herstellung der Flugzeugbodenplatte.
Detaillierte Beschreibung
Wie aus den Zeichnungen, beginnend mit 1, hervorgeht, wird eine Flugzeugbodenplatte 10 entsprechend der vorliegenden Erfindung, eingebaut in einem Flugzeug 12, gezeigt. Die Bodenplatte 10 wird bereitgestellt, um in einem Bereich 14 (z.B. der Kabine) eine angenehme Temperatur zu erhalten und ist zu diesem Zweck eine beheizte Bodenplatte. Das Flugzeug 12 umfasst Strukturteile 16 unterhalb des Bereichs 14, die die Platte 10 abstützen. Zur späteren Bezugnahme sei hier festgestellt, dass die oberste Oberfläche 18 der Platte die Hauptlast der Belastung durch die Begehung erfährt (z.B. Stöckelschuhe, fallende Dinge, gezogenes Gepäck, usw.).
In 2 wird die Flugzeugbodenplatte in Einzelheiten gezeigt. Die Platte weist eine tragende Ebene 20, eine wärmeerzeugende Ebene 22 und eine obere schlagzähe Ebene 24 auf. Die tragende Ebene ist an den Teilen 16 der Struktur des Flugzeuges unter dem Bereich 14 befestigt und die wärmeerzeugende Ebene 22 erzeugt Wärme. Die obere Oberfläche 26 der Ebene 24 bildet die oberste Fläche 18 der Platte 10 und nimmt daher Belastungen auf, die durch die Begehung in dem Bereich auftreten, und hält diesen Belastungen stand. Wie noch genauer später erklärt wird, gibt die obere Ebene 24 auch erzeugte Wärme an den Bereich 14, weshalb sie auch eine wärmeverteilende Schicht ist.
Die dargestellte tragende Ebene 20 weist eine Wabenstrukturschicht 30 auf, die zwischen den Schichten 32, 34, 36 und 38 eingebettet ist. Ein geeignetes Wabenmaterial ist ECA-1/8-/.7(3).285 Thk, erhältlich von der Firma Eurocomposites, das zusammen mit einer Kernfüllung aus Epoxydharz (wie EC 631 FST, ebenfalls erhältlich bei Eurocomposites) benutzt werden kann. Die umgebenden Schichten 32, 34, 26 und 38 können je eine Prepreg-Schicht aufweisen, das heißt eine faserverstärkte Polymerschicht aus einer Vielzahl faserartiger Materialien (z.B. Fiberglas, Kohlenstoff, Aramid) in einer Matrix aus polymerem Duroplast (z.B. Phenolharz, Epoxydharz). Die Schichten können beispielsweise Fiberglas/Phenolharz-Prepreg Schichten 32, Kohlenstoff/Phenolharz-Prepreg Schichten 34 und Prepreg-Kohlenstoff/Epoxydharz Schichten 36 und 38 aufweisen. Diese Prepreg-Schichten sind beziehbar von der Stesalit AG (Zullwill, Schweiz) als PF801-44-53, PF801-C15-50 bzw. EP121-C15-53.
Die wärmeerzeugende Schicht 22 kann eine Heizschicht 40 aufweisen. Wie am besten in den 3 und 4 zu sehen ist, kann die Heizschicht ein elektrisches Heizelement 42 umfassen und dielektrisches Material 44, in welchem das Heizelement 42 eingekapselt ist. Das Element 42 kann eine geätztes folienartiges Element sein oder ein widerstandsfähiges Drahtelement aus einem elektrisch leitendem Material (z.B. Metall). Das Heizelement 42 kann beispielsweise eine Folienschicht aus Cupron (eine Nickellegierung, erhältlich von Amax Specialty Metals Corp) aufweisen. Wie in 3 schematisch gezeigt wird, erwärmt sich das Heizelement 42 wenn über den Regler 46 mittels der Leitungen 48 und 50 Strom fließt.
Die schlagzähe Ebene 24 weist eine Hauptschicht 60 und eine die Oberfläche bildende Außenhautschicht 62 auf. Wie am besten in den 5 bis 7 zu sehen ist, beinhaltet die Hauptschicht 60 die festigkeitsverstärkenden Elemente 64, eingebettet in eine wärmehärtende bzw. Duroplastpolymermatrix 66. Die Elemente 64 können Drähte, Stäbe, Rundstäbe, Teilchen, Fasern oder andere steife Gegenstände sein, und sie können so angeordnet, zusammengesetzt oder aggregiert sein, dass sie die Festigkeit erhöhen. Die Elemente 64 können beispielsweise netzartig (5), gitterartig (6) oder gewebeartig (7) angeordnet sein. Die Form und die Größe der betreffenden Elemente 64 und die kollektive Geometrie, Dichte und Ausrichtung der Elemente 64 wird so gewählt, dass die Belastungen der Bodenbenutzung bestmöglich aufgenommen werden und dennoch andere Konstruktions-Vorgabefaktoren (z.B. Gewicht) eingehalten werden.
Die Verstärkungselemente 64 und/oder die Matrix 66 sind vorzugsweise wärmeleitend, wodurch die Hauptschicht 60 auch eine wärmeverteilende Schicht ist.
Wärmeleitend im Zusammenhang mit der vorliegenden Anmeldung bezieht sich auf eine Wärmeleitfähigkeit von wenigstens 10,0 W/mK. Vorzugsweise ist die Wärmeleitfähigkeit der Hauptschicht 60 größer als ungefähr 20,0 W/mK, größer als ungefähr 30,0 W/mK, größer als ungefähr 40,0 W/mK und/oder größer als ungefähr 50,0 W/mK.
Wenn die Verstärkungselemente 64 wärmeleitend sind, können sie Elemente aus Metall/Legierungen enthalten (z.B. Stahl, Titan, Kupfer, Aluminium, usw.), Elemente mit nichtmetallischem Kern und Metallbeschichtung (z.B. metallisiertes Fiberglas) und/oder Graphitelemente. Taugliche, der Verstärkung dienende und thermisch leitende Elemente 64 beinhalten gewebtes Metallfiltergewebe (angeboten von TWP Inc., Kalifornien), filternde Drahtnetze (ebenfalls von TWP Inc.) und/oder Streckmetall (angeboten von Dexler Corporation aus Conneticut). Rostfreier Stahl (z.B. 316 oder 317 rostfrei) bietet einen angemessenen Korrosionswiderstand, eine Gesamtstärke von 0,18 mm (0,007 inch) bis 0,28 mm (0,011 inch) erlaubt eine wünschenswerte Mischung, eingebettet in das Matrixmaterial. Ein relativ enges Muster (z.B. 100 × 100 Elemente/inch oder 120 × 140 Elemente/inch) sorgt für Festigkeit/Belastungsfestigkeit und erlaubt dennoch das Durchfließen mit Harz, das die Matrix formt.
Wenn die Matrix 66 zusätzlich oder alternativ wärmeleitend ist, kann sie einen wärmeleitenden Klebstoff (z.B. Epoxydharz) oder ein wärmeleitendes Polymer (z.B. Polyester, BMI, Phenolharz) beinhalten.
Die Außenhautschicht 62 kann einen oberflächenbildenden Film aufweisen, bevorzugt einen Film aus relativ dünnflüssigem Harz, das eine Geräteoberfläche mit einer konstanten Dicke überzieht. Die Außenhautschicht 62 kann so gewählt sein, dass sie die darunter liegenden Schichten vor typischen Abzieh-/Abschleifvorgängen schützt und/oder wiederholten Farbablösungsvorgängen widersteht. Die Außenhautschicht 62 kann dadurch charakterisiert sein, dass sie keine festigkeitsverstärkenden Elemente beinhaltet und sie wird typischerweise eine Dicke von weniger als 0,64 mm (0,025 inch), weniger als 0,51 mm (0,02 inch), weniger als 0,38 mm (0,015 inch) und/oder weniger als 0,25 mm (0,01 inch) haben. Dadurch sind die festigkeitsverstärkenden Elemente 64 wenigstens 0,64 mm (0,025 inch) von der obersten Oberfläche 18 der Platte 10 entfernt, wenn die Außenhautschicht 62 die obere Oberfläche 26 auf der Ebene 24 bildet und die Hauptschicht 60 direkt unter der Außenhautschicht 62 angeordnet ist. Ein geeigneter Film zur Oberfächenbildung ist Loctite Synskin, ein Material auf Epoxydharzbasis mit oder ohne elektrisch leitfähigem Netz (z.B. Kupfer oder Aluminium).
Die obere schlagzähe Ebene 24 schützt die wärmeerzeugende Ebene 22 (und den Rest der Platte 10) vor Verkehrsbelastungen des Bodens und ist daher so ausgebildet, dass sie einer gewissen Stoßenergie widersteht, ohne dass der Isolationswiderstand geopfert wird und/oder ein Eindringen in die Oberfläche zugelassen wird. Speziell hat die Ebene 24 einen mittleren Qualifikationsenergiewert (qualification mean energy value) für das Versagen des Isolationswiderstandes und die Oberflächeneindringung von wenigstens 3,0 Joule, wenigstens 4,0 Joule, wenigstens 5,0 Joule und oder wenigstens 6,0 Joule, gemessen nach ASTM D-5420-98a. (Impact Resistance of Flat, Rigid, Plastic Specimen by Means of a Striker Impact by a Falling Weight (Garner Impact)). Die Schicht 60 bietet den Hauptwiderstand gegen Beschädigung und kann zumindest 80%, zumindest 85%, zumindest 90%, zumindest 93%, zumindest 96% und/oder zumindest 99% dieses Energiewertes widerstehen. Die Außenhautschicht 62 (und/oder wahlweise andere Schichten der Ebene 24) tragen nicht wesentlich zur Stoßfestigkeit der Platte 10 bei.
Eine Klebschicht 70 ist zwischen der unterstützenden Ebene 20 und der wärmeerzeugenden Ebene 22 angeordnet und klebt diese beiden Ebenen 20/22 zusammen. Die Klebeschicht 70 kann ein Klebefilm (z.B. Epoxydharz) sein, die erhöhten Aushärtungstemperaturen widerstehen kann, z.B. der Epoxydharzklebefilm AF-126, der von 3M verkauft wird. Die Klebeschicht 70 kann, falls notwendig oder gewünscht, einen (nicht gezeigten) Baumwollstoff zur Verteilung des Klebstoffes beinhalten.
Die 8A bis 8C zeigen schematisch ein Verfahren zur Herstellung der Flugzeugbodenplatte. Bei diesem Verfahren werden die Wabenschicht 30 und die sie umschließenden Schichten 32, 34, 36 und 38 zusammengefügt und ausgehärtet um die Ebene 22 zu bilden (8A). Das Aushärten kann bei erhöhter Temperatur (z.B. 140°C (280°F)) und bei einem geeigneten Druck (z.B. 4,1 bar (60 PSI)) für eine angemessene Zeit (z.B. 90 Minuten) erfolgen. Eine daran anschließende Verdichtung kann notwendig sein.
Die wärmeerzeugende Ebene 22 (d.h. die Heizschicht 40) wird separat geformt, indem das Heizelement 42 zwischen Lagen 82 und 84 aus Duroplast (z.B. ein Polyamidfilmlage und eine Acryl/Polyamidfilmlage) angeordnet wird. Ein Acrylkleber kann benutzt werden, um vor den Aushärten das Heizelement 42 an einer der Duroplastlagen 82/84 zu befestigen ( 8B). Das Aushärten kann bei einer erhöhten Temperatur (z.B. 190°C (375°F)) und bei geeignetem Druck (z.B. 8,3 bar (120 PSI)) für eine angemessene Zeit (z.B. 60 Minuten) erfolgen.
Die Plattenstützebene 20, die Klebeschicht 70, die wärmeerzeugende Ebene 22, eine die Matrix bildende Schicht 90 (d.h. ein Klebefilm), die Verstärkungselemente 64 und die Außenhautschicht 62 werden dann zusammengefügt und ausgehärtet (8C). Die Aushärtung kann bei einer erhöhten Temperatur (z.B. 120°C (250°F)) und bei einem geeignete Druck (z.B. 2,8 bar (40 PSI)) für eine angemessene Zeit (z.B. 60 Minuten) erfolgen.
Während des letzten Aushärtungsschritts werden die, die Festigkeit erhöhenden Elemente 64 in die, die Matrix bildende Schicht 90 eingebettet und formen dadurch die Matrix 66. Schließlich wird die Außenhautschicht 62 mit der Matrix 66 verklebt. Ebenso werden die, die Platte stützende Ebene 20 mit der wärmeerzeugenden Ebene 22 und die wärmeerzeugende Ebene 22 mit der oberen Schicht 24 zusammengeklebt. Dadurch bilden die Ebenen 20, 22 und 24 der Platte 10 eine Verbundstruktur.
Es zeigt sich, dass die vorliegende Erfindung eine Flugzeugbodenplatte bereitstellt, bei der die obere schlagzähe Ebene eine wärmeleitende wärmehärtende bzw. Duroplastschicht umfasst, die die Hauptstoßfestigkeit der Platte herstellt. Obwohl die Erfindung anhand einer bevorzugten Ausführungsform gezeigt und beschrieben wurde, ist es offensichtlich, das äquivalente oder offensichtliche Abänderungen und Modifikationen vom Fachmann beim Lesen und Verstehen dieser Ausführungen mitgelesen werden. Die vorliegende Erfindung umfasst alle solchen Änderungen und Modifikationen und wird nur durch den Umfang der folgenden Ansprüche eingeschränkt.

10: Flugzeugbodenplatte
12: Flugzeug
14: zu beheizender Bereich
16: Strukturteile
18: oberste Oberfläche
20: tragende Ebene
22: wärmeerzeugende und wärmeverteilende Ebene
24: schlagzähe Ebene
26: Oberfläche der schlagzähen Ebene
30: Wabenstrukturschicht
32: Schicht
34: Schicht
36: Schicht
38: Schicht
40: Heizschicht
42: Heizelement
44: dielektrisches Material
46: Regler
48: Leitung
50: Leitung
60: Hauptschicht
62: Außenhautschicht
64: festigkeitsverstärkende Elemente
66: Matrix
70: Klebeschicht
82: Duroplastlage
84: Duroplastlage
90: Matrix bildende Schicht

Claims

Flugzeugbodenplatte (10) zum Einbau in einem Flugzeug (12), wobei die Platte (10) aufweist: a) eine wärmeerzeugende Ebene (22) zur Erzeugung von Wärme, und b) eine obere Ebene (24) um Einwirkungen durch Bodenverkehr in einem zu beheizenden Bereich (14) des Flugzeuges (12) zu widerstehen und um die erzeugte Wärme zu diesem Bereich hin (14) zu verteilen, c) wobei die obere Ebene (24) eine wärmeleitende Hauptschicht (60) aufweist, die in eine Matrix (66) eingebettete, festigkeitverstärkende Elemente (64) aufweist, und d) wobei die obere Ebene (24) einen mittleren Qualifikationsenergiewert (qualification mean energy value) für das Versagen des Isolationswiderstands und für die Oberflächendurchdringung hat, der wenigstens 3,0 Joule beträgt und wobei die Hauptschicht (60) mindestens 90% des mittleren Qualifikationsenergiewertes (qualification mean energy value) widersteht.
Flugzeugbodenplatte (10) nach dem vorgehenden Anspruch, wobei die Matrix (66) ein wärmeleitendes Material aufweist.
Flugzeugbodenplatte (10) nach dem vorgehenden Anspruch, wobei die Matrix (66) einen wärmeleitenden Kleber und/oder ein wärmeleitendes Polymer aufweist.
Flugzeugbodenplatte (10) nach den drei vorgehenden Ansprüchen, wobei die festigkeiterverstärkenden Elemente (64) wärmeleitend sind.
Flugzeugbodenplatte (10) nach einem der vorgehenden Ansprüche, wobei die festigkeitverstärkenden Elemente (64) Drähte, Stäbe, Rundstäbe, Fasern oder Teilchen sind.
Flugzeugbodenplatte (10) nach einem der vorgehenden Ansprüche, wobei die festigkeitverstärkenden Elemente (64) zu einem Netz, einem Gitter oder einem Gewebe zusammengefügt sind und wobei die Matrix (66) eine wärmeaushärtende bzw. Duroplastmatrix ist.
Flugzeugbodenplatte (10) nach einem der vorgehenden Ansprüche, wobei die obere Ebene (24) eine obere Oberfläche (26) besitzt, die die oberste Oberfläche (18) der Platte (10) bildet und wobei die festigkeitverstärkenden Elemente (64) 0,64 mm (0,025 inch) oder weniger von der obersten Oberfläche (18) der Platte entfernt angeordnet sind.
Flugzeugbodenplatte (10) nach einem der vorgehenden Ansprüche, wobei die obere Schicht (24) zusätzlich eine Außenhautschicht (62) aufweist, die über der Hauptschicht (60) angeordnet ist und wobei die Außenhautschicht (62) durch das Fehlen von festigkeitverstärkenden Elementen (64) gekennzeichnet ist und/oder eine Dicke von ungefähr 0,64 mm (0,025 inch) oder weniger.
Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbodenplatte (10) nach einem der vorgehenden Ansprüche, wobei das Verfahren die Schritte umfasst: eine Plattenstützebene (20), die wärmeerzeugende Ebene (22), eine die Matrix bildende Schicht (90) und die festigkeitverstärkenden Elemente (64) werden zusammengestellt, und die zusammengestellten Materialien werden zusammen gemeinsam ausgehärtet, so dass sich eine Verbundstoffstruktur bildet.
Flugzeugbodenplatte (10), die eine obere Ebene (24) mit einer wärmeleitenden wärmehärtenden bzw. Duroplastschicht (60) aufweist, die den Hauptstoßwiderstand der Platte (10) bildet.