DE102006026538B4

DE102006026538B4 - Adhesive arrangement for bonding two structural elements and method for producing a bonding of two structural elements

Info

Publication number: DE102006026538B4
Application number: DE200610026538
Authority: DE
Inventors: Alexei Vichniakov
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-06-07
Filing date: 2006-06-07
Publication date: 2011-04-28
Anticipated expiration: 2026-06-08
Also published as: DE102006026538A1

Abstract

Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente, mit:
einem ersten Strukturelement (2; 2'; 2''; 50), welches aus einem ersten Material besteht und zumindest eine erste Klebefläche (3; 3'; 55) aufweist, wobei das erste Material als Titanwerkstoff ausgebildet ist;
einem zweiten Strukturelement (8; 52), welches ein sich von dem ersten Material unterscheidendes, zweites Material aufweist und welches zumindest eine zweite Klebefläche (9) aufweist, wobei das zweite Material als Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff ausgebildet ist; und
einer Klebeverbindung (7; 53) zwischen der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) und der zweiten Klebefläche (9) des zweiten Strukturelements (8; 52);
wobei das erste Strukturelement (2; 2', 2''; 50) eine das zweite Material des zweiten Strukturelements (8; 52) aufweisende aufgedampfte oder aufplattierte Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) zumindest auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) aufweist.Adhesive arrangement for bonding two structural elements, with:
a first structural element (2; 2 ';2''; 50) which consists of a first material and has at least one first adhesive surface (3; 3'; 55), the first material being formed as titanium material;
a second structural member (8; 52) having a second material different from the first material and having at least a second adhesive surface (9), the second material being formed as aluminum or magnesium material; and
an adhesive bond (7; 53) between the first adhesive surface (3; 3 '; 55) of the first structural element (2; 2'; 2 ''; 50) and the second adhesive surface (9) of the second structural element (8; 52);
wherein the first structural element (2; 2 ', 2''; 50) has a vapor-deposited or plated-on coating (4; 4'; 4 ''; 51) comprising the second material of the second structural element (8; 52) at least on the first adhesive surface (3, 3 ', 55).

Description

Die Erfindung betrifft eine Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente und ein Verfahren zum Verkleben zweier Strukturelemente, insbesondere im Luft- und Raumfahrtbereich.The invention relates to an adhesive arrangement for bonding two structural elements and a method for bonding two structural elements, in particular in the aerospace sector.

Leichtbaustrukturen im Flugzeugbau umfassen typischerweise dünnwändige Strukturelemente, wie etwa Bleche, eine Außenhaut, Stringer, Spanten, Rippen und dergleichen aus Aluminiumwerkstoffen, welche mittels Nietverbindungen miteinander verbunden sind. In Bereichen besonderer Belastungen, wie beispielsweise im Bereich von Tür-, Fenster- oder Lukenausschnitten, im Bereich der Tragflächen- und Leitwerkswurzeln, oder im Bereich von Tür- oder Lukenecken, ist es üblich, zusätzliche Strukturelemente in Form von Versteifungen, Dopplern, Riss-Stoppern und dergleichen aus hochfesten Werkstoffen, wie beispielsweise Titan oder Titanlegierungen vorzusehen. Titanwerkstoffe, wie reines Titan und Titanlegierungen, weisen sehr gute mechanische Eigenschaften sowie eine hohe Ermüdungsfestigkeit auf. Riss-Stopper und Doppler aus Titanwerkstoffen ermöglichen es, die Rumpfstruktur zu verstärken, wodurch das Niveau der mechanischen Spannungen verringert und die Lebensdauer der Rumpfstruktur erhöht wird.Lightweight structural structures in aircraft typically include thin-walled structural elements, such as metal sheets, an outer skin, stringers, frames, ribs and the like of aluminum materials, which are connected to one another by means of riveted joints. In areas of special loads, such as in the area of door, window or hatch cutouts, in the area of wing and tail roots, or in the area of door or hatch corners, it is common to use additional structural elements in the form of stiffeners, Dopplers, crackers. Stoppers and the like made of high-strength materials, such as titanium or titanium alloys provide. Titanium materials, such as pure titanium and titanium alloys, have very good mechanical properties and high fatigue strength. Titanium titanium crack stops and Doppler make it possible to reinforce the hull structure, reducing the level of mechanical stress and increasing the life of the hull structure.

Riss-Stopper, auch bekannt unter der Bezeichnung Crack-Stopper, sowie Doppler aus Titanwerkstoff werden zur Zeit hauptsächlich in zwei Bereichen der Flugzeugstruktur verwendet.Crack stoppers, also known as crack stopper, and Doppler titanium materials are currently used primarily in two areas of the aircraft structure.

Zum einen sind Riss-Stopper aus Titanwerkstoff im Bereich der Spanten an die Längsnähte angenietet. Die Hauptaufgabe der Riss-Stopper ist es, die Ausbreitung der entstehenden Risse im Bereich der Längsnaht zu verhindern. Dies geschieht durch die Verhinderung des Risswachstums unter dem Riss-Stopper oder durch die Rissumlenkung der Längsnaht in einen Bereich, in welchem dieser Riss schnell detektierbar ist. Insbesondere bei größeren Rissen, wie beispielsweise nach der Beschädigung der Rumpfstruktur während des Abfluges, verhindern die Riss-Stopper die Ausbreitung des Risses in die nächste Sektion und minimieren dadurch die Folgen von unberechenbaren Beschädigungen.On the one hand, crack stops made of titanium material are riveted to the longitudinal seams in the area of the frames. The main task of the crack stopper is to prevent the propagation of the resulting cracks in the region of the longitudinal seam. This is done by preventing the crack growth under the crack stopper or by the crack deflection of the longitudinal seam in a region in which this crack is quickly detectable. Especially with larger cracks, such as after damage to the hull structure during take-off, the crack stops prevent the spread of the crack into the next section, thereby minimizing the consequences of unpredictable damage.

Zum anderen sind Doppler aus Titanwerkstoff im Bereich der Passagiertür- und Frachtlukenecken im Flugzeugrumpf angenietet. Die Hauptaufgabe der Doppler ist es, die Rissentstehung der Tür- und Lukenecken zu verhindern. Dies geschieht durch eine Verringerung der mechanischen Spannungen im Tür- und Lukeneckbereich und durch eine Verhinderung des Risswachstums unter dem Doppler.On the other hand, Doppler made of titanium material in the area of the passenger door and cargo corner corners are riveted in the aircraft fuselage. The main task of the Doppler is to prevent the cracking of the door and hatch corners. This is done by reducing the mechanical stresses in the door and hatch area and by preventing the crack growth under the Doppler.

Eine Vernietung stellt dabei ein bewährtes und seit mehreren Jahrzehnten im Flugzeugbau eingesetztes Verbindungsverfahren zur Verbindung von einzelnen Strukturelementen zu Strukturbauteilen, beispielsweise der Verbindung von Stringer und Clips mit Außenhaut, sowie zum Verbinden von Bauteilen zu einer Flugzeugstruktur, beispielsweise die Verbindung von einzelnen Schalen zu einer Rumpfsektion, die Verbindung von Rumpfsektionen zu einem Rumpf, die Verbindung von Flügeln mit Rumpf und dergleichen dar. Eine Vernietung von Riss-Stoppern und Dopplern aus Titan mit Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen weist eine ausreichende mechanische Festigkeit auf. Der Einsatz von Oberflächenschutzmitteln führt zu einer Dauerbeständigkeit gegen Korrosion.Riveting is a proven and used for several decades in aircraft connection method for connecting individual structural elements to structural components, such as the connection of stringer and clips with outer skin, and for connecting components to an aircraft structure, such as the connection of individual shells to a fuselage section , the connection of fuselage sections to a hull, the connection of wings with fuselage and the like. A riveting of crack stops and Dopplers made of titanium with structural elements of aluminum materials has sufficient mechanical strength. The use of surface protection agents leads to a permanent resistance against corrosion.

Zu den Nachteilen von vernieteten Strukturelementen zählen neben langen Bearbeitungszeiten auch verringerte Ermüdungseigenschaften. Im Bereich der Nietlöcher entstehen Spannungskonzentrationen und in Folge von Materialermüdungen Mikrorisse. Beispielsweise beziffert sich die Anzahl der eingesetzten Nieten im Bereich der Doppler an den Tür- und Lukenecken auf über 10.000. Dies hat eine Verschlechterung der Ermüdungseigenschaften zur Folge, was zur Zeit nur mit einer Erhöhung der Dicke einzelner Strukturelemente behoben werden kann. Diese Maßnahmen führen jedoch zur einer Steigerung des Gewichts der Flugzeugstruktur sowie der damit verbundenen Nachteile. Darüber hinaus sind Verfahren zur Verbindung einzelner Strukturelemente zu Strukturbauteilen einer Flugzeugstruktur bekannt, welche ohne Nietlöcher auskommen. Hierzu zählen Klebe- und Schweißverfahren für die Verbindung von einzelnen Hautblechen sowie für die Verbindung von Hautblechen mit Versteifungselementen.The disadvantages of riveted structural elements include not only long processing times but also reduced fatigue properties. In the area of the rivet holes, stress concentrations and, as a result of material fatigue, microcracks develop. For example, the number of rivets used in the area of Doppler at the door and hatch corners amounts to more than 10,000. This results in a deterioration of the fatigue properties, which at present can only be remedied by increasing the thickness of individual structural elements. However, these measures lead to an increase in the weight of the aircraft structure and the associated disadvantages. In addition, methods for connecting individual structural elements to structural components of an aircraft structure are known, which manage without rivet holes. These include bonding and welding processes for the connection of individual skin sheets as well as for the connection of skin sheets with stiffening elements.

Aus den Druckschriften DE 196 39 667 oder DE 198 44 035 ist ein Strukturbauteil in geschweißter Haut-Stringer-Bauweise bekannt. Auf großformatige Hautbleche werden mittels Laserstrahlschweißen als Stringer oder Spanten ausgebildete Profile aufgeschweißt. Laserstrahlschweißen ermöglicht, eine sichere linienförmige Verbindung zwischen einzelnen Strukturelementen. Eine großflächige Verbindung zwischen einzelnen Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen und Strukturelementen aus Titanwerkstoffen ist bis jetzt aus technischen Gründen und aus Korrosionsgründen im Flugzeugbau noch nicht realisierbar.From the pamphlets DE 196 39 667 or DE 198 44 035 is a structural component in welded skin stringer construction known. Large-format skin panels are welded by means of laser beam welding as stringer or ribs. Laser beam welding enables a secure linear connection between individual structural elements. A large-scale connection between individual structural elements made of aluminum materials and structural elements made of titanium materials is not yet feasible for technical reasons and for reasons of corrosion in aircraft.

Aus der Druckschrift EP 1 393 893 ist ein Strukturbauteil in geklebter Haut-Stringer-Bauweise bekannt. Großformatige Hautbleche werden dabei mittels Kleben mit gitterartigen Fachwerkstrukturen verbunden. Das Verkleben ermöglicht im Flugzeugbau die Herstellung sicherer und korrosionsbeständiger, großflächiger Verbindungen zwischen überwiegend aus Aluminiumwerkstoffen bestehenden Strukturelementen.From the publication EP 1 393 893 is a structural component in glued skin stringer construction known. Large-format skin panels are connected by gluing with grid-like framework structures. Bonding enables the manufacture of safe and corrosion-resistant, large-area connections between structural elements consisting predominantly of aluminum materials in aircraft construction.

Das Verkleben von Strukturelementen aus Titanwerkstoffen beispielsweise mit Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen wird bis jetzt noch nicht eingesetzt. Der Grund hierfür liegt in dem erheblichen Aufwand für die Vorbehandlung der Oberflächen von Titanwerkstoffen. Die bekannten Vorbehandlungsmethoden für das Verkleben von Titanwerkstoffen umfassen das Bearbeiten der Oberflächen aus Titanwerkstoffen mit Sandstrahl oder Schleifmitteln, und sind somit für die industrielle Anwendung im Flugzeugbau nicht anwendbar. Darüber hinaus ergibt sich beim Verkleben unterschiedlicher Werkstoffe das Problem, dass jeder Werkstoff eine spezielle, eigene Vorbehandlung benötigt. The bonding of structural elements of titanium materials, for example, with structural elements of aluminum materials is not yet used. The reason for this lies in the considerable expense for the pretreatment of the surfaces of titanium materials. The known pretreatment methods for bonding titanium materials involve sandblasting or abrasive grinding of the surfaces of titanium materials, and are therefore not applicable to industrial aircraft application. In addition, the bonding of different materials results in the problem that each material requires a special, separate pretreatment.

Die Druckschrift EP 1 600 246 A1 beschreibt ein Verfahren zum stoffschlüssigen Verbinden eines Titanwerkstoffs mit einem Aluminiumwerkstoff. Hierzu wird zumindest eines der beiden Materialien bevorzugt mittels eines Laser- oder Elektronenstrahls aufgeschmolzen. Dabei liegt für den niedriger schmelzenden Werkstoff ein Schweißprozess und für den höher schmelzenden Werkstoff ein Lötprozess vor. Die stoffschlüssige Verbindung der beiden Materialien erfolgt über prozessbedingte Temperatur- und zeitbestimmte Diffusionsvorgänge.The publication EP 1 600 246 A1 describes a method for bonding a titanium material to an aluminum material. For this purpose, at least one of the two materials is preferably melted by means of a laser or electron beam. There is a welding process for the lower-melting material and a soldering process for the higher-melting material. The cohesive connection of the two materials takes place via process-dependent temperature and time-dependent diffusion processes.

Die DE 44 31 991 A1 beschreibt das flächige Verkleben zweier Aluminiumbauteile mit einem aushärtbaren Klebstoff.The DE 44 31 991 A1 describes the surface bonding of two aluminum components with a hardenable adhesive.

Hierzu wird ein flächig zwischen den beiden Aluminiumbauteilen eingebrachter Klebstoff zunächst nur abschnittsweise erwärmt und dadurch in diesen Bereichen ausgehärtet. Dabei erfolgt eine Vorfixierung der Aluminiumbauteile zueinander. Nach einem Lackieren der beiden Aluminiumbauteile mit einem wärmeaushärtenden Lacksystem werden beim Aushärten des Lacksystems gleichzeitig auch die noch nicht ausgehärteten Bereiche der sich zwischen den beiden Aluminiumbauteilen befindenden Klebeschicht ausgehärtet.For this purpose, a surface area between the two aluminum components introduced adhesive is first heated only partially and thereby cured in these areas. In this case, there is a prefixing of the aluminum components to each other. After varnishing the two aluminum components with a thermosetting paint system, the uncured areas of the adhesive layer located between the two aluminum components are simultaneously cured during curing of the paint system.

Die DE 102 05 700 A1 beschreibt ein Verfahren zum Umspritzen eines Metallbauteils mit einem Kunststoffmaterial. Um die Haftung zwischen dem eingesetzten Metallbauteil und dem Umspritzmaterial zu verbessern, wird das umspritzte Bauteil mit einem Primer behandelt. Dieser Primer verbessert die Oberflächenhaftung des Umspritzmaterials auf dem Einlegebauteil.The DE 102 05 700 A1 describes a method for overmolding a metal component with a plastic material. In order to improve the adhesion between the metal component used and the overmolding material, the overmolded component is treated with a primer. This primer improves the surface adhesion of the coating material on the insert component.

Die DE 102 50 096 A1 beschreibt ein Verfahren zum Verbinden von Bauteilen, bei dem zwei aus unterschiedlichen Materialien bestehende Bauteile jeweils an einer Verbindungsfläche mit einen dünnen Holzfurnier versehen werden. Durch das Aufbringen des dünnen Holzfurniers weisen die Bauteile an ihren Verbindungsflächen das gleiche Material auf. Die Bauteile sind dadurch mithilfe der aufgebrachten Holzmaterialien miteinander verleimbar.The DE 102 50 096 A1 describes a method for joining components, in which two components made of different materials are each provided with a thin wood veneer on a connecting surface. By applying the thin wood veneer, the components have the same material at their joining surfaces. The components are thereby glued together using the applied wood materials.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Klebeanordnung und ein Verfahren zur Herstellung einer Verklebung zwischen Strukturelementen bereitzustellen, welche insbesondere im Flugzeugbau industriell anwendbar sind und welche den Aufwand zur Vorbehandlung der miteinander zu verklebenden Strukturelemente so gering wie möglich halten.The invention is therefore based on the object to provide a bond assembly and a method for producing a bond between structural elements, which are particularly industrially applicable in aircraft and which keep the cost of pretreatment of the structural elements to be bonded together as small as possible.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Klebeanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 sowie durch das Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 8 gelöst.This object is achieved by the adhesive assembly with the features of claim 1 and by the method with the features of claim 8.

Die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin, dass ein erstes Strukturelement aus einem ersten Material, welches zumindest eine erste Klebefläche aufweist, und ein zweites Strukturelement aus einem sich von dem ersten Material unterscheidenden, zweiten Material, welches zumindest eine zweite Klebefläche aufweist, vorgesehen wird, wobei eine das zweite Material des zweiten Strukturelements aufweisende Beschichtung zumindest auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebracht wird. Anschließend wird eine Klebeverbindung zwischen der auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebrachten Beschichtung und der zweiten Klebefläche des zweiten Strukturelementes vorgesehen, um die beiden Strukturelemente miteinander zu verkleben.The idea on which the present invention is based is that a first structural element made of a first material, which has at least one first adhesive surface, and a second structural element made of a second material, which differs from the first material, and which has at least one second adhesive surface is, wherein a second material of the second structural element having coating is applied at least on the first adhesive surface of the first structural element. Subsequently, an adhesive bond is provided between the coating applied to the first adhesive surface of the first structural element and the second adhesive surface of the second structural element in order to bond the two structural elements together.

Somit weist die vorliegende Erfindung gegenüber den bekannten Ansätzen den Vorteil auf, dass die entsprechenden zu verklebenden Flächen der beiden Strukturelemente vor dem Vorsehen der Klebeverbindung mittels den gleichen Vorbehandlungsverfahren und -materialien vorbehandelt und mittels den gleichen Klebstoffen verklebt werden können. Dadurch wird die Möglichkeit einer sicheren Klebeverbindung zwischen Strukturelementen aus beispielsweise einer Titanlegierung und Strukturelementen aus beispielsweise einer Aluminiumlegierung gewährleistet, wobei die geklebte Struktur auf einfache und kostengünstige Weise vorteilhaft herstellbar ist.Thus, the present invention over the known approaches has the advantage that the corresponding surfaces to be bonded of the two structural elements before the provision of the adhesive bond by means of the same pretreatment processes and materials can be pretreated and bonded by means of the same adhesives. As a result, the possibility of a secure adhesive connection between structural elements of, for example, a titanium alloy and structural elements made of, for example, an aluminum alloy is ensured, wherein the glued structure can be advantageously produced in a simple and cost-effective manner.

In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der im Patentanspruch 1 angegebenen Klebeanordnung sowie des im Patentanspruch 8 angegebenen Verfahrens.In the dependent claims are advantageous refinements and improvements of the patent claim 1 adhesive arrangement and the method specified in claim 8.

Durch Beschichtung eines aus einem Titanwerkstoff bestehenden Strukturelementes mit einem anderen, beim Verkleben leichter zu handhabenden Beschichtungswerkstoff kann auf aufwändige und im Flugzeugbau nur bedingt einsetzbare Vorbehandlungsmaßnahmen des Titanwerkstoffs, wie etwa Sandstrahlen, Schleifen oder dergleichen verzichtet werden. Der Begriff „Titanwerkstoff” umfasst vorliegend sowohl reines Titan als auch Titanlegierungen.By coating a existing of a titanium material structure element with another, easier to handle during bonding coating material can be complex and in aircraft only conditionally applicable pretreatment of titanium material, such as be dispensed with sandblasting, grinding or the like. The term "titanium material" herein includes both pure titanium and titanium alloys.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung ist das erste Strukturelement als Stringer zum Bilden eines Versteifungsmittels, als Doppler oder als Crack-Stopper zum Verhindern von Rissbildungen oder Rissausbreitungen, oder dergleichen ausgebildet.According to a further preferred development, the first structural element is designed as a stringer for forming a stiffening agent, as a Doppler or as a crack stopper for preventing cracking or crack propagation, or the like.

Nach einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung weist die Beschichtung vorzugsweise mindestens eine Dicke von in etwa 0,2 μm auf. Beispielsweise besteht die Beschichtung aus einem Aluminiumwerkstoff, beispielsweise einer Aluminiumlegierung, in Abhängigkeit des zu verklebenden zweiten Strukturelements. Insbesondere im Flugzeugbau besteht meistens ein Strukturelement, wie beispielsweise ein Hautblech, Stringer, Spant, eine Rippe oder dergleichen aus einem Aluminiumwerkstoff. Durch Beschichten eines beispielsweise aus einem hochfesten Werkstoff, wie beispielsweise einem Titanwerkstoff, bestehenden ersten Strukturelements mit Aluminium oder einer geeigneten Aluminiumlegierung können gleichartige Oberflächenmaterialien miteinander vorbehandelt und entsprechend vorteilhaft miteinander verklebt werden. Die Beschichtung wird mittels eines Plattierungsverfahrens oder mittels eines Aufdampfverfahrens auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aufgebracht. Vorzugsweise wird die Beschichtung während der Herstellung und/oder vor einem etwaigen Walzen des ersten Strukturelements auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aufgebracht, so dass derartige Walzverfahren ohne einer Schädigung der entsprechenden Walzen abläuft. Die Beschichtung kann sowohl einseitig als auch beidseitig auf dem ersten Strukturelement aufgebracht werden, d. h. entweder lediglich auf der zu verklebenden Oberfläche des ersten Strukturelements oder auch auf der der Verklebung abgewandten Oberfläche.According to a further preferred embodiment, the coating preferably has at least a thickness of approximately 0.2 μm. For example, the coating consists of an aluminum material, for example an aluminum alloy, depending on the second structural element to be bonded. In particular, in aircraft usually consists of a structural element, such as a skin panel, stringers, bulkhead, a rib or the like of an aluminum material. By coating a first structural element made of, for example, a high-strength material such as, for example, a titanium material with aluminum or a suitable aluminum alloy, similar surface materials can be pretreated with one another and correspondingly adhesively bonded together. The coating is applied by means of a plating method or by means of a vapor deposition method on the first adhesive surface of the first structural element. Preferably, during the production and / or prior to any rolling of the first structural element, the coating is applied to the first adhesive surface of the first structural element so that such rolling processes take place without damaging the corresponding rollers. The coating can be applied both on one side and on both sides on the first structural element, i. H. either only on the surface to be bonded of the first structural element or on the surface facing away from the bond.

Das zweite Strukturelement ist insbesondere als Strukturelement einer Leichtbaustruktur eines Flugzeuges, d. h. beispielsweise als Spant, Rippe oder dergleichen ausgebildet.The second structural element is in particular a structural element of a lightweight structure of an aircraft, i. H. For example, designed as a rib, rib or the like.

Ferner ist es vorstellbar, dass das Material des zweiten Strukturelementes und somit der Beschichtung der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aus einem Hybridwerkstoff, insbesondere einem Faserverbund-Metall-Laminat besteht.Furthermore, it is conceivable that the material of the second structural element and thus the coating of the first adhesive surface of the first structural element consists of a hybrid material, in particular a fiber composite metal laminate.

Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Strukturelemente als Elemente einer Leichtbaustruktur, vorzugsweise einer Flugzeugstruktur, ausgebildet sind. Der Begriff „Strukturelement” umfasst dabei insbesondere auch Fachwerkstrukturen, in vorherigen Fertigungsstufen hergestellte, beispielsweise mehrschichtige Bauteile, Stringer, Außenhautelemente, Außenhautstrukturen und/oder dergleichen. Dabei kann mindestens ein Strukturelement ein Blech umfassen, wobei der Begriff „Blech” dünnwandige, im Wesentlichen zweidimensionale Bauteile umfasst, die sowohl aus einem monolithischen bzw. homogenen als auch aus einem hybriden, beispielsweise laminierten Werkstoff bestehen.An advantageous embodiment of the invention provides that the structural elements are designed as elements of a lightweight structure, preferably an aircraft structure. In this case, the term "structural element" also includes, in particular, truss structures, for example multilayer components produced in previous production stages, stringer, outer skin elements, outer skin structures and / or the like. In this case, at least one structural element may comprise a metal sheet, the term "sheet metal" comprising thin-walled, essentially two-dimensional structural components which consist of a monolithic or homogeneous material as well as of a hybrid, for example laminated material.

Hybridwerkstoffe können hierbei als laminierte Werkstoffe, wie beispielsweise laminierte Aluminiumwerkstoffe, Faserverbund-Metall-Laminate, beispielsweise auf Aluminiumbasis, faserverstärkte laminierte Aluminiumwerkstoffe, kohlenfaserverstärkte Verbundwerkstoffe oder dergleichen bestehen. Faserverstärkungen können beispielsweise auch Glasfasern, polyaromatische Amidfasern, Aluminium-Oxid-Fasern, Silizium-Carbit-Fasern, Basalt-Fasern, Aluminiumdrähte, Titaniumdrähte, Magnesiumdrähte oder dergleichen neben dem bereits erwähnten Kohlenstofffasern umfassen. Faserverbund-Metall-Laminate sind beispielsweise als Glass Fibre Reinforced(GLARE)-Material oder als Aramit-Aluminium-Legierung (ARALL) bekannt.Hybrid materials may herein be laminated materials such as aluminum laminated materials, fiber composite metal laminates such as aluminum based, fiber reinforced aluminum laminated materials, carbon fiber reinforced composites, or the like. Fiber reinforcements may also include, for example, glass fibers, polyaromatic amide fibers, aluminum oxide fibers, silicon carbide fibers, basalt fibers, aluminum wires, titanium wires, magnesium wires or the like besides the already mentioned carbon fibers. Fiber composite metal laminates are known, for example, as Glass Fiber Reinforced (GLARE) material or as Aramite Aluminum alloy (ARALL).

Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sieht ferner vor, dass die die beiden Strukturelemente zu verklebende Klebeanordnung eine mittels Fasern verstärkte Schicht umfasst, welche beispielsweise Bestandteil der aufgebrachten Klebeverbindung ist. Die in der Klebeverbindung zwischen den Strukturelementen angeordneten Fasern können dabei unidirektional ausgerichtet sein. Ebenso ist es denkbar, dass die in der Klebeschicht zwischen den Strukturelementen angeordneten Fasern bidirektional oder polydirektional ausgerichtet sind. Dabei können die Fasern in einer gewebten Struktur, wie etwa einem Gitter, einem Netz oder dergleichen, angeordnet sein. Die Fasern weisen vorzugsweise eine Mindestlänge von 10 mm sowie vorzugsweise einen Durchmesser zwischen 0,001 mm und 0,3 mm auf. Vor oder während dem Verkleben können die Fasern in eine Kunststoffmatrix, beispielsweise in einen Klebstoff eingebunden werden, wie oben bereits erläutert. Nach dem Verkleben weist die Klebstoffschicht der Klebeverbindung eine Schichtdicke von vorzugsweise 0,01 mm bis 0,3 mm auf. Die Fasern können beispielsweise als Glasfasern, Kohlenstoff-Fasern, polyaromatische Aramitfasern, Aluminium-Oxid-Fasern, Silizium-Carbit-Fasern, Basaltfasern oder dergleichen sowie als Aluminiumdrähte, Titaniumdrähte, Magnesiumdrähte oder dergleichen ausgebildet sein.A particularly advantageous embodiment of the invention further provides that the adhesive arrangement to be bonded to the two structural elements comprises a fiber-reinforced layer which is, for example, a component of the applied adhesive bond. The arranged in the adhesive bond between the structural elements fibers can be unidirectionally aligned. Likewise, it is conceivable that the fibers arranged in the adhesive layer between the structural elements are aligned bidirectionally or polydirectionally. In this case, the fibers can be arranged in a woven structure, such as a grid, a net or the like. The fibers preferably have a minimum length of 10 mm and preferably a diameter of between 0.001 mm and 0.3 mm. Before or during bonding, the fibers can be incorporated in a plastic matrix, for example in an adhesive, as already explained above. After bonding, the adhesive layer of the adhesive compound has a layer thickness of preferably 0.01 mm to 0.3 mm. The fibers may be formed, for example, as glass fibers, carbon fibers, polyaromatic aramid fibers, aluminum oxide fibers, silicon carbide fibers, basalt fibers or the like, and aluminum wires, titanium wires, magnesium wires or the like.

Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.The invention is explained in more detail below on the basis of exemplary embodiments with reference to the accompanying figures of the drawing.

Von den Figuren zeigen: From the figures show:

1 eine schematische Querschnittsansicht einer Klebeanordnung gemäß einem ersten bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; 1 a schematic cross-sectional view of an adhesive assembly according to a first preferred embodiment of the present invention;

2 eine schematische Querschnittsansicht eines mit einer Beschichtung einseitig versehenen ersten Strukturelements gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; 2 a schematic cross-sectional view of a one-sided with a coating provided first structural element according to a preferred embodiment of the present invention;

3 eine schematische Querschnittsansicht eines mit einer Beschichtung beidseitig versehenen ersten Strukturelements gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; 3 a schematic cross-sectional view of a coating provided on both sides with a first structural element according to a preferred embodiment of the present invention;

4 eine perspektivische Ansicht einer Leichtbaustruktur aus zwei miteinander verklebten Strukturelementen aus unterschiedlichen Materialien gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; und 4 a perspective view of a lightweight structure of two bonded together structural elements made of different materials according to a preferred embodiment of the present invention; and

5 eine vereinfachte, schematische Perspektivdarstellung im Schnitt des Aufbaus einer verstärkten Klebeverbindung gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. 5 a simplified, schematic perspective view in section of the structure of a reinforced adhesive bond according to a preferred embodiment of the present invention.

In den Figuren der Zeichnung, bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.In the figures of the drawing, like reference characters designate like or functionally identical components unless otherwise indicated.

1 illustriert eine beispielhafte Klebeanordnung 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. Ein erstes Strukturelement 2 einer beispielsweise in 4 dargestellten Leichtbaustruktur 40 besteht aus einer Titanlegierung. Das Strukturelement 2 ist an seiner der Verklebung zugewandten Oberfläche 3 mit einer vorzugsweise als Plattierung ausgeführten Beschichtung 4 versehen. Der Beschichtungswerkstoff ist vorteilhaft derart ausgewählt, dass er dem Werkstoff des mit dem ersten Strukturelement 2 zu verklebenden zweiten Strukturelements 8 entspricht, vorliegend beispielsweise als Aluminiumlegierung. 1 illustrates an exemplary adhesive arrangement 1 according to an embodiment of the present invention. A first structural element 2 for example, in 4 illustrated lightweight structure 40 consists of a titanium alloy. The structural element 2 is on its surface facing the bond 3 with a coating preferably made as a plating 4 Mistake. The coating material is advantageously selected such that it corresponds to the material of the first structural element 2 to be bonded second structural element 8th corresponds, in this case, for example, as aluminum alloy.

Die Beschichtung 4 gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel umfasst eine Oxidschicht 5', welche die Aluminiumlegierung an ihren der Atmosphäre ausgesetzten Oberflächen sofort nach dem Beschichten bildet. Auf die Oxidschicht 5' ist im Rahmen der Vorbehandlungsmaßnahmen zur Vorbereitung der Klebeanordnung 1 beispielsweise ein geeigneter Primer aufgetragen, der eine Primerschicht 6' bildet.The coating 4 According to the present embodiment, an oxide layer comprises 5 ' which forms the aluminum alloy on its atmosphere exposed surfaces immediately after coating. On the oxide layer 5 ' is part of the pre-treatment measures for the preparation of the adhesive arrangement 1 For example, a suitable primer is applied, which is a primer layer 6 ' forms.

Das zweite, mit dem ersten Strukturelement 2 über die zweite Klebefläche 9 zu verklebende Strukturelement 8 der Leichtbaustruktur 40 besteht vorzugsweise aus einer Aluminiumlegierung analog zu der Beschichtung 4. An der Oberfläche der zweiten Klebefläche 9 des zweiten Strukturelementes 8 befindet sich ebenfalls eine Oxidschicht 5'', sowie eine während der Vorbehandlung aufgebrachte Primerschicht 6''. Zwischen den Primerschichten 6' und 6'' befindet sich eine Klebeschicht 7 aus einem geeigneten Klebstoff, welcher die beiden Strukturelemente 2 und 8 fest miteinander verbindet. Kleber und Primer sind dabei auf das Verkleben der Aluminiumlegierungen der Beschichtung 4 und des zweiten Strukturelements 8 abgestimmt.The second, with the first structural element 2 over the second adhesive surface 9 to be bonded structural element 8th the lightweight structure 40 preferably consists of an aluminum alloy analogous to the coating 4 , On the surface of the second adhesive surface 9 of the second structural element 8th there is also an oxide layer 5 '' , as well as a primer layer applied during the pretreatment 6 '' , Between the primer layers 6 ' and 6 '' there is an adhesive layer 7 from a suitable adhesive, which the two structural elements 2 and 8th firmly together. Adhesive and primer are on the bonding of the aluminum alloys of the coating 4 and the second structural element 8th Voted.

Die oben beispielhaft beschriebene Klebeanordnung 1 löst das Problem der Herstellung einer sicheren und kostengünstigen Klebeverbindung zwischen Strukturelementen 2 aus Titanwerkstoffen und Strukturelementen 8 aus Aluminiumwerkstoffen dadurch, dass vor dem Verkleben mindestens auf die der Verklebung zugewandte Oberfläche 3, d. h. die erste Klebefläche 3 eines ersten Strukturelements 2 aus einem Titanwerkstoff eine Beschichtung 4 aus Aluminiumwerkstoff aufgetragen wird.The adhesive arrangement described above by way of example 1 solves the problem of producing a secure and cost effective adhesive bond between structural elements 2 made of titanium materials and structural elements 8th Made of aluminum materials characterized in that prior to bonding at least on the surface facing the bond 3 ie the first adhesive surface 3 a first structural element 2 a coating of a titanium material 4 is applied from aluminum material.

Das Aufbringen einer einen Aluminiumwerkstoff umfassenden Beschichtung 4', 4'' auf ein Strukturelement 2', 2'' aus einem Titanwerkstoff kann dabei grundsätzlich entsprechend einem weiteren Ausführungsbeispiel nach 2 einseitig, oder entsprechend einem noch weiteren Ausführungsbeispiel nach 3 beidseitig erfolgen. Wesentlich ist, dass die Beschichtung 4', 4'' vor dem Verkleben und vor der Vorbehandlung der miteinander zu verklebenden Oberflächen, beispielsweise vor dem Auftragen der Primerschichten 6', 6'', aufgebracht wird.The application of a coating comprising an aluminum material 4 ' . 4 '' on a structural element 2 ' . 2 '' From a titanium material can basically according to a further embodiment according to 2 one-sided, or according to yet another embodiment according to 3 done on both sides. It is essential that the coating 4 ' . 4 '' before the bonding and before the pretreatment of the surfaces to be bonded together, for example, before the application of the primer layers 6 ' . 6 '' , is applied.

Das Beschichten von Werkstücken, wie etwa von als Bleche ausgeführten Strukturelementen, kann dabei nach unterschiedlichen Verfahren erfolgen. Es ist beispielsweise möglich, dass die Beschichtung aus einer Aluminiumlegierung vor dem Walzen eines Blechs aus einer Titanlegierung aufgebracht wird. Hierdurch wird der Walzvorgang im Hinblick auf den Verschleiß der Walzrollen verbessert.The coating of workpieces, such as executed as sheets structural elements, can be done by different methods. For example, it is possible for the aluminum alloy coating to be applied before rolling a titanium alloy sheet. As a result, the rolling process is improved in view of the wear of the rolling rolls.

Darüber hinaus ermöglicht das Beschichten von Strukturelementen aus Titanwerkstoffen mit Aluminium oder einer Aluminiumlegierung die Anwendung derselben Vorbehandlungsmaßnahmen zur Vorbereitung der Klebeverbindung für die Strukturelemente aus Titanwerkstoffen sowie für die Strukturelemente aus Aluminiumwerkstoffen. Es ist demnach möglich, für die mit der Beschichtung versehenen Strukturelemente aus Titanwerkstoffen in dem Fertigungsschritt, in dem die Klebeverbindung hergestellt wird, gleiche Verfahren, wie beispielsweise Oberflächenreinigung, Anodisierung und dergleichen, sowie gleiche Substanzen, wie beispielsweise Vorbehandlungsbäder, Primer, Klebstoffe und dergleichen anzuwenden bzw. zu verwenden.In addition, the coating of structural elements made of titanium materials with aluminum or an aluminum alloy allows the application of the same pre-treatment measures to prepare the adhesive bond for the structural elements made of titanium materials and for the structural elements of aluminum materials. It is therefore possible for the provided with the coating structure elements made of titanium materials in the manufacturing step in which the adhesive bond is made, the same processes, such as surface cleaning, anodization and the like, and same substances, such as pretreatment baths, primers, adhesives and the like to apply or use.

Der Aufbau einer Leichtbaustruktur 40 aus miteinander verklebten Strukturelementen aus unterschiedlichen Werkstoffen ist in 4 beispielhaft dargestellt. Bei den Strukturelementen handelt es sich beispielsweise um einen Doppler 41 aus einer Titanlegierung, sowie um eine Außenhaut 42 aus einer Aluminiumlegierung eines Passagierflugzeuges. Der Doppler 41 ist auf seiner sowohl der Außenhaut 42, als auch der Verklebung zugewandten Oberfläche mit einer Beschichtung aus einer Aluminiumlegierung versehen. Die Aluminiumlegierung der Beschichtung und die Aluminiumlegierung der Außenhaut 42 sind dabei vorzugsweise identisch. Dadurch vereinfacht sich die Herstellung der Klebeverbindung erheblich.The construction of a lightweight structure 40 made of different structural elements made of different materials is in 4 exemplified. The structural elements are, for example, a Doppler 41 made of a titanium alloy, as well as an outer skin 42 from an aluminum alloy of a passenger plane. The Doppler 41 is on his both the outer skin 42 , as well as the bonding facing surface provided with a coating of an aluminum alloy. The aluminum alloy of the coating and the aluminum alloy of the outer skin 42 are preferably identical. This considerably simplifies the production of the adhesive bond.

Eine Verbesserung der Eigenschaften der Klebeverbindung zur Verhinderung von Rissausbreitung in einzelnen Komponenten der Leichtbaustruktur ist durch eine in 5 beispielhaft dargestellte Verstärkung der Klebeschicht 53 möglich. In 5 wurde der Übersichtlichkeit halber auf die Darstellung der in 1 dargestellten Primerschichten 6', 6'' und Oxidschichten 5', 5'' verzichtet.An improvement in the properties of the adhesive joint to prevent crack propagation in individual components of the lightweight structure is due to a in 5 exemplified reinforcement of the adhesive layer 53 possible. In 5 was for the sake of clarity on the presentation of in 1 illustrated primer layers 6 ' . 6 '' and oxide layers 5 ' . 5 '' waived.

Ein Strukturelement 50 aus einer Titanlegierung ist mit einer Beschichtung 51 aus einer Aluminiumlegierung versehen. Das Strukturelement 50 ist an seiner mit der Beschichtung 51 versehenen Oberfläche 55 mittels einer Klebeschicht 53 mit einem Strukturelement 52 aus einer Aluminiumlegierung verklebt. In der Klebeschicht 53 sind Fasern 54 angeordnet. Die Fasern 54 sind in unidirektionaler Richtung parallel zueinander angeordnet. Ebenso ist denkbar, dass die Fasern 54 bi- oder polydirektional angeordnet sind, so dass sie sich schneiden. Dabei können die Fasern 54 in einer Gewebestruktur angeordnet sein. Die Fasern 54 können an ihrer Oberfläche mit einem Netzmittel beschichtet sein, oder sie können in eine Kunststoffmatrix eingebettet sein.A structural element 50 Made of a titanium alloy with a coating 51 made of an aluminum alloy. The structural element 50 is at his with the coating 51 provided surface 55 by means of an adhesive layer 53 with a structural element 52 glued from an aluminum alloy. In the adhesive layer 53 are fibers 54 arranged. The fibers 54 are arranged in unidirectional direction parallel to each other. It is also conceivable that the fibers 54 are arranged bi- or polydirectionally, so that they intersect. The fibers can 54 be arranged in a fabric structure. The fibers 54 may be coated on their surface with a wetting agent, or they may be embedded in a plastic matrix.

Das Verfahren zur Herstellung einer Klebeanordnung zwischen einem ersten und einem zweiten Strukturelement läuft vorzugsweise wie folgt ab: Zunächst wird ein erstes Strukturelement aus einem ersten Material und mit zumindest einer ersten Klebefläche vorgesehen, wobei das erste Material als Titanwerkstoff ausgebildet ist. Ein zweites Strukturelement wird vorgesehen, welches ein sich von dem ersten Material unterscheidendes, zweites Material aufweist und welches zumindest eine zweite Klebefläche aufweist, wobei das zweite Material als Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff ausgebildet ist; eine das zweite Material des zweiten Strukturelementes aufweisende Beschichtung wird zumindest auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgedampft oder aufplattiert; und eine Klebeverbindung zwischen der auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebrachten Beschichtung und der zweiten Klebefläche des zweiten Strukturelementes zum Verkleben derselben miteinander wird vorgesehen. Das Verkleben erfolgt dabei vorzugsweise unter Vakuum in beispielsweise einem Autoklav.The method for producing an adhesive arrangement between a first and a second structural element preferably proceeds as follows: First, a first structural element of a first material and with at least one first adhesive surface is provided, wherein the first material is formed as a titanium material. A second structural element is provided which has a second material different from the first material and which has at least one second adhesive surface, wherein the second material is formed as aluminum or magnesium material; a coating having the second material of the second structural element is vapor-deposited or plated on at least the first adhesive surface of the first structural element; and an adhesive bond between the coating applied to the first adhesive surface of the first structural member and the second adhesive surface of the second structural member for bonding the same to each other is provided. The bonding is preferably carried out under vacuum in, for example, an autoclave.

Das beschriebene Verfahren eignet sich ebenso für das Verkleben von laminierten Werkstoffen, wie beispielsweise Faserverbund-Metall-Laminate, wie etwa GLARE. Auch ist es denkbar, die Erfindung in Verbindung mit als Composites bezeichneten Verbundwerkstoffen, insbesondere Kohlenstofffaser-Verbundwerkstoffen, einzusetzen. Die Vorbehandlung der zu verklebenden Oberflächen der Strukturelemente wird durch das Beschichten der zu verklebenden Oberfläche des ersten Strukturelements aus Titanwerkstoffen vereinfacht, da für beide Strukturenelemente einheitliche Behandlungs- und Verklebungsverfahren sowie -materialien verwendet werden können.The method described is also suitable for the bonding of laminated materials, such as fiber composite metal laminates, such as GLARE. It is also conceivable to use the invention in conjunction with composite materials known as composites, in particular carbon fiber composite materials. The pretreatment of the surfaces to be bonded of the structural elements is simplified by coating the surface to be bonded of the first structural element of titanium materials, since uniform treatment and bonding methods and materials can be used for both structural elements.

Das erfindungsgemäße Verfahren, sowie die erfindungsgemäße Klebeanordnung ermöglichen es, beispielsweise im Tür- und Lukeneckenbereich sowie im Bereich von Längsnähten aufgenietete Doppler aus Titan durch aufgeklebte Doppler aus Titan zu ersetzen. Die Möglichkeit einer sicheren Verklebung ermöglicht auch die Anwendung von geklebten Riss-Stoppern in Längs- oder in Querrichtung des Flugzeugrumpfes oder Flügels zur Verhinderung des Ausbreitung möglicher Risse in der Flugzeugstruktur. Die Möglichkeit der Herstellung einer sicheren, kostengünstigen und einfach herstellbaren Klebeanordnung zwischen Strukturelementen aus Aluminiumlegierung, wie beispielsweise Stringer, Clips, Hautblech und dergleichen, und Strukturelementen aus Titanlegierungen, wie beispielsweise Doppler, Riss-Stopper, Versteifungselemente und dergleichen, hat vielseitige Vorteile.The inventive method, as well as the adhesive arrangement according to the invention make it possible to replace, for example, in the door and hatch area as well as in the region of longitudinal seams riveted Doppler made of titanium by glued Doppler made of titanium. The possibility of secure bonding also allows the use of glued tear stops in the longitudinal or transverse direction of the fuselage or wing to prevent the propagation of possible cracks in the aircraft structure. The ability to produce a secure, inexpensive, and easy to manufacture adhesive assembly between aluminum alloy structural members, such as stringers, clips, skin sheet, and the like, and titanium alloy structural members, such as Doppler, crack stoppers, stiffeners, and the like, has many advantages.

Die geklebte Struktur weist durch die Verringerung der Anzahl von möglichen Rissinitiierungsstellen bessere Ermüdungseigenschaften auf. Solche Rissinitiierungsstellen sind in konventionell hergestellten Verbindungen überwiegend die Nietlöcher. Dadurch ist es möglich, das Niveau der zulässigen Spannungen in den Strukturbauteilen zu erhöhen und entsprechend das Gewicht beispielsweise einer Flugzeugstruktur zu verringern. Eine weitere Gewichtsverringerung ergibt sich durch die Einsparung der bei einer Klebeverbindung nicht mehr benötigten Nieten.The bonded structure has better fatigue properties by reducing the number of possible crack initiation sites. Such crack initiation sites are predominantly the rivet holes in conventionally made compounds. This makes it possible to increase the level of permissible stresses in the structural components and to correspondingly reduce the weight of, for example, an aircraft structure. A further reduction in weight results from the savings of the rivets no longer required in an adhesive connection.

Das Annieten von Dopplern aus Titan oder Titanlegierungen ist ein sehr kostenintensiver Vorgang. Die eingesetzten Nieten zum Vernieten der Doppler sind meistens aus Titan hergestellt und sehr teuer. Das Klebeverfahren stellt einen kostengünstigeren Verbindungsvorgang dar.Annealing Dopplers made of titanium or titanium alloys is a very costly process. The rivets used for riveting the Doppler are usually made of titanium and very expensive. The gluing process represents a less expensive joining process.

Das Verkleben von Strukturelementen aus Titanlegierungen mit Strukturelementen aus Aluminiumlegierung zu einem Strukturbauteil einer Flugzeugstruktur, wie etwa einer Schale, kann gemeinsam mit dem Verkleben von Strukturelementen aus Aluminiumlegierungen untereinander in einem Arbeitsschritt erfolgen. Die erforderliche Zeit für die Herstellung der Schale verringert sich dadurch sehr stark, da der bislang in einem weiteren, meist in einer anderen Produktionshalle erfolgende Arbeitsschritt der nachfolgenden Vernietung von Strukturelementen aus Titanlegierungen mit den zuvor miteinander verklebten Strukturelementen aus Aluminiumlegierungen entfällt. Darüber hinaus entfallen dadurch auch die Transportkosten zwischen den Produktionshallen.Bonding of titanium alloy structural members with aluminum alloy structural members to a structural member of an aircraft structure, such as a shell, may be carried out in one operation together with the bonding of aluminum alloy structural members together. The time required for the production of the shell is thereby greatly reduced, since the previously occurring in a further, usually in another production hall step of subsequent riveting of structural elements made of titanium alloys with the previously glued together structural elements made of aluminum alloys. In addition, this also eliminates the transport costs between the production halls.

Die Darstellung in den Figuren ist nicht maßstabsgetreu. Insbesondere sind einzelne Schichtdicken stark überhöht dargestellt.The representation in the figures is not to scale. In particular, individual layer thicknesses are greatly exaggerated.

Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorstehend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.Although the present invention has been described above with reference to preferred embodiments, it is not limited thereto but modifiable in a variety of ways.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: Klebeanordnungadhesive arrangement
2, 2', 2''2, 2 ', 2' ': Strukturelement aus TitanlegierungStructural element made of titanium alloy
3, 3'3, 3 ': erste Klebeflächefirst adhesive surface
4, 4', 4''4, 4 ', 4' ': Beschichtungcoating
5', 5''5 ', 5' ': Oxidschichtoxide
6', 6''6 ', 6' ': Primerschichtprimer layer
77: Klebeschichtadhesive layer
88th: Strukturelement aus AluminiumlegierungStructural element of aluminum alloy
99: zweite Klebeflächesecond adhesive surface
4040: Leichtbaustrukturlightweight structure
4141: Doppler aus TitanlegierungDoppler made of titanium alloy
4242: Außenhaut aus AluminiumlegierungOuter skin of aluminum alloy
5050: Strukturelement aus TitanlegierungStructural element made of titanium alloy
5151: Beschichtung aus AluminiumlegierungCoating of aluminum alloy
5252: Strukturelement aus AluminiumlegierungStructural element of aluminum alloy
5353: Schichtlayer
5454: Faserfiber
5555: mit Beschichtung versehene Oberfläche des Strukturelements aus Titanlegierungcoated surface of the titanium alloy structural member

Claims

Adhesive arrangement for bonding two structural elements, comprising: a first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ), which consists of a first material and at least a first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ), wherein the first material is formed as a titanium material; a second structural element ( 8th ; 52 ), which has a second material which differs from the first material and which has at least one second adhesive surface ( 9 ), wherein the second material is formed as aluminum or magnesium material; and an adhesive bond ( 7 ; 53 ) between the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) and the second adhesive surface ( 9 ) of the second structural element ( 8th ; 52 ); wherein the first structural element ( 2 ; 2 ' . 2 ''; 50 ) one the second material of the second structural element ( 8th ; 52 ) or vapor-deposited or plated-on coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) at least on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) having.

Bonding arrangement according to claim 1, characterized in that the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) as a stringer for forming a stiffening agent, as a Doppler or crack stopper for preventing cracking or crack propagation, or the like is formed.

Bonding arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) has at least a thickness of about 0.2 microns.

Bonding arrangement according to at least one of the preceding claims, characterized in that the second structural element ( 8th ; 52 ) has a homogeneous aluminum or magnesium material or a composite material based on an aluminum or magnesium material.

Bonding arrangement according to at least one of the preceding claims, characterized in that the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) and / or the second structural element ( 8th ; 52 ) are formed as structural elements of a lightweight structure of an aircraft.

Adhesive arrangement according to at least one of the preceding claims, characterized in that the adhesive bond ( 7 ; 53 ) has a thickness of about 0.01 mm to 0.3 mm.

Adhesive arrangement according to at least one of the preceding claims, characterized in that the adhesive bond ( 7 ; 53 ) Fiber and / or fiber-woven structures, wherein the fiber length, for example, at least 10 mm and the fiber diameter in about 0.001 mm to 0.3 mm.

Method for producing a bond between two structural elements, comprising the following method steps: providing a first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) of a first material and with at least a first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ), wherein the first material is formed as a titanium material; Providing a second structural element ( 8th ; 52 ), which has a second material which differs from the first material and which has at least one second adhesive surface ( 9 ), wherein the second material is formed as aluminum or magnesium material; Vapor deposition or plating on the second material of the second structural element ( 8th ; 52 ) ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) at least on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ); and providing an adhesive bond ( 7 ; 53 ) between the on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) applied coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) and the second adhesive surface ( 9 ) of the second structural element ( 8th ; 52 ) for bonding the same with each other.

Method according to claim 7, characterized in that the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) by means of a plating process on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 . 2 '; 2 ''; 50 ) is applied.

Method according to claim 7, characterized in that the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) by means of a vapor deposition process on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) is applied.

Method according to at least one of claims 8 to 10, characterized in that the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) during manufacture and / or prior to any rolling of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) on the first adhesive surface ( 3 ; 3 '; 55 ) of the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) is applied.

Method according to at least one of claims 8 to 11, characterized in that the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) to the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) is applied on one side or on both sides.

Method according to at least one of claims 8 to 12, characterized in that the adhesive bond ( 7 ; 53 ) is formed to reinforce the same with integrated fibers and / or fibers woven structures, wherein the fibers preferably before or during the provision of the adhesive bond ( 7 ; 53 ) are involved in this.

Method according to at least one of claims 8 to 13, characterized in that the first structural element ( 2 ; 2 '; 2 ''; 50 ) after application of the coating ( 4 ; 4 '; 4 ''; 51 ) and the second structural element ( 8th ; 52 ) for the provision of the adhesive bond ( 7 ; 53 ) by means of the same process steps or the same means, for example by means of a uniform surface cleaning, a uniform anodization, a uniform pre-treatment bath, a uniform primer, a uniform adhesive or the like.