DE102006051989A1

DE102006051989A1 - Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit und entsprechender Laminat-Stringer

Info

Publication number: DE102006051989A1
Application number: DE102006051989A
Authority: DE
Inventors: Thomas Beumler
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-11-03
Filing date: 2006-11-03
Publication date: 2008-05-15
Anticipated expiration: 2026-11-04
Also published as: BRPI0717929A2; WO2008053041B1; WO2008053041A1; EP2077942A1; CN101535044B; US8317134B2; US20100148004A1; RU2009119050A; DE102006051989B4; CA2662141A1; CN101535044A; JP2010508203A; RU2430856C2

Abstract

Die vorliegende Erfindung schafft eine mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit versehene Beplankungsstruktur geringen Gewichts. Der Stringer hat die Form eines Laminats mit einer Mehrzahl von metallischen Schichten (S1, S3, S5, S7) und mindestens einer zwischen zwei metallischen Schichten (S1, 4, S6), welche zumindest teilweise aus Zylonfasern hergestellt ist.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit und einem entsprechenden Laminat-Stringer.
Obwohl auf beliebige Strukturen anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Herausforderung in Bezug auf einen Rumpfteil eines aus mehreren Rumpfteilen zusammengesetzten Flugzeugrumpfes näher erläutert.
3 zeigt schematisch einen hinteren Rumpfteil A eines derartigen aus mehreren Rumpfteilen zusammengesetzten Flugzeugrumpfes F zur Erläuterung der allgemeinen Problematik.
Das in 3 gezeigte hintere Rumpfteil A des Flugzeugrumpfes F wird in Richtung Rumpfende durch die Druckkalotte 1 begrenzt, der nach hinten gewölbt ist. Das Rumpfteil A besteht aus sechs Segmenten, die zusammengesetzt einen Zylinder ergeben.
Bezugszeichen 2 bezeichnet einen Fußboden, der auf entsprechenden Querträgern 2a angebracht ist. Die Außenhaut bzw. Beplankung 5 ist auf ringförmigen Spanten 3 angebracht. Zwischen den Spanten 3 sind zur Versteifung der Rumpfhaut Stringer 4 vorgesehen, die mit der Außenhaut 5 verbunden sind, beispielsweise durch Verkleben oder Vernieten.
Die Stringer 4 sind üblicherweise Z-, L- oder I-förmige Längsversteifungen, die einen zweiten Lastpfad im Falle einer beschädigten Haut darstellen (Large Damage Capability). Die Stringer 4 laufen senkrecht zu den Spanten und damit parallel zur Längsachse des Flugzeuges. Die Stringer 4 sind herkömmlicherweise aus einer Aluminium-Legierung hergestellt.
In jüngerer Zeit ist dazu übergegangen worden, die ursprünglich aus monolithischen Aluminiumstrukturen gefertigte Außenhaut 5 durch Faser-Metall-Laminat-Strukturen (FML) zu ersetzen. Beispiele derartiger Laminate sind der WO 94/01277 zu entnehmen.
GLARE^® ist eine laminatartige Werkstoffkombination, die aus einer Mehrzahl jeweils nur wenige Zehntel Millimeter dicken Schichten besteht. Diese Schichten bestehend abwechselnd aus Aluminium und einem Glasfaser-Laminat und werden unter Druck verklebt. Das Wort GLARE ist ein Akronym und steht für „Glas Fibre Reinforced Aluminum". Es wurde speziell für den Flugzeugbau entwickelt und erstmals großflächig beim AIRBUS A 380 eingesetzt, bei dem große Teile der oberen Außenhaut aus GLARE bestehen. Der Vorteil gegenüber Aluminium liegt insbesondere in hoher Schadenstoleranz, geringer Dichte und gutem Durchbrandverhalten. Ermüdungsrisse werden durch die Glasfaserschichten überbrückt, so dass die Rissgeschwindigkeit unabhängig von der Risslänge konstant gering bleibt, während beim Aluminium die Rissgeschwindigkeit stark zunimmt.
Die Dichte von GLARE liegt 9,5% bis 13% unter der des im Flugzeugbau üblichen Aluminiums. Bei GLARE machen die Glasfasern üblicherweise ca. 30 % des Laminats aus. Da es aufgrund der besonderen Eigenschaften von GLARE möglich ist, die Hautstärke der Außenhaut 5 zu reduzieren, d.h. die Querschnittsfläche der Außenhaut 5 zu verringern, bringt GLARE ein erhebliches Gewichtseinsparpotential mit sich.
Nachteilig bei GLARE ist der reduzierte Elastizitätsmodul, der bei 57 GPa im Vergleich zu 70 GPa für Aluminium liegt. Aufgrund der geringeren Steifigkeit kann eine Lastumlagerung von den GLARE-Bauteilen hin zu anderen, benachbarten Bauteilen auftreten. In der Folge kann einem Gewichtsvorteil der GLARE-Struktur ein Gewichtsnachteil der Umgebungsstruktur gegenüberstehen. Dies ist im Wesentlichen der Fall für die Rumpfstruktur über dem Flügelmittelkasten, da der Flügelmittelkasten selbst eine hohe Steifigkeit besitzt.
Aus der EP 1 336 469 A1 ist ein Stringer für ein Luft- oder Raumfahrzeug bekannt, der eine FML-Struktur aufweist.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Beplankung bzw. Rumpfstruktur zu schaffen, bei der die Vorteile der GLARE-Haut voll umgesetzt werden können, d.h. ohne Lastumlagerung.
Die Erfindung stellt einen FML-Stringer hoher Steifigkeit für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 sowie eine diesen enthaltende Rumpfstruktur nach Anspruch 6 bereit.
Die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Idee besteht darin, dass man eine Faser-Metall-Laminat-Außenhaut, zum Beispiel aus GLARE, mit besonderen Stringern bzw. Steifen höheren Elastizitätsmoduls kombiniert. Insbesondere schlägt die Erfindung vor, geformte Faser-Metall-Laminat-Stringer (zum Beispiel in Gestalt eines Z) unter Verwendung von Zylon-Fasern zu verwenden. Diese Fasern verleihen den Stringern einen Elastizitätsmodul in der Größenordnung 90–98 GPa. Die Zylonfaser-Stringer sind kommerziell als unverformte Bleche erhältlich, auf die alle herkömmlichen Umformverfahren anwendbar sind. Die o.g. Haut-/Stringer-Kombination vermeidet Lastumlagerungen bei ansonsten üblicher Gewichtsersparnis von FML-Strukturen in der Größenordnung von 15 bis 20%.
In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen, Weiterbildungen und Verbesserungen der Erfindung.
Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung hat der Stringer eine Z-Form.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung hat der Stringer einen Elastizitätsmodul zwischen 90 und 100 GPa.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung hat der Stringer einen ersten geradlinigen Seitenabschnitt, einen Mittelbereich und einen zweiten geradlinigen Seitenabschnitt, die über Kreisbögen ineinander übergehen.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung ist die Mehrzahl von metallischen Schichten aus Aluminium oder einer Aluminiumverbindung oder einer Aluminiumlegierung hergestellt ist.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnungen näher erläutert.
In den Figuren zeigen:
1a eine schematische Draufsicht auf eine Rumpfstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
1b einen Schnitt entlang der Linie I-I in 1;
2 einen Stringer der Struktur gemäss 1a, b; und
3 schematisch einen hinteren Rumpfteil eines aus mehreren Rumpfteilen zusammengesetzten Flugzeugrumpfes zur Erläuterung der allgemeinen Proble matik.
In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche bzw. funktionsgleiche Komponenten.
1a zeigt eine schematische Draufsicht auf eine Rumpfstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung und 1b einen Schnitt entlang der Linie I-I in 1, und 2 zeigt einen Stringer der Struktur gemäss 1a, b.
In 1 bezeichnen Bezugszeichen SP1, SP2 einen ersten und zweiten Spant einer Rumpfstruktur eines Flugzeuges, zwischen denen Stringer ST1, ST2, ST3 vorgesehen sind, die sowohl mit den Spanten SP1, SP2 als auch mit der Außenhaut RH aus GLARE an Klebeflächen K verklebt sind.
Die Stringer ST1, ST2, ST3 haben ein aufrechtes Z-förmiges Profil, wie dem Schnitt in 1b und 2 entnehmbar ist. Insbesondere weisen die Stringer ST1, ST2, ST3 einen ersten geradlinigen Seitenabschnitt SB1, einen Mittelbereich MB und einen zweiten geradlinigen Seitenabschnitt SB2 auf, die über Viertelkreisbögen mit Radien R1 bzw. R2 ineinander übergehen. Die Radien R1, R2 betragen vorzugsweise 45 mm, die Höhe H 38 mm, die Dicke B 2,35 mm, die Länge L1 34 mm und die Länge L2 25 mm.
Die Stringer ST1, ST2, ST3 sind nicht mit den Spanten SP1, SP2 aber mit der Außenhaut RH durch Kleben verbunden. Wie aus 1b ersichtlich, ist der jeweilige kürzere Seitenabschnitt SB2 mit der Außenhaut RH verklebt.
Die Stringer ST1, ST2, ST3 bestehen aus einem Aluminium-Zylonfaser-Laminat, wobei die Schichten S1, S3, S5, S7 Aluminium-Schichten und die Schichten S2, S4, S6 Zylonfaser-Schichten sind. Zylon ist eine synthetische Faser und weist eine hohe Reißfestigkeit bei ebenfalls hoher Elastizität auf. Zylon brennt nur, wenn die Umgebung einen künstlich erzeugten Sauerstoffgehalt von über 68 % aufweist. Die Schmelztemperatur wird bei ca. 650° C erreicht. Zylon besteht aus festen stäbchenförmigen Kettenmolekülen aus Poly(p-Phenylen-2,6-Benzobisoxazol), auch als PBO bezeichnet.
Die Firma GTM entwickelt ein für die Stringer ST1, ST2, ST3 geeignetes Faser-Metall-Laminat mit Zylonfasern, welches aus Aluminium- und Zylonfaser-Schichten besteht. Das Material muss nach dem Aushärten im Autoklaven streckgezogen werden und ist deshalb unidirektional faserverstärkt herstellbar.
Der Ersatz eines herkömmlichen Aluminium-Stringers durch diesen Zylonfaser-Stringer mit einem Elastizitätsmodul E von zirka 94 GPa bringt eine Gewichtsersparnis bei gleicher Steifigkeit im Vergleich zur Aluminiumkonstruktion von 13,8 %. Erhöht man den Faseranteil im Zylonfaser-Stringer, so erhöht sich der Elastizitätsmodul auf zirka 98 GPa und das Gewichtsersparnispotential auf 15,7 %.
Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.
Insbesondere sind die geometrische Form und die Anzahl der Schichten des Stringers sowie die gezeigte Einbauart nur beispielhaft und anwendungsspezifisch variierbar.
Statt einer Verklebung der Stringer ist beispielsweise auch ein Vernieten möglich.

SP1, SP2: Spanten
ST1, ST2, ST3: Stringer
RH: Aussenhaut
K: Klebbereich
SB1, SB2: Seitenbereich
MB: Mittelbereich
S1, S3, S5, S7: Aluminiumschichten
S2, S4, S6: Zylonfaserschichten
1: Druckspant
2: Fussboden
2a: Träger
3: Spant
4: Stringer
5: Beplankung

Claims

Stringer für ein Luft- oder Raumfahrzeug in Form eines Laminats mit einer Mehrzahl von metallischen Schichten (S1, S3, S5, S7) und mindestens einer zwischen zwei metallischen Schichten (S1, S3, S5, S7) vorgesehenen Kunstfaser-Schicht (S2, S4, S6), welche zumindest teilweise aus Zylonfasern hergestellt ist.
Stringer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass er eine Z-Form aufweist.
Stringer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass er einen Elastizitätsmodul zwischen 90 und 100 GPa aufweist.
Stringer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass einen ersten geradlinigen Seitenabschnitt (SB1), einen Mittelbereich (MB) und einen zweiten geradlinigen Seitenabschnitt (SB2) aufweist, die über Kreisbögen ineinander übergehen.
Stringer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Mehrzahl von metallischen Schichten (S1, S3, S5, S7) aus Aluminium oder einer Aluminiumverbindung oder einer Aluminiumlegierung hergestellt ist.
Rumpfstruktur, insbesondere eines Luft- oder Raumfahrzeug, mit einem Stringer gemäss einem der vorhergehenden Ansprüche.
Rumpfstruktur nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Stringer mit einem flächigen Bauelement, insbesondere einer Aussenhaut (5), durch einen Klebbereich (K) oder alternativ über Niete verbunden ist.
Rumpfstruktur nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das flächige Bauelement aus GLARE hergestellt ist.