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Die
Erfindung betrifft Vorrichtungen aus mehreren, größeren
Bauteilen, vorzugsweise aus CFRP (Kohlefaserverstärktem
Verbundstoff), die auf Stoß kraftschlüssig über
Verbindungsglieder miteinander verbunden sind.
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Gemäß der
DE 10 2005 026 010
A1 ist bereits ein Verfahren zur Herstellung einer mit
einer Vielzahl von Versteifungselementen verstärkten Schale,
insbesondere einer Rumpfschale, einer Flügelschale, einer
Höhenleitwerkschale oder einer Seitenleitwerkschale zur
Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge mit hoher
Maßhaltigkeit bekannt, wobei die Versteifungselemente und
die Schalenhaut mit zumindest teilweise ausgehärtetem kohlefaserverstärkten
Halbzeugen mit Epoxydharz gebildet sind. Demgemäß sind
auf der Schalenhaut aufgebrachte, kohlefaserverstärkte
Versteifungselemente zusammen mit der Schalenhaut zumindest teilweise als
ausgehärtete kohlefaserverstärkte Halbzeuge (mit
Epoxdharz) ausgebildet. Die Verbindungselemente werden dabei vorzugsweise
durch nachträgliche Aushärtung aber bereichsweise
auch mittels Klebemittel an die Schalenhaut angefügt und/oder
weisen L-förminge Winkelprofilgeometrie auf Dieses Verfahren
ist zumindest insoweit kompliziert im Ablauf und weist einen großen
Streubereich bzw. Zuverlässigkeit innerhalb einer Vielzahl
von Verbindungen bezüglich bei der Übertragung
von Kräften auf, weil in den konstruktionsbedingt problematischen
Knick- und Zwickelbereichen große qualitative Streuungen der
Qualität bei der Herstellung auftreten, wenn die bekannten
Verfahren zum Einsatz kommen. Wenn aus diesem Grund höhere
Sicherheitsfaktoren und stärkeres Material verwendet werden
muss, sind diese Art der Konstruktion gewichtsmäßig
unvorteilhaft. Außerdem ist offensichtlich, daß bei
der vorgesehenen Lösung die Versteifungselemente selbst
nur einen geringen Flächenkontakt mit der Rumpfschale des
Flugzeugen haben. Das ist bei dieser gewählten Konstruktion
vom Standpunkt der Höhe der zulässigen Kräfteübertragungswerte
als auch für die Aufnahme von beim Flugbetrieb von der
normalen Querkraft verktormäßig abweichenden Belastungen
unvorteilhaft.
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Außerdem
ist offensichtlich, daß das der Prozeß des flächenmäßigen
Zusammenfügens von Schalenhaut mit Verbindungslement, des
Verbindungselemtes mit dem Versteifungselement ... lange Maschineneinsatzzeiten
beanspruchen wird, was wiederum unvorteilhaft ist.
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Außerdem
ist aufgrund der Art dieses Herstellungsverfahrens die Diversifizierung
für die Realisierung von unterschiedlichen Profilen, Querschnitten,
Flächenformen sehr beschränkt.
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Weiterhin
bekannt ist die
US
2005/00 64 134 A1 . Danach sind Komposite-Verbund-Konstruktionen vorgesehen,
um aufeinaderstehende Teile kraftschlüsig zu verbinden.
Gewählt wird die Verbindung von ausschließlich
ebenen Grundflächen aufeinander. Bevorzugt wird die Verbindung
von ebenen Flächen an keilartigen Gebilden. Vorgesehen
ist außerdem das Befestigen der Verbindungen mit Schrauben
an den Enden der Verbindungselemente. Für die Herstellung
jeder einzelnen Verbindungsstelle wird eine Vielzahl von verschiedenen
Einzelteilen bzw. -materialien verbaut. Demnach ist dieses Verfahren
arbeitszeitaufwändig und maschinenarbeitszeitaufwändig.
Bei den Endprodukten muß, wegen der vielen Einzelteile
die je Verbindung zusammengefügt werden, auch muss mit
hohem Streugrad mit vielen Ungenauigkeiten/standardwidrigen Abweichungen der
Abmessungen und Güte gerechnet werden. Damit ist gleichzeitig
zu erwarten, daß wegen erhöhter, konstruktions-
und herstellungsbedingter Materialbelastungen ein erhöhter
Sicherheitsfaktor angesetzt werden muß, was zugleich eine
Erhöhung des Gewichts der Verbindungen und zu höherem
Materialaufwand führt. Somit weisen solche Bauweisen vielfältige
Nachteile auf. Auch die Kombination von ebenen Flächen
mit keilförmigen Ausbildungen weist u. a. immer noch Knick-
und Zwickelbereiche der zusammengefügten ebenen Flächen
auf. Offensichtlich kann auch bei Einbeziehung von keilförmigen
Profilen in die Konstruktion nicht vermieden werden, daß bei
dieser Konstruktion insbesondere bei Übertragung von schräg
angesetzten Kräften über die Verbindungsteile
gravierende Strukturschwächen auftreten. Diese Schwäche
wirkt sich aus, wenn Querkräfte von aerodynamischen Trag-
oder Steuerflächen, insbesondere aber auch Querkräfte
mit vektormäßig zu den Querkräften assoziierten
Kräften auf den Basisstrukturkörper einwirken.
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Aufgabe
der Erfindung ist es, eine kraftschlüssige Verbindung zwichen
größeren Bauteilen zu schaffen, die einfach und
mit geringem Arbeitsaufwand herstellbar ist und montierbar ist und
bei geringem Eigengewicht alle auf den Lastpfaden zwischen aerodynamischen
Trag- und Steuerflächen und dem Flugzuegrumpf fließenden
Kräfte ohne Überbeanspruchung des Materials aufnimmt.
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Die
Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst,
daß das erste Bauteil ein Basisstrukturkörper ist,
der Ausnehmungen aufweist, wobei die Ausnehmungen und sie durchdringende
Verbindungsglieder eine kraftschlüssige Verbindung bilden.
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Eine
weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung besteht
darin, daß der Basisstrukturkörper ein Flugzeugrumpf
ist und mit matrixartig angeordneten Ausnehmungen versehen ist,
die als Passungen für die über die ersten Enden
der Verbindungsglieder in die Ausnehmungen des Basistrukturkörpers
einführbaren Enden ausgebildet sind, wobei eine ähnliche
Aufnahmestruktur an einem weiteren Bauteilen, den aerodynamischen
Trag- und Steuerflächen, für die über
das zweite Ende der Verbindungsglieder einführbaren Verbindungsglieders
vorgesehen ist und daß die Verbindungsglieder vorzugsweise
aus einem hohlraumartigen Zylinder bestehen und in ihrem Inneren
eine Microstruktur aus mehreren ineinandergesetzten Innenzylindern
unterschiedlichen Durchmesers, unterschiedlicher Wandstärke, und
unterschiedlichen Abständen zueinander aufweisen, wobei
in den Abstandsräumen stützende Verbindungsstreben
zwischen den einzelnen Innenzylindern angeordnet sind und zwischen
mindestens einem Innenzylinder und dem Innenteil des Außenzylinders
gleichfalls stützende Verbindungsstreben angeordnet sind.
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Vorteilhaft
ist dabei, daß ein matrixartiges System aus zylinderartigen
Verbindungsgliedern und den entsprechenden Ausnehmungen an den zu
verbindenden Bauteilen einfach zu produzieren und zu montieren ist.
Automatische Arbeitsvorrichtungen für dieses System können
einfach gestaltet werden. Weiterhin ist vorteilhaft, daß das
Mikrosysteme mit den internen Bauteilen im Verbindungsglied und
in den Ausnehmungen aus dem gleichen CFRP-Material wie die sie umgebenden
Mäntel einfach herzustellen sind und durch die Formgebung
aller Innenteile eine Vielzahl von Flächen zur komplementären
Verbindung ausweisen, was unter Verwendung von Epoxydharz-Kompositionen
die Stabilität enorm erhöht.
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Eine
weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin,
daß die Verbindungsglieder auf eine äußere
Quaderform, Kegelform, Pyramidenform oder Kugelform oder eine ähnliche
Außenform aufweisen, wobei die innere Mikrostruktur zylinderartig
oder ähnlich geformte Komponenten aufweist. Das hat den
Vorteil, daß beliebig viele geometrische Gebilde das die
Mikrosystem verwendbar und kombinierbar sind.
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Eine
weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin,
daß die Ausnehmungen an dem Basisstrukturkörper
eine innere Mikrostruktur aufweist, die komplementär zu
der Mikrostruktur des Verbindungselemtes ausgebildet ist, wobei
die komplementär ausgeformten Verbindungsflächen
der beiden Mikrostrukturen, nach Einschub des Verbindungselementes
in die Ausnehmung des Basisstrukturkörpers mit einer Epoxydharzkomposition
beaufschlagt, deckungsgleiche Postionen aufweisend einen Materialschuß herstellende
kraftschlüssige Verbindung aufweisen und daß in
und an den Ausnehmungen des Basisstrukturkörpers stabilitätswirksame
Versteifungen ausgebildet sind, wobei die Randzone der ersten (Öffnung
und die Randzone der zweiten Öffung einer Ausnehmung Verdickungen (Doppler)
aufweisen und daß die Mikrostrukturen der Verbindungsglieder
und die Mikrostrukturen in den Ausnehmungen des Basisstrukturkörpers
gemäß den Lastpfaden der Lastleitungsbereiche
und den Lastkonzentrationsverteilungen der an dem Flugzeugrumpf
von Querkräften und assozierten Kräften angreifenden
Vektoren ausgebildet ist.
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Das
hat den Vorteil, daß die Mikrostrukturen für die
Verbindungselemente, den Basisstrukturkörper und die aerodynamischen
Trag- und Steuerflächen auf einfache Weise generell mit
den gleichen Werkzeugen hergestellt werden können. Für
die Ausgestaltung der Mikrosystem-Innenteile ist mit Einsatz von
moderner Maschinentechnik die jeweilige Material- und Verbindungsform-Variante
entsprechend den zu erwartenden Materialbelastungswerten und Pfaden
der Belastungsvektoren hergestellbar.
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Eine
weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin,
daß zur Verstärkung der Lastpfade zwischen den
zusammenwachsenden Schichten gemäß den Lastpfaden
der Lastleitungsbereiche und der Lastkonzentrationsverteilungen
titanhaltige Hybridversteifungen vorgesehen sind und die Mirkosysteme
der Verbindungsglieder und die Mikrosysteme in den Ausnehmungen
des Basistrukturkörpers einerseits integral angeordneten
Gitterwerke und und andererseits dazu komplementär passende stößelartige
Ausformungen aufweisen und zur Herstellung von Pfaden hoher Scherkraftverträglichkeit Harzzusammensetzungen
und Energiezuführungsphasen für die Härtung
nach einem Mischsystem aus im Material selbst erzeugter Energie
und/oder extern zugeführter Energie vorgesehen sind und
wobei für die Heranführung von Harzkompositionsmaterial
in die zylinderartigen Hohlräume einfache, auf physikalischer
Basis geregelte Dosierungsmechanismen vorgesehen sind.
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Vorteilhaft
werden dabei die mechanischen CFRP-Verbindungsteile form- und materialgerecht optimal
behandelt und gleichzeitig ein Optimum an lasttragenden Verbindungsflächen
für das innere Mikrosystem vorbereitet. Das erlaubt zusätzlich
alle Vorbereitungen und Arbeitsvoränge des Harz-Härteverfahrens
auf das Zustandekommen einer Verbindung auszurichten, die optimale
Lastübertragung ohne Materialüberlastung bei geringem
Gewicht, geringem Arbeits- und Zeit- und Materialaufwand gewährleistet.
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Eine
weitere erfindungsgemäße Ausführungsform
ist die Verwendung von CFRP-Verbindungsteilen für Großbauteile
aus Leichtmetall, wobei Vorbehandlungsmaterial, beispielsweise Vorätzungs-,
Vorbeschichtungs- oder Klebematerial vorgesehen ist.
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Das
erfindungsgemäße System bietet auch Vorteile bei
der Verwendung von Leichtmetall im Flugzeugbau.
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Eine
weitere vorteilhaft Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, daß die
matrixsystemartige über die Oberfläche des Basistrukturkörpers
ausgebreitete Makro-Verbindungs-Struktur für die Aufnahme
von Verbindungsgliedern, eine sehr große Vielzahl von sehr
kleinen Verbindungselementen aufweist, wobei die Lastpfade der Lastleitungsbereiche und
die Lastkonzentrationsverteilungen optimal ausgestaltet sind, und
wobei die Makro-Verbindungsstruktur auf der Oberfläche
des Basisstrukturkörpers eine zusätzliche matrixartig
angeordnete Verbundstreifenstruktur aufweist und daß die
Matrixanordnung mit den Mikrosytemen an den Verbindungsgliedern
und den Mikrosystemen an den zu verbindendem Flugzeugrumpf und den
zu verbindenden aerodynamischen Trag- und Steuerflächender
als Modulsysteme ausgebildet ist, wobei ein Spektrum von Modulen
unterschiedlicher Größe zur Zusammenstellung und
Kombinationen für die Übertragung unterschiedlicher
Verbindungslasten bzw. von vektormäßig ausgerichteten
Kräften von einem ersten Bauteil zum zweiten Bauteil vorgesehen
ist und daß die Mikrosysteme und die Makrosysteme für
das Verbinden von Strukturelementen jeder Größenordnung
innerhalb von aerodynamischen Trag- und Steuerflächen oder
für das Verbinden von Strukturelementen innerhalb eines
Fluguzeugrumpfes vorgesehen sind.
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Die
Vorteile dieser Ausführung beruhen insbesondere auf den
vielseitigen Verwendungs- und Modifikationsmöglichkeiten
des Makrosystems in Kombination mit den matrixartigen Anordnungen.
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Zunächst
ist es ein Vorteil, daß die matrixartige Anordnung der
Ausnehmungen auf der Basiskörperoberfläche bzw.
in der Flugzeugrumpfschale eine einfachen mathematische Berechnung
der zu erwartenden externen Kräfteparameter zuläßt,
um die Gestaltung der Matrixanordnung festzulegen. Auf dieser Basis
wird gleichzeitig ein vernünftiger Verbrauch an Basistrukturfläche
für die Bauteilverbindung ermittlet. Die Gestaltung dieser
Struktur wird durch die integrale Einbringung eines überlagerten,
mathematisch gemäß den Lastpfaden errechenbaren
Schichtenmatrixverbundes vorteilhaft ergänzt.
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Außerdem
stellen die rechnerisch-physikalischen Konzepte zur Definition dieser
beiden kombinierten Matrixsysteme unter Einbeziehung der Lastpfadbelastungen
Mikrosysteme die Basis für den Aufbau eines Modulspektrum
dar. Auf diese Weise werden Kategorien eines abgestuften Systems
von Modulen rechnerischphysikalisch festgelegt.
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Das
System kann neben der Verwendung für große Bauteile
auch für kleinere Bauteile verwendet werden, wie beipielsweise
Tragflächendetailkonstruktionen oder Strukturdetailbau
innerhalb eines Flugzeugrumpfes.
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In
den Zeichnungen sind bevorzugte Ausführungsbeispiele schematisch
dargestellt:
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1 zeigt
eine schematische Draufsicht auf ein aus CFRP gefertigtem Verbindungsglied 1 mit innerer
Microsytemstruktur 2 vor der Montage zwischen aerodynamischen
Trag- oder Steuerflächen einerseits und einem Flugzeugrumpf
andererseits.
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2 ist
die schematische Darstellung eines Ausschnittes 21 von
der Außenhaut eines beispielsweise aus CFRP (Kohlefaserverstärktem
Verbundmaterial) gefertigten Basistrukturkörpers 20 (vorzugsweise
Flugzeugrumpfes) und zeigt ein Macro-Matrix-System 31 mit
Materialausnehmungen 23 und überlagerter Streifenschichtenmatrix 40.
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Beschreibung eines Ausführungsbeispiels:
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Das
Verbindungsglied 1 in 1 weist
den hohlraumförmigen Außenzylinder 3 auf.
Um die Längsachse des Verbindungsgliedes herum ist ein Microstruktursystem 2 bestehend
aus den Innenzylindern 4 mit stützenden Verbindungsstreben 5 zwischen
den Innenzylindern, wobei diese auch mit dem Außenzylinder
verbunden sind. Das Mikrostruktursystem des Verbindungsgliedes ist
außerdem durch eine Gittergewirken 10 und stößelartige
Ausbildungen 11 verstärkt, wobei an den Ausnehmungen 23 am
Basisstrukturkörper 20 (2) ein komplementäres
Mikrostruktursystem 23 ausgebildet ist und wobei dann die
beiden Mikrosysteme von des jeweiligen Verbindungsgliedes und der
jeweiligen Ausnehmung des Basis strukturkörpers mit ihren
jeweiligen komplementären. Innenzylindern, stützenden
Verbindungsstreben, Gittergewirken und stößelartigen
Ausnehmungen beim Einschieben des Verbindungsgliedes in die jeweilige
Ausnehmung mit ihren Flächen deckungsgleich aufeinander
ruhen. Zusätzlich ist am ersten Ende 25 der Ausnehmung 23 des
Basisstrukturkörpers 20 in der ersten Randzone 26 der
ersten Öffnung 24 eine strukturverstärkende
Verdickung (Doppler) 27 vorgesehen. Das zweite Ende der
Ausnehmung auf der anderen Seite ist adequat ausgebildet. Schon
während des Einschubvorgangs werden die beiden Mikrosysteme
bereits mit einer Epoxydharz-Komposition beaufschlagt, wobei das
Epoxydharz zwischen die jeweils gegenüberliegenden Flächen
der beiden Mikrostrukturen dringt und diese miteinander fest verbindet.
Alle Hohlräume werden gefüllt. Aus der Ausgestaltung
der Mikrostrukturen mit einer Vielzahl von Verbindungsflächen
resultiert der Kraftübertragungswert und Scherkraftwiderstand
der Kombination aus Verbindungsglied und Basisstrukturköperausnehmung
bei geringem Gewicht, geringem Materialverbrauch bei einfachen Arbeitsvorgängen
mit einfachen Werkzeugen und geringen Herstellungszeiten und Montagezeiten
und folglich auch zu geringen Kosten. Vorgesehen für beide
Mikrosysteme ist außerdem eine Verstärkung der
Lastpfade der Lastleitungsbereiche 8 und eine Regelung
der Lastkonzentrationsverteilungen 9 mittels zusätzlicher
Hybridversteifungen 6, insbesondere aus Titanmaterial.
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Vorgesehen
ist eine Vielzahl von Verbindungsgliedern mit ihren Längsachsen
in Querkraftrichtung zur Oberfläche 30 des Basisstrukturkörpers 20 und
in die Ausnehmungen 23 des Basisstrukturkörpers
eingefahren und in dieser Position kraftschlüssig verbunden.
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Diese
Art der Verbindung ist außerdem für die problemlose,
ermündungsfreie Übertragung von auftretenden Querkräften
und assoziierten Kräften ausgelegt, die von den aerodynamischen
Trag- oder Steuerflächen auf den Flugzeugrumpf einwirken.
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2 ist
zeigt eine schematische Darstellung eines Ausschnitt 21 eines
Maro-Matrix-Sytems 31 mit mit in Draufsicht gezeigten Ausnehmungen 23 eines
aus CFRP gefertigten Basisstrukturkörpers 20 (vorzugsweise
Flugzeugrumpf). Die Ausnehmungen durchdringen den Basisstrukturkörper
und weisen ein in und an den Randzonen ausgebildetes, internes Microstruktursystem 22 mit
Eingriffskomponenten auf welches komplenentär zu den Eingriffskomponenten
des Microstruktursystems der Verbindungsglieder ausgebildet ist.
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2 zeigt
die Kombination des ersten Makro-Matrix-Struktursystems 31 mit
dem zweiten Streifenschichten-Makro-Matrix-Struktursystem 40.
Auf der Basis von mathematischer und experimenteller Ermittlung
der über die Lastpfade 8 der Lastleitungsbereiche
einfließenden Kräfte werden die Lastkraftverteilungen über
die kombinierten ersten und zweiten Makro-Struktur-Systeme festgelegt, d.
h. die Parameter der Systemkomponenten (Größe
der Verbindungsglieder, Art und Flächenausdehnung des Streifenschichtenmaterials,
Größe der in Anspruch genommenen Basisstrukturkörperoberflächen
...) bestimmen die Gestaltung der optimalen Kombination der beiden
Makro-Matrix-Systeme. Die mathematisch-physikalischen Ansätze
führen zum Aufbau eines Systems mit einem Spektrum von
Modulen unterschiedlicher Größe zur Gestaltung
der Verbindungen im Flugzeugbau.
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- 1
- Verbindungsglied
(CFRP-Material)
- 2
- Microstruktur
des Verbindungsgliedes
- 3
- Hohlraumförmiger
Außenzylinder
- 4
- Innenzylinder
- 5
- Verbindungsstreben
- 6
- Hybridversteifungen
- 7
- Erstes
Ende des Verbindungsgliedes
- 8
- Lastpfade
der Lastleitungsbereiche
- 9
- Lastkonzentrationsverteilung
- 10
- Gittergewirke
- 11
- Stößelartige
Ausformungen
- 20
- Basisstrukturbasiskörper
- 21
- Ausschnitt
von Außenhaut des Basisstrukturkörpers
- 22
- Mikrostruktur
Basisstrukturkörper
- 23
- Ausnehmungen
(am Basisstrukturkörper)
- 24
- Erste Öffnung
- 25
- Erstes
Ende
- 26
- Erste
Randzone
- 27
- Erste
Verdickung (Doppler)
- 30
- Oberfläche
Basisstrukturkörper
- 31
- Erstes
Makro-Matrix-System
- 40
- Zweites
Streifenschichtenverbundmatrix, überlagert
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- - DE 102005026010
A1 [0002]
- - US 2005/0064134 A1 [0005]