DE102007023622B4 - Flugzeugkonstruktion für industrielle Serienfertigungen mit einem Modularsystem aus matrixartig angeordneten CFRP-Verbindungsgliedern - Google Patents

Abstract

Modularsystem für den Zusammenbau von größeren Flugzeugbauteilen mit einem ersten Bauteil als Basisstrukturkörper (20) und weiteren Bauteilen wie Flügel-, Höhen- und Seitenleitwerksschalen, die auf Stoß kraftschlüssig über Verbindungsglieder (1) miteinander verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, dass der matrixartig angeordnete, Ausnehmungen (23) aufweisende Basisstrukturkörper (20) ein Flugzeugrumpf (20) ist, wobei die Ausnehmungen (23) und sie durchdringende Verbindungsglieder (1) eine kraftschlüssige Verbindung bilden, weitere Bauteile aerodynamische Trag- und Steuerflächen sind; die Verbindungsglieder aus einem hohlraumartigen Außenzylinder und in ihrem Inneren aus einer Mikrostruktur bestehen, die als Passungen für die über den ersten Enden (25) der Verbindungsglieder (1) aus kohlefaserverstärktem Verbundstoff, welche als in die Ausnehmungen (23) des Flugzeugrumpfes (20) einführbaren Enden (25) ausgebildet sind, und eine ähnliche Aufnahmestruktur an den aerodynamischen Trag- und Steuerflächen für die über das zweite Ende der Verbindungsglieder (1) einführbaren Verbindungsglieder (1) vorgesehen ist, wobei die Verbindungsglieder (1) aus einem hohlraumartigen Außenzylinder (3) bestehen, der in seinem Inneren eine Mikrostruktur (2) aus mehreren ineinandergesetzten Innenzylindern (4) unterschiedlichen Durchmessers und unterschiedlicher Wandstärken aufweist.

Description

• Die Erfindung betrifft ein Modularsystem für den Zusammenbau von größeren Flugzeugbauteilen gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.
• Gemäß der DE 10 2005 026 010 A1 ist bereits ein Verfahren zur Herstellung einer mit einer Vielzahl von Versteifungselementen einer verstärkten Schale, insbesondere einer Rumpfschale, einer Flügelschale, einer Höhenleitwerksschale oder einer Seitenleitwerksschale 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 Epoxydharz ausgebildet.
• Die Verbindungselemente werden dabei vorzugsweise durch nachträgliche Aushärtung aber bereichsweise auch mittels Klebemittel an die Schalenhaut angefügt und/oder weisen L-förmige Winkelprofilgeometrie auf.
• Dieses Verfahren ist zumindest insoweit kompliziert im Ablauf und weist einen großen Streubereich bzw. Zuverlässigkeit innerhalb einer Vielzahl von Verbindungen 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, ist 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 Flugzeugs haben.
• Das ist bei dieser gewählten Konstruktion vom Standpunkt der Höhe der zulässigen Kraftübertragungswerte als auch für die Aufnahme von beim Flugbetrieb von der normalen Querkraft vektormäßig abweichenden Belastungen unvorteilhaft.
• Außerdem ist offensichtlich, dass der Prozess des flächenmäßigen Zusammenfügens von Schalenhaut mit Verbindungselementen und des Verbindungselementes mit dem Versteifungselement lange Maschineneinsatzzeiten beanspruchen wird, was wiederum unvorteilhaft ist.
• Außerdem ist aufgrund der Art dieses Herstellungsverfahrens die Diversifizierung für die Realisierung von unterschiedlichen Profilen, Querschnitten und Flächenformen sehr beschränkt.
• Weiterhin bekannt ist die US 2005/0 064 134 A1 .
• Danach sind Komposit-Verbund-Konstruktionen vorgesehen, um aufeinanderstehende Teile kraftschlüssig 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. Materialen verbaut.
• Demnach ist dieses Verfahren arbeitsaufwändig und maschinen-arbeitszeitaufwändig. Bei den Endprodukten muss, wegen der vieler Einzelteile, die je Verbindung zusammengefügt werden mit hohem Streugrad und mit vielen Ungenauigkeiten/standardwidrigen Abweichungen der Abmessungen und Güte gerechnet werden.
• Damit ist gleichzeitig zu erwarten, dass wegen erhöhter, konstruktions- und herstellungsbedingter Materialleistungen ein erhöhter Sicherheitsfaktor angesetzt werden muss, was zugleich zu einer 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.
• Aufgabe der Erfindung ist es, eine kraftschlüssige Verbindung zwischen 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 Flugzeugrumpf fließenden Kräfte ohne Überbeanspruchung des Materials aufnimmt. Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruches 1 gelöst.
• Vorteilhaft ist daher, dass die in den Abstandsräumen stützenden Verbindungsstreben zwischen den einzelnen Innenzylindern angeordnet sind und zwischen mindestens einem Innenzylinder und dem Innenteil des Außenzylinders gleichfalls stützende Verbindungsstreben angeordnet sind.
• 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 Mikrosystem 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 alter Innenteile eine Vielzahl von Flächen zur komplementären Verbindung aufweisen, was unter Verwendung von Epoxydharz-Kompositionen die Stabilität enorm erhöht.
• 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.
• Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung besteht darin, dass die Ausnehmungen an dem Basisstrukturkörper eine innere Mikrostruktur aufweist, die komplementär zu der Mikrostruktur des Verbindungselements ausgebildet ist, wobei die komplementär ausgeformten Verbindungsflächen der beiden Mikrostrukturen, nach Einschub des Verbindungselements in die Ausnehmung des Basisstrukturkörpers mit einer Epoxydharzkomposition beaufschlagt, deckungsgleiche Postionen aufweisend, einen Materialschluss 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 Öffnung 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 die Lastkonzentrationsverteilungen der an dem Flugzeugrumpf von Querkräften und assoziierten Kräften angreifenden Vektoren ausgebildet sind.
• 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-Innenseite ist mit Einsatz von moderner Maschinentechnik die jeweilige Material- und Verbindungsform-Variante entsprechend den zu erwartenden Materialbelastungswerten und Pfaden der Belastungsvektoren herstellbar.
• 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 Mikrosysteme der Verbindungsglieder und die Mikrosysteme in den Ausnehmungen des Basistrukturkörpers einerseits integral angeordneten Gitterwerke 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 Material aus selbst erzeugter Energie und/oder extern zugeführter Energie vorgesehen sind und wobei für dier Heranführung von Harzkompositionsmaterial in die zylinderartigen Hohlräume einfache, auf physikaischer Basis geregelte Dosierungsmechanismen vorgesehen sind.
• 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 Arbeitsvorgänge des Harz-Härteverfahrens auf das Zustandekommen einer Verbindung auszurichten, die optimale Lastübertragung ohne Materialüberlastung bei geringem Gewicht, geringem Arbeits- und Zeit- und Materialaufwand gewährleistet.
• Eine weitere erfindungsgemäße Ausführungsform ist die Verwendung von CFRP-Verbindungsteilen für Großbauteile aus Leichtmetall, wobei Vorbehandlungsmaterial, beispielsweise Vorätzungs-, Vorbeschichtungs- oder Klebematerial vorgesehen ist.
• Das erfindungsgemäße System bietet auch Vorteile bei der Verwendung von Leichtmetall im Flugzeugbau.
• 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 Mikrosystemen an den Verbindungsgliedern und den Mikrosystemen an den zu verbindendem Flugzeugrumpf und den zu verbindenden aerodynamischen Trag- und Steuerflächen der 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 Flugzeugrumpfes vorgesehen sind.
• Die Vorteile dieser Ausführung beruhen insbesondere auf den vielseitigen Verwendungs- und Modifikationsmöglichkeiten des Makrosystems in Kombination mit den matrixartigen Anordnungen.
• Zunächst ist es ein Vorteil, dass die matrixartige Anordnung der Ausnehmungen auf der Basiskörperoberfläche bzw. in der Flugzeugrumpfschale eine einfache mathematische Berechnung der zu erwartenden externen Kräfteparameter zulässt, um die Gestaltung der Matrixanordnung festzulegen.
• Auf dieser Basis wird gleichzeitig ein vernünftiger Verbrauch an Basisstrukturfläche für die Bauteilverbindung ermittelt.
• Die Gestaltung dieser Struktur wird durch die integrale Einbringung eines überlagerten, mathematisch gemäß den Lastpfaden errechenbaren Schichtenmatrixverbundes vorteilhaft ergänzt.
• Außerdem stellen die rechnerisch-physikalischen Konzepte zur Definition dieser beiden kombinierten Matrixsysteme unter Einbeziehung der Lastpfadbelastungen Mikrosysteme als Basis für den Aufbau eines Modulspektrums dar.
• Auf diese Weise werden Kategorien eines abgestuften Systems von Modulen rechnerisch-physikalisch festgelegt.
• Das System kann neben der Verwendung für große Bauteile auch für kleinere Bauteile verwendet werden, wie beispielsweise Tragflächendetailkonstruktionen oder Strukturdetailbau innerhalb eines Flugzeugrumpfes.
• In den Zeichnungen sind bevorzugte Ausführungsbeispiele schematisch dargestellt:
• 1 zeigt eine schematische Draufsicht auf ein aus CFRP gefertigtem Verbindungsglied 1 mit innerer Mikrosystemstruktur 2 vor der Montage zwischen aerodynamischen Trag- und Steuerflächen einerseits und einem Flugzeugrumpf andererseits.
• 2 ist die schematische Darstellung eines Ausschnittes 21 von der Außenhaut eines beispielsweise aus CFRP (Kohlefaserverstärkem Verbundmaterial) gefertigtem Basisstrukturkörper (20) (vorzugsweise Flugzeugrumpfes) und zeigt ein Makro-Matrix-System 31 mit Materialausnehmungen 23 und überlagerter Streifenschichtenverbundmatrix 40.
• Beschreibung eines Ausführungsbeispiels:
• Das Verbindungsglied 1 in 1 weist den hohlraumförmigen Außenzylinder 3 auf. Um die Längsachse des Verbindungsgliedes herum ist ein Mikrostruktursystem 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 Gittergewirke 10 und stößelartige Ausbildungen 11 verstärkt, wobei an den Ausnehmungen 23 am Basisstrukturkörper 20 (2) ein komplementäres Mikrostruktursystem 22 ausgebildet ist und wobei dann die beiden Mikrosysteme des jeweiligen Verbindungsgliedes und der der jeweiligen Ausnehmung des Basisstrukturkörpers mit ihren 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 adäquat 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 resultieren der Kraftübertragungswert und der Scherkraftwiderstand der Kombination aus Verbindungsglied und Basisstrukturkörperausnehmung 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 Reglung der Lastkonzentrationsverteilungen 9 mittels zusätzlicher Hybridversteifungen 6, insbesondere aus Titanmaterial.
• 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.
• Diese Art der Verbindung ist außerdem für die problemlose, ermüdungsfreie Übertragung von auftretenden Querkräften und assoziierten Kräften ausgelegt, die von den aerodynamischen Trag- oder Steuerflächen auf den Flugzeugrumpf einwirken.
• 2 zeigt eine schematische Darstellung eines Ausschnitts 21 eines Makro-Matrix-Struktursystems 31 mit in Draufsicht gezeigten Ausnehmungen 23 eines aus CFRP-gefertigtem Basisstrukturkörper 20 (vorzugsweise Flugzeugrumpf).
• Die Ausnehmungen durchdringen den Basisstrukturkörper und weisen ein in und an den Randzonen ausgebildetes, internes Mikrostruktursystem 22 mit Eingriffskomponenten auf, welches komplementär zu den Eingriffkomponenten des Mikrostruktursystems der Verbindungsglieder ausgebildet ist.
• 2 zeigt die Kombination des ersten Makro-Matrix-Struktur-Systems 31 mit dem zweiten Streifenschichten-Makro-Matrix-Struktursystem 40.
• Auf der Basis von mathematischer und experimentieller Ermittlung der über die Lastpfade 8 der Lastenleitungsbereiche 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.
• Bezugszeichenliste

1

Verbindungsglied (CFRP-Material), kohlefaserverstärktes Kunststoffmaterial

2

Mikrostruktur des Verbindungsgliedes

3

Hohlraumförmige Außenzylinder

4

Innenzylinder

5

Verbindungsstreben

6

Hybridversteifungen

7

Erstes Ende des Verbindungsgliedes

8

Lastpfade der Lastleitungsbereiche

9

Lastkonzentrationsverteilung/-Verteilungsbereiche

10

Gittergewirke, Gitterwerke

11

Stößelartige Ausformungen, stößelartige Ausbildungen

20

Basisstrukturkörper

21

Ausschnitt von Außenhaut des Basisstrukturkörpers

22

Mikrostruktursystem 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-Struktursystem

40

Zweites Streifenschichtenverbundmatrix, überlagert; zweites Streifenschichten-Makro-Matrix-Struktursystem

Claims (13)

1. Modularsystem für den Zusammenbau von größeren Flugzeugbauteilen mit einem ersten Bauteil als Basisstrukturkörper (20) und weiteren Bauteilen wie Flügel-, Höhen- und Seitenleitwerksschalen, die auf Stoß kraftschlüssig über Verbindungsglieder (1) miteinander verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, dass der matrixartig angeordnete, Ausnehmungen (23) aufweisende Basisstrukturkörper (20) ein Flugzeugrumpf (20) ist, wobei die Ausnehmungen (23) und sie durchdringende Verbindungsglieder (1) eine kraftschlüssige Verbindung bilden, weitere Bauteile aerodynamische Trag- und Steuerflächen sind; die Verbindungsglieder aus einem hohlraumartigen Außenzylinder und in ihrem Inneren aus einer Mikrostruktur bestehen, die als Passungen für die über den ersten Enden (25) der Verbindungsglieder (1) aus kohlefaserverstärktem Verbundstoff, welche als in die Ausnehmungen (23) des Flugzeugrumpfes (20) einführbaren Enden (25) ausgebildet sind, und eine ähnliche Aufnahmestruktur an den aerodynamischen Trag- und Steuerflächen für die über das zweite Ende der Verbindungsglieder (1) einführbaren Verbindungsglieder (1) vorgesehen ist, wobei die Verbindungsglieder (1) aus einem hohlraumartigen Außenzylinder (3) bestehen, der in seinem Inneren eine Mikrostruktur (2) aus mehreren ineinandergesetzten Innenzylindern (4) unterschiedlichen Durchmessers und unterschiedlicher Wandstärken aufweist.
2. Modularsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenzylinder (4) der Verbindungsglieder (1) mit unterschiedlichen Abständen zueinander und in den Abstandsräumen stützende Verbindungsstreben (5) zwischen den einzelnen Innenzylindern (4) angeordnet sind, wobei zwischen mindestens einem Innenzylinder (4) und dem Innenteil des Außenzylinders (3) gleichfalls stützende Verbindungsstreben (5) vorgesehen sind.
3. Modularsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungsglieder (1) eine quader-, kegel-, pyramiden- oder kugelförmige Außenform aufweisen wobei die innere Mikrostruktur (2) zylinderartig geformte Komponenten aufweist.
4. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Ausnehmungen (23) am Flugzeugrumpf (20) eine innere Mikrostruktur (22) aufweisen, die komplementär zur Mikrostruktur (2) der Verbindungsglieder (1) ausgebildet ist, wobei die komplementär ausgeformten Verbindungsflächen der beiden Mikrostrukturen (22; 2) nach Einschub des Verbindungsgliedes (1) in die Ausnehmung (23) des Flugzeugrumpfes (20) mit einer Epoxydharzkomposition beaufschlagbar ausgebildet sind und deckungsgleiche Positionen aufweisend, eine Materialschluß herstellende, kraftschlüssige Verbindung bilden.
5. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass in und an den Ausnehmungen (23) des Flugzeugrumpfes (20) stabilitätswirksame Versteifungen ausgebildet sind, wobei die erste Randzone (26) der ersten Öffnung (24) am ersten Ende (25) des Flugzeugrumpfes (20) eine erste Verdickung (27) und die zweite Randzone der zweiten Öffnung am zweiten, vom ersten Ende des Flugzeugrumpfes (20) entfernten Ende ebenfalls eine gleiche Verdickung aufweisen.
6. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Mikrostrukturen (2) der Verbindungsglieder (1) und die Mikrostrukturen (22) in den Ausnehmungen (23) des Flugzeugrumpfes (20) nach den ermittelten Lastpfaden der Lastleitungsbereiche (8) und den Lastkonzentrationsverteilungen (9) am Flugzeugrumpf (20) angreifenden Kräftevektoren von Querkräften und assoziierten Kräften der externen aerodynamischen Trag- oder Steuerflächen ausgebildet sind.
7. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Verstärkung der beanspruchten Schichten der Lastpfade innerhalb der Verbindungen zwischen den zusammenwachsenden Schichten in den Lastleitungsbereichen (8) und den Lastkonzentrationsverteilungsbereichen (9) titanhaltige Hybridversteifungen (6) in den Mikrostrukturen (2; 22) der Verbindungsglieder (1) und der Ausnehmungen (23) des Flugzeugrumpfes (20) ausgebildet sind und dass in den beiden Mikrostrukturen (2; 22) integral angeordnete Gitterwerke (10) und dazu komplementär passende stößelartige Ausformungen (11) angeordnet sind.
8. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Herstellung von Pfaden einer hohen Scherkraftverträglichkeit Harzzusammensetzungen und Energiezuführungsphasen für die Härtung nach einem Mischsystem aus im Material selbst erzeugter Energie und extern zugeführter Energie einsetzbar sind, wobei für die Einspritzung von Harzkompositionsmaterial in die zylinderartigen Hohlräume ein physikalisches Pumpensystem mit Dosierungsapparaturen verwendbar ist.
9. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass für die Verbindung von Flugzeugbauteilen aus Leichtmetall Verbindungsglieder (1) aus kohlefaserverstärktem Verbundstoff vorgesehen sind, wobei Vorbehandlungsmaterial in Form von Vorätzungs-, Vorbeschichtungs- oder Klebematerial als Vorbehandlungsmaterial vorgesehen ist.
10. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine matrixsystemartige, über die Oberfläche (30) des Flugzeugrumpfes (20) ausgebreitete Makro-Verbindungsstruktur (31) für die Aufnahme von Verbindungsgliedern (1) eine Vielzahl von kleinen Ausnehmungen (23) aufweist, wobei die Lastpfade der Lastleistungsbereiche (8) und die Lastkonzentrationsverteilungen (9) durch gleichmäßige Mengenverteilung optimal verlaufen.
11. Modularsystem nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Makro-Verbindungsstruktur (31) auf der Oberfläche (30) des Flugzeugrumpfes (20) zusätzlich zur ersten Matrix des Verbindungssystems ”Verbindungsglieder-Ausnehmungen des Flugzeugrumpfes Basisstrukturkörpers” eine zweite überlagerte Streifenschichtenverbundmatrix (40) aufweist.
12. Modulsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Matrixanordnung mit den Mikrostrukturen (2; 22) an den Verbindungsgliedern (1) und dem zu verbindenden Basisstrukturkörper in Form des Flugzeugrumpfes (20) und den zu verbindenden aerodynamischen Trag- und Steuerflächen als Modulsystem mit einem Spektrum von Modulen unterschiedlicher Kategorien ausgebildet ist, wobei die Übertragung unterschiedlicher Verbindungslasten oder vektormäßig ausgerichteter Kräfte von einem ersten großen Bauteil zum zweiten großen Bauteil vorgesehen ist.
13. Modularsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Mikrostrukturen (2; 22) und die Makrosysteme für das Verbinden von Strukturelementen jeder Größenordnung intern innerhalb von aerodynamischen Trag- und Steuerflächen oder für das Verbinden eines Flugzeugrumpfes (20) geeignet sind.

Images