DE102007046478A1 - Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge - Google Patents

Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge Download PDF

Info

Publication number
DE102007046478A1
DE102007046478A1 DE102007046478A DE102007046478A DE102007046478A1 DE 102007046478 A1 DE102007046478 A1 DE 102007046478A1 DE 102007046478 A DE102007046478 A DE 102007046478A DE 102007046478 A DE102007046478 A DE 102007046478A DE 102007046478 A1 DE102007046478 A1 DE 102007046478A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
aluminum alloy
sheet metal
sheet
longitudinal
metal laminate
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE102007046478A
Other languages
English (en)
Other versions
DE102007046478B4 (de
Inventor
Andreas Stephan
Carsten Paul
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Priority to DE102007046478A priority Critical patent/DE102007046478B4/de
Priority to DE102007063608A priority patent/DE102007063608B4/de
Priority claimed from DE102007063608A external-priority patent/DE102007063608B4/de
Priority to US12/126,173 priority patent/US7875333B2/en
Publication of DE102007046478A1 publication Critical patent/DE102007046478A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE102007046478B4 publication Critical patent/DE102007046478B4/de
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Blechlaminat 11, 32, 33, insbesondere zur Verwendung als Rumpfzellenhaut 2 mit einer Vielzahl von übereinander geschichteten dünnen Aluminiumlegierungsblechen 12-15, wobei jeweils zwei Aluminiumlegierungsbleche 12-15 durch eine Klebeschicht 16-19 zumindest bereichsweise miteinander verklebt sind und die Klebeschichten 16-19 jeweils mindestens eine unidirektionale, mit einem aushärtbaren Kunstharz imprägnierte Glasfasereinlage aufweist. Dadurch, dass das Blechlaminat 11, 32, 33 an mindestens einer Längskante mit einer integriert eingeklebten Löngslasche 21, 36, 37 ausgestattet ist, kann es auf einfache Art und Weise durch Verschweißen der Längslaschen 21, 36, 37 gefügt werden. Als Schweißverfahren findet bevorzugt der Reibrührschweißprozess Anwendung. Die Längslaschen 21, 36, 37 sind monolithisch mit einer gut schweißbaren Aluminiumlegierung gebildet. Ein zeit- und kostenintensives Zusammenfügen der Blechlaminate 11, 32, 33 mittels konventioneller Nietverfahren ist nicht mehr erforderlich. Die Reibrührschweißnähte 38 zeichnen sich im Vergleich zu konventionell genieteten Nähten durch eine außerordentlich gute Rissbildungsresistenz aus und erfordern keine aufwändigen Nietautomaten.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Blechlaminat, insbesondere zur Verwendung als Hautblech für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs, mit einer Vielzahl von übereinander geschichteten dünnen Aluminiumlegierungsblechen, wobei die Aluminiumlegierungsbleche jeweils durch eine Klebeschicht bevorzugt vollflächig miteinander verklebt sind und die Klebeschichten jeweils mindestens eine unidirektionale mit einem aushärtbaren Kunstharz, insbesondere mit einem aushärtbaren Epoxydharz, imprägnierte Glasfasereinlage aufweisen.
  • Im modernen Flugzeugbau werden zur Beplankung der Rumpfzelle verbreitet Hautbleche aus "Blechlaminaten" eingesetzt (so genanntes "GLARE®"). Bei der Herstellung derartiger Hautbleche werden dünne Aluminiumbleche übereinander geschichtet, die jeweils mit einer Klebeschicht miteinander verklebt sind. Jede Klebeschicht weist mindestens eine harzimprägnierte, unidirektionale Glasfasereinlage zur mechanischen Verstärkung auf.
  • Der gesamte Aufbau des Blechlaminats, bestehend aus abwechselnd übereinander geschichteten Aluminiumlegierungsblechen und dazwischen befindlichen Klebeschichten wird unter der Anwendung von Druck und Temperatur zu einem Blechlaminat im Autoklaven oder in einer beheizbaren Presse ausgehärtet. Diese Blechlaminate werden wie konventionelle Aluminiumlegierungsbleche weiter verarbeitet. Die Klebeschichten, die den Zusammenhalt der Aluminiumlegierungsbleche gewährleisten, sind bevorzugt mit Glasfasereinlagen gebildet, die mit einem aushärtbaren Epoxydharz imprägniert bzw. durchtränkt sind und eine Dicke von jeweils bis zu 0,5 mm aufweisen. Die Aluminiumlegierungsbleche weisen gleichfalls eine Materialstärke von jeweils bis zu 0,5 mm auf. Die Klebeschichten können darüber hinaus jeweils mindestens zwei Glasfasereinlagen mit unterschiedlichen Faserverlaufsrichtungen aufweisen. Alternativ können andere Arten von Fasereinlagen (zum Beispiel Kohle- oder Aramidfasern) in Kombination mit anderen Kunststoffen, wie zum Beispiel Polyester, BMI-Harzen oder Thermoplaste, zur Bildung der Klebeschichten dienen.
  • Durch das Verkleben der Laminatschichten untereinander entsteht ein mechanisch hoch belastbares, plattenförmiges Blechlaminat, das eine hohe Ermüdungsfestigkeit und eine geringe Rissausbreitungsgeschwindigkeit aufweist. Darüber hinaus ist das Blechlaminat durch eine hervorragende "Impact-"-Widerstandsfähigkeit gekennzeichnet.
  • Zur Herstellung der in etwa tonnenförmigen Rumpfzellenabschnitte werden verbreitet mindestens zwei unter der Verwendung von derartigen Blechlaminaten hergestellte Schalenteile entlang von mindestens zwei Längsnähten zusammengefügt. Üblich ist bei der Rumpfschalenfertigung die Halbschalen- oder die Viertelschalenfertigung. Das Zusammenfügen der Schalenteile erfolgt in der Regel unter Anwendung der bekannten Nietverfahren unter Bildung von überlappenden Längsnähten oder Stumpfnähten mit innenseitig angeordneten Verbindungslaschen. Mehrere Rumpfzellenabschnitte werden anschließend unter Bildung von umlaufenden Quernähten zur kompletten Flugzeugrumpfsektion zusammengefügt.
  • Das im Vergleich zu den konventionellen Nietverfahren erheblich weniger aufwändige Schweißen der Blechlaminate ist bislang nicht möglich, da die Glasfasereinlagen der Blechlaminate die Schweißnaht verunreinigen würden und zudem die hohe thermische Belastung im Bereich der Schweißnaht zu Delaminationen des Blechlaminats führen kann. Beide Effekte führen zu einer erheblichen Verringerung der mechanischen Belastbarkeit der hergestellten Längsnähte.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, ein Blechlaminat zu schaffen, das mit den bekannten Schweißverfahren und insbesondere mit dem Reibrührschweißverfahren, durch das eine außerordentlich hohe Güte der Schweißnaht gewährleistet ist, zusammen gefügt werden kann.
  • Diese Aufgabe wird durch ein Blechlaminat mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
  • Dadurch, dass mindestens ein Aluminiumlegierungsblech in Relation zu mindestens einem weiteren Aluminiumlegierungsblech eine abweichende Länge aufweist, um einen zumindest teilweise stufig angeschäfteten Kantenbereich auszubilden, wobei eine hierzu korrespondierend ausgebildete Längslasche mit dem angeschäfteten Kantenbereich verklebt ist,
    können die erfindungsgemäßen Blechlaminate mit konventionellen, insbesondere mit den bekannten Reibrührschweißverfahren zusammengefügt werden. Lediglich im Bereich der bevorzugt durch eine Klebeverbindung an den stufig angeschäfteten Kantenbereich angefügten Längslasche wird der eigentliche Schweißvorgang vollzogen, so dass die Schweißabwärme im Wesentlichen nur außerhalb des Blechlaminats entsteht, wodurch die Festigkeit beeinträchtigende Verunreinigungen des Nahtbildungsbereichs durch verbrennende Glasfasereinlagen und/oder etwaige temperaturbedingte Delaminationen ausgeschlossen sind.
  • Infolge des gestuft ausgebildeten Kantenbereichs des Blechlaminates sowie der hierzu korrespondierend ausgebildeten Kontur (möglichst genauer Formschluss) der bevorzugt aufgeklebten Längslasche ergibt sich ein inniger und mechanisch hochfester Verbund zwischen dem Blechlaminat und der schweißbaren Längslasche.
  • Zwischen der Längslasche und dem Kantenbereich besteht ein weitgehender Formschluss.
  • Das Auf- bzw. das Einkleben der Längslasche an den mindestens einen stufig "angeschäftet" ausgebildeten, das heißt in Stufen schräg verlaufenden Kantenbereich des Blechlaminats erfolgt bevorzugt während dessen Herstellungsprozess und insbesondere vor dem Pressen und der thermischen Aushärtung im Autoklaven oder einer beheizbaren Presse. Die einzelnen Stufen bzw. Absätze im Kantenbereich des Blechlaminats werden durch die übereinander und jeweils um eine Stufentiefe "zurückspringenden" Aluminiumlegierungsbleche gebildet. Der Kantenbereich kann eine von der gestuften Form abweichende Gestalt aufweisen. Beispielsweise können die übereinander geschichteten Aluminiumlegierungsbleche im Lagenstapel immer jeweils abwechselnd länger und kürzer ausgebildet sein.
  • Um die Festigkeit der Verbindung zwischen der durch Kleben angefügten Längslasche und dem Randbereich des Blechlaminates weiter zu erhöhen, kann die Längslasche mindestens einen Vorsprung bzw. eine "Nase" aufweisen, die zwischen zwei Lagen von Aluminiumlegierungsblechen eingeklebt wird.
  • Zum Anfügen der mindestens einen Längslasche an den angeschäfteten Kantenbereich des Blechlaminats wird bevorzugt dasselbe Kunstharz bzw. dasselbe aushärtbare Kunststoffmaterial eingesetzt, das auch zum Imprägnieren der Glasfasereinlagen in den Klebeschichten des Blechlaminats Verwendung findet. In der Regel wird es sich hierbei um ein aushärtbares Epoxydharz handeln.
  • Zur Begrenzung der Temperaturbelastung der Längslasche wird zum Zusammenfügen des erfindungsgemäß schweißbaren Blechlaminates bevorzugt das Reibrührschweißverfahren eingesetzt.
  • Eine vorteilhafte Ausgestaltung des Blechlaminats sieht vor, dass sich die Längslasche im Wesentlichen über den gesamten angeschäfteten Kantenbereich erstreckt. Hierdurch wird ein mechanisch hoch belastbarer Verbund der entlang von Längsnähten zur Bildung der Rumpfzellenhaut zusammen geschweißten Blechlaminate erreicht. Grundsätzlich können die Längslaschen an einer, zwei, drei oder vier Längskanten des Blechlaminats integriert werden.
  • Eine Fortbildung der Erfindung sieht vor, dass die durch Verkleben mit dem Blechlaminat integriert ausgebildete Längslasche mit einem gut schweißbaren Aluminiumlegierungsmaterial gebildet ist.
  • Hierdurch wird die leichte Verschweißbarkeit des erfindungsgemäßen Blechlaminates mit dem bevorzugt eingesetzten Reibrührschweißverfahren erreicht.
  • Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Blechlaminats sind in den weiteren Patentansprüchen dargelegt.
  • In der Zeichnung zeigt:
  • 1 Eine perspektivische Ansicht eines tonnenförmigen Rumpfzellenabschnitts,
  • 2 eine Querschnittsdarstellung durch einen Kantenbereich des erfindungsgemäßen Blechlaminats mit integrierter Längslasche,
  • 3 zwei mittels einer Reibrührschweißnaht zusammen gefügte erfindungsgemäße Blechlaminate,
  • 4 einen Schnitt A-A aus 1,
  • 5 eine Variante der Anordnung aus 4,
  • 6 einen Türausschnitt aus 1,
  • 7 einen Schnitt B-B aus 6, und
  • 8 einen Schnitt C-C aus 7.
  • In der Zeichnung weisen dieselben konstruktiven Elemente jeweils dieselbe Bezugsziffer auf.
  • Die 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Rumpfzellenabschnittes.
  • Der in der 1 dargestellte, im Wesentlichen tonnenförmige Rumpfzellenabschnitt 1 mit einer Rumpfzellenhaut 2 ist in der so genannten "Vierschalenbauweise" gefertigt, bei der eine Oberschale 3, zwei Seitenschalen 4, 5 sowie eine Unterschale 6 zur Bildung des Rumpfzellenabschnittes 1 entlang von vier Längsnähten 7 bis 10 durchgehend verbunden werden. Die Verbindung der Oberschale 3, der Seitenschalen 4, 5 sowie der Unterschale 6 erfolgt für den Fall, dass die Schalen mit einer Außenhaut aus Blechlaminaten (so genanntes "Glare®") gebildet sind, durch konventionelle Nietverfahren. Durch das Hintereinanderreihen mehrerer derartiger Rumpfzellenabschnitte wird eine komplette Rumpfzelle eines Flugzeugs gebildet, wobei die Verbindung der Rumpfzellenabschnitte untereinander jeweils entlang von umlaufenden Quernähten erfolgt.
  • Durch das erfindungsgemäß ausgebildete Blechlaminat ist es nun erstmals möglich, bei der Fertigung von Rumpfzellenabschnitten anstelle der bislang eingesetzten Nietverfahren zum Beispiel das Reibrührschweißverfahren zur Schaffung der Längsnähte 7 bis 10 einzusetzen, wodurch sich eine erhebliche Zeit- und Kostenersparnis ergibt. Zudem sind Reibrührschweißnähte weniger anfällig hinsichtlich der Ausbildung von Ermüdungsrissen, die bei genieteten Nähten bevorzugt im Lochleibungsbereich der Nietlöcher entstehen. Darüber hinaus lassen sich Reibrührschweißnähte mit relativ kompakten und leichtgewichtigen Anlagen ausführen, während die automatische Herstellung von langen Nietnähten aufgrund der beim Nieten auftretenden hohen Einpress- und Nietkräfte räumlich ausgedehnte und konstruktiv schwer dimensionierte Nietautomaten erfordert.
  • Die 2 illustriert eine schematische Querschnittsdarstellung eines Kantenbereichs eines erfindungsgemäßen Blechlaminats 11.
  • Das Blechlaminat 11 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel unter anderem mit vier übereinander geschichteten Aluminiumlegierungsblechen 12 bis 15 gebildet, die jeweils eine unterschiedliche Länge aufweisen. Die jeweilige "Länge" der Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 – jeweils in Bezug auf die senkrechte punktierte Hilfslinie – verringert sich im gezeigten Ausführungsbeispiel der 1 ausgehend von dem oberen Aluminiumlegierungsblech 12 in Stufen bis zum kürzesten Aluminiumlegierungsblech 15. Die Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 weisen bevorzugt eine Materialstärke in einem Bereich zwischen 0,1 mm und 0,5 mm auf.
  • Die Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 sind mittels der Klebeschichten 16 bis 19 miteinander zur Bildung des Blechlaminats 11 verklebt. Die Klebeschichten 16 bis 19 sind mit einer Schicht aus einem glasfaserverstärkten und aushärtbaren Kunstharz, insbesondere mit einem aushärtbaren Epoxydharz, gebildet. Jede Klebeschicht 16 bis 19 weist mindestens eine nicht näher dargestellte, bevorzugt unidirektional verlaufende Glasfasereinlage zur mechanischen Verstärkung auf. Für den Fall, dass in einer Klebeschicht 16 bis 19 mehr als eine unidirektionale Glasfasereinlage eingebettet ist, weisen die Glasfasereinlagen bevorzugt verschiedene Faserorientierungen auf. Die Faserorientierungen können erforderlichenfalls einer Hauptkraftflussrichtung folgend ausgebildet sein.
  • Erfindungsgemäß weisen die Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 in einem Kantenbereich 20 des Blechlaminats 11 jeweils im Vergleich zum benachbarten Aluminiumlegierungsblech eine geringere oder größere, d. h. abweichende Länge in Relation zu der senkrechten punktierten Bezugslinie auf, so dass der Kantenbereich 20 eine "angeschäftete", das heißt abgestuft schräg, pyramidenartig verlaufende Kontur aufweist. Die senkrecht verlaufende, punktierte Bezugslinie fällt in der 2 exemplarisch mit der nicht bezeichneten Kante des Aluminiumlegierungsblechs 15 zusammen. Grundsätzlich können die Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 im Kantenbereich 20 durch unterschiedliche Längen jede denkbare Kontur abbilden.
  • Eine mit diesem Kantenbereich 20 zu verklebende Längslasche 21 weist eine hierzu korrespondierend ausgebildete Oberflächenkontur auf, derart, dass sich die Längslasche 21 im Wesentlichen formschlüssig mit dem angeschäfteten Kantenbereich 20 des Blechlaminats 11 verkleben lässt. Insofern wird die Längslasche 21 zu einem integralen Bestandteil des Blechlaminats 11. Der Kantenbereich 20 des Blechlaminats 11 mit der integrierten Längslasche 21 weist demzufolge eine beidseitig ebene und praktisch "nahtfreie" Oberseite 22 bzw. Unterseite 23 auf.
  • Die Längslasche 21 ist im Kantenbereich 20 durch die Metallklebeschichten 24 bis 27 mit der Längslasche 21 verklebt. Die mit punktierten Linien dargestellten Metallklebeschichten 24 bis 27 sind bevorzugt mit demselben Epoxydharz wie die Klebeschichten 16 bis 19 gebildet, weisen im Unterschied zu den Klebeschichten 16 bis 19 keine Faserverstärkung bzw. Faserarmierung auf. Die Metallklebeschichten 24 bis 27 erstrecken sich bis zu einer Tiefe von 40 mm, ausgehend von den jeweiligen Außenkanten der Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 in das Blechlaminat 11 hinein.
  • Die Längslasche 21 ist monolithisch mit einem bevorzugt gut verschweißbaren Aluminiumlegierungsmaterial gebildet, das heißt sie weist im Gegensatz zum Blechlaminat 11 keine aus einem Kunststoff-Metallverbund bestehende Schichtstruktur auf. Die metallurgische Zusammensetzung des Aluminiumlegierungsmaterials für die Längslasche 21 wird bevorzugt so gewählt, dass es für alle Schweißverfahren und insbesondere für das Reibrührschweißverfahren gut geeignet ist. Für die Längslasche 21 kann, eine entsprechende Schweißbarkeit vorausgesetzt, dasselbe Legierungsmaterial wie für die Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 eingesetzt werden.
  • Eine Anzahl der Stufen, im gezeigten Ausführungsbeispiel beträgt diese Anzahl "Vier", in der Längslasche 21 entspricht im Allgemeinen der Anzahl der Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 im Schichtaufbau des Blechlaminats 11. Eine Höhe 29 der jeweiligen Stufe in der Längslasche 21 ist im Wesentlichen von der Materialstärke der Aluminiumlegierungsbleche 12 bis 15 – gegebenenfalls unter Einbeziehung der Dicke der Klebeschichten 16 bis 19 – abhängig. Eine Tiefe 30 der Längslaschenstufung entspricht den Längendifferenzen zwischen jeweils zwei benachbarten Aluminiumlegierungsblechen 12 bis 15 des Blechlaminats 11. Die Längslasche 21 erstreckt sich vorzugsweise (senkrecht zur Zeichenebene) über die gesamte Länge des Kantenbereichs 20 bzw. die Kantenlänge des Blechlaminats 11 hinweg.
  • Zur weiteren Verbesserung des mechanischen Interfaces zwischen dem Kantenbereich 20 des Blechlaminats 11 und der Längslasche 21 kann diese mindestens einen Vorsprung 28 bzw. eine Nase aufweisen, die im gezeigten Ausführungsbeispiel der 2 zwischen die Aluminiumlegierungsbleche 14,15 eingeklebt ist. Hierdurch kann es – bei einer entsprechenden Materialstärke des Vorsprungs 28 – im Kantenbereich 20 zu einer geringfügigen Aufdickung kommen.
  • Weiterhin ist es in Folge des Vorsprungs 28 erforderlich, einen sich durch die endseitige Aufspreizung der Aluminiumlegierungsbleche 14, 15 ergebenden Hohlraum durch einen Zwickel 31 definiert aufzufüllen.
  • Der Zwickel 31 wird bevorzugt mit demselben Epoxydmaterial gebildet, das auch für die Klebeschichten 16 bis 19 sowie die Metallklebeschichten 24 bis 27 Verwendung findet. Der Zwickel 31 kann durch Einlegen eines Epoxydharzfilms vor dem Pressvorgang des Blechlaminats erfolgen.
  • Durch das Vorhandensein des Vorsprungs 28, der mit den Aluminiumblechen 14, 15 "verschränkt" bzw. "verzahnt" ist, wird ein innigerer Verbund und eine hierdurch bedingt noch stärker belastbare mechanische Verbindung zwischen dem Kantenbereich 20 und der Längslasche 21 erreicht. Die Längslasche 21 kann erforderlichenfalls mehrere Vorsprünge aufweisen. Das erfindungsgemäße Blechlaminat 11 kann an einer, zwei, drei oder vier Längskanten mit einer integrierten Längslasche 21 entsprechend der Darstellung der 2 versehen sein.
  • Die 3 zeigt eine mittels Reibrührschweißen gebildete Längsnaht zwischen zwei erfindungsgemäßen Blechlaminaten.
  • Zwei Blechlaminate 32, 33 sind jeweils in Kantenbereichen 34, 35 mit einer integrierten Längslasche 36, 37 ausgestattet. Der Aufbau der Blechlaminate 32, 33 entspricht dem Aufbau des in der 2 detailliert dargestellten und beschriebenen Blechlaminats 11. Infolge der beiden integrierten Längslaschen 36, 37 ist es problemlos möglich, die beiden Blechlaminate ("Glare®"-Tafeln) durch eine konventionelle Reibrührschweißnaht 38 fest zusammenfügen.
  • Hierdurch können Rumpfzellenabschnitte (vgl. 1) in vorteilhafter Weise mit vorgefertigten Schalenbauteilen aus erfindungsgemäßen Blechlaminaten durch reibrührgeschweißte Längsnähte auf einfache Art und Weise zusammengefügt werden. Wenn die Blechlaminate allseitig mit integrierten Längslaschen versehen sind, können anschließend mehrere vorgefertigte Rumpfzellenabschnitte durch reibrührgeschweißte, umlaufende Quernähte zu kompletten Flugzeugrumpfzellen zusammen gefügt werden.
  • Die Reibrührverschweißbarkeit der erfindungsgemäßen Blechlaminate ermöglicht einen hohen Automatisierungsgrad der Rumpfzellenfertigung bei gleichzeitig verringerten Herstellungskosten und einer signifikant verbesserten Nahtqualität im Vergleich zu konventionell vernieteten Hautblechen.
  • Selbstverständlich können die Blechlaminate 32, 33 anstelle der Aluminiumlagen 12–15 auch Kohlenstofffaserkunststoff (CFK) – Lagen aufweisen, wobei dann auch die integrierten Länglaschen 36, 37 vorzugsweise aus Titan bzw. einer Titanlegierung, welche aus elektrochemischen Gründen in Verbindung mit CFK vorteilhaft sind, ausgebildet werden.
  • Weiterhin ist es natürlich möglich, die Längslaschen 36, 37 – unabhängig davon, ob sie aus Titan bzw. einer Titanlegierung oder Aluminium bzw. einer Aluminiumlegierung ausgebildet sind – miteinander zu vernieten. Dazu weisen die Längslaschen 36, 37 vorzugsweise korrespondierend zueinander gestufte Enden (siehe hierzu 5) auf, welche miteinander vernietet werden und dann eine im Wesentlichen glatte Oberfläche bilden.
  • 4 zeigt einen Schnitt A-A aus 1. Ein Endabschnitt 50 der Unterschale 6 weist ein Aluminiumblechlaminat 51 (z. B. "Glare®") auf, welches mit einem geschäfteten Ende 52 versehen ist, das durch Lagen (eine der Lagen ist beispielhaft mit dem Bezugszeichen 57 versehen) unterschiedlicher Länge gebildet ist. In das geschäftete Ende 52 ist ein korrespondierend geschäftetes Ende 53 einer Titanlasche 54 (damit sollen auch Laschen aus einer Titanlegierung mit umfasst sein) eingeklebt. Vorzugsweise verjüngt sich das korrespondierend geschäftete Ende 53 dabei treppenförmig von beiden Seiten zu seiner Mittelebene 59 hin. Die Titanlasche 54 ist an ihrem dem geschäfteten Ende 53 gegenüberliegenden Stoß 55 mit einem Stoß 56 einer weiteren Titanlasche 58 mittels einer Schweißnaht 62 verbunden. Die Schweißnaht 62 wird vorzugsweise mittels Reibrühr- oder Laserschweißens gebildet. Gegenüberliegend dem Stoß 56 weist die Titanlasche 58 ein geschäftetes Ende 63 auf, welches in einem korrespondierend geschäfteten Ende 64 eines CFK-Laminats 65 verklebt ist. Das CFK-Laminat 65 ist dabei Bestandteil eines Endabschnitts 66 der Seitenschale 9 (s. auch 1).
  • Somit lässt sich ein Rumpfzellenabschitt 1 mit einer Unterschale 6 aus einem Aluminiumblechlaminat 51 und Seitenschalen 4, 9 aus CFK-Laminat 65 herstellen. Da das Aluminiumblechlaminat 51 gegenüber dem CFK-Laminat 65 einen deutlich besseren Schutz gegen Brand – beispielsweise bei einer brennenden Kerosinlache auf dem Rollfeld – bietet, das CFK-Laminat 65 aber eine gegenüber dem Aluminiumblechlaminat 51 höhere Festigkeit aufweist, lässt sich somit ein insgesamt optimierter Rumpfzellenabschnitt 1 herstellen.
  • 5 zeigt eine Variante der Anordnung aus 4. Im Folgenden wird lediglich auf die Unterschiede zwischen der Anordnung aus 5 und der aus 4 eingegangen.
  • Anstelle der Titanlasche 54, siehe 4, wird eine Aluminiumlasche 67, siehe 5, verwendet, die mit einem treppenförmigen Endabschnitt 68 versehen ist, welcher den Stoß 55 ersetzt. Die Titanlasche 58 weist einen korrespondierend treppenförmigen Endabschnitt 69 auf, welcher mittels Nieten 70 mit dem Endabschnitt 68 verbunden ist.
  • Bei der Anordnung aus 5 liegt der Vorteil gegenüber der aus 4 darin, dass anstelle der teuren Titanlasche 53 eine kostengünstige Aluminiumlasche 67 verwendet werden kann. Da sich Aluminium und Titan (bzw. deren Legierungen) nur schwer zusammenschweißen lassen, wird die Verbindung zwischen den Laschen 67 und 58 bei der Anordnung aus 5 bevorzugt genietet. Selbstverständlich sind auch andere Befestigungsmittel, z. B. Schrauben, denkbar.
  • 6 zeigt einen Türausschnitt 80 aus 1, wobei die Seitenschale 5 mit Eckdopplern 81 in Eckbereichen 82 des Türausschnitts 80 und mit einem Kantenschutz 83 in Seitenbereichen 84 versehen ist.
  • 7 zeigt einen Schnitt B-B aus 6. Die Seitenschale 5 ist aus einem Aluminiumblech- oder Titanblechlaminat ausgebildet. Im Fall eines Aluminiumblechlaminats, wird ein türausschnittseitiges Ende 85 der Seitenschale 5 mit Titanlaschen 86 verstärkt. Die Titanlaschen 86 ersetzen dabei Enden von Aluminiumblechen 89 und sind abwechselnd mit Aluminiumblechen 87 angeordnet, wobei die Länge 88 der Titanlaschen 86 von innen nach außen abnimmt.
  • Innenseitig, also zur Rumpfmitte hin, ist an dem türausschnittseitigen Ende 85 ein Eckdoppler 81 vorgesehen, unabhängig davon, ob die Seitenschale 5 aus einem Aluminiumblech- oder Titanblechlaminat 96 ausgebildet ist. Der Eckdoppler 81 ist vorzugsweise aus einem Aluminiumblech- oder CFK-Laminat ausgebildet, wobei dieses mit Titanlagen 95 zwischen den Aluminium- bzw. CFK-Lagen verstärkt ist.
  • Weiter innenseitig ist ein Türrahmenspant 93 vorgesehen, wobei das türausschnittseitige Ende 85 und der Eckdoppler 81 mittels Nieten 94 an dem Türrahmenspant 93 befestigt ist. Die Nieten 94 erstrecken sich dabei durch die Lagen 87, 86, 96 und 95.
  • Damit ergibt sich ein Türausschnitt 80 mit sehr stabilen Eckbereichen 82.
  • Zusätzlich oder alternativ kann der Türanschnitt 80 mit einem Kantenschutz 83 vorgesehen sein, welcher in dem in 8 dargestellten Schnitt C-C aus 6 illustriert ist. Der Kantenschutz 83 weist eine Aluminium- oder Titanlasche 97, welche nach dem Vorbild aus 2 oder 4 an der Seitenschale 5 integriert befestigt ist. Die Seitenschale 5 ist dabei aus Aluminiumblech- oder CFK-Laminat ausgebildet. Die Lasche 97 ist direkt an dem Türrahmenspant 93 mittels Nieten 94, welche sich vorzugsweise auch durch wenigstens eine der Lagen 57 erstrecken, befestigt. Selbstverständlich können anstelle der Nieten 94 auch andere Befestigungsmittel, z. B. Schrauben, verwendet werden.
  • Der Stoß 55 der Lasche 97 stellt einen wirksamen Schutz beispielsweise gegen Gepäckstücke dar, welche versehentlich gegen den Seitenbereich 83 geschlagen werden. Ohne die Lasche 97 würde das Laminat im Seitenbereich 83 über kurz oder lang beschädigt werden, unter Umständen mit gefährlichen Folgen.
    • 1
    Rumpfzellenabschnitt
    2
    Rumpfzellenhaut
    3
    Oberschale
    4
    Seitenschale
    5
    Seitenschale
    6
    Unterschale
    7
    Längsnaht
    8
    Längsnaht
    9
    Längsnaht
    10
    Längsnaht
    11
    Blechlaminat
    12
    Aluminiumlegierungsblech
    13
    Aluminiumlegierungsblech
    14
    Aluminiumlegierungsblech
    15
    Aluminiumlegierungsblech
    16
    Klebeschicht
    17
    Klebeschicht
    18
    Klebeschicht
    19
    Klebeschicht
    20
    Kantenbereich
    21
    Längslasche
    22
    Oberseite (Blechlaminat)
    23
    Unterseite (Blechlaminat)
    24
    Metallklebeschicht
    25
    Metallklebeschicht
    26
    Metallklebeschicht
    27
    Metallklebeschicht
    28
    Vorsprung
    29
    Höhe (Stufung Längslasche)
    30
    Tiefe (Stufung Längslasche)
    31
    Zwickel (Hohlraum)
    32
    Blechlaminat
    33
    Blechlaminat
    34
    Kantenbereich
    35
    Kantenbereich
    36
    Längslasche
    37
    Längslasche
    38
    Reibrührschweißnaht
    50
    Endabschnitt
    51
    Aluminiumblechlaminat
    52
    Ende
    54
    Titanlasche
    55
    Stoß
    56
    Stoß
    57
    Lage
    58
    Titanlasche
    59
    Mittelebene
    62
    Schweißnaht
    63
    Ende
    64
    Ende
    65
    CFK-Laminat
    66
    Endabschnitt
    67
    Aluminiumlasche
    68
    Endabschnitt
    69
    Endabschnitt
    80
    Türausschnitt
    81
    Eckdoppler
    82
    Eckbereich
    83
    Kantenschutz
    84
    Seitenbereich
    85
    Ende
    86
    Titanlasche
    87
    Aluminiumblech
    88
    Länge
    89
    Aluminiumblech
    93
    Türrahmenspant
    94
    Niet
    95
    Titaneinlage
    96
    Laminat
    97
    Lasche

Claims (6)

  1. Blechlaminat (11, 32, 33), insbesondere zur Verwendung als Hautblech für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs, mit einer Vielzahl von übereinander geschichteten dünnen Aluminiumlegierungsblechen (12–15), wobei die Aluminiumlegierungsbleche (12–15) jeweils mit einer Klebeschicht (16–19) zumindest bereichsweise miteinander verklebt sind und die Klebeschichten (16–19) jeweils mindestens eine unidirektionale mit einem aushärtbaren Kunstharz, insbesondere mit einem aushärtbaren Epoxydharz, imprägnierte Glasfasereinlage aufweisen, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Aluminiumlegierungsblech (12–15) in Relation zu mindestens einem weiteren Aluminiumlegierungsblech (12–15) eine abweichende Länge aufweist, um einen zumindest teilweise stufig angeschäfteten Kantenbereich (20, 34, 35) auszubilden, wobei eine hierzu korrespondierend ausgebildete Längslasche (21, 36, 37) mit dem angeschäfteten Kantenbereich (20, 34, 35) durch Metallklebeschichten (24–27) verbunden ist.
  2. Blechlaminat (11, 32, 33) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Längslasche (21, 36, 37) im Wesentlichen über eine Gesamtlänge des angeschäfteten Kantenbereichs (20, 34, 35) hinweg erstreckt.
  3. Blechlaminat (11, 32, 33) nach Patentanspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Längslasche (21, 36, 37) mit einem monolithischen Aluminiumlegierungsmaterial gebildet ist, das durch Reibrührschweißen mit weiteren Bauteilen, insbesondere mit mindestens einem weiteren Blechlaminat (11, 32, 33), insbesondere zu einem in etwa tonnenförmigen Rumpfzellenabschnitt (1) eines Flugzeugs unter Bildung mindestens einer Längsnaht (7– 10), zusammenfügbar ist.
  4. Blechlaminat (11, 32, 33) nach einem der Patentansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Längslasche (21, 36, 37) zumindest abschnittsweise mindestens einen Vorsprung (28) aufweist, der zwischen zwei Aluminiumlegierungsblechen (12–15) unter Bildung mindestens eines Zwickels (31) eingeklebt ist, um den mechanischen Verbund zwischen der Längsla sche (21, 36, 37) und dem Blechlaminat (11, 32, 33) zu verbessern.
  5. Blechlaminat (11, 32, 33) nach einem der Patentansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Längslasche (21, 36, 37) im Wesentlichen bündig und nahtfrei an das Blechlaminat (11, 32, 33) anschließt.
  6. Blechlaminat (11, 32, 33) nach einem der Patentansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Längslasche (21, 36, 37) bereits während des Zusammenfügens der Aluminiumlegierungsbleche (12–15) mittels der Metallklebeschichten (24–27) mit dem mindestens einen Kantenbereich (20, 34, 35) verklebt wird.
DE102007046478A 2007-05-23 2007-09-28 Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge Expired - Fee Related DE102007046478B4 (de)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007046478A DE102007046478B4 (de) 2007-05-23 2007-09-28 Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge
DE102007063608A DE102007063608B4 (de) 2007-05-23 2007-09-28 Verbund und Rumpfzellenabschnitt mit einem derartigen Verbund
US12/126,173 US7875333B2 (en) 2007-05-23 2008-05-23 Laminate sheet, in particular for fuselage skin sheets for aircrafts

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007024368.7 2007-05-23
DE102007024368 2007-05-23
DE102007046478A DE102007046478B4 (de) 2007-05-23 2007-09-28 Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge
DE102007063608A DE102007063608B4 (de) 2007-05-23 2007-09-28 Verbund und Rumpfzellenabschnitt mit einem derartigen Verbund

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE102007046478A1 true DE102007046478A1 (de) 2008-11-27
DE102007046478B4 DE102007046478B4 (de) 2012-08-02

Family

ID=39877305

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE102007046478A Expired - Fee Related DE102007046478B4 (de) 2007-05-23 2007-09-28 Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE102007046478B4 (de)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009018151A1 (de) 2009-04-21 2010-10-28 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Fügen eines Metallkörpers mit einem Kunststoffkörper
DE102009056995A1 (de) 2009-12-04 2011-06-09 Eads Deutschland Gmbh Längsnahtverbindung zwischen Rumpfschalen
DE102010048365A1 (de) 2010-10-13 2012-04-19 Airbus Operations Gmbh Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde
EP2765078A1 (de) * 2013-02-08 2014-08-13 Airbus Operations GmbH Fahrzeug mit einer Haut
DE102015005407A1 (de) * 2015-04-29 2016-11-03 Airbus Defence and Space GmbH Rührreibschweißen von Thermoplasten
EP2682340A3 (de) * 2012-07-02 2018-01-03 The Boeing Company Verbinden von Verbundwerkstoffrumpfabschnitten entlang von Fensterbändern
US20210237845A1 (en) * 2020-01-30 2021-08-05 Bell Textron Inc. Isogrid patterns for structural aircraft panels

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008041172B9 (de) * 2008-08-12 2014-03-13 Airbus Operations Gmbh Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4156054A (en) * 1978-03-09 1979-05-22 Swiss Aluminium Limited Bonded assembly and method for obtaining same
US5160771A (en) * 1990-09-27 1992-11-03 Structural Laminates Company Joining metal-polymer-metal laminate sections
JP4262782B2 (ja) * 1997-05-28 2009-05-13 ストラクチユアル・ラミネイツ・カンパニー ラミネートの製造方法およびその方法によって得られるラミネート
FR2771331B1 (fr) * 1997-11-21 2000-08-04 Aerospatiale Panneau en materiau composite a bordures et/ou surface exterieure protegees des chocs ou de l'erosion et procedes de fabrication d'un tel panneau
NL1024076C2 (nl) * 2003-08-08 2005-02-10 Stork Fokker Aesp Bv Werkwijze voor het vormen van een laminaat met een uitsparing.

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009018151A1 (de) 2009-04-21 2010-10-28 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Fügen eines Metallkörpers mit einem Kunststoffkörper
DE102009056995A1 (de) 2009-12-04 2011-06-09 Eads Deutschland Gmbh Längsnahtverbindung zwischen Rumpfschalen
US9469084B2 (en) 2010-10-13 2016-10-18 Airbus Operations Gmbh Sheet entity and an aircraft fuselage with a sheet entity of this type
DE102010048365A1 (de) 2010-10-13 2012-04-19 Airbus Operations Gmbh Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde
WO2012049021A1 (en) 2010-10-13 2012-04-19 Airbus Operations Gmbh A sheet entity and an aircraft fuselage with a sheet entity of this type
DE102010048365B4 (de) * 2010-10-13 2012-08-23 Airbus Operations Gmbh Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde
EP2682340A3 (de) * 2012-07-02 2018-01-03 The Boeing Company Verbinden von Verbundwerkstoffrumpfabschnitten entlang von Fensterbändern
DE102013202084A1 (de) * 2013-02-08 2014-08-14 Airbus Operations Gmbh Fahrzeug mit einer Beplankung
EP2765078A1 (de) * 2013-02-08 2014-08-13 Airbus Operations GmbH Fahrzeug mit einer Haut
DE102015005407A1 (de) * 2015-04-29 2016-11-03 Airbus Defence and Space GmbH Rührreibschweißen von Thermoplasten
US10456985B2 (en) 2015-04-29 2019-10-29 Airbus Defence and Space GmbH Friction stir welding of thermoplastics
US20210237845A1 (en) * 2020-01-30 2021-08-05 Bell Textron Inc. Isogrid patterns for structural aircraft panels
US11577815B2 (en) * 2020-01-30 2023-02-14 Textron Innovations Inc. Isogrid patterns for structural aircraft panels

Also Published As

Publication number Publication date
DE102007046478B4 (de) 2012-08-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102007063608B4 (de) Verbund und Rumpfzellenabschnitt mit einem derartigen Verbund
DE102007046478B4 (de) Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge
EP1912759B1 (de) Verfahren zum verbinden von mindestens zwei flächengebilden, insbesondere von mindestens zwei metallblechen für eine leichtbaustruktur sowie verbindung und leichtbaustruktur
DE102007029500B4 (de) Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil
DE10007995C2 (de) Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils
DE102006026169B4 (de) Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102008013365B4 (de) Querstoßverbindung zwischen zwei Rumpfsektionen
EP1166950A2 (de) Strukturbauteil für ein Flugzeug
DE102014106743B4 (de) Strömungskörper mit einem darin integrierten Lasteinleitungselement, Verfahren zum Herstellen eines Strömungskörpers und Flugzeug mit einem solchen Strömungskörper
DE102007044387B4 (de) Verfahren zur Herstellung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs
EP2668087B1 (de) Diagonalstrebenvorrichtung, verfahren zu ihrer herstellung und mittels diagonalstrebenvorrichtung verstärkter kraftfahrzeugunterboden
DE102006026170B4 (de) Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
EP1393893B1 (de) Leichtbaustruktur aus metallischen Schichtwerkstoffen
EP1666354B1 (de) Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale
DE102010054097A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Metall-Faserverbund-Bauteiles
WO2010031372A1 (de) Verbindungen zwischen einem monolithischen metallbauteil und einem endlos faserverstärkten laminatbauteil sowie verfahren zur herstellung derselben
DE102009031838A1 (de) Trägerteil
DE102006057255A1 (de) Verfahren zur Reparatur der Außenbeplankung einer Flugzeugstruktur und Flugzeugstruktur mit reparierter Außenplankung
DE102006026538B4 (de) Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente und Verfahren zur Herstellung einer Verklebung zweier Strukturelemente
DE102008041172B4 (de) Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen
DE102016124966A1 (de) Bauteilstruktur und Verfahren zur Herstellung derselben
DE102006060360B4 (de) Rumpfsektion zur Bildung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs
DE102011004844A1 (de) Türrahmenverbund, Rumpfabschnitt sowie Luft- oder Raumfahrzeug
WO2009047665A1 (de) Versteifungsprofil für flugzeugstrukturen
DE102008001725B4 (de) Verfahren zur Herstellung einer Rumpfsektion für ein Flugzeug

Legal Events

Date Code Title Description
AH Division in

Ref document number: 102007063608

Country of ref document: DE

Kind code of ref document: P

OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8127 New person/name/address of the applicant

Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE

R018 Grant decision by examination section/examining division
R020 Patent grant now final

Effective date: 20121103

R119 Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee