DE102008022377B4 - Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Zwischendecks sowie Verfahren zur Herstellung eines Stangenkörpers für eine solche Stützstrebe - Google Patents

Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Zwischendecks sowie Verfahren zur Herstellung eines Stangenkörpers für eine solche Stützstrebe Download PDF

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Abstract

Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf (1) angeordneten Zwischendecks (2), umfassend einen hohlzylinderförmigen aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Stangenkörper (3), dessen beidseitige Enden als Befestigungsabschnitte zur lösbaren Befestigung am Flugzeugrumpf (1) oder am Zwischendeck (2) ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, dass der Stangenkörper (3) aus mindestens einer ersten Verstärkungslage (10a) aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°- oder 90°-Ausrichtung sowie mindestens einer zweiten Verstärkungslage (10b, 10c) aus einem Kohlefasergewebe mit einer höheren Anzahl von Kett- als Schussfäden in 0°-Ausrichtung der Kettfäden besteht, die gemeinsam mit Kunstharz einen kompakten Faserverbundwerkstoff bilden und eine äußere Verstärkungslage (10d) aus einem Glasfasergewebe als optischer Beschädigungsindikator des Stangenkörpers (3) vorgesehen ist.

Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft eine Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Zwischendecks, umfassend einen hohlzylinderförmigen aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Stangenkörper, dessen beidseitige Enden als Befestigungsabschnitt zur lösbaren Befestigung am Flugzeugrumpf oder am Zwischendeck ausgebildet sind. Die Erfindung umfasst daneben auch ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Stangenkörpers. Ferner ist ein Luftfahrzeug mit einem Flugzeugrumpf, in dem derartige Stützstreben verbaut sind, Gegenstand der Erfindung.
  • Luftfahrzeuge der hier interessierenden Art weisen mindestens ein quer durch einen Flugzeugrumpf verlaufendes Zwischendeck auf, um einen mehrstückigen Aufbau zu erhalten. In einem Verkehrsflugzeug ist ein solches Zwischendeck beispielsweise vorgesehen, um hierauf Fluggastsitze zu montieren, welche den oberen Bereich des Flugzeugrumpfes einnehmen. Dagegen wird der untere Bereich des Flugzeugrumpfes, also unterhalb des Zwischendecks, gewöhnlich als Laderaum genutzt. Insbesondere bei großvolumigen Flugzeugrümpfen sind die entsprechend großflächigen Zwischendecks zusätzlich gegenüber dem Flugzeugrumpf abzustützen, um eine hinreichende statische Stabilität zu erzielen. Zu diesem Zweck kommen die hier interessierenden zwischen dem mindestens einen Zwischendeck und dem Flugzeugrumpf lösbar angebrachten Stützstreben zum Einsatz.
  • Aus dem allgemeinen Stand der Technik ist bekannt, Stützstreben durch Umwickeln eines Dorns mit Kohlefaserfäden herzustellen, die in Epoxidharz eingebettet werden. Derartige Wicklungen erfolgen meist unter einem Winkel von ca. 45° bezüglich der Längsachse des Dorns und dann zur Erhöhung der Stabilität unter einem Winkel von ca. 70° bezüglich der Längsachse des Dorns. Nach dem Bewickeln des Dorns und Aushärten des Epoxidharzes kann der Dorn entfernt werden und es entsteht ein hohlzylinderförmiger Stangenkörper, der zu beiden Enden hin mit Ösenköpfen bestückt wird, um die beidseitige Befestigung seitens des Zwischendecks bzw. Flugzeugrumpfes zu ermöglichen.
  • Nachteilig bei derartigen Stangenkörpern erweist sich die herstellungsbedingte Abweichung der Faserorientierung vom optimalen Verlauf und führt damit zu dickeren Wandstärken in der Dimensionierung, welche zur Erzielung einer hinreichenden Knickstabilität erforderlich sind. Damit einhergehend besitzt der Stangenkörper ein vergleichsweise höheres Gewicht, welches im Flugzeugbau prinzipiell unerwünscht ist. Ein weiterer Nachteil derartig gefertigter Stangenkörper besteht darin, dass Stoßbeanspruchungen die Stabilität der Stützstrebe signifikant beeinträchtigen können. Bekannte Stützstreben sind damit vergleichsweise beschädigungsempfindlich. Außerdem ist das Erreichen der Brandfestigkeits-Eigenschaften materialbedingt problematisch oder oft nur durch Zusatzmaßnahmen wie Sonderlackierung erreichbar.
  • Auf dem technischen Gebiet sind die Dokumente DE 10 2007 011 621 A1 , DE 10 2006 058 377 A1 , DE 100 60 042 A1 , US 5 188 872 A und DE 100 25 628 A1 einschlägig.
  • Das Dokument DE 10 2006 019 123 A1 offenbart eine Bodenstruktur für einen Rumpf, insbesondere einen Flugzeugrumpf, mit: mehreren Querträgern (6; 61; 62; 63), denen jeweils mindestens eine erste Strebe (11; 21) und mindestens eine zweite Strebe (12; 22) für eine Anbindung des jeweiligen Querträgers (6; 61; 62; 63) an dem Rumpf zugeordnet sind; wobei die mindestens eine erste Strebe (11; 21) parallel zu einem ersten Richtungsvektor (111; 121) und die mindestens eine zweite Strebe (12; 22) parallel zu einem zweiten Richtungsvektors (112; 122) ausgerichtet sind. Die Projektionen des ersten Richtungsvektors (111; 121) und des zweiten Richtungsvektors (112; 122) auf die Rumpflängsrichtung (x) für eine Aufnahme einer in Rumpflängsrichtung (x) auf die Bodenstruktur einwirkenden Kraft unterscheiden sich durch die ersten und zweiten Streben.
  • Das Dokument JP 4201244 A offenbart, dass Stangenkörper aus einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45° oder 90° Ausrichtung aufgebaut werden kann, die gemeinsam mit Kunstharz einen kompakten Faserverbundwerkstoff bilden, wobei an den gleichen Stellen eine zweite Verstärkungslage aus einem Kohlefasergewebe zur Ausbildung des Stangenkörpers vorgesehen werden kann.
  • Es ist die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Stützstrebe zu schaffen, deren Stangenkörper sich durch eine leichtgewichtige Konstruktion bei gleichzeitig hoher Knickstabilität und Beschädigungsunempfindlichkeit sowie verbesserte Brandfestigkeitseigenschaften auszeichnet.
  • Die Aufgabe wird ausgehend von einer Stützstrebe gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1 in Zusammenhang mit dessen kennzeichnenden Merkmalen gelöst. Verfahrenstechnisch wird die Aufgabe durch Anspruch 6 gelöst. Die jeweils rückbezogenen abhängigen Ansprüche geben vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung wieder.
  • Die Erfindung schließt die technische Lehre ein, dass der Stangenkörper aus mindestens einer ersten Verstärkungslage aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°- oder 90°-Ausrichtung sowie mindestens einer zweiten Verstärkungslage aus einem Kohlefasergewebe mit einer höheren Anzahl von Kett- als Schussfäden in 0°-Ausrichtung besteht, die gemeinsam mit Kunstharz, vorzugsweise Epoxidharz, einen kompakten Faserverbundwerkstoff bilden.
  • Das zur Bildung der Verstärkungslagen verwendete Kohlefasergewebe kann entweder vollständig aus Kohlefaserfäden bestehen oder zumindest überwiegend Kohlefaserfäden enthalten. Bei der angegebenen 45°- oder 90°-Ausrichtung handelt es sich um den Verlauf der Kettfäden bezüglich der Längsachse des Stangenkörpers. Analog dasselbe gilt auch hinsichtlich der angegebenen 0°-Ausrichtung. Hier verlaufen die Kettfäden parallel zur Längsachse des Stangenkörpers. Das durch die Stapelbildung mit der mindestens einen ersten Verstärkungslage gemeinsam mit der mindestens einen zweiten Verstärkungslage entstehende Prepreggelege kann so aufgebaut sein, dass eine erste Verstärkungslage unmittelbar benachbart zu einer zweiten Verstärkungslage angeordnet wird oder mehrere erste Verstärkungslagen mit mehreren zweiten Verstärkungslagen u. a. kombiniert werden. Das erfindungsgemäß verwendete Prepreggelege zeichnet sich durch eine feine Kontenstruktur aus und ist im Endzustand vergleichsweise widerstandsfähiger gegen Schlagbelastung. Durch eine spezielle – im Nachfolgenden erläuterte – Herstellungsweise lässt sich die hohe Festigkeit bei relativ dünnen Wandstärken erreichen. Grundlage dieses Verfahrens ist ein wiederholtes thermisches Kompaktieren, welches den Setzweg des Materials reduziert und das Faltenrisiko beim Bewickeln des Domes sowie die Lunkerbildung reduziert sowie auch die gewählte Faserorientierung stabilisiert.
  • Gemäß einer die Erfindung verbessernden Maßnahme wird vorgeschlagen, dass zumindest eine äußere Verstärkungslage anstelle von Kohlefasergewebe aus einem Glasfasergewebe besteht. Gegenüber Kohlefasergewebe hat Glasfasergewebe die Eigenschaft, durch Schlagbeanspruchung hervorgerufene Beschädigungen in Form von Rissverläufen (Delamination) optisch besser erkennbar zu machen, was als optischer Beschädigungsindikator nutzbar ist. Somit lassen sich in einfacher Weise ohne zusätzliche aktive Sensoren oder aufwändigere NDT(Non Destructive Testing)-Maßnahmen – wie Ultraschallprüfung – Beschädigungen des Stangenkörpers feststellen. Außerdem bewirkt die äußere Glasgewebelage einen Schutz gegen galvanische Korrosion.
  • Vorzugsweise sollte jede Verstärkungslage mit mindestens je zwei radialen Umwicklungen ausgeführt werden, um eine ausreichende Gesamtstabilität zu erzeugen. Ganz bevorzugt sind zwei bis drei Umwicklungen. Die Umwicklungen können dabei durch einen Drehantrieb des Dorns erleichtert werden. Ebenfalls ist es denkbar, einen axial-spiraligen Lagenaufbau der unterschiedlichen Verstärkungslagen zu realisieren, um eine verbesserte Stabilität zu erzielen. Wichtig hierbei ist, dass die Faserorientierung von 45°-, 90°- bzw. 0°-Ausrichtung weitestgehend erhalten bleibt und übliche Toleranzbereiche von plus minus 10% nicht verlässt. Insoweit sind die erfindungsgegenständlichen Angaben hinsichtlich der Winkelausrichtung entsprechend toleranzfeldbehaftet zu interpretieren.
  • Der erfindungsgegenständliche Stangenkörper der Stützstrebe wird erfindungsgemäß hergestellt durch die mindestens einmalige Durchführung der folgenden Schritte:
    • a) Erstes Vorkompaktieren eines Prepreggeleges, wahlweise bei Raumtemperatur oder höherer Temperatur, bestehend aus mindestens einer ersten Verstärkungslage aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°- oder 90°-Ausrichtung sowie mindestens einer zweiten Verstärkungslage aus einem Kohlefasergewebe mit einer höheren Anzahl von Kett- als Schussfäden in 0°-Ausrichtung der Kettfäden, welche mit Kunstharz unter Presskraft verbunden werden,
    • b) Umwickeln eines vorzugsweise vorgewärmten Dornes zur Erzeugung eines Hohlzylinders mit dem aus den Verstärkungslagen bestehenden Prepreggelege mit mindestens zwei Umwicklungen,
    • c) Umwickeln des mit dem Prepreggelege belegten Dornes durch ein vorgespanntes thermoplastisches Gewebeband zum Zwischenkompaktieren.
  • Bevorzugt werden auf diese Weise zwei bis vier Prepreggelege durch wiederholte Durchführung der vorstehenden Schritte gebildet, um eine ausreichende Wandstärke bei gleichzeitig geringem Gewicht sicherzustellen. Jedes Mal wird das dem zweiten Zwischenkompaktieren dienende Gewebeband vorzugsweise vor dem nächsten Umwickeln des Dorns mit einem weiteren Prepreggelege wieder durch Abrollen entfernt, um möglichst dünne Wandstärken zu erzielen. Denn das Gewebeband trägt nicht zur Stabilität des Stangenkörpers bei, sondern dient lediglich während der Herstellung korsettartig der Erzeugung einer äußeren Gegenkraft. wenn sich das Material des innenliegenden Dorns temperaturerhöhungsbedingt ausdehnt, um so das gewünschte Kompaktieren zu bewirken. Gleichzeitig wird hierdurch der Faserverbundwerkstoff entlüftet und überschüssiges Kunstharz abgeführt. Wichtig ist, dass das Kompaktieren nicht eine vollständige Erstarrung des Kunstharzes zur Folge hat. Das vollständige Härten des Kunstharzes wird vielmehr im Zuge eines nachfolgend erläuterten Endbearbeitungsschritts erzielt. Nachdem alle Verstärkungslagen aufgebracht und zwischenkompaktiert sind, wird als abschließende Einzellage ein Glasfaserprepreg aufgebracht.
  • Die eine Volumenzunahme des Dornmaterials verursachende Temperaturerhöhung bei gleichzeitiger äußerer Einfassung durch das Gewebeband bewirkt wiederum, dass der Faserverbundwerkstoff entlüftet verdichtet, und überschüssiges Kunstharz abgeführt wird.
  • Das finale Härten des mit den Verstärkungslagen in vorstehend beschriebener Weise belegten Dorns erfolgt vorzugsweise gemäß der nachfolgenden Schritte:
    • g) Ein Berollen der letzten bzw. äußeren Verstärkungslage mit einer Abreißgewebelage und/oder einer perforierten Trennfolienlage zum Abführen überschüssigen Kunstharzes zwecks Verbesserung der Oberfläche wird durchgeführt,
    • h) wonach ein letztes Umwickeln durch ein vorgespanntes thermoplastisches Gewebeband erfolgt, wonach
    • i) ein Aushärten des Kunstharzes unter Temperaturerhöhung bei gleichzeitig finalem Kompaktierten durchgeführt wird.
  • Auf diese Weise wird sichergestellt, dass überschüssiges Kunstharz zur Maximierung der Stabilität zuverlässig abgeführt wird und sich insgesamt eine äußere Oberfläche entsprechender Güte ergibt. Dies ist Voraussetzung dafür, eventuelle Beschädigungen des Stangenkörpers besser sichtbar werden zu lassen.
  • Das finale Härten kann dabei in einem rechnergesteuerten Härteofen, mit oder ohne Drehvorrichtung durchgeführt werden.
  • Vorzugsweise wird nach dem Härten das Gewebeband sowie die Abreißgewebelage bzw. – falls vorhanden – auch die perforierte Trennfolienlage durch Abrollen von der letzten bzw. äußeren Verstärkungslage wieder entfernt, um den Stangenkörper der Stützstrebe montagefertig zu erhalten.
  • Nach dem Entformen, was im Wesentlichen das Entfernen des Dorns umfasst, wird der Stangenkörper auf Sollmaß abgelängt und es werden die Flächen für die Ösenkopfverklebung aktiviert.
  • Abschließend können beidseitig der offenen Enden des hohlzylinderförmigen Stangenkörpers Ösenköpfe aus einem Leichtmetall eingesteckt werden, welche im montierten Zustand vorzugsweise durch einen geeigneten Klebstoffstoff schlüssig fixiert werden. Über die Ösenköpfe erfolgt die lösbare Befestigung seitens des Flugzeugrumpfes und/oder des mindestens einen Zwischendecks des Flugzeugrumpfes mittels geeigneter Schraub- oder Bolzenmittel.
  • Weitere, die Erfindung verbessernde Maßnahmen werden nachstehend gemeinsam mit der Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigt:
  • 1 einen schematischen Querschnitt durch einen Flugzeugrumpf mit exemplarisch eingebauter Stützstrebe,
  • 2 eine Querschnittsansicht eines Stangenkörpers der Stützstrebe während des Herstellungsprozesses,
  • 3 eine perspektivische Ansicht zur Verdeutlichung des Herstellungszwischenschritts Vorkompaktieren eines Prepreggeleges,
  • 4 eine schematische Ansicht zur Verdeutlichung des Herstellungszwischenschritts Umwickeln eines ggf. vorgewärmten Domes mit dem Prepreggelege nach 3,
  • 5 eine schematische Ansicht zur Verdeutlichung des Herstellungszwischenschritts Zwischenkompaktieren mittels vorgespanntem Gewebeband,
  • 6 eine schematische Querschnittsdarstellung eines Stangenkörpers mit einem Schichtaufbau an Verstärkungslagen,
  • 7 eine perspektivische Darstellung des Herstellungszwischenschrittes Überrollen des Dorns mit äußeren Verstärkungslagen.
  • Gemäß 1 ist innerhalb eines Flugzeugrumpfes 1 ein Zwischendeck 2 eingezogen, welches etwa mittig mit einer einen Stangenkörper 3 umfassenden Stützstrebe abgestützt ist, die sich zwischen dem Zwischendeck 2 und dem Flugzeugrumpf 1 erstreckt und endseitig zur lösbaren Befestigung mit Ösenköpfen 4a und 4b versehen ist. Die beiden Ösenköpfe 4a und 4b sind aus Leichtmetall gefertigt und in den hohlzylinderförmigen Stangenkörper 3 eingesteckt. Die Fixierung in Montageposition erfolgt mittels Klebstoff.
  • Gemäß 2 ist der Stangenkörper 3 der Stützstrebe mehrschichtig aufgebaut und besteht in diesem Ausführungsbeispiel aus während der Herstellung um einen Aluminium-Dorn 5 gewickelten Prepreggelegen 6, deren Aufbau an nachfolgender Stelle näher erläutert werden wird. Um das aus mehreren Verstärkungslagen aus thermisch kompaktierten Faserverbundwerkstoff bestehende Prepreggelege 6 wird zum hier verdeutlichten finalen Härten eine Abreißgewebelage 7 und hierauf eine perforierte Trennfolienlage 8 zum Abführen überschüssigen Kunstharzes zwecks Verbesserung der Oberfläche aufgebracht. Außenseitig wird diese Anordnung durch ein vorgespanntes thermoplastisches Gewebeband 9 umwickelt, welches eine Ausdehnung bei Erhitzung des Dorns 5 nach außen hin unterbindet und somit für ein Kompaktieren des Prepreggeleges 6 sorgt.
  • Vor dem hier veranschaulichten finalen Härten des Kunstharzes unter Temperaturerhöhung zur Herstellung des Stangenkörpers 3 wird das Prepreggelege 6 nach folgendem Schichtaufbau erzeugt:
    Gemäß 3 wird ein mehrschichtiges Prepreggelege 6 erzeugt, indem eine erste Verstärkungslage 10a aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°-Ausrichtung mit zwei zweiten Verstärkungslagen 10b und 10c aneinander geschichtet wird, welche ebenfalls aus einem Kohlefasergewebe bestehen, jedoch eine höhere Anzahl von Kett- als Schussfäden aufweisen, wobei die Kettfäden in 0°-Ausrichtung angeordnet sind. Diese Verstärkungslagen 10a bis 10c werden gemeinsam mit Kunstharz zu einem kompaktierten Faserverbundwerkstoff unter Einwirkung einer Presskraft F bei Raumtemperatur verbunden, welcher das Prepreggelege 6 bildet.
  • Gemäß 4 wird das vorkompaktierte Prepreggelege 6 anschließend mit hier drei Umwicklungen um den vorgewärmten Dorn 5 gewickelt, um einen Hohlzylinder zu erzeugen.
  • Gemäß 5 wird der mit dem Prepreggelege 6 belegte Dorn 5 mit einem vorgespannten thermoplastischen Gewebeband 11 umwickelt. Die Vorspannung wird durch die Zugkraft Fz erzeugt und bewirkt ein Zwischenkompaktieren des Prepreggeleges 6.
  • Nach dem Zwischenkompaktieren wird das Gewebeband 11 durch Abrollen vom Prepreggelege 6 entfernt.
  • Die vorstehend geschilderte Herstellungssequenz wird anschließend drei weitere Male wiederholt.
  • Gemäß 6 besteht der so gefertigte Stangenkörper 3 aus insgesamt vier spiralförmig gerollten Prepreggelegen 6, 6', 6'' und 6'''. Dabei umfasst das letzte Prepreggelege 6''' eine äußere Verstärkungslage 10d aus einem Glasfasergewebe anstelle von Kohlefasergewebe, um einen optischen Beschädigungsindikator für den Stangenkörper 3 zu bilden.
  • Gemäß 7 ist auf dem Dorn 5 mit dem letzten Prepreggelege 6''' die äußere Lage 10d aus dem Glasfasergewebe gewickelt. Anschließend erfolgt ein Berollen dieser äußeren Verstärkungslage 10d mit einer Abreißgewebelage 7 sowie daran anschließend ein Berollen mit einer perforierten Trennfolienlage 8 zum Abführen überschüssigen Kunstharzes. In diesem Zustand ist das Kunstharz noch nicht ausgehärtet, so dass durch das Berollen mit der Abreißgewebelage 7 sowie der Trennfolienlage 8 die Oberfläche des Stangenkörpers 3 verbessert wird. Das finale Aushärten des Kunstharzes erfolgt unter weiterer Temperaturerhöhung bei gleichzeitigem finalen Kompaktieren innerhalb eines Härteofens.
  • Ist der Stangenkörper 3 ausgehärtet, so wird das Gewebeband 11 sowie die Abreißgewebelage 7 und die perforierte Trendfolienlage 8 durch Abrollen von der äußeren Verstärkungslage 10d wieder entfernt, so dass sich der montagefertige Stangenkörper 3 der Stützstrebe bildet. Nach dem Entformen wird der Stangenkörper auf Sollmaß abgelängt und die Flächen für die Ösenkopfverklebung aktiviert. Nach dem Einkleben der Ösenköpfe ist die Stützstrebe grundsätzlich gebrauchsfertig.
  • Bezugszeichenliste
    • 1
    Flugzeugrumpf
    2
    Zwischendeck
    3
    Stangenkörper
    4
    Ösenkopf
    5
    Dorn
    6
    Prepreggelege
    7
    Abreißgewebelage
    8
    Trennfolienlage
    9
    Gewebeband
    10
    Verstärkungslage
    11
    Gewebeband

Claims (11)

  1. Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf (1) angeordneten Zwischendecks (2), umfassend einen hohlzylinderförmigen aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Stangenkörper (3), dessen beidseitige Enden als Befestigungsabschnitte zur lösbaren Befestigung am Flugzeugrumpf (1) oder am Zwischendeck (2) ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, dass der Stangenkörper (3) aus mindestens einer ersten Verstärkungslage (10a) aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°- oder 90°-Ausrichtung sowie mindestens einer zweiten Verstärkungslage (10b, 10c) aus einem Kohlefasergewebe mit einer höheren Anzahl von Kett- als Schussfäden in 0°-Ausrichtung der Kettfäden besteht, die gemeinsam mit Kunstharz einen kompakten Faserverbundwerkstoff bilden und eine äußere Verstärkungslage (10d) aus einem Glasfasergewebe als optischer Beschädigungsindikator des Stangenkörpers (3) vorgesehen ist.
  2. Stützstrebe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkungslagen (10a–10c) mit mindestens je zwei Umwicklungen ausgeführt sind.
  3. Stützstrebe nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Umwicklungen der Verstärkungslagen (10a–10c) spiralförmig ausgeführt sind.
  4. Stützstrebe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die endseitigen Befestigungsabschnitte des hohlzylinderförmigen Stangenkörpers (3) aus hierin eingesteckten und stoffschlüssig fixierten Ösenköpfen (4a, 4b) aus einem Leichtmetall ausgeführt sind.
  5. Verfahren zur Herstellung eines Stangenkörpers (3) einer Stützstrebe nach einem der vorstehenden Ansprüche, umfassend die mindestens einmalige Durchführung der folgenden Schritte: a) Vorkompaktieren eines Prepreggeleges (6), bestehend aus mindestens einer ersten Verstärkungslage (10a) aus einem Kohlefasergewebe mit einer gleichen Anzahl von Kett- und Schussfäden in 45°- oder 90°-Ausrichtung sowie mindestens einer zweiten Verstärkungslage (10b, 10c), die aus einem Kohlefasergewebe mit einer höheren Anzahl von Kett- als Schussfäden in 0°-Ausrichtung der Kettfäden besteht, welche mit Kunstharz unter Presskraft bei Raumtemperatur oder höherer Temperatur verbunden werden, b) Umwickeln eines Dornes (5) zur Erzeugung eines Hohlzylinders mit dem aus den Verstärkungslagen (10a–10c) bestehenden Prepreggelege (6) mit mindestens zwei Umwicklungen, c) Umwickeln des mit dem Prepreggelege (6) belegten Domes (5) durch ein vorgespanntes thermoplastisches Gewebeband (11) zum Zwischenkompaktieren, um den Faserverbundwerkstoff zu entlüften und überschüssiges Kunstharz abzuführen.
  6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass nach dem thermischen Zwischenkompaktieren: d) das Gewebeband (11) durch Abrollen wieder entfernt wird.
  7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass zur Erzielung eines Schichtaufbaus von Verstärkungslagen (10a–10c) die Schritte a) bis d) mehrmals wiederholt werden.
  8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass auf das letzte Prepreggelege (6'''): f) eine äußere Verstärkungslage (10d) aus einem Glasfasergewebe als optischer Beschädigungsindikator des Stangenkörpers (3) aufgebracht wird.
  9. Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass zum finalen Kompaktieren und Härten des mit Prepreggelege (6) belegten Dorns (5): g) ein Berollen der letzten bzw. äusseren Verstärkungslage (10d) mit einer Abreissgewebelage (7) und/oder einer perforierten Trennfolienlage (8) zum Abführen überschüssigen Kunstharzes zwecks Absorbieren von Kunstharz und Verbesserung der Oberfläche durchgeführt wird, h) wonach ein letztes Umwickeln durch ein vorgespanntes thermoplastisches Gewebeband (9) erfolgt, wonach i) ein Aushärten des Kunstharzes unter Temperaturerhöhung bei gleichzeitig finalem Kompaktieren durchgeführt wird.
  10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass nach dem finalen Kompaktieren und Härten: j) das Gewebeband (11) sowie die Abreissgewebelage (7) bzw. die perforierte Trennfolienlage (8) durch Abrollen von der letzten bzw. äußeren Verstärkungslage (10d) wieder entfernt werden, um den Stangenkörper (3) der Stützstrebe zu erhalten.
  11. Luftfahrzeug mit einem Flugzeugrumpf (1), in dem mindestens ein Zwischendeck (2) angeordnet ist, welches mit senkrecht hierzu verlaufenden Stützstreben nach einem der vorstehenden Ansprüche 1 bis 4 stabilisiert ist.
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JP2009112093A JP5144584B2 (ja) 2008-05-06 2009-05-01 航空機の支柱用のロッドボディを製造するための方法
US12/435,543 US8328138B2 (en) 2008-05-06 2009-05-05 Supporting strut for supporting an intermediate deck that is arranged in an aircraft fuselage

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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008007838B4 (de) * 2008-02-07 2013-07-18 Airbus Operations Gmbh Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
FR2954210B1 (fr) * 2009-12-18 2012-06-15 Messier Dowty Sa Procede de fabrication d'une piece en materiau composite obtenue par depot de couches de fibres renforcantes plaquees sur un mandrin
JP5625397B2 (ja) * 2010-03-09 2014-11-19 セイコーエプソン株式会社 印刷装置
RU2434784C1 (ru) * 2010-05-19 2011-11-27 Открытое Акционерное Общество Центральная Компания Финансово-Промышленной Группы "Российский Авиационный Консорциум" Фюзеляж летательного аппарата
JP2013539843A (ja) * 2010-09-14 2013-10-28 パワー・ツリー・コープ 複合フライホイール
DE102010062682A1 (de) * 2010-12-09 2012-06-14 Robert Bosch Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Faserverbund-Aufnahmekörpers
US9352538B1 (en) * 2010-12-29 2016-05-31 Park Electrochemical Corporation Composite material structure and method of manufacturing same
GB201120227D0 (en) 2011-11-23 2012-01-04 Crompton Technology Group Ltd Composite material component
US20140054414A1 (en) * 2012-03-28 2014-02-27 Magellan Aerospace, Winnipeg A Division of Magellan Aerospace Limited Cable Cutting Device for Aircraft
US20140265050A1 (en) 2013-03-14 2014-09-18 Bell Helicopter Textron Inc. Multi-layer and Multi-fiber Orientation Compression Rolling Process
FR3033139B1 (fr) * 2015-02-27 2017-03-31 Faurecia Automotive Composites Procede de fabrication de profile creux en materiaux composites
JP6438832B2 (ja) * 2015-04-22 2018-12-19 Ｊｘｔｇエネルギー株式会社 パイプ成形体
EP3124218A1 (de) * 2015-07-29 2017-02-01 Airbus Operations, S.L. Monolithisches primäres strukturbauteil für ein flugzeug und verfahren zur herstellung davon
FR3059591B1 (fr) * 2016-12-06 2020-06-19 Airbus Operations Procede de fabrication d'un profile en matiere composite, comprenant une couche de resine pigmentee
CN115972614A (zh) * 2022-11-01 2023-04-18 上海骐杰碳素材料有限公司 一种宽幅板材预应力压制工艺

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04201244A (ja) * 1990-11-29 1992-07-22 Mitsubishi Electric Corp 繊維強化複合材製パイプ構造体とその製造方法
US5188872A (en) * 1989-06-15 1993-02-23 Fiberspar, Inc. Composite structural member with high bending strength
DE10025628A1 (de) * 2000-05-24 2001-11-29 Sgl Carbon Ag Abwickelbare Bauteile aus Faserverbundwerkstoffen, Verfahren zu deren Herstellung und deren Verwendung
DE10060042A1 (de) * 2000-12-02 2002-06-06 Inst Konstruktion Und Verbundb Faserverstärktes Verbundbauteil aus Metall- und Kunststoffteilen und Verfahren zu dessen Herstellung
DE102006019123A1 (de) * 2006-04-25 2007-10-31 Airbus Deutschland Gmbh Bodenstruktur für einen Rumpf
DE102006058377A1 (de) * 2006-12-08 2008-06-26 Airbus Deutschland Gmbh Samerstange zur strukturellen Verstärkung einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs
DE102007011621A1 (de) * 2007-01-22 2008-07-31 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung, insbesondere Samerstange, zur Aussteifung einer Rumpfzellenstruktur eines Luftfahrzeugs und/oder zur Befestigung eines Bauteils

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3879244A (en) * 1973-04-18 1975-04-22 Us Air Force Method of making high modulus graphite fiber reinforced tubes
US4413822A (en) * 1981-07-31 1983-11-08 American Sports Equipment Elastic core composite structure and method of making same
JPH06336B2 (ja) * 1989-02-09 1994-01-05 日東紡績株式会社 繊維強化プラスチック成形用プリフォーム及びその製造方法
DE4416506C2 (de) * 1994-05-10 1999-12-02 Daimler Chrysler Aerospace Passagierflugzeug
US5948257A (en) * 1996-05-03 1999-09-07 Hexcel Corporation Candle filter and method for making
JPH09300497A (ja) * 1996-05-16 1997-11-25 Toray Ind Inc 繊維強化プラスチック製大型柱状体
US5720246A (en) * 1996-07-23 1998-02-24 Minnesota Mining And Manufacturing Continuous fiber reinforced aluminum matrix composite pushrod
US6630231B2 (en) * 1999-02-05 2003-10-07 3M Innovative Properties Company Composite articles reinforced with highly oriented microfibers
ITMI20020486A1 (it) * 2001-04-03 2003-09-08 Eurocopter Deutschland Albero motore subcritico e procedimento per la sua fabbricazione in materiale composito con fibre

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5188872A (en) * 1989-06-15 1993-02-23 Fiberspar, Inc. Composite structural member with high bending strength
JPH04201244A (ja) * 1990-11-29 1992-07-22 Mitsubishi Electric Corp 繊維強化複合材製パイプ構造体とその製造方法
DE10025628A1 (de) * 2000-05-24 2001-11-29 Sgl Carbon Ag Abwickelbare Bauteile aus Faserverbundwerkstoffen, Verfahren zu deren Herstellung und deren Verwendung
DE10060042A1 (de) * 2000-12-02 2002-06-06 Inst Konstruktion Und Verbundb Faserverstärktes Verbundbauteil aus Metall- und Kunststoffteilen und Verfahren zu dessen Herstellung
DE102006019123A1 (de) * 2006-04-25 2007-10-31 Airbus Deutschland Gmbh Bodenstruktur für einen Rumpf
DE102006058377A1 (de) * 2006-12-08 2008-06-26 Airbus Deutschland Gmbh Samerstange zur strukturellen Verstärkung einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs
DE102007011621A1 (de) * 2007-01-22 2008-07-31 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung, insbesondere Samerstange, zur Aussteifung einer Rumpfzellenstruktur eines Luftfahrzeugs und/oder zur Befestigung eines Bauteils

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