DE102008041172A1 - Leichtbaustruktur - Google Patents
Leichtbaustruktur Download PDFInfo
- Publication number
- DE102008041172A1 DE102008041172A1 DE102008041172A DE102008041172A DE102008041172A1 DE 102008041172 A1 DE102008041172 A1 DE 102008041172A1 DE 102008041172 A DE102008041172 A DE 102008041172A DE 102008041172 A DE102008041172 A DE 102008041172A DE 102008041172 A1 DE102008041172 A1 DE 102008041172A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- component
- joining
- thickness
- area
- lightweight structure
- 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
Links
- 238000005304 joining Methods 0.000 title claims abstract description 56
- 238000003466 welding Methods 0.000 title claims abstract description 48
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 238000003756 stirring Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 230000008569 process Effects 0.000 title claims abstract description 19
- 230000004927 fusion Effects 0.000 title claims abstract description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 title abstract description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 10
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 2
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 abstract 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 12
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004826 seaming Methods 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 238000013019 agitation Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000002146 bilateral effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
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
- B64C1/068—Fuselage sections
- B64C1/069—Joining arrangements therefor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K9/00—Arc welding or cutting
- B23K9/23—Arc welding or cutting taking account of the properties of the materials to be welded
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
- B23K20/12—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding
- B23K20/129—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding specially adapted for particular articles or workpieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
- B23K20/22—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating taking account of the properties of the materials to be welded
- B23K20/233—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating taking account of the properties of the materials to be welded without ferrous layer
- B23K20/2336—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating taking account of the properties of the materials to be welded without ferrous layer both layers being aluminium
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
- B23K26/20—Bonding
- B23K26/21—Bonding by welding
- B23K26/24—Seam welding
- B23K26/26—Seam welding of rectilinear seams
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
- B23K26/20—Bonding
- B23K26/32—Bonding taking account of the properties of the material involved
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K33/00—Specially-profiled edge portions of workpieces for making soldering or welding connections; Filling the seams formed thereby
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/08—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of welds or the like
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
- B23K2101/006—Vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
- B23K2101/18—Sheet panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
- B23K2103/08—Non-ferrous metals or alloys
- B23K2103/10—Aluminium or alloys thereof
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
- B23K2103/50—Inorganic material, e.g. metals, not provided for in B23K2103/02 – B23K2103/26
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/01—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening elements specially adapted for honeycomb panels
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Offenbart ist eine Leichtbaustruktur, insbesondere für ein Flugzeug, die aus einer Vielzahl von mittels Schweißfügeverfahren verbindbaren Bauteilen gebildet ist. Erfindungsgemäß weist die Leichtbaustruktur eine im Fügebereich der zumindest einen Schweißverbindung gegenüber einer Dicke t1 des Bauteiles außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke t2 auf.
Description
- Die Erfindung betrifft eine Leichtbaustruktur, insbesondere für ein Flugzeug, die aus einer Vielzahl von mittels Schweißfügeverfahren verbindbaren Bauteilen gebildet ist.
- Bei der derzeitigen Fertigung von großflächigen Strukturbauteilen, beispielsweise Rumpfschalen für Flugzeuge, werden Hautbleche bzw. Hautfelder maximal möglicher Größe zur Herstellung der Rumpfstruktur verwendet, um die Anzahl der Längs- und Querverbindungen und damit das Strukturgewicht des Flugzeugrumpfes zu minimieren. Die Hautbleche werden durch Anbringen von Stringern und Spantsegmenten zu Schalen und anschließend zu Sektionen zusammengefügt, die abschließend mittels einer Querverbindung zu der Rumpfstruktur verbunden werden, wobei als Fügeverfahren neben dem Nieten und Kleben auch Schweißverfahren, wie insbesondere das Reibrührschweißen (s. g. ”Friction Stir Welding”, FSW), eingesetzt werden, um durch Wegfall der Befestigungselemente eine Gewichtsreduzierung der Strukturbauteile bei verringertem fertigungstechnischem Aufwand zu erreichen.
- Derartige Reibrührschweißvorrichtungen weisen einen Reibrührschweißkopf mit einem um seine Längsachse drehenden, einseitig oder beidseitig des Werkstückes eine Werkzeugschulter aufweisenden Schweißstift auf. Infolge der durch die Rotation des Schweißstiftes und des Schulterwerkzeuges erzeugten Reibungswärme wird das Material im Nahtbildungsbereich plastifiziert, wobei der rotierende Schweißstift die Verrührung, und damit eine Vermischung des Materials der Bauteile bewirkt. Die Werkzeugschultern ermöglichen eine einseitige oder beidseitige Glättung der Nahtoberfläche in einem Arbeitsgang. Um eine ausreichende Festigkeit in den Fügebereichen, d. h. im Bereich der Längs- und Querschweißnähte zu gewährleisten, ist eine entsprechend den Strukturbelastungen dimensionierte Blechdicke der Hautbleche erforderlich, so dass derartige Strukturbauteile ein hohes Strukturgewicht aufweisen.
- Fertigungstechnisch ist ferner nachteilig, dass beim Zusammentreffen einer Quernaht mit einer Überlapp-Längsnaht ein Dickensprung entsteht, der nicht mittels einer Reibrührschweissnaht überbrückbar ist.
- Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Leichtbaustruktur zu schaffen, bei der eine hohe mechanische Festigkeit bei minimalem Strukturgewicht und fertigungstechnischem Aufwand ermöglicht ist.
- Diese Aufgabe wird durch eine Leichtbaustruktur mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
- Die erfindungsgemäße Leichtbaustruktur, insbesondere für ein Flugzeug, ist aus einer Vielzahl von mittels Schweißfügeverfahren verbindbaren Bauteilen gebildet. Erfindungsgemäß weist die Leichtbaustruktur im Fügebereich der zumindest einen Schweißverbindung eine gegenüber einer Dicke des Bauteiles außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke auf. Der Dickenverlauf wird vorzugsweise entsprechend dem Lastverlauf der Leichtbaustruktur ausgebildet, so dass eine, den hohen Ansprüchen an die Verbindungsqualität, insbesondere in der Luftfahrt, entsprechende Verbindung erreicht wird. Aufgrund der im Fügebereich an die Beanspruchung angepassten Bauteildicke, wird eine gewichtsoptimierte Struktur hoher Festigkeit ermöglicht. Dadurch sind gegenüber dem Stand der Technik großflächige Leichtbaustrukturen in der Montage, insbesondere in der so genannten ”Major Component Assembly” (MCA) und ”Final Assembly Line” (FAL) möglich.
- Gemäß einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist zumindest ein Bauteil im Fügebereich der Schweißverbindung mit einer gegenüber einer Blechdicke des Bauteiles außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerten Blechdicke versehen.
- Bei einer konkreten Ausführungsform ist die Schweißverbindung als eine Schweißstumpfnaht ausgebildet, wobei die zu verbindenden Bauteile eine gegenüber einer Blechdicke des Bauteiles außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Blechdicke aufweisen. Vorzugsweise ist die Blechdicke der Bau teile im Fügebereich identisch ausgebildet, so dass eine bündige Anlage erreicht wird.
- Die Schweißverbindung kann alternativ oder zusätzlich zumindest eine Überlappungsnaht aufweisen.
- Die Bauteile sind zur Ausbildung einer lastabhängigen Blechdicke vorzugsweise aus mehreren Blechen unterschiedlicher Dicke zusammengesetzt (”Tailored Blank”). Diese Lösung hat den Vorteil, dass die Bauteile nicht fertigungstechnisch aufwendig auf die gewünschte Blechdicke abgetragen werden müssen, um ein gewichtsoptimiertes Strukturbauteil zu erreichen.
- Die Bauteile weisen bei einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel einen stufenförmigen Dickenverlauf auf, wobei die Blechdicke in Abhängigkeit der jeweiligen Last ortsabhängig ausgebildet ist.
- Die Bauteile bilden erfindungsgemäß besonders bevorzugt ein Hautfeld einer Flugzeugrumpfstruktur aus, wobei Profilteile wie Stringer und/oder Spante zur Verstärkung des Hautfeldes aufbringbar sind. Hierbei wird es besonders bevorzugt, wenn sich der Bereich mit vergrößerter Blechdicke bis in einen Verbindungsbereich der Profilteile erstreckt. Die Spante sind mittels Verbindungsclips oder aufgrund des an die Belastung angepassten Dickenverlaufs der Hautbleche direkt an dem Hautfeld fixierbar.
- Bei einem alternativen Ausführungsbeispiel wird die im Fügebereich vergrößerte Bauteildicke der Leichtbaustruktur durch zumindest ein Verstärkungsblech zur Ausbildung eines zusätzlichen Lastpfades erreicht. Als fertigungstechnisch besonders vorteilhaft hat es sich hierbei erwiesen, wenn die zu fügenden Bauteile im Fügebereich in einer gemeinsamen Ebene angeordnet sind, wobei das Verstärkungsblech die Endabschnitte der Bauteile zumindest abschnittsweise überlappt und mittels einer Schweißverbindung mit diesen verbunden ist. Die Hautbleche können hierbei beabstandet zueinander angeordnet sein, so dass ein toleranzkompensierendes Querstosskonzept erreicht wird.
- Das zumindest eine Verstärkungsblech ist vorzugsweise als ein im Bereich der Stringerenden zurückgesetztes, die Stringerenden abschnittsweise umgreifendes Kammblech ausgebildet. Die Geometrie des Kammbleches ermöglicht einen Toleranzausgleich für die Quernaht ohne dabei die Nullausrichtung der Stringerenden verändern zu müssen, bzw. Verbindungselemente (Stringerkupplungen) zu verwenden. Die Kammbleche bilden einen Lastpfad aus und ermöglichen dadurch ein Auslaufen der Stringer vor dem Nahtbereich. Somit kann im Sektionsstoß auf eine Kupplung der Stringerenden mittels Verbindungselementen verzichtet werden. Zusätzlich können die Stringerenden einzelner oder aller gegenüberliegend angeordneter Stringer mittels Verbindungselementen verbunden sein. Dadurch kann eine nochmals verbesserte Bauteilfestigkeit und Ausfallsicherheit erreicht werden.
- Erste Bauteile bilden bei einem konkreten Ausführungsbeispiel der Erfindung zumindest eine innere Blechhaut und zweite Bauteile eine äußere Blechhaut aus, die über eine als genietete, geklebte oder geschweißte Überlappungsverbindung ausgebildete Längsverbindung zu einer Sektion zusammengefügt sind. Die Sektionen sind vorzugsweise über eine als Schweißstumpfnaht ausgebildete Quernaht verbindbar, wobei der Fügebereich der ersten Blechhaut derart zurückgesetzt ist, dass die zweite Blechhaut im Wesentlichen bis zu einer Abschlusskante schweißbar ist. Vorzugsweise sind die äußeren Hautbleche im Bereich der Quernaht jeweils mit einer Ausklinkung versehen, die sich von einer Außenkante über die Abschlusskante der inneren Hautbleche erstreckt, so dass die Quernaht im Bereich der inneren Hautbleche unabhängig von der Quernaht der äußeren Hautbleche ausgebildet werden kann.
- Fertigungstechnisch kann besonderes vorteilhaft eine Reibrührschweißvorrichtung mit zwei Werkzeugschultern (”Bobbin-Tool”) zum Fügen der Rumpfsektionen verwendet werden, die auf beiden Seiten der Leichtbaustruktur eine im Wesentlichen glatte Oberfläche erzeugt. Die Entnahme des zweischultrigen Reibschweißwerkzeuges nach der Bearbeitung kann vorteilhaft über die von den Ausklinkungen gebildete Ausnehmung erfolgen, so dass keine weiteren Durchbrüche erforderlich sind. In dem Bereich der Ausklinkungen ist vorzugsweise zumindest ein Dopplerblech zur Abdeckung der Ausnehmung vorgesehen.
- Erfindungsgemäß wird das Reibrührschweißen besonders bevorzugt, da Reibrührschweißverbindungen im Nahtbereich eine nahezu optimale Gefügestruktur aufweisen, die mit den ursprünglichen Materialeigenschaften der noch nicht gefügten Bauteile vergleichbar ist. Die Verbindung von Bauteilen mittels Reibrührschweißen ermöglicht daher die Herstellung von mechanisch hochbelastbaren Strukturen. Alternativ oder zusätzlich können Laserstrahlschweißverfahren und/oder Schmelzschweißverfahren verwendet werden.
- Sonstige vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Bestandteil der weiteren Unteransprüche.
- Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematischer Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:
-
1 Eine als Rumpfstruktur für Flugzeuge ausgebildete Leichtbaustruktur gemäß einem ersten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel, -
2 eine Schnittdarstellung der Rumpfstruktur aus1 im Bereich der auf Stoß verbundenen Sektionen, -
3 eine Schnittdarstellung von durch Reibrührschweißen entlang ihrer Längskanten verbundener Bauteile gemäß einem alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung, -
4 eine Draufsicht auf die Rumpfstruktur aus1 im Bereich der Quernaht und die Hautbleche verbindenden Längsverbindungen, -
5 eine Draufsicht einer Rumpfschale aus zwei durch ein Reibrührschweißverfahren entlang ihrer Längskanten verbundenen Bauteilen gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung, -
6 eine Schnittdarstellung entlang der Linie A-A aus5 , -
7 eine Draufsicht auf die mit einer weiteren Rumpfschale zu einer Rumpfsektion verbundene Rumpfschale aus5 , -
8a eine Schnittdarstellung entlang der Schnittlinie A-A aus7 , -
8b eine Schnittdarstellung entlang der Schnittlinie B-B aus7 und -
8c eine Schnittdarstellung entlang der Schnittlinie C-C aus7 . -
1 zeigt eine als Rumpfstruktur für Flugzeuge ausgebildete Leichtbaustruktur1 , aus Hautblechen2 , die mittels genieteten Längsverbindungen4 zu sogenannten Rumpfschalen6 und diese zu Sektionen8a ,8b zusammengefügt sind. Die Sektionen8a ,8b werden anschließend, wie in1 schematisch angedeutet, über Querstöße10 zur Rumpfstruktur1 des Flugzeuges verbunden. Der Aufbau einer derartigen Rumpfstruktur1 wird im Folgenden anhand der1 bis4 näher erläutert. - In
2 ist eine Schnittdarstellung der Rumpfstruktur1 aus1 im Bereich der durch ein Reibrührschweißverfahren auf Stoß verbundenen Sektionen8a ,8b dargestellt, wobei während des Reibrührprozesses in einem Füge- oder Nahtbildungsbereich12 mittels eines Schweißstiftes und beidseitig der Hautbleche2a ,2b angeordneten Werkzeugschultern eine keilförmige Schweißstumpfnaht (Quernaht)14 von außen, d. h. in2 von unten, ausgebildet wurde. Erfindungsgemäß weist die Leichtbaustruktur1 im Fügebereich12 der Schweißverbindung eine gegenüber einer Dicke des Bauelements außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke auf. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung sind beide Hautbleche2a ,2b im Fügebereich12 der Schweißverbindung mit einer gegenüber einer Blechdicke t1 der Hautbleche2a ,2b außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerten Blechdicke t2 versehen. Die Blechdicke t2 der Hautbleche2a ,2b im Fügebereich12 ist identisch ausgebildet, so dass eine bündige Anlage erreicht wird. Der Dickenverlauf ist entsprechend dem Lastniveau etwa stufenförmig ausgeführt, so dass eine den hohen Ansprüchen an die Verbindungsqualität, insbesondere in der Luftfahrt, entsprechende Verbindung erreicht wird. Aufgrund der im Fügebereich12 an die Beanspruchung angepassten Bauteildicke wird eine gewichtsoptimierte Struktur hoher Festigkeit ermöglicht. - Zur Verstärkung der Hautbleche
2a ,2b sind Profilteile wie Stringer16a ,16b und Spante18 vorgesehen. Die quer zur Flugzeuglängsachse verlaufenden, schema tisch angedeuteten Rumpfspante18 sind mittels Verbindungsclips20 an dem Hautfeld fixiert, wobei sich der Bereich mit vergrößerter Blechdicke t2 bis in einen Verbindungsbereich der Profilteile16a ,20 erstreckt. Aufgrund der Krafteinleitung in den Rumpfspant18 ist der Verbindungsclip20 in dem Bereich12 mit großer Blechdicke t2 angeordnet, wobei sich die Stringerenden22a bis kurz vor die Schweißnaht14 erstrecken. Die Blechdicke t2 ist nach dem Stringerende22 und dem Anschlussbereich des Verbindungsclips20 stringerseitig auf die verringerte Blechdicke t1 reduziert. Auf dem benachbarten Hautblech2b enden die Stringer16b aufgrund der ohne Spantanbindung reduzierten Belastung in einem Übergangsbereich24 mit einer Zwischendicke t3, die stufenförmig hin zu einem Anschlussbereich der Stringer16b mit nochmals verringerter Blechdicke t1 abnimmt. Die Stringerenden22a ,22b sind entsprechend der Blechdickenverläufe gekröpft ausgeführt und liegen im Wesentlichen flächig an den Hautblechen2a ,2b an. Die Hautbleche2a ,2b sind zur Ausbildung der lastabhängigen Blechdicke vorzugsweise aus mehreren Blechen unterschiedlicher Dicke beispielsweise durch ein Schweißverfahren zusammengesetzt (”Tailored Blank”), so dass die Hautbleche2a ,2b nicht fertigungstechnisch aufwendig auf die gewünschte Blechdicke abgetragen werden müssen, um ein gewichtsoptimiertes Strukturbauteil1 zu erreichen. - Gemäß
3 , die eine Schnittdarstellung von durch Reibrührschweißen verbundenen Hautblechen2a ,2b gemäß einem alternativen Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt, sind die Rumpfspante18 bei dieser Ausführungsform aufgrund des an die Belastung angepassten Dickenverlaufs der Bauteile direkt, d. h. ohne Verbindungsclips, an dem Hautfeld befestigt. Der Spant18 ist bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel mittels einer Nietverbindung mit dem Hautblech2a in dem Bereich großer Blechdicke t2 verbunden. Auf beiden Hautblechen2a ,2b enden die Stringer16a ,16b aufgrund der ohne Spantanbindung reduzierten Belastung in einem Übergangsbereich24 mit der Zwischendicke t3, die jeweils stufenförmig hin zu einem Anschlussbereich der Stringer16a ,16b mit nochmals verringerter Blechdicke t1 abnimmt. - Im Folgenden wird die Ausbildung der Quernaht
14 im Bereich einer Längsverbindung4 anhand4 beispielhaft erläutert, welche die Rumpfstruktur1 aus1 im Bereich der Quernaht14 und einer die Hautbleche2a –2d verbindenden Längsverbindung4 zeigt. - Wie
4 zu entnehmen ist, bilden die Hautbleche2a ,2b eine innere Blechhaut und die Hautbleche2c und2d eine äußere Blechhaut aus, wobei die Hautbleche2a ,2c ;2b ,2d bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel über die als genietete Überlappungsverbindung ausgebildete Längsverbindung4 zu Sektionen8a ,8b zusammengefügt wurden. Die Sektionen8a ,8b sind über die als Schweißstumpfnaht14a ,14b ausgebildete Quernaht verbunden, wobei der Fügebereich12 der Hautbleche2c ,2d derart zurückgesetzt ist, dass die Hautbleche2a ,2b bis zu einer Abschlusskante26 schweißbar sind. Hierzu sind die äußeren Hautbleche2c ,2d im Bereich der Quernaht14a ,14b jeweils mit einer Ausklinkung28 versehen, die sich von einer Außenkante30 über die Abschlusskante26 der inneren Hautbleche2a ,2b erstreckt, so dass die Quernaht14a im Bereich der inneren Hautbleche2a ,2b unabhängig von der Quernaht14b der äußeren Hautbleche2c ,2d ausgebildet werden kann. Fertigungstechnisch kann besonderes vorteilhaft eine Reibrührschweißvorrichtung mit zwei Werkzeugschultern zum Fügen der Rumpfsektionen8a ,8b verwendet werden, die auf beiden Seiten der Leichtbaustruktur1 eine im Wesentlichen glatte Oberfläche erzeugt. Die Entnahme des zweischultrigen Reibschweißwerkzeuges nach der Bearbeitung kann vorteilhaft über die von den Ausklinkungen28 gebildete Ausnehmung erfolgen, so dass keine weiteren Durchbrüche erforderlich sind. Anschließend wird in dem Bereich der Ausklinkungen28 ein etwa rechteckiges Dopplerblech32 von einer Innenseite zur Abdeckung der Ausnehmung und Strukturverstärkung mittels einer Nietverbindung an der Struktur befestigt. -
5 zeigt eine Draufsicht einer Rumpfschale6a aus zwei durch ein Reibrührschweißverfahren entlang ihrer Längskanten verbundenen, als Hautbleche2a ,2b einer Rumpfstruktur1 eines Flugzeuges ausgebildeten Bauteilen gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung. Zur Versteifung der Rumpfschale6a sind mehrere parallel angeordnete und sich in Richtung der Flugzeuglängsachse erstreckende Stringer16 vorgesehen. - Wie insbesondere
6 zu entnehmen ist, die eine Schnittdarstellung entlang der Linie A-A aus5 zeigt, ist die Längsverbindung bei diesem Ausführungsbeispiel als Überlappungsnaht34 ausgebildet, wobei zumindest ein zu verbindendes Hautblech2a ,2b eine gegenüber einer Blechdicke des Hautbleches außerhalb des Fügebereiches12 entsprechend den Belastungen vergrößerte Blechdicke aufweist. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind die beiden Hautbleche2a ,2b im Fügebereich12 jeweils mit einer Aufdickung versehen, die eine Blechdicke t2 aufweist. Die Blechdicke t2 nimmt nach dem Fügebereich12 etwa stufenförmig auf eine minimale Dicke t1 ab und anschließend über mehrere Zwischenbereiche mit zunehmender Blechdicke lastabhängig zu. Im Bereich der Stringeranbindung ist die Blechdicke zur Verbesserung der Krafteinleitung ebenfalls vergrößert. - Die
7 zeigt eine Draufsicht auf die mit einer weiteren, Hautbleche2c ,2d aufweisenden Rumpfschale6b zu einer Rumpfsektion8 verbundene Rumpfschale6a aus5 . Die Leichtbaustruktur weist im Fügebereich12 der Querverbindung10 eine gegenüber einer Dicke des Bauelements außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke auf. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die im Fügebereich vergrößerte Bauteildicke der Leichtbaustruktur mittels einer Verstärkungsblechanordnung erreicht, die ein in7 oberes Verstärkungsblech36a und ein unteres Verstärkungsblech36b zur Ausbildung eines Lastpfades aufweist. Die Verstärkungsbleche36a ,36b sind als im Bereich der Stringerenden22 zurückgesetzte, die Stringerenden22 beabstandet umgreifende Kammbleche ausgebildet, die sich im Bereich des Längsstoßes überlappen (siehe8c ), wobei die Kammbleche36a ,36b jeweils durch zwei jedem Hautblech2a bis2d zugeordnete, abschnittsweise parallel verlaufende Schweißnähte38a ,38b mit den Hautblechen2a –2d verbunden sind. Die stringerseitige Schweißnaht38a ist jeweils entsprechend der Außenkontur der Kammbleche36a ,36b im Bereich der Stringerenden22 zurückgesetzt ausgebildet. Zusätzlich zu den Kammblechen36a ,36b können die Stringerenden22 einzelner oder aller einander gegenüberliegend angeordneter Stringer16 mittels Verbindungselementen (Kopplungselemente) verbunden sein. Dadurch kann eine nochmals verbesserte Bauteilfestigkeit und Ausfallsicherheit erreicht werden. - Wie den
8a und8b zu entnehmen ist, die Schnittdarstellungen entlang der Schnittlinie A-A bzw. B-B aus7 zeigen, hat es sich als fertigungstechnisch besonders vorteilhaft erwiesen, wenn die zu fügenden Hautbleche2a ,2c im Fügebe reich12 in einer gemeinsamen Ebene angeordnet sind, wobei das Kammblech36a die Endabschnitte der Hautbleche2a ,2c innenseitig abschnittsweise überlappt und mittels der Schweißverbindung38 mit diesen verbunden ist. Die Leichtbaustruktur weist dadurch im Fügebereich der Querverbindung10 eine gegenüber einer Dicke t1 des Bauelements außerhalb des Fügebereiches entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke t2 auf. Ferner ist die Blechdicke der Hautbleche2a ,2c im Verbindungsbereich ohne Stringeranbindung gegenüber der Blechdicke t1 jeweils auf eine Blechdicke t3 erhöht (vgl.8a ). Die Verbindung der Hautbleche2b ,2d erfolgt entsprechend über das Kammblech36b , so dass eine diesbezügliche Erläuterung entbehrlich ist. - Gemäß
8c , die eine Schnittdarstellung entlang der Schnittlinie C-C aus7 zeigt, wird mittels einer Dopplerlasche aus den Kammblechen36a ,36b eine lochfreie Rumpfschale erreicht. Das Kammblech36a verläuft hierzu im Fügebereich in einer gemeinsamen Ebene mit dem Hautblech2b , wobei ein Endabschnitt des Kammbleches36a von dem Kammblech36b überlappt wird und mit diesem und dem Hautblech2a über eine Längschweißnaht40 verbunden ist, so dass eine geschlossene Struktur ausgebildet ist. Das Kammblech36b ist weiterhin mittels einer Längsschweißnaht42 mit dem Hautblech2b verbunden. - Die erfindungsgemäße Leichtbaustruktur ist nicht auf das beschriebene Reibrührschweißverfahren beschränkt, vielmehr können unterschiedliche aus dem allgemeinen Stand der Technik bekannte Schweißfügeverfahren, wie das Laserstrahlschweißen oder Schmelzschweißen, Verwendung finden. Das Reibrührschweißen wird jedoch erfindungsgemäß besonders bevorzugt, da Reibrührschweißverbindungen im Nahtbereich eine nahezu optimale Gefügestruktur und dadurch eine hohe statische und dynamische Festigkeit aufweisen.
- Offenbart ist eine Leichtbaustruktur
1 , insbesondere für ein Flugzeug, die aus einer Vielzahl von mittels Schweißfügeverfahren verbindbaren Bauteilen2 gebildet ist. Erfindungsgemäß weist die Leichtbaustruktur1 eine im Fügebereich12 der zumindest einen Schweißverbindung gegenüber einer Dicke t1 des Bauteiles außerhalb des Fügebereiches12 entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke t2 auf. -
- 1
- Rumpfstruktur
- 2
- Hautblech
- 4
- Längsverbindung
- 6
- Rumpfschale
- 8
- Sektion
- 10
- Querstoß
- 12
- Fügebereich
- 14
- Schweißstumpfnaht (Quernaht)
- 16
- Stringer
- 18
- Spant
- 20
- Verbindungsclip
- 22
- Stringerende
- 24
- Übergangsbereich
- 26
- Abschlusskante
- 28
- Ausklinkung
- 30
- Außenkante
- 32
- Dopplerblech
- 34
- Überlappungsnaht
- 36
- Verstärkungsblech
- 38
- Schweißnaht
- 40
- Längsschweißnaht
- 42
- Längsschweißnaht
Claims (16)
- Leichtbaustruktur, insbesondere für ein Flugzeug, die aus einer Vielzahl von mittels Schweißfügeverfahren verbindbaren Bauteilen (
2 ,6 ) gebildet ist, gekennzeichnet durch eine im Fügebereich (12 ) der zumindest einen Schweißverbindung gegenüber einer Dicke t1 des Bauteiles (2 ;6 ) außerhalb des Fügebereiches (12 ) entsprechend den Belastungen vergrößerte Bauteildicke t2. - Leichtbaustruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Bauteil (
2a ,2b ,2c ,2d ) im Fügebereich (12 ) der Schweißverbindung eine gegenüber einer Blechdicke t1 des Bauteiles (2a ,2b ,2c ,2d ) außerhalb des Fügebereiches (12 ) entsprechend den Belastungen vergrößerte Blechdicke t2 aufweist. - Leichtbaustruktur nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schweißverbindung zumindest eine Schweißstumpfnaht (
14 ) aufweist, wobei die zu verbindenden Bauteile (2a ,2b ,2c ,2d ) eine gegenüber einer Blechdicke t1 des Bauteiles (2a ,2b ,2c ,2d ) außerhalb des Fügebereiches (12 ) entsprechend den Belastungen vergrößerte Blechdicke t2 aufweisen. - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schweißverbindung zumindest eine Überlappungsnaht (
34 ) aufweist, wobei zumindest ein zu verbindendes Bauteil (2a ,2b ) eine gegenüber einer Blechdicke t1 des Bauteiles (2a ,2b ) außerhalb des Fügebereiches (12 ) entsprechend den Belastungen vergrößerte Blechdicke t2 aufweist. - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Bauteil (
2a ,2b ,2c ,2d ) zur Ausbildung einer lastabhängigen Blechdicke aus mehreren Einzelblechen zusammengesetzt ist (Tailored Blank). - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Bauteile (
2a ,2b ,2c ,2d ) eine Rumpfschale (6 ) eines Flugzeuges ausbilden, wobei Profilteile, wie insbesondere Stringer (16 ) und/oder Spante (18 ), zur Verstärkung der Rumpfschale (6 ) vorgesehen sind. - Leichtbaustruktur nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass sich der Bereich mit vergrößerter Bauteildicke t2 bis in einen Verbindungsbereich der Profilteile (
16 ,18 ) erstreckt. - Leichtbaustruktur nach einem der Ansprüche 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass der zumindest eine Spant (
18 ) im Bereich des Fügebereichs (12 ) befestigt ist. - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen im Wesentlichen stufenförmigen, lastabhängigen Dickenverlauf.
- Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass dem Fügebereich (
12 ) zumindest ein Verstärkungsblech (36a ,36b ) zugeordnet ist. - Leichtbaustruktur nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die zu fügenden Bauteile (
6a ,6b ) im Fügebereich (12 ) in einer gemeinsamen Ebene angeordnet sind, wobei Verstärkungsbleche (36a ,36b ) die Randbereiche der Bauteile (6a ,6b ) zumindest abschnittsweise überlappen und mittels einer Schweißverbindung mit diesen verbunden sind. - Leichtbaustruktur nach einem der Ansprüche 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Bauteile mit Stringern (
16 ) verstärkte Hautbleche (2a ,2b ,2c ,2d ) eines Flugzeuges sind, wobei die Verstärkungsbleche (36a ,36b ) im Bereich der Stringerenden (22 ) zurückgesetzte, die Stringerenden (22 ) abschnittsweise umgreifende Kammbleche sind. - Leichtbaustruktur nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Stringerenden (
22 ) gegenüberliegend angeordneter Stringer (16 ) mittels Verbindungselementen verbindbar sind. - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Bauteile (
2a ,2b ,2c ,2d ) zumindest eine innere Blechhaut und eine äußere Blechhaut ausbilden, die mittels einer als Überlappungsverbindung ausgebildeten Längsverbindung (4 ) zu einer Sektion (8a ,8b ) zusammengefügt sind, wobei die Sektionen (8a ,8b ) durch eine Quernaht (14 ) verbindbar sind und der Fügebereich einer Blechhaut derart zurückgesetzt ist, dass die zweite Blechhaut bis zu einer Abschlusskante (26 ) schweißbar ist. - Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass als Schweißfügeverfahren ein Reibrührschweißverfahren, Laserstrahlschweißverfahren und/oder Schmelzschweißverfahren verwendet wird.
- Leichtbaustruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine zumindest zweischultrige Reibrührschweißvorrichtung zum Fügen verwendet wird, wobei ein Durchbruch zur Entnahme des Werkzeuges nach der Bearbeitung mittels mindestens einem Dopplerblech (
32 ) verschließbar ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102008041172.8A DE102008041172B9 (de) | 2008-08-12 | 2008-08-12 | Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102008041172.8A DE102008041172B9 (de) | 2008-08-12 | 2008-08-12 | Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102008041172A1 true DE102008041172A1 (de) | 2010-03-11 |
DE102008041172B4 DE102008041172B4 (de) | 2013-11-07 |
DE102008041172B9 DE102008041172B9 (de) | 2014-03-13 |
Family
ID=41650572
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102008041172.8A Expired - Fee Related DE102008041172B9 (de) | 2008-08-12 | 2008-08-12 | Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102008041172B9 (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102013101171A1 (de) * | 2012-10-04 | 2014-04-10 | Brandenburgische Technische Universität Cottbus-Senftenberg | Strukturierte Tailored Blanks |
DE102014008718B3 (de) * | 2014-06-18 | 2015-02-19 | Thyssenkrupp Ag | Maßgeschneidertes Halbzeug und Kraftfahrzeugbauteil |
US10023293B2 (en) | 2010-09-28 | 2018-07-17 | Airbus Operations Limited | Stiffener run-out |
EP4344994A1 (de) * | 2022-09-29 | 2024-04-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Verfahren zum verbinden eines rumpfteils durch schweissen mit verbesserter flexibilität, rumpfteil und so erhaltenes luftfahrzeug |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE69823746T2 (de) * | 1997-07-23 | 2004-10-07 | Hitachi Ltd | Oszillierendes Reibschweissverfahren |
DE102006046080A1 (de) * | 2006-09-19 | 2008-04-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Metallisches Flugzeugbauteil |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006060360B8 (de) * | 2006-12-20 | 2010-09-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Rumpfsektion zur Bildung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs |
DE102007046478B4 (de) * | 2007-05-23 | 2012-08-02 | Airbus Operations Gmbh | Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge |
-
2008
- 2008-08-12 DE DE102008041172.8A patent/DE102008041172B9/de not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE69823746T2 (de) * | 1997-07-23 | 2004-10-07 | Hitachi Ltd | Oszillierendes Reibschweissverfahren |
DE102006046080A1 (de) * | 2006-09-19 | 2008-04-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Metallisches Flugzeugbauteil |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10023293B2 (en) | 2010-09-28 | 2018-07-17 | Airbus Operations Limited | Stiffener run-out |
DE102013101171A1 (de) * | 2012-10-04 | 2014-04-10 | Brandenburgische Technische Universität Cottbus-Senftenberg | Strukturierte Tailored Blanks |
DE102014008718B3 (de) * | 2014-06-18 | 2015-02-19 | Thyssenkrupp Ag | Maßgeschneidertes Halbzeug und Kraftfahrzeugbauteil |
CN105270477A (zh) * | 2014-06-18 | 2016-01-27 | 蒂森克虏伯钢铁欧洲股份公司 | 定制半成品部件和机动车组件 |
US9975310B2 (en) | 2014-06-18 | 2018-05-22 | Thyssenkrupp Steel Europe Ag | Metal sheet or strip for a motor vehicle component |
CN105270477B (zh) * | 2014-06-18 | 2019-03-15 | 蒂森克虏伯钢铁欧洲股份公司 | 定制半成品部件和机动车组件 |
EP4344994A1 (de) * | 2022-09-29 | 2024-04-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Verfahren zum verbinden eines rumpfteils durch schweissen mit verbesserter flexibilität, rumpfteil und so erhaltenes luftfahrzeug |
FR3140344A1 (fr) * | 2022-09-29 | 2024-04-05 | Airbus Operations (S.A.S.) | Procede d’assemblage d’une portion de fuselage par soudage a flexibilite amelioree, portion de fuselage et aeronef ainsi obtenus |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE102008041172B9 (de) | 2014-03-13 |
DE102008041172B4 (de) | 2013-11-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE102007029500B4 (de) | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil | |
EP1669288B1 (de) | Flugzeugflügel, Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugflügels und Verwendung eines Schweissverfahrens zum Verschweissen eines Flügelholms | |
EP2247496B1 (de) | Verbund sowie luft- oder raumfahrzeug mit einem derartigen verbund | |
EP2279073B1 (de) | Verbund und struktur, insbesondere im luft- und raumfahrtbereich | |
EP3600746B1 (de) | Verfahren zum herstellen eines trägerbauteils für eine fahrzeuganwendung | |
DE102006026167B3 (de) | Leichtbau-Strukturpanel | |
DE102007063608A1 (de) | Verbund und Rumpfzellenabschnitt mit einem derartigen Verbund | |
EP2704938B1 (de) | Schienenfahrzeugrohbau und verfahren zu dessen herstellung | |
AT509833B1 (de) | Verstärkter langträger für ein schienenfahrzeug | |
DE102004045961B4 (de) | Anordnung und Verfahren zum Herstellen einer Clip-Außenhautverbindung für ein Flugzeug mittels Schweißen | |
DE602004012223T2 (de) | Nietverbindung mehrerer Elemente und Verfahren zum Verbinden von Schalen, insbesondere eines Flugzeugrumpfes, mit Hilfe dieser Nietverbindung | |
DE102008041172B4 (de) | Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen | |
DE102009009491A1 (de) | Verfahren zum Herstellen eines Schalenkörpers | |
DE102007046478A1 (de) | Blechlaminat, insbesondere für Rumpfhautbleche für Flugzeuge | |
DE10345105B4 (de) | Konusverschluss für Laserschweissnaht an einem Bestandteil einer Luftansaugung | |
DE19806484A1 (de) | Verbundteil und Verfahren zu dessen Herstellung | |
DE102011115855A1 (de) | Faserverbundlängsträger | |
EP1640111B1 (de) | Verfahren zur Herstellung von geschweissten Strukturen | |
DE102009056994B4 (de) | Stoßverbindung zwischen Rumpfsektionen und Verfahren | |
EP3798079A1 (de) | Wagenkastenelement für einen wagenkasten | |
WO2009056319A1 (de) | Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle | |
EP1081042A2 (de) | Grossflächiges Strukturbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung des Strukturbauteils | |
DE102015208024A1 (de) | Rumpfsektion und Querstoßverbindung zweier Rumpfsektionen eines Luft- oder Raumfahrzeugs | |
DE102006060360B4 (de) | Rumpfsektion zur Bildung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs | |
DE10126875A1 (de) | Verschweißte Ansaugvorrichtung für eine Brennkraftmaschine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
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: 20140208 |
|
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |