DE102010039705B4

DE102010039705B4 - Strukturelement für ein Luft- und Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Strukturelementes

Info

Publication number: DE102010039705B4
Application number: DE102010039705.9A
Authority: DE
Inventors: Karim Grase; Ichwan Zuardy; Marianne Reijerkerk
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2010-08-24
Filing date: 2010-08-24
Publication date: 2020-02-27
Anticipated expiration: 2030-08-25
Also published as: US20120051937A1; CN102372085A; CN102372085B; US8870547B2; DE102010039705A1

Abstract

Strukturelement (1) mit einem Kern (2), dessen Steifigkeit zum Optimieren der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes (1) zumindest abschnittsweise variiert, wobei das Strukturelement (1) eine Sandwichstruktur mit einer den Kern (2) zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht (3) aufweist, wobei der Kern (2) zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit eine integrierte Verstärkung (27) aufweist, wobei die integrierte Verstärkung (27) einander gegenüberliegende Deckhäute (25, 26) der Deckschicht (3) des Strukturelementes (1) miteinander koppelt, wobei eine Materialdichte des Kerns (2) zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes (1) zumindest abschnittsweise variiert, wobei der Kern (2) Kernsegmente (4-7) unterschiedlicher Materialdichte aufweist.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturelement, ein Verfahren zum Herstellen eines derartigen Strukturelementes, ein Luft- und Raumfahrzeug mit einem derartigen Strukturelement und ein Rotorblatt mit einem derartigen Strukturelement.
Die Wechselwirkung eines Strukturelementes, beispielsweise eines Luft- und Raumfahrzeuges, mit einer Luftströmung wird als Aeroelastik und das Verhalten des Strukturelementes in der Luftströmung wird als aeroelastisches Verhalten des Strukturelementes bezeichnet. Das aeroelastische Verhalten des Strukturelementes, insbesondere eine Eigenschwingform des Strukturelementes, ist unter anderem bestimmt durch die Steifigkeit des Strukturelementes. Unter Eigenschwingform ist die Form des Strukturelementes zu verstehen, die dieses beispielsweise bei einer Schwingbelastung einnimmt. Das Strukturelement ist neben strukturdynamischen Effekten auch durch Luftströmungen elastischen Verformungen unterworfen. Die elastischen Verformungen resultieren sowohl aus den strukturdynamischen Eigenschaften als auch aus den aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes und können beispielsweise zu unerwünschten Schwingungen des Strukturelementes führen. Dies wiederum kann eine erhöhte Geräuschentwicklung, einen teilweisen Funktionsverlust des Strukturelementes, wie beispielsweise bei einem Flattern einer Steuerfläche, oder gar ein Zerbersten oder eine Desintegration des Strukturelementes verursachen.
Zum Beeinflussen der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes sind der Anmelderin verschiedene Vorgehensweisen betriebsbekannt. Oftmals werden Zusatzmassen an ein betroffenes Strukturelement angebracht, wodurch beispielsweise die Eigenschwingfrequenzen des Strukturelementes beeinflussbar sind. Diese Vorgehensweise führt hinsichtlich des Schwingungsverhaltens des Strukturelementes zwar zu guten Ergebnissen, jedoch ergeben sich hierbei die Nachteile, dass bei einem Betrieb des Luft- und Raumfahrzeuges nicht benötigte, das heißt sogenannte tote bzw. nicht tragende Massen bewegt werden müssen. Dies führt unter anderem nachteilig zu einem erhöhten Kraftstoffverbrauch aufgrund des Mehrgewichtes.
Alternativ ist es möglich, die Steifigkeit durch Anpassung von Geometrien der betroffenen Strukturen oder bei Faserverbundbauweisen durch entsprechendes Variieren der Faserorientierungen und des Lagenaufbaus anzupassen. Als nachteilig an dieser Vorgehensweise hat sich allerdings die Tatsache herausgestellt, dass die hinsichtlich Leichtbau, Festigkeit und aerodynamischem Verhalten optimierte Geometrie des Strukturelementes verändert werden muss. Auch die Veränderung der Faserrichtungsorientierung und/oder des Lagenaufbaus bedeutet eine hinsichtlich der erzielbaren mechanischen Eigenschaften unerwünschte Veränderungen und einen erhöhten Aufwand bei der Anpassung der entsprechenden Bauteilformen.
Ferner kann eine Variation der verwendeten Materialien erfolgen. Beispielsweise können in einem Strukturelement Materialien mit unterschiedlichen Steifigkeits- und/oder Festigkeitseigenschaften verbaut werden. Dies erhöht allerdings den Fertigungs- und Kostenaufwand enorm.
Weiterhin ist es möglich passive oder aktive Dämpferelemente einzusetzen. Der Einsatz von Dämpferelementen bedeutet jedoch eine Erhöhung der Anzahl der Bauteile des Strukturelementes. Dies bedeutet nachteilig ein zusätzliches Gewicht und erhöht weiterhin nachteilig die Komplexität des Strukturelementes.
Die DE 698 05 302 T2 beschreibt beispielsweise ein Strukturelement für ein Luft- und Raumfahrzeug, dessen Steifigkeit aktiv verändert werden kann. Hierzu wird mittels eines in dem Strukturelement integrierten Piezoelementes ein Wirkungsquerschnitt des Strukturelementes und damit dessen Steifigkeit verändert. Das in einer Ausnehmung des Strukturelementes angeordnete Piezoelement wird dazu von einem ungedehnten in einen gedehnten Zustand überführt, wobei das Piezoelement nur im gedehnten Zustand an zwei gegenüberliegenden Wänden der Ausnehmung anliegt und so Kräfte von der einen Wand auf die andere Wand überträgt. Hierdurch wird die Steifigkeit des Strukturelementes verändert und dessen aeroelastische Eigenschaften sind somit aktiv beeinflussbar. Dieser Lösungsansatz erfordert jedoch die Verwendung von Zusatzkomponenten, welche neben einem zusätzlichen Gewicht zusätzlich nachteilig eine Erhöhung der Komplexität und der Ausfallwahrscheinlichkeit des Strukturelementes bedeuten.
Die DE 10 2010 038 408 A1 offenbart ein Strukturelement mit einem Kern, dessen Materialdichte zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes zumindest abschnittsweise variiert.
Die DE 38 21 588 C1 offenbart ein Flügelblatt mit schwachem Radarecho.
Die US 4 662 587 A offenbart eine Verbundstruktur für eine Tragfläche eines Flugzeugs.
Die EP 2 256 034 A1 offenbart einen Faserverbundprofilkörper für ein Rotorblatt.
Die GB 1 097 481 A offenbart einen Flugzeugflügel.
Die CH 217 668 A offenbart einen zusammengesetzten Propellerflügel.
Die DE 39 11 691 A1 offenbart ein faserverstärktes Verbundbefestigungselement.
Die US 5 958 550 A offenbart eine Sandwichstruktur, welche mit Pins verstärkt ist.
Die US 2 503 450 A offenbart einen Flugzeugflügel.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein verbessertes Strukturelement, insbesondere für ein Luft- und Raumfahrzeug, zur Verfügung zu stellen, welches ein geringeres Gewicht, eine verringerte Komplexität und damit eine geringere Ausfallwahrscheinlichkeit aufweist.
Diese Aufgabe wird durch ein Strukturelement mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und/oder durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 8 sowie durch ein Luft-und Raumfahrzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 10 und ein Rotorblatt mit den Merkmalen des Patentanspruchs 11 gelöst.
Demgemäß ist ein Strukturelement vorgesehen, mit einem Kern, dessen Steifigkeit zum Optimieren der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes zumindest abschnittsweise variiert, wobei das Strukturelement eine Sandwichstruktur mit einer den Kern zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht aufweist, wobei der Kern zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit eine integrierte Verstärkung aufweist, wobei die integrierte Verstärkung einander gegenüberliegende Deckhäute der Deckschicht des Strukturelementes miteinander koppelt, wobei eine Materialdichte des Kerns zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes zumindest abschnittsweise variiert, wobei der Kern Kernsegmente unterschiedlicher Materialdichte aufweist.
Ferner ist ein Verfahren zum Herstellen eines Strukturelementes mit folgenden Verfahrensschritten vorgesehen: Vorsehen eines einen Kern aufweisenden Strukturelementes,wobei das Strukturelement eine Sandwichstruktur mit einer den Kern zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht aufweist; Ermitteln des aeroelastischen Verhaltens des Strukturelementes; und zumindest abschnittsweises Variieren der Steifigkeit des Kerns des Strukturelementes mittels einer integrierten Verstärkung, wobei die integrierte Verstärkung einander gegenüberliegende Deckhäute der Deckschicht des Strukturelementes miteinander koppelt, derart, dass das aeroelastische Verhalten des Strukturelementes optimiert wird, wobei eine Materialdichte des Kerns zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes zumindest abschnittsweise variiert wird, wobei der Kern Kernsegmente unterschiedlicher Materialdichte aufweist.
Die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Idee besteht darin, die Steifigkeit des Kerns des Strukturelementes zumindest abschnittsweise zu variieren. Hierdurch sind innerhalb des Kerns beispielsweise Bereiche mit erhöhter oder reduzierter Steifigkeit erreichbar, wodurch eine Anisotropie des Strukturelementes erreicht wird. Mittels der abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns sind die aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes beeinflussbar.
Somit ist es im Vergleich zu bereits beschriebenen Lösungsansätzen weder erforderlich Zusatzgewichte zu verwenden, noch Veränderungen an der Geometrie, dem Faserverlauf und/oder dem Faserlagenaufbau des Strukturelementes vorzunehmen und/oder zusätzliche Komponenten in Form von Dämpferelementen einzusetzen.
Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und aus der Beschreibung in Zusammenschau mit den Figuren der Zeichnung.
Gemäß der Erfindung weist das Strukturelement eine Sandwichstruktur mit einer den Kern zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht, z.B. einer mit Kohlefasern gebildeten Deckschicht, auf. Die Deckschicht ermöglicht vorteilhaft das Erreichen einer hohen Steifigkeit und der gewünschten mechanischen Eigenschaften des Strukturelementes. Weiterhin ermöglicht sie vorteilhaft das Einleiten von Lasten in das Strukturelement.
Gemäß der Erfindung weist der Kern zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit eine integrierte Verstärkung auf. Hierdurch ist die Steifigkeit des Kerns mittels der integrierten Verstärkung exakt einstellbar und an die Erfordernisse anpassbar.
Gemäß der Erfindung koppelt die Verstärkung einander gegenüberliegende Deckflächen der Deckschicht des Strukturelementes miteinander. Hierdurch wird die Steifigkeit des Strukturelementes abschnittsweise erhöht, wodurch eine Eigenschwingform des Strukturelementes vorteilhaft beeinflussbar ist.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes sind die integrierte Verstärkung und die Deckschicht monolithisch ausgebildet. Dies ermöglicht eine optimale Kraftübertragung von der Verstärkung auf die Deckschicht und umgekehrt.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes weist die integrierte Verstärkung einen Verstärkungsstift auf, wodurch vorteilhaft eine flächenhafte Verstärkung des Kerns verwirklicht wird. Hierdurch erhöht sich beispielsweise ein Schubmodul des Kerns.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes ist der Verstärkungsstift in einem Neigungswinkel und in einer Neigungsrichtung zu zumindest einer der Deckflächen angeordnet. Durch die Variation des Neigungswinkels und der Neigungsrichtung des Verstärkungsstiftes lässt sich die abschnittsweise Variation der Steifigkeit des Kerns in weiten Bereichen einstellen.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes weist die integrierte Verstärkung eine Vielzahl an Verstärkungsstiften auf, welche insbesondere unterschiedliche Neigungswinkel und/oder unterschiedliche Neigungsrichtungen aufweisen. Dies ermöglicht eine flexible Einstellbarkeit der Steifigkeit des Kerns.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes weist die integrierte Verstärkung ein Verstärkungsprofil auf, wodurch eine linienförmige Verstärkung des Kerns verwirklicht ist. Hierdurch ist beispielsweise eine Torsionsverformung des Strukturelementes bei einer Biegebelastung möglich. Dies ermöglicht vorteilhaft die Beeinflussung der Eigenschwingform des Strukturelementes.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung des Strukturelementes ist das Verstärkungsprofil als Doppel-T-Profil, T-Profil, I-Profil, C-Profil, Z-Profil, Rundprofil, Kastenprofil oder dergleichen ausgebildet. Hierdurch sind vorteilhaft Standardhalbzeuge zur Erzeugung der integrierten Verstärkung anwendbar, wodurch die Herstellungskosten für das Strukturelement reduziert werden.
Gemäß der Erfindung variiert eine Materialdichte des Kerns zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes zumindest abschnittsweise, wobei der Kern Kernsegmente unterschiedlicher Materialdichte aufweist. Hierdurch ist vorteilhaft das Eigenschwingverhalten des Strukturelementes veränderbar.
Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des Verfahrens wird das aeroelastische Verhalten des Strukturelementes mittels einer Simulation oder eines Schwingversuches ermittelt. Dies ermöglicht eine einfache und komfortable Variation der Steifigkeit des Kerns, wodurch sich das Verfahren zur Herstellung des Strukturelementes vereinfacht.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
Von den Figuren zeigen:

1 eine Teilschnittansicht einer bevorzugten Ausführungsform eines Strukturelementes;
2 eine perspektivische Ansicht des Strukturelementes gemäß der 1;
3 eine Teilschnittansicht einer weiteren bevorzugten Ausführungsform eines Strukturelementes;
4A eine perspektivische Ansicht des Strukturelementes gemäß der 3;
4B eine Seitenansicht des Strukturelementes gemäß der 3;
5 eine perspektivische Ansicht einer noch weiteren bevorzugten Ausführungsform des Strukturelementes;
6 eine perspektivische Ansicht einer noch weiteren bevorzugten Ausführungsform des Strukturelementes;
7 eine perspektivische Ansicht einer noch weiteren bevorzugten Ausführungsform des Strukturelementes; und
8 einen beispielhaften Anwendungsfall des Strukturelementes.

In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
Die 1 und 2, auf die im Folgenden gleichzeitig Bezug genommen wird, illustrieren in einer Teilschnittansicht und in einer perspektivischen Ansicht eine bevorzugte Ausführungsform eines Strukturelementes 1, insbesondere für ein Luft- und Raumfahrzeug. Das Strukturelement 1 ist beispielsweise als aerodynamische Wirkfläche oder als Rumpfelement eines Luft- und Raumfahrzeuges ausgebildet. Das Strukturelement 1 weist vorzugsweise eine Sandwichstruktur mit einem Kern 2 und einer den Kern 2 zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht 3 auf. Vorzugsweise umschließt die Deckschicht 3 den Kern 2 vollständig. Die Deckschicht 3 ist beispielsweise mit einem faserverstärkten Kunststoffmaterial gebildet, insbesondere mit einem kohlefaserverstärkten Kunststoffmaterial. Vorzugsweise weist die Deckschicht 3 eine Vielzahl an Laminatlagen des faserverstärkten Kunststoffmaterials auf. Faserorientierungen und Faserverläufe des faserverstärkten Kunststoffmaterials sind dabei an die auf das Strukturelement 1 wirkenden Lasten angepasst. Die Deckschicht 3 kann eine Anisotropie im Faserverlauf des verstärkten Kunststoffmaterials aufweisen. Die Deckschicht 3 weist bevorzugt eine geringe Dicke von Bruchteilen eines Millimeters bis zu wenigen Millimetern auf. Die Deckschicht 3 sorgt für die erforderliche mechanische Stabilität und Steifigkeit des Strukturelementes 1. Beispielsweise dient die Deckschicht 3 dem Einleiten von Lasten in das Strukturelement 1. Beispielsweise bildet die Deckschicht 3 eine aerodynamische Oberfläche des Strukturelementes 1. Die Deckschicht 3 weist beispielsweise eine erste Deckhaut 25, insbesondere eine obere Deckhaut 25 und eine zweite Deckhaut 26, insbesondere eine untere Deckhaut 26, auf.
Der Kern 2 ist beispielsweise als Schaumkern 2 ausgebildet. Zur besseren Darstellung ist in 2 das Strukturelement ohne die Deckschicht 3 illustriert. Beispielsweise ist der Schaumkern 2 als mit einem Kunststoffmaterial, insbesondere mit Polymethacrylimid, gebildeter, geschlossenzelliger Schaumkern 2 ausgestaltet. Das Kernmaterial wird beispielsweise mittels eines sogenannten Raumgewichtes oder einer sogenannten Materialdichte des für den Kern 2 verwendeten Schaummaterials charakterisiert. Das Raumgewicht ist bevorzugt als Masse pro Volumeneinheit, beispielsweise als kg/m³, definiert. Demnach weist ein Schaummaterial mit einem hohen Raumgewicht im Vergleich zu einem Schaummaterial mit einem geringen Raumgewicht pro Volumeneinheit einen höheren Massenanteil und/oder Volumenanteil an Kunststoffmaterial auf. Alternativ sind auch beliebige andere Kunststoffmaterialien, Metallschäume wie beispielsweise Aluminium- oder Titanschäume oder eine Kombination aus Kunststoff- und Metallschäumen für den Kern 2 einsetzbar. Der Kern 2 weist vorzugsweise eine Vielzahl an Kernsegmenten auf, von denen nur Kernsegmente 4-7 mit einem Bezugszeichen versehen sind, auf. Die Kernsegmente 4-7 weisen beispielsweise eine unterschiedliche Materialdichte auf. Die Kernsegmente 4-7 können auch alle die gleiche Materialdichte aufweisen. Die Anzahl und die geometrische Form der Kernsegmente 4-7 ist beliebig. Der Kern 2 kann in einer Querrichtung x, in einer Längsrichtung y und/oder in einer Hochrichtung z des Strukturelementes 1 beliebig segmentiert sein. Der Kern 2 kann auch homogen aufgebaut sein, das heißt, ohne Segmentierung.
In einer alternativen Ausführungsform des Strukturelementes 1 ist der Kern 2 beispielsweise als massiver Kern 2 ausgebildet. Beispielsweise als Kunststoffkern 2, insbesondere als massiver Kunststoffkern 2, vorzugsweise mit den Kernsegmenten 4-7, die mit Kunststoffen unterschiedlicher Dichte gebildet sein können. Als Material für den massiven Kern 2 oder für die Kernsegmente 4-7 des Kerns können auch monolithische Metallwerkstoffe wie beispielsweise Aluminium- oder Titanlegierungen Anwendung finden. Ferner kann der Kern 2 auch als Holzkern 2, insbesondere als massiver Holzkern 2 ausgebildet sein. Der Holzkern 2 weist vorzugsweise eine beliebige Anzahl an Kernsegmenten 4-7 auf, die bevorzugt mit Holzmaterialien unterschiedlichen Raumgewichtes, wie beispielsweise Pappelholz oder Eichenholz gebildet sind. In einer weiteren Ausführungsform des Strukturelementes 1 ist der Kern 2 als sogenannter Wabenkern 2, insbesondere als Honigwabenkern 2 oder Faltwabenkern 2 oder dergleichen, ausgebildet. Der Wabenkern 2 weist beispielsweise Kernsegmente 4-7 mit unterschiedlichen Zelldichten der Waben auf. Weiterhin kann der Kern 2 mit einem sogenannten Abstandsgewebe oder Abstandsgewirke gebildet sein. Ferner ist der Kern 2 beispielsweise als Tubuskern 2 oder als Kern 2 mit Noppenwaben ausgebildet. Alternativ können der Kern 2 oder Segmente 4-7 des Kerns 2 beispielsweise in Form eines sogenannten profilierten Kerns 2 („corrugated core“) ausgebildet sein. Der Kern 2 kann auch als Keramikkern 2 ausgebildet sein. Einzelne Kernsegmente 4-7 des Kerns 2 können mit einem Keramikmaterial gebildet sein. Der Kern 2 kann auch als sogenanntes fliegendes Fertigungsmodell 2 ausgebildet sein, das heißt, der Kern 2 wird letztendlich nur zur Fertigung des Strukturelementes 1 benötigt und erfüllt keine tragende Funktion. In diesem Fall kann der Kern 2 beispielsweise nach der Fertigung des Strukturelementes 1 aus diesem entfernt, insbesondere herausgelöst, werden. Als Kern 2 wird im Folgenden auch ein von der Deckschicht 3, insbesondere den Deckhäuten 25, 26, umschlossener Innenraum 2 bzw. Hohlraum 2 des Strukturelementes 1 bezeichnet. Das heißt, unter dem Kern 2 oder unter einzelnen Segmenten 4-7 des Kerns 2 des Strukturelementes 1 ist auch der von der Deckschicht 3, insbesondere den Deckhäuten 25, 26, umschlossene Innenraum 2 des Strukturelementes 1 zu verstehen. Insbesondere kann der Kern 2 als eine Kombination der vorgenannten und/oder beliebiger Kernformen bzw. Kernmaterialien ausgebildet sein, beispielsweise als Kombinationskern 2. Der Kombinationskern 2 weist beispielsweise Schaummaterial, massives Kunststoff-/Holzmaterial und/oder Wabenmaterial oder dergleichen auf.
Zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes 1 variiert die Materialdichte bzw. das Raumgewicht des Kerns 2 zumindest abschnittsweise. Beispielsweise kann eine mit ihrer Eigenfrequenz schwingende Strukturkomponente eines Luft- und Raumfahrzeuges eine benachbarte Strukturkomponente ebenfalls zu Schwingungen anregen. Die benachbarten und miteinander gekoppelten Strukturkomponenten regen sich so gegenseitig an, woraus unerwünschte Verformungen der Strukturkomponenten resultieren können, welche im schlimmsten Fall zu einer Funktionsunfähigkeit der Strukturkomponenten führen. Mittels der zumindest abschnittsweisen Variation der Materialdichte des Kerns 2 gemäß der vorliegenden Erfindung wird die Eigenschwingfrequenz des Strukturelementes 1 derart verändert, dass ein derartiges gegenseitiges Anregen mehrerer Strukturelemente 1 verhindert wird. Mittels der variierenden Materialdichte des Kerns 2 ist eine Massenverteilung innerhalb des Strukturelementes 1 derart ausgebildet, dass beispielsweise eine Eigenschwingfrequenz des Strukturelementes 1 reduziert ist. Die Materialdichte des Kerns 2 variiert beispielsweise in Querrichtung, x in Längsrichtung y und/oder in Hochrichtung z des Strukturelementes 1. Die variierende Materialdichte des Kerns 2 wird bevorzugt dadurch erreicht, dass der Kern 2 die Kernsegmente 4-7 aufweist, wobei die Kernsegmente 4-7 bevorzugt unterschiedliche Materialdichten bzw. Raumgewichte aufweisen. Die Kernsegmente 4-7 können den Kern 2 beispielsweise in Querrichtung x, in Längsrichtung y und/oder in Hochrichtung z des Strukturelementes 1 segmentieren. Die Kernsegmente 4-7 sind bevorzugt derart angeordnet, dass aufgrund der Massenverteilung in dem Kern 2 eine Eigenschwingfrequenz des Strukturelementes 1 in vorbestimmter Weise verändert, beispielsweise reduziert, wird. Beispielsweise wird mittels der Anordnung der Kernsegmente 4-7 im Vergleich zu einem homogenen Kern eine geringere Eigenschwingfrequenz erreicht. Bevorzugt weist jedes Kernsegment 4-7 in sich jeweils eine homogene Materialdichte bzw. Raumgewicht auf. Beispielsweise nimmt die Materialdichte des Kerns 2 von einer Vorderkante 8, beispielsweise einer Nasenkante 8, des Strukturelementes zu einer Endkante 9, beispielsweise einer Abströmkante 9, des Strukturelementes 1 kontinuierlich zu oder ab. Alternativ oder zusätzlich kann die Materialdichte des Kerns 2 beispielsweise von einer Strukturelementwurzel 12 zu einer Strukturelementspitze 32, beispielsweise einer Flügelspitze 32, des Strukturelementes 1 zunehmen oder abnehmen. Es kann beispielsweise auch mittig, an einer Unterseite und/oder an einer Oberseite des Strukturelementes 1 eine erhöhte oder reduzierte Materialdichte an dem Strukturelement 1 vorgesehen sein. Die Kernsegmente 4-7 werden beispielsweise mittels einer CNC-Bearbeitungsmaschine entsprechend den Erfordernissen aus Schaumhalbzeugen hergestellt.
Das Strukturelement 1 weist ferner eine integrierte Verstärkung 27, beispielsweise eine linienförmige Verstärkung 27, auf. Die integrierte Verstärkung 27 ist in den Kern 2 integriert. Beispielsweise ist die integrierte Verstärkung 27 zwischen den Kernsegmenten 4-7 angeordnet. Die integrierte Verstärkung 27 koppelt die gegenüberliegenden Deckhäute 25, 26 der Deckschicht 3 des Strukturelementes 1 miteinander. Vorzugsweise sind die Verstärkung 27 und die Deckschicht 3 monolithisch ausgebildet. Die Verstärkung 27 ist vorzugsweise mit dem gleichen Material gebildet wie die Deckschicht 3. Beispielsweise ist die integrierte Verstärkung 27 mit einem kohlefaserverstärkten Kunststoffmaterial gebildet. Der Kern 2 weist vorzugsweise eine Vielzahl an integrierten Verstärkungen 27 auf. Die integrierte Verstärkung 27 ist beispielsweise als Verstärkungsprofil 27 ausgebildet oder weist ein Verstärkungsprofil 27 auf. Das Verstärkungsprofil 27 ist beispielsweise als Doppel-T-Profil, T-Profil, I-Profil, Z-Profil, Rundprofil, Kastenprofil oder dergleichen ausgebildet. Der Kern 2 kann Verstärkungsprofile 27 mit unterschiedlichen Querschnittsformen aufweisen. Das Verstärkungsprofil 27 kann beispielsweise zwischen Segmenten 4-7 des Kerns 2 angeordnet sein oder beispielsweise eines der Segmente 4-7 zumindest abschnittsweise umschließen. Beispielsweise kann das Verstärkungsprofil 27 als Kastenprofil 27 ausgebildet sein, wobei eines der Kernsegmente 4-7 in dem Kastenprofil 27 angeordnet ist.
Gemäß den 1 und 2 ist das Verstärkungsprofil 27 beispielhaft als Doppel-T-Profil 27 mit einem der Deckhaut 25 zugeordneten Gurt 29, einem der Deckhaut 26 zugeordneten Gurt 30 und einem die Gurte 29, 30 verbindenden Steg 28 ausgebildet. Vorzugsweise sind die Gurte 29, 30 mit den Deckhäuten 25, 26 monolithisch verbunden. Vorzugsweise weist der Kern 2 eine Vielzahl an integrierten Verstärkungsprofilen 27 auf, welche beliebig in Querrichtung x, in Längsrichtung y und/oder in Hochrichtung z des Strukturelementes 1 verlaufen können. Je nach seiner Orientierung im Kern 2 nimmt das Verstärkungsprofil 27 Biegebelastungen und/oder Torsionsbelastungen auf. Das Verstärkungsprofil 27 dient der abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns 2 zum Optimieren der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1. Die Steifigkeit des Kerns 2 ist dabei beispielsweise mittels des verwendeten Fasertyps des Verstärkungsprofils 27, der Dicke des Steges 28 und/oder der Gurte 29, 30, dem Abstand a oder Pitch-Abstand a zwischen zwei Verstärkungsprofilen 27, insbesondere zwischen zwei Stegen 28 zweier Verstärkungsprofile 27, und/oder dem Verlauf des Verstärkungsprofils 27 in x, y und/oder z-Richtung innerhalb des Kerns 2. Beispielsweise verläuft das in 2 links dargestellte Verstärkungsprofil 27 parallel zur Vorderkante 8 des Strukturelementes 1, wohingegen das rechts dargestellte Verstärkungsprofil 27 in einem Winkel zu der Vorderkante verläuft. Das parallel zur Vorderkante 8 verlaufende Verstärkungsprofil 27 beeinflusst im Wesentlichen die Biegesteifigkeit des Strukturelementes 1, beispielsweise beim Wirken einer Last auf die Strukturelementspitze 32. Bei einem schrägen Verlauf des Verstärkungsprofils 27 beispielsweise in Längsrichtung y und in Querrichtung x wird sowohl die Biege- als auch die Torsionssteifigkeit des Strukturelementes 1 verändert. Durch die zumindest abschnittsweise Variation der Steifigkeit des Kerns 2 werden die aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1 optimiert, ohne dass eine Variation des Laminataufbaus der Deckschicht 3 erforderlich ist. Beispielsweise wird das in 2 rechts dargestellte, im Kern 2 schräg verlaufende Verstärkungsprofil 2 bei einer Lastaufbringung auf die Strukturelementspitze 32 dazu führen, dass das Strukturelement 1 tordiert. Beispielsweise kann so mittels einer geeigneten Anordnung der Verstärkungsprofile 27 gezielt die Eigenschwingform oder Eigenform des Strukturelementes 1 unter einer Belastung, beispielsweise unter einer aerodynamischen Last, beeinflusst werden. Ist das Strukturelement 1 beispielsweise als Tragfläche eines Luft- und Raumfahrzeuges ausgebildet kann dies dazu ausgenützt werden dass die Nasenkante 8 unter Belastung der Strukturelementspitze 32 nach unten in Richtung einer Druckseite der Tragfläche tordiert. Dies wird als sogenanntes „nose down“ bezeichnet. Somit kann zuverlässig ein Aufdrehen der Nasenkante 8 nach oben verhindert werden. Durch das unerwünschte Aufdrehen der Nasenkante 8 würde die Druckseite oder Unterseite einer Tragfläche angeströmt, wodurch sich die Nasenkante 8 noch weiter aufdrehen würde. Dieser selbstverstärkende Effekt könnte zu einer Desintegration der Tragfläche führen. Dies wird jedoch mittels des Strukturelementes 1 gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel verhindert. Die abschnittsweise Veränderung der Steifigkeit des Kerns 2 führt vorzugsweise zu einer Anisotropie, insbesondere einer Steifigkeitsanisotropie, des Strukturelementes 1.
Zur Fertigung des Strukturelementes 1 wird das Verstärkungsprofil 27 oder eine Vielzahl an Verstärkungsprofilen beispielsweise zwischen den Kernsegmenten 4-7, welche eine variable oder eine homogene Materialdichte aufweisen können, platziert und die Kernsegmente 4-7 werden anschließend mit der Deckschicht 3 belegt. In einem Formwerkzeug werden die Deckschicht 3 und das Verstärkungsprofil 27 beispielsweise mit einem Matrixmaterial imprägniert. Dies kann beispielsweise mittels eines Harzinfusionsverfahrens durchgeführt werden. Nach dem Aushärten des Matrixmaterials kann das Strukturelement 1 entformt werden. Alternativ kann das Verstärkungsprofil 27 beispielsweise bereits vorausgehärtet eingesetzt werden.
Die 3, 4A und 4B, auf die im Folgenden gleichzeitig Bezug genommen wird, illustrieren in einer Teilschnittansicht, in einer perspektivischen Ansicht und in einer Seitenansicht eine weitere bevorzugte Ausführungsform eines Strukturelementes 1. Das Strukturelement 1 nach den 3, 4A und 4B unterscheidet sich von der Ausführungsform des Strukturelementes 1 gemäß den 1 und 2 lediglich durch die Ausgestaltung der integrierten Verstärkung 27. Die integrierte Verstärkung 27 ist als flächige Verstärkung 27 ausgebildet. Hierbei weist die integrierte Verstärkung 27 einen Verstärkungsstift 31 oder einen Verstärkungspin 31, vorzugsweise eine Vielzahl an Verstärkungspins 31, auf. Der Kern 2 kann eine integrierte Verstärkung 27 oder eine Vielzahl an integrierten Verstärkungen 27 mit jeweils einem oder mit jeweils einer Vielzahl an Verstärkungspins 31 aufweisen. Der Verstärkungspin 31 oder Pin 31 ist vorzugsweise mit einem faserverstärkten Kunststoffmaterial, insbesondere mit einem kohlefaserverstärkten Kunststoffmaterial, gebildet. Beispielsweise ist der Pin 31 mit dem gleichen Material gebildet wie die Deckschicht 3. Der Pin 31 weist beispielsweise einen kreisrunden, einen ovalen, einen bandförmigen, einen rechteckigen, einen vieleckigen oder einen beliebigen Querschnitt auf. Der Kern 2 kann Pins 31 mit verschiedenen Querschnittsformen aufweisen. Ein Pin 31 koppelt vorzugsweise jeweils die einander gegenüberliegenden Deckhäute 25, 26 der Deckschicht 3 miteinander. Vorzugsweise ist die integrierte Verstärkung 27, insbesondere der Pin 31 oder die Vielzahl an Pins 31, monolithisch mit der Deckschicht 3 ausgebildet. Der Pin ist in einem Neigungswinkel α und in einer Neigungsrichtung zu zumindest einer der Deckhäute 25, 26 angeordnet. Der Pin 31 kann auch senkrecht auf den Deckhäuten 25, 26 oder auf einer Deckhaut 25, 26 stehen. Der Pin 31 durchdringt vorzugsweise den Kern 2 oder eines der Kernsegmente 4-7. Eine Einheitszelle 33 des Strukturelementes 1, welche in 4A ohne die Deckhäute 25, 26 illustriert ist, weist vorzugsweise eine Vielzahl an Verstärkungsstiften 31 auf, welche vorzugsweise unterschiedliche Neigungswinkel α und/oder unterschiedliche Neigungsrichtungen aufweisen. Zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns 2 ist beispielsweise der Fasertyp des Pins 31, ein Durchmesser d, die Querschnittsform, der Neigungswinkel α, der Abstand der Pins 31 zueinander, die Anzahl der Pins 31 pro Einheitszelle 33 und/oder die Neigungsrichtung einstellbar. In der Einheitszelle 33 können die Pins 31 regelmäßig oder unregelmäßig angeordnet und/oder orientiert sein. Die 4B illustriert einen Abschnitt des Strukturelementes mit drei Einheitszellen 33 mit beispielsweise jeweils vier Verstärkungspins 31 in einer Seitenansicht. Die Anzahl der Verstärkungspins 31 pro Einheitszelle 33 ist beliebig. Die Pins 31 vergrößern im Wesentlichen eine Schubsteifigkeit des Kerns 2. Das Strukturelement 1 kann einen Kern 2 aufweisen, welcher sowohl Verstärkungsprofile 27 als auch Verstärkungspins 31 aufweist.
Zur Fertigung des Strukturelementes 1 werden die Pins 31 beispielsweise in den Kern 2 oder in Segmente 4-7 des Kerns 2 eingesteckt und diese anschließend mit der Deckschicht 3 belegt. Nach dem Imprägnieren der Deckschicht 3 und der Pins 31 mit einer Harzmatrix wird das Strukturelement 1 ausgehärtet und entformt. Das Imprägnieren erfolgt beispielsweise in einem Harzinfusionsprozess. Der Kern 2 kann, falls er im Betrieb des Strukturelementes 1 keine Funktion zu erfüllen hat, beispielsweise nach dem Aushärten des Matrixmaterials herausgelöst werden.
Die 5 illustriert eine weitere bevorzugte Ausführungsform eines Strukturelementes 1. Das Strukturelement 1 ist beispielsweise als Kastenträger 1 bzw. als Biege-Torsionskasten 1 ausgebildet. Der Kastenträger 1 bildet beispielsweise eine Leitfläche 1, eine Flügelbox 1 oder ein Leitwerk 1, wie beispielsweise ein Höhenleitwerk 1, ein Seitenleitwerk 1, eine Landeklappe 1 oder dergleichen, eines Luft- und Raumfahrzeuges. Das Strukturelement weist in diesem Ausführungsbeispiel beispielsweise zwei in Querrichtung x voneinander beabstandet in der Längsrichtung y des Strukturelementes 1 verlaufende Holme 13, 14 auf. Die Holme 13, 14 sind vorzugsweise mit einem faserverstärkten Kunststoffmaterial, insbesondere mit einem kohlefaserverstärkten Kunststoffmaterial gebildet. Beispielsweise sind die Holme 13, 14 mit dem gleichen Material gebildet wie die Deckschicht 3 des Strukturelementes 1. Die Holme 13, 13 weisen im Querschnitt in etwa eine U-Form auf, wobei an Seitenschenkeln 21-24 der jeweiligen U-Form bevorzugt jeweils Beplankungselemente 15, 16 des Strukturelementes 1 aufliegen. Das Strukturelement 1 weist beispielsweise ein oberes Beplankungselement 15 und ein unteres Beplankungselement 16 auf. Das Strukturelement 1 weist in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel zwei Kerne 2 auf, wobei jedem Beplankungselement 15, 16 ein Kern 2 zugeordnet ist. Die Kerne 2 sind vorzugsweise mit integrierten Verstärkungen 27 zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit der Kerne 2 gemäß den Ausführungsbeispielen des Strukturelementes 1 nach den 1 bis 4 ausgebildet. Die 5 illustriert beispielhaft in jedem Kern 2 ein gestrichelt dargestelltes, sich in Längsrichtung y erstreckendes Doppel-T-Profil 27 als integrierte Verstärkung 27. Bevorzugt sind die Kerne 2 beliebig segmentiert und weisen lediglich beispielsweise die gestrichelt dargestellten Segmente 4-7 auf. Das Doppel-T-Profil 27 verläuft beispielsweise durch die Segmente 4-7. Die Kerne 2 sind zumindest abschnittsweise jeweils mit der Deckschicht 3 umgeben, die bevorzugt mit einem kohlefaserverstärktem Kunststoffmaterial gebildet und monolithisch mit der integrierten Verstärkung 27 verbunden ist. Die Deckschicht 3 umschließt einen jeweiligen Kern 2 bevorzugt vollständig. In den Holmen 13, 14 zugeordneten und sich in Längsrichtung Y des Strukturelementes 1 erstreckenden Randbereichen 17-20 der Beplankungselemente 15, 16 sind die Beplankungselemente 15, 16 beispielweise mit den Holmen 13, 14 verbunden. Die Verbindung zwischen den Holmen 13, 14 und den Beplankungselementen 15, 16 erfolgt beispielsweise mittels Vernieten oder Verkleben.
Das Verkleben kann beispielsweise mittels einem sogenannten Co-Bonding-Verfahren durchgeführt werden. Hierbei werden beispielsweise die unausgehärteten Beplankungselemente 15, 16 mit den bereits ausgehärteten Holmen 13, 14 nass auf hart verbunden. Bevorzugt erstreckt sich der jeweilige Kern 2 nicht bis in den jeweiligen Randbereich 17-20. Das heißt, die Randbereiche 17-20 und die Seitenschenkel 21-24 der Holme 13, 14 bilden bevorzugt jeweils monolithische Anschlussbereiche aus. Bevorzugt sind die monolithischen Anschlussbereiche als monolithische kohlefaserverstärkte Anschlussbereiche ausgeführt. Diese bestehen lediglich aus kohlefaserverstärktem Kunststoffmaterial. Die abschnittsweise Veränderung der Steifigkeit des Kerns 2 führt bevorzugt zu einer Anisotropie, insbesondere einer Steifigkeitsanisotropie, der Beplankungselemente 15, 16 bzw. des Strukturelementes 1. Die Ausführungsform des Strukturelementes 1 gemäß der 5 findet bevorzugt bei Großflugzeugen, wie beispielsweise bei Passagiermaschinen Anwendung.
Die 6 illustriert ein weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines Strukturelementes 1. Das Strukturelement 1 ist beispielsweise als Tragfläche 1 eines Segelflugzeuges, als Propellerblatt 1, Rotorblatt 1 eines Helikopters oder als Windturbinenblatt 1 bzw. Rotorblatt 1 einer Windturbine ausgebildet. Das Strukturelement 1 ist in einer massiven Schaumsandwichbauweise aufgebaut, wobei der Kern 2 einen Innenbereich des Strukturelementes 1 vorzugsweise vollständig ausfüllt. Eine Außenkontur des Kerns 2 kann in etwa einer Außenkontur des Strukturelementes 1 entsprechen. Der Kern 2 kann den Innenbereich des Strukturelementes 1 beispielsweise auch nur abschnittsweise ausfüllen, die Deckschicht 3 berührt den Kern 2 dann vorzugsweise nicht vollflächig, sondern beispielsweise nur teilflächig, linien- und/oder punktförmig. Der Kern 2 ist vorzugsweise mit einer integrierten Verstärkung 27 zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns 2 gemäß den Ausführungsbeispielen des Strukturelementes 1 nach den 1 bis 4 ausgebildet. Die 6 illustriert beispielhaft in dem Kern 2 ein gestrichelt dargestelltes, sich in Längsrichtung y erstreckendes Doppel-T-Profil 27 als integrierte Verstärkung 27. Der Kern 2 ist vorzugsweise beliebig segmentiert und weist lediglich beispielsweise die gestrichelt dargestellten Segmente 4-7 auf. Das Doppel-T-Profil 27 verläuft beispielsweise durch die Segmente 4-7. Die Deckschicht 3 umschließt den Kern 2 bevorzugt vollständig. Die Deckschicht 3 bildet eine Außenhaut des Strukturelementes 1, insbesondere eine aerodynamische Oberfläche des Strukturelementes 1. Vorzugsweise ist die Deckschicht 3 mit einem kohlefaserverstärkten Kunststoffmaterial gebildet. Die Deckschicht 3 ist insbesondere mit der integrierten Verstärkung 27 monolithisch verbunden. Die Ausführungsform des Strukturelementes 1 gemäß der 6 findet beispielsweise bei kleinen Flugzeugen Anwendung. Bevorzugt findet diese Bauweise auch Anwendung bei Propellerblättern 1, Rotorblättern 1 oder Windturbinenblättern 1.
Die 7 illustriert ein noch weiteres bevorzugtes Ausführungsbeispiel eines Strukturelementes 1. Das Strukturelement 1 ist beispielsweise als sogenannter Schaumsandwichrumpf 1 für eine Rumpfzelle eines Flugzeuges, als Rumpfstruktur 1 eines Schienenfahrzeuges oder als Raketenstufe 1 ausgebildet. Der bevorzugt von der Deckschicht 3 umschlossene Kern 2 gemäß der Ausführungsbeispiele des Strukturelementes 1 nach den 1 bis 4 ist beliebig segmentiert und mit beliebigen Kernmaterialien gebildet und weist die integrierte Verstärkung 27 zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns 2 auf. In 7 ist beispielhaft ein Verstärkungsprofil 27 illustriert, welches in Längsrichtung y des Strukturelementes 1 verläuft. Die Kernsegmente sind in 7 gestrichelt dargestellt. Beispielsweise sind lediglich die Segmente 4-7 mit Bezugszeichen versehen.
Die 8 illustriert einen beispielhaften Anwendungsfall des Strukturelementes 1 nach den 1 bis 7. Das Strukturelement 1 ist beispielsweise als Tragfläche 1 eines Luft- und Raumfahrzeuges 10 ausgebildet. Zwei Tragflächen 1 sind mit einer Rumpfzelle 11 des Luft- und Raumfahrzeuges 10 verbunden. Die schraffiert dargestellte Deckschicht 3 des Strukturelementes 1 ist zur besseren Darstellung nur abschnittsweise illustriert. Der Kern 2 des Strukturelementes 1 weist beispielsweise Kernsegmente 4-7 auf, wobei beispielsweise die Kernsegmente 5, 7, welche an der als Tragflächenspitze 32 ausgebildeten Strukturelementspitze 32 angeordnet sind, ein höheres, insbesondere ein deutlich höheres, Raumgewicht als die an der als Tragflächenwurzel 12 ausgebildeten Strukturelementwurzel 12 angeordneten Kernsegmente 4, 6 aufweist. Vorzugsweise nimmt das Raumgewicht der jeweiligen Kernsegmente ausgehend von der Tragflächenwurzel 12 hin zu der Tragflächenspitze 32 kontinuierlich zu. Der Kern 2 weist weiterhin die integrierte Verstärkung 27 auf, welche beispielsweise als zwei von der Tragflächenwurzel 12 zu der Tragflächenspitze 32 verlaufende Verstärkungsprofile 27 ausgebildet ist. Die Verstärkungsprofile 27 sind beispielsweise zwischen den Kernsegmenten 4-7 angeordnet.
Die Vorgehensweise zur Herstellung eines derartigen Strukturelementes 1 für ein Luft- und Raumfahrzeug 10 ist beispielsweise wie folgt. Zunächst wird das Strukturelement 1 hinsichtlich seines Bauteilgewichts, seiner Steifigkeit und seiner mechanischen Eigenschaften für den jeweiligen Anwendungsfall optimiert. Die äußere Geometrie, das Design des Strukturelementes 1, ist dabei durch die aerodynamischen Erfordernisse vorgegeben. Die aeroelastischen Eigenschaften dieses Strukturelementes, beispielsweise dessen Eigenschwingform, werden anschließend beispielsweise mittels einer Simulation berechnet oder mittels eines Prüfstandversuches, insbesondere eines Schwingversuches, ermittelt. Anschließend wird die Steifigkeit des Kerns 2 des Strukturelementes 1 mittels der integrierten Verstärkung 27 zumindest abschnittsweise derart variiert, dass die aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1 verbessert oder optimiert werden. Beispielsweise wird mittels der integrierten Verstärkung 27, insbesondere der Lage und des Verlaufs der integrierten Verstärkung 27 in dem Kern 2, die Eigenschwingform oder Eigenform des Strukturelementes 1 beeinflusst. Das heißt, die Form, die das Strukturelement 1 beispielsweise unter einer aerodynamischen Belastung einnimmt. Die statische Gebrauchsfähigkeit des Strukturelementes 1 wird dadurch verändert, insbesondere verbessert. Hierzu ist weder eine Veränderung der Lagenorientierung noch des Lagenaufbaus der Deckschicht 3 erforderlich. Eine zur Herstellung des Strukturelementes 1 benötigte Form muss nicht aufwändig und kostenintensiv modifiziert werden. Weiterhin kann die Materialdichte des Kerns 2 des Strukturelementes 1 zumindest abschnittsweise derart variiert werden, dass das Eigenschwingverhalten des Strukturelementes 1 optimiert ist. Das Einbringen der integrierten Verstärkung 27 kann nach der statischen Auslegung des Strukturelementes 1 erfolgen, wodurch die Steifigkeitsveränderung des Kerns 2 ausführbar ist ohne konträr zu der statischen Auslegung des Strukturelementes 1 hinsichtlich der Lagenorientierung oder der Laminatanordnung der Deckschicht 3 zu sein. Durch die Steifigkeitsvariation des Kerns 2 wird eine Anisotropie, insbesondere eine Steifigkeitsanisotropie, des Strukturelements 1 erreicht. Hierdurch werden die aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1 optimiert, ohne die statische Festigkeit oder gar die Geometrie des Strukturelementes 1 zu verändern. Die Effizienz des Strukturelementes 1 ist im Wesentlichen in der Beeinflussung der Eigenschwingform, das heißt, der Form des Strukturelementes 1 unter einer Belastung, zu sehen.
Die aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1 werden mittels der abschnittsweisen Variation der Steifigkeit des Kerns 2 manipuliert ohne den Laminataufbau, das heißt die Anzahl der Laminatschichten oder die Faserorientierung der Deckschicht 3 zu variieren. Im Gegensatz zu einer derartigen Variation des Laminataufbaus wird die Fertigbarkeit und die Reparierbarkeit des Strukturelementes 1 durch die mittels der Steifigkeitsvariation des Kerns 2 entstehenden Anisotropie des Strukturelementes 1 annähernd nicht beeinträchtigt. Dieses anisotrope Design des Strukturelementes 1 führt dazu, dass dieses unter Belastung eine andere Eigenform als bei einem isotropen Design annimmt. Bei der Optimierung des aeroelastischen Verhaltens steht das Vermeiden von Flattern des Strukturelementes 1 und die statische Divergenz des Strukturelementes 1 im Vordergrund.
Ein Flatterphänomen tritt beispielsweise auf bei Zusammentreffen zweier Eigenmodes eines Bauteiles, insbesondere eines Biegemodes und eines Torsionsmodes mit gleichen oder ähnlichen Eigenfrequenzen. Hierdurch kommt es zu einer Überlagerung dieser beiden Modes und im schlimmsten Fall zu einem Zerbersten des Bauteiles. Mittels des erfindungsgemäßen Strukturelementes 1 wird durch eine entsprechende abschnittsweise Variation der Steifigkeit des Kerns 2 beispielsweise der Biegeeigenmode des Strukturelementes 1 bei einer bestimmten Frequenz geändert und beispielsweise von dem Eigenmode der Torsion weggeführt. Hierbei kann bereits eine Änderung der Eigenfrequenz von 0, 1 Hz ein Flattern bzw. ein Nicht-Flattern bewirken.
Unter statischer Divergenz ist die Verformung des Strukturelementes 1, beispielsweise unter einer aerodynamischen Last aufgrund aeroelastischer Wechselwirkungen des Strukturelementes 1 mit der auf dieses wirkenden Luftströmung zu verstehen. Dabei weicht das Strukturelement 1 der Belastung aus und wird durchgebogen und tordiert, wobei diese Verformung des Strukturelementes 1 zu dessen Desintegration führen kann. Weiterhin wird durch die Optimierung der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes 1 beispielsweise die Eigenform des Strukturelementes 1 unter Belastung derart verändert, dass diese eine Eigenform einnimmt, in welcher die aerodynamischen Lasten auf das Strukturelement 1 keine sich selbst verstärkende Wirkung ausführen. Wie bereits zuvor erläutert, heißt dies beispielsweise im konkreten Anwendungsbeispiel einer Flugzeugtragfläche als Strukturelement 1, dass beispielsweise die Nasenkante 8 der Tragfläche unter Luftlast durch entsprechendes Anordnen der integrierten Verstärkung 27 nach unten tordiert werden soll und nicht nach oben. Bei einem Aufdrehen der Nasenkante 8 würde die Luft an die Unterseite der Tragfläche strömen und die Nasenkante weiter 8 aufdrehen, das heißt, es würde ein sich selbst verstärkender Effekt auftreten, der letztendlich zu einer Desintegration der Tragfläche von dem Luft- und Raumfahrzeug führen könnte.
Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vollständig beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Art und Weise modifizierbar. Insbesondere können Merkmale der einzelnen, oben aufgeführten Ausführungsbeispiele - sofern dies technisch sinnvoll ist - beliebig miteinander kombiniert werden.
Beispielsweise ist das Strukturelement als Leitwerkfläche, als Steuerfläche oder als Rumpfsegment eines Luft- oder Raumfahrzeuges ausgebildet.
Die aufgeführten Materialien, Zahlenangaben und Dimensionen sind beispielhaft zu verstehen und dienen lediglich der Erläuterung der Ausführungsformen und Weiterbildungen der vorliegenden Erfindung.
Selbstverständlich ist auch eine Anwendung der Erfindung in anderen Gebieten, insbesondere im Fahrzeug- oder Schiffsbau denkbar.
Bezugszeichenliste

1: Strukturelement / Kastenträger / Biege-Torsionskasten / Leitfläche / Flügelbox / Leitwerk / Höhenleitwerk / Seitenleitwerk / Tragfläche / Propellerblatt / Windturbi*nenblatt / Rotorblatt / Schaumsandwichrumpf / Rumpfstruktur / Raketenstufe
2: Kern / Schaumkern / Kunststoffkern / Holzkern / Wabenkern / Honigwabenkern / Faltwabenkern / Tubuskern / Keramikkern / Fertigungsmodell / Innenraum / Hohlraum / Kombinationskern
3: Deckschicht
4: Kernsegment
5: Kernsegment
6: Kernsegment
7: Kernsegment
8: Vorderkante / Nasenkante
9: Endkante / Abströmkante
10: Luft- und Raumfahrzeug
11: Rumpfzelle
12: Strukturelementwurzel / Tragflächenwurzel
13: Holm
14: Holm
15: Beplankungselement
16: Beplankungselement
17: Randbereich
18: Randbereich
19: Randbereich
20: Randbereich
21: Seitenschenkel
22: Seitenschenkel
23: Seitenschenkel
24: Seitenschenkel
25: Deckhaut
26: Deckhaut
27: integrierte Verstärkung / Verstärkungsprofil / Doppel-T-Profil / Kastenprofil
28: Steg
29: Gurt
30: Gurt
31: Verstärkungspin / Verstärkungsstift / Pin
32: Strukturelementspitze / Strukturelementwurzel / Flügelspitze / Tragflächenspitze
33: Einheitszelle
a: Abstand
d: Durchmesser
x: Querrichtung
y: Längsrichtung
z: Hochrichtung
α: Neigungswinkel

Claims

Strukturelement (1) mit einem Kern (2), dessen Steifigkeit zum Optimieren der aeroelastischen Eigenschaften des Strukturelementes (1) zumindest abschnittsweise variiert, wobei das Strukturelement (1) eine Sandwichstruktur mit einer den Kern (2) zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht (3) aufweist, wobei der Kern (2) zur abschnittsweisen Variation der Steifigkeit eine integrierte Verstärkung (27) aufweist, wobei die integrierte Verstärkung (27) einander gegenüberliegende Deckhäute (25, 26) der Deckschicht (3) des Strukturelementes (1) miteinander koppelt, wobei eine Materialdichte des Kerns (2) zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes (1) zumindest abschnittsweise variiert, wobei der Kern (2) Kernsegmente (4-7) unterschiedlicher Materialdichte aufweist.
Strukturelement (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die integrierte Verstärkung (27) und die Deckschicht (3) monolithisch ausgebildet sind.
Strukturelement (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die integrierte Verstärkung (27) einen Verstärkungsstift (31) aufweist.
Strukturelement (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Verstärkungsstift (31) in einem Neigungswinkel (α) und in einer Neigungsrichtung zu zumindest einer der Deckhäute (25, 26) angeordnet ist.
Strukturelement (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die integrierte Verstärkung (27) eine Vielzahl an Verstärkungsstiften (31) aufweist, welche insbesondere unterschiedliche Neigungswinkel (α) und/oder unterschiedliche Neigungsrichtungen aufweisen.
Strukturelement (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die integrierte Verstärkung (27) ein Verstärkungsprofil (27) aufweist.
Strukturelement (1) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstärkungsprofil (27) als Doppel-T-Profil, T-Profil, I-Profil, C-Profil, Z-Profil, Rundprofil, Kastenprofil oder dergleichen ausgebildet ist.
Verfahren zum Herstellen eines Strukturelementes (1) mit folgenden Verfahrensschritten: Vorsehen eines einen Kern (2) aufweisenden Strukturelementes (1), wobei das Strukturelement (1) eine Sandwichstruktur mit einer den Kern (2) zumindest abschnittsweise umgebenden Deckschicht (3) aufweist; Ermitteln des aeroelastischen Verhaltens des Strukturelementes (1); und zumindest abschnittsweises Variieren der Steifigkeit des Kerns (2) des Strukturelementes (1) mittels einer integrierten Verstärkung (27), wobei die integrierte Verstärkung (27) einander gegenüberliegende Deckhäute (25, 26) der Deckschicht (3) des Strukturelementes (1) miteinander koppelt, derart, dass das aeroelastische Verhalten des Strukturelementes (1) optimiert wird, wobei eine Materialdichte des Kerns (2) zum Optimieren des Eigenschwingverhaltens des Strukturelementes (1) zumindest abschnittsweise variiert wird, wobei der Kern (2) Kernsegmente (4-7) unterschiedlicher Materialdichte aufweist.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das aeroelastische Verhalten des Strukturelementes (1) mittels einer Simulation oder eines Schwingversuches ermittelt wird.
Luft- und Raumfahrzeug (10) mit einem Strukturelement (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7.
Rotorblatt (1) mit einem Strukturelement (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7.