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Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Reparatur eines insbesondere aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehenden Flugzeugstrukturbauteils.
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Im Flugzeugbau gibt es Bestrebungen, als lasttragende Bauteile zunehmend Bauteile einzusetzen, die vollständig oder teilweise aus faserverstärkten Verbundmaterialien, beispielsweise kohlenstofffaserverstärkten Kunststoffen (CFK) bestehen. Beispielsweise beschreibt die
DE 10 2007 062 111 A1 eine aus kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff bestehende Querträgerstruktur, die der Abstützung der einzelnen Paneele eines Flugzeugfußbodensystems zur Trennung einer Passagierkabine von einem unterhalb der Passagierkabine angeordneten Frachtraum dient. Ferner ist es beispielsweise aus der
DE 10 2004 001 078 A1 bekannt, Flugzeugrumpfsegmente mit einer in Sandwichbauweise ausgeführten Haut sowie Verstärkungselementen (z. B. Spanten, Stringer) aus faserverstärkten Verbundmaterialien zu versehen.
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Bei der in 1 veranschaulichten Herstellung eines in Form eines Flugzeugrumpfsegments ausgebildeten Flugzeugstrukturbauteils 10 aus einem faserverstärkten Verbundmaterial werden zunächst kunststoffharzgetränkte Verstärkungsfaserlagen in eine gewünschte Form eines eine Flugzeugaußenhaut bildenden Flächenabschnitts 12 sowie eines einen Spant oder Stringer bildenden Verstärkungsabschnitts 14 gebracht. Anschließend werden der Flächenabschnitt 12 und der Verstärkungsabschnitt 14 ”nass in nass”, d. h. ohne vorhergehende Aushärtung des eine Matrix des faserverstärkten Verbundmaterials bildenden Kunststoffharzes in einem Autoklaven miteinander verbunden. Während der Behandlung im Autoklaven gewährleistet eine den Flächenabschnitt 12 sowie den Verstärkungsabschnitt 14 aufnehmende Stahlform 16 die Formstabilität der Außenkonturen des Flugzeugstrukturbauteils 10. Ferner wird zur zusätzlichen Stabilisierung der Form des Verstärkungsabschnitts 14 in einen von einem Bereich 12a des Flächenabschnitts 12 sowie dem Verstärkungsabschnitt 14 begrenzten Hohlraum 18 ein Schlauch 20 eingebracht. Der Schlauch 20 wird mit einem Innendruck beaufschlagt und bringt somit einen entsprechenden Innendruck auf den den Hohlraum 18 begrenzenden Bereich 12a des Flächenabschnitts 12 sowie den Verstärkungsabschnitt 14 auf.
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Insbesondere bei der Verarbeitung von Verbundwerkstoffen mit einer Matrix aus einem duroplastischen Kunststoffmaterial besteht immer die Gefahr, dass während des Aushärtungsprozesses im Autoklaven, der, einmal gestartet, nicht mehr umkehrbar ist, Poren oder Spannungen in der Matrix des Verbundmaterials entstehen, die eine Nachbearbeitung bzw. Reparatur des Flugzeugstrukturbauteils 10 erforderlich machen. Besonders problematisch sind dabei Bauteilfehler, beispielsweise Poren in einem an den Hohlraum 18 angrenzenden Bereich des Flugzeugstrukturbauteils 10, da die Reparatur dieser Bauteilfehler ein Ausarbeiten und anschließendes Wiederverschließen des beschädigten Bauteilbereichs erfordert.
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Druckschrift
US 4,961,799 A beschreibt ein Verfahren zur Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils, bei dem ein Expansionskörper in einen Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils durch eine Öffnung eingeführt wird, wobei sich der Expansionskörper während des Einführens in den Hohlraum in einem nicht-expandierten Zustand befindet. Nach Einführen in den Hohlraum wird der Expansionskörper in einen expandierten Zustand überführt. Die Öffnung wird mittels eines Reparaturmaterials verschlossen. Der Expansionskörper besteht hierbei aus einem scheibenförmigen Gebilde.
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Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, ein Verfahren zur Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils anzugeben, das es ermöglicht, auf vergleichsweise einfache und komfortable Weise beim Wiederverschließen eines an einen Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angrenzenden ausgearbeiteten Bauteilbereichs die erforderliche Formstabilität des Flugzeugstrukturbauteils zu gewährleisten.
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Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren zur Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
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Das erfindungsgemäße Verfahren dient der Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils, das in einem an einem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angrenzenden Abschnitt einen Bauteilfehler aufweist. Bei dem Flugzeugstrukturbauteil kann es sich beispielsweise um ein Flugzeugrumpfsegment handeln, das einen eine Flugzeugaußenhaut bildenden Flächenabschnitt sowie einen ein Verstärkungselement, beispielsweise einen Spant oder einen Stringer bildenden Verstärkungsabschnitt umfasst. Der Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils wird dann durch den auf den Flächenabschnitt aufgebrachten Verstärkungsabschnitt sowie einen von dem Verstärkungsabschnitt ”überbrückten” Bereich des Flächenabschnitts begrenzt. Der mittels des erfindungsgemäßen Reparaturverfahrens zu reparierende Bauteilfehler kann beispielsweise in dem Verstärkungsabschnitt oder dem von dem Verstärkungsabschnitt ”überbrückten” Bereich des Flächenabschnitts liegen.
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Das mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens zu reparierende Flugzeugstrukturbauteil besteht vorzugsweise aus einem faserverstärkten Kunststoffmaterial, dessen Matrix, je nach Bedarf, aus einem duroplastischen oder einem thermoplastischen Kunststoffmaterial bestehen kann. Als Verstärkungsfasern, die als Kurzfasern oder Endlosfasern ausgebildet sein können, können Kohlenstofffasern, aber auch andere geeignete Fasern, wie z. B. Glasfasern eingesetzt werden. Die Fasern können unidirektional angeordnet sein oder in Form von Gelegen oder Geweben vorliegen. Die Herstellung des mittels des erfindungsgemäßen Reparaturverfahrens zu reparierenden Flugzeugstrukturbauteils erfolgt vorzugsweise durch einen Autoklavprozess, während dem das die Matrix des faserverstärkten Verbundmaterials bildende Kunststoffmaterial ausgehärtet wird. Während des Autoklavprozesses können, je nach Bedarf mehrere Einzelkomponenten des Flugzeugstrukturbauteil, beispielsweise ein Flächenabschnitt und ein Verstärkungsabschnitt ”nass in nass” miteinander verbundne werden. Bei dem mittels des erfindungsgemäßen Reparaturverfahrens zu reparierenden Bauteilfehler kann es sich um Poren handeln. Das erfindungsgemäße Verfahren kann jedoch auch zur Reparatur anderer Bauteilfehler, beispielsweise durch Spannungen verformte Bereiche des Flugzeugstrukturbauteils oder dergleichen herangezogen werden.
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Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils wird zunächst der den Bauteilfehler aufweisende Bereich des Flugzeugstrukturbauteils ausgearbeitet. Der den Bauteilfehler aufweisende Bereich des Flugzeugstrukturbauteils kann beispielsweise aus dem Flugzeugstrukturbauteil herausgeschnitten werden. Es versteht sich, dass das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils vorzugsweise so kleinflächig wie möglich, aber so großflächig erfolgt, dass nach dem Ausarbeitungsschritt lediglich fehlerlose Bereiche des Flugzeugstrukturbauteils verbleiben. Durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils wird eine Öffnung geschaffen, die in den in dem Flugzeugstrukturbauteil ausgebildeten Hohlraum mündet.
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Im nächsten Schritt wird ein Expansionskörper in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführt. Das Einführen des Expansionskörpers in den Hohlraum erfolgt durch die Öffnung, die durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils geschaffen wurde. Während des Einführens in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils befindet sich der Expansionskörper in einem nicht-expandierten Zustand. Dadurch kann der Expansionskörper auch durch eine Öffnung mit einem kleinen Öffnungsquerschnitt in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführt werden.
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Der in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführte Expansionskörper wird anschließend in einen expandierten Zustand überführt. In seinem expandierten Zustand überdeckt der Expansionskörper den ausgearbeiteten Bereich des Flugzeugstrukturbauteils zumindest teilweise, vorzugsweise vollständig. Darüber hinaus liegt der Expansionskörper in seinem expandierten Zustand vorzugsweise an den den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils begrenzenden Flächen des Flugzeugstrukturbauteils an. Beispielsweise kann der Expansionskörper in seinem expandierten Zustand an dem Hohlraum zugewandten Innenflächen eines Verstärkungsabschnitts sowie eines von dem Verstärkungsabschnitt ”überbrückten” Bereiches eines Flächenabschnitts anliegen.
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Schließlich wird die durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils geschaffene Öffnung durch ein Reparaturmaterial verschlossen. Als Reparaturmaterial wird vorzugsweise ein Material verwendet, das auch zur Herstellung des Flugzeugstrukturbauteils verwendet wird. Wenn es sich bei dem Flugzeugstrukturbauteil um ein aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehendes Bauteil handelt, wird somit vorzugsweise auch die Öffnung durch ein aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehendes Reparaturmaterial verschlossen.
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Bei dem erfindungsgemäßen Reparaturverfahren bildet der in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführte und dort in seinen expandierten Zustand überführte Expansionskörper ein ”Gegenlager” für das zum Verschließen der Öffnung eingesetzte Reparaturmaterial. Der Expansionskörper gewährleistet somit die Formstabilität des zu reparierenden Flugzeugstrukturbauteils, ohne dass es erforderlich ist, das Flugzeugstrukturbauteil in eine Form einzubringen. Ferner kann darauf verzichtet werden, den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils mittels eines den Hohlraum großvolumig ausfüllenden und folglich nicht durch die durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils geschaffene Öffnung in den Hohlraum einführbaren Schlauchs mit einem Innendruck zu beaufschlagen. Das erfindungsgemäße Reparaturverfahren ist daher einfach und komfortabel durchführbar. Ferner ermöglicht das Verfahren ein kleinräumiges Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils, d. h. zu dem den Bauteilfehler aufweisenden Bereich benachbarte Bereiche des Flugzeugstrukturbauteils werden bei der Durchführung des erfindungsgemäßen Reparaturverfahrens nicht beschädigt.
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Vorzugsweise wird während des Verschließens der Öffnung durch das Reparaturmaterial ein Druck auf eine von dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils abgewandte Außenfläche des Reparaturmaterials aufgebracht. Dadurch wird die Formstabilität des Flugzeugstrukturbauteils während des Verschließens des ausgearbeiteten Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils gewährleistet. Ferner kann das Flugzeugstrukturbauteil in der Umgebung der Öffnung während des Verschließens der Öffnung einer erhöhten Temperatur von beispielsweise ca. 125°C ausgesetzt werden. Eine erhöhte Temperatur ermöglicht ein einfaches und rasches Aushärten eines aushärtbaren Kunststoffmaterials, das die Matrix eines aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehenden Reparaturmaterials bildet.
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Der Expansionskörper bringt in seinem expandierten Zustand während des Verschließens der Öffnung durch das Reparaturmaterial einen Druck auf eine dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils zugewandte Innenfläche des Reparaturmaterials aus. Mit anderen Worten, der Expansionskörper drückt vorzugsweise auf eine dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils zugewandte Innenfläche des Reparaturmaterials, d. h. der Expansionskörper erfüllt eine Lagerfunktion für das Reparaturmaterial und sorgt somit dafür, dass das Reparaturmaterial beim Verschließen der Öffnung die gewünschte Form annimmt. Falls gewünscht, kann vor dem Überführen des Expansionskörpers in seinen expandierten Zustand ein Unterdruck an den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angelegt werden, d. h. der Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils kann unter einen gegenüber dem Atmosphärendruck verringerten Druck gesetzt werden.
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Der von dem Expansionskörper in seinem expandierten Zustand während des Verschließens der Öffnung durch das Reparaturmaterial auf die dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils zugewandte Innenfläche des Reparaturmaterials aufgebrachte Druck entspricht vorzugsweise im Wesentlichen dem Druck, der während des Verschließens der Öffnung durch das Reparaturmaterial auf die von dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils abgewandte Außenfläche des Reparaturmaterials aufgebracht wird. Das Aufbringen eines beidseitigen Drucks auf das Reparaturmaterial gewährleistet, dass das zum Verschließen der Öffnung genutzte Reparaturmaterial die gewünschte Form annimmt.
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Der Expansionskörper umfasst einen Ballon aus einem hitzebeständigen dehnbaren Kunststoffmaterial. Der Expansionskörper weist einen einfachen Aufbau bei gleichzeitig guter Funktionalität auf. Der Ballon kann beispielsweise aus einem Silikonmaterial oder dergleichen bestehen.
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Der Expansionskörper wird durch das Einbringen eines selbstaushärtenden Schaummaterials in den Expansionskörper in seinen expandierten Zustand überführt. Ein selbstaushärtendes Schaummaterial verleiht dem Expansionskörper auf rasche und einfache Weise seine gewünschte expandierte Form. Darüber hinaus ist der Expansionskörper nach dem Aushärten des Schaummaterials formstabil und folglich geeignet, einen Druck auf eine dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils zugewandte Innenfläche des Reparaturmaterials aufzubringen. Der von dem Expansionskörper auf die dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils zugewandte Innenfläche des Reparaturmaterials aufzubringende Druck kann durch entsprechende Steuerung des Volumens des in den Expansionskörper einzubringenden Schaummaterials sowie die Materialeigenschaften des Schaummaterials wie gewünscht gesteuert werden. Ein weiterer Vorteil des selbstaushärtenden Schaummaterials ist sein geringes Gewicht, d. h. ein mit einem selbstaushärtenden Schaummaterial gefüllter Expansionskörper erhöht das Gewicht des Flugzeugstrukturbauteils nur unwesentlich. Der Expansionskörper kann daher nach der Reparatur des Flugzeugstrukturbauteils problemlos an Ort und Stelle verbleiben.
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Das selbstaushärtende Schaummaterial kann mittels einer Lanze in den Expansionskörper eingebracht werden, die während des Einbringens des selbstaushärtenden Schaummaterials in den Expansionskörper durch die durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils geschaffene Öffnung in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils ragt. Eine Lanze kann mit einem vergleichsweise kleinen Querschnitt ausgeführt und folglich problemlos durch die Öffnung in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführt werden, ohne dass es erforderlich ist, die Öffnung mit einem besonders großen Öffnungsquerschnitt auszuführen.
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Nach dem Aushärten des Schaummaterials wird die Lanze vorzugsweise von dem Expansionskörper gelöst, d. h. die Lanze ragt nach dem Aushärten des Schaummaterials nicht länger durch die Öffnung und behindert somit auch nicht das Verschließen des ausgearbeiteten Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils.
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Der den Bauteilfehler aufweisende Bereich des Flugzeugstrukturbauteils wird vorzugsweise stufenweise ausgearbeitet, wobei ein Querschnitt der durch das Ausarbeiten des den Bauteilfehler aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils in dem Flugzeugstrukturbauteils gebildeten Öffnung von einer an den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angrenzenden Innenfläche des Flugzeugstrukturbauteils in Richtung einer von dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils abgewandten Außenfläche des Flugzeugstrukturbauteils vorzugsweise stufenweise zunimmt.
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Der ausgearbeitete Bereich des Flugzeugstrukturbauteils wird vorzugsweise durch eine Mehrzahl übereinander angeordneter Reparaturmaterialschichten verschlossen. Wenn es sich bei den Reparaturmaterialschichten um aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehende Reparaturmaterialschichten handelt, werden die Reparaturmaterialschichten vorzugsweise ”nass in nass”, d. h. ohne vorhergehende Aushärtung des eine Matrix des faserverstärkten Verbundmaterials bildenden Kunststoffmaterials in die Öffnung eingebracht. Die Reparaturmaterialschichten werden dann in einem Schritt ausgehärtet und miteinander sowie dem Flugzeugstrukturbauteils verbunden.
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Wenn der den Bauteilfehler aufweisende Bereich des Flugzeugstrukturbauteils stufenweise ausgearbeitet wird, weist eine an den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angrenzende innenliegende Reparaturmaterialschicht vorzugsweise eine geringere Fläche auf als eine von dem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils abgewandte außenliegende Reparaturmaterialschicht. Mit anderen Worten, die Öffnung wird vorzugsweise durch eine aus mehreren Reparaturmaterialschichten bestehende Schäftung verschlossen.
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Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung wird nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
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1 die Herstellung eines in Form eines Flugzeugrumpfsegments ausgebildeten Flugzeugstrukturbauteils aus einem faserverstärkten Verbundmaterial veranschaulicht,
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2 ein in Form eines Flugzeugrumpfsegments ausgebildetes Flugzeugstrukturbauteil zeigt, das in einem an einem Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils angrenzenden Bereich einen Bauteilfehler aufweist,
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3 das Flugzeugstrukturbauteil gemäß 2 zeigt, wobei jedoch der den Bauteilfehler aufweisende Bereich des Flugzeugstrukturbauteils ausgearbeitet und dadurch eine in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils mündende Öffnung in dem Flugzeugstrukturbauteil gebildet worden ist,
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4 das Flugzeugstrukturbauteil gemäß 3 zeigt, wobei jedoch eine Lanze mit einem sich in einem nicht-expandierten Zustand befindenden Expansionskörper durch den ausgearbeiteten Bereich des Flugzeugstrukturbauteils in den Hohlraum des Flugzeugstrukturbauteils eingeführt ist,
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5 das Flugzeugstrukturbauteil gemäß 4 zeigt, wobei jedoch der Expansionskörper in einen expandierten Zustand überführt ist,
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6 das Flugzeugstrukturbauteil gemäß 5 zeigt, wobei jedoch die Lanze von dem sich in seinem expandierten Zustand befindenden Expansionskörper gelöst ist, und
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7 das Flugzeugstrukturbauteil gemäß 6 zeigt, wobei jedoch die Öffnung durch ein Reparaturmaterial verschlossen ist.
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2 veranschaulicht ein in Form eines Flugzeugrumpfsegments ausgebildetes Flugzeugstrukturbauteil 10, das aus einem faserverstärkten Verbundmaterial besteht und nach dem in 1 veranschaulichten Verfahren, d. h. durch ”nass in nass”-Verbinden eines Flächenabschnitts 12 und eines einen Spant oder Stringer bildenden Verstärkungsabschnitts 14 und anschließendes Aushärten in einem Autoklaven hergestellt wurde. Der Verstärkungsabschnitt 14 begrenzt gemeinsam mit einem von dem Verstärkungsabschnitt 14 ”überbrückten” Bereich 12a des Flächenabschnitts 12 einen Hohlraum 18. In dem Bereich 12a des Flächenabschnitts 12 weist das Flugzeugstrukturbauteils 10 einen durch Poren gebildeten Bauteilfehler 22 auf. Aufgrund der hohen Anforderungen an die Belastbarkeit von Flugzeugstrukturkomponenten, muss das Flugzeugstrukturbauteil 10 in dem Bereich des Bauteilfehlers 22 repariert werden.
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Hierzu wird zunächst, wie in 3 veranschaulicht ist, ein den Bauteilfehler 22 aufweisender Bereich des Flugzeugstrukturbauteils 10 derart ausgearbeitet, dass die mechanischen Eigenschaften des Flugzeugstrukturbauteils 10 beeinträchtigende Bereiche des Flugzeugstrukturbauteils vollständig entfernt werden. Die Ausarbeitung des den Bauteilfehler 22 aufweisenden Bereichs des Flugzeugstrukturbauteils 10 erfolgt stufenweise derart, dass eine durch das Ausarbeiten des Bereichs in dem Flugzeugstrukturbauteil 10, d. h. dem an den Hohlraum 18 angrenzenden Bereichs 12a des Flächenabschnitts 12 gebildete Öffnung 24 im Bereich einer an den Hohlraum 18 angrenzenden Innenfläche des Bereichs 12a des Flächenabschnitts 12 einen geringeren Querschnitt aufweist als im Bereich einer von dem Hohlraum 18 abgewandten Außenfläche des Bereichs 12a des Flächenabschnitts 12.
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Im nächsten Schritt wird, wie in 4 gezeigt, eine Lanze 26 durch die Öffnung 24 des Flugzeugstrukturbauteils 10 in den Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils eingeführt. Die Lanze 26 trägt eine Expansionskörper 28, der sich beim Einführen in den Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 in einem nicht-expandierten Zustand befindet. Der Expansionskörper 28 umfasst einen Ballon 30, der aus einem hitzebeständigen dehnbaren Kunststoffmaterial, beispielsweise einem Silikonmaterial, besteht.
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Mittels der Lanze 26 wird nun ein selbstaushärtendes Schaummaterial 32 in den Ballon 30 eingebracht. Dadurch wird der Expansionskörper 28, wie in 5 gezeigt, in einen expandierten Zustand überführt. Über die Lanze 26 wird so lange selbstaushärtendes Schaummaterial 32 in den Ballon 30 eingebracht, bis der Expansionskörper 28 den Hohlraum 18 so weit ausfüllt, dass der Expansionskörper 28 einen gewünschten Druck p1 auf eine dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 zugewandte Innenfläche des Bereichs 12a des Flächenabschnitts 12 aufbringt. Die Öffnung 24 wird dabei vollständig von dem Expansionskörper 28 überdeckt.
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Im nächsten Schritt erfolgt das Aushärten des in den Ballon 30 eingebrachten Schaummaterials 32. Hierzu kann das Schaummaterial 32, je nach Bedarf, einer erhöhten Temperatur ausgesetzt werden. Nach dem Aushärten des Schaummaterials 32 wird die Lanze 26 von dem Expansionskörper 28 gelöst, so dass lediglich der Expansionskörper 28, d. h. der mit ausgehärtetem Schaummaterial 32 gefüllte Ballon 30 in dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 verbleibt, siehe 6.
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Schließlich wird die Öffnung 24 durch ein Reparaturmaterial 34 verschlossen. Wie in 7 veranschaulicht, wird das Reparaturmaterial 34 in einer Mehrzahl von übereinander angeordneten Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e, d. h. in Form einer Schäftung, in den stufenweise ausgearbeiteten Bereich des Flugzeugstrukturbauteils 10 eingebracht. Die Dimensionen der Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e sind jeweils an die Form der Stufen in dem ausgearbeiteten Bereich des Flugzeugstrukturbauteils 10 angepasst, d. h. eine an den Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 angrenzende innenliegende Reparaturmaterialschicht 34a weist eine geringere Fläche auf als eine von dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 abgewandte außenliegende Reparaturmaterialschicht 34e.
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Die Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e bestehen aus dem gleichen Material wie der Flächenabschnitt 12 und der Verstärkungsbereich 14, d. h. aus einem faserverstärkten Verbundmaterial. Beim Einbringen der Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e in die Öffnung 24 ist das die Matrix des faserverstärkten Verbundmaterials bildende Kunststoffmaterial noch nicht ausgehärtet, d. h. die Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e werden ”nass in nass” in den ausgearbeiteten Bereich des Flugzeugstrukturbauteils 10 eingebracht.
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Um die Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e miteinander sowie mit dem Flächenabschnitt 12 des Flugzeugrumpfsegments 10 zu verbinden, erfolgt in einem letzten Schritt die Aushärtung der Reparaturmaterialschichten 34a bis 34e. Hierzu wird auf eine von dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 abgewandte Außenfläche des Flächenabschnitts 12 und folglich des Reparaturmaterials 34 ein Druck p2 aufgebracht, der dem von dem Expansionskörper 28 auf eine dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 zugewandte Innenfläche des Flächenabschnitts 12 und folglich des Reparaturmaterials 34 aufgebrachten Druck p1 entgegenwirkt. Eine besonders hohe Formstabilität des Reparaturmaterials 34 lässt sich dann erreichen, wenn der von dem Expansionskörper 28 aufgebrachte Druck p1 betragsmäßig in etwa dem Druck p2 entspricht, der auf die von dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 abgewandte Außenfläche des Reparaturmaterials 34 aufgebracht wird.
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Bei dem hier beschriebenen Verfahren zur Reparatur eines Flugzeugstrukturbauteils 10 wirkt der Expansionskörper 28 somit als Gegenlager für den Druck p2, der auf die von dem Hohlraum 18 des Flugzeugstrukturbauteils 10 abgewandte Außenfläche des Reparaturmaterials 34 während der Aushärtung des Reparaturmaterials 34 aufzubringen ist. Nach dem Verschließen der Öffnung 24 durch das Reparaturmaterial 34 verbleibt der Expansionskörper 28 an Ort und Stelle. Durch das geringe Gewicht des Schaummaterials 32 und des Ballons 30 ist dies jedoch nicht weiter nachteilig.
