DE102011006792B4

DE102011006792B4 - Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen sowie Luft- oder Raumfahrzeug

Info

Publication number: DE102011006792B4
Application number: DE102011006792.2A
Authority: DE
Inventors: Dr. Goehlich Robert Alexander
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2011-04-05
Filing date: 2011-04-05
Publication date: 2017-07-27
Anticipated expiration: 2031-04-06
Also published as: WO2012136660A3; WO2012136660A2; US20140186574A1; DE102011006792A1

Abstract

Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen (20, 21), insbesondere für ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Schritten:
(a) Bereitstellen einer textilen Flächenstruktur (10, 10') mit einem ersten Teilbereich (12) und zweiten Teilbereichen (11), wobei lediglich der erste Teilbereich (12) mit einer Matrix (14) getränkt ist;
(b) Erhitzen der teilweise getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') derart, dass die im ersten Teilbereich (12) der textilen Flächenstruktur (10, 10') vorhandene Matrix (14) aushärtet;
(c) Verbinden der textilen Flächenstruktur (10, 10') im zweiten Teilbereich (11) mit entsprechenden zweiten Teilbereichen (11) derselben textilen Flächenstruktur (10) oder mit entsprechenden zweiten Teilbereichen (11) einer anderen textilen Flächenstruktur (10') durch Vernähen;
(d) Einführen einer weiteren Matrix (14') zumindest in die vernähten zweiten Teilbereiche (11) der textilen Flächenstruktur (10, 10'); und
(e) Lokales Erhitzen der getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') im Bereich der zweiten Teilbereiche (11) derart, dass die in den vernähten zweiten Teilbereichen (11) der textilen Flächenstruktur (10, 10') vorhandene weitere Matrix (14') aushärtet.

Description

GEBIET DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen, insbesondere für ein Luft- oder Raumfahrzeug. Die vorliegende Erfindung betrifft ferner ein Luft- oder Raumfahrzeug.
TECHNISCHER HINTERGRUND
In der modernen Luft- und Raumfahrttechnik werden im Hinblick auf die Reduzierung des Gesamtgewichts zunehmend leichte Werkstoffe wie Faserverbundwerkstoffe verwendet. Kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff oder CFK (für Carbon faserverstärkter Kunststoff) bezeichnet einen Faser-Kunststoff-Verbundwerkstoff, bei dem Kohlenstofffasern meist in mehreren Lagen als Verstärkung in eine so genannte Kunststoffmatrix eingebettet werden. Die Kunststoffmatrix bildet ein Trägermaterial, welches dazu ausgelegt ist, Schubkräfte aufzunehmen. Da Kohlefasern sehr hohe Zugspannungen bei geringer Elastizität aufnehmen können, hat dieser Werkstoff eine sehr hohe Festigkeit bei sehr niedrigem Gewicht. Durch die gegenseitigen Wechselwirkungen der beiden Komponenten, also der Kohlenstofffasern und der Kunststoffmatrix, erhält der resultierende Werkstoff höherwertigere Eigenschaften als jede der beiden einzelnen Komponenten.
Diese Faserverbundwerkstoffe werden, wie bereits oben erwähnt, für die Herstellung von Bauteilen eines Flugzeugs, wie beispielsweise dem Flugzeugrumpf, das Höhenleitwerk, die Tragflächen und dergleichen, verwendet. Dabei kommt häufig eine so genannte Halbschalenbauweise zum Einsatz, die den Aufbau eines Flugzeugbauteils in meist zwei Schalen bezeichnet. Die beiden Schalen werden durch eine geeignete Verbindungstechnik miteinander verbunden, so dass sich im Falle eines Flugzeugrumpfes dadurch ein nahezu runder oder ovaler Querschnitt eines Rumpfabschnittes ergibt. Die diversen Rumpfabschnitte, zum Beispiel der Heckbereich, die Rumpfmitte oder der Cockpitabschnitt, ergeben hintereinander angeordnet den gesamten Flugzeugrumpf. Im Flugzeugbau werden die Halbschalen meist durch Nieten zusammengefügt, jedoch kommt bei modernen Flugzeugentwicklungen zunehmend auch ein Kleben oder Laserschweißen zum Einsatz. Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend mit Bezug auf die Herstellung eines Flugzeugrumpfs in Halbschalenbauweise unter Einsatz eines Faserverbundwerkstoffs beschrieben, ohne allerdings die Erfindung dahingehend einzuschränken.
Die DE 10 2006 023 865 A1 beschreibt ein Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Bauteils, bei dem zwei Faserwerkstoffe durch Zugeben eines aushärtbaren Matrixwerkstoffes und durch anschließendes Aushärten miteinander verbunden werden. Bei diesem Verfahren werden die verschiedenen Faserlagen großflächig miteinander verbunden.
Im modernen Passagierflugzeugbau werden aus Gründen der Effizienzsteigerung zunehmend Großraumflugzeuge gefordert, wie etwa der künftige Airbus A350 oder die bereits in Serie gefertigten Airbus A340 und Airbus A380. Bei diesen Flugzeugtypen werden die Rumpfhalbschalen aufgrund der großen Dimensionen dieser Teile an einem Überlappungsstoß miteinander vernietet. Bei diesem Verbindungsverfahren werden die verschiedenen Sektionen oder Rumpfhalbschalen aufgestellt und ein Dichtmittel aufgetragen. Die Bauteile werden dann gegeneinander ausgerichtet und mittels temporärer Befestigungselemente miteinander fixiert. Anschließend werden unter Verwendung von Bohrschablonen Bohrlöcher und Senken in den Überlappungsbereich einbracht. Schließlich werden die beiden Bauteile im Überlappungsbereich miteinander vernietet. Dieses Verfahren stellt somit nachteilig einen relativ aufwändigen und damit kosten- und arbeitszeitintensiven Montageprozess dar.
Die Druckschrift DE 100 50 851 A1 beschreibt unter anderem ein Verfahren zur Herstellung von Vorformlingen aus Faserverbund-Halbzeugen und Harz, um diese nach dem Aushärten als Bauteil zu verwenden, wobei zunächst auf einer Arbeitsfläche ein Gelege durch das abwechselnde Aufeinanderlegen von Lagen eines trockenen Faserverbund-Halbzeugen-Zuschnitts und von Harz-Schichten jeweils vorbestimmter Form gebildet wird, aus dem Gelege durch Umformen entsprechender Teile desselben und anschließende Aushärtung desselben einen vorbestimmten Vorformling gebildet wird, wobei die Harz-Schichten eine Form aufweisen, die eine Verbindung von Halbzeug-Zuschnitten in deren Überdeckungs-Bereichen gewährleisten, und wobei die Harz-Schichten lokale Aussparungen aufweisen, um beim Umformen der einzelnen Profil-Teile des Geleges im Bereich der lokalen Aussparungen Schubspannungen zwischen den Halbzeug-Lagen zu minimieren, sowie einen Vorformling, der nach dem Verfahren hergestellt ist.
Die Druckschriften DE 10 2006 002 198 A1 , GB 2 133 337 A und DE 10 2009 010 292 A1 beschreiben weitere Verfahren zur Herstellung von Faserverbund-Bauelementen.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Vor diesem Hintergrund liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein vereinfachtes Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen, insbesondere für ein Luft- oder Raumfahrzeug, bereitzustellen.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und/oder durch ein Luft- oder Raumfahrzeug mit den Merkmalen des Patentanspruches 11 gelöst.
Demgemäß ist vorgesehen:

– Ein Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen, insbesondere für ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Schritten: (a) Bereitstellen einer textilen Flächenstruktur mit einem ersten Teilbereich und zweiten Teilbereichen, wobei lediglich der erste Teilbereich mit einer Matrix getränkt ist; (b) Erhitzen der teilweise getränkten textilen Flächenstruktur derart, dass die im ersten Teilbereich der textilen Flächenstruktur vorhandene Matrix aushärtet; (c) Verbinden der textilen Flächenstruktur im zweiten Teilbereich mit entsprechenden zweiten Teilbereichen derselben textilen Flächenstruktur oder mit entsprechenden zweiten Teilbereichen einer anderen textilen Flächenstruktur durch Vernähen; (d) Einführen einer weiteren Matrix zumindest in die vernähten zweiten Teilbereiche der textilen Flächenstruktur; und (e) Lokales Erhitzen der getränkten textilen Flächenstruktur im Bereich der zweiten Teilbereiche derart, dass die in den vernähten zweiten Teilbereichen der textilen Flächenstruktur vorhandene weitere Matrix aushärtet.
– Ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einer Vielzahl von faserverstärkten Bauteilen, wobei mindestens zwei der Bauteile durch ein erfindungsgemäßes Verfahren miteinander verbunden sind.

Die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin, dass bei modernen Flugzeugen und insbesondere bei Großraumpassiergierflugzeugen die verschiedenen Flugzeugbauteile sehr groß dimensioniert sind und aufgrund dessen für die Verbindungstechnik unhandlich sind. Die Idee der vorliegenden Erfindung besteht nun darin, den Herstellungs- und Verbindungsprozess eines Bauteils in zwei Abschnitte zu unterteilen: in einem ersten Abschnitt wird ein erster Bereich einer textilen Flächenstruktur für ein Bauteil mit einer Matrix getränkt und ausgehärtet. Das so entstehende Bauteil weist eine gewisse Festigkeit und Formstabilität auf, die ausreicht, das Bauteil in einem zweiten Abschnitt für einen Verbindungsprozess zu handhaben. Die Verbindungstechnik im zweiten Abschnitt erfolgt in denjenigen Bereichen des Bauteils, die im ersten Abschnitt nicht getränkt und damit nicht ausgehärtet wurden. In diesen Bereichen lassen sich Bauteile auf einfache Weise durch Anwendung einer Nähtechnik verbinden. So miteinander verbundene Bauteile weisen verbesserte statische und dynamische Eigenschaften auf. Darüber hinaus ist diese Art der Montage und Verbindungstechnik auch vereinfacht, da kein Bohren, welches unerwünschter Weise Späne erzeugt, oder Nieten mehr erforderlich ist.
Durch die dann nicht mehr erforderlichen Verbindungsnieten, die vor allem bei Großraumflugzeugen in einer sehr großen Anzahl verwendet werden, lässt sich zudem eine signifikante Gewichtseinsparung realisieren.
Darüber hinaus erschließt das erfindungsgemäße Verbindungskonzept die Vorteile eines faserverstärkten Werkstoffes, ohne auf die Vorzüge der Schalenbauweise verzichten zu müssen. Insbesondere lassen sich dadurch auch sehr hohe Toleranzen bei dem Verbinden der Bauteile realisieren, da die Bauteile in dem ersten Herstellungsabschnitt lediglich vorgeformt werden. In einem zweiten Herstellungsabschnitt lassen sich dann die Verbindungsbereiche, an denen die Bauteile miteinander verbunden werden, mit sehr hoher Genauigkeit und Maßhaltigkeit aufeinander ausrichten.
Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen ergeben sich aus den weiteren Unteransprüchen sowie aus der Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung.
In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird vor dem Verfahrensschritt (a) der Matrixwerkstoff durch Einspritzen in die textile Flächenstruktur eingebracht. Zusätzlich oder alternativ wäre auch denkbar, wenn vor dem Schritt (a) der Matrixwerkstoff durch Bereitstellen von zumindest teilweise mit dem Matrixwerkstoff getränkter Tapes, welche mit der textilen Flächenstruktur in Kontakt gebracht werden, in diese textile Flächenstruktur eingebracht wird. Bei Verwendung solcher, mit dem Matrixwerkstoff getränkter Tapes können diese beispielsweise lediglich abschnittsweise getränkt sein, wobei diese Abschnitte diejenigen Bereiche definieren, die bei einem in Kontakt Bringen des Tapes mit der textilen Flächenstruktur einen Matrixwerkstoff aufweisen sollen. Vorteilhafterweise wird bei Verwendung von Tapes die textile Flächenstruktur mit dem darauf aufgebrachten Tape zusammengedrückt, damit der Matrixwerkstoff so in die textile Flächenstruktur eindringen kann.
Vorzugsweise werden für den Verfahrensschritt (a) lediglich die inneren Bereiche der textilen Flächenstruktur mit der Matrix getränkt. Das bedeutet, dass die Randbereiche der textilen Flächenstruktur für ein Verbinden bzw. ein Vernähen von entsprechenden Randbereichen eines anderen oder desselben Bauteils frei bleiben.
In einer bevorzugten Ausgestaltung wird im Verfahrensschritt (b) die gesamte textile Flächenstruktur erhitzt. Denkbar wäre auch, dass lediglich die ersten Teilbereiche der textilen Flächenstruktur lokal erhitzt werden, jedoch ist dies aufwändiger als die gesamte textile Flächenstruktur zu erhitzten, zumal die ersten Teilbereiche typischerweise den Großteil der Fläche der gesamten textilen Flächenstruktur ausmachen. Gemäß der Erfindung werden im Verfahrensschritt (e) lediglich die zweiten Teilbereiche der textilen Flächenstruktur, also diejenigen Bereiche, die durch Nähen mit einer anderen oder derselben textilen Flächenstruktur verbunden wurden, lokal erhitzt. Denkbar wäre auch, dass im Verfahrensschritt (e) analog zu dem Verfahrensschritt (b) die gesamte textile Flächenstruktur erhitzt wird, jedoch ist dies aufgrund der Tatsache, dass die zweiten Teilbereiche typischerweise lediglich einen geringen Anteil der Fläche an der gesamten textilen Flächenstruktur ausmachen, nicht sehr ökonomisch.
In einer bevorzugten Ausgestaltung wird vor dem Verfahrensschritt (b) die abschnittsweise getränkte textile Flächenstruktur in eine gewünschte Form gebracht. Diese Form entspricht in erster Näherung etwa der Endform des zu fertigenden Bauteils. Anschließend wird die in Form gebrachte und abschnittsweise getränkte textile Flächenstruktur für das Aushärten erhitzt.
Vorzugsweise erfolgen das in Form Bringen der textilen Flächenstruktur und das anschließende Aushärten in einem Autoklaven. Ein Autoklav bezeichnet einen gasdicht verschließbaren Druckbehälter, der für die thermische Behandlung von Stoffen im Überdruckbereich eingesetzt wird. Autoklave werden u. a. für die Herstellung von Faser-Kunststoff-Verbundwerkstoffen verwendet. Hier werden in den Autoklaven typischerweise Drücke von bis zu 10 bar und Temperaturen von bis zu 400°C erzeugt. Der hohe Druck im Inneren eines Autoklaven wird verwendet, um die einzelnen Schichten einer textilen Flächenstruktur zu verpressen. Der Matrixwerkstoff im Faserverbundbauteil, meist Epoxidharz, wird bei hoher Temperatur im Bereich von 100–250°C mehrere Stunden lang ausgehärtet.
Gemäß der Erfindung wird im Schritt (c) der zweite Teilbereich der textilen Flächenstruktur mit entsprechenden zweiten Teilbereichen einer anderen textilen Flächenstruktur, welche nicht mit einer Matrix getränkt ist und nicht ausgehärtet ist, vernäht. Auf diese Weise wird ein Verbinden zweier großflächiger Bauteile, wie etwa zweier Rumpfhalbschalen, durch ein einfaches Vernähen derer nicht getränkter und damit nicht ausgehärteter Randbereiche realisiert. Über die ausgehärteten Innenbereiche, welche durch die getränkten und ausgehärteten ersten Teilbereiche gebildet werden, haben die entsprechenden Bauteile bzw. die entsprechenden textilen Flächenstrukturen eine sehr hohe Eigensteifigkeit und lassen sich für diesen Verbindungsprozess sehr einfach und mit hoher Maßgenauigkeit aufeinander justieren und ausrichten.
Gemäß der Erfindung lassen sich im Schritt (c) zweite Teilbereiche einer textilen Flächenstruktur mit entsprechenden zweiten Teilbereichen derselben textilen Flächenstruktur vernähen. Auf diese Weise ergibt sich ein einteiliges und einstückiges Bauteil, welches nach einem entsprechenden Formen an seinen Rändern durch Vernähen verbunden wird. Beispielsweise bei kleineren Rumpfbauteilen oder sonstigen Bauteilen ist es damit vorteilhaft möglich, diese durch ein geeignetes Verformen und Vernähen aus einer einzigen textilen Flächenstruktur, die geeignet mit einer Matrix getränkt, ausgehärtet und geformt wurde, zu verbinden.
In einer bevorzugten Ausgestaltung wird das erfindungsgemäße Verfahren zur Herstellung von Rümpfen, Rumpfabschnitten, Tragflächen und/oder Höhenleitwerken eines Luft- oder Raumfahrzeuges verwendet.
In einer bevorzugten Ausgestaltung ist als textile Flächenstruktur ein Fasergelege vorgesehen. Bevorzugt ist ein Kohlenstofffasergelege oder ein Glasfasergelege vorgesehen. Unter einem Gelege ist eine spezielle textile Flächenstruktur zu verstehen, die unter anderem zur Verstärkung in Faserverbundwerkstoffen eingesetzt wird. Statt Verwendung eines Geleges ist auch ein Gewebe als textile Flächenstruktur denkbar. Im Unterschied zu Geweben sind Gelege jedoch wesentlich besser drapierbar und haben im Verbund bessere mechanische Eigenschaften, da die Fasern bereits in gestreckter Form vorliegen und die Ausrichtung der Fasern speziell für den jeweiligen Anwendungsfall definiert werden kann. Ein Gelege besteht typischerweise aus mehreren Lagen parallel zueinander angeordneter Fasern. Die einzelnen Lagen unterscheiden sich in der Faserorientierung, deren Ausrichtung mit einem Winkel zur Produktionsrichtung angeben wird. Die einzelnen Lagen sind zunächst nicht untereinander verbunden, werden allerdings bei Faserverbundwerkstoffen durch Einbringen eines Matrixwerkstoffes und anschließendes Aushärten miteinander verbunden. Insbesondere der besseren Handhabung wegen werden die einzelnen Lagen im Produktionsprozess miteinander verwirkt.
In einer bevorzugten Ausgestaltung ist als textile Flächenstruktur eine Kohlenstofffasermatte oder eine Glasfasermatte, die als Gelege oder Gewebe vorliegen können, vorgesehen.
In einer typischen Ausgestaltung ist als Matrix eine Kunststoffmatrix vorgesehen. Als Kunststoffmatrix kann wiederum eine Epoxidharz enthaltende Matrix vorgesehen sein. Das Epoxidharz bildet dabei ein Trägermaterial, welches dazu ausgelegt ist, Schubkräfte aufzunehmen. Der Matrix ist eine genau bemessene Menge eines Härters beigemischt, der dazu vorgesehen ist, die Kunststoffmatrix bei Einkopplung von Hitze auszuhärten. Zusätzlich oder alternativ wäre auch denkbar, wenn eine Phenolharz enthaltende Matrix verwendet wird. Die Matrix kann daneben auch aus anderen Duromeren oder Thermoplasten bestehen oder diese enthalten. Neben der Verwendung einer Kunststoffmatrix wäre auch eine Matrix aus Keramik, wie sie bei keramischen Faserverbundwerkstoffen verwendet wird, denkbar.
In einer bevorzugten Ausgestaltung des Luft- oder Raumfahrzeugs ist das Bauteil als Flugzeugrumpf, Höhenleitwerk und/oder Tragfläche ausgebildet.
Die obigen Ausgestaltungen und Weiterbildungen lassen sich, sofern sinnvoll, beliebig miteinander kombinieren. Weitere mögliche Ausgestaltungen, Weiterbildungen und Implementierungen der Erfindung umfassen auch nicht explizit genannte Kombinationen von zuvor oder im Folgenden bezüglich der Ausführungsbeispiele beschriebenen Merkmale der Erfindung. Insbesondere wird dabei der Fachmann auch Einzelaspekte als Verbesserungen oder Ergänzungen zu der jeweiligen Grundform der vorliegenden Erfindung hinzufügen.
INHALTSANGABE DER ZEICHNUNG
Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend anhand der in den schematischen Figuren der Zeichnungen angegebenen Ausführungsbeispiele näher erläutert.
Es zeigen dabei:
1 anhand von Teilfiguren 1(A)–(E) den Ablauf eines ersten, allgemeinen Verlaufs des erfindungsgemäßen Verfahrens;
2 ein Detail der miteinander verbundenen Bauteile aus 1C im Bereich der Naht;
3 anhand von Teilfiguren 3(A)–(H) den Ablauf eines zweiten, bevorzugten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Verfahrens;
4 ein Detail aus 3(D) im Bereich der Naht; und
5 anhand von Teilfiguren 5(A)–(C) drei Verfahren zum Einbringen des Matrixwerkstoffs in die textile Flächenstruktur.
Die beiliegenden Zeichnungen sollen ein weiteres Verständnis der Ausführungsformen der Erfindung vermitteln. Sie veranschaulichen Ausführungsformen und dienen im Zusammenhang mit der Beschreibung der Erklärung von Prinzipien und Konzepten der Erfindung. Andere Ausführungsformen und viele der genannten Vorteile ergeben sich im Hinblick auf die Zeichnungen. Die Elemente der Zeichnungen sind nicht notwendigerweise maßstabsgetreu zueinander gezeigt.
In den Figuren der Zeichnung sind gleiche, funktionsgleiche und gleich wirkende Elemente, Merkmale und Komponenten – sofern nichts Anderes angegeben ist – jeweils mit denselben Bezugszeichen versehen.
BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
1 zeigt anhand von Teilfiguren 1A bis 1E ein erstes Ausführungsbeispiel zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen. Nachfolgend sei davon ausgegangen, dass es sich dabei um Bauteile eines Luft- oder Raumfahrzeugs und insbesondere um ein Rumpfbauteil eines Luftfahrtzeuges handelt.
1A zeigt eine mit Bezugszeichen 10 bezeichnete textile Flächenstruktur. Die textile Flächenstruktur 10 weist einen ersten, inneren Teilbereich 12 und ein den ersten Teilbereich 12 vollständig umschließenden zweiten, äußeren Teilbereich 11 auf. Der zweite Teilbereich 11 ist umlaufend an einem Rand 13 der textilen Flächenstruktur 10 angeordnet, so dass der erste Teilbereich 12 von dem Rand 13 durch den zweiten Teilbereich 11 getrennt ist. Im vorliegenden Beispiel sei angenommen, dass der erste Teilbereich 12 flächig durch eine Kunststoffmatrix 14, die im vorliegenden Ausführungsbeispiel als Epoxidharz 14 ausgebildet ist, getränkt ist.
In einem zweiten Verfahrensschritt wie in 1B illustriert ist, wird die textile Flächenstruktur 10 erhitzt, beispielsweise bei einer Temperatur von T = 400°C, wobei hier die gesamte textile Flächenstruktur 10, das heißt die ersten und zweiten Teilbereiche 12, 11, der Temperaturbehandlung unterworfen werden. Die verwendete Temperatur T wird derart gewählt, dass die im ersten Teilbereich 12 der textilen Flächenstruktur 10 vorhandene Kunststoffmatrix 14 aushärten kann. Zu diesem Zweck weist die Kunststoffmatrix 14 einen Härter auf, der bei der entsprechend verwendeten Temperatur T aushärten kann.
In einem anschließenden Verfahrensschritt, der in 1C dargestellt ist, werden zunächst zwei verschiedene textile Flächenstrukturen 10, 10' an den zweiten Teilbereichen 11 miteinander in Überlappung gebracht. In diesem Überlappungsbereich 14 weisen die beiden textilen Flächenstrukturen 10 zunächst keine ausgehärtete Kunststoffmatrix auf. Die beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' werden hier im Überlappungsbereich 15 miteinander vernäht, so dass die beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' mittels einer Naht 18 verbunden sind.
In einem anschließenden Verfahrensschritt, wie in 1D illustriert, wird eine weitere Kunststoffmatrix 14' zumindest in die vernähten zweiten Teilbereiche 11 bzw. in den gesamten Überlappungsbereich 15 der beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' eingebracht.
Schließlich werden, wie in 1E illustriert, die beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' erhitzt. Das Erhitzen erfolgt vorzugsweise lokal lediglich im Überlappungsbereich 15 und damit im Bereich der dort eingebrachten weiteren Kunststoffmatrix 14', so dass hier die im Bereich der Naht 18 eingebrachte Kunststoffmatrix aushärten kann. Es ergibt sich damit ein Bauteil 20, welches im Überlappungsbereich 15 der beiden faserverstärkten Flächenstrukturen 10, 10' eine ausgehärtete Kunststoffmatrix 14' aufweist.
2 zeigt den Überlappungsbereich 15 im Detail. Hier ist zu erkennen, dass im Überlappungsbereich 15 die nicht mit einer Kunststoffmatrix getränkten und ausgehärteten zweiten Teilbereiche 15', 15'' mittels einer Naht 18 miteinander anisotrop vernäht sind. Das Vernähen kann z. B. unter Verwendung der Verbundfasern erfolgen.
3 zeigt anhand verschiedener Teilfiguren 3A bis 3H ein zweites Ausführungsbeispiel für ein besonders bevorzugtes Verfahren zum Verbindung von faserverstärkten Bauteilen.
In einem ersten Verfahrensschritt, wie in 3A illustriert, werden zwei textile Flächenstrukturen 10, 10' bereitgestellt.
In die beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' wird, wie in 3B illustriert, eine Kunststoffmatrix 14 eingebracht.
Anschließend werden, wie in 3C illustriert, die so mit einer Kunststoffmatrix 14 getränkten textilen Flächenstrukturen 10, 10' in einem Autoklaven, welcher vorliegend der besseren Übersichtlichkeit halber nicht dargestellt ist, in Form gebracht und erhitzt. Dabei wird die Kunststoffmatrix 14 im ersten Teilbereich ausgehärtet.
Anschließend werden, wie in 3D illustriert, die so erhitzten und ausgehärteten textilen Flächenstrukturen 10, 10' zueinander positioniert und ausgerichtet, indem die jeweiligen, sich gegenüberstehenden zweiten Teilbereiche 15', 15'' der beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' in einem Überlappungsbereich 15 übereinander angeordnet werden. Die jeweiligen zweiten Teilbereiche 15', 15'' werden wie bei einem Flansch um 90° gelegt.
Anschließend werden, wie in 3E illustriert, die so übereinander gelegten zweiten Teilbereiche 15', 15'' der beiden textilen Flächenstrukturen 10, 10' miteinander anisotrop vernäht, so dass eine Naht 18 entsteht.
Anschließend wird, wie in 3F illustriert, eine weitere Kunststoffmatrix 14' zumindest abschnittsweise in den Überlappungsbereich 15 und damit in den Bereich der Naht 18 eingebracht. Das Einbringen der Kunststoffmatrix 14' kann beispielsweise durch lokales Einspritzen eines Epoxidharzes oder eines anderen Matrixwerkstoffes erfolgen.
Schließlich erfolgt, wie in 3G illustriert, ein lokales Erhitzen des Überlappungsbereiches 15. Dies kann beispielsweise durch eine um den Überlappungsbereich gelegte Hitzemanschette erfolgen. Alternativ kann das Einkoppeln der Wärme bzw. Hitze auch durch eine um den Überlappungsbereich 15 lokal angeordnete Wärme- und Druckmanschette realisiert werden. Durch Aneinanderreihen und miteinander Verbinden zweier solcher halbschaliger Bauteile 10, 10', wie in 3G illustriert, ergibt sich ein komplettes halbschaliges Bauteil 20. Dieses Bauteil 20 bildet z. B. eine zusammengefügte Halbschale 20 für einen Flugzeugrumpf.
Indem ein solches Halbschalenbauteil 20 mit einem anderen Halbschalenbauteil 20 unter analoger Verwendung der anhand der 3A bis 3G dargestellten Verfahrenschritte miteinander an Nahtstellen 22 verbunden werden, ergibt sich ein komplettes Rumpfbauteil 21, wie in 3H illustriert.
4 zeigt anhand einer Schnittdarstellung an der Sehne von innen ein Detail des erzeugten Bauteils 21 im Überlappungsbereich 15, an dem die Wärme- und Druckmanschette 19 angebracht ist. Über diese Wärme- und Druckmanschette 19, die somit gewissermaßen einen lokalen Autoklaven bildet, lässt sich vorteilhafter Weise Wärme bzw. Hitze lokal lediglich in den Überlappungsbereich 15 einkoppeln.
5 zeigt anhand der Teilfiguren 5A bis 5C verschiedene Möglichkeiten für das Einbringen einer Kunststoffmatrix in eine textile Flächenstruktur.
Das Einbringen der Kunststoffmatrix 14 kann, wie in 5A illustriert, flächenhaft durch flächenhaftes Aufspritzen 30 eines Epoxidharzes in die textile Flächenstruktur 10 erfolgen. Auf diese Weise lassen sich zum Beispiel die mit einer Kunststoffmatrix 14 getränkten, flächigen ersten Teilbereiche 12, wie sie in den 1A und 3B dargestellt sind, erzeugen.
Darüber hinaus lässt sich das Epoxidharz auch lokal in entsprechende Abschnitte der textilen Flächenstruktur 10 einbringen, wie dies in 5B dargestellt ist. Auf diese Weise lassen sich Randbereiche, punktuelle oder streifenförmige Bereiche einer textilen Flächenstruktur gezielt mit der Kunststoffmatrix tränken. Das Einbringen 31 erfolgt hier durch ein Einspritzen unter Verwendung einer genau positionierbaren Düse. Auf diese Weise lässt sich beispielsweise eine Kunststoffmatrix 14' in den Überlappungsbereich 15 einbringen, wie dies anhand der 1D und 3F dargestellt ist.
Zusätzlich oder alternativ wäre auch denkbar, wenn die Kunststoffmatrix 14 statt durch Einspritzen durch Auflegen eines flächenhaften Tapes 32 oder eines streifenförmigen oder punktuellen Tapes 32 auf die entsprechenden, mit der Kunststoffmatrix 14 zu tränkenden Bereiche der textilen Flächenstruktur 10 aufgelegt werden. Diese Tapes 32 können z. B. bereichsweise getränkt sein, wobei die getränkten Bereiche so gewählt sein können, dass diese diejenigen Teilbereiche der textilen Flächenstruktur 10 definieren, die mit der Kunststoffmatrix 14 getränkt werden sollen. Durch das Auflegen dieser Tapes 32 und beispielsweise durch Anwenden eines Druckes P kann die Kunststoffmatrix 14 in die textile Flächenstruktur 10 einsickern, was mit den Pfeilen 33 bezeichnet ist. Ein solches Verfahren ist in der 5C dargestellt.
Obwohl die vorliegende Erfindung vorstehend anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vollständig beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Art und Weise modifizierbar.
Die Erfindung ist zwar bevorzugt zur Herstellung von Rümpfen, Rumpfabschnitten, Tragflächen und/oder Höhenleitwerken eines Luft- oder Raumfahrzeuges vorgesehen. Allerdings ist die Erfindung nicht dahingehend beschränkt, sondern lässt sich auch bei beliebig anderen Anwendungen, beispielsweise im Boots- und Jachtbau, Fahrzeugbau, bei Sportgeräten, in der Kfz-Technik, für Klebebänder und dergleichen vorteilhaft einsetzen.
Auch soll die Erfindung nicht auf die vorstehenden Zahlenangaben und Materialien beschränkt sein, die lediglich beispielhaft zu verstehen sind.
Auch die Reihenfolge der angegebenen Verfahrensschritte kann unter Umständen – sofern sinnvoll – durch weitere Verfahrensschritte ergänzt oder variiert werden.
Bezugszeichenliste

10, 10': textile Flächenstrukturen
11: zweiter, äußerer Teilbereich der textilen Flächenstruktur
12: erster, innerer Teilbereich der textilen Flächenstruktur
13: Rand der textilen Flächenstruktur
14, 14': Matrixwerkstoff, Kunststoffmatrix, Epoxidharz
15: Überlappungsbereich
18: Naht
19: Wärme-Druckmanschette, lokaler Autoklav
20: Bauteil, Halbschale
21: Bauteil, zusammenmontierte Halbschalen, Flugzeugrumpf
22: Nahtstellen
30: großflächiges Aufspritzen eines Matrixwerkstoffes
31: punktuelles, lokales Aufspritzen eines Matrixwerkstoffes
32: Tape
33: Richtung
T: Temperatur
P: Druck

Claims

Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen (20, 21), insbesondere für ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Schritten: (a) Bereitstellen einer textilen Flächenstruktur (10, 10') mit einem ersten Teilbereich (12) und zweiten Teilbereichen (11), wobei lediglich der erste Teilbereich (12) mit einer Matrix (14) getränkt ist; (b) Erhitzen der teilweise getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') derart, dass die im ersten Teilbereich (12) der textilen Flächenstruktur (10, 10') vorhandene Matrix (14) aushärtet; (c) Verbinden der textilen Flächenstruktur (10, 10') im zweiten Teilbereich (11) mit entsprechenden zweiten Teilbereichen (11) derselben textilen Flächenstruktur (10) oder mit entsprechenden zweiten Teilbereichen (11) einer anderen textilen Flächenstruktur (10') durch Vernähen; (d) Einführen einer weiteren Matrix (14') zumindest in die vernähten zweiten Teilbereiche (11) der textilen Flächenstruktur (10, 10'); und (e) Lokales Erhitzen der getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') im Bereich der zweiten Teilbereiche (11) derart, dass die in den vernähten zweiten Teilbereichen (11) der textilen Flächenstruktur (10, 10') vorhandene weitere Matrix (14') aushärtet.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Schritt des Bereitstellens einer textilen Flächenstruktur (10, 10') die Matrix (14) durch Einspritzen eines Matrixwerkstoffes in die textile Flächenstruktur (10, 10') und/oder durch Bereitstellen von teilweise mit einem Matrixwerkstoff getränkter Tapes, welche mit der textilen Flächenstruktur (10, 10') in Kontakt gebracht werden, in die textile Flächenstruktur (10, 10') eingebracht wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass für den Schritt des Bereitstellens einer textilen Flächenstruktur (10, 10') lediglich die inneren Bereiche (12) der textilen Flächenstruktur (10, 10') mit der Matrix (14) getränkt werden.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Schritt des Erhitzens der teilweise getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') die abschnittsweise getränkte textile Flächenstruktur (10, 10') in eine gewünschte Form gebracht wird und anschließend die in Form gebrachte und abschnittsweise getränkte textile Flächenstruktur (10, 10') erhitzt wird.
Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Informbringen der textilen Flächenstruktur (10, 10') und das anschließende Aushärten in einem Autoklaven (19) durchgeführt wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass im Schritt des Erhitzens der teilweise getränkten textilen Flächenstruktur (10, 10') die gesamte textile Flächenstruktur (10, 10') erhitzt wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren zur Herstellung von Rümpfen, Rumpfabschnitten, Tragflächen und/oder Höhenleitwerke eines Luft- oder Raumfahrzeuges vorgesehen wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass als textile Flächenstruktur (10, 10') ein Fasergelege (10, 10'), insbesondere ein Kohlefasergelege (10, 10') oder ein Glasfasergelege, vorgesehen wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass als textile Flächenstruktur (10, 10') eine Kohlenstofffasermatte (10, 10') oder eine Glasfasermatte vorgesehen wird.
Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass als Matrix (14, 14') eine Kunststoffmatrix, insbesondere eine Epoxidharz und/oder Phenolharz enthaltende Matrix, vorgesehen wird.
Luft- oder Raumfahrzeug mit einer Vielzahl von faserverstärkten Bauteilen (20, 21), wobei mindestens zwei der Bauteile (20, 21) durch ein Verfahren gemäß einem der Patentansprüche 1 bis 10 miteinander verbunden sind.
Luft- oder Raumfahrzeug nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (20, 21) als Flugzeugrumpf (20, 21), Höhenleitwerk und/oder Tragfläche ausgebildet ist.