DE102011008574A1

DE102011008574A1 - Verbundpaneel für ein Luftfahrzeug, Baugruppe und Luftfahrzeug mit einem derartigen Verbundpaneel, sowie Verwendung und Verfahren zur Herstellung eines derartigen Verbundpaneels

Info

Publication number: DE102011008574A1
Application number: DE102011008574A
Authority: DE
Inventors: Dr. Walter Jürgen; Rolf Matthias Alter
Original assignee: EC TECHNIK GmbH
Current assignee: EC TECHNIK GmbH
Priority date: 2010-10-12
Filing date: 2011-01-14
Publication date: 2012-04-12
Anticipated expiration: 2031-01-15
Also published as: DE102011008574B4

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verbundpaneel (10) für ein Luftfahrzeug zum Schutz vor Boden-Luft-Raketen mit einer Kernschicht (11) aus einer wabenförmigen Struktur, die zwischen einer ersten Deckschicht (12a) und einer zweiten Deckschicht (12b) angeordnet und mit der ersten Deckschicht (12a) direkt verbunden ist. Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass in das Verbundpaneel (10) eine Splitterschutzschicht (13) integriert ist, die zwischen der Kernschicht (11) und der zweiten Deckschicht (12b) angeordnet und mit diesen fest verbunden ist. Die Erfindung bezieht sich ferner auf eine Baugruppe und Luftfahrzeug mit einem derartigen Verbundpaneel, sowie eine Verwendung und ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Verbundpaneels.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verbundpaneel für ein Luftfahrzeug zum Schutz vor Boden-Luft-Raketen. Ferner betrifft die Erfindung eine Baugruppe und ein Luftfahrzeug mit einem derartigen Verbundpaneel sowie eine Verwendung und ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Verbundpaneels.
Eine besondere Gefahr für Luftfahrzeuge geht von Ein-Mann-Boden-Luft-Raketen, sogenannten Man Portable Air Defence Systems (MANPADS), aus. Derartige Boden-Luft-Raketen können mit einem Infrarot-Suchkopf ausgerüstet sein und Luftziele aus einer Entfernung von fünf bis acht Kilometern in einer Höhe von bis zu 5000 Metern erfassen. Bei derartigen Distanzen ist die Flugzeit der Boden-Luft-Raketen kurz, sodass die Einleitung von Gegenmaßnahmen erschwert ist. Überdies sind MANPADS vor einem Abschuss schwer detektierbar. Die Gefahr, die von derartigen Boden-Luft-Raketen ausgeht, steigt zunehmend durch die Entwicklung von MANPADS mit höherer Effizienz.
Im Allgemeinen weisen MANPADS eine große Zerstörungskraft auf, die sich insbesondere als großflächige, Zerstörung durch eine Druckwelle bei gleichzeitiger Splitterwirkung zeigt. Die Druckwelle kann bei Luftfahrzeugen zu einer Zerstörung von betriebswichtigen Bauteilen führen, beispielsweise des Flugkontrollcomputers bzw. Flight Control Computer (FCC), des Cockpits oder der Treibstofftanks. Eine Zerstörung derartiger betriebswichtiger Bauteile kann zu einem Totalausfall des Luftfahrzeugs führen.
Der Rumpf moderner Luftfahrzeuge ist üblicherweise aus Wabenpaneelen gebildet, die eine Wabenstruktur als Kern und beidseitig aufgebrachte Deckschichten aufweisen. Derartige Wabenpaneele sind beispielsweise aus DE 696 15 751 T2 bekannt und zeichnen sich durch selbsttragende Eigenschaften bei gleichzeitig reduziertem Gewicht aus. Für einen Schutz vor MANPADS sind derartige Wabenpaneele nicht ausreichend. Durch die direkte Einwirkung der Druckwelle (Blast) werden derartige Wabenpaneele stark verformt. Insbesondere besteht das Risiko, dass die bekannten Wabenpaneele einer erheblichen dynamischen Beulung unterliegen, wodurch an das Wabenpaneel angrenzende Strukturen, insbesondere betriebswichtige Bauteile des Luftfahrzeugs, zerschlagen werden können. Es hat sich gezeigt, dass die Beulung bekannter Wabenpaneele durch Einwirkung der Druckwelle bis zu etwa 18 cm betragen kann. Eine zusätzliche Gefahr geht von Primärsplittern des Gefechtskopfs des MANPAD oder Sekundärsplittern aus abgesprengten Fragmenten des Luftfahrzeugs aus.
Ein Splitterschutz für Luftfahrzeuge ist aus der Praxis bekannt. Insbesondere kommen verklebte oder gesteppte Aramid- oder Polyethylen-Splitterschutzmatten, sogenannte spall liner, zum Einsatz. Derartige Splitterschutzmatten schützen zwar vor Splittern, indem die Splitter in den Matten abgebremst und somit aufgefangen werden. Dennoch bieten derartige Matten keinen Schutz vor einer Druckwelle. Vielmehr beulen die bekannten Splitterschutzmatten stark, um die Energie der Splitter aufzunehmen. Somit besteht bei bekannten Splitterschutzmatten auch die Gefahr, dass durch die Beulung hinter den Matten liegende Strukturen, beispielsweise ein Flight Control Computer, irreparabel geschädigt werden und einen Totalverlust des Luftfahrzeugs verursachen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verbundpaneel für ein Luftfahrzeug anzugeben, dass ein geringes Gewicht und ein effizienten Schutz vor Boden-Luft-Raketen aufweist. Insbesondere soll das Verbundpaneel unter Einwirkung einer Druckwelle eine geringe Beulung zeigen und das Eindringen von Splittern in den Innenraum des Luftfahrzeugs vermeiden. Die Aufgabe der Erfindung besteht ferner darin, eine Baugruppe und ein Luftfahrzeug mit einem derartigen Verbundpaneel sowie die eine Verwendung und ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Verbundpaneels anzugeben.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe im Hinblick auf das Verbundpaneel durch den Gegenstand des Anspruchs 1, im Hinblick auf die Baugruppe durch den Gegenstand des Anspruchs 13 und im Hinblick auf das Luftfahrzeug durch den Gegenstand des Anspruchs 15 gelöst. Hinsichtlich der Verwendung wird die Aufgabe durch den Gegenstand des Anspruchs 16 und hinsichtlich des Verfahrens durch den Gegenstand des Anspruchs 17 gelöst.
Der Erfindung liegt der Gedanke zugrunde, ein Verbundpaneel für ein Luftfahrzeug mit einer Kernschicht aus einer wabenförmigen Struktur anzugeben. Die Kernschicht ist zwischen einer ersten Deckschicht und einer zweiten Deckschicht angeordnet und mit der ersten Deckschicht direkt verbunden. In das Verbundpaneel ist eine Splitterschutzschicht integriert. Die Splitterschutzschicht ist zwischen der Kernschicht und der zweiten Deckschicht angeordnet. Ferner ist die Splitterschutzschicht mit der Kernschicht und der zweiten Deckschicht fest verbunden.
Überraschend hat sich gezeigt, dass durch die Kombination einer Wabenstruktur mit einer Splitterschutzschicht, insbesondere einem spall liner, nicht nur ein Schutz vor primären und sekundären Splittern, sondern auch ein Schutz vor direkter Einwirkung der Druckwelle bzw. direkter Blasteinwirkung erreicht werden kann. Dazu ist es wesentlich, dass die Splitterschutzschicht in das Verbundpaneel integriert ist, also einen integralen Bestandteil des Verbundpaneels bildet. Die besondere Anordnung der Splitterschutzschicht direkt auf die Kernschicht bzw. zwischen der Kernschicht und der zweiten Deckschicht, führt zu den vorgenannten Vorteilen. Das Verbundpaneel weist insgesamt ein geringes Gewicht auf, wodurch sich das Verbundpaneel besonders für den Einsatz in Luftfahrzeugen eignet.
Bei Testversuchen mit Explosionen im unmittelbaren Nahbereich eines Luftfahrzeugs hat sich gezeigt, dass der Doppelschutz bezogen auf Splitterwirkung und Druckwelleneinfluss durch ein Doppelpaneel verbessert werden kann. Gemäß einem nebengeordneten Aspekt beruht die Erfindung daher auf den Gedanken, eine Baugruppe anzugeben, die wenigstens ein vorgenanntes Verbundpaneel und ein weiteres Strukturpaneel umfasst. Das Verbundpaneel und das weitere Strukturpaneel sind zur Bildung eines Doppelpaneels fest miteinander verbunden. Die Idee des Doppelpaneels beruht darauf, nicht nur ein einzelnes Verbundpaneel zu verwenden, sondern auch zwei oder mehrere Paneele in Reihe hintereinander zu staffeln, sodass sich die erfindungsgemäße Baugruppe bzw. das Doppelpaneel ergibt. Wenigstens eines der miteinander verbundenen bzw. die Baugruppe bildenden Paneele ist durch das eingangs genannte Verbundpaneel gebildet. Ein oder mehrere weitere Paneele können einen Aufbau aufweisen, der im Wesentlichen den Aufbau des eingangs genannten Verbundpaneels entspricht. Alternativ können das weitere Paneel oder die weiteren Paneele einen anderen strukturellen Aufbau umfassen. Beispielsweise kann das weitere Paneel ohne eine erste Deckschicht ausgebildet sein, sodass die Kernschicht des weiteren Paneels direkt auf der zweiten Deckschicht des Verbundpaneels bzw. ersten Paneels aufliegt. Im Allgemeinen können die Paneele der erfindungsgemäßen Baugruppe miteinander verklebt oder mittels eines Rahmens miteinander verbunden sein. Es ist auch möglich, die einzelnen Paneele der Baugruppe durch Schrauben oder andere Fixierungen, beispielsweise Nieten, zu verbinden, sodass die Baugruppe im Wesentlichen ein Paket bildet.
Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben, wobei die im Zusammenhang mit dem Verbundpaneel genannten Weiterbildungen auch bezogen auf die Baugruppe offenbart und beansprucht werden. So kann das erfindungsgemäße Verbundpaneel integrierte Haltemittel zur Verbindung mit dem Luftfahrzeug aufweisen. Mit anderen Worten sind in das Verbundpaneel vorzugsweise Haltemittel integriert, um das Verbundpaneel mit dem Luftfahrzeug, insbesondere tragenden Elementen des Luftfahrzeugrumpfes, zu verbinden.
Die Schutzwirkung des erfindungsgemäßen Verbundpaneels kann durch Verwendung besonderer Materialien verbessert werden. Vorteilhaft ist daher vorgesehen, dass die Kernschicht Glasfaserwaben, Metallwaben, insbesondere Aluminiumwaben, Aramidwaben oder Kohlenstofffaserwaben aufweist. Glasfaserwaben und Aramidwaben, wie KEVLAR- oder NOMEX-Waben sind bevorzugt und weisen besonders gute Versteifungs- und Absorptionseigenschaften auf.
Die erste und zweite Deckschicht können aus denselben oder aus verschiedenen Materialien gebildet sein. Bei einem symmetrisch aufgebauten Verbundpaneel sind beide Deckschichten aus demselben Material gebildet, wobei in diesem Fall die Kernschicht überwiegend Versteifungsaufgaben übernimmt. Im Fall eines asymmetrisch aufgebauten Verbundpaneels, bei der die beiden Deckschichten aus verschiedenen Materialien gebildet sind, wirkt die Kernschicht verstärkt als Crash-Absorber. Dabei kann die feindseitig angeordnete Deckschicht des Verbundpaneels, also die untere Deckschicht, dehnbarer als die freundseitig angeordnete Deckschicht sein, also als die obere Deckschicht. In anderen Worten ist die obere Deckschicht steifer als die untere Deckschicht.
Die erste und/oder zweite Deckschicht können ein Glasfaserlaminat, ein Kohlenstofffaserlaminat, eine Aramidschicht, eine Keramikschicht oder ein Metallblech, insbesondere ein Aluminiumblech oder ein Stahlblech, aufweisen. Bei der Ausführungsform mit symmetrischem Verbundpaneel, sind die beiden Deckschichten aus demselben Material bzw. Werkstoff aufgebaut. Beim asymmetrischen Verbundpaneel können die vorstehend genannten verschiedenen Materialien für die erste und zweite Deckschicht miteinander kombiniert werden, beispielsweise derart, dass die untere Deckschicht dehnbarer als die obere freundseitig angeordnete Deckschicht ist.
Zwischen der Kernschicht und der zweiten Deckschicht, die im Gebrauch freundseitig, also dem Innenraum des Luftfahrzeugs zugewandt, angeordnet ist, ist die Splitterschutzschicht in das Verbundpaneel integriert. Die Splitterschutzschicht bzw. der spall liner kann beispielsweise aus Aramid oder Polyethylen, insbesondere aus UHMWPE gebildet sein. Die Splitterschutzschicht kann je nach Anforderung mit oder ohne Gummierung ausgebildet sein. Die Splitterschutzschicht bzw. der spall liner dient dazu, Kleinteile, wie beispielsweise Primär- und Sekundärsplitter usw. abzufangen. Diese Teilchen können als Geschoß wirken und den Rumpf des Luftfahrzeugs durchschlagen, wenn die Rakete explodiert. Dasselbe gilt für Schweißnähte oder Schrauben und Teile die bei einem Raketeneinschlag gelöst werden und als Fragmente den Rumpf des Luftfahrzeugs durchschlagen und die Insassen gefährden. Die Anbringung einer Splitterschutzschicht zwischen der freundseitigen Deckschicht hat sich als wirksamer Schutz gegen derartige Splitter bzw. Teilchen erwiesen, die bei einem Raketeneinschlag als Primärsplitter oder Sekundärsplitter auftreten.
Die Haltemittel zur Verbindung des Verbundpaneels mit dem Luftfahrzeug können an sich bekannte Inserts und/oder Pottings und/oder Profile umfassen, die in das Verbundpaneel eingelassen sind. Die vorstehend genannten Haltemittel sind dabei sowohl in ihrer Form als auch in ihrer Anordnung angepasst derart, dass das Verbundpaneel mit dem Luftfahrzeug verbunden werden kann.
Bei einer weiteren Ausführungsform sind die erste Deckschicht und die Kernschicht durch einen Klebefilm verbunden. Ebenso kann die Splitterschutzschicht mit der Kernschicht und/oder der zweiten Deckschicht durch einen Klebefilm verbunden sein.
Der Klebefilm kann zur Einstellung eines großen Meniskus an der Grenzfläche zwischen der ersten Deckschicht bzw. der Splitterschutzschicht und einer Wabe der Kernschicht angepasst sein. Ein großer Meniskus ist im Rahmen der Erfindung mit bloßem Auge optisch zu erkennen und weist eine im Winkel zwischen Wabe und Deckschicht bzw. Splitterschutzschicht angeordnete konkave Krümmung auf.
Zur Einstellung des Meniskus kann der Klebefilm ein Flächengewicht von mindestens 100 g/m² aufweisen. Die Untergrenze des Flächengewichts von 100 g/m² führt zu einer guten Benetzung der Wabe, so dass sich in der Wabe bzw. an der Grenzfläche zur Wabe ein großer Meniskus ausbildet. Dadurch wird erreicht, dass einerseits eine gute Anhaftung der Kernschicht an die angrenzenden Schichten, insbesondere die Splitterschutzschicht oder die erste Deckschicht erfolgt. Andererseits wird das Volumen der einzelnen Waben der Kernschicht so wenig wie möglich durch den Raumbedarf der Klebeschicht verringert, so dass ein Freiraum in der Wabe bestehen bleibt, der für die guten Crash- bzw. Blast-Absorptionseigenschaften der Wabe dienlich ist. Es hat sich gezeigt, dass ein Klebefilm mit einem Flächengewicht von mindestens 100 g/m² zu guten Ergebnissen im Hinblick auf die Meniskusbildung führt. Ein geeigneter Klebefilm kann beispielsweise durch einen hohen Harzanteil hergestellt werden.
Das Glasfaserlaminat kann einen Thermoplast-Klebefilm mit einem Flächengewicht von 5–300 g/m² und einer Shore-Härte von 25–200 A aufweisen. Das E-Modul liegt in Maschinenrichtung zwischen 1000 MPa und 4000 MPa, in transversaler Richtung zwischen 800 MPa und 4500 MPa.
Vorteilhafterweise entspricht die Faserdicke des Glasfaserlaminats wenigstens der doppelten Klebefilmdicke. Die Klebefilmdicke kann 5 bis 250 μm betragen. Durch den Einsatz von Klebefilmen und Geweben bzw. Fasern mit abgestimmter Dicke kann ein Luftspalt an den Fasern der Decklage erzeugt werden, welcher der Decklage eine gewisse zusätzliche Elastizität verleiht, bei guter Steifigkeit.
Die Erfindung bezieht sich ferner auf ein Luftfahrzeug, insbesondere ein Flugzeug, vorzugsweise ein Flächenflugzeug oder einen Drehflügler, beispielsweise einen Hubschrauber, mit einem vorgenannten Verbundpaneel oder einer eingangs beschriebenen Baugruppe mit einem Verbundpaneel, wobei die zweite Deckschicht des Verbundpaneels einem Innenraum des Luftfahrzeugs zugewandt ist. Die im Zusammenhang mit dem Verbundpaneel bzw. der Baugruppe beschriebenen Vorteile gelten entsprechend für das erfindungsgemäße Luftfahrzeug.
Außerdem wird die Verwendung eines Verbundpaneels oder einer Baugruppe mit einem Verbundpaneel als ballistischer Schutz für ein Luftfahrzeug offenbart und beansprucht, sowie ein Verfahren zur Herstellung eines zuvor beschriebenen Verbundpaneels.
Im Allgemeinen bezieht sich die Erfindung auch auf ein Verfahren zur Herstellung eines Verbundpaneels für ein Luftfahrzeug, insbesondere eines Verbundpaneels wie oben beschrieben, wobei eine Kernschicht aus einer wabenförmigen Struktur einerseits mit einer ersten Deckschicht und andererseits mit einer Splitterschutzschicht verbunden wird. Die Splitterschutzschicht wird auf einer der Kernschicht abgewandten Seite mit einer zweiten Deckschicht verbunden. Das Verbundpaneel wird außerdem an die Form eines Innenraums des Luftfahrzeugs angepasst. Zusätzlich kann vorgesehen sein, dass Haltemittel zur Verbindung des Verbundpaneels mit dem Luftfahrzeug in das Verbundpaneel integriert werden.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezug auf die beigefügten schematischen Figuren mit weiteren Einzelheiten näher erläutert. Diese zeigen:
1 einen Querschnitt durch ein Verbundpaneel nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel mit symmetrischem Aufbau und
2 einen Querschnitt durch ein Verbundpaneel nach einem weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel mit asymmetrischem Aufbau.
Das dargestellte Verbundpaneel 10 ist für den Einsatz an einem gepanzerten Luftfahrzeug, insbesondere einem Flugzeug, vorzugsweise einem Flächenflugzeug oder einem Drehflügler, wie beispielsweise einem Hubschrauber, angepasst. Das Verbundpaneel 10 ist mit einem weiteren Strukturelement, insbesondere einem weiteren Strukturpaneel mit demselben oder unterschiedlichen Aufbau kombinierbar. Das Verbundpaneel 10 und das weitere Strukturpaneel bilden zusammen ein Doppelpaneel bzw. allgemein ein Mehrfachpaneel.
Dabei wird sowohl das für die Bildung eines Doppelpaneels eines Luftfahrzeuges angepasste Verbundpaneel 10 an sich, d. h. unabhängig vom Luftfahrzeug, als auch ein Luftfahrzeug mit einem Doppelpaneel, das ein derartiges Verbundpaneel 10 aufweist, offenbart und beansprucht.
Die Form des Verbundpaneels 10 bzw. die Außenkontur des Verbundpaneels 10 ist an die Form des Luftfahrzeugs bzw. des Luftfahrzeuginnenraums oder generell an die Kontur des Luftfahrzeugs angepasst. Das Verbundpaneel 10 bzw. das Doppelpaneel oder Mehrfachpaneel kann die Außenhaut des Luftfahrzeugs bzw. den Rumpf des Luftfahrzeugs bilden. Alternativ kann das Verbundpaneel 10 in das Luftfahrzeug bzw. den Rumpf des Luftfahrzeugs integriert sein und mit entsprechenden Strukturelementen oder strukturellen Bauteilen des Luftfahrzeugrumpfes verbunden sein. Im Allgemeinen kann das Verbundpaneel 10 bzw. das Doppelpaneel oder Mehrfachpaneel ein Wandsegment der Außenhaut bzw. des Rumpfes eines Luftfahrzeugs bilden. Dazu kann das Verbundpaneel bzw. die als Doppelpaneel oder Mehrfachpaneel ausgebildete Baugruppe mit einem derartigen Verbundpaneel 10 flach oder gekrümmt ausgebildet sein. Das flach ausgebildete Verbundpaneel 10 kommt vorzugsweise an einer Unterseite des Luftfahrzeugs zum Einsatz, wogegen die gekrümmte Variante des Verbundpaneels 10 vorzugsweise eine Seitenwand des Luftfahrzeugs bildet. Andere Konturen oder Profilformen des Verbundpaneels 10 sind möglich, wobei das Verbundpaneel 10 im Allgemeinen an die Kontur des entsprechenden, zu schützenden Bauteils des Luftfahrzeugs angepasst ist.
Das Verbundpaneel 10 ist in Verbundbauweise aufgebaut und aus einer Kernschicht 11, einer Splitterschutzschicht 13 und einer ersten und zweiten Deckschicht 12a, 12b zusammensetzt. Die Einheit aus Kernschicht 11, der Splitterschutzschicht 13 und den beiden Deckschichten 12a, 12b kann in Dickenrichtung des Verbundpaneels wiederholt werden, so dass sich ein alternierender Aufbau aus Kernschichten, Splitterschutzschichten und Deckschichten ergibt. Beispielsweise ist es möglich, zwei oder mehr Kernschichten, insbesondere 3, 4 oder 5 Kernschichten vorzusehen, die jeweils durch Deckschichten voneinander getrennt sind.
Insgesamt kann eine Baugruppe aus mehreren Paneelen gebildet sein, wobei wenigstens ein Paneel durch das Verbundpaneel 10 gebildet ist. Die weiteren Paneele können einen andersartigen Aufbau aufweisen. Beispielsweise können die weiteren Paneele bzw. Strukturpaneele ohne eine Splitterschutzschicht 13 ausgebildet sein. Die weiteren Paneele können beispielsweise eine Kernschicht umfassen, die beidseitig direkt mit jeweils einer Deckschicht verbunden ist. Es ist auch möglich, dass die weiteren Strukturpaneele oder zumindest ein weiteres Strukturpaneel mit dem erfindungsgemäßen Verbundpaneel 10 zu einer Baugruppe zusammengefasst ist, wobei das weitere Strukturpaneel eine einzige Deckschicht aufweist. In diesem Fall ist es bevorzugt, wenn die Kernschicht des weiteren Strukturpaneels direkt mit der ersten Deckschicht 12a oder der zweiten Deckschicht 12b des erfindungsgemäßen Verbundpaneels 10 verbunden, insbesondere verklebt, ist. Die einzelnen Schichten der weiteren Strukturpaneele können im Wesentlichen dieselben Materialien wie die Schichten des Verbundpaneels 10 aufweisen. Andere Materialien oder andere Schichtdicken sind möglich.
Bei dem in den 1, 2 dargestellten Ausführungsbeispiel ist eine einzige Kernschicht 11 vorgesehen, wobei auf beiden Seiten der Kernschicht 11 jeweils eine Deckschicht 12a, 12b angeordnet ist. Zwischen der Kernschicht 11 und der zweiten Deckschicht 12b ist eine Splitterschutzschicht 13 angeordnet. Die obere zweite Deckschicht 12b ist freundseitig, d. h. in Richtung des Luftfahrzeuginneren angeordnet. Die untere feindseitig angeordnete erste Deckschicht 12a kann die Außenhaut bzw. Außenfläche des Luftfahrzeugs bilden. Die Kernschicht 11 weist eine wabenförmige Struktur (honeycomb) auf. Die Kernschicht 11 ist aus nebeneinander angeordneten Waben aufgebaut.
Die Wabenkerne bzw. die Kernschicht aus der wabenförmigen Struktur kann Glasfaserwaben umfassen. Dabei erfolgt keine Einschränkung auf eine bestimmte Glassorte. Vorzugsweise werden für die Glasfasern E-Glas, also die übliche auf dem Markt befindliche Standardfaser, oder S-Glas, oder S2-Glas, also Fasern mit erhöhter Festigkeit verwendet. Derartige Fasern aus E-Glas, S-Glas und S2 Glas sind bekannt. Ferner können Glasfasern der Firma Pohris^®, sowie die Glasfaserprodukte HIPer-Tex^® oder Advantex^® verwendet werden.
Alternativ können Aluminiumwaben bzw. eine Kernschicht aus Aluminiumwaben verwendet werden, ohne Einschränkung auf eine bestimmte Legierung. Bevorzugt werden folgende Legierungen: 3003, 5052, 5056 und 7000. Ferner ist es möglich, die Kernschicht aus Aramid-Waben herzustellen, ohne Einschränkung auf ein bestimmtes Aramid oder Para-Aramid. Besonders bevorzugt werden Kevlar^® bzw. Nomex^®. Weiterhin können Polypropylen-Waben oder Kohlenstofffaserwaben verwendet werden. Generell sind faserverstärkte Kunststoffwaben möglich.
Die Zellgrößen betragen 1–50 mm, insbesondere wenigstens 1 mm, wenigstens 2 mm, wenigstens 3 mm, wenigstens 4 mm, wenigstens 5 mm, wenigstens 10 mm, wenigstens 15 mm, wenigstens 20 mm, wenigstens 25 mm, wenigstens 30 mm, wenigstens 35 mm, wenigstens 40 mm. Die Obergrenze der Zellgrößen kann 50 mm, insbesondere höchstens 45 mm, insbesondere höchstens 40 mm, insbesondere höchstens 35 mm, insbesondere höchstens 30 mm, insbesondere höchstens 25 mm, insbesondere höchstens 20 mm, insbesondere höchstens 15 mm, insbesondere höchstens 10 mm betragen. Als besonders vorteilhaft hat sich eine Zellgröße im Bereich von 3,0–5,0 mm erwiesen. Das Raumgewicht der Glasfaserwaben kann 20–300 kg/m³ betragen. Die Untergrenze kann 20 kg/m³, insbesondere wenigstens 30 kg/m³, wenigstens 40 kg/m³, wenigstens 50 kg/m³, wenigstens 60 kg/m³, wenigstens 70 kg/m³, wenigstens 80 kg/m³, wenigstens 90 kg/m³, wenigstens 100 kg/m³, wenigstens 110 kg/m³, wenigstens 120 kg/m³, wenigstens 130 kg/m³, wenigstens 140 kg/m³, wenigstens 15 kg/m³, wenigstens 160 kg/m³, wenigstens 170 kg/m³, wenigstens 180 kg/m³, wenigstens 190 kg/m³, wenigstens 200 kg/m³, wenigstens 210 kg/m³, wenigstens 220 kg/m³, wenigstens 230 kg/m³, wenigstens 240 kg/m³, wenigstens 250 kg/m³, betragen. Die Obergrenze des Raumgewichts der Glasfaserwaben beträgt 300 kg/m³, insbesondere höchstens 290 kg/m³, insbesondere höchstens 280 kg/m³, insbesondere höchstens 270 kg/m³, insbesondere höchstens 260 kg/m³, insbesondere höchstens 250 kg/m³, insbesondere höchstens 240 kg/m³, insbesondere höchstens 230 kg/m³, insbesondere höchstens 220 kg/m³, insbesondere höchstens 210 kg/m³, insbesondere höchstens 200 kg/m³. Ein besonders bevorzugter Bereich liegt zwischen 120 und 200 kg/m³. Die Dicke der Wabenscheiben kann 2 mm–20 cm betragen. Die Untergrenze der Dicke der Wabenscheiben kann 2 mm, insbesondere wenigstens 5 mm, insbesondere wenigstens 1 cm, insbesondere wenigstens 1,5 cm, insbesondere wenigstens 2 cm, insbesondere wenigstens 2,5 cm, insbesondere wenigstens 3 cm, insbesondere wenigstens 5 cm, insbesondere wenigstens 10 cm, insbesondere wenigstens 15 cm betragen. Die Obergrenze kann 20 cm, insbesondere höchstens 15 cm, insbesondere höchstens 10 cm, insbesondere höchstens 5 cm, insbesondere höchstens 3 cm betragen. Ein bevorzugter Bereich für die Dicke der Wabenscheiben liegt zwischen 1 cm und 3,5 cm, insbesondere zwischen 1,5 cm und 3 cm.
Die vorstehend genannten Kernschichten aus den unterschiedlichen Materialien, d. h. alle vorstehend genannten Wabenkerne, können mit verschiedenen Deckschichten kombiniert werden und zwar entweder zu einem symmetrischen Verbundpaneel 10 oder einem asymmetrischen Verbundpaneel 10. Dabei ist es möglich, dass die Kernschicht und wenigstens eine, insbesondere beide Deckschichten aus unterschiedlichen Materialien gebildet sind. Beispielsweise können die Kernschicht aus Glasfaserwaben und wenigstens eine Deckschicht oder beide Deckschichten aus einem metallischen Werkstoff gebildet sein. Es ist auch möglich, sowohl die Kernschicht als auch die beiden Deckschichten aus Glasfaserwerkstoffen zu bilden. Die Kernschicht kann auch aus Aluminiumwaben gebildet sein und die Deckschichten können eine Glasfaser umfassen. Auch hier ist es möglich, die Kernschicht aus Aluminiumwaben für einen symmetrischen Aufbau des Verbundpaneels mit denselben Deckschichten oder für einen asymmetrischen Aufbau mit unterschiedlichen Deckschichten zu kombinieren.
Unabhängig vom Material der Deckschichten, bspw. bei Deckschichten aus Glasfasern (GFK-Laminat) oder bei Deckschichten aus anderen Materialien, kommt die Herstellung aus trockenem Gewebe bzw. trockenem Gelege in Frage, die mit Klebefilmen verbunden werden. Alternativ ist möglich, ein mit Kleber vorimprägniertes Gewebe bzw. Gelege zu verarbeiten (prepreg).
Für den Klebstoff kommen Thermoplast-Klebefilme mit einem Flächengewicht von 5–300 g/m² in Frage. Die Untergrenze des Flächengewichts kann 5 g/m² betragen, insbesondere wenigstens 10 g/m², wenigstens 20 g/m², wenigstens 30 g/m², wenigstens 40 g/m², wenigstens 50 g/m², wenigstens 60 g/m², wenigstens 70 g/m², wenigstens 80 g/m², wenigstens 90 g/m², wenigstens 100 g/m², wenigstens 110 g/m², wenigstens 120 g/m², wenigstens 130 g/m², wenigstens 140 g/m², wenigstens 150 g/m², wenigstens 160 g/m², wenigstens 170 g/m², wenigstens 180 g/m², wenigstens 190 g/m², wenigstens 200 g/m². Die Obergrenze des Flächengewichts der Thermoplast-Klebefilme beträgt 300 g/m², insbesondere höchstens 290 g/m², insbesondere höchstens 280 g/m², insbesondere höchstens 270 g/m², insbesondere höchstens 260 g/m², insbesondere höchstens 250 g/m², insbesondere höchstens 240 g/m², insbesondere höchstens 230 g/m², insbesondere höchstens 220 g/m², insbesondere höchstens 210 g/m², insbesondere höchstens 200 g/m², insbesondere höchstens 190 g/m², insbesondere höchstens 180 g/m², insbesondere höchstens 170 g/m², insbesondere höchstens 160 g/m², insbesondere höchstens 150 g/m², insbesondere höchstens 140 g/m², insbesondere höchstens 130 g/m², insbesondere höchstens 120 g/m², insbesondere höchstens 110 g/m², insbesondere höchstens 100 g/m². Ein bevorzugter Bereich beträgt 70–150 g/m², insbesondere 72–144 g/m². Die Shore-Härte der Thermoplast-Klebefilme liegt in einem Bereich von 25–200 A. Die Untergrenze beträgt 25 A, insbesondere wenigstens 30 A, wenigstens 40 A, wenigstens 50 A, wenigstens 60 A, wenigstens 70 A, wenigstens 80 A, wenigstens 90 A, wenigstens 100 A, wenigstens 110 A, wenigstens 120 A, wenigstens 130 A, wenigstens 140 A, wenigstens 150 A.
Die Obergrenze beträgt 200 A, insbesondere höchstens 190 A, insbesondere höchstens 180 A, insbesondere höchstens 170 A, insbesondere höchstens 160 A, insbesondere höchstens 150 A, insbesondere höchstens 140 A, insbesondere höchstens 130 A, insbesondere höchstens 120 A, insbesondere höchstens 110 A, insbesondere höchstens 100 A, insbesondere höchstens 90 A, insbesondere höchstens 80 A, insbesondere höchstens 70 A, insbesondere höchstens 60 A, insbesondere höchstens 50 A. Ein besonders bevorzugter Bereich für die Shore-Härte beträgt 80–110 A. Die Filmdicke der einzelnen Thermoplast-Klebefilme zwischen den Laminatschichten liegt in einem Bereich von 5 μm–250 μm. Die Untergrenze der Filmdicke beträgt 5 μm, insbesondere wenigstens 10 μm, insbesondere 15 μm, insbesondere wenigstens 20 μm, insbesondere wenigstens 25 μm, insbesondere wenigstens 30 μm, insbesondere wenigstens 40 μm, insbesondere wenigstens 50 μm, insbesondere wenigstens 60 μm, insbesondere wenigstens 70 μm, insbesondere wenigstens 80 μm, insbesondere wenigstens 90 μm, insbesondere wenigstens 100 μm. Die Obergrenze der Filmdicke beträgt 250 μm, insbesondere höchstens 225 μm, insbesondere höchstens 200 μm, insbesondere höchstens 175 μm, insbesondere höchstens 150 μm, insbesondere höchstens 140 μm, insbesondere höchstens 130 μm, insbesondere höchstens 120 μm, insbesondere höchstens 110 μm, insbesondere höchstens 100 μm, insbesondere höchstens 90 μm, insbesondere höchstens 80 μm, insbesondere höchstens 70 μm, insbesondere höchstens 60 μm, insbesondere höchstens 50 μm. In Abhängigkeit vom jeweils verwendeten Klebefilm und dem eingesetzte Gewebe werden 10–70 Gew.-% Klebstoff verwendet.
Als Glasfasern für die Deckschichten zur Herstellung des GFK-Laminates können herkömmliches E-Glas mit einem E-Modul von ca. 70 bis 80 GPa, insbesondere von ca. 72 GPa, herkömmliches S-Glas mit einem E-Modul von ca. 80 bis 90 GPa, insbesondere von ca. 87 GPa; herkömmliches S2-Glas, sowie die Glasfasern HIPer-Tex^® (E-Glas mit abgeänderter chemischer Zusammensetzung und daher mit einem gegenüber herkömmlichem E-Glas erhöhten E-Modul von ca. 90 GPa), die Glasfasern Advantex^®, (borfreies korrosionsstabiles E-Glas, bei dem das Harz die Faser bereits umgibt und das ein gegenüber herkömmlichem E-Glas erhöhtes E-Modul von ca. 81 GPa erreicht), und Glasfasern der Firma Pohris verwendet werden, die Glas mit einem E-Modul von ca. 100 GPa anbieten. Insgesamt können Glasfasern mit einem E-Modul von ca. 70 bis ca. 100 GPa verwendet werden, wobei der Bereich von ca. 90 GPa bis ca. 100 GPa bevorzugt ist. Für die Deckschichten und die Waben können diesselben oder unterschiedliche Glassorten verwendet werden.
Die vorstehend genannten Glasfasern können mit den genannten Klebstoffen bzw. mit Klebstoffen mit den vorgenannten Eigenschaften kombiniert sein. Die Faseranordnung kann beispielsweise eine Leinwandbindung, insbesondere mit Quer- oder Kettrips, Längs- oder Schussrip, Panamabindung sein. Die Faseranordnung kann unidirektional sein. Dabei ist eine Köperbindung oder Atlasbindung möglich. Die vorstehend genannten Faseranordnungen können miteinander kombiniert werden, insbesondere in unterschiedlichen Lagen. Das Flächengewicht beträgt 250–750 g/m². Die Untergrenze beträgt 250 g/m², insbesondere wenigstens 300 g/m², insbesondere wenigstens 350 g/m², insbesondere wenigstens 400 g/m², insbesondere wenigstens 450 g/m², insbesondere wenigstens 500 g/m², insbesondere wenigstens 550 g/m², insbesondere wenigstens 600 g/m², insbesondere wenigstens 650 g/m², insbesondere wenigstens 700 g/m². Die Obergrenze beträgt 750 g/m², insbesondere höchstens 700 g/m², insbesondere höchstens 650 g/m², insbesondere höchstens 600 g/m², insbesondere höchstens 550 g/m², insbesondere höchstens 500 g/m², insbesondere höchstens 450 g/m², insbesondere höchstens 400 g/m², insbesondere höchstens 350 g/m², insbesondere höchstens 300 g/m². Ein besonders bevorzugter Bereich beträgt 500–640 g/m².
Die Anzahl der Faserlagen des GFK-Laminats kann variieren und zwar von einer bis mehreren hundert Schichten. Die Dicke der Decklagen ist in einem Bereich von 5 μm bis 8 cm, insbesondere in einem Bereich von 1 mm–4 cm, insbesondere 2 mm–3 cm. Die einzelnen Lagen können zueinander unterschiedlich orientiert sein, derart, dass eine quasi-isotrope Deckenlage bzw. Deckschicht entsteht. Es ist auch möglich, durch eine geeignete Anordnung Lagen zueinander anisotrope Deckschichten zu erzeugen.
Die Dicke der Klebefilme und der einzelnen Gewebelagen bzw. der einzelnen Fasern ist aufeinander abgestimmt derart, dass sich ein Spalt an den Fasern der Decklage bildet bzw. dass sich Spalte zwischen den jeweiligen Laminatlagen bilden. Dies wird dadurch erreicht, dass die Faserdicke wenigstens der zweifachen Klebefilmdicke entspricht bzw. größer ist als de zweifache Klebefilmdicke. Dies führt dazu, dass ein Teil des Klebefilms eine untere Faser zumindest teilweise einbettet und ein anderer Teil desselben Klebefilms die nächste obere Faser. Da die zweifache Klebefilmdicke kleiner als die Faserdicke ist, ergibt sich ein Spalt zwischen den beiden Klebefilmen. Die Faser ist somit in einer Sandwichform aus Klebstoff eingefasst, der die Faser aber nicht komplett umschließt, sondern einen Spalt frei lässt. Dadurch erhält die Deckschicht eine zusätzliche Elastizität bei guter Steifigkeit.
Für die Verbindung der Deckschichten 12a, 12b mit der Kernschicht 11 kommt ein Klebefilm mit hohem Harzanteil in Frage, der beispielsweise ein Flächengewicht von wenigstens 100 g/m² aufweist. Die Untergrenze des Flächengewichts des Klebstoffes beträgt 100 g/m², insbesondere wenigstens 120 g/m², insbesondere wenigstens 140 g/m², insbesondere wenigstens 160 g/m², insbesondere wenigstens 180 g/m², insbesondere wenigstens 200 g/m², insbesondere wenigstens 210 g/m², insbesondere wenigstens 220 g/m², insbesondere wenigstens 240 g/m², insbesondere wenigstens 260 g/m², insbesondere wenigstens 280 g/m². Die Obergrenze des Flächengewichts des Klebefilms beträgt 300 g/m², insbesondere höchstens 280 g/m², insbesondere höchstens 260 g/m², insbesondere höchstens 240 g/m², insbesondere höchstens 220 g/m², insbesondere höchstens 200 g/m², insbesondere höchstens 180 g/m², insbesondere höchstens 160 g/m², insbesondere höchstens 140 g/m², insbesondere höchstens 120 g/m². Vorzugsweise liegt das Flächengewicht des Klebefilms in einem Bereich von 100–300 g/m², insbesondere in einem Bereich von 180 g/m². Damit wird eine besonders gute Benetzung der Wabenwände mit dem Klebstoff erreicht und ein möglichst großer Meniskus an der Grenzfläche zur Wabe ausgebildet. Durch den großen Meniskus wird eine feste Verbindung zwischen der ersten Deckschicht bzw. der Splitterschutzschicht und der Kernschicht erreicht. Außerdem wird das Volumen der Wabe so wenig wie möglich mit Klebstoff gefüllt, um das freie Volumen der Wabe für die mechanischen Eigenschaften des Verbundpaneels zu erhalten, z. B. als Deformationszone.
Das bevorzugte Material für die Herstellung der Deckschichten 12a, 12b sind GFK-Laminate. Andere mögliche Materialien umfassen CFK-Laminate, insbesondere aus PAN-based, Pitch-based, aus der Dampfphase gewachsene Kohlenstofffasern (vapor-grown carbon fibres), Keramik, insbesondere Aluminiumoxide, Siliziumcarbid, Borcarbid, Stahl, insbesondere Panzerstähle, Aluminium, ohne Einschränkung auf eine bestimmte Legierung, Aramide und Para-Aramide, insbesondere Kevlar^®, Nomex^®, Twaron^®.
Bei symmetrisch aufgebauten Verbundpaneelen weisen beide Deckschichten 12a, 12b dieselben Materialien auf. Dabei ist es möglich, die Dicke der Deckschichten ebenfalls gleich oder auch unterschiedlich auszubilden derart, dass eine Deckschicht stärker als die andere Deckschicht ist. Dasselbe gilt für asymmetrisch aufgebaute Verbundpaneele, bei denen die beiden Deckschichten ebenfalls die gleiche Dicke oder unterschiedliche Dicken aufweisen können, wobei die asymmetrischen Verbundpaneele aber aus unterschiedlichen Materialien bestehen.
Auf der Kernschicht bzw. zwischen der freundseitig angeordneten zweiten Deckschicht 12b, die im eingebauten Zustand oben angeordnet ist, und der Kernschicht 11 ist eine Splitterschutzschicht 13 angeordnet, die als spall liner bezeichnet wird. Der spall liner kann aus Aramiden oder Abkömmlingen davon, insbesondere aus Kevlar^®, Nomex^® und Twaron^® hergestellt sein. Es ist auch möglich, die Splitterschutzschicht 13 aus Ultra-High-Molecular-Weight-Polyethylen (UHMWPE), auch bekannt als High-Modulous Polyethylen (HMPE) oder High-Performance-Polyethylen (HPPE), herzustellen. Die vorstehend genannten Materialien können gummiert oder als Reinstoff auf die Kernschicht 11 aufgebracht werden. Es ist auch möglich, das Verbundpaneel 10 mit vierlagigem Aufbau, d. h. nur mit der Kernschicht 11, der Splitterschutzschicht 13 und den beiden Deckschichten 12a, 12b zu verwenden. Dabei ist die zweite Deckschicht 12b, die im Gebrauch oben angeordnet ist, diejenige Schicht des Verbundpaneels 10, die dem Innenraum des Luftfahrzeugs zugewandt ist bzw. diesen begrenzt.
Die Splitterschutzschicht 13 erhöht den Schutz gegen abgesprengte Fragmente bzw. Primär- und Sekundärsplitter. Der gummierte spall liner 13 hat weiterhin den Vorteil, dass die zusätzliche Gummierung eine weitere Dämpfung gegen den Druckstoß der explodierenden Rakete ergibt. Außerdem bildet die Gummierung des spall liners einen Schutz gegen einen ABC-Angriff und versiegelt die Kernschicht 11. Die Dicke des spall liners bzw. der Splitterschutzschicht 13 ist variabel und hängt von den jeweiligen Bedrohungsanforderungen ab. Der Dickenbereich des spall liners kann zwischen 0,3 mm bis 20 mm liegen. Die Untergrenze beträgt 0,3 mm, insbesondere wenigstens 0,6 mm, insbesondere wenigstens 0,9 mm, insbesondere wenigstens 1,2 mm, insbesondere wenigstens 1,5 mm, insbesondere wenigstens 2 insbesondere wenigstens 5 mm, insbesondere wenigstens 10 mm. Die Obergrenze beträgt 20 mm, insbesondere höchstens 15 mm, insbesondere höchstens 10 mm, insbesondere höchstens 5 mm, insbesondere höchstens 4 mm, insbesondere höchstens 3 mm, insbesondere höchstens 2 mm.
Zur Anbindung des Verbundpaneels 10 an ein Luftfahrzeug bzw. die Außenhaut eines Luftfahrzeugs sind in das Verbundpaneel Haltemittel integriert (nicht dargestellt).
Diese können beispielsweise Inserts und Profile sein. Ein Insert ist ein nachträglich in Verbundpaneel eingeklebter Gewindeeinsatz, insbesondere ein metallischer Gewindeeinsatz. Die Grundform des Inserts ist zylindrisch mit zwei Flanschen an den Stirnseiten. Durch geeignete Öffnungen in einem der Flansche werden Einführ- und Entlüftungsbohrungen gebildet, durch die das Insert in eine entsprechende Öffnung in das Verbundpaneel eingeklebt werden kann. Derartige Inserts sind an sich bekannt.
Die Haltemittel können ferner Pottings aufweisen, also Bereiche, in denen die Waben mit einer Kunststoffmasse auf Epoxidharz-Basis gefüllt sind. Die Pottingmasse hat im gemischten Rohzustand eine pastöse Konsistenz, so dass die Waben selektiv gefüllt werden können. Die Füllung der Wabenzellen kann beispielsweise zur partiellen Erhöhung der Druckfestigkeit im Verbundpaneel und/oder zum partiellen Einbringen von Bohrungen und/oder als Randverschluss verwendet werden. Die Pottingzusammensetzungen sind an sich bekannt.
Die Anordnung der Haltemittel im Verbundpaneel 10 und die Form des Verbundpaneels 10 sind so angepasst, dass das Verbundpaneel 10 in die hierfür vorgesehene Aufnahme im Luftfahrzeug eingesetzt werden kann. Dasselbe gilt für die Baugruppe mit dem Verbundpaneel 10.
Bei dem Verfahren zur Herstellung des Verbundpaneels kommt die an sich bekannte Vorgehensweise zur Herstellung einer wabenförmigen Struktur zum Einsatz, bei der eine Folie aus dem Wabenmaterial, beispielsweise aus Nomex^®, Kevlar^®, Glasfasern oder Aluminium mit Klebstofflinien bedruckt wird, die so angeordnet sind, dass mehrere übereinander angeordnete zu einem Stapel verbundene Folien jeweils versetzt zueinander angeordnete Klebstofflinien aufweisen. Nachdem der Folienstapel zu einem Block verpresst wurde, wird dieser mechanisch expandiert und stabilisiert, wodurch aufgrund der an sich bekannten Anordnung der Klebelinien die Wabenform gebildet wird. Der Wabenrohblock wird mit Kunststoff beschichtet, der ausgehärtet wird. Sodann werden Wabenschichten aus dem Block geschnitten. Eine oder mehrere Wabenschichten bilden die Kernschicht 11, die mit der ersten Deckschicht und der Splitterschutzschicht 13 verbunden, insbesondere verklebt wird. Mit der Splitterschutzschicht 13 wird ferner die zweite Deckschicht 12b verbunden, insbesondere verklebt, so dass die Splitterschutzschicht 13 zwischen der zweiten Deckschicht 12b und der Kernschicht 11 eingebettet ist. Die Verklebung der Schichten erfolgt durch Heiß- oder Kaltverpressung oder im Autoklav.
Die vorstehend beschriebenen Ausführungsbeispiele der Erfindung umfassen Verbundpaneele 10, die für den Einsatz in einem Luftfahrzeug zum Schutz vor Boden-Luftraketen vorgesehen sind. Die einzelnen Merkmale der Verbundpaneele 10 gemäß den verschiedenen vorstehend erläuterten Ausführungsbeispielen werden sowohl einzeln als auch in Kombination miteinander offenbart. Ferner wird die Verwendung eines erfindungsgemäßen Verbundpaneels 10 nach Anspruch 1 oder nach einem der vorstehend genannten Ausführungsbeispiele für ein Luftfahrzeug, insbesondere als ballistischer Schutz, offenbart und beansprucht.
Bezugszeichenliste

10: Verbundpaneel
11: Kernschicht
12a: erste Deckschicht
12b: zweite Deckschicht
13: Splitterschutzschicht

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

DE 69615751 T2 [0004]

Claims

Verbundpaneel (10) für ein Luftfahrzeug zum Schutz vor Boden-Luft-Raketen mit einer Kernschicht (11) aus einer wabenförmigen Struktur, die zwischen einer ersten Deckschicht (12a) und einer zweiten Deckschicht (12b) angeordnet und mit der ersten Deckschicht (12a) direkt verbunden ist, dadurch gekennzeichnet, dass in das Verbundpaneel (10) eine Splitterschutzschicht (13) integriert ist, die zwischen der Kernschicht (11) und der zweiten Deckschicht (12b) angeordnet und mit diesen fest verbunden ist.
Verbundpaneel (10) nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch integrierte Haltemittel zur Verbindung des Verbundpaneels (10) mit dem Luftfahrzeug.
Verbundpaneel (10) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kernschicht (11) Glasfaserwaben, Metallwaben, insbesondere Aluminiumwaben, oder Aramidwaben oder Kohlenstofffaserwaben aufweist.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste und zweite Deckschicht (12a, 12b) aus demselben oder aus verschiedenen Materialien gebildet sind.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste und/oder zweite Deckschicht (12a, 12b) ein Glasfaserlaminat, ein Kohlenstofffaserlaminat, eine Aramidschicht, eine Keramikschicht oder ein Metallblech aufweist.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Splitterschutzschicht (13) aus Aramid oder UHMWPE gebildet ist.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Splitterschutzschicht (13) eine Gummierung aufweist.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Haltemittel-Inserts und/oder Pottings und/oder Profile umfassen, die in das Verbundpaneel (10) eingelassen sind.
Verbundpaneel (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Deckschicht (12a) und/oder die Splitterschutzschicht (13) mit der Kernschicht (11) jeweils durch einen Klebefilm verbunden sind, wobei zur Einstellung eines großen Meniskus an der Grenzfläche zwischen der ersten Deckschicht (12a) oder der Splitterschutzschicht (13) und einer Wabe der Kernschicht (11) der Klebefilm ein Flächengewicht von mindestens 100 g/m² aufweist.
Verbundpaneel (10) nach einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Glasfaserlaminat einen Thermoplast-Klebefilm mit einem Flächengewicht von 5–300 g/m² und eine Shore Härte von 25–200 A aufweist.
Verbundpaneel (10) nach einem der Ansprüche 5 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Faserdicke des Glasfaserlaminats wenigstens der doppelten Klebefilmdicke entspricht.
Verbundpaneel (10) nach einem der Ansprüche 5 bis 11 dadurch gekennzeichnet, dass die Klebefilmdicke 5–250 μm beträgt.
Baugruppe umfassend wenigstens ein Verbundpaneel (10) nach Anspruch 1 und wenigstens ein weiteres Strukturpaneel, wobei das Verbundpaneel (10) mit dem weiteren Strukturpaneel zur Bildung eines Doppelpaneels fest verbunden ist.
Baugruppe nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass das Verbundpaneel (10) und das weitere Strukturpaneel bündig aufeinander oder versetzt zueinander angeordnet sind.
Luftfahrzeug, insbesondere Flugzeug, vorzugsweise Flächenflugzeug oder Drehflügler, mit einem Verbundpaneel (10) nach Anspruch 1 oder einer Baugruppe nach Anspruch 13, wobei die zweite Deckschicht (12b) einem Innenraum zugewandt ist.
Verwendung eines Verbundpaneels (10) nach Anspruch 1 oder einer Baugruppe nach Anspruch 13 als ballistischer Schutz für ein Luftfahrzeug.
Verfahren zur Herstellung eines Verbundpaneels (10) für ein Luftfahrzeug, insbesondere eines Verbundpaneels (10) nach Anspruch 1, wobei eine Kernschicht (11) aus einer wabenförmigen Struktur einerseits mit einer ersten Deckschicht (12a) und andererseits mit einer Splitterschutzschicht (13) verbunden wird, wobei die Splitterschutzschicht (13) auf einer der Kernschicht (11) abgewandten Seite mit einer zweiten Deckschicht (12b) verbunden und das Verbundpaneel (10) an die Form eines Innenraums des Luftfahrzeugs angepasst wird.
Verfahren nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass Haltemittel zur Verbindung des Verbundpaneels (10) mit dem Luftfahrzeug in das Verbundpaneel (10) integriert werden.