DE102011101450B4

DE102011101450B4 - Flugzeugbaugruppe und Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbaugruppe

Info

Publication number: DE102011101450B4
Application number: DE102011101450.4A
Authority: DE
Inventors: Dipl.-Ing. Benthien Hermann; Dipl.-Ing. Söffker Axel
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2011-05-13
Filing date: 2011-05-13
Publication date: 2014-07-24
Anticipated expiration: 2031-05-14
Also published as: US20130125354A1; DE102011101450A1; US8894013B2

Abstract

Eine Flugzeugbaugruppe (100) umfasst ein erstes Flugzeugbauteil (12) sowie ein zweites Flugzeugbauteil (14), wobei mindestens eines der Flugzeugbauteile (12, 14) aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff besteht. Ferner umfasst die Flugzeugbaugruppe (100) eine das erste Flugzeugbauteil (12) mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbindende Verbindungsvorrichtung (10). Die Verbindungsvorrichtung (10) umfasst einen ersten Abschnitt (10a), der ein mit dem ersten Flugzeugbauteil (12) verbundenes Trägerelement (16a) mit einer dem ersten Flugzeugbauteil (12) zugewandten ersten Oberfläche (18a) sowie einer von dem ersten Flugzeugbauteil (12) abgewandten zweiten Oberfläche (20a) und eine Mehrzahl von Klettelementen (22a) umfasst, die sich von der zweiten Oberfläche (20a) des Trägerelements (16a) erstrecken. Die Verbindungsvorrichtung (10) umfasst ferner einen zweiten Abschnitt (10b), der ein mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbundenes Trägerelement (16b) mit einer dem zweiten Flugzeugbauteil (14) zugewandten ersten Oberfläche (18b) sowie einer von dem zweiten Flugzeugbauteil (14) abgewandten zweiten Oberfläche (20b) und eine Mehrzahl von Klettelementen (22b) umfasst, die sich von der zweiten Oberfläche (20b) des Trägerelements (16b) erstrecken. Die Klettelemente (22a, 22b) des ersten und des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10) wirken zusammen, um zwischen dem ersten und dem zweiten Flugzeugbauteil (12, 14) eine Klettverbindung herzustellen.

Description

Die Erfindung betrifft eine Flugzeugbaugruppe, die mindestens zwei miteinander verbundene Flugzeugbauteile, insbesondere zwei Flugzeugstrukturbauteile, umfasst. Ferner betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Herstellung einer derartigen Flugzeugbaugruppe.
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 aus faserverstärkten Verbundmaterialien zu versehen. Schließlich betrifft die DE 10 2008 032 834 A1 ein aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehendes und beispielsweise in Form eines Omega-Stringers ausgebildetes Versteifungsbauteil.
Aus der DE 33 44 995 C2 ist eine Verbindung zwischen Elementen zur Innenverkleidung oder Abteilaufteilung und einem Kastengerippe eines Fahrzeugs bekannt. Ein Befestigungsschenkel eines Winkelprofils ist mit Langlöchern zur Verschraubung mit Teilen des Kastengerippes und der andere Schenkel mit einem Überzug aus einem elastischen und schalldämmenden Material versehen. Auf diesem Überzug ist auf der von dem Befestigungsschenkel abgewandten Seite ein Haftband für einen Klettverschluss befestigt, dessen anderes Haftband auf der Rückseite der Verkleidungselemente angebracht ist.
Die US 6 124 015 A beschreibt ein Textilgewebe für industrielle Zwecke, bei dem zwei übereinander angeordnete Schichten mittels einer Klettverbindung miteinander verbunden sind.
Zur Herstellung von Flugzeugstrukturbauteilen aus faserverstärkten Verbundmaterialien wird in der Regel zunächst aus Faser-Prepregs ein mehrschichtiges Laminat aufgebaut. Die Faser-Prepregs umfassen ein Gewebe oder Gelege aus Verstärkungsfasern, die mit einer Oberflächenschicht aus einem ungehärteten, duroplastischen Kunststoffmaterial, beispielsweise einem Epoxidharzmaterial versehen sind. Der Laminataufbau kann manuell oder automatisiert erfolgen. Anschließend wird das auf die Oberflächen der Fasern aufgebrachte duroplastische Kunststoffmaterial in einem Autoklavzyklus unter Druck und/oder erhöhter Temperatur ausgehärtet, so dass ein Verbundmaterial mit einer Matrix aus einem ausgehärteten duroplastischen Kunststoff und in die Matrix eingelagerten Verstärkungsfasern entsteht. Zur Verbindung zweier aus faserverstärkten Verbundmaterialien bestehender Flugzeugstrukturbauteile können Klebeverbindungen zum Einsatz kommen. Alternativ dazu können die Bauteile zur Schaffung einer besonders stabilen Laminatverbindung im ungehärteten Zustand miteinander in Kontakt gebracht und anschließend gemeinsam ausgehärtet werden.
Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, eine Flugzeugbaugruppe mit mindestens zwei aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehenden Flugzeugbauteilen bereitzustellen, die durch eine schälspannungsresistente Verbindung miteinander verbunden sind. Ferner ist die Erfindung auf die Aufgabe gerichtet, ein Verfahren zur Herstellung einer derartigen Flugzeugbaugruppe anzugeben.
Diese Aufgabe wird durch eine Flugzeugbaugruppe mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbaugruppe mit den Merkmalen des Anspruchs 8 gelöst.
Eine erfindungsgemäße Flugzeugbaugruppe umfasst ein erstes Flugzeugbauteil sowie ein zweites Flugzeugbauteil. Mindestens eines der Flugzeugbauteile besteht aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff. Vorzugsweise bestehen beide Flugzeugbauteile aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff. Das/die Flugzeugbauteil(e) der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe können als Kurzfasern oder Endlosfasern, in Form von Gelegen oder Geweben vorliegende Verstärkungsfasern aus Kohlenstoff enthalten. Ferner können auch andere geeignete Fasern, wie z. B. Glasfasern, zum Einsatz kommen. Bei den Flugzeugbauteilen der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe handelt es sich vorzugsweise um Flugzeugstrukturbauteile, die im Betrieb entsprechenden Lasten ausgesetzt sind. Bei einem in der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe verbauten Flugzeugbauteil kann es sich beispielsweise um einen Flugzeugaußenhautabschnitt, einen Spant oder einen Stringer handeln. Die erfindungsgemäße Flugzeugbaugruppe kann jedoch auch anderen Flugzeugbauteile, wie z. B. einen Abschnitt einer Primärisolation eines Flugzeugs umfassen. Das erste und das zweite Flugzeugbauteil der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe sind mittels einer Verbindungsvorrichtung miteinander verbunden.
Die Verbindungsvorrichtung umfasst einen ersten Abschnitt, der ein mit dem ersten Flugzeugbauteil verbundenes Trägerelement umfasst. Das Trägerelement weist eine dem ersten Flugzeugbauteil zugewandte erste Oberfläche sowie eine von dem ersten Flugzeugbauteil abgewandte zweite Oberfläche auf. Der erste Abschnitt der Verbindungsvorrichtung umfasst ferner eine Mehrzahl von Klettelementen, die sich von der zweiten Oberfläche des Trägerelements erstrecken und an ihren freien, von der zweiten Oberfläche des Trägerelements abgewandten Enden jeweils einen Klettkopf aufweisen können. Ferner umfasst die Verbindungsvorrichtung einen zweiten Abschnitt, der ein mit dem zweiten Flugzeugbauteil verbundenes Trägerelement mit einer dem zweiten Flugzeugbauteil zugewandten ersten Oberfläche sowie einer von dem zweiten Flugzeugbauteil abgewandten zweiten Oberfläche. Ferner umfasst der zweite Abschnitt der Verbindungsvorrichtung eine Mehrzahl von Klettelementen, die sich von der zweiten Oberfläche des Trägerelements erstrecken und an ihren freien, von der zweiten Oberfläche des Trägerelements abgewandten Enden jeweils einen Klettkopf aufweisen können.
Vorzugsweise dienen jeweils zwei großflächige Hauptoberflächen der Trägerelemente als erste und zweite Oberfläche. Mit anderen Worten, vorzugsweise sind die Trägerelemente flächig ausgebildet, d. h. in Relation zur Fläche ihrer ersten und zweiten Oberflächen vergleichsweise dünn, so dass die erste und die zweite Oberfläche der Trägerelemente jeweils einen vergleichsweise geringen Abstand voneinander haben. Die Form der Trägerelemente kann an den jeweiligen Einsatzzweck der Verbindungsvorrichtungsabschnitte angepasst sein. Beispielsweise ist eine bandförmige, aber auch eine großflächige, runde, eckige oder sonstige Ausgestaltung der Trägerelemente denkbar.
Die Klettelemente des ersten und des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung wirken in der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe miteinander zusammen, um zwischen dem ersten und dem zweiten Flugzeugbauteil eine Klettverbindung herzustellen. Mit anderen Worten, die Klettelemente und insbesondere die Klettköpfe der Klettelemente sind so gestaltet, dass die Klettelemente des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung mit den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung derart in Eingriff gelangen können, dass eine sichere Verbindung des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung mit dem zweiten Abschnitt der Verbindungsvorrichtung und damit des ersten Flugzeugbauteils mit dem zweiten Flugzeugbauteil ermöglicht wird.
Die zwei Flugzeugbauteile, die mittels der Verbindungsvorrichtung durch eine Klettverbindung miteinander verbunden sind, können zwei separat voneinander ausgebildete Flugzeugbauteile sein. Alternativ dazu kann die Verbindungsvorrichtung jedoch auch dazu eingesetzt werden, zwei Abschnitte lediglich eines Flugzeugbauteils miteinander zu verbinden. Schließlich kann die Verbindungsvorrichtung dazu dienen, in ein Flugzeugbauteil eingebrachte Schnitte oder Schlitze zu verschließen. Die Formulierungen ”erstes Flugzeugbauteil” und ”zweites Flugzeugbauteil” bezeichnen im Kontext dieser Anmeldung somit nicht nur zwei separat voneinander ausgebildete Flugzeugbauteile, sondern auch verschiedene Abschnitte lediglich eines Flugzeugbauteils.
Durch die Klettelemente des ersten und des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung wird im Bereich der Grenzfläche zwischen den zwei Flugzeugbauteilen oder Flugzeugbauteilabschnitten ein direkter unnachgiebiger Lastweg geschaffen, über den auf die Flugzeugbauteile oder Flugzeugbauteilabschnitte wirkende Spannungen abgeleitet werden können. Durch die Klettelemente des ersten und des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung erhält die Grenzfläche zwischen den zwei Flugzeugbauteilen somit eine deutlich höhere Steifigkeit als eine reine Klebeverbindung oder eine durch gemeinsames Aushärten aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehender Flugzeugbauteile entstandene Verbindung. Eine in der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe mittels der Verbindungsvorrichtung zwischen zwei Flugzeugbauteilen oder zwei Flugzeugbauteilabschnitten erzeugte Grenzfläche ist daher besonders schälspannungsresistent. Folglich zeichnet sich die erfindungsgemäße Flugzeugbaugruppe durch eine erhöhte Versagensresistenz aus.
Die Klettelemente des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung können sich im Wesentlichen senkrecht zu der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung erstrecken. Alternativ oder zusätzlich dazu können sich die Klettelemente des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung im Wesentlichen senkrecht zu der zweiten Oberfläche des Trägerelements des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung erstrecken. Alternativ dazu ist es jedoch auch denkbar, die Klettelemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung in einem Winkel < 90° relativ zu der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung auszurichten.
Zumindest ein Teil der Klettköpfe der Klettelemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung kann hakenförmig ausgebildet sein. Klettelemente mit einem hakenförmigen Klettkopf können somit einen im Wesentlichen stiftförmigen Abschnitt umfassen, der sich von der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung erstreckt. Dieser stiftförmige Abschnitt kann einstückig mit dem hakenförmigen Klettkopf ausgebildet sein. Ein freies Ende des hakenförmigen Klettkopfs ist vorzugsweise der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung zugewandt. Hakenförmige Klettköpfe können auf einfache und komfortable Weise miteinander verhakt werden. Dadurch wird eine besonders sichere Verbindung zwischen den beiden Abschnitten der Verbindungsvorrichtung und damit den Flugzeugbauteilen oder Flugzeugbauteilabschnitten der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe geschaffen. Je nach Einsatzzweck der Verbindungsvorrichtung und Ausgestaltung der miteinander zu verbindenden Flugzeugbauteile bzw. Flugzeugbauteilabschnitte können die freien Enden der hakenförmigen Klettköpfe spitz oder stumpf ausgeführt sein.
In einer alternativen Ausführungsform der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe kann zumindest ein Teil der Klettelemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung mit Klettköpfen versehen sein, die kugel-, ellipsoid- oder quaderförmig ausgebildet sind. Es versteht sich, dass der erste und/oder der zweite Abschnitt der Verbindungsvorrichtung, je nach Bedarf, Klettelemente mit verschiedenen Klettköpfen umfassen kann. Beispielsweise kann ein Teil der Klettelemente hakenförmige Klettköpfe und ein Teil der Klettelemente kugel-, ellipsoid- oder quaderförmige Klettköpfe aufweisen.
Der erste und/oder der zweite Abschnitt der Verbindungsvorrichtung kann ferner eine Mehrzahl von Sicherungselementen umfassen. Vorzugsweise ist jedes Sicherungselement einem Klettelement zugeordnet und erstreckt sich benachbart zu dem Klettelement von der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung. Vorzugsweise sind das Klettelement und das dem Klettelement zugeordnete Sicherungselement parallel zueinander ausgerichtet. Von der zweiten Oberfläche des Trägerelements des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung abgewandte freie Enden der Sicherungselemente sind vorzugsweise jeweils in einem geringeren Abstand von der zweiten Oberfläche des Trägerelements angeordnet als der Klettkopf des Klettelements. Durch die Sicherungselemente werden die Klettköpfe der miteinander verhakten Klettelemente in Verbindung miteinander gehalten. Mit anderen Worten, die Sicherungselemente verhindern es, dass die Klettelemente bei einer Lasteinwirkung auf die Flugzeugbauteile außer Eingriff geraten. Die Sicherungselemente ermöglichen es somit, eine mittels der Verbindungsvorrichtung hergestellte Klettverbindung zwischen den Flugzeugbauteilen oder den Flugzeugbauteilabschnitten der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe zu verstärken.
Sicherungselemente, die einem Klettelement mit einem kugel-, ellipsoid- oder quaderförmigen Klettkopf zugeordnet sind, können prinzipiell an einer beliebigen Position entlang einer Kreislinie um das Klettelement benachbart zu dem Klettelement angeordnet sein. Sicherungselemente, die einem mit einem hakenförmigen Klettkopf ausgestatteten Klettelement zugeordnet sind, sind dagegen vorzugsweise derart benachbart zu dem Klettelement positioniert, das heißt sie erstrecken sich vorzugsweise derart benachbart zu dem Klettelement von der zweiten Oberfläche des Trägerelements, dass von der zweiten Oberfläche des Trägerelements abgewandte freie Enden der Sicherungselemente jeweils den freien Enden der hakenförmigen Klettköpfe der Klettelemente gegenüberliegen. Der Abstand zwischen dem freien Ende eines Sicherungselements und dem Klettkopf eines Klettelements sollte dabei groß genug sein, dass ein zum Zusammenwirken mit dem Klettelement vorgesehenes Klettelement zwischen dem freien Ende des Sicherungselements und dem des Klettkopfs hindurchgeführt werden kann.
Das Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung besteht vorzugsweise aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff. Alternativ oder zusätzlich dazu kann auch das Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff bestehen. Das Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und/oder das Trägerelement des zweiten Abschnitt der Verbindungsvorrichtung kann/können ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfassen, die in Form von Kurzfasern oder Endlosfasern vorliegen können und Kohlenstofffasern, aber auch andere geeignete Fasern, wie z. B. Glasfasern sein können. Die Fasern können in eine Matrix aus einem Kunststoffmaterial, beispielsweise einem duroplastischen Kunststoffmaterial, insbesondere einem Epoxidharzmaterial eingelagert sein. Vorzugsweise besteht die Matrix des Trägerelements des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus dem gleichen Material wie die Matrix des ersten Flugzeugbauteils. In ähnlicher Weise kann die Matrix des Trägerelements des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus dem gleichen Material wie die Matrix des zweiten Flugzeugbauteils bestehen. Falls gewünscht, können in den Abschnitten der Verbindungsvorrichtung und den zugehörigen Flugzeugbauteilen auch Fasern aus dem gleichen Material enthalten sein, d. h. das Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung kann aus dem gleichen faserverstärkten Verbundwerkstoff bestehen wie das erste Flugzeugbauteil. Alternativ oder zusätzlich dazu kann das Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus dem gleichen faserverstärkten Verbundwerkstoff bestehen wie das zweite Flugzeugbauteil.
Als Ausgangsmaterial des Trägerelements des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung kann ein Faser-Prepreg verwendet werden, dessen Verstärkungsfasern mit einer Oberflächenschicht aus einem ungehärteten Kunststoffmaterial versehen sind. Das Trägerelement kann dann durch Aushärten mit dem ersten Flugzeugbauteil verbunden werden, wodurch mehr oder weniger eine Integration des Trägerelements in das Flugzeugbauteilmaterial erfolgt. In ähnlicher Weise kann auch das Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung durch gemeinsames Aushärten eines Faser-Prepregs mit dem zweiten Flugzeugbauteil verbunden werden. Die Aushärtung kann, falls erforderlich, unter erhöhter Temperatur und/oder unter erhöhtem Druck, ggf. auch in einem Autoklaven erfolgen.
Die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung können aus einem Fasermaterial bestehen. Beispielsweise können die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente aus Kohlenstofffasern, aber auch aus anderen geeigneten Fasern, wie z. B. Glasfasern, hergestellt werden. Sinnvollerweise werden die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente aus Fasern hergestellt, die aus dem gleichen Material bestehen wie die Fasern, die in die Trägerelemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und/oder die Flugzeugbauteile integriert sind, die zur Verbindung mit dem ersten und/oder dem zweiten Abschnitt der Verbindungsvorrichtung vorgesehen sind. Insbesondere dann, wenn die Flugzeugbauteile gemeinsam mit dem ersten und/oder dem zweiten Abschnitt der Verbindungsvorrichtung einem Aushärtungszyklus unterzogen werden, wird dann eine optimale Integration des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung in die Flugzeugbauteile gewährleistet.
Vorzugsweise bestehen die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus einem elektrisch leitfähigen Material. Als zur Herstellung der Klettelemente und/oder der Sicherungselemente geeignete leitfähige Materialien bieten sich z. B. Kohlenstofffasern oder Metall an. Die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente schaffen dann eine elektrisch leitfähige Verbindung zwischen den mittels der Verbindungsvorrichtung miteinander verbundenen Flugzeugbauteilen. Dadurch wird eine elektrische Masseanbindung zwischen den Flugzeugbauteilen sichergestellt. Darüber hinaus können aus einem elektrisch leitfähigen Material bestehende Klettelemente und/oder Sicherungselemente auch dazu eingesetzt werden, im Rahmen eines Aushärtungsprozesses die Klettelemente und/oder die Sicherungselemente umgebendes Harzmaterial induktiv aufzuheizen.
Zwischen den Klettelementen des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung vorhandene Zwischenräume können in der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe mit einem Dichtmaterial gefüllt sein. Das Dichtmaterial kann beispielsweise ein Harz, insbesondere ein aushärtbares Harz sein. Durch das Einbringen eines Dichtmaterials, insbesondere eines aushärtbaren Harzes in zwischen den Klettelementen des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung vorhandene Zwischenräume kann die Verbindung zwischen den Klettelementen und damit den beiden Abschnitten der Verbindungsvorrichtung gefestigt und verstärkt werden. Eine weitere Verstärkung dieser Verbindung wird durch Aushärten des in die Zwischenräume zwischen den Klettelementen eingebrachten Harzes ermöglicht. Die Aushärtung des Harzes kann, falls erforderlich, unter erhöhter Temperatur und/oder unter erhöhtem Druck, ggf. auch in einem Autoklaven erfolgen.
Bei einer weiteren Ausführungsform der erfindungsgemäßen Flugzeugbaugruppe sind in zwischen den Klettelementen des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung vorhandenen Zwischenräumen Kabel angeordnet. Durch die Anordnung der Kabel zwischen den Klettelementen der beiden Abschnitte der Verbindungsvorrichtung wird eine kontinuierliche, scheuerfreie Kabelfixierung möglich. Darüber hinaus ermöglicht die Einbindung der Kabel in die Verbindungsvorrichtung die Ableitung von Wärme von den Kabeln. Wenn es erforderlich ist, große Wärmemengen von in die Verbindungsvorrichtung integrierten Kabeln abzuführen, bestehen die Abschnitte der Verbindungsvorrichtung vorzugsweise aus einem gut wärmeleitfähigen Material.
Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbaugruppe wird ein erstes Flugzeugbauteil derart mit einem Trägerelement eines ersten Abschnitts einer Verbindungsvorrichtung verbunden, dass eine erste Oberfläche des Trägerelements dem ersten Flugzeugbauteil zugewandt ist und eine zweite Oberfläche des Trägerelemente von dem ersten Flugzeugbauteil abgewandt ist, wobei sich von der zweiten Oberfläche des Trägerelements eine Mehrzahl von Klettelementen erstreckt, die an ihren freien Enden jeweils einen Klettkopf aufweisen können. Ferner wird ein zweites Flugzeugbauteil derart mit einem Trägerelement eines zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung verbunden, dass eine erste Oberfläche des Trägerelements dem zweiten Flugzeugbauteil zugewandt ist und eine zweite Oberfläche des Trägerelements von dem zweiten Flugzeugbauteil abgewandt ist, wobei sich von der zweiten Oberfläche des Trägerelements eine Mehrzahl von Klettelementen erstreckt, die an ihren freien Enden jeweils einen Klettkopf aufweisen können. Mindestens eines der Flugzeugbauteile besteht aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff. Schließlich wird eine Klettverbindung zwischen dem ersten und dem zweiten Flugzeugbauteil hergestellt, indem die Klettelemente des ersten und des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung miteinander in Eingriff gebracht werden.
Durch das erfindungsgemäße Verfahren wird eine schälspannungsresistente Verbindung zwischen zwei Flugzeugbauteilen erzeugt. Ferner erlaubt das Verfahren eine einfache, schnelle und damit kostengünstige Montage der Flugzeugbauteile.
Vorzugsweise wird das Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus einem Faser-Prepreg hergestellt. Die Fasern des Faser-Prepregs können mit einem Kunststoffmaterial beschichtet sein, das auch die Matrix des ersten Flugzeugbauteils bildet. Auch die in dem Faser-Prepreg enthaltenen Fasern können aus dem gleichen Material bestehen wie die Verstärkungsfasern des ersten Flugzeugbauteils. Alternativ oder zusätzlich dazu kann das Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung aus einem Faser-Prepreg hergestellt werden. Die Fasern des Faser-Prepregs können mit einem Kunststoffmaterial beschichtet sein, das auch die Matrix des zweiten Flugzeugbauteils bildet. Auch die in dem Faser-Prepreg enthaltenen Fasern können aus dem gleichen Material bestehen wie die Verstärkungsfasern des zweiten Flugzeugbauteils. Vorzugsweise weist/weisen das/die Faser-Prepreg(s), das/die zur Herstellung des Trägerelements des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und/oder des Trägerelements des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung verwendet wird/werden eine gewisse Flexibilität auf, so dass das/die Trägerelement(e) auch zum Zusammenwirken mit einer gewölbten Oberfläche eines mit dem/den Trägerelement(en) zu verbindenden Flugzeugbauteils oder Flugzeugbauteilabschnitts geeignet ist/sind.
Das Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung kann im unausgehärteten Zustand mit dem sich ebenfalls im unausgehärteten Zustand befindenden ersten Flugzeugbauteil in Kontakt gebracht und die Verbindung zwischen dem Trägerelement des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und dem ersten Flugzeugbauteil durch gemeinsames Aushärten des Trägerelements des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und des ersten Flugzeugbauteils erzeugt werden. Der Aushärtungsprozess kann in Abhängigkeit des in dem Trägerelement und/oder dem Flugzeugbauteil enthaltenen Kunststoffmaterials ggf. unter erhöhtem Druck und/oder unter erhöhter Temperatur erfolgen. Falls erforderlich, kann der Aushärtungsprozess auch in einem Autoklaven durchgeführt werden. In ähnlicher Weise kann das Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung in unausgehärteten Zustand mit dem sich ebenfalls in unausgehärteten Zustand befindenden zweiten Flugzeugbauteil in Kontakt gebracht werden und die Verbindung zwischen dem Trägerelement des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und dem zweiten Flugzeugbauteil durch gemeinsames Kalt- oder Warmaushärten des Trägerelements des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und des zweiten Flugzeugbauteils erzeugt werden.
Zwischen den Klettelementen des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung vorhandene Zwischenräume können mit einem Dichtmaterial gefüllt werden. Als Dichtmaterial kann beispielsweise ein Harz, insbesondere ein aushärtbares Harz verwendet werden. Eine Aushärtung dieses Harzes in einem Kalt- oder Warmaushärtprozess ist möglich, wenn eine besonders lastresistente Verbindung zwischen den beiden Abschnitten der Verbindungsvorrichtung und damit den beiden Flugzeugbauteilen oder Flugzeugbauteilabschnitten erforderlich ist.
In zwischen den Klettelementen des ersten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung und den Klettelementen des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung vorhandenen Zwischenräumen können Kabel verlegt werden.
Zur Herstellung des ersten und/oder des zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung kann eine Form aus einem wasserlöslichen Material verwendet werden. Als wasserlösliches Material kann beispielsweise Seife, Spezialgips oder dergleichen zum Einsatz kommen. Das beispielsweise aus einem Faser-Prepreg bestehende Trägerelement kann in die Form eingelegt werden. Die Klettelemente können durch Infiltration der Form erzeugt werden.
Die zur Herstellung des ersten und/oder zweiten Abschnitts der Verbindungsvorrichtung verwendete Form wird vorzugsweise erst abgewaschen, nachdem der erste Abschnitt der Verbindungsvorrichtung mit dem ersten Flugzeugbauteil und/oder der zweite Abschnitt der Verbindungsvorrichtung mit dem zweiten Flugzeugbauteil verbunden worden ist/sind. Dadurch wird das Handling der beiden Abschnitte der Verbindungsvorrichtung bei der Verbindung mit den entsprechenden Flugzeugbauteilen oder Flugzeugbauteilabschnitten erleichtert.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nun anhand der beigefügten, schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen
1 eine erste Ausführungsform einer Verbindungsvorrichtung zur Herstellung einer schälspannungsresistenten Verbindung zwischen zwei Flugzeugbauteilen zeigt,
2 eine zweite Ausführungsform einer Verbindungsvorrichtung zur Herstellung einer schälspannungsresistenten Verbindung zwischen zwei Flugzeugbauteilen zeigt,
3 die Verbindung zweier Verbindungsvorrichtungsabschnitte gemäß 2 mit einem ersten Flugzeugbauteil zeigt,
4 die Verbindung zweier Verbindungsvorrichtungsabschnitte gemäß 2 mit zwei zweiten Flugzeugbauteilen zeigt,
5 das mit den Verbindungsvorrichtungsabschnitten verbundene erste Flugzeugbauteil gemäß 3 nach dem Abwaschen einer zur Herstellung der Verbindungsvorrichtungsabschnitte verwendeten wasserlöslichen Form zeigt,
6 die mit den Verbindungsvorrichtungsabschnitten verbundenen zweiten Flugzeugbauteile gemäß 4 nach dem Abwaschen einer zur Herstellung der Verbindungsvorrichtungsabschnitte eingesetzten wasserlöslichen Form zeigt,
7 eine Flugzeugbaugruppe bestehend aus dem ersten Flugzeugbauteil gemäß 5 und den zwei zweiten Flugzeugbauteilen gemäß 6 zeigt,
8 eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt,
9 noch eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt,
10 noch eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt,
11 noch eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt,
12 noch eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt und
13 noch eine weitere Ausführungsform einer Flugzeugbaugruppe zeigt.
In den 1 und 2 sind zwei Ausführungsbeispiele einer Verbindungsvorrichtung 10 gezeigt, die dazu geeignet ist, eine schälspannungsresistente Klettverbindung zwischen zwei Flugzeugbauteilen 12, 14a–f (siehe 7 bis 13) oder zwei Flugzeugbauteilabschnitten herzustellen. Die Verbindungsvorrichtung 10 umfasst einen ersten Abschnitt 10a sowie einen zweiten Abschnitt 10b. Jeder Abschnitt 10a, 10b der Verbindungsvorrichtung 10 umfasst ein Trägerelement 16a, 16b mit einer ersten Oberfläche 18a, 18b sowie einer der ersten Oberfläche 18a, 18b gegenüberliegenden zweiten Oberfläche 20a, 20b. Die Trägerelemente 16a, 16b werden aus Faser-Prepregs hergestellt, die jeweils ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfassen, die mit einer Oberflächenschicht aus einem ungehärteten duroplastischen Kunststoffmaterial, beispielsweise einem Epoxidharzmaterial versehen sind.
Die Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b umfassen ferner eine Mehrzahl von Klettelementen 22a, 22b, die sich jeweils von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b erstrecken. Die Klettelemente 22a, 22b bestehen aus einem elektrisch leitfähigen Material, beispielsweise Kohlenstofffasern oder einem Metall. An von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b abgewandten Enden weisen die Klettelemente 22a, 22b jeweils einen Klettkopf 24a, 24b auf. Wie in den 7 bis 13 gezeigt, sind die Klettelemente 22a des ersten Abschnitts 10a der Verbindungsvorrichtung 10 dazu eingerichtet, mit den Klettelementen 22b des zweiten Abschnitts 10b der Verbindungsvorrichtung 10 zu verhaken, d. h. eine Klettverbindung einzugehen.
Zur Herstellung des ersten und des zweiten Abschnitts 10a, 10b der Verbindungsvorrichtung 10 wird jeweils ein zur Herstellung der Trägerelemente 16a, 16b eingesetztes Faser-Prepreg in eine Form 26a, 26b aus einem wasserlöslichen Material, wie z. B. Seife oder Gips eingelegt. Anschließend wird die Form 26a, 26b mit dem zur Bildung der Klettelemente 22a, 22b eingesetzten Material infiltriert. Die Klettelemente 22a, 22b erstrecken sich im Wesentlichen senkrecht zu der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b.
Bei dem in 1 veranschaulichten Ausführungsbeispiel einer Verbindungsvorrichtung 10 sind die Klettköpfe 24a, 24b der Klettelemente 22a, 22b hakenförmig ausgebildet, d. h. die Klettelemente 22a, 22b umfassen jeweils einen sich von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b erstreckenden Abschnitt, an den sich ein gebogener hakenförmiger Klettkopf 24a, 24b anschließt. Ein freies Ende des hakenförmigen Klettkopfs 24a, 24b das, je nach Bedarf, stumpf oder spitz ausgebildet sein kann, ist der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b zugewandt. Darüber hinaus umfasst die in 1 veranschaulichte Verbindungsvorrichtung 10 neben Klettelementen 22a, 22b zusätzliche Sicherungselemente 30a, 30b. Die Sicherungselemente 30a, 30b sind stiftförmig ausgebildet und bestehen aus dem gleichen Material wie die Klettelemente 22a, 22b. Jedes Sicherungselement 30a, 30b ist einem Klettelement 22a, 22b zugeordnet und erstreckt sich benachbart zu dem Klettelement 22a, 22b parallel zu dem Klettelement 22a, 22b von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b.
Von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b abgewandte Enden der Sicherungselemente 30a, 30b sind jeweils in einem geringeren Abstand von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b angeordnet als der Klettkopf 24a, 24b der Klettelemente 22a, 22b. Mit anderen Worten, die Erstreckung der Sicherungselemente 30a, 30b senkrecht zu der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b ist kürzer als die Erstreckung der Klettelemente 22a, 22b senkrecht zu der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b. Insbesondere sind die Sicherungselemente 30a, 30b jeweils derart benachbart zu einem Klettelement 22a, 22b angeordnet, dass das von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b abgewandte freie Ende der Sicherungselemente 30a, 30b dem der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b zugewandten freien Ende des hakenförmigen Klettkopfs 24a, 24b des Klettelements 22a, 22b gegenüberliegt.
Der Abstand zwischen dem freien Ende der Sicherungselemente 30a, 30b und dem freien Ende der hakenförmigen Klettköpfe 24a, 24b ist jeweils so gewählt, dass ein zum Zusammenwirken mit einem Klettelement 22a, 22b vorgesehenes Klettelement 22b, 22a durch den zwischen dem freien Ende eines Sicherungselements 30a, 30b und dem freien Ende eines Klettkopfs 24a, 24b gebildeten Spalt hindurchgeführt werden kann. Die Sicherungselemente 30a, 30b verhindern jedoch, dass miteinander verhakte Klettelemente 22a, 22b außer Eingriff gelangen, wenn entsprechende Lasten auf die Flugzeugbauteile 12, 14a–f einwirken.
2 zeigt dagegen eine Verbindungsvorrichtung 10, bei der die Klettelemente 22a, 22b mit kugelförmigen Klettköpfen 24a, 24b versehen sind. Auch eine in 2 gezeigte Verbindungsvorrichtung 10, bei der die Klettelemente 22a, 22b mit kugelförmigen Klettköpfen 24a, 24b versehen sind, kann zusätzliche, oben im Zusammenhang mit einer Anordnung mit hakenförmigen Klettköpfen beschriebene Sicherungselemente umfassen. Im Übrigen entsprechen der Aufbau und die Funktionsweise der Verbindungsvorrichtung 10 gemäß 2 dem Aufbau und der Funktionsweise der in 1 veranschaulichten Verbindungsvorrichtung 10.
Wie in 3 gezeigt, wird der erste Abschnitt 10a der Verbindungsvorrichtung 10 mit dem ersten Flugzeugbauteil 12 verbunden, bevor die zur Herstellung des ersten Abschnitts 10a der Verbindungsvorrichtung 10 verwendete Form 26a abgewaschen wird. In ähnlicher Weise wird der zweite Abschnitt 10b der Verbindungsvorrichtung 10 mit einem zweiten Flugzeugbauteil 14a–b verbunden, bevor die zur Herstellung des zweiten Abschnitts 10b der Verbindungsvorrichtung 10 verwendete Form 26b abgewaschen wird, siehe 4. Die Verbindung der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b mit dem ersten oder dem zweiten Flugzeugbauteil 12, 14a–b kann grundsätzlich durch Kleben erfolgen. Eine besonders sichere Verbindung zwischen den Verbindungsvorrichtungsabschnitten 10a, 10b und dem ersten oder dem zweiten Flugzeugbauteil 12, 14a–b wird jedoch durch gemeinsames Aushärten der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b mit den Flugzeugbauteilen 12, 14a–b erzielt.
Bei den in den 3 bis 8 gezeigten Konfigurationen enthalten die Flugzeugbauteile 12, 14a–d in eine Matrix aus einem duroplastischen Kunststoff eingelagerte Fasern aus Kohlenstoff. Wenn die Klettelemente 22a, 22b der Verbindungsvorrichtung 10 aus einem Fasermaterial bestehen, ist das zur Herstellung der Klettelemente 22a, 22b verwendete Fasermaterial vorzugsweise identisch zu dem zur Herstellung der Fasern der Flugzeugbauteile 12, 14a–d verwendeten Fasermaterial. Darüber hinaus entspricht das Material, das als Oberflächenschicht auf die Verstärkungsfasern der zur Herstellung der Trägerelemente 16a, 16b eingesetzten Faser-Prepregs aufgebracht ist, vorzugsweise dem Kunststoffmaterial, das in den Flugzeugbauteilen 12, 14a–d die Matrix bildet.
Zur Verbindung der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b mit den Flugzeugbauteilen 12, 14a–d wird ein Verbindungsvorrichtungsabschnitt 10a, 10b, dessen Trägerelement 16a, 16b sich in einem unausgehärteten Zustand befindet, mit dem sich ebenfalls in einem unausgehärteten Zustand befindenden Flugzeugbauteil 12, 14a–d in Kotakt gebracht. Anschließend werden die Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b gemeinsam mit den Flugzeugbauteilen 12, 14a–d einem Aushärtungsprozess unterzogen, der in Abhängigkeit des in den Trägerelementen 16a, 16b enthaltenen sowie des die Matrix der Flugzeugbauteile 12, 14a–d bildenden Kunststoffmaterials auch unter erhöhtem Druck und/oder erhöhter Temperatur in einem Autoklaven stattfinden kann.
Nach dem Verbinden der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b mit den Flugzeugbauteilen 12, 14a–d wird die aus einem wasserlöslichen Material bestehende Form 26a, 26b von den Verbindungsvorrichtungsabschnitten 10a, 10b abgewaschen, so dass sich die Klettelemente 22a, 22b der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b, wie in den 5 und 6 gezeigt, frei von der zweiten Oberfläche 20a, 20b der Trägerelemente 16a, 16b der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b erstrecken.
Wie in 7 gezeigt, erfolgt die Montage einer Flugzeugbaugruppe 100, die das erste Flugzeugbauteil 12 sowie zwei zweite Flugzeugbauteile 14a–b umfasst, durch die Herstellung einer Klettverbindung zwischen den Flugzeugbauteilen 12, 14a–b, indem die Klettelemente 22a, 22b der Verbindungsvorrichtungsabschnitte 10a, 10b miteinander in Eingriff gebracht werden. Wenn die Flugzeugbaugruppe 100 keinen hohen mechanischen Belastungen ausgesetzt ist, kann bereits die durch die Verbindungsvorrichtung 10 hergestellte Klettverbindung ausreichend stabil sein. Bei höher belasteten Flugzeugbaugruppen 100 können zwischen den Klettelementen 22a des ersten Abschnitts 10a der Verbindungsvorrichtung 10 und den Klettelementen 22b des zweiten Abschnitts 10b der Verbindungsvorrichtung 10 vorhandene Zwischenräume auch mit einem Dichtmaterial gefüllt werden. Als Dichtmaterial kann beispielsweise ein Harz, insbesondere ein aushärtbares Harz zum Einsatz kommen. Das Harz kann ein kalt- oder ein warmaushärtbares Harz sein, d. h. je nach Einsatzzweck der Flugzeugbaugruppe 100 kann ein in die zwischen den Klettelementen 22a des ersten Abschnitts 10a der Verbindungsvorrichtung 10 und den Klettelementen 22b des zweiten Abschnitts 10b der Verbindungsvorrichtung 10 vorhandene Zwischenräume eingebrachtes Harz einem Aushärtungsprozess ggf. auch unter erhöhter Temperatur und/oder erhöhtem Druck in einem Autoklaven unterzogen werden.
Die Verbindungsvorrichtung 10 ist besonders gut zur Herstellung von Klettverbindungen zwischen lastbeaufschlagten Flugzeugstrukturbauteilen geeignet. Beispielsweise kann die Verbindungsvorrichtung 10 bei der Verbindung eines aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehenden ersten Flugzeugbauteils 12 in Form eines Flugzeugaußenhautabschnitts mit aus einem faserverstärkten Verbundmaterial bestehenden zweiten Flugzeugbauteilen 14a–d in Form von I-Trägern, Z-Haltern, Ω-Haltern oder T-Trägern (siehe 7 und 8) verwendet werden. Darüber hinaus kann mittels der Verbindungsvorrichtung 10 auch ein zweites Flugzeugbauteil 14e, das in Form einer Primärisolation eines Flugzeugs ausgeführt ist, mit einem einen Flugzeugaußenhautabschnitt bildenden ersten Flugzeugbauteil 12 verbunden werden, siehe 9 bis 13. Ferner kann die Verbindungsvorrichtung 10 zur Halterung eines in Form eines Kabelträgers oder eines Hydraulikleitungsträgers ausgebildeten zweiten Flugzeugbauteils 14f genutzt werden, siehe 11 und 12.
Schließlich ist, wie in 13 gezeigt, eine Verlegung von Kabeln 32 in zwischen den Klettelementen 22a des ersten Abschnitts 10a der Verbindungsvorrichtung 10 und den Klettelementen 22b des zweiten Abschnitts 10b der Verbindungsvorrichtung 10 vorhandenen Zwischenräumen möglich, Dadurch wird eine kontinuierliche, scheuerfreie Kabelfixierung möglich. Darüber hinaus kann die Verbindungsvorrichtung 10 zur Ableitung von Wärme von den Kabeln 32 genutzt werden.
Unabhängig von der Form der Flugzeugbauteile 12, 14a–f der Flugzeugbaugruppe 100 ermöglicht die Verbindungsvorrichtung 10 eine einfache Kompensation von Flugzeugbauteiltoleranzen, so dass in der Flugzeugbaugruppe 100 die Flugzeugbauteile 12, 14a–f spannungsfrei miteinander verbunden sind.

Claims

Flugzeugbaugruppe (100) mit: – einem ersten Flugzeugbauteil (12) und einem zweiten Flugzeugbauteil (14), wobei mindestens eines der Flugzeugbauteile (12, 14) aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff besteht, und – einer das erste Flugzeugbauteil (12) mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbindenden Verbindungsvorrichtung (10), wobei die Verbindungsvorrichtung (10) umfasst: – einen ersten Abschnitt (10a), der ein mit dem ersten Flugzeugbauteil (12) verbundenes Trägerelement (16a) mit einer dem ersten Flugzeugbauteil (12) zugewandten ersten Oberfläche (18a) sowie einer von dem ersten Flugzeugbauteil (12) abgewandten zweiten Oberfläche (20a) und eine Mehrzahl von Klettelementen (22a) umfasst, die sich von der zweiten Oberfläche (20a) des Trägerelements (16a) erstrecken, und – einen zweiten Abschnitt (10b), der ein mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbundenes Trägerelement (16b) mit einer dem zweiten Flugzeugbauteil (14) zugewandten ersten Oberfläche (18b) sowie einer von dem zweiten Flugzeugbauteil (14) abgewandten zweiten Oberfläche (20b) und eine Mehrzahl von Klettelementen (22b) umfasst, die sich von der zweiten Oberfläche (20b) des Trägerelements (16b) erstrecken, wobei die Klettelemente (22a, 22b) des ersten und des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10) zusammenwirken, um zwischen dem ersten und dem zweiten Flugzeugbauteil (12, 14) eine Klettverbindung herzustellen, wobei das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfasst und in das Flugzeugbauteilmaterial des ersten Flugzeugbauteils (12) integriert ist, und/oder wobei das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfasst und in das Flugzeugbauteilmaterial des zweiten Flugzeugbauteils (14) integriert ist.
Flugzeugbaugruppe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Teil der Klettelemente (22a, 22b) des ersten und/oder des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10) an ihren von der zweiten Oberfläche (20a) des Trägerelements (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und/oder der zweiten Oberfläche (20b) des Trägerelements (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) abgewandten freien Enden haken-, kugel-, ellipsoid- oder quaderförmige Klettköpfe (24a, 24b) aufweisen.
Flugzeugbaugruppe nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff besteht und/oder dass das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff besteht.
Flugzeugbaugruppe nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) durch Aushärten mit dem ersten Flugzeugbauteil (12) verbunden ist und/oder dass das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) durch Aushärten mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbunden ist.
Flugzeugbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Klettelemente (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und/oder die Klettelemente (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem elektrisch leitfähigen Material bestehen.
Flugzeugbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den Klettelementen (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und den Klettelementen (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) vorhandene Zwischenräume mit einem Dichtmaterial gefüllt sind, wobei das Dichtmaterial ein Harz ist.
Flugzeugbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass in zwischen den Klettelementen (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und den Klettelementen (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) vorhandenen Zwischenräumen Kabel (32) angeordnet sind.
Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugbaugruppe (100) mit den Schritten: – Verbinden eines ersten Flugzeugbauteils (12) mit einem Trägerelement (16a) eines ersten Abschnitts (10a) einer Verbindungsvorrichtung (10) derart, dass eine erste Oberfläche (18a) des Trägerelements (16a) dem ersten Flugzeugbauteil (12) zugewandt ist und eine zweite Oberfläche (20a) des Trägerelements (16a) von dem ersten Flugzeugbauteil (12) abgewandt ist, wobei sich von der zweiten Oberfläche (20a) des Trägerelements (16a) eine Mehrzahl von Klettelementen (22a) erstreckt, – Verbinden eines zweiten Flugzeugbauteils (14) mit einem Trägerelement (16b) eines zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) derart, dass eine erste Oberfläche (18b) des Trägerelements (16b) dem zweiten Flugzeugbauteil (14) zugewandt ist und eine zweite Oberfläche (20b) des Trägerelements (16b) von dem zweiten Flugzeugbauteil (14) abgewandt ist, wobei sich von der zweiten Oberfläche (20b) des Trägerelements (16b) eine Mehrzahl von Klettelementen (22b) erstreckt, und wobei mindestens eines der Flugzeugbauteile (12, 14) aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff besteht, wobei das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfasst und in das Flugzeugbauteilmaterial des ersten Flugzeugbauteils (12) integriert wird, und/oder wobei das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) ein Gewebe oder ein Gelege aus Verstärkungsfasern umfasst und in das Flugzeugbauteilmaterial des zweiten Flugzeugbauteils (14) integriert wird, und – Herstellen einer Klettverbindung zwischen dem ersten und dem zweiten Flugzeugbauteil (12, 14), durch in Eingriff bringen der Klettelemente (22a, 22b) des ersten und des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10).
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem Faser-Prepreg hergestellt wird und/oder dass das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem Faser-Prepreg hergestellt wird.
Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) im unausgehärteten Zustand mit dem sich ebenfalls im unausgehärteten Zustand befindenden ersten Flugzeugbauteil (12) in Kontakt gebracht und die Verbindung zwischen dem Trägerelement (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und dem ersten Flugzeugbauteil (12) durch gemeinsames Aushärten des Trägerelements (16a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und des ersten Flugzeugbauteils (12) erzeugt wird, und/oder dass das Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) im unausgehärteten Zustand mit dem sich ebenfalls im unausgehärteten Zustand befindenden zweiten Flugzeugbauteil (14) in Kontakt gebracht und die Verbindung zwischen dem Trägerelement (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) und dem zweiten Flugzeugbauteil (14) durch gemeinsames Aushärten des Trägerelements (16b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) und des zweiten Flugzeugbauteils (14) erzeugt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Klettelemente (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und/oder die Klettelemente (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) aus einem elektrisch leitfähigen Material hergestellt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen den Klettelementen (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und den Klettelementen (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) vorhandene Zwischenräume mit einem Dichtmaterial gefüllt werden, wobei als Dichtmaterial ein Harz verwendet wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass in zwischen den Klettelementen (22a) des ersten Abschnitts (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) und den Klettelementen (22b) des zweiten Abschnitts (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) vorhandenen Zwischenräumen Kabel (32) verlegt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass zur Herstellung des ersten und/oder des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10) eine Form aus einem wasserlöslichen Material verwendet wird.
Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die zur Herstellung des ersten und/oder des zweiten Abschnitts (10a, 10b) der Verbindungsvorrichtung (10) verwendete Form abgewaschen wird, nachdem der erste Abschnitt (10a) der Verbindungsvorrichtung (10) mit dem ersten Flugzeugbauteil (12) und/oder der zweite Abschnitt (10b) der Verbindungsvorrichtung (10) mit dem zweiten Flugzeugbauteil (14) verbunden worden ist/sind.