DE102014103438A1

DE102014103438A1 - Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements

Info

Publication number: DE102014103438A1
Application number: DE102014103438.4A
Authority: DE
Inventors: Matthijs Plokker
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2013-07-16
Filing date: 2014-03-13
Publication date: 2015-01-22
Also published as: US20160129987A1; WO2015007455A1; NL2012457A; EP3022035A1; EP3022035B1; NL2012457B1; US10150554B2

Abstract

Es ist ein Flugzeug mit einem Primärstrukturverbindungselement zur Befestigung der Flugzeughaut an der Primärstruktur des Flugzeugs angegeben. Dabei ist das Primärstrukturverbindungselement als Schubkamm, Clip und/oder als Spantstabilisierungselement bzw. als Rippenstabilisierungselement ausgeführt und ist durch Spritzguss aus einem faserverstärkten, thermoplastischen Material hergestellt. Ebenso ist ein Spritzgussverfahren zur Herstellung eines solchen Primärstrukturverbindungselements angegeben, bei welchem das faserverstärkte, thermoplastische Material geschmolzen in eine Spritzgussvorrichtung einspritzt wird. Der hergestellte Schubkamm etc. wird aus der Spritzgussvorrichtung entnommen. Dabei kommen insbesondere zerkleinerte Carbonfasern und/oder Glasfasern in Kombination mit Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK), zum Beispiel auch in Pelletform, zum Einsatz.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die Erfindung betrifft Verbindungsmittel zur Befestigung einer Flugzeughaut an einem Flugzeug, insbesondere an einem Flugzeugverstärkungselement, zum Beispiel an einem Spant oder an einer Rippe. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements, ein Primärstrukturverbindungselement zur Befestigung einer Flugzeughaut an einer Flugzeugprimärstruktur, sowie ein Flugzeug.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Die Primärstruktur eines Flugzeugs besteht im Hauptrumpfbereich aus mehreren Spanten und Stringern. Hingegen werden Rippen beispielsweise in Flügeln, Seitenleitwerken und Höhenleitwerken in der Primärstruktur eingesetzt. Mittels sogenannten Schubkämmen (Shearwebs), Clips (kurze Schubkämme) und Spantstabilisierungselementen (Cleats oder Stabilo) wird die Flugzeughaut an den Spanten befestigt. Im Falle von Rippen spricht man anstelle von Spantstabilisierungselementen hier von Rippenstabilisierungselementen. In Kombination mit Schubkämmen (Shearwebs) oder Clips werden Rippenstabilisierungselemente verwendet, um die Flugzeughaut zum Beispiel im Bereich eines Flügels an den Rippen zu fixieren. Mit anderen Worten ist ein Rippenstabilisierungselement ein Cleat, welcher an einer Rippe befestigt ist. Üblicherweise wird dabei eine Nietverbindung zwischen den zuvor genannten Elementen eingesetzt. Jedoch können im Kontext der vorliegenden Erfindung auch oder alternativ Bolzen, zum Beispiel so genannte Hi-Lites und Lockbolts, verwendet werden.
Die heutzutage verwendeten Schubkämme, Clips, Spantstabilisierungselemente und Rippenstabilisierungselemente verwenden ein Material, welches Carbonfasern enthält. Solche Materialien werden bisher üblicherweise mit dem folgenden Herstellungsverfahren zu einem Clip oder Cleat verarbeitet. In diesem Verfahren wird ein zusammengefügtes, mehrlagiges Rohmaterial verwendet, das beispielsweise 14 gewebte und gekreuzte Lagen aufweist. Anschließend wird eine Platte gewünschter Größe aus diesem mehrlagigen Rohmaterial herausgepresst, um das plattenförmige Mehrlagenmaterial anschließend zu erwärmen und in seinem Festkörperzustand an die Kontur einer Form anzupassen. Anschließend werden die Überstände und Ränder abgesägt, um die exakte Bauteilform zu erhalten. In diesem Verfahren ist es nachteiliger weise erforderlich, eine Kantenversiegelung vorzunehmen, so dass keine Fasern an den Rändern trocken liegen. Damit sollen die Bereiche, welche nicht mit Harz versehen sind, versiegelt werden, um die Korrosion zu reduzieren. Bei der Herstellung von Clips und Cleats, i. e. von Schubkämmen und Spantstabilisierungselementen bzw. von Rippenstabilisierungselementen, nach dem zuvor beschriebenen Verfahren ist man hinsichtlich der entstehenden Radien an dem hergestellten Bauteil auf die Vorgabe durch die Form angewiesen. Weiterhin stellt sich dieses Herstellungsverfahren als sehr arbeits- und kostenintensiv dar, da es einige Zwischenschritte benötigt und zur Vermeidung galvanischer Korrosion die Kanten des Bauteils in einem separaten Arbeitsschritt versiegelt werden müssen. Insbesondere bei Schubkämmen, Spantstabilisierungselementen und Rippenstabilisierungselementen, die mit einer Stückzahl von 3.000 bis über 10.000 Stück pro Flugzeug verbaut werden, bedeutet dies für die Herstellung eines Flugzeug einen enormen Arbeitsaufwand.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die Aufgabe der Erfindung kann darin gesehen werde eine verbesserte Bereitstellung einer Primärstruktur eines Flugzeugs zu ermöglichen, insbesondere hinsichtlich des Arbeitsaufwandes und der Kosten.
Die Aufgabe wird durch die Gegenstände der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weiterbildungen und Ausführungsformen sind den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung zu entnehmen.
Die zuvor und im Folgenden beschriebenen Ausführungsbeispiele betreffen gleichermaßen das Spritzgussverfahren, das Primärstrukturverbindungselement und das Flugzeug. Mit anderen Worten können Merkmale, die im Folgenden in Bezug auf das Primärstrukturverbindungselement beschrieben werden, ebenso in das Flugzeug implementiert werden und als Merkmale oder Teil oder Aspekt des Verfahrens angesehen werden, und umgekehrt.
Unter dem Begriff „Primärstrukturverbindungselement” sind im Kontext der Erfindung insbesondere ein Schubkam, ein Spantstabilisierungselement, ein Clip oder ein Rippenstabilisierungselement als Ausführungsbeispiele zu sehen.
Dabei soll im Kontext der Erfindung der Begriff „Schubkamm” als Spantschubeinleitung oder shearweb verstanden werden. Dies entspricht dem üblichen Verständnis des Fachmanns. Es wir darunter eine Vorrichtung zur Fixierung an einem Spant eines Flugzeugs verstanden. Ein Schubkamm verbindet dabei einen Spant und einen Teil der Haut des Flugzeuges und reicht über mehrere Stringer hinweg.
Weiterhin soll im Kontext der Erfindung der Begriff „Clip” als eine Art kurzer Schubkamm in dem Sinne verstanden werden, dass ein Clip nur von einem ersten Stringerfuß zu einem zweiten Stringerfuß reicht. Beispielsweise zeigt 6 einen Schubkamm 605 und 4 zeigt einen Clip 401, der in seiner Einbauposition nur zwischen zwei Stringer angeordnet ist.
Weiterhin soll im Kontext der Erfindung der Begriff „Spantstabilisierungselement” als Cleat oder Stabilo verstanden werden. Für den Fachmann und gemäß der hierin verwendeten Definitionen und Terminologien handelt es sich bei einem „Rippenstabilisierungselement” um ein Stabilisierungselement ähnlich zu einem Spantstabilisierungselement, welches an einer Rippe, also zum Beispiel im Bereich eines Flügels, eines Seitenleitwerks oder eines Höhenleitwerks eingesetzt wird. Das Rippenstabilisierungselement stützt und stabilisiert eine Rippe des Flugzeuges.
Es sei angemerkt, dass im Folgenden, die Erfindung im Hinblick auf das Primärstrukturverbindungselement wechselnd Schubkämme, Clips, Spantstabilisierungselemente und/oder Rippenstabilisierungselement beschrieben werden. Dabei gilt die einzelne Beschreibung jeweils auch für die anderen Ausführungsbeispiele des generischen Merkmals Primärstrukturverbindungselement.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements angegeben. Das Verfahren weist die Schritte Bereitstellen einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung, Schmelzen der faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung, und Einspritzen der faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung in eine Spritzgussvorrichtung auf. Dabei weist die Spritzgussvorrichtung eine Spritzgussform zur Herstellung des Primärstrukturverbindungselements auf. Weiterhin ist in dem Verfahren der Schritt des Entnehmen des hergestellten Primärstrukturverbindungselements aus der Spritzgussvorrichtung enthalten.
Durch dieses Ausführungsbeispiel wird ein neuartiger Herstellungsprozess für ein Primästrukturverbindungselement, zum Beispiel ein Schubkamm und/oder ein Spantstabilisierungselement, bereitgestellt, in dem ein faserverstärkter, thermoplastischer Stoff mittels Spritzguss verwendet wird. Wie später noch im Detail beschrieben wird, kann das Verfahren auch gleichzeitig, also in einem Durchlauf des Verfahrens, einen Schubkamm, bzw. Clip und ein Spantstabilisierungselement oder einen Schubkamm bzw. Clip und ein Rippenstabilisierungselement erzeugen. Es kann also in integraler Weise ein Bauteil hergestellt werden, dass sowohl die Funktion eines Clips als auch eines Cleats erfüllt, wie es zum Beispiel in den 4 und 5 gezeigt ist.
Damit kann mit niedrigen Kosten ein leichtes Primärstrukturverbindungselement schnell und in einem Herstellungsprozess produziert werden. Insbesondere eine faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung mit einem hohen Elastizitätsmodul eignet sich hierfür. Weitere Details und Aspekte bezüglich des Elastizitätsmoduls der verwendeten Fasern und des hergestellten Schubkamms, Clips, Spantstabilisierungselements und/oder des hergestellten Rippenstabilisierungselement, werden im Nachfolgenden erläutert.
Insbesondere kann das faserverstärkte, thermoplastische Material in Pelletform bereitgestellt werden, und mit einer Transportvorrichtung in ein Heizelement transportiert werden. Die Zusammensetzung kann geschmolzen und komprimiert werden, so dass sie anschließend in die Kavität, welche durch die Spritzgussform gebildet wird, unter dem nötigen Druck eingespritzt wird. Beispielsweise können 1.000 bar als Einspritzdruck verwendet werden. Jedoch auch andere Werte oberhalb und unterhalb von 1.000 bar, zum Beispiel 2.000 bar, können ebenso verwendet werden. Die Spritzgussform kann vorgewärmt bzw. vorgeheizt werden, um eine verbesserte oder optimale Temperatur für einen schnellen Kristallisationsprozess bereitzustellen. Sobald die Matrix in den Festkörperzustand übergegangen ist, kann das hergestellte Primärstrukturverbindungselement aus der Spritzgussvorrichtung entnommen werden. Da das hergestellte Bauteil, d. h. das Primärstrukturverbindungselement, in seiner endgültigen Form mit dem thermoplastischen Harz bedeckt ist, wird kein Bearbeiten, Beschneiden oder Versiegeln der Kanten des hergestellten Bauteils nötig. An den Oberflächen des gegossenen Primärstrukturverbindungselements ist nach dem Abschluss des Verfahrens jeweils Harz vorhanden, so dass keine Faser trocken liegt.
Dabei kann die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung in diesem und in jedem anderen Ausführungsbeispiel durch eine thermoplastische Matrix, die ein Harz ist, und zusätzlich durch zerkleinerte Fasern, zum Beispiel Carbonfasern und/oder Glasfasern, bereit gestellt werden. Verschiedene Mischungsgrade sind möglich.
Mit anderen Worten wird mit diesem Verfahren eine thermoplastische, Fasermaterial enthaltende Zusammensetzung bereitgestellt, geschmolzen und in eine Spritzgussvorrichtung eingespritzt. Dadurch kann ein Primärstrukturverbindungselement (Schubkamm, Clip und/oder ein Spantstabilisierungselement und/oder ein Rippenstabilisierungselement) sowohl kostengünstig und schnell als auch mit den erforderlichen mechanischen Eigenschaften insbesondere hinsichtlich seines Elastizitätsmoduls hergestellt werden. Beispielsweise kann das Primärstrukturverbindungselement, welches durch das erfindungsgemäße Spritzgussverfahren hergestellt wurde, ein Elastizitätsmodul aufweisen welches einen Wert in einem Bereich von E ≥ 30 GPa, E ≥ 35 GPa, oder G ≥ 40 GPa hat. Jedoch sind auch andere davon abweichende Werte, falls gewünscht, möglich. Weiterhin kann die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung beispielsweise zerkleinerte Carbonfasern mit einem Elastizitätsmodul enthalten, welche einen Wert von E ≥ 250 GPa, E ≥ 300 oder E ≥ 350 GPa haben. Als bevorzugte thermoplastische Materialien können beispielsweise Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK) genannt werden, aber auch andere Materialien können zusätzlich oder alternativ in der Zusammensetzung enthalten sein.
Je nach Einsatzbereich des Primärstrukturverbindungselements im Flugzeug kann es erforderlich sein, dass ein solches Element eine Steifigkeit zwischen 30 GPa und 40 GPa, 40 GPa und 50 GPa oder größer 50 GPa aufweist. Dieses Erfordernis kann mit dem hier präsentierten Spritzgussverfahren erfüllt werden.
Das Spritzgussverfahren der vorliegenden Erfindung hat im Vergleich zum Stand der Technik eine verkürzte Produktionszeit und kann ein Primärstrukturverbindungselement innerhalb von 1 bis 5 Minuten pro Gegenstand herstellen. Je nach benutzter Spritzgussvorrichtung kann die Zeit auch noch kürzer sein. Weiterhin können damit die Materialkosten und der Materialabfall signifikant reduziert werden. Insgesamt kann nach Erfahrungen und Berechnungen der Erfinder eine Stückpreisreduzierung von bis zu 50% für Primärstrukturverbindungselemente, i. e. für Schubkämme und/oder Spantstabilisierungselemente und/oder das Rippenstabilisierungselement erreicht werden. Ebenso bietet das Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements die Möglichkeit und Potential für Optimierungen hinsichtlich des Designs und der Form dieser Bauteile und erlaubt eine Integration von zusätzlichen Stabilisierungselementen.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung Carbonfasern und/oder Glasfasern auf.
Insbesondere können zerkleinerte Carbonfasern und/oder zerkleinerte Glasfasern (chopped fibers) verwendet werden. Beispielsweise können Carbonfasern und/oder Glasfasern mit einem Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK) verwendet werden. PPS ist ein hochtemperaturbeständiger, thermoplastischer Kunststoff mit der allgemeinen Formel (SC₆H₄)_n. Ebenso ist PEEK ein hochtemperaturbeständiger, thermoplastischer Kunststoff und gehört zur Stoffgruppe der Polyaryletherketone.
Auch andere Elemente aus dieser Stoffgruppe können in Kombination mit Carbonfasern und/oder Glasfasern verwendet werden. In den zuvor genannten Beispielen ist es vorteilhafterweise möglich, die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung in Pelletform bereitzustellen, welche eine praktische Durchführung des Spritzgussverfahrens erlaubt.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung wird daher die Zusammensetzung in einer Pelletform bereitgestellt und das Verfahren weist weiterhin den Schritt des Transportierens faserverstärkter, thermoplastischer Pellets in eine Schmelzvorrichtung zum Durchführen des Schmelzens auf.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung gilt für größte Fasern der Carbonfasern und/oder für größte Fasern der Glasfasern hinsichtlich der Länge L der Fasern und hinsichtlich des Durchmessers d der Fasern das folgende Verhältnis: L/d ≥ 10, L/d ≥ 50, L/d ≥ 75, oder L/d ≥ 100.
Es wird also eine Zusammensetzung verwendet bei welcher die längsten Carbon- und/oder Glasfasern das zuvor genannte Kriterium erfüllen.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel habe die Fasern im Mittel eine Länge zwischen 0,1 mm und 5 mm. Beispielsweise kann 0,7 mm bevorzugt sein. Dabei kann es sich um einen Mittelwert handeln, um den herum die Längen der einzeln Fasern in der Zusammensetzung statistisch verteilt sind. Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel überschreitet ein Mittelwert der Fasern nicht den Maximalwert von 1 mm, 2 mm, 3 mm, 4 mm, oder 5 mm.
Mit anderen Worten werden zerkleinerte Fasern, insbesondere zerkleinerte Carbonfasern und/oder Glasfasern verwendet, deren Länge eine kompakte Bereitstellung der Zusammensetzung ermöglicht.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist die Zusammensetzung Carbonfasern mit einem Elastizitätsmodul E auf, welches einen Wert von E ≥ 250 GPa, E ≥ 300 oder E ≥ 350 GPa hat, und/oder wobei die Zusammensetzung Glasfasern mit einem Elastizitätsmodul E aufweist, welches einen Wert von E ≥ 70 GPa, E ≥ 85 GPa oder E ≥ 95 GPa hat.
Carbonfasern mit solch einem hohen Elastizitätsmodul können verwendet werden, um besonders steife Primärstrukturverbindungselemente zu spritzgießen, welche die üblichen Lasten, die in einem Flugzeug in der Primärstruktur auftreten, aufnehmen können. Glasfasern hingegen sind billiger und können, je nach Bedarf, als einzelner Faserbestandteil der Zusammensetzung verwendet oder den Carbonfasern beigemischt werden. Es sei angemerkt, dass diese Ausführungsbeispiele ohne Weiteres und insbesondere mit dem zuvor und im Nachfolgenden beschriebenen Ausführungsbeispiel bezüglich der Länge der Fasern kombiniert werden kann.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung wird ein erstes, faserverstärktes, thermoplastisches Material verwendet und es wird ein zweites, davon unterschiedliches Material in dem Spritzgussverfahren verwendet.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Verfahren den Schritt des Einfügens eines Verstärkungselements in die Spritzgussvorrichtung und den Schritt des Verbindens des Verstärkungselements mit der eingespritzten Zusammensetzung in der Spritzgussvorrichtung auf. Mit anderen Worten werden dadurch die geschmolzene Masse der Zusammensetzung und das eingefügte Verstärkungselement verbunden.
Die Wahl der Spritzgusstechnik zur Herstellung des Flugzeugrumpfbefestigungsmittel, i. e. der Primärstrukturverbindungselements, ermöglicht es eine besondere Verstärkung in gewissen Bereichen des hergestellten Bauteils zu realisieren, wodurch andere Bereiche des Bauteils beispielsweise dünner oder kürzer ausgestaltet werden können. Dabei wird also eine Kombination von einer Spritzgussherstellung der Flugzeugrumpfbefestigungsmittel oder Flügelbefestigungsmittel oder Befestigungsmittel für das Rumpfheck (tail plane), Seiten- und Höhenleitwerk und einer Verstärkung realisiert. Weitere Details und zusätzliche oder Alternative Aspekte hierzu werden im Kontext der 5 beschrieben. Dabei kann das Primärstrukturverbindungselement, z. B. der Schubkamm und/oder das Spantstabilisierungselement, mit einem Verstärkungselement zusammen in einem einzigen Bauteil durch die Spritzgusstechnik vereint werden. Weitere Vorteile dieses Ausführungsbeispiels werden im Kontext der 5 erläutert und beleuchtet werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung enthält die Zusammensetzung Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK).
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist die Zusammensetzung Fasern auf, welche im Mittel eine Länge zwischen 0,1 mm und 5 mm haben.
Beispielhaft kann im Folgenden das Material victrex peek 90hmf40 genannt werden. Aber die Verwendung anderer davon abweichender Materialien ist möglich, ohne den Schutzbereich dieses Ausführungsbeispiels zu verlassen. Auch zerkleinerte Glasfasern können verwendet werden, zum Beispiel in Kombination mit Polyphenylensulfid (PPS), Polyetheretherketon (PEEK) oder anderen Thermoplasten, oder thermoplastischen Harzen.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Primärstrukturverbindungselement zur Befestigung einer Flugzeughaut an einer Flugzeugprimärstruktur eines Flugzeuges angegeben. Dabei ist das Primärstrukturverbindungselement als Schubkam, Clip, Spantstabilisierungselement und/oder als Rippenstabilisierungselement ausgeführt, und das Primärstrukturverbindungselement ist aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung mittels Spritzguss hergestellt.
Dabei sind die hierin genannten Primärstrukturverbindungselemente auch in anderen Luftfahrzeugen einsetzbar. Insbesondere in Helikoptern, Satelliten, oder anderen Luftfahrzeugen, können die erfindungsgemäßen Primärstrukturverbindungselemente eingesetzt werden. Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein solches Luftfahrzeug angegeben.
Selbstverständlich kann dieses Ausführungsbeispiel, i. e. das Primärstrukturverbindungselement, nach einem Spritzgussverfahren der zuvor und im Nachfolgenden beschriebenen Ausführungsbeispiele hergestellt sein. Das so hergestellte Primärstrukturverbindungselement weist keine Nachversiegelung auf, die nachteiliger weise abblättern könnte und zusätzliches Gewicht und extra Kosten mit sich bringt. Daher vermeidet ein Primärstrukturverbindungselement, das durch Spritzguss hergestellt ist, dass eine Versiegelung nicht lange genug hält und vermeidet so eine Korrosionsgefahr. Das Primärstrukturverbindungselement, welches mittels Spritzgussverfahren erzeugt ist, kommt als einstückiges, fertiges Bauteil aus der Gussform und weist keine trockenen Fasern auf, da alle äußeren Fasern während des Gussprozesse mit Harz kontaktiert werden. Dies hat sich als ein erheblicher Vorteil der vorliegenden Erfindung gegenüber dem Stand der Technik herausgestellt.
Das Primärstrukturverbindungselement kann auch als Flugzeugrumpfbefestigungsmittel angesehen werden, welches zur Befestigung der Flugzeughaut an einem Spant/einer Rippe des Flugzeugrahmens oder für Rippen im Flügel (zum Beispiel am „tankhole oder manhole”) geeignet und ausgeführt ist. Insbesondere ist dem Fachmann hier klar, dass typischerweise auftretende Lasten durch ein solches Primärstrukturverbindungselement aufgenommen werden müssen und können. Weitere Aspekte und zusätzliche Details hierzu werden im Folgenden mittels mehrerer Ausführungsbeispiele weiter beschrieben werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement eine im Wesentlichen dreieckförmige oder dreieckförmige Bauform auf. Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement eine im Wesentlichen trapezförmige oder trapezförmige Bauform auf.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement einen ersten Flansch zur Herstellung einer Verbindung mit der Flugzeughaut auf und weist einen zweiten Flansch zur Herstellung einer Verbindung mit der Flugzeughaut auf.
In einer besonderen Ausführungsform liegen die beiden Flansche (im Wesentlichen) in einer Ebene, wie zum Beispiel die Flansche 501 und 502 in 5. Durch den Einsatz des Spritzgussverfahrens kann ein solches Bauteil zwei unterschiedliche Flansche zur Befestigung an der Flugzeughaut aufweisen. Dies ist mit bisherigen Herstellungsmethoden nicht möglich, insbesondere nicht für ein integriertes Bauteil. Ein spezifisches Ausführungsbeispiel davon ist in 5 gezeigt und beschrieben.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement einen ersten Flansch zur Herstellung einer Verbindung mit der Flugzeughaut auf und weist einen zweiten Flansch zur Herstellung einer Verbindung mit dem Spant auf.
Gemäß dem Verfahren nach dem Stand der Technik kann kein Primärstrukturverbindungselement mit zwei Flanschen hergestellt werden, da dort das Bauteil aus einer Platte gefaltet wird. Auch sind keine Wanddickenunterschiede an dem Bauteil realisierbar. Da die vorliegende Erfindung jedoch beides ermöglicht ist sie besonders für Primärstrukturverbindungselement mit zwei, drei, vier, oder mehr Flanschen besonders wertvoll. Alternativ oder in Kombination kann auch ein Primärstrukturverbindungselement mit Wanddickenunterschiede durch die vorliegende Erfindung bereitgestellt werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement ein Elastizitätsmodul E auf, welches einen Wert in einem Bereich von 30 GPa ≤ E ≤ 60 GPa hat.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung weist das Primärstrukturverbindungselement mindestens einen ersten, einen zweiten, einen dritten und einen vierten Flansch auf.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein Flugzeug angegeben, welches eine Flugzeuprimärstruktur mit zumindest einem Spant und zumindest einer Rippe und einer eine Flugzeughaut aufweist. Weiterhin ist ein Schubkam oder einen Clip, ein Spantstabilisierungselement und ein Rippenstabilisierungselement enthalten. Wobei ein erster Teil der Flugzeughaut an dem Spant der Flugzeuprimärstruktur und ein zweiter Teil der Flugzeughaut an der Rippe der Flugzeuprimärstruktur befestigt ist. Weiterhin ist mittels dem Schubkam oder dem Clip und dem Spantstabilisierungselement der erste Teil der Flugzeughaut an dem Spant der Flugzeuprimärstruktur befestigt, und mittels des Rippenstabilisierungselements ist der zweite Teil der Flugzeughaut an der Rippe der Flugzeuprimärstruktur befestigt. Zumindest ein Element von der Gruppe bestehend aus dem Schubkam, dem Clip, dem Spantstabilisierungselement und dem Rippenstabilisierungselement ist aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung mittels Spritzguss hergestellt.
Auch im zuletzt genannten Ausführungsbeispiel, betreffend ein Flugzeug, kann der Schubkamm und/oder das Spantstabilisierungselement, das Cleat und/oder das Rippenstabilisierungselement aus einer thermoplastischen, Carbonfasern enthaltenden Zusammensetzung hergestellt sein, wobei in der Zusammensetzung die Fasern in zerkleinerter Form vorliegen können. Insbesondere ist eine Länge/Maximallänge der Fasern von 0,1 mm bis 5 mm möglich. Es sind auch andere, davon abweichende Längen der Fasern möglich. Insbesondere können Carbonfasern und/oder Glasfasern mit Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK) als faserverstärkter, thermoplastische Zusammensetzung verwendet werden. Beispielhaft kann im Folgenden das Material victrex peek 90hmf40 genannt werden. Aber die Verwendung anderer davon abweichender Materialien ist möglich.
Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele. Gleiche oder ähnliche Elemente in den Figuren können durch gleiche oder ähnliche Bezugszeichen bezeichnet sein.
KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN
1 zeigt ein Flussdiagramm eines Spritzgussverfahrens zur Herstellung eines Schubkamms, Clips, Spantstabilisierungselements und/oder eines Rippenstabilisierungselements gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
2 zeigt einen Ausschnitt aus einer Flugzeugprimärstruktur mit einer Mehrzahl von Primärstrukturverbindungselementen gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
3 zeigt eine Flugzeugprimärstruktur mit einer Vielzahl von Schubkämmen und Spantstabilisierungselementen gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
4 ist schematische Darstellung eines Primärstrukturverbindungselements, welches als integrierte Lösung sowohl einen Clip als auch ein Spantstabilisierungselement bzw. einen Clip und ein Rippenstabilisierungselement gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist.
5 ist eine schematische Darstellung eines Primärstrukturverbindungselements, welches als integrierte Lösung zusätzlich Verstärkungselemente gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung aufweist.
6 ist eine schematische Darstellung eines typischen Einbauorts eines Schubkamms und eines Spantstabilisierungselements gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
7 ist eine schematische Darstellung eines Flugzeugs gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
1 stellt mittels eines Flussdiagramms, in welchem die Schritte S1, S2, S3 und S4 gezeigt sind, ein Spritzgussverfahren gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung dar. Das Spritzgussverfahren wird zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements (eines Schubkamms, Clips und/oder eines Rippen- bzw. Spantstabilisierungselements) eingesetzt und verwendet als Spritzgussmedium eine faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung. Diese Zusammensetzung wird im Schritt S1 bereitgestellt. In Schritt S1 kann zum Beispiel die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung victrex peek 90hmf40 verwendet werden. Dies sind aber nur Ausführungsbeispiele und die Verwendung anderer Materialien ist zusätzlich oder alternativ auch möglich.
Weiterhin wird diese Zusammensetzung in Schritt S2 geschmolzen, so dass in Schritt S3 die geschmolzene Zusammensetzung in eine Spritzgussvorrichtung mit einer Spritzgussform zur Herstellung des Primärstrukturverbindungselements eingespritzt werden kann. Anschließend kann im Schritt S4 das hergestellte Primärstrukturverbindungselement entnommen oder ausgeworfen werden, so dass ein weiterer Zyklus des Spritzgussverfahrens durchgeführt werden kann. Dabei sei angemerkt, dass mit einer Durchführung des Spritzgussverfahrens gemäß 1 entweder ein Schubkamm, Clip oder ein Spantstabilisierungselement oder ein Rippenstabilisierungselement hergestellt werden kann. Eine entsprechende Spritzgussform ist dafür zu verwenden. Jedoch ist es, falls gewünscht, auch möglich, eine integrierte Variante zu spritzgießen, welche sowohl einen Schubkamm als auch ein Spantstabilisierungselement enthält. Dieses einstückige Bauteil ist als eine besondere Ausführungsform der Erfindung zu betrachten, wobei zwei exemplarische Ausführungsformen in den 4 und 5 gezeigt sind. Das in 1 gezeigte Spritzgussverfahren kann in weiter ausgebildeten Ausführungsbeispielen um zusätzliche Schritte ergänzt werden.
Folgende Schritte und Parameter des Gussverfahrens können mit den zuvor und im Nachfolgenden genannten Ausführungsbeispielen kombiniert werden. Mittels einer Schraubenpumpe wird Plastikgranulat, i. e. die faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung, in ein Behältnis geladen. Mittels Heizelementen wird das Plastikgranulat geschmolzen. Weiterhin wird das geschmolzene Plastikgranulat mittels der Schraube in die Gussvorrichtung eingespritzt. Ein Druckanstieg von bis 2000 bar kann dabei verwendet werden. Durch die kalte Matrix erhärtet das geschmolzene Plastikgranulat und geht in den Festkörperzustand über. Nach dem Öffnen der Matrix kann das gegossene Primärstrukturverbindungselement entnommen werden. Die Temperatur ist anhängig von der benutzten Matrix. Sie kann 250°C bis zu 400°C betragen oder auch weniger als 250°C oder größer als 400°C sein.
Insbesondere können die zuvor beschriebenen Schritte des Einfügens eines Verstärkungselements in die Spritzgussvorrichtung und das Verbinden des Verstärkungselements mit der eingespritzten Zusammensetzung in der Spritzgussvorrichtung in einer weiteren Ausbildungsform enthalten sein. Details über verschiedene Verstärkungselemente werden im Folgenden weiter beleuchtet werden.
2 ist eine schematische Darstellung eines Teils einer Flugzeugprimärstruktur 200 im Hauptrumpfbereich eines Flugzeuges, in welchem mehrere Spanten 205 und 206 gezeigt sind. Ein solches Flugzeug ist zum Beispiel in 7 dargestellt. Ebenso sind mehrere Stringer 207 und 208 gezeigt, welche fest mit den beiden gezeigten Spanten verbunden sind. Ebenso ist als Primärstrukturverbindungselement eine Vielzahl an Schubkämmen und Clips 201 und 202 gezeigt, welche an dem jeweiligen Spant mit Nieten und/oder Bolzen befestigt sind. Dabei sind die Schubkämme 201 und 202 mittels Spritzguss aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung hergestellt worden. Ebenso sind die Spantstabilisierungselemente (Cleats) 203, 204 in der 2 gezeigt, welche ebenso aus einem faserverstärkten, thermoplastischen Material bestehen und welche mittels Spritzguss, wie hierin beschrieben, hergestellt wurden. Diese Primärstrukturverbindungselement 201–204 weisen daher keine Nachversiegelungen auf, die nachteiliger weise abblättern könnten und zusätzliches Gewicht mit sich bringen. Ebenso weisen die in 2 gezeigten Spantstabilisierungselemente 203 und 204 zerkleinerte Carbonfasern auf, die eine mittlere Länge zwischen 0,1 mm und 5 mm haben. Für andere Anwendungen können auch kürzere und/oder längere Fasern eingesetzt werden, ohne den Schutzbereich der Erfindung zu verlassen. Dies unterscheidet die Spantstabilisierungselemente 203 und 204 deutlich von herkömmlich hergestellten Spantstabilisierungselementen. Das gleiche gilt für die Schubkämme und Clips 201, 202. Die längs verlaufenden Stringer 208 werden sowohl über die Schubkämme und Clips 201, 202 und über die Spantstabilisierungselemente 203 und 204 mit den Spanten 205 und 206 verbunden. Ebenso wird die Flugzeughaut des zugehörigen Flugzeugs über die Elemente 201, 202, 203 und 204 mit der Primärstruktur 200 verbunden. Dabei ist die Flugzeughaut hier nicht gezeigt. Insbesondere werden hierfür Nietverbindungen und oder Bolzen verwendet.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in 3 eine Mehrzahl von Primärstrukturverbindungselementen gezeigt, welche in einer Flugzeugprimärstruktur 300 angeordnet sind. Dabei sind zwei kreisbogenförmig verlaufende Spanten 307 und 308 in der 3 dargestellt. Mehrere längs verlaufende Stringer 309 sind der 3 zu entnehmen. Dabei sind mehrere Schubkämme und Clips 301, 302 und 303 sowie mehrere Spantstabilisierungselemente 304, 305, und 306 gezeigt. Jedes Spantstabilisierungselement 304, 305 und 306 erstreckt sich im Wesentlichen senkrecht von dem Spant 307 weg, und zwar senkrecht von der in Kreisbogenform verlaufenden Richtung. Die Schubkämme 301, 302 und 303 verlaufen hingegen im Wesentlichen parallel zu der senkrecht zur Längsrichtung des Flugzeugs verlaufenden Fläche 310 des Spants 307. Die Flugzeuglängsrichtung ist in 3 durch den Pfeil 311 dargestellt. Dabei können die Clips und Cleats mit der Flugzeughaut durch eine Vernietung mit Nietverbindungen oder mittels Bolzen (Hilites oder Lockbolts) verbunden werden.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist analog zu den 2 und 3 eine Primärstruktur angegeben, welche Rippen verwendet, also beispielsweise in Flügeln, Seitenleitwerken oder Höhenleitwerken. Auch betrifft die Erfindung den hinteren Rumpfbereich, in welchen Integral-Spanten eingesetzt werden. Hier werden dann Schubkämme 201, 202 und Rippenstabilisierungselemente 203 und 204, die mittels Spritzguss und aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung hergestellt sind, an den Rippen des Flugzeugs eingesetzt. Da solche Rippen dem Fachmann bekannt sind ist eine weitere Beschreibung nicht notwendig.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt die 4 ein Primärstrukturverbindungselement 400, welches als integrierte Lösung sowohl einen Clip als auch ein Spantstabilisierungselement bzw. einen Clip und ein Rippenstabilisierungselement hat. Element 400 weist welches sowohl einen ersten Bauteilbereich 401 auf, der als Clip ausgeführt ist und als solcher eingesetzt werden kann, und weist einen zweiten Bauteilbereich 402 auf, welcher als Spantstabilisierungselement ausgeführt ist und als solcher eingesetzt werden kann. Zwischen diesen beiden Bereichen 401 und 402 ist ein ebener Übergangsbereich 403 vorhanden, so dass ein gemeinsamer Flansch für den Clip 401 und das Spantstabilisierungselement 402 gebildet wird. Diese integrale Lösung, welche einen Schubkamm und ein Spantstabilisierungselement in einem Bauteil vereint, ist mit dem erfindungsgemäßen Spritzgussverfahren hergestellt. Das in 4 gezeigte Primärstrukturverbindungselement besteht aus einem faserverstärkten, thermoplastischen Material und hat eine Steifigkeit, d. h. ein Elastizitätsmodul, welche größer ist als 40 GPa. In diesem Beispiel wurden Carbonfasern in zerkleinerter Form zusammen mit PPS als thermoplastische Zusammensetzung verwendet. Insbesondere die folgenden Materialien haben sich als geeignet für das erfindungsgemäße Spritzgussverfahren zur Herstellung von Flugzeugschubkämmen und Flugzeugspantstabilisierungselementen erwiesen. Fasern in zerkleinerter Form zum Beispiel mit einer Länge/Maximallänge von 0,1 mm bis 5 mm sind geeignet. Es sind auch andere, davon abweichende Längen der Fasern möglich. Insbesondere können solche lange Carbonfasern mit Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK) als faserverstärkte, thermoplastische Zusammensetzung verwendet werden. Beispielhaft kann victrex peek 90hmf40 genannt werden. Aber die Verwendung anderer Materialien ist auch möglich.
Das Primärstrukturverbindungselement 400 weist einen ersten flächigen Bereich 404 auf, welcher ausgeführt ist, um parallel zur Haupterstreckungsrichtung eines Flugzeugspants an diesem befestigt zu werden. Eine solche Befestigung kann beispielsweise der 6 entnommen werden. Ein sich im Wesentlichen senkrecht dazu erstreckender flächiger Bereich 405 ist als erster Flansch dazu ausgeführt, in seiner Einbauposition der Flugzeugprimärstruktur, an einem Stringer, wie beispielsweise dem Stringer 606 in 6, befestigt zu werden. Weiterhin weist der Bauteilbereich 402 einen im Wesentlichen dreieckförmigen Bereich 407 auf, welcher als Spantstabilisierungselement dient. Im Wesentlichen senkrecht zu diesem dreieckförmigen Bereich 407 erstreckt sich ein erster oberer Bereich 408 in senkrechter Richtung zu der Ebene des Bereichs 407. Der erste obere Bereich kann als Flansch zur Fixierung an einem Flugzeugspant/an einer Flugzeugrippe angesehen werden. Wie beispielsweise der 6 entnommen werden kann, kann damit das Bauteil 400 auch in dem Bereich 408 an einem Spant 601 befestigt werden. Weiterhin erstreckt sich dieser Bereich 402 im unteren Teil nahezu senkrecht in einen flächigen Bereich 409, mittels welchem das Spantstabilisierungselement 402 an einem Stringer, beispielsweise Stringer 606 in 6, befestigt werden kann. Zu der Clip-Cleat Kombination 400 sagt der Fachmann auch schlicht Clip.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt 5 ein Primärstrukturverbindungselement 500, welches analog zu der 4 sowohl einen Bereich aufweist, der als Clip verwendet werden kann, und auch einen Bereich aufweist, der als Spantstabilisierungselement/Rippenstabilisierungselement verwendet werden kann. Hinsichtlich der diesbezüglichen Offenbarung wird auf die 4 verwiesen. Zusätzlich zur 4 weist das Ausführungsbeispiel der 5 ein Verstärkungselement 501 auf. Dabei sei angemerkt, dass das im Folgenden beschriebene Verstärkungselement an einem Clip oder Schubkamm oder an einem Spantstabilisierungselement eingesetzt werden kann. Der Fachmann entnimmt diesen Varianten, dass das Primärstrukturverbindungselement, welches durch das Spritzgussverfahren hergestellt werden kann, mittels unterschiedlicher Verstärkungselemente und/oder unterschiedlichen Wanddicken spezifisch optimiert werden kann.
Element 501 stellt einen zusätzlichen, zweiten Flansch dar, welcher an dem Primärstrukturverbindungselement 500 mittels des Spritzgussverfahrens der vorliegenden Erfindung einfach und kostengünstig in einem Gussschritt realisiert werden kann. Durch die Möglichkeit, das Spritzgussverfahren relativ schnell durchführen zu können, können damit relativ komplexe Formergänzungen des Primärstrukturverbindungselements integriert werden. Ebenso ist es möglich, zusätzlich oder ergänzend, ein Verstärkungselement in die Spritzgussvorrichtung einzufügen, so dass bei dem dabei entstehenden Bauteil 500 entsprechend verstärkte Nietposition vorhanden sind. Ebenso ermöglicht die verwendete Spritzgusstechnologie, dass lokal Dickenvariierungen möglich sind, was beispielsweise als eine Erhöhung der Wanddicke in dem Bereich 503 in 5 gezeigt ist. Auch eine Verringerung der Wanddicke ist aufgrund der Verwendung der Spritzgusstechnik sehr einfach für den Benutzer umsetzbar. Der Spalt zwischen 404 und 408 in 4 kann heutzutage mit dem Verfahren nach dem Stand der Technik nicht vermieden werden. Das erfindungsgemäße Spritzgussverfahren hingegen kann, falls gewünscht, diesen Spalt schließen, wie es in 5 gezeigt ist. Elemente 506 ist dort verbunden. Das erhöht deutlich die Stabilität der Clip-Cleat Kombination, wie in 5 gezeigt. Das gleiche gilt für den Flansch 501.
6 zeigt einen Teil einer Flugzeugprimärstruktur 600, an dem ein Schubkamm 605 und ein Spantstabilisierungselement 602 angeordnet sind. Es handelt sich hierbei um einen Schubkamm 605, da sich dieses Bauteil über mehrere Stringer erstreckt und nicht wie ein Clip nur von einem ersten Stringer zu einem zweiten Stringer erstreckt. Es sind weiterhin ein Spant 601 sowie ein Stringer 606 in 6 dargestellt. Das Spantstabilisierungselement, d. h. der Cleat oder Stabilo, ist hier im Wesentlichen dreieckförmig ausgeführt und weist zwei senkrecht zu dieser dreieckigen Ebene vorhandene Befestigungsbereiche 607 und 608 auf. Der Cleat 602 ist mittels Nieten/Bolzen 603 an dem Stringer befestigt. Ebenso werden Nieten/Bolzen verwendet, um den Cleat 602 im Bereich 607 mit dem Spant 601 fest zu verbinden. Ebenso ist der 6 zu entnehmen, dass der Schubkamm 605 (shearweb oder die Spantschubeinleitung 605) eine erste größere Hauptfläche 609 aufweist, welche flächig mittels Nieten/Bolzen 604 an dem Spant 601 befestigt ist. Ein sich dazu senkrecht erstreckender zweiter Bereich 610 ist ebenso in dem Schubkamm 605 als Flansch enthalten, mittels welchem der Clip durch Vernietung an dem darunter befindlichen Stringer fixiert werden kann.
Dabei sind zumindest zwei unterschiedliche Befestigungen der Flugzeughaut an der Flugzeugprimärstruktur möglich. Die Flugzeugprimärstruktur ist in 6 exemplarisch dargestellt durch den Spant 601 und den Stringer 606. Wie in 6 gezeigt kann das Spantstabilisierungselement 602 direkt über den auf den Stringer genietet/mit Bolzen verbunden werden, an welchen dann wiederum die Flugzeughaut genietet oder angeklebt ist. Die Nieten/Bolzen werden in den Befestigungsbereich 608 geschossen. Der Stringer und die Haut bilden in diesem Fall ein integrales Bauteil. Jedoch kann das Spantstabilisierungselement 602 auch so angeordnet werden, dass der Befestigungsbereich 608 direkt auf der Haut aufliegt und die Nieten/Bolzen durch das Spantstabilisierungselement und durch die Haut hindurch reicht. Dies kann für alle Ausführungsbeispiele der Erfindung angewendet werde und auch andere Anbringungsarten der Flugzeughaut an der Primärstruktur sind nicht ausgeschlossen.
Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt 7 ein Flugzeug 700, welches einen ersten Teil der Flugzeughaut 701 im Hauptrumpfbereich aufweist. Dabei ist die Flugzeughaut 701 an einer Flugzeugprimärstruktur, wie sie im Vorangegangenen beschrieben wurde, mittels mehrerer Schubkämme und/oder mehrerer Spantstabilisierungselemente befestigt. Dabei sind die verwendeten Schubkämme und/oder das Spantstabilisierungselement aus einem faserverstärkten, thermoplastischen Material durch Spritzgusstechnik hergestellt worden, die zu den zuvor genannten Vorteilen für den Benutzer führen. Am Flügel 702 ist ein zweiter Teil der Flugzeughaut 703 angebracht, wobei hier in der Primärstruktur Rippen angeordnet sind, weshalb hier Rippenstabilisierungselemente eingesetzt werden. Am Rumpfheck (706) mit Höhen und Seitenleitwerk (tail plane) ist ein dritter Teil der Flugzeughaut (704, 705) angebracht, wobei hier in der Primärstruktur Rippen angeordnet sind, weshalb hier Rippenstabilisierungselemente eingesetzt werden.
Mit anderen Worten zeigt 7 gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ein Flugzeug, welches eine Flugzeuprimärstruktur mit mehreren Spanten und mehreren Rippen und einer Flugzeughaut aufweist. Ebenso sind mehrere Schubkämme, Clips, Spantstabilisierungselemente, und Rippenstabilisierungselemente in dem Flugzeug enthalten. Wobei mittels der Schubkämme und den Spantstabilisierungselementen der erste Teil der Flugzeughaut an den Spanten der Flugzeuprimärstruktur befestigt ist und wobei mittels Schubkämmen und Rippenstabilisierungselementen der zweite Teil der Flugzeughaut an den jeweiligen Rippen der Flugzeugprimärstruktur befestigt ist. Weiterhin ist zumindest ein Schubkam, ein Clip, ein Spantstabilisierungselement oder ein Rippenstabilisierungselement aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung mittels Spritzguss, wie hierin beschrieben, hergestellt worden.
Ergänzend sei darauf hingewiesen, dass „aufweisend” keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „ein” oder „eine” keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass die Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Insbesondere sind Bezugszeichen in den Ansprüchen nicht als Einschränkung anzusehen.

Claims

Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements zur Befestigung einer Flugzeughaut an einer Flugzeugprimärstruktur, das Verfahren aufweisend die Schritte: Bereitstellen einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung (S1), Schmelzen der faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung (S2), Einspritzen der faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung in eine Spritzgussvorrichtung mit einer Spritzgussform zur Herstellung des Primärstrukturverbindungselements (S3), und Entnehmen des hergestellten Primärstrukturverbindungselements aus der Spritzgussvorrichtung (S4).
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Zusammensetzung Carbonfasern und/oder Glasfasern aufweist.
Verfahren nach Anspruch 2, wobei für größte Fasern der Carbonfasern und/oder für größte Fasern der Glasfasern hinsichtlich der Länge L der Fasern und hinsichtlich des Durchmessers d der Fasern das folgende Verhältnis L/d gilt: L/d ≥ 10, L/d ≥ 50, L/d ≥ 75, oder L/d ≥ 100.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Zusammensetzung Carbonfasern mit einem Elastizitätsmodul E aufweist, welches einen Wert von E ≥ 250 GPa, E ≥ 300 GPa oder E ≥ 350 GPa hat, und/oder wobei die Zusammensetzung Glasfasern mit einem Elastizitätsmodul E aufweist, welches einen Wert von E ≥ 70 GPa, E ≥ 85 GPa oder E ≥ 95 GPa hat.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, das Verfahren weiterhin aufweisend die Schritte: Einfügen eines Verstärkungselements in die Spritzgussvorrichtung, Verbinden des Verstärkungselements mit der eingespritzten Zusammensetzung in der Spritzgussvorrichtung.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Zusammensetzung Polyphenylensulfid (PPS) und/oder Polyetheretherketon (PEEK) enthält.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei die Zusammensetzung Fasern aufweist, welche im Mittel eine Länge zwischen 0,1 mm und 5 mm haben.
Primärstrukturverbindungselement zur Befestigung einer Flugzeughaut an einer Flugzeugprimärstruktur (200) eines Flugzeuges, wobei das Primärstrukturverbindungselement als Schubkam (201, 202), Spantstabilisierungselement (203, 204), Clip oder als Rippenstabilisierungselement ausgeführt ist, und wobei das das Primärstrukturverbindungselement aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung mittels Spritzguss hergestellt ist.
Primärstrukturverbindungselement gemäß Anspruch 8, wobei die Zusammensetzung Carbonfasern und/oder Glasfasern aufweist, und wobei für größte Fasern der Carbonfasern und/oder für größte Fasern der Glasfasern hinsichtlich der Länge L der Fasern und hinsichtlich des Durchmessers d der Fasern das folgende Verhältnis L/d gilt: L/d ≥ 10, L/d ≥ 50, L/d ≥ 75, oder L/d ≥ 100.
Primärstrukturverbindungselement gemäß einem der Ansprüche 8 oder 9, wobei das Primärstrukturverbindungselement einen ersten Flansch (502) zur Herstellung einer Verbindung mit der Flugzeughaut aufweist, und wobei das Primärstrukturverbindungselement einen zweiten Flansch (501) zur Herstellung einer Verbindung mit dem Spant aufweist.
Primärstrukturverbindungselement gemäß einem der Ansprüche 8 bis 10, wobei das Primärstrukturverbindungselement ein Elastizitätsmodul E aufweist, welches einen Wert in einem Bereich von E ≥ 30 GPa, E ≥ 35 GPa, oder E ≥ 40 GPa hat.
Flugzeug (700) aufweisend eine Flugzeuprimärstruktur mit zumindest einem Spant (601) und zumindest einer Rippe, eine Flugzeughaut (701, 703), einen Schubkam (605) oder einen Clip, ein Spantstabilisierungselement (602), ein Rippenstabilisierungselement, wobei ein erster Teil (701) der Flugzeughaut an dem Spant der Flugzeuprimärstruktur und ein zweiter Teil (703) der Flugzeughaut an der Rippe der Flugzeuprimärstruktur befestigt ist, wobei mittels dem Schubkam oder dem Clip und dem Spantstabilisierungselement der erste Teil der Flugzeughaut an dem Spant der Flugzeuprimärstruktur befestigt ist, und wobei mittels dem Rippenstabilisierungselement der zweite Teil der Flugzeughaut an der Rippe der Flugzeuprimärstruktur befestigt ist, und wobei zumindest ein Element von der Gruppe bestehend aus dem Schubkam, dem Clip, dem Spantstabilisierungselement und dem Rippenstabilisierungselement aus einer faserverstärkten, thermoplastischen Zusammensetzung mittels Spritzguss hergestellt ist.