DE102014208923A1 - Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement - Google Patents

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement. Hierfür wird ein neuartiges metallisches Anschlusselement bereitgestellt, das mindestens ein Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf und mindestens einen Befestigungsflansch mit im Wesentlichen senkrecht aus diesem auskragenden Verbindungselementen aufweist. Es erfolgt weiter eine flechttechnische Faserablage, wobei eine Faserprefom eines Triebwerk-Gehäuseelements aus mindestens einer Faserlage Verstärkungsfasern erzeugt wird und die Verstärkungsfasern der mindestens einen Faserlage zum Teil auf dem Befestigungsflansch und zwischen den Verbindungselementen abgelegt werden. Im Zuge einer Aninfiltration werden die Verstärkungsfasern mit einem duro- oder thermoplastischem Matrixmaterial infiltriert und dabei die Faserpreform zum Gehäuseelement konsolidiert und stoff- und formschlüssig mit den Verbindungselementen verbunden. Ebenfalls Gegenstand der Erfindung ist ein Triebwerk-Gehäuseelement mit integriertem metallischem Anschlusselement.

Description

• Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Verbindung, insbesondere zur form- und stoffschlüssigen Verbindung, eines Triebwerk-Gehäuseelements aus einem Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement sowie auf ein Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundmaterial mit integriertem metallischem Anschlusselement, insbesondere für ein Turbofan- bzw. Zweistromstrahltriebwerk.
• Stand der Technik
• Im Bereich der zivilen Luftfahrt hat der Wettbewerb, nicht zuletzt aufgrund sogenannter "Billigfluganbieter", in den vergangenen Jahren deutlich zugenommen. Gleichermaßen gestiegen ist damit der Anspruch an einen möglichst wirtschaftlichen Flugbetrieb, vor allem hinsichtlich des Verbrauchs an Flugbenzin. Neben atmosphärischen Gegebenheiten, auf die zumindest bei feststehenden Flugrouten nur bedingt Einfluss genommen werden kann, ist hierfür die Gesamtmasse des Flugzeugs maßgeblich.
• Zwar spielen Leichtbaukonstruktionen bei Flugzeugen seit jeher eine entscheidende Rolle, jedoch wurde dabei in der Vergangenheit vorrangig auf Leichtmetalle oder Leichtmetall-Legierungen zurückgegriffen. Die alternative Ausführung größerer Teile des Flugzeugrumpfes sowie der Tragflächen in Faserverbundbauweise ist mittlerweile Stand der Technik, die Ausbildung der Flugzeugtriebwerke aus Faserverbundmaterial setzt sich, aufgrund der enormen, im Triebwerksinneren wirkenden Kräfte sowie den hohen Sicherheitsanforderungen, jedoch nur langsam durch. Aus dem Stand der Technik sind daher lediglich Einzellösungen bekannt, die entweder hochspezifische Bauteilgruppen betreffen oder nur schwer in bestehende Triebwerke zu implementieren sind.
• So beschreibt die DE 25 49 549 A1 einen integrierten Gasturbinentriebwerksrumpf aus Verbundmaterial, wobei die Rumpfstruktur vollständig vom Triebwerk gehalten wird und die Tragestruktur ein einteiliges Gebilde des Gasturbinentriebwerks darstellt. Somit ist das gesamte Triebwerk an den Faserverbundrumpf anzupassen, was eine Integration desselben in gängige Gasturbinentriebwerke unmöglich macht.
• In der DE 37 19 098 A1 wird eine Nasenhaube aus Faserverbundwerkstoff beschrieben, wobei die aus Faserverbundmaterial bestehende Wandung der Nasenhaube an ihrem offenen Ende um einen metallischen Zentrierring herum nach innen umgelegt ist. Zur Befestigung der Faserverbund-Nasenhaube werden Schrauben durch den Zentrierring und den nach innen umgelegten Bereich der Nasenhaube geführt und mit dem Flugzeugrumpf verschraubt. Dies bewirkt nachteilig eine nachträgliche Schwächung des Faserverbundmaterials durch Bohrungen oder macht das Einbringen zusätzlicher Lasteinleitungselemente, bspw. von Lagerbuchsen, erforderlich, womit Kosten- und Gewichtserhöhungen einhergehen.
• Die DE 10 2009 016 802 A1 beschreibt einen Einlaufkonus aus Faserverbundwerkstoff für ein Gasturbinentriebwerk, der über einen Befestigungsflansch mit einem metallischen Haltering verbunden ist. Zur wechselseitigen Fixierung von Einlaufkonus und Haltering ist in dessen Verbindungsbereich und um den Befestigungsflansch herum ein in Umfangsrichtung verlaufender Faserverbundgurt gewickelt. Zur sicheren Befestigung des Einlaufkonus, insbesondere eines im Einlaufkonus integrierten Befestigungsbundes aus Faserverbundwerkstoff, am Haltering ist weiterhin dessen Fixierung am Haltering mittels zusätzlicher Verbindungsmittel, insbesondere Schraubenbolzen, vorgesehen. Somit sind auch hier Bohrungen oder Lagerbuchsen in das Faserverbundmaterial einzubringen, wodurch dieses nachteilig geschwächt wird und womit Kosten- und Gewichtserhöhungen einhergehen.
• Ein Fan-Gehäuse eines Zweistromstrahl- bzw. Turbofan-Triebwerks aus Faserverbundwerkstoff sowie eine Anordnung zu dessen Befestigung an einem Flugzeugrumpf ist in der EP 2 447 157 A2 beschrieben. Das Fan-Gehäuse selbst ist dabei im Wesentlichen von zylindrischer Form mit offener Stirn- und Deckfläche. Ein zum Fan-Gehäuse koaxialer Befestigungsring ist auf der äußeren Oberfläche des Fan-Gehäuses abgelegt und mittels Befestigungsbolzen, die sowohl das Gehäuse als auch den Ring durchdringen, an diesem befestigt. Die Bolzen können weiterhin der Befestigung von Teilen des Kerntriebwerks dienen. Nachteilig wird die Fixierung des Faserverbund-Gehäuses auch hier durch zusätzliche Befestigungsmittel erzielt, mit denen die Struktur des Faserverbundes geschwächt wird und womit Kosten- und Gewichtserhöhungen einhergehen.
• Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die Nachteile des Standes der Technik zu überwinden und ein Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement vorzuschlagen, bei dem eine nachträgliche Schwächung des Faserverbundmaterials bei der Montage des Gehäuses vermieden wird. Weiterhin soll mit dem Verfahren ein Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundmaterial mit integriertem metallischem Anschlusselement einfach und kostengünstig herstellbar sein, das mit geringerem Aufwand am Flugzeugrumpf montierbar ist. Weiterhin soll das Gehäuseelement allen gängigen Sicherheitsanforderungen, insbesondere den Brandschutzanforderungen entsprechen.
• Die erfindungsgemäße Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1 sowie durch ein Gehäuseelement mit integriertem metallischem Anschlusselement gemäß Anspruch 12. Vorzugsweise Weiterbildungen sind Gegenstand der jeweils rückbezogenen Unteransprüche.
• Die erfindungsgemäße Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement, aufweisend die folgenden Verfahrensschritte:
• a) Bereitstellung mindestens eines metallischen Anschlusselements, aufweisend a1. mindestens ein Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf, a2. mindestens einen Befestigungsflansch mit im Wesentlichen senkrecht aus diesem auskragenden Verbindungselementen,
• b) Flecht- oder wickeltechnische Faserablage, wobei b1. eine Faserpreform eines Triebwerk-Gehäuseelements aus mindestens einer Faserlage Verstärkungsfasern erzeugt wird und b2. die Verstärkungsfasern der mindestens einen Faserlage zum Teil auf dem Befestigungsflansch und zwischen den Verbindungselementen abgelegt werden,
• c) Aninfiltration der Befestigungsfasern, wobei c1. die Verstärkungsfasern mit einem duro- oder thermoplastischem Matrixmaterial infiltriert werden, c2. die Faserpreform zum Gehäuselement konsolidiert und c3. stoff- und formschlüssig mit den Verbindungselementen verbunden wird.
• Der erste Schritt a) des erfindungsgemäßen Verfahrens betrifft die Bereitstellung mindestens eines neuartigen metallischen Anschlusselements, das an die folgenden Verfahrensschritte angepasste Eigenschaften aufweist. Um eine sichere Befestigung des Triebwerk-Gehäuseelements an einem Flugzeugrumpf zu gewährleisten, weist das Anschlusselement mindestens ein Mittel zur Befestigung, bevorzugt zur kraft- und besonders bevorzugt zur kraft- und formschlüssigen Befestigung, an einem Fugzeugrumpf auf. Das Anschlusselement weist weiterhin mindestens einen Befestigungsflansch auf, aus dem Verbindungselemente auskragen, die mit der Flanschoberfläche einen zumindest annähernd rechten Winkel einschließen. Es handelt sich dabei bevorzugt um eine Vielzahl von Verbindungselementen. Bei den Verbindungselementen handelt es sich bevorzugt um Stifte bzw. Pins. Die Stifte weisen in einer einfachsten Ausführungsform einen kreisförmigen Querschnitt auf, jedoch sind beliebige andere Querschnitte möglich. Die Anordnung, Flächendichte, Höhe und die größte Ausdehnung senkrecht zu dieser (Durchmesser) der Verbindungselemente sind variabel. Insbesondere das Verhältnis von Höhe zu Durchmesser ist für die von einem einzelnen Verbindungselement aufnehmbaren Kräfte entscheidend. Für die Herstellung des Befestigungsflansches, dessen Verbindung mit dem mindestens einen Befestigungselement und die Ausformung bzw. Anbringung der Verbindungselemente bestehen verschiedene Möglichkeiten, auf die an späterer Stelle im Detail eingegangen wird.
• Im nächsten Schritt b) des erfindungsgemäßen Verfahrens erfolgt eine flecht- oder wickeltechnische Faserablage, wobei eine Faser-Preform eines Triebwerk-Gehäuseelements mit mindestens einer Faserlage Verstärkungsfasern, bevorzugt einer Vielzahl von Faserlagen Verstärkungsfasern, erzeugt wird. Während der flechttechnischen Faserablage werden Verstärkungsfasern der Faser-Preform erfindungsgemäß auch auf dem Befestigungsflansch abgelegt. Dies betrifft jedoch nur einen Teil der abgelegten Verstärkungsfasern, so dass neben einem Überlappungsbereich, in dem die Verstärkungsfasern auf dem Befestigungsflansch abgelegt sind, auch ein Abschnitt der Faser-Preform erzeugt wird, in dem die Verstärkungsfasern nicht mit dem Befestigungsflansch in Kontakt stehen. Werden mehrere metallische Anschlusselemente in ein Triebwerk-Gehäuseelement integriert, erfolgt die Faserablage auf zwei Befestigungsflanschen, so dass es neben zwei Überlappungsbereichen, in denen die Verstärkungsfasern auf den Befestigungsflanschen abgelegt werden, auch ein Abschnitt der Faser-Preform erzeugt wird, in dem die Verstärkungsfasern nicht mit den Befestigungsflanschen in Kontakt stehen. Die Verstärkungsfasern werden erfindungsgemäß zwischen den Verbindungselementen des Befestigungsflansches abgelegt, wobei bevorzugt verschiedene Verstärkungsfasern, besonders bevorzugt verschiedene Verstärkungsfaserbündel, in unterschiedlichen Zwischenräumen der Verbindungselemente sowie mit unterschiedlichen Winkeln auf dem Befestigungsflansch abgelegt werden. Als Verstärkungfasern werden bevorzugt Glasfaser-, Kohlenstoff-, Aramid oder Kevlarfasern eingesetzt.
• Im nächsten Schritt c) des erfindungsgemäßen Verfahrens werden die Verstärkungsfasern mit einem duro- oder thermoplastischen Matrixmaterial infiltriert. Dabei wird die Faser-Prefom inklusive der auf dem Befestigungsflansch abgelegten Verstärkungfasern infiltriert. Je nach Größe des Triebwerk-Gehäuseelements werden hierfür verschiedene Infiltrationsverfahren eingesetzt, worauf an späterer Stelle im Detail eingegangen wird. Anschließend erfolgt die Konsolidierung der infiltrierten Verstärkungsfasern bei erhöhter Temperatur und/oder erhöhtem Druck. Mittels der Konsolidierung werden die Verstärkungsfasern und das Matrixmaterial der Preform zu einem Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundwerkstoff konsolidiert. Dabei können nahezu beliebige Gehäuseelemente von Flugzeugtriebwerken erzeugt werden, bspw. zylinderfömige Triebwerk-Gehäuseelemente wie Triebwerkaußengehäuse, Turbo-Fan- oder Kerntriebwerkgehäuse, Segmente von zylinderförmigen Gehäuseelementen oder weitgehend planare Gehäuseelemente, bspw. für den Bereich von Nachbrennern.
• Die auf dem Befestigungsflansch abgelegten Fasern werden im Zuge der Konsolidierung stoff- und formschlüssig mit dem Befestigungsflansch, insbesondere mit den, aus diesem auskragenden Verbindungselementen, verbunden. Somit besteht eine stoff- und formschlüssige Verbindung zwischen dem Triebwerk-Gehäuseelement und dem Befestigungsflansch im Bereich des Überlapps, wobei dieser Überlapp monolithisch mit dem restlichen Teil des Triebwerk-Gehäuseelements ausgebildet ist.
• Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht vorteilhaft die Integration mindestens eines metallischen Anschlusselements in ein Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundwerkstoff mit einer hochfesten und zur Übertragung der zu erwartenden Kräfte geeigneten Verbindung zwischen den stoffungleichen Bauelementen. Vorteilhaft wird somit auf die Verwendung zusätzlicher Befestigungsmittel zwischen dem Gehäuseelement und dem Anschlusselement verzichtet und somit die Masse der Bauteilgruppe minimiert. Durch die Integration des Anschlusselements unmittelbar bei der Herstellung des Triebwerk-Gehäuseelements werden weiterhin vorteilhaft die Fertigungskosten sowie die Gefahr von Beschädigungen des Faserverbundes durch das nachträgliche Einbringen von Lasteinleitungselementen oder andere Montageschritte minimiert. Gleichzeitig ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren die Herstellung einer Verbindung, mit der die sicherheitsrelevanten Anforderungen, insbesondere hinsichtlich eines Brandfalls an dieser Systemgrenze, erfüllt werden.
• Die Faserablage im Schritt b) des erfindungsgemäßen Verfahrens erfolgt bevorzugt derart, dass die zur Erzeugung der Faser-Preform abgelegten Verstärkungsfasern von der jeweiligen Faserlage der Faser-Preform kommend in den Überlappungsbereich mit dem Befestigungsflansch und dort in den Zwischenraum zwischen den Verbindungselementen einlaufen. Hierzu erfolgt die Faserablage kontinuierlich von der Faser-Preform in den Überlappungsbereich bzw. auf den Befestigungsflansch. Um eine kontinuierliche Faser-Ablage zu gewährleisten sind die Faserablagewinkel in der Faser-Preform und die Anordnung der Verbindungselemente auf dem Befestigungsflansch vorzugsweise aneinander angepasst.
• Erfindungsgemäß werden die Verstärkungsfasern einzeln oder in Bündeln um die Verbindungselemente herumgeführt, wobei jeweils eine Faser einer Gruppe von Fasern von jeweils einem Verbindungselement umgelenkt wird und an diesem eine Richtungsumkehr erfährt. Nach dieser Umlenkung laufen die Verstärkungsfasern zurück in Faser-Preform, insbesondere in diejenige Faserlage, aus der sie in den Überlappungsbereich einliefen. Alternativ laufen die Fasern in die nächste Faserlage ein, die auf derjenigen abgelegt wird, aus der die Fasern in den Überlappungsbereich einliefen. Die kontinuierliche Ablage der Endlos-Verstärkungsfasern bewirkt vorteilhaft eine formschlüssige und insbesondere hinsichtlich Zugbelastung hochfeste Verbindung zwischen der Faser-Preform bzw. dem Triebwerk-Gehäuseelement und dem Befestigungsflansch bzw. dem Anschlusselement.
• Besonders bevorzugt werden die Fasern nicht unmittelbar an den Verbindungselementen umgelenkt, sondern zunächst ein- oder mehrfach vollständig um die Verbindungselemente herumgeführt, so dass ein oder mehrere Faserschlaufen um die Verbindungselemente gebildet werden. Damit wird vorteilhaft eine besonders feste formschlüssige Verbindung zwischen den konsolidierten Verstärkungsfasern bzw. Verstärkungfaserbündeln und den Verbindungselementen erzeugt, die insbesondere auf Zug hochbelastbar ist.
• Um eine kontrollierte und endkonturnahe Faserablage zur Faser-Preform zu ermöglichen, wird der Befestigungsflansch vor der Faserablage bevorzugt mit einer Kernstruktur verlängert. Die Kernstruktur weist dabei einen Querschnitt auf, welcher dem Querschnitt eines zu erzeugenden geschlossenen, bspw. zylindrischen, Triebwerk-Gehäuseelements zumindest weitgehend entspricht, wobei die Dicke der auf der Kernstruktur abzulegenden Verstärkungfasern zu berücksichtigen ist. Alternativ weist die Kernstruktur eine Oberfläche auf, die der Form eines nicht geschlossenern, bspw. planaren, Triebwerk-Gehäuseelements zumindest weitgehend entspricht. Die Kernstruktur geht bevorzugt stetig in den Befestigungsflansch über und weist entlang der Verbindungslinie zum Querschnittsflansch besonders bevorzugt denselben Querschnitt auf wie dieser. Somit werden in dem, im erfindungsgemäßen Verfahren erzeugten Triebwerk-Gehäuseelement mit integriertem Anschlusselement vorteilhaft ungewollte Kraftspitzen im Überlappungsbereich vermieden. Werden mehrere metallische Anschlusselemente ein Triebwerk-Gehäuseelement integriert, sind die Anschlusselemente für die Faserablage auf einer gemeinsamen Kernstruktur angeordnet.
• Als Kernstruktur wird bevorzugt ein Kern aus Metall, Holz, Wachs oder einem geschäumten Material, besonders bevorzugt aus einem Kunststoffschaum, verwendet, der nach der Konsolidierung des Triebwerk-Gehäuseelement aus diesem mechanisch, thermisch oder chemisch entformt wird. Ebenfalls bevorzugt handelt es sich bei der Kernstruktur um einen Blaskern, der in einem expandierten Zustand die endkonturnahe Erzeugung der Faser-Prefom ermöglicht und in einem kollabierten Zustand aus dem konsolidierten Triebwerk-Gehäuseelement entformt wird.
• Besonders bevorzugt erfolgt die Faserablage, insbesondere die Erzeugung der Faser-Preform des Triebwerk-Gehäuseelements und die Überflechtung und/oder Überwicklung des Befestigunsflanschs, in einer Radialflecht- und/oder Wickelmaschine. Die Hauptvorschubrichtung des Flecht- und/oder Wickelauges der Radialflecht- und/oder Wickelmaschine erfolgt dabei in axialer Richtung, zu der die Fasern relativ unter einem definierten Faserablagewinkel abgelegt werden. Vorteilhaft ermöglicht eine Radialflecht- und/oder Wickelmaschine eine exakte Steuerung der Faserablagewinkel in der Faser-Preform und gleichermaßen die gezielte Faserablage in den von den auskragenden Verbindungselementen gebildeten Zwischenräumen. Die Verwendung einer Radialflecht- und/oder Wickelmaschine ist weiterhin hinsichtlich der im Wesentlichen hohlzylinderförmigen Form gängiger Triebwerk-Gehäuseelemente für das erfindungsgemäße Verfahren von besonderem Vorteil. Auch die Überflechtung und/oder Überwicklung gängiger, im Wesentlichen ringförmiger Tragwerkstukturen sowie der erfindungsgemäß an diesen vorgesehenen, im Wesentlichen zylinderförmigen Befestigungsflanschen ist in einer Radialflecht- und/oder Wickelmaschine vorteilhaft durchführbar.
• Die Inflitration der Faserlagen aus Verstärkungfasern mit einem duro- oder thermoplastischen Matrixmaterial in Schritt c) des Verfahrens erfolgt bevorzugt, indem die Faserpreform und der mit den Fasern belegte Befestigungsflansch sowie ggf. weitere Teile der Tragwerksstruktur in ein geschlossenes Formwerkzeug eingelegt und die Faserpreform darin unter erhöhter Temperatur und/oder erhöhtem Druck mit dem Matrixmaterial durchtränkt wird. Mit dem geschlossenen Formwerkzeug ist weiterhin die Endkontur des Triebwerk-Gehäuseelements in gewissen Grenzen weiter manipulierbar. Zudem können mittels Überdruck Lufteinschlüsse wirksam verhindert und somit das Faser-Matrix-Verhältnis des Triebwerk-Gehäuseelements zielgenau eingestellt werden.
• Alternativ bevorzugt erfolgt die Infiltration der Verstärkungsfasern mittels Vakuuminfiltration, wobei die Faser-Preform und der Befestigungsflansch mit den darauf abgelegten Fasern luftdicht abgedeckt und evakuiert werden, woraufhin ein erhitztes und flüssiges Matrixmaterial vom Vakuum in die inflitrierten Fasern hineingezogen wird. Diese Infiltrationsmethode ist insbesondere für stark ausgedehnte Triebwerk-Gehäuseelemente sowie für die Integration mehrere Anschlusselemente geeignet, wofür eine Bereitstellung eines geschlossenen Formwerkzeugs nicht oder nur unter hohem wirtschaftlichen Aufwand möglich ist.
• Ebenfalls bevorzugt erfolgt die Infiltration der Verstärkungfasern mittels Bestreichen, Bepinseln oder Besprühen dieser Fasern mit einem flüssigen Matrixmaterial. Auch diese Durchführungsform des Verfahrens ist insbesondere für groß ausgedehnte Triebwerk-Gehäuseelemente und/oder solche mit komplexer Geometrie und/oder für die Integration mehrere Anschlusselemente geeignet. Weiterhin vorteilhaft ist in dieser Ausführungssform die Ablage weiterer Faserlagen auf den flechttechnisch abgelegten Verstärkungsfasern, bspw. in Form gewickelter Fasertapes, und deren stoffschlüssige Verbindung durch Aninfiltration und Konsolidierung einfach realisierbar.
• Die Bereitstellung des Anschlusselements in Schritt a) des erfindungsgemäßen Verfahrens erfolgt bevorzugt, indem dieses gemeinsam mit dem Befestigungsflansch urgeformt wird. Ebenfalls bevorzugt wird der Befestigungsflansch im nachhinein an das Anschlusselement, insbesondere die Befestigungsmittel für den Flugzeugrumpf, angeformt. Hierfür werden besonders bevorzugt Schweißverfahren oder auch zusätzliche Befestigungsmittel verwendet.
• Ebenfalls bevorzugt werden die Verbindungselemente und der Befestigungsflansch gemeinsam urgeformt, bspw. in einem Gießprozess. Somit werden die Verbindungselemente und der Befestigungsflansch vorteilhaft monolithisch ausgebildet, was eine hochfeste Verbindung der Verbindungselemente mit dem Befestigungsflansch und eine besonders gute Kraftaufnahme vom Triebwerk-Gehäuseelement in das Anschlusselement ermöglicht.
• In einer alternativen Durchführungsform des Verfahrens wird das Anschlusselement bereitgestellt, indem die Verbindungselemente im Nachhinein an den Befestigungsflansch angeformt oder aus diesem ausgeformt werden. Zur Anformung der Verbindungselemente an den Flansch eignen sich insbesondere Schweißverfahren, insbesondere Kalt-Metall-Transfer-Schweißverfahren. Ein solches Schweißverfahren ist beispielhaft in der WO 2006/125234 A1 beschrieben, auf deren Inhalt hier vollumfänglich Bezug genommen wird. Zur Ausformung der Verbindungselemente aus dem mindestens einem metallischen Befestigungsflansch eignen sich besonders Laser- oder Elektronenstrahl-basierte Verfahren der Oberflächenmodifikation. Besonders bevorzugt werden die Verbindungselemente erzeugt, indem die Metalloberfläche des mindestens einen Befestigungsflanschs durch einen Laser- oder Elektronenstrahl lokal aufgeschmolzen, der Strahl anschließend relativ zur Metalloberfläche bewegt und somit das geschmolzene Material auf der Oberfläche verfrachtet wird. Durch Wiederholung dieses Vorgangs kann Material an definierten Positionen der Oberfläche akkumuliert werden. Ein derartiges Verfahren ist beispielhaft in der WO 2004/028731 A1 beschrieben, auf deren Inhalt hier vollumfänglich Bezug genommen wird.
• Alternativ bevorzugt werden die Verbindungselemente nachträglich form- und/oder kraftschlüssig mit dem mindestens einen Befestigungsflansch verbunden. Besonders bevorzugt werden hierzu zunächst Bohrungen in den mindestens einen Befestigungsflansch eingebracht, in welche die Verbindungselemente im Nachinein eingesetzt, eingeschraubt oder eingepresst werden. Zum Einpressen der Verbindungselemente weisen die Bohrungen bevorzugt einen geringfügig kleineren Durchmesser auf, als die Verbindungselemente selbst. Alternativ dazu sind die Verbindungselemente durch zusätzliche Mittel in den Bohrungen fixiert, die einen geringfügig größeren Durchmesser als die Verbindungselemente aufweisen. Bevorzugt wird hierfür eine zusätzliche Faserlage unter ausreichender Vorspannung und im Bereich des Überlapps auf den flechttechnisch ablegten Faserlagen aufgebracht. Besonders bevorzugt wird der Überlapp hierzu mit mindestens einer Faserlage umwickelt.
• Weiterhin bevorzugt werden die Verbindungselemente in einer regelmäßigen Struktur bzw. einem regelmäßigen Muster auf der Oberfläche des Befestigungsflansches angeordnet. Dabei wird die regelmäßige Struktur bzw. das regelmäßige Muster der Verbindungselemente den Faserorientierungen im Faserverbundmaterial des Triebwerk-Gehäuseelements und bevorzugt an die zu erwartenden Belastungen angepasst. Weiterhin bevorzugt wird über die Flächendichte der Verbindungselemente die auf einen bestimmten Flächenabschnitt des Befestigungsflanschs wirkende Kraft eingestellt. Besonders bevorzugt nimmt bei einer geschäfteten Form des Befestigungsflansch die Flächendichte der Verbindungselemente mit abnehmender Dicke des Befestigungsflanschs ebenfalls ab. Vorteilhaft wird somit ein weitgehend gleichmäßiger Krafteintrag in das Material des Befestigungsflansches sichergestellt.
• Besonders bevorzugt werden innerhalb der regelmäßigen Strukturen bzw. des regelmäßigen Musters der Verbindungselemente Gruppen von jeweils fluchtenden Verbindungselementen zu Reihen zusammengefasst. Die Zwischenräume zwischen parallel verlaufenden Reihen fluchtender Verbindungselemente sind dabei zur Ablage von Verstärkungsfasern geeignet und vorgesehen. Hierfür sind die Abstände zwischen den Reihen dem Durchmesser dieser Fasern, bevorzugt dem Durchmesser von Verstärkungsfaserbündeln und besonders bevorzugt dem Durchmesser von mindestens zwei oder mehr Verstärkungsfasern angepasst.
• Weiterhin bevorzugt ist die Ausrichtung der Reihen fluchtender Verbindungselemente, insbesondere der Winkel der Reihen, zur axialen Richtung der flechttechnischen Faserablage an die Orientierung der Fasern in der Faserpreform, insbesondere an deren Faserablagewinkel, angepasst. Die Reihen fluchtender Verbindungselemente werden daher bevorzugt unter Winkeln angeordnet, die denen der Faserablage in Schritt b) des erfindungsgemäßen Verfahrens zumindest weitgehend identisch sind.
• Der Überlapp von Triebwerk-Gehäuseelement und Befestigungsflansch wird im bestimmungsgemäßen Gebrauch vorrangig auf Zug und/oder Schub belastet. Torsionsmomente werden vom Triebwerk-Gehäuseelement nicht oder nur in geringem Maß auf den Befestigungsflansch übertragen. Bevorzugt werden daher in Schritt b) des Verfahres nur ein geringer Teil, bevorzugt weniger als 60% und besonders bevorzugt weniger als 40%, der Fasern der Faser-Prefom in einem zur Aufnahme von Torsionsbelastungen besonders geeigneten Winkel von 45° zur axialen Richtung abgelegt Bei stark torsionsbeanspruchten Bauteilen, bspw. Antriebswellen, machen die ca. 45° zur axialen Richtung orientierten Fasern einen großen Anteil, häufig bis zu 90%, aller Verstärkungsfasern aus. In der Faser-Prefom des Triebwerk-Gehäuseelements werden Fasern verschiedener Orientierungen zwischen 0° und 90° zur axialen Richtung im Wesentlichen gleichverteilt abgelegt. Besonders bevorzugt werden Fasern mit einer Orientierung von 0° zur axialen Richtung, die insbesondere zur Biegesteifigkeit des Gehäuseelements beitragen, Fasern mit einer Orientierung von 45° zur axialen Richtung, die insbesondere zur Torsionssteifigkeit des Gehäuseelements beitragen, und Fasern mit einer Orientierung von 90° zur axialen Richtung, die insbesondere ein Kollabieren des Gehäuseelements verhinden, zu etwa gleichen Teilen in der Faser-Prefom abgelegt. Dementsprechend sind die an diese Faserorientierungen angepassten Verbindungselemente auf dem Befestigungsflansch verteilt.
• In einer bevorzugten Durchführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine Faserpreform aus mehreren Faserlagen Verstärkungsfasern erzeugt, wobei die Faserrichtungen der Verstärkungsfasern in den einzelnen Faserlagen voneinander verschieden sind. Die Verstärkungsfasern jeder Faserlage werden hierbei auf jeweils verschiedenen Abschnitten des Befestigungsflanschs und zwischen den jeweils dort befindlichen Verbindungselementen abgelegt. Bevorzugt werden dabei zuvor in Schritt a) die Reihen fluchtender Verbindungselemente in den verschiedenen Abschnitten entsprechend den Faserrichtungen der jeweils dort abzulegenden Faserlagen ausgerichtet.
• Somit wird in dieser bevorzugten Durchführungsform in Schritt a) ein Anschlusselement bereitgestellt, das einen Befestigungsflansch aufweist, der in mindestens zwei Abschnitte unterteilt ist. Die Verbindungselemente werden dabei in den verschiedenen Abschnitten mit unterschiedlichen regelmäßigen Strukturen bzw. regelmäßigen Mustern ausgeformt, angeformt oder angebracht. Die Abschnitte werden dabei bevorzugt entlang eines sich kontinuierlich verjüngenden Befestigungsflanschs oder an diskret gestuften Bereichen des Überlapps ausgeformt. In jedem Abschnitt des Befestigungsflansches werden besonders bevorzugt Reihen jeweils fluchtender Verbindungselemente angeordnet.
• Besonders bevorzugt ist weiterhin eine Durchführungsform, wobei die Verbindungselemente in mindestens drei in Umfangsrichtung orientieren Ringen entlang des mindestens einen Zylinderflächensegments angeordnet sind. Diese Ringe werden in einem oder jeweils einem Abschnitt angeordnet. Insbesondere werden die Verbindungselemente in fluchtenden und in Umfangsrichtung, d.h. mit einem Winkel von 90° zur axialen Richtung, verlaufenden Reihen auf dem Befestigungsflansch angeordnet. Diese Anordnung der Verbindungselemente auf dem Befestigungsflansch ist vorteilhaft einfach technisch realisierbar. Durch Variation der Abstände der Verbindungselemente in den einzelnen Reihen, der Abstände zwischen den Reihen und ggf. dem Versatz der Reihen in Umfangsrichtung lassen sich Anordnungen erzeugen, die an beliebige Orientierungen der in Schritt b) abgelegten Faserlagen der Faser-Preform angepassbar sind. Die Fasern nacheinander abgelegter Faserlagen werden dabei bevorzugt zwischen den Verbindungselementen verschiedener Abschnitte und/oder Reihen abgelegt und um Verbindungselemente verschiedener Abschnitte und/oder Reihen herumgeführt bzw. von diesen umgelenkt. Somit kann in Schritt b) des hier beschriebenen Verfahrens vorteilhaft eine Faserpreform abgelegt werden, die belastungsangepasste Faserorientierungen in verschiedenen Faserlagen aufweist und gleichzeitig eine optimale formschlüssige Anbindung an den Befestigungsflansch in Schritt c) des erfindungsgemäßen Verfahrens ermöglicht.
• Bei einer wie beschrieben ringförmigen Anordnung der Verbindungselemente werden die in den axial äußersten Reihen angeordneten Verbindungselemente am stärksten belastet, wohingegen die innenliegenden Reihen wesentlich weniger Kräfte aufnehmen müssen. Besonders bevorzugt ist daher eine Anordnung von drei Reihen Verbindungselementen, um eine Redundanz bei der Kraftaufnahme durch die innenliegenden Reihen zu vermeiden. Um die Kraftaufnahme durch die inneren Reihen zu erhöhen, sind die Verbindungselemente in diesen Reihen bevorzugt länger ausgebildet, als die Verbindungselemente in den axial außenliegenden Reihen. Ebenfalls bevorzugt sind Anordnungen von fünf, sieben oder mehr in Umfangsichtung orientierten Reihen mit einem derartigen pyramidenförmigen Verlauf. Somit wird vorteilhaft eine optimale Krafteinleitung vom Gehäuseelement in das metallische Anschlusselement sichergestellt.
• Ebenfalls bevorzugt ist eine Durchführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens, wobei in Schritt a) ein Anschlusselement mit einem Befestigungsflansch in Form eines Zylinderflächensegments oder einer Zylinderfläche bereitgestellt wird und in Schritt b) eine Preform eines Triebwerk-Gehäuseelements in Form eines zum Befestigungsflansch koaxialen Zylinderflächensegments oder einer koaxialen Zylinderfläche erzeugt wird.
• Bevorzugt wird dabei ein metallisches Anschlusselement bereitgestellt, das mindestens einen Befestigungsflansch in Form mindestens eines Zylinderflächensegmentes aufweist. Dieses Zylinderflächensegment ist zu einem zu erzeugenden, im Wesentlichen zylinderfömigen Triebwerk-Gehäuseelement koaxial, liegt nach der Faserablage in Schritt b) innenseitig an der erzeugten Faser-Preform an und überlappt mit dieser in axialer Richtung. Der Überlappungsbereich zwischen Faser-Preform und Befestigungsflansch ist dabei bevorzugt kürzer, besonders bevorzugt wesentlich kürzer, ist als die Gesamtlänge des Triebwerk-Gehäuseelements. Alternativ zu der direkten Ablage der Verstärkungsfasern auf dem Befestigungsflansch bzw. dem Zylinderflächensegment wird vor der Faserablage eine dämpfende Zwischenlage auf letzterem angebracht, die das Triebwerk-Gehäuseelement vorteilhaft vor Beschädigungen schützt. Das mindestens eine Zylinderflächensegment wird weiterhin bevorzugt als formideales Gegenstück zu dem zu erzeugenden Triebwerk-Gehäuseelement ausgebildet.
• Der Befestigungsflansch wird bevorzugt als Zylinderflächensegment ausgebildet, das ein Teil einer Zylinderfläche ist, die in einzelne, in Umfangsrichtung beabstandete Segmente und zwischen den Segmenten befindliche Freiräume zergliedert ist. Die Zylinderflächensegmente ergänzen sich in dieser Durchführungsform somit nicht zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche. Diese Durchführungsform von Schritt a) des Verfahrens ermöglicht somit die Herstellung einer Verbindung in Schritt c), die eine sichere Krafteinleitung vom Gehäusekörper in das Anschlusselement bei gleichzeitig geringstem Gesamtgewicht ermöglicht. Die Zylinderflächensegmente werden bevorzugt mit einer gekrümmten Geometrie und einer annähernd dreieckigen, zylinderförmigen, quaderförmigen oder halbkreisförmigen projizierten Flächenform bereitgestellt. Die Zahl der an dem Anschlusselement befindlichen Zylinderflächensegmente beträgt bevorzugt mindestens zwei, besonderes bevorzugt mindestens drei und ebenfalls bevorzugt mindestens vier.
• In einer alternativ bevorzugten Durchführungsform wird in Schritt a) ein Befestigungsflansch in Form von Zylinderflächensegmenten bereitgestellt, die sich zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche ergänzen. In dieser Durchführungsform sind in Umfangsrichtung keine Abstände zwischen den Zylinderflächensegmenten vorgesehen. Es wird somit ein Anschlusselement mit einem zum Triebwerk-Gehäuseelement koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden zylinderförmigen Befestigungsflansch bereitgestellt. Der Befestigungsflansch geht bevorzugt außerhalb der Faser-Preform bzw. des Triebwerk-Gehäuseelements in die Befestigungsmittel für den Flugzeugrumpf über. Mit dieser Durchführungsform wird vorteilhaft eine besonders feste Anbindung des Gehäusekörpers an das Anschlusselement realisiert. Hierfür muss jedoch ein höheres Gesamtgewicht der Bauteilsgruppe in Kauf genommen werden. Weiterhin vorteilhaft ist eine solches Anschlusselement besonders einfach und kostengünstig bereitstellbar.
• Ebenfalls bevorzugt ist eine Durchführungsform, bei der in Schritt a) ein Befestigungsflansch in Form von sich in axialer Richtung zumindest teilweise zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche ergänzenden Zylinderflächensegmenten bereitgestellt wird. Der Überlappungsbereich zwischen Triebwerk-Gehäuseelement und Anschlusselement weist somit in axialer Richtung einen Bereich auf, in dem in Umfangsrichtung keine Abstände zwischen den Zylinderflächensegmenten vorgesehen sind. Das Anschlusselement umfasst somit ebenfalls einen zum Triebwerk-Gehäuseelement koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden zylinderförmigen Abschnitt. In dieser Ausführungsform geht der zylinderförmige Abschnitt in axialer und der dem Befestigungsmittel abgewandten Richtung in einen Bereich über, in dem die Zylinderflächensegmente Teil einer Zylinderfläche sind, die in einzelne, in Umfangsrichtung beabstandete Segmente und zwischen den Segmenten befindliche Freiräume zergliedert ist. Ein erster Teil des Überlappungsbereich, mit zu einer Zylinderfläche ergänzten Zylinderflächensegmenten, geht somit in einen zweiten Teil, mit als Anschlusslaschen ausgebildeten Zylinderflächensegmenten über. Die Verbindungselemente sind dabei auf dem ersten Teil und/oder dem zweiten Teil des Überlappungsbereichs angebracht.
• Weiterhin bevorzugt ist eine Durchführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens, wobei in Schritt a) ein Anschlusselement mit einem sich konisch verjüngenden Befestigungsflansch bereitgestellt wird und in Schritt b) die Verstärkungfasern so auf dem Befestigungsflansch abgelegt werden, dass die Gesamtdicke von Flansch und der mindestens einen Faserlage weitgehend konstant ist.
• Besonders bevorzugt nimmt die Dicke des mindestens einen Befestigungsflanschs entlang des Überlapps von Triebwerk-Gehäuseelement und Befestigungsflansch in axialer und der dem Triebwerk-Gehäuseelement abgewandten Richtung in demselben Maß zu, wie die Dicke des Faserverbundmaterials des Triebwerk-Gehäuseelement abnimmt. Diese schäftende Ausgestaltung des mindestens einen Befestigungsflanschs und des Triebwerk-Gehäuseelements bewirkt vorteilhaft eine vergrößerte Kontaktfläche zwischen diesen Bauteilen bei gleichbleibendem Gesamtgewicht. Bei gleichbleibender Flächendichte der in radialer Richtung auskragenden Verbindungselemente nimmt somit deren Absolutzahl zu. Die erhöhte Anzahl von Verbindungselementen bewirkt vorteilhaft eine besonders feste Fixierung des Triebwerk-Gehäuseelements an dem mindestens einen Befestigungsflansch in Schritt c) des Verfahrens.
• Weiterhin bevorzugt weisen die entlang des sich konisch verjüngenden Befestigungsflanschs befestigten Verbindungselemente im Wesentlichen gleiche Längen auf. Bei einem Aufbau des Triebwerk-Gehäuseelements aus mehreren Lagen Faserverbundmaterial greifen somit Verbindungselemente mit unterschiedlicher Positionierung entlang der axialen Richtung in verschiedene Lagen der auf dem Befestigungsflansch abgelegten Verstärkungsfasern ein. Besonders bevorzugt werden die Anordnungen und/oder die Form der Verbindungselemente entlang des sich verjüngenden Zylinderflächensegments an die Faserrichtungen der jeweiligen Faserlagen angepasst, in welche die jeweiligen Verbindungselemente eingreifen. Die Anordnung der Verbindungselemente umfasst dabei die Abstände und/oder die Flächendichte der Verbindungselemente.
• Die Verbindung des mindestens einen Befestigungsflanschs mit dem Triebwerk-Gehäuseelement wird vorrangig auf Schub und/oder Zug beansprucht und dient überwiegend der Aufnahme von Auflagekräften des Gehäusekörpers. Torsionsmomente zwischen dem Befestigungsflansch und dem Triebwerk-Gehäuseelement werden hingegen nicht oder nur in geringem Maß übertragen. Dies erlaubt in Schritt a) vorteilhaft die Bereitstellung eines Anschlusselements mit einem axial ausgedehnten konischen Befestigungsflansch mit geringem Anstiegswinkel der angeschrägten Fläche. Besonders bevorzugt werden derartige Befestigungsflansche in Form von Zylinderflächensegmenten bereitgestellt, die sich nicht zu einer geschlossenen Zylinderfläche ergänzen, sondern in Umfangsrichtung beabstandet zueinander angeordnet sind. Dies erlaubt vorteilhaft eine Ausführung des erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements mit besonders geringem Gesamtgewicht.
• Ebenfalls Gegenstand der Erfindung ist ein Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundmaterial mit einer integrierten metallischen Tragwerksstruktur.
• Dabei ist das Triebwerk-Gehäuseelement in axialer Richtung längserstreckt, im Wesentlichen zylinderförmig und besteht aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial. Bevorzugt weist das Gehäuseelement einen Mehrschichtaufbau auf, wobei mindestens eine Schicht des Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial gebildet ist. Besonders bevorzugt weist das Gehäuseelement einen Mehrschichtaufbau auf, wobei zwei Schichten Faserverbundmaterial ein, bspw. leichtes und/oder durchschlagsfestes und/oder ballistisches Kernmaterial einschließen. Dieser Aufbau erhöht die Biegesteifigkeit des Gehäuseelements und/oder erhöht dessen Fähigkeit zur Schallabsorption bzw. -dämpfung. Weiterhin bevorzugt weist das Gehäuseelement ein Durchmesser-zu-Wandstärken-Verhältnis von 100:20, bevorzugt von 100:10 und besonders bevorzugt von 100:5 auf. Ebenfalls bevorzugt weist das Gehäuseelement ein Durchmesser-zu-Längen-Verhältnis von 10:1, bevorzugt von 100:1 und besonders bevorzugt von 500:1 auf. Das Gehäuseelement dient somit nicht der Lastfernübertragung sondern stellt vielmehr ein Funktionselement dar. Bevorzugt weist das Gehäuseelement Führungen bzw. Durchlasskanäle für Versorgungsleitungen auf. Ein derartiges Triebwerk-Gehäuseelement ummantelt beispielsweise das Kerntriebwerk und schließt gemeinsam mit dem Kerntriebwerkgehäuse den Mantelstromkanal ein. Bevorzugt weist das Triebwerk-Gehäuseelement eine stromlinienförmige Außenform auf, um den Strömungswiderstand eines Turbofan-Triebwerks zu vermindern.
• Das, bevorzugt langfaserverstärkte, Faserverbundmaterial enthält in einer Matrix aus duro- oder thermoplastischem Kunststoff eingebettete Verstärkungsfasern, bevorzugt Endlosfasern. In einer bevorzugten Ausführungsform ist das Faserverbundmaterial aus mehreren bzw. aus mindestens zwei Faserlagen ausgebildet. Besonders bevorzugt variiert die Faserorientierung, insbesondere der von den Fasern und der axialen Richtung eingeschlossene Faserablagewinkel, zwischen den verschiedenen Faserlagen.
• Das Triebwerk-Gehäuseelement weist erfindungsgemäß ein integriertes metallisches Anschlusselement auf, das form- und stoffschlüssig mit dem Triebwerk-Gehäuseelement verbunden ist. Das metallische Anschlusselement weist hierzu mindestens einen, am Triebwerk-Gehäuseelement anliegenden und in axialer Richtung mit diesem überlappenden Befestigungsflansch auf. Bevorzugt liegt der mindestens eine Befestigungsflansch innenseitig an dem Triebwerk-Gehäuseelement an. Alternativ ist zwischen dem mindestens einen Befestigungsflansch und dem Triebwerk-Gehäuseelement eine Zwischenlage eingebracht, die bevorzugt dämpfend wirkt und das Triebwerk-Gehäuseelement vor Beschädigungen schützt. Der mindestens eine Befestigungsflansch ist weiterhin bevorzugt als formideales Gegenstück zum Triebwerk-Gehäuseelement ausgebildet. Der axiale Überlapp des mindestens einen Befestigungsflanschs mit dem Triebwerk-Gehäuseelement ist bevorzugt wesentlich geringer als die Gesamtlänge des Triebwerk-Gehäuseelement, besonders bevorzugt so kurz wie möglich.
• Der Befestigungsflansch ist bevorzugt als Zylinderflächensegment ausgebildet und Teil einer Zylinderfläche, die in einzelne, in Umfangsrichtung beabstandete Segmente und zwischen den Segmenten befindliche Freiräume zergliedert ist. Die Zylinderflächensegmente ergänzen sich in dieser Ausführungsform nicht zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche. Diese Ausführungsform ermöglicht eine sichere Krafteinleitung vom Triebwerk-Gehäuseelement in das Anschlusselement bei gleichzeitig geringstem Gesamtgewicht. Die Zylinderflächensegmente weisen bevorzugt eine gekrümmte Geometrie und eine annähernd dreickige, zylinderförmige, quaderförmige oder halbkreisförmige projizierte Flächenform auf. Die Zahl der an dem Anschlusselement befindlichen Zylinderflächensegmente beträgt bevorzugt mindestens zwei, besonderes bevorzugt mindestens drei und ebenfalls bevorzugt mindestens vier.
• In einer alternativ bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements ergänzen sich die Befestigungsflansche in Form von Zylinderflächensegmenten zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche. In dieser Ausführungsform sind in Umfangsrichtung keine Abstände zwischen den Zylinderflächensegmenten vorgesehen. Das Anschlusselement umfasst somit einen zum Triebwerk-Gehäuseelement koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden zylinderförmigen Abschnitt, der außerhalb des Triebwerk-Gehäuseelements in ein Befestigungsmittel für einen Flugzeugrumpf übergeht. Mit dieser Ausführungsform wird vorteilhaft eine besonders feste Anbindung des Triebwerk-Gehäuseelements an das Anschlusselement realisiert. Hierfür muss jedoch ein höheres Gesamtgewicht der Bauteilsgruppe in Kauf genommen werden. Weiterhin vorteilhaft ist eine solches Anschlusselement besonders einfach und kostengünstig zu fertigen.
• Ebenfalls bevorzugt ist eine Ausführungsform, in der sich die Zylinderflächensegmente in axialer Richtung zumindest teilweise zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche ergänzen. Der Überlappungsbereich zwischen Gehäuseelement und Befestigungsflansch weist somit in axialer Richtung einen Bereich auf, in dem in Umfangsrichtung keine Abstände zwischen den Zylinderflächensegmenten vorgesehen sind. Das Anschlusselement umfasst somit ebenfalls einen zum Gehäusekörper koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden zylinderförmigen Abschnitt, der außerhalb des Gehäusekörpers in ein Befestigungselement für einen Flugzeugrumpf übergeht. In dieser Ausführungsform geht der zylinderförmige Abschnitt in axialer und der dem Befestigungselement abgewandten Richtung in einen Bereich über, in dem die Zylinderflächensegmente Teil einer Zylinderfläche sind, die in einzelne, in Umfangsrichtung beabstandete Segmente und zwischen den Segmenten befindliche Freiräume zergliedert ist. Ein erster Teil des Überlappungsbereich, mit zu einer Zylinderfläche ergänzten Zylinderflächensegmenten, geht somit in einen zweiten Teil, mit als Anschlusslaschen ausgebildeten Zylinderflächensegmenten über. Die Verbindungselemente sind dabei auf dem ersten Teil und/oder dem zweiten Teil des Überlappungsbereichs angebracht.
• Das metallische Anschlusselement weist erfindungsgemäß mindestens ein Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf auf. Das Befestigungsmittel ist dabei zur Passung an übliche Tragwerkelemente des Flugzeugrumpfes, bspw. einen Pylon, ausgeformt. Das mindestens eine Befestigungselement ist bevorzugt monolithisch mit dem Befestigungsflansch ausgebildet oder nachträglich an diesen angeformt.
• Erfindungsgemäß kragen aus dem mindestens einen Befestigungsflansch in vorrangig radialer Richtung nach außen Verbindungselemente, bevorzugt eine Vielzahl von Verbindungselementen, aus. Bei den Verbindungselementen handelt es sich bevorzugt um Stifte bzw. Pins. Die Stifte weisen in einer einfachsten Ausführungsform einen kreisförmigen Querschnitt auf, jedoch sind beliebige andere Querschnitte möglich. Die Anordnung, Flächendichte, Höhe und die größte Ausdehnung senkrecht zu dieser (Durchmesser) der Verbindungselemente sind variabel. Insbesondere das Verhältnis von Höhe zu Durchmesser ist für die von einem einzelnen Verbindungselement aufnehmbaren Kräfte entscheidend. Die Verbindungselemente durchdringen das Triebwerk-Gehäuseelement zumindest teilweise in vorrangig radialer Richtung. Bevorzugt dringen die Verbindungselemente zumindest bis zu 20%, bevorzugt zumindest bis zu 30% und besonders bevorzugt zumindest bis zu 50% der Dicke des Faserverbundmaterials in das Triebwerk-Gehäuseelement ein. Ebenfalls bevorzugt durchdringen die Verbindungselemente das Faserverbundmaterial des Triebwerk-Gehäuseelements in radialer Richtung vollständig.
• Erfindungsgemäß sind die Fasern des Faserverbundmaterials des Triebwerk-Gehäuseelements um die Verbindungselemente herum geführt. Dazu laufen die Fasern innerhalb einer Faserlage des Faserverbundmaterials unter einem ersten Winkel (1. Faserablagewinkel) kleiner 90° zur axialen Richtung auf die Verbindungselemente zu, um diese herum und innerhalb derselben Faserlage unter einem zweiten Winkel (2. Faserablagewinkel) von den Verbindungselementen weg. Bevorzugt ist der erste Faserablagewinkel identisch zum zweiten, alternativ ist der zweite Faserablagewinkel der an der axialen Richtung gespiegelte erste Winkel. In einer weiterhin bevorzugten Ausführungsform werden die Fasern an den Verbindungselementen nicht unmittelbar umgelenkt, sondern zunächst ein- oder mehrfach um diese herumgewickelt. Somit wird eine Faserschlaufe um ein Verbindungselement ausgebildet, die vorteilhaft eine besonders feste Fixierung der Fasern an dem Verbindungselement und somit eine besonders feste Integration des Anschlusselements in das Triebwerk-Gehäuseelement ermöglicht. Um Beschädigungen an den Fasern durch die Verbindungselemente zu verhinden weisen diese bevorzugt einen an den Faserverlauf angepassten Querschnitt, bspw. einen tropfen- oder dreiecksförmigen Querschnitt auf.
• Das erfindungsgemäße Triebwerk-Gehäuseelement weist vorteilhaft ein form- und stoffschlüssig in einen Gehäusekörper aus Faserverbundmaterial integriertes metallisches Anschlusselement auf. Dies ermöglicht vorteilhaft eine Reduzierung der Gesamtmasse der Bauteilsgruppe, insbesondere durch den Verzicht auf zusätzliche Befestigungsmittel. Dadurch werden der Montageaufwand bei der Installation des Triebwerk-Gehäuseelements sowie dessen Fertigungskosten gesenkt. Durch die form- und stoffschlüssige Verbindung von Gehäusekörper und Anschlusselement wird weiterhin vorteilhaft die Toleranzkette der Bauteile bei gleichzeitiger Einhaltung geltender Brandschutzrichtlinen verkürzt.
• In einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements ist dieses als ein Turbinenaußengehäuse mit einem, in axialer Richtung längserstreckten und im wesentlichen zylinderförmigen Gehäusekörper aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial ausgeformt. Dieser Gehäusekörper ummantelt das Kerntriebwerk und schließt gemeinsam mit dem Kerntriebwerkgehäuse den Mantelstromkanal ein. Bevorzugt weist das Turbinenaußengehäuse eine stromlinienförmige Außenform auf, um den Strömungswiderstand des Turbofan-Triebwerks zu vermindern.
• Weiterhin weist die Tragwerkstruktur dieser bevorzugten Ausführungsform mindestens ein außerhalb des Gehäusekörpers mit dem Zylinderflächensegment verbundenes ringförmiges Element auf. Besonders bevorzugt schließt das ringförmige Element bündig mit einer Stirnfläche des Gehäusekörpers ab. Das ringförmige Element ist ebenfalls metallisch ausgeführt und bevorzugt monolithisch mit dem mindestens einen Zylinderflächensegment verbunden oder nachträglich an dieses angeformt. Besonders bevorzugt handelt es sich bei dem ringförmigen Element um einen Rear-Mount-Ring. Das ringförmige Element ist bevorzugt als geschlossene Ringstruktur ausgeformt oder weist als segmentierte ringförmige Struktur Ausnehmungen bzw. Unterbrechungen auf. Bevorzugt ist in dieser bevorzugten Ausführungsform das Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf monolithisch mit dem ringförmigen Element ausgebildet oder nachträglich an dieses angeformt.
• Mit dieser Ausführungform wird ein Triebwerkaußengehäuse bereitgestellt, das eine effektive Leitung des Mantelstroms bei gleichzeitig minimiertem Gewicht und einfacher Montage gewährleistet. Das Turbinenaußen- bzw. Mantelstromgehäuse weist ein integriertes metallisches Anschlusselement, bevorzugt einen integrierten metallischen Rear-Mount-Ring, auf, mit dem das Turbinenaußengehäuse sicher an einem Flugzeugrumpf befestigt werden kann. Durch den Verzicht auf zusätzliche Befestigungsmittel zwischen Anschlusselement und Turbinenaußengehäuse ist das Gesamtgewicht der Bauteilgruppe deutlich reduziert. Die einteillige Ausführung verkürzt zudem die Montagezeit und verhindert eine nachträgliche Schwächung des Faserverbund-Gehäuses durch das Einbringen zusätzlicher Befestigungsmittel.
• In einer ebenfalls bevorzugten Ausführungsform ist das Triebwerk-Gehäuseelement als ein Fan-Gehäuse mit einem, in axialer Richtung längserstreckten und im wesentlichen zylinderförmigen Gehäusekörper aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial ausgebildet. Das Fangehäuse begrenzt einen Einlasskanal zum Ansaugen von Luft, die anschließend vom Turbofan in den Mantelstrom beschleunigt oder in den Kernstrom geleitet wird. Aufgrund der großen rotierenden Massen und der Gefahr von Fremdkörpereinschlägen im Fan-Bereich ist das Fan-Gehäuse zumindest teilweise durchschlagssicher auszuführen, um einen Durchtritt losgelöster und/oder radial beschleunigter Teile zu verhindern. Bevorzugt werden als Verstärkungsfasern daher Kevlarfasern eingesetzt. Die Ausführung des Fan-Gehäuses in Faserverbundbauweise ermöglicht ein geringes Bauteilgewicht bei gleichzeitig gewährleisteter Durchschlagssicherheit.
• In dieser bevorzugten Ausführungsform weist das in das Fan-Gehäuse stoff- und formschlüssig integrierte Anschlusselement mindestens ein Mittel zur Befestigung an einer Engine Mount Structure (EMS) bzw. einem Zwischengehäuse auf oder ist selbst als solches ausgebildet. An diesen Strukturen ist auch das Kerntriebwerk aufgehängt, so dass Redundanzen von Tragwerkselementen des Flugzeugrumpfes vermieden werden.
• In einer ebenfalls bevorzugten Ausführungsform ist das Triebwerk-Gehäuseelement als Kombination von Turbinenaußengehäuse und Fan-Gehäuse ausgebildet und schließt luvseitig den Turbo-Fan und leeseitig das Kerntriebwerk bzw. den Mantelstromkanal ein. Bevorzugt sind in dieser Ausführungsform zwei metallische Anschlusselemente, bevorzugt Zwischengehäuse bzw. Engine-Mount-Structure und Rear-Mount-Ring, in den Gehäusekörper integriert. Besonders bevorzugt ist dabei das Zwischengehäuse bzw. die Engine-Mount-Structure nicht endseitig im Gehäusekörper integriert. Demnach werden Verstärkungsfasern des Gehäusekörpers um die, aus dem Zwischengehäuse oder der Engine-Mount-Structure auskragenden Verbindungselemente herumgeführt, aber nicht von diesen umgelenkt.
• Ebenfalls Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist die Verwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Herstellung eines Triebwerk-Gehäuseelements mit integriertem metallischem Anschlusselement. Das Verfahren kann dabei zur Herstellung nahezu beliebiger Gehäuseelemente von Flugzeugtriebwerken genutzt werden, die mittels metallischer Anschlusselemente an einem Flugzeugrumpf zu befestigen sind. Bei diesen Gehäuseelementen handelt es sich bevorzugt um zylinderfömige Gehäuseelemente, bspw. um Triebwerkaußengehäuse oder Kerntriebwerkgehäuse, um Segmente von zylinderförmigen Gehäuseelementen oder um weitgehend planare Gehäuseelemente, bspw. für den Bereich von Nachbrennern.
• Mit dem erfindungsgemäßen Verfahren und dessen Verwendung zur Herstellung von Triebwerk-Gehäuseelementen mit integriertem metallischem Anschlusselement müssen Triebwerk-Gehäuseelemente und Anschlusselemente nicht wie bisher getrennt gefertigt und bei der Triebwerksmontage gefügt werden. Somit können vorteilhaft Gewicht, Kosten und potentielle Fehlstellen, insbesondere an den zueinander zu tolerierenden Fügestellen, vermieden werden. Die Vorteile der vorliegenden Erfindung liegen somit in der Reduzierung der Bauteilanzahl von Triebwerk-Gehäuseelementen unter gleichzeitiger Einhaltung geltender Brandschutzrichtlinen, wobei Fertigungs- und Montagekosten eingespart werden.
• Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Zeichnungen und Ausführungsbeispielen erläutert, ohne auf diese beschränkt zu sein. Dabei zeigen:
• 1: eine perspektivische Darstellung (A) und eine, teilweise in Schnittansicht dargestellte, Seitenansicht (B) eines erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements in Form eines Turbinenaußengehäuses mit einem integrierten metallischen Anschlusselement in Form eines Rear-Mount-Rings,
• 2: eine perspektivische Darstellung (A) und eine, teilweise in Schnittansicht dargestellte, Seitenansicht (B) eines erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements in Form einer Kombination von Turbinenaußengehäuse und Fan-Gehäuse aus Faserverbundmaterial mit zwei integrierten metallischen Anschlusselementen in Form eines Rear-Mount-Rings und eines Zwischengehäuses,
• 3: eine perspektivische Darstellung (A) und eine, teilweise in Schnittansicht dargestellte, Seitenansicht (B) der Faserablage einer Faser-Prefom in Form einer Kombination von Turbinenaußengehäuse und Fan-Gehäuse auf zwei mit einer Kernstruktur verlängerten metallischen Anschlusselementen in Form eines Rear-Mount-Rings und eines Zwischengehäuses in einer Radialflechtmaschine.
• Ausführungsbeispiel 1
• Das in 1 gezeigte erfindungsgemäße Triebwerk-Gehäuseelement in Form eines Turbinenaußengehäuses 2 weist einen zylinderförmigen Gehäusekörper 1 auf. Die Rotationssymmetrieachse des zylinderförmigen Gehäusekörpers 1 definiert dabei die axiale Richtung. Der Gehäusekörper 1 besitzt einen mehrlagigen Aufbau, wobei zwei Schichten Faserverbundmaterial 10 aus konsolidierten Endlosfasern ein leichtes Kernmaterial 13 mit Wabenstrukturen aus Kunststoff einschließen.
• Das Turbinenaußengehäuse 2 ist luvseitig am Anschlussflansch 9 eines Zwischengehäuses 4.2 befestigt und weist hierzu einen in radiale Richtung umgelegten Randbereich auf. Zur Befestigung des Gehäusekörpers 1 am Zwischengehäuse 4.2 müssen zusätzliche Befestigungsmittel durch hierfür vorgesehene Öffnungen des Anschlussflansches 9 und durch den umgelegten Randbereich 2 geführt werden. Für diese kraft- und formschlüssige Befestigungsmethode nach dem Stand der Technik sind zusätzliche Befestigungsmittel sowie in den Faserverbund des Gehäusekörpers 1 eingebrachte Öffnungen oder Lagerelemente notwendig, wodurch die Bauteilanzahl, das Gesamtgewicht und die Toleranzkette erhöht und gleichzeitig die Strukturfestigkeit verringert ist.
• Am leeseitigen Ende weist das Turbinenaußengehäuse 2 ein erfindungsgemäß integriertes metallisches Anschlusselement 4 in Form eines Rear-Mount-Rings 4.1 auf. Dieses Anschlusselement 4.1 weist einen zum Gehäusekörper 1 koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden Befestigungsflansch 5, aus sich zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche ergänzenden Zylinderflächensegmenten, auf. Dieser Befestigungsflansch 5 geht außerhalb des Gehäusekörpers 1 in ein ringförmiges Element 6 über. Das ringförmige Element 6 weist weiterhin Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf 7 in Form von auf den Faserverbund aufgesetzten Lasteinleitungselementen auf.
• Der in axialer Richtung von Turbinenaußengehäuse 2 und Befestigungsflansch 5 gebildete Überlapp weist einen ersten Abschnitt 5.1 auf, der sich in axialer Richtung unmittelbar an das ringförmige Element 6 anschließt. In diesem ersten Abschnitt 5.1 des Überlapps weisen Turbinenaußengehäuse 2 und Befestigungsflansch 5 jeweils eine konstante Dicke auf. Im Bereich dieses ersten Abschnitts 5.1 sind stiftförmige Verbindungselemente 8 mit kreisförmigen Querschnitt in einer fluchtenden und in Umfangsrichtung, d.h. 90° zur axialen Richtung, orientierten Reihe angeordnet.
• Der in axialer Richtung von Turbinenaußengehäuse 2 und Befestigungsflansch 5 gebildete Überlapp weist ferner einen zweiten Abschnitt 5.2 auf, der sich in axialer und dem ringförmigen Element abgewandter Richtung an den ersten Abschnitt 5.1 anschließt. In diesem zweiten Abschnitt sind der Befestigungsflansch 5 und das Turbinenaußengehäuse 2 geschäftet ausgeführt, wobei die Dicke des Befestigungsflanschs 5 in axialer und dem ringförmigen Element 6 abgewandter Richtung in denselbem Maß abnimmt, wie die Dicke des Turbinenaußengehäuse 2 zunimmt. Im Bereich dieses zweiten Abschnitts sind stiftförmige Verbindungselemente 8 mit kreisförmigen Querschnitt in zwei parallelen, jeweils fluchtenden und in Umfangsrichtung, d.h. 90° zur axialen Richtung, orientierten Reihen angeordnet.
• Die Länge der Stifte 8 ist dabei innerhalb jeder der in Umfangsrichtung orientierten Reihen gleich, jedoch zwischen den Reihen derart voneinander verschieden, dass die Eindringtiefe der Stifte 8 in das Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 – trotz der unterschiedlichen Abstände der Stiftbasis von der Rotationssymmetrieachse des Turbinenaußengehäuses 2 – in etwa gleich ist und über 50% der Dicke des Faserverbundmaterials 10 ausmacht.
• Die drei in Umfangsrichtung orientierten Reihen von Verbindungselementen 8 sind derart zueinander versetzt, dass die Stifte 8 der mittleren Reihe in Umfangsrichtung jeweils genau zwischen zwei Stiften 8 der beiden äußeren Reihen angeordnet sind. Somit ist eine, aus jeweils einem Stift 8 jeder Reihe gebildete, fluchtende Reihe in 45° zur axialen Richtung angeordnet.
• Die Orientierung der Endlosfasern im Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 ist an die Ausrichtung der fluchtenden Reihen angepasst und beträgt ebenfalls 45° zur axialen Richtung. Die Fasern sind zwischen den in 45°-Richtung angeordneten fluchtenden Reihen von Verbindungselementen 8 auf dem Befestigungsflansch 5 abgelegt und in Bündeln um einzelne Stifte 8 herumgelenkt. Die Fasern sind mit einem duroplastischen Matrixmaterial an das Befestigungsflansch 5 aninfiltriert und somit stoff- und formschlüssig mit diesem verbunden. An der Stirnfläche des Turbinenaußengehäuses 2 besteht darüber hinaus eine durch das Matrixmaterial vermittelte stoffschlüssige Verbindung zum ringförmigen Element 6.
• Im Gegensatz zur Anbindung des Turbinenaußengehäuses 2 an das Zwischengehäuse 4.2 ermöglicht die erfindungsgemäße Integration des Rear-Mount-Rings 4.1 in den Gehäusekörper 1 – durch Faserablage auf dem Befestigungsflansch 5 und zwischen den Verbindungselementen 8 sowie deren Umlenkung an den Stiften 8 und Anifiltration an den Rear-Mount-Ring 4.1 – eine hochfeste Verbindung von Turbinenaußengehäuse 2 und Rear-Mount-Ring 4.1, wobei zusätzliche Befestigungsmittel und eine nachträgliche Schwächung des Faserverbundmaterials 10 durch Bohrungen oder eingebrachte Lagerelemente vermieden werden. Das gezeigte Triebwerk-Gehäuseelement zeichnet sich somit durch eine hohe strukturelle Festigkeit bei geringem Gesamtgewicht und einen reduzierten Montageaufwand aus.
• Ausführungsbeispiel 2
• Das in 2 gezeigte erfindungsgemäße Triebwerk-Gehäuseelement, in Form einer Kombination eines leeseitig angeordneten Turbinenaußengehäuses 2 und eines luvseitig angeordneten Fan-Gehäuses 3, weist einen weitgehend zylinderförmigen Gehäusekörper 1 auf, dessen Rotationssymmetrieachse die axiale Richtung definiert. Der Gehäusekörper 1 besitzt einen teilweise dreilagigen Aufbau, wobei im Bereich des Turbinenaußengehäuses 2 zwei Schichten Faserverbundmaterial 10 aus konsolidierten Endlosfasern ein leichtes Kernmaterial 13 mit Wabenstrukturen aus Kunststoff einschließen. Im Bereich des Fan-Gehäuses 3 weist der Gehäusekörper 1 im Bereich des nicht gezeigten Turbofans einen dreilagigen Aufbau, bestehend aus zwischen zwei Schichten Faserverbundmaterial 10 und einem, zwischen diesen eingeschlossenen ballistischen Kernmaterial 14 mit Wabenstrukturen aus Kunststoff und ansonsten einen einlagigen Aufbau aus Faserverbundmaterial 10 auf. Im Bereich des dreilagigen Aufbaus ist das Faserverbundmaterial durch eine höhere Faserdichte, die über den Ablagewinkel und Anzahl von Flechtlagen eingestellt ist, selbst besonders durchschlagsfest ausgebildet. Das ballistische Kernmaterial 14 dient dazu, radial beschleunigte Fremdkörper oder Teile des Turbo-Fans in Ihrer Propagation abzubremsen und in der Art einer Fangkammer aufzunehmen.
• Am seinem leeseitigen Ende weist das Turbinenaußengehäuse 2, wie bei der in 1 gezeigten Triebwerk-Gehäuseelement, ein erfindungsgemäß integrales metallisches Anschlusselement 4 in Form eines Rear-Mount-Rings 4.1 auf. Dieses Anschlusselement 4.1 weist einen zum Gehäusekörper 1 koaxialen, mit diesem in axialer Richtung überlappenden und innenseitig an diesem anliegenden Befestigungsflansch 5, aus sich zu einer zusammenhängenden Zylinderfläche ergänzenden Zylinderflächensegmenten, auf. Dieser Befestigungsflansch 5 geht außerhalb des Gehäusekörpers 1 in ein ringförmiges Element 6 über, das weiterhin Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf 7 in Form von auf den Faserverbund aufgesetzten Lasteinleitungselementen aufweist, welche mit dem innenliegenden Zwischengehäuse verbunden werden. Im Bereich des Zwischengehäuses 4.2 geht der Gehäusekörper 1 vom Turbinenaußengehäuse 2 in das Fan-Gehäuse 3 über und liegt auf dem Befestigungsflansch 5 in Form der Außenfläche des Zwischengehäuses 4.2 auf. Am luvseitigen Ende ist das Fan-Gehäuse 3 in Form eines Anschlussflansches 15 für einen nicht gezeigten Einlaufkonus ausgebildet.
• Der am leeseitigen Ende des Gehäusekörpers 1 in axialer Richtung von Turbinenaußengehäuse 2 und Befestigungsflansch 5 gebildete Überlapp weist – analog zu der in 1 gezeigten Triebwerk-Gehäuseelement – einen ersten Abschnitt 5.1 und einen zweiten Abschnitt 5.2 mit darauf angeordneten stiftförmigen Verbindungselementen 8 gleicher Länge auf.
• Die stiftförmigen Verbindungselemente 8 mit kreisförmigen Querschnitt sind in drei parallelen, jeweils fluchtenden und in Umfangsrichtung, d.h. 90° zur axialen Richtung, orientierten Reihen angeordnet. Die Länge der Stifte 8 ist dabei derart, dass die Eindringtiefe der Stifte 8 in das Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 über 50% der Dicke des Faserverbundmaterials 10 ausmacht.
• Die drei in Umfangsrichtung orientierten Reihen sind nicht zueinander versetzt, so dass eine, aus jeweils einem Stift 8 jeder Reihe gebildete, fluchtende Reihe parallel zur axialen Richtung angeordnet ist. Die Orientierung der Endlosfasern im Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 ist, angepasst an die Ausrichtung der fluchtenden Reihen, ebenfalls parallel zur axialen Richtung. Die Fasern sind zwischen den fluchtenden Reihen von Verbindungselementen 8 auf dem Befestigungsflansch 5 abgelegt und in Bündeln um einzelne Stifte 8 herumgelenkt. Die Fasern sind mit einem duroplastischen Matrixmaterial an das Zylinderflächensegment 5 aninfiltriert und somit stoff- und formschlüssig mit diesem verbunden. An der Stirnfläche des Turbinenaußengehäuses 2 besteht darüber hinaus eine durch das Matrixmaterial vermittelte stoffschlüssige Verbindung zum ringförmigen Element 6.
• Weiterhin sind auf einem zweiten Befestigungsflansch 5 in Form der Außenfläche des Zwischengehäuses 4.2 stiftförmige Verbindungselemente 8 mit kreisförmigen Querschnitt in drei parallelen, jeweils fluchtenden und in Umfangsrichtung, d.h. 90° zur axialen Richtung, orientierten Reihen angeordnet. Die Länge der Stifte 8 ist dabei derart, dass die Eindringtiefe der Stifte 8 in das Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 bzw. des Fan-Gehäuses 3 über 50% der Dicke des Faserverbundmaterials 10 ausmacht.
• Diese drei in Umfangsrichtung orientierten Reihen sind ebenfalls nicht zueinander versetzt, so dass eine, aus jeweils einem Stift 8 jeder Reihe gebildete, fluchtende Reihe parallel zur axialen Richtung angeordnet ist. Die Orientierung der Endlosfasern im Faserverbundmaterial 10 des Turbinenaußengehäuses 2 bzw. des sich an diesem luvseitig anschließenden Fan-Gehäuses 3 ist, angepasst an die Ausrichtung der fluchtenden Reihen, ebenfalls parallel zur axialen Richtung. Die Fasern sind zwischen den fluchtenden Reihen von Verbindungselementen 8 auf dem Zwischengehäuse 4.2 abgelegt, jedoch nicht um einzelne Stifte 8 herumgelenkt. Die Fasern sind mit einem duroplastischen Matrixmaterial an das Zwischengehäuse 4.2 aninfiltriert und somit stoffschlüssig mit diesem verbunden.
• Die in 2 gezeigte Triebwerkaußenstruktur ermöglicht somit eine einteilige, monolithische Ausgestaltung von Turbinenaußengehäuse 2 und Fan-Gehäuse 3, mit zwei erfindungsgemäß integrierten metallischen Anschlusselementen 4, nämlich Rear-Mount-Ring 4.1 und Zwischengehäuse 4.2. Somit wird vollständig ohne zusätzliche Befestigungsmittel eine hochfeste Verbindung zwischen Gehäusekörper 1 und metallischen Anschlusselementen 4 erzielt. Dadurch sind die Bauteilzahl, das Gesamtgewicht, die Toleranzkette, die Montagekosten und der Montageaufwand gegenüber dem in 1 gezeigten Triebwerk-Gehäuseelement noch weiter verringert.
• Ausführungsbeispiel 3
• In 3 wird die Fertigung eines erfindungsgemäßen Triebwerk-Gehäuseelements, insbesondere Schritt b) des erfindungsgemäßen Verfahrens, gezeigt. Abgebildet ist dabei die Faserablage zur Herstellung der Faser-Preform 12 des in 2 gezeigten Triebwerk-Gehäuseelements in Form einer Kombination von Turbinenaußengehäuse 2 und Fan-Gehäuse 3.
• Zur Integration der zwei metallischen Anschlusselemente, Rear-Mount-Ring 4.1 und Zwischengehäuse 4.2, werden diese vor der Faserablage durch eine Kernstruktur 16 verlängert. Die Kernstruktur 16 ist dabei von zylinderförmiger Gestalt und weist einen Außendurchmesser auf, der zumindest annähernd dem Innendurchmesser des herzustellenden Triebwerk-Gehäuseelements entspricht. Die beiden Stirnflächen der Kernstruktur 16 sind geschlossen und über den Umfang der Mantelfläche hinaus verlängert, um ein Abgleiten abgelegter Fasern 11 in axialer Richtung zu vermeiden. Der Rear-Mount-Ring 4.1 und das Zwischengehäuse 4.2 sind auf die Kernstruktur 16 aufgeschoben.
• Für die Faserablage wird die rotationssymmetrische Kernstruktur 16 mittels eines, am Drehzentrum angreifenden Greifarms 19 gehalten und konzentrisch innerhalb eines Flechtauges 18 einer Radialflechtmaschine 17 positioniert. Vermittels des Greifarms 19 ist die Kernstruktur 16 um ihre Symmetrieachse herum drehbar und entlang dieser axial verschiebbar, wobei die Symmetrieachse die axiale Richtung definiert.
• Die metallischen Anschlusselemente 4 sind ausgestaltet wie in Ausführungsbeispiel 2 beschrieben und weisen inbesondere Befestigungsflansche 5 sowie senkrecht aus diesen auskragende und in jeweils drei fluchtenden und in Umfangsrichtung orientierten Reihen angeordnete Verbindungselemente 8 auf.
• Die Faserablage erfolgt in der für eine Radialflechtmaschine 17 üblichen Weise, indem die einzelnen Verstärkungsfasern 11 durch das Flechtauge 18 laufen und auf der Kernstruktur 16, inklusive metallischer Anschlusselemente 4, abgelegt werden, wobei die Faserablagewinkel der Fasern 11 durch die vom Greifarm 19 bewirkte Relativbewegung von Kernstruktur 16 und Flechtauge 18 eingestellt werden.
• Vorliegend erfolgt die Faserablage von parallel zur axialen Richtung orientierten Verstärkungsfasern 11 am Rear-Mount-Ring 4.1 derart, dass die Fasern 11 nach axial außen laufend in die Zwischenräume von fluchtenden Reihen von Verbindungselementen 8, gebildet aus jeweils einem Verbindungselement 8 jeder in Umfangsichtung orientierten Reihe, abgelegt und am jeweils axial äußersten Verbindungselement 8 umgelenkt werden. Nach dieser Richtungsumkehr werden die Fasern 11 innerhalb der nach radial außen darauffolgenden Faserlage nach axial innen zwischen besagten, axial orientierten Reihen von Verbindungselementen 8 abgelegt. Dabei können die Faserorientierungen in nacheinander abgelegten Faserlagen variieren, wobei die verschiedenen Faserorientierungen in der fertigen Faser-Preform 13 in etwa gleichverteilt vorliegen. Je nach Faserorientierung sind jeweils verschiedene, einzelne Verbindungselemente 8 aus jeder der in Umfangsrichtung orientierten Reihen zu fluchtenden Reihen zusammengefasst, in deren Zwischenräumen die Ablage der Verstärkungsfasern 11 erfolgt.
• Am Zwischengehäuse 4.2 erfolgt die Ablage von parallel zur axialen Richtung orientierten Fasern 11 derart, dass diese zwischen in axialer Richtung orientierten Reihen von Verbindungselementen 8, gebildet aus jeweils einem Verbindungselement 8 jeder in Umfangsrichtung orientierten Reihe, abgelegt werden. Eine Umlenkung bzw. Richtungsumkehr der Fasern 11 an einem der Verbindungselemte 8 erfolgt dabei nicht. Auch am Zwischengehäuse 4.2 variiert der Verlauf der Fasern 11 zwischen den Verbindungselementen 8 mit dem Faserablagewinkel. Durch Variation der Faserablagewinkel verschiedener Faserlagen wird letztlich eine besonders feste formschlüssige Anbindung des Faserverbunds 10 an die Verbindungselemente 8 erzielt.
• Durch Auflage und Überflechtung werden weiterhin die Kernmaterialien 13, 14 in die Faser-Preform 12 integriert. Nach Abschluss der Faserablage auf den metallischen Anschlusselementen 4 und der Kernstruktur 16 erfolgt die Infiltration der Fasern 11 mit einem duroplastischen Matrixmaterial. An den metallischen Anschlusselementen 4 wird dabei durch Aninflitration der Fasern 11 ein Stoffschluss mit Rear-Mount-Ring 4.1 bzw. Zwischengehäuse 4.2 und dort insbesondere mit den Verbindungselementen 8 erzielt. Die Oberfläche der Kernstruktur 16 ist hingegen so modifiziert, dass diese nach der Aushärtung des Matrixmaterials und Konsolidierung des Faserverbunds einfach aus dem erzeugten Triebwerk-Gehäuseelement 1 entformt werden kann.
• Bezugszeichenliste

1

Triebwerk-Gehäuseelement

2

Turbinenaußengehäuse

3

Fan-Gehäuse

4

metallisches Anschlusselement

4.1

Rear-Mount-Ring

4.2

Zwischengehäuse

5

Befestigungsflansch

5.1

erster Abschnitt des Befestigungsflanschs

5.2

zweiter Abschnitt des Befestigungsflanschs

6

ringförmiges Element

7

Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf

8

Verbindungselemente

9

Anschlussflansch (Stand der Technik)

10

Faserverbundmaterial

11

Verstärkungsfasern

12

Faser-Prefom

13

leichtes Kernmaterial

14

ballistisches Kernmaterial

15

Anschlussflansch für Einlaufkonus (Stand der Technik)

16

Kernstruktur

17

Radialflechtmaschine

18

Flechtauge

19

Greifarm

• ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
• Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
• Zitierte Patentliteratur
• DE 2549549 A1 [0004]
• DE 3719098 A1 [0005]
• DE 102009016802 A1 [0006]
• EP 2447157 A2 [0007]
• WO 2006/125234 A1 [0027]
• WO 2004/028731 A1 [0027]

Claims (15)

1. Verfahren zur Verbindung eines Triebwerk-Gehäuseelements aus Faserverbundmaterial mit einem metallischen Anschlusselement, aufweisend die folgenden Verfahrensschritte: a) Bereitstellung mindestens eines metallischen Anschlusselements (4), aufweisend a1. mindestens ein Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf (7), a2. mindestens einen Befestigungsflansch (5) mit im Wesentlichen senkrecht aus diesem auskragenden Verbindungselementen (8), b) Flechttechnische Faserablage, wobei b1. eine Faserprefom (12) eines Triebwerk-Gehäuseelements (1) aus mindestens einer Faserlage Verstärkungsfasern (11) erzeugt wird und b2. die Verstärkungsfasern (11) der mindestens einen Faserlage zum Teil auf dem Befestigungsflansch (5) und zwischen den Verbindungselementen (8) abgelegt werden, c) Aninfiltration der Befestigungsfasern (11), wobei c1. die Verstärkungsfasern (11) mit einem duro- oder thermoplastischem Matrixmaterial infiltriert werden, c2. die Faserpreform (12) zum Gehäuselement (1) konsolidiert und c3. stoff- und formschlüssig mit den Verbindungselementen (8) verbunden wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkungsfasern (11) während der Faserablage von der Faser-Preform (12) kommend in die Zwischenräume der Verbindungselemente (8) einlaufen, an den Verbindungselementen (8) umgelenkt werden und zurück in die Faserpreform (8) laufen.
3. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Befestigungsflansch (5) vor der Faserablage mit einer Kernstruktur (16) zur Ablage der Faserpreform (12) verlängert wird.
4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Faserablage in einer Radialflechtmaschine (17) erfolgt.
5. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Faserpreform (12) und der mit den Fasern (11) belegte Befestigungsflansch (5) i. in ein geschlossenes Formwerkzeug eingelegt und darin oder ii. mittels Vakumminfiltration oder iii. mittels Bestreichen, Bepinseln oder Besprühen mit Matrixmaterial infiltriert werden.
6. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass i. die Verbindungselemente (8) gemeinsam mit dem Befestigungsflansch (5) urgeformt, ii. nachträglich an den Befestigungsflansch (5) angeformt oder aus diesem ausgeformt oder iii. in Bohrungen in dem Befestigungsflansch (5) eingesetzt, eingeschraubt oder eingepresst werden.
7. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungselemente (8) auf dem Befestigungsflansch (5) in Form von Reihen fluchtender Verbindungselemente (8) angeordnet werden.
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens drei Reihen fluchtender Verbindungselemente (8) entsprechend der Faserrichtung in der Faserpreform (12) oder in Umfangsrichtung eines zumindest weitgehend zylinderförmigen Befestigungsflansches (5) angeordnet werden.
9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, wobei b1.1) eine Faserpreform (12) aus mehreren Faserlagen Verstärkungsfasern (11) erzeugt wird, b1.2) die Orientierungen der Verstärkungsfasern (11) in den einzelnen Faserlagen voneinander verschieden sind, b2.1) die Verstärkungsfasern (11) jeder Faserlage auf jeweils verschiedenen Abschnitten des Befestigungsflansch (5) und zwischen den dort befindlichen Verbindungselementen (8) abgelegt werden, dadurch gekennzeichnet, dass a2.1) die Reihen fluchtender Verbindungselemente (8) in den verschiedenen Abschnitten entsprechend den Faserrichtungen der jeweils dort abgelegten Faserlagen ausgerichtet werden.
10. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass a) ein Anschlusselement (4) mit einem Befestigungsflansch (5) in Form eines Zylinderflächensegments oder einer Zylinderfläche bereitgestellt wird und b) eine Faser-Preform (12) eines Triebwerk-Gehäuseelement (1) in Form eines zum Befestigungsflansch koaxialen Zylinderflächensegments oder einer koaxialen Zylinderfläche erzeugt wird.
11. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass a) ein Anschlusselement (4) mit einem sich konisch verjüngenden Befestigungsflansch (5) bereitgestellt wird und b) die Verstärkungsfasern (11) so auf dem Befestigungsflansch (5) abgelegt werden, dass die Gesamtdicke von Flansch (5) und mindestens einer Faserlage weitgehend konstant ist.
12. Triebwerk-Gehäuseelement aus Faserverbundmaterial mit einem integriertem metallischen Anschlusselement, aufweisend – ein in axialer Richtung längserstrecktes Triebwerk-Gehäuseelement (1) aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial (10), – ein metallisches Anschlusselement (4) aufweisend: • mindestens einen am Triebwerk-Gehäuseelement (1) anliegenden und in axialer Richtung mit diesem überlappenden Befestigungsflansch (5), • mindestens ein Mittel zur Befestigung an einem Flugzeugrumpf (7), dadurch gekennzeichnet, dass – aus dem Befestigungsflansch (5) Verbindungselemente (8) im Wesentlichen senkrecht auskragen, – die Verbindungselemente (8) das Triebwerk-Gehäuseelement (1) zumindest teilweise durchdringen und – Fasern (11) des Faserverbundmaterials (10) um die Verbindungselemente (8) herumgeführt sind.
13. Triebwerk-Gehäuseelement nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass – das Triebwerk-Gehäuseelement (1) als ein Turbinenaußengehäuse (2) mit einem, in axialer Richtung längserstreckten und im wesentlichen zylinderförmigen Gehäusekörper aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial (10) und – der Befestigungsflansch (5) als mindestens ein zum zylinderförmigen Gehäusekörper koaxiales, an diesem anliegendes und in axialer Richtung mit diesem überlappendes Zylinderflächensegment ausgebildet ist, – das Anschlusselement (4) mindestens ein außerhalb des Gehäusekörpers mit dem Zylinderflächensegment verbundenes ringförmiges Element (6) und – mindestens ein Mittel zur Befestigung des ringförmigen Elements an einem Flugzeugrumpf (7) aufweist.
14. Triebwerk-Gehäuseelement nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass – das Triebwerk-Gehäuseelement (1) als ein Fan-Gehäuse (3) mit einem, in axialer Richtung längserstreckten und im wesentlichen zylinderförmigen Gehäusekörper aus mindestens einer Lage Faserverbundmaterial (10) ausgebildet ist und – das Anschlusselement (4) mindestens ein Mittel zur Befestigung an einer Engine Mount Structure (EMS) oder einem Zwischengehäuse (4.2) aufweist oder als eine solche/ als ein solches ausgebildet ist.
15. Verwendung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 11 zur Herstellung eines Triebwerk-Gehäuseelements (1) mit integriertem metallischem Anschlusselement (4).

Images