DE3115791A1

DE3115791A1 - Verbindungskonstruktion fuer fachwerkelemente von flugzeug-zellen oder -fluegeln o.dgl. aus verbundmaterialien auf faserbasis und verfahren zu ihrer herstellung

Info

Publication number: DE3115791A1
Application number: DE19813115791
Authority: DE
Inventors: Ernie F. 89431 Sparks Nev. Loyek
Original assignee: Lear Fan Corp
Current assignee: Lear Fan Corp
Priority date: 1980-04-21
Filing date: 1981-04-18
Publication date: 1982-08-12
Also published as: GB2074117B; CA1177459A; IT8167534A0; GB2074117A; JPS5734944A; IT1143497B

Description

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Die Erfindung betrifft.eine Verbindungskonstruktion für sich schneidende Verbundmaterial-Strukturelemente auf Faserbasis von Flugzeug-Fachwerken o.dgl. sowie ein Verfahren zur Herstellung dieser Verbindungskonstruktion.

Verbundmaterialien auf Faserbasis werden dem Stand der Technik gemäß seit längerer Zeit verwendet. Diese Verbundmaterialien besitzen eine Vielzahl relativ dünner Fasern zur Verstärkung eines ausgehärteten Kunststoffes, der die Fasern weitgehend umschließt und zusammenhält. Ferner ist dem Stand der Technik gemäß bekannt, daß die Festigkeit faserverstärkter Verbundmaterialien in Faserrichtung am größten ist. Demgemäß wurden in der Vergangenheit faserverstärkte Verbundmaterialien erzeugt, in denen alle Fasern parallel zu einander in einer Richtung angeordnet sind. Diese faserverstärkten Verbundmaterialien werden im folgenden als ausgerichtete Verbundmaterialien bezeichnet.

Eine Haupteigenschaft der ausgerichteten faserverstärkten Verbundmaterialien ist ihre bereits erwähnte Anisotropie. D.h., diese Verbundmaterialien besitzen eine relativ große Festigkeit gegenüber Kräften, die weitgehend in Richtung der Fasern wirken. Jedoch ist die Festigkeit der ausgerichteten faserverstärkten Verbundmaterialien gegenüber Kräften, die senkrecht zur Faserrichtung wirken, wesentlich geringer. Dies ergibt sich aus der Tatsache, daß die parallel zueinander angeordneten Fasern des

Verbundmaterials lediglich durch das ausgehärtete Kunstharz zusammengehalten werden. Diese dem Stand der Technik gemäßen Yerbundmaterialien oder Strukturen sind demgemäß besonders verletzbar durch Kräfte, die die Fasern in einer Richtung senkrecht zur Richtung der Fasernlage auseinander zu ziehen versuchen. Nichts desto weniger haben Verbundmaterialien und insbesondere glasfaserverstärkte Kunststoffe (Fiberglas) dem Stand der Technik gemäß verschiedene Anwendungsgebiete gefunden, in denen ein Strukturmaterial relativ geringen Gewichtes jedoch hoher Festigkeit erwünscht war.

Die kürzliche Entwicklung ausgerichteter Verbundmaterialien mit Graphit- oder andern Fasern hoher Festigkeit hat den Einsatz verstärkter Verbundmaterialien im Flugzeugzellenbau ermöglicht. Insbesondere werden ausgerichtete Verbundmaterialien aus Graphit- oder anderen Fasern hoher Festigkeit verstärktem Epoxydharzen, zumindest in begrenztem Umfang, für Streben und Fachwerkelemente von Flugzeugzellen und Rippen und Tragholme von Flugzeugflügeln verwendet. Ein wesentlicher Nachteil der dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugzellenkonstruktion ist, daß an der Schnittstelle zweier Fachwerkelemente ein Fachwerkelement mit einem Auschnitt für das andere Fachwerkelement versehen werden muß. Ein Ausschnitt in einem Fachwerkelement reduziert jedoch seine Festigkeit. Dadurch müssen in dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugzellen-Fachwerken zusätzliche Verstärkungselemente vorgesehen werden, um die beiden Fachwerkelemente an ihrer Schnittstelle miteinander zu verbinden.

Das Prinzip der dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugzellen-Fachwerkkonstruktion mit den o.g. Verstärkungselementen ist in Fig. 1 und 2 schematisch dargestellt. Fig. 1 zeigt z.B. eine in Flugzeug-Längsrichtung verlaufende, mit einem Ausschnitt ausgerüstete Strebe einer Flugzeugzelle und ein anderes in Flugzeug Querrichtung verlaufendes Fachwerkelement der Flugzeugzelle. Die Notwendigkeit in einem der Fachwerkelemente einen Auschnitt vorzusehen, wenn sich zwei Fachwerkelemente "schneiden" oder "den gleichen Raum beanspruchen" ist nicht auf den Flugzeugbau beschränkt. Ein ähnliches Problem tritt im Bootsbau, im Fahrzeugrahmenbau, bei Gebäuden usw. auf. Es ist offensichtlich, daß das dem Stand der Technik gemäße Vorsehen von geeignet angeordneten Ausschnitten und das Anbringen der erforderlichen Verstärkungselemente oder Klammern zeitraubend ist und einen wesentlichen Anteil zu den Gesamtfertigungskosten beiträgt.

Obwohl die dem Stand der Technik gemäße Anwendung ausgerichteter Verbundmaterialien hoher Festigkeit und relativ geringen Gewichtes gewisse Vorteile bringt, hat bisher ein insgesamt neuartiges, vorteilhaftes Verfahren bzw. eine neuartige, vorteilhafte Verbindungskonstruktion zum Verbinden zweier sich schneidender Fachwerkelemente miteinander gefehlt. Fig. 1 zeigt insbesondere, daß in dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugzellen-Fachwerke o.a. Fachwerkkonstruktionen eines der Fachwerkelemente mit einem Ausschnitt ausgerüstet ist, wie es im konventionellen Stahlbau üblich ist. Die Befestigung von zusätzlichen Verstärkungselementen oder Klammern kann jedoch anstelle von Schweißverbindungen, Nieten, Schrauben oder Bolzen einer konventionellen Stahlbaukonstruktion durch Kleber auf Harzbasis erfolgen.

Demgemäß besteht ein dringender Bedarf für die erfindungsgemäße, neuartige Verbindungskonstruktion hoher Festigkeit sowie das erfindungsgemäße Verfahren zur Herstellung der Verbindung zwischen zwei oder mehreren sich weitgehend schneidenden Strukturelementen aus Verbundmaterial.

Demgemäß ist es Aufgabe der Erfindung eine Verbindungskonstruktion hoher Festigkeit von zwei oder mehreren Strukturelementen einer Flugzeug-Fachwerkkonstruktion o.dgl. vorzuschlagen, deren Strukturelemente aus einem Verbundmaterial bestehen.

Ferner ist es Aufgabe der Verbindung, eine Verbindungskonstruktion hoher Festigkeit von zwei oder mehreren Verbundmaterial-Elementen einer Flugzeug-Fachwerkkonstruktion o.dgl. miteinander vorzuschlagen, in der die Festigkeit eines der Strukturelemente durch einen Ausschnitt reduziert wird.

Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, eine Verbindungskonstruktion hoher Festigkeit von zwei oder mehreren Verbundmaterial-Strukturelementen einer Flugzeug-Fachwerkkonstruktion o.dgl. miteinander vorzuschlagen, die eine weitgehend gleichmäßige Lastverteilung und Kraftübertragung in mehrere Richtungen relativ zur Verbindungsstelle gestattet.

Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, eine Verbindungskonstruktion zweier oder mehrer Verbundmaterial-Strukturelemente einer Flugzeug-Fachwerkkonstruktion o.dgl. miteinander vorzuschlagen, die sich leicht mit den Verbundmaterial-Strukturelementen verbinden läßt und integrales Bestandteil der miteinander verbundenen Verbundmaterial-Struktur elemente wird.

Zur Lösung dieser Aufgabe schlägt die Erfindung ein erstes Faserbündel, das mit einem zweiten Faserbündel weitgehend an der Stelle verwoben ist, an der sich ein erstes und ein zweites Strukturelement miteinander schneiden vor. Jedes Bündel besitzt mehrere weitgehend parallel zueinander angeordnete Graphitfasern o.dgl. hoher Festigkeit, die zur Verwendung in einem hochfesten Verbund-Strukturmaterial geeignet sind. Falls gewünscht, kann ein drittes Bündel gleicher Fasern weitgehend senkrecht zu den Fasern des ersten und des zweiten Bündels an dieser Stelle mit dem ersten und dem zweiten Bündel verwoben werden. Das dritte Faserbündel kann Bestandteil eines dritten Strukturelementes sein. Alle Fasern sind durch ein geeignetes ausgehärtetes Kunstharz verstärkt, so daß sie ein hochfestes Verbundmaterial-Verbindungselement bilden, in dem sich das erste Faserbündel in der Hauptrichtung des ersten Strukturelementes und das zweite Faserbündel in der Hauptrichtung des zweiten Strukturelementes erstreckt. Das Verbindungselement kann mittels eines Kunstharzklebers mit dem ersten und dem zweiten Strukturelement verspleißt sein oder alternativ aus integralen Bestandteilen des ersten und des zweiten Strukturelementen bestehen.

Die Erfindung ist nachstehend anhand der in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsformen beschrieben. In den Zeichnungen sind gleiche Teile durch gleiche Bezugszahlen gekennzeichnet. Es zeigt:

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht eines Teils einer Flugzeugzelle, in der eine Strebe und ein Fach~ werkelement dem Stand der Technik gemäß miteinander verbunden sind;

Fig. 2 eine perspektivische Ansicht eines Teils eines Flugzeugflügels, in dem ein Holm und eine Rippe dem Stand der Technik gemäß miteinander verbunden sind;

Fig. 3 eine perspektivische Ansicht einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Prinzips zur Verbindung von 2 sich schneidenden ausgerichteten Verbundmaterial-Strukturelementen auf Faserbasis;

Fig. 4 eine schematische perspektivische Ansicht einer weiteren Ausführungsform des erfindungsgemäßen Prinzips zur Verbindung von zwei sich schneidenden ausgerichteten Verbundmaterial-Strukturelementen auf Faserbasis miteinander;

Fig. 5 eine schematische perspektivische Teilansicht einer Flugzeugzelle deren Haut teilweise aufgebrochen ist, um schematisch die erfindungsgemäß miteinander verbundenen Fachwerk-Elemcnte und Streben zu zeigen;

Fig. 6 eine schematische perspektivische Teilansicht eines Flugzeugflügels, dessen Haut aufgebrochen ist, um schematisch die erfindungsgemäß miteinander verbundenen Struktur-Elemente zu zeigen;

Fig. 7 eine schematische perspektivische Ansicht von sechs miteinander verspleißten kreuzförmigen Verbundmaterial-Strukturelementen, von denen jedes eine weitgehend kreuzförmige Verbindung mit einem anderen Strukturelement besitzt, die gem. der Erfindung hergestellt worden ist.

Anhand der Zeichnungen wird nachstehend die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung beschrieben. Mittels der beschriebenen Ausführungsformen läßt sich die Erfindung am besten in einer kommerziellen Umgebung erläutern; es ist jedoch offensichtlich, daß zahlreiche Modifikationen innerhalb der erfindungsgemäßen Parameter möglich sind.

Fig. 1 und 2 zeigen eine dem Stand der Technik gemäße Flugzeugzelle bzw. einen dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugflügel. Diese Figuren werden nachstehend im Vergleich zu der in den restlichen Figuren dargestellten erfindungsgemäßen Flugzeugzellenkonstruktion bzw. erfindungsgemäßen Flugzeugflügelkonstruktion erläutert. Fig. 3 zeigt eine schematische perspektivische Ansicht einer dreidimensionalen kreuzförmigen erfindungsgemäßen Struktur oder Verbindungskonstruktion 12 zweier Strukturelemente. Jedes der beiden Strukturelemente besteht aus einem ausgerichteten faserverstärktem Verbundmaterial; sie sind entsprechend dem erfindungsgemäßen neuartigen Prinzip miteinander verbunden.

Vie bereits kurz beschrieben, besitzt ein ausgerichtetes Verbundmaterial auf Faserbasis eine Vielzahl relativ dünner Fasern, die in Längsrichtung angeordnet sind, d.h. relativ zueinander parallel, und ein geeignetes ausgehärtetes Kunstharz, das die Fasern weitgehend umhüllt und sie zusammenhält. Die dem Stand der Technik gemäße Auslegung und Fertigung raserverstärkter Verbundmaterialien ist bereits auf einem relativ fortgeschrittenen Stand. Daher ist die folgende knappe allgemeine Beschreibung der faserverstärkten Verbundmaterialien und des Verfahrens zu ihrer Herstellung nur zur Erleichterung des Verständnisses des erfindungsgemäßen Prinzips und zur Erläuterung der neuartigen Eigenschaften der Erfindung gedacht.

Kurz gesagt sind Glas-, Graphit-, Kohle-, Bor- und Kevlar-Fasern geeignete Fasern zur Herstellung hochfester ausgerichteter Verbundmaterialien. (Kevlar ist der Handelsname der E.I. Dupont; er wird hier verwendet, um die Quelle gewisser Fasermaterialien zu kennzeichnen). Die Erfindung ist auf jedes der o.g. und auch auf andere Fasermaterialien anwendbar, obwohl die Verwendung von Glasfasern für die Herstellung hochbelasteter Flugzeugkomponenten im allgemeinen nicht bevorzugt wird. Im allgemeinen besitzen zur Herstellung verschiedener Strukturelemente' verwendete Fasern und insbesondere Graphitfasern einen Durchmesser von ungefähr 0,075 mm; und jede dieser Fasern ist selbst eine Kombination einer Vielzahl dünner Unterfasern.

Zur Herstellung eines Strukturelementes einer vorgegebenen Dimension wird ein Bündel von Fasern derart positioniert, daß die Längsachsen der Fasern parallel zueinander angeordnet sind. Dann wird ein geeignetes organisches Harz auf die Fasern aufgebracht, das seinen vollständig polimerisierten oder vollständig ausgehärteten Zustand noch nicht erreicht hat. Danach wird das Harz durch Wärmeeinwirkung, und in einigen Fällen durch hohen Druck vollständig polymerisiert oder ausgehärtet. Ein bedeutender Faktor, der die Wahl des richtigen Harzes für eine gegebene Anwendung bestimmt, ist die Fasernart selbst. Ein mit der Fertigungstechnik faserverstärkter Verbundmaterialien Vertrauter ist in der Lage, für eine gegebene Faserzusammensetzung das richtige Harz auszuwählen. Im allgemeinen werden Kunststoffe auf Epoxydharzbasis für Graphit- und andere hochfeste Fasern verwendet, obwohl das erfindungsgemäße Prinzip auf jede Faser- und Harz-Kombination anwendbar ist. Üblicherweise wird der abschließende Polimerisations- oder -Aushärt-Schritt des Verbundmaterials bei 120 - 175 ⁰C in 0,5 - 3 Stunden durchgeführt. Die exakten Parameter des o.g. Aushärtschrittes sind natürlich von den tatsächlichen Eigenschaften der Fasern und den ch.emisch.en Eigenschaften des als Bindematerial verwendeten Harzes abhängig. Das erfindungsgemäße Prinzip ist in keiner Weise durch die physikalischen Parameter des Aushärtschrittes eingeschränkt.

Oft erfolgt die Anordnung des Bündels paralleler Fasern in Form eines relativ dünnen Bandes; mehrere dieser Bänder können im Aushärtschritt miteinander verbunden werden, um ein Strukturelement zu bilden. Eine bedeutende Eigenschaft und ein Hauptvorteil der faserverstärkten Verbundmaterialien und insbesondere der graphitfaser-verstärkten

Verbundmaterialien ist, daß sie in Richtung der Fasern eine sehr hohe Festigkeit bei relativ niedrigem Gewicht besitzen.

Erfindungsgemäß werden insbesondere graphitfaser-verstärkte Verbundmaterialien für die Fertigung von Flugzeug-Strukturelementen bevorzugt, da diese Materialien eine strukturelle Integrität besitzen, die ebenso groß oder größer als die von Stahl ist, während das Gewicht dieser Materialien beträchtlich geringer als das von Stahl ist. Andererseits ist ein ernsthafter Nachteil faserverstärkter Verbundmaterialien ihr anisotropes Verhalten; mit anderen Worten, diese Materialien besitzen eine wesentlich geringere strukturelle Integrität gegenüber Kräften, die nicht in Faserrichtung wirken. Wie nachstehend beschrieben, wird dieser Nachteil durch das erfindungsgemäße Prinzip an den Schnittstellen zweier oder mehrerer Verbundmaterial-Strukturelemente behoben, an der der durch die Anisotropie bedingte Nachteil am wenigsten toleriert werden kann.

Anhand Fig. 3 wird das Grundprinzip der neuartigen erfindungsgemäßen Verbindungskonstruktion 12 im Detail erläutert. Fig. 3 zeigt drei senkrecht aufeinander stehende Achsen x, y und ζ eines dreidimensionalen Koordinatensystems. Erfindungsgemäß ist ein erstes weitgehend längliches Strukturelement 14 (in Fig.3 nicht dargestellt) weitgehend entlang der x-Achse und ein zweites weitgehend längliches Strukturelement (in Fig. 3 nicht dargestellt) weitgehend entlang der y-Achse angeordnet; dem ersten Strukturelement 14 entspricht ein erstes Faserbündel 18 und dem zweiten Strukturelement 16 entspricht ein zweites Faserbündel 19· Das erste Strukturelement 14 kann eine Strebe einer

Flugzeugzelle 20 eines Flugzeuges 22 und das zweite Strukturelement 16 kann ein Fachwerkelement der Flugzeugzelle 20 des Flugzeuges 22 gemäß Fig.5 sein.

Fig. 1 zeigt eine Strebe 24 und ein Fachwerkelement einer dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugzelle.· Aus Fig. 1 ist ersichtlich, daß an der Schnittstelle zwischen der Strebe 24 und dem Fachwerkelement 26 die Strebe 24 einen Ausschnitt zur Aufnahme des Fachwerkelementes 26 besitzt. Um die strukturelle Festigkeit nicht zu reduzieren und um eine Übertragung der verschiedensten Kräfte von der Strebe 24 und dem Fachwerkelement 26 aufeinander zu gewährleisten, sind dem Stand der Technik gemäß mehrere Verstärkungselemente oder Klammern 28 vorgesehen. Die Klammern 28 sind an der Strebe 24 und dem Fachwerkelement 26 dem Stand der Technik durch Schweißverbindung oder eine andere dem Stand der Technik gemäße konventionelle Befestigungsart befestigt. Eine Flugzeugzellenhaut 30 ist an der Strebe 24 und dem Fachwerkelement 26 befestigt.

Gemäß Fig. 3 ist bei der erfindungsgemäßen Verbindungskonstruktion 12 das erste dem ersten Strukturelement und damit dem Fachwerkelement 26 der Fig. 1 entsprechende Faserbündel 18 unmittelbar mit dem zweiten Faserbündel 19 verwoben. In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird das Verweben so durchgeführt, daß jede Faser des ersten in Richtung der x-Achse angeordneten Faserbündels 18 zwischen 2 Fasern des zweiten in Richtung der y-Achse angeordneten Faserbündels 19 durchläuft. Das gleiche gilt für die Faserndes zweiten Faserbündels 19; d.h. jede Faser des zweiten Faserbündels 19 ist zwischen zwei Fasern des ersten Faserbündels 18 angeordnet. Das zweite Faserbündel 19 entspricht dem zweiten Strukturelement 16 und damit der Strebe 24 der Fig.

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Zur weiteren Erhöhung der strukturellen Festigkeit der miteinander verbundenen ersten und zweiten Strukturelemente 14 und 16 ist ein drittes Faserbündel 32 mit dem ersten und dem zweiten Fasernbündel 18 und 19 verwoben. Die Fasern des dritten Faserbündelε 32 sind in Richtung der z-Achse angeordnet. Damit liegen diese Fasern senkrecht zu den allgemeinen Längsachsen der Fasern des ersten und des zweiten Faserbündels 18 und 19. Die Fasern des dritten Faserbündels 32 können Teil eines dritten Strukturelementes (nicht dargestellt) sein oder sie sind nur, und sind es üblicherweise auch, vorgesehen, um der kreuzförmigen Yerbindungskonstruktion 12-zusätzliche strukturelle Integrität zu verleihen. Diese zusätzliche strukturelle Integrität ist besonders wichtig zur Aufnahme von entlang der z-Achse wirkenden Kräfte; sie eliminiert gewisse dem Stand der Technik gemäße Einschränkungen der Lastaufnahme und Kraftübertragung .

Obwohl in Fig. 3 das erste, zweite und dritte Faserbündel 18, 19 und 32 senkrecht zueinander angeordnet sind, ist offensichtlich, daß die Erfindung nicht auf diese Anordnungsart beschränkt ist. In anderen erfindungsgemäßen Ausführungsformen (nicht dargestellt) können mehrere Faserbündel unter anderen als 90 ° Winkeln relativ zueinander angeordnet sein.

Nachdem die Fasern des ersten, zweiten und dritten Faserbündels 18, 19 und 32 miteinander verwoben worden sind, wird ein geeignetes vorpolimerisiertes Harz(nicht dargestellt) auf die Verbindungskonstruktion 12 aufgebracht. Anschließend wird das Harz dem Zustand der Technik gemäß ausgehärtet. In diesem Zusammenhang sei

erwähnt, daß zum Zweck einer anschaulichen Darstellung der räumlichen Anordnung der Fasern das auf die Fasern aufgebrachte Harz in den Figuren nicht dargestellt ist. Ferner wird betont, daß die Figuren, insbesondere Figuren 3 und 4 rein schematische Darstellungen enthalten und daß die tatsächliche Anzahl der Fasern jedes der Faserbündel 18, 19 und 32 sehr groß ist, wie es in dem Stand der Technik gemäßen faserverstärkten ■Verbundmaterial-Struktur element en üblich ist.

Fig. 4 zeigt eine schematische Ansicht einer erfindungsgemäßen Ausführungsform einer kreuzförmigen Verbindungskonstruktion 34, in der jedes Faserbündel 18, 19 und 32 mehrere Faserlagen besitzt. Zum Zweck einer verständlichen Darstellung sind eine erste und eine zweite Faserlage des Faserbündels durch die Bezugszahlen 36 und 38 gekennzeichnet. Die Faserlagen der einzelnen Faserbündel sind auf die gleiche Art miteinander verwoben., wie die in Fig. 3 dargestellten einschichtigen Faserlagen.

Jedes der Faserbündel 18, 19 und 32 ist weitgehend in Richtung der zugeordneten x-, y- bzw. z-Achse angeordnet; obwohl wiederum offensichtlich ist, daß sich das erfindungsgemäße Prinzip auch auf eine Verbindungskonstruktion anwenden läßt, in der die einzelnen Faserbündel und damit die zugeordneten Strukturelemente 14 und 16 nicht in einem 90 ° Winkel zueinander angeordnet sind.

Bei der praktischen Anwendung der Erfindung ist es oft erforderlich, in einem Faserbündel mehrere Faserlagen vorzusehen, um eine Verbindung der Strukturelemente, miteinander zu erreichen, die für den Einsatz in einem Flugzeug ausreichende Festigkeit besitzt. Jede Faserlage

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ist verglichen mit ihrer Länge und Breite relativ dünn. Daher werden die Faserlagen als zweidimensional Lagen bezeichnet. Die tatsächlichen Dimensionen der Strukturelemente werden durch die besonderen Konstruktionsbedingungen des Flugzeug-Fachwerkes oder anderer Strukturen bestimmt. Bei bestimmten Ausführungsformen kann ein Strukturelement eine wesentlich geringere Anzahl von Faserschichten enthalten als ein zweites Strukturelement, das mit ihm verwoben ist.

Fig. 2 zeigt schematisch eine dem Stand der Technik gemäße Flügelkonstruktion 40. Es ist offensichtlich, daß das erste und zweite Strukturelement 14 und 16 der Fig. 3 und 4 auch einem Flügel-Holm 42 und einer Flügel-Rippe 44 entsprechen können. Die Haut 46 des Flügels kann an der erfindungsgemäßen Yerbundmaterial-Flügelstruktur durch konventionelle Mittel oder mittels eines Kunststoffklebers befestigt sein. Die Verwendung eines Kunststoffklebers entspricht dem Stand der Technik und braucht daher hier im Detail nicht beschrieben zu werden.

Fig. 5 und 6 zeigen schematisch eine Flugzeugzelle 20 und einen Flügel 40, in denen sich schneidende Fachwerkelemente 26 und Streben 24 und'sich schneidende Flügel-Holme 42 und Rippen 44 erfindungsgemäß miteinander verbunden sind. Fig. 5 und 6 zeigen, daß Dank der erfindungsgemäßen Yerbindungskonstruktion an den Schnittstellen dieser Strukturelemente keine Ausschnitte erforderlich sind. Dies steht in scharfem Gegensatz zu den dem Stand der Technik gemäßen Flugzeugζeilen- und Flügelkonstruktionen gemäß Fig. 1 und 2.

Es ist ein zusätzlicher Aspekt und ein zusätzlicher Vorteil der Erfindung, daß kreuzförmige Strukturen, wie z.B. die kreuzförmigen Strukturen 12 und 34 gemäß Fig. 3 und 4 in einer vorgefertigten Form in ein Flugzeug-Fachwerk o.dgl. eingebaut werden können. In der Fertigungstechnik faserverstärkter Verbundmaterialien ist es Standardpraxis, Verbundmaterialien in der Form eines Fasergewebes oder eines ausgerichteten Faserbandes zu verwenden, die das bindende organische Harz bereits in einer geeigneten vorpolimerisierten Form enthalten. Diese Materialien werden üblicherweise als vorimprägnierte Materialien bezeichnet. Da das endgültige Aushärten des bindenden Harzes nicht eher eintritt, als bis es einer Wärmeeinwirkung ausgesetzt wird, behalten die vorimprägnierten Verbundmaterialien üblicherweise ihren unausgehärteten Zustand über eine längere Zeitperiode bei, insbesondere, wenn sie bei Temperaturen unterhalb der Umgebungstemperatur gelagert werden.

Dadurch ist es möglich, entsprechend der Erfindung mehrere Teile eines Flugzeugfachwerkes o. dgl. aus Verbundmaterialien in einem vorimprägnierten Zustand zu fertigen. Fig. 7 zeigt z.B. schematisch drei Teile 48 einer Strebe 24 einer Flugzeugzelle 20 wobei an jedem Teil 48 bereits zwei Teile 52 eines Fachwerkelementes 26 mittels der oben beschriebenen verwobenen Vorbundstruktur befestigt sind. Jeder Teil der Strebe 2h und den Fachworkelemenieji 26 sind im vorimprägnierten Zustand. Sie werden während der Fertigung des Flugzeugfachwerkes mit*Hilfe eines Kunststoffklebers (nicht dargestellt) und mit Hilfe konventioneller Spleißplatten 54 gemäß Fig. 7 miteinander verspleißt. Nach dem Spleißen wird das ganze Flugzeugfachwerk oder ein geeignet ausgewählter Teil davon in einem Autoklaven oder einem Ofen

* ♦ ♦

(nicht dargestellt) endgültig ausgehärtet. Während dieses abschließenden Aushärtschrittes kann auch das erforderliche Aushärten des Kunststoffklebers vorgenommen werden.

Im Vorangegangenen wurde eine neuartige, hochfeste Verbindungskonstruktion für Strukturelemente aus ausgerichteten faserverstärkten Verbundmaterialien beschrieben. Die neuartige Verbindungskonstruktion ist in der Lage, dem Stand der Technik gemäße Einschränkungen einer gleichmäßigen Lastverteilung zu eliminieren. Die beschriebenen erfindungsgemäßen Ausführungsformen lassen sich auf die manigfaltigsten Arten modifizieren.

Claims

LEAR FAN CORP. (U. S.), eine Gesellschaft nach den Gesetzen des Staates Delaware, P. O. Box 60000, Reno, Nevada, 89506 (U. S. A.) materialien auf Faserbasis und Verfahren zu ihrer A_n s_p__r_ü c_h_e

1. Verbindungskonstruktion hoher Festigkeit aus einem Verbundmaterial für mindestens ein erstes Strukturelement und ein zweites Strukturelement dadurch gekennzeichnet, daß ein erstes Faserbündel (18) mehrere parallel zueinander angeordnete, sich in einer ersten Richtung (x) erstreckende Fasern besitzt; daß ein zweites Faserbündel (19) mehrere parallel zueinander angeordnete, sich in einer zweiten Richtung (y) erstreckende Fasern besitzt; daß das zweite Faserbündel (19) das erste Faserbündel (18) weitgehend schneidet;

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daß die Fasern des ersten Faserbündels (18) und des zweiten Faserbündels (19) an der' Schnittstelle des ersten und des zweiten Faserbündels (18, 19) weitgehend miteinander verwoben sind; daß die Faserbündel (18, 19) weitgehend entlang ihrer gesamten Länge mit einem geeigneten verstärkendem Harz ausgerüstet sind; daß das durch das Harz gebundene erste Faserbündel (18) das erste Strukturelement (14) und daß durch das Harz gebundene zweite Faserbündel (19) das zweite Strukturelement (16) bildet; und daß das erste und das zweite Faserbündel (18,19)zur Herstellung der hochfesten Verbindung (12, 34) des ersten mit dem zweiten Strukturelement (14, 16) durch das Harz fest miteinander verbunden sind.

2. Verbindungskonstruktion nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, daß sich das erste Faserbündel (18) und das zweite Faserbündel (19) weitgehend unter einem 90 ° Winkel miteinander schneiden.

3. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche

1 und 2 dadurch gekennzeichnet, daß ein drittes mit dem geeigneten Harz verstärktes Faserbündel (32) mindestens an der Schnittstelle des ersten Faserbündels (18) mit dem zweiten Faserbündel (19) mit dem ersten und dem zweiten Faserbündel (18, 19) verwoben ist.

4. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche

1 bis 3 dadruch gekennzeichnet, daß das dritte Faserbündel (32) relativ zu der ersten und zweiten Richtung (x, y) weitgehend in einem 90 ° Winkel angeordnet ist.

5. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche

1 bis 4 dadurch gekennzeichnet, daß das dritte Faserbündel (32) der Verbindungskonstruktion (12, 34) eine zusätzliche strukturelle Verstärkung verleiht, so dnü die Verbindungskonütruktion (12, 34) relativ zu den Strukturelementen (14, 16) in verschiedenen Richtungen wirkende, relativ große Kräfte übertragen kann.

6. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche

1 bis 5 dadurch gekennzeichnet, daß jedes Faserbündel (18, 19, 32) mehrere Faserlagen (36, 38) besitzt.

7. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche 1 bis 6 dadurch gekennzeichnet, daß die Fasern aus einer bestehenden Gruppe von Kohle-, Graphit-, Kevlar-, Glas- und Borfasern ausgewählt sind.

8. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche 1 bis 7 dadurch gekennzeichnet, daß jede Faser einen Durchmesser von ungefähr 0,025 mm hat; und daß jede Faser aus einer Mehrzahl dünner Unterfasern besteht.

9. Verbindungskonstruktion nach einem der Ansprüche

1 bis 8 dadurch gekennzeichnet, daß jedes Faserbündel (18, 19) eine Vielzahl weitgehend zweidimensionaler Faserschichten (36, 38) besitzt; und daß die Faserschichten (36, 38) jedes Faserbündels (18, 19) weitgehend parallel zueinander angeordnet sind.

10. Flugzeug-Fachwerkkonstruktion o.dgl. dadurch gekennzeichnet, daß mindestens ein erstes und ein zweites sich miteinander schneidendes Strukturelement (14, 16) durch die Verbindungskonstruktion gemäß einem der Ansprüche 1 bis 9 miteinander verbunden sind; und daß das erste Faserbündel (18) einen ersten Teil des ersten Strukturelementes (14) und das zweite Faserbündel (19) einen ersten Teil des zweiten Strukturelementes (16)

bildet; und daß in der Yerbindungskonstrixktion keine wesentliche Unterbrechung der Kontinuität der Pasern des ersten und des zweiten Strukturelementes (14, 16) auftritt.

11. Flugzeugfachwerk nach Anspruch 10 dadurch gekennzeichnet, daß das erste Strukturelement (14) eine Strebe (26) und das zweite Struktur element (16) ein Fachwerkelement (24) einer Flugzeugzelle ist.

12. Flugzeugfachwerk nach einem der Ansprüche 10 oder 11 dadurch gekennzeichnet, daß das erste und das zweite Faserbündel (18, 19) mit einem zweiten Teil der Strebe (24) bzw. des Fachwerkelementes (26) bildenden Fasern verspleißt sind.

13. Flugzeugfachwerk nach einem der Ansprüche 10 bis 12 dadruch gekennzeichnet, daß das erste Strukturelement (14) eine Rippe (44) und das zweite Strukturelement (16) ein Holm (42) eines Flugzeugflügels (40) oder eines Leitwerks ist.

14. "Verfahren zum Herstellen einer Yerbindungskonstruktion gemäß einem der Ansprüche 1 bis 13 zwischen einem ersten und einem zweiten weitgehend länglichen Strukturelement aus dem Yerbundmaterial, wobei sich das erste und das zweite Strukturelement relativ zueinander in unterschiedliche Richtungen erstrecken dadurch gekennzeichnet, daß in einem ersten Yerfahrensschritt ein erstes, einen Teil des ersten Strukturelementes (14) bildendes und sich weitgehend in der gleichen Richtung wie das erste Strukturelement (14) erstreckendes Bündel (18) weitgehend"paralleler Fasern mit einem zweiten einen Teil des zweiten Struktur-

elementes (16) bildendes, sich weitgehend in der gleichen Richtung wie das zweite Strukturelement (16) erstreckenden Bündels (19) weitgehend paralleler Fasern verwoben wird; daß in einem zweiten Verfahrensschritt ein geeignetes verstärkendes Harz auf das erste und das zweite Faserbündel (18, 19) einschließlich der Verwebungsstelle der Faserbündel (18, 19) miteinander aufgebracht wird; und daß in einem dritten, letzten Verfahrensschritt das Harz ausgehärtet wird.

15· Verfahren nach Anspruch 15 dadurch gekennzeichnet, daß in einem zusätzlichen Verfahrensschritt ein relativ zu dem ersten und dem zweiten Faserbündel (18, 19) senkrecht angeordnetes drittes Faserbündel (32) mit dem ersten und dem zweiten Faserbündel (18, 19) verwoben wird.

16. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 oder 15 dadurch gekennzeichnet, daß mindestens eines des ersten und des zweiten Faserbündels (18, 19) mit einem anderen Teil des ersten bzw. zweiten Strukturelementes (14, 16) verspleißt wird.

17. Verfahren nach Anspruch 16 dadurch gekennzeichnet, daß während des Spleißschrittes ein geeigneter Kunstharzkleber auf mindestens eines der Faserbündel (18, 19) und den anderen Teil des entsprechenden Strukturelementes (14, 16) aufgebracht wird; und daß der Kunstharzkleber ausgehärtet wird.

18. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 bis 17 dadurch gekennzeichnet, daß das erste und das zweite Strukturelement (14, 16) ein Teil eines Flugaeugfachwerke s sind.