DE3913561C2

DE3913561C2 -

Info

Publication number: DE3913561C2
Application number: DE3913561A
Authority: DE
Inventors: Siegfried Dipl.-Ing. 7777 Salem De Roth; Hans-Wolfgang Dr.Rer.Nat. 7997 Immenstaad De Schroeder; Norbert Dipl.-Ing. Himmel; Werner Dr.-Ing. Poenitzsch; Wolfgang Dipl.-Ing. 7990 Friedrichshafen De Uhse
Original assignee: Dornier Luftfahrt GmbH
Current assignee: Fairchild Dornier GmbH
Priority date: 1989-04-25
Filing date: 1989-04-25
Publication date: 1992-03-05
Also published as: DE3913561A1

Description

Die Erfindung betrifft eine tragende Struktur für Luft- oder Raumfahrzeuge nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Bei Fluggeräten, die im Überschallbereich oder im Hyperschallbereich fliegen, wie z.B. wiedereintrittsfähige Raumgleiter, treten hohe Erwärmungen der Außenhaut (bis ≈700°C) auf. Die Wärmeausdehnung führt zu unerwünschten Deformationen, die nur mit hohem konstruktiven Aufwand - wenn überhaupt - gelöst werden können; eine Unterdrückung der Wärmeausdehnung bewirkt Thermalspannungen, die konstruktiv beherrschbar sind. Als Schutz gegen eine Überhitzung werden bisher ablative, abschmelzende Strukturen (Gemini, Apollo) oder vorgesetzte einzelne keramische Fliesen (Space-Shuttle) eingesetzt. Ablative Strukturen kommen für ein wiederverwendbares System nur sehr bedingt in Betracht. Fliesen haben den Nachteil eines hohen Gewichtes. Sie bilden zudem keine tragende Schale, da sie mit Dehnfugen verlegt sind.

Aus der US-PS 43 44 591 sind leichte, metallische Fliesen bekannt, die ebenfalls nicht mittragen.

Aus der US-PS 47 06 912 ist eine tragende Struktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs bekannt, die aus einer äußeren Schicht aus einem keramikfaserverstärkten Kunststoff und einer inneren Schicht aus kohlefaserverstärktem Kunststoff besteht. Beim Wiedereintritt des Fluggeräts in die Atmosphäre schmilzt ein Teil der äußeren Schicht, was die Zahl der Einsätze stark reduziert. Dieser Gegenstand bildet den Oberbegriff des Anspruchs 1.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Struktur vorzuschlagen, die den auftretenden Temperaturdifferenzen standhält, wozu erschwerend hinzu kommt, daß im Inneren des Flugzeugs eventuell auch tief gekühlte verflüssigte Gase (flüssiger Wasserstoff bei ca. -260°) aufbewahrt werden muß.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst von einer tragen den Struktur mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Ausführungen der Erfindung sind Gegenstände von Unteransprüchen.

Erfindungsgemäß wird vom bisherigen Konzept, das eine tra gende Struktur und aufgesetzte Bauelemente zur Isolation vorsieht, abgegangen. Die Struktur wird erfindungsgemäß auch als Hitzeschild verwendet, was dadurch gelingt, daß Materialien mit einem thermischen Ausdehnungskoeffizienten nahe 0 eingesetzt werden. Dadurch werden Dehnfugen oder ähnliche Konstruktionen, die eine Längenänderung eines Bauteils gegenüber den anderen Bauteilen ermöglichen, überflüssig.

Die erfindungsgemäße Struktur besteht aus mehreren Schich ten, wobei die äußere Schicht bevorzugt eine keramische, glasförmige, metallische oder polymere Bettungsmasse auf weist. Die inneren Schichten bestehen aus faserverstärkten Kunststoffen, aus eigenverstärkten Kunststoffen, aus Flüs sigkristallpolymeren oder polymeren Materialien, deren Glasübergangstemperatur unter 0°C liegt und die ihre mecha nische Tragfähigkeit durch eine Abkühlung unterhalb der Glasübergangstemperatur erhalten haben. Allen verwendeten Schichten ist gemeinsam, daß die thermischen Ausdehnungs koeffizienten der Einzelschichten durch Materialauswahl und Faserauswahl auf Werte nahe 0, speziell auf Werte <0,5×10^-6 1/K betragen.

In einer Ausführungsform werden eine oder mehrere Isola tionsschichten zwischen die einzelnen faserverstärkten Schichten eingebettet. Diese Ausführung ist insbesondere dann günstig, wenn an der Innenwand der tragenden Struktur ein tiefsiedendes verflüssigtes Gas, wie flüssiger Wasser stoff, lagert.

Als Isolationsschicht können die üblichen Isoliermateria lien Verwendung finden, es kann aber auch vorgesehen sein, daß Luftpolster die isolierenden Schichten bilden.

Eine Möglichkeit der Realisierung ist die Kombination von Faser- (Borfasern, Glasfasern, Aramidfasern, SIC-Fasern, Al₂O₃-Fasern oder Polyethylenfasern) und Matrixwerk stoffen mit positivem und mit negativem thermischen Aus dehnungskoeffizienten. Die Fasern sind fest in der Matrix eingelegt, so daß sowohl eine Wärmeausdehnung als auch ein Schrumpfen im jeweiligen Temperaturbereich durch die Fasern verhindert wird. Das heißt, die Fasern werden auf Zug oder Druck beansprucht und nehmen hierdurch auch die temperatur bedingten Spannungen auf. Werden die unterschiedlichen Fasertypen, die teils negative, teils positive Ausdehnungs koeffizienten haben, in entsprechender Dicke, Menge und Winkelstellung angeordnet, so wird eine Nettoausdehnung von <0,5×10^-6 1/K erreicht.

Durch die unterschiedlichen Winkelanordnungen, bei ebenen Platten z.B. 0°±20°, ±45°±20°, oder 90°±15°, kann eine be sonders günstige Aufhebung von Druck- und Zuganteilen erreicht werden.

Die Schichtdicke des jeweiligen Werkstoffsystems ist je nach Anforderungsprofil unterschiedlich ausführbar.

In einer Ausführungsform können metallische Zwischenschich ten oder metallische Beschichtungen vorgesehen sein, die den Stoffdurchgang nochmals verringern.

Die Erfindung wird anhand einer Figur näher erläutert.

Die Figur zeigt eine Ausführung einer tragenden Struktur bestehend aus den Schichten 1, 2 und 3. Schicht 1 befindet sich an der Außenseite, Schicht 3 an der Innenseite des Flugkörpers. Zwischen den Schichten 1 und 2 ist eine Hitze isolierung angebracht. Zwischen Schicht 2 und Schicht 3 be findet sich in dieser Ausführung eine Kryoisolierung.

Auf der rechten Seite der Fig. 1 sind die Temperatur bereiche angegeben, die während des Betriebes von den ein zelnen Schichten auszuhalten sind. Die bei Schicht 1 auf tretenden Temperaturen schwanken zwischen -50°C und ungefähr +700°C. Schicht 2 muß Temperaturen zwischen -100°C und +250°C aushalten, Schicht 3 ist für den Temperaturbereich von -260°C bis Raumtemperatur ausgebildet.

1. Schicht

Matrix aus keramischen Werkstoffen wie z.B. Kohlenstoff, Siliziumkarbid, aus Glaswerkstoffen, aus metallischen Werk stoffen wie z.B. Titan, Aluminium bzw. aus polymeren Duro plast- oder Thermoplastwerkstoffen; Verstärkungsfasern aus Kohlenstoff, keramischen Werkstoffen wie z.B. SiC oder Al₂O₃, Glas, organischen Materialien wie z.B. Aramid, Bor.

2. Schicht

Matrix aus duroplastischen oder thermoplastischen Polymer werkstoffen, verstärkt durch Fasern aus Kohlenstoff, kera mischen Werkstoffen wie z.B. SiC, Al₂O₃, Glas, organischen Materialien wie z.B. Aramid oder Polyethylen, Bor, bzw. bestehend aus eigenverstärkten Materialien oder Flüssig kristallpolymeren mit oder ohne Verstärkung durch die oben genannten Faserwerkstoffe.

3. Schicht

Matrix aus duroplastischen oder thermoplastischen Polymer werkstoffen, verstärkt durch Fasern aus Kohlenstoff, kera mischen Werkstoffen wie z.B. SiC, Al₂O₃, Glas, organischen Materialien wie z.B. Aramid oder Polyethylen, Bor bzw. be stehend aus eigenverstärkten Materialien oder Flüssig kristallpolymeren mit oder ohne Verstärkung durch die oben genannten Faserwerkstoffe mit einer Zwischenschicht aus einer oder mehreren dünnen Folien aus metallischen Werk stoffen oder mit einer metallischen Beschichtung mit einer Oberfläche (zum kryogenen Treibstoff hin) aus thermo plastischen oder elastomeren Werkstoffen.

Isolationsschichten

Bestehend aus stabilen Werkstoffen wie Waben, Schäumen, Aerogelen bzw. integral gefertigten Stützelementen aus faserverstärkten Verbundwerkstoffen (Matrix bestehend aus duroplastischen oder thermoplastischen Polymerwerkstoffen verstärkt durch Fasern aus Kohlenstoff, keramischen Mate rialien wie SiC, Al₂O₃, Glas, organischen Materialien wie z.B. Aramid oder Polyethylen).

Claims

1. Tragende Struktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs, insbesondere eines wiedereintrittsfähigen Raumgleiters für Fluggeschwindigkeiten im Überschall- und Hyperschallbereich, mit

- einer äußeren Struktur aus faserverstärktem Verbundwerkstoff mit keramischer, glasförmiger, metallischer oder polymerer Bettungsmasse,
- einer inneren Schicht aus faserverstärkten Kunststoffen, aus eigenverstärkten Kunststoffen, Flüssigkristallpolymeren oder polymeren Materialien mit einer Glasübergangstemperatur unter 0°C, die ihre mechanische Tragfähigkeit durch Abkühlung unterhalb der Glasübergangstemperatur erhalten,

dadurch gekennzeichnet,

- daß weitere innere Schichten vorgesehen sind,
- daß die äußere Schicht den auftretenden Temperaturen standhält und
- daß die thermischen Ausdehnungskoeffizienten der einzelnen Schichten durch Materialauswahl und Faserauswahl kleiner 0,5 · 10^-6 1/K, bevorzugt nahe 0 sind.

2. Struktur nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine oder mehrere zwischengelagerte Isolationsschichten.

3. Struktur nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, gekennzeich net durch die Kombination von Fasern und Matrixwerk stoffen mit positiven und negativen thermischen Aus dehnungskoeffizienten.

4. Struktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, ge kennzeichnet durch folgende Faseranordnungen: 0°±5°, 45±20°, 90±15°.

5. Struktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, ge kennzeichnet durch metallische Zwischenschichten oder metallische Beschichtungen.