DE60100802T2

DE60100802T2 - Verfahren zur verstärkung eines laminats z.b für die aussenhaut von flugzeugen

Info

Publication number: DE60100802T2
Application number: DE60100802T
Authority: DE
Inventors: Andrew Paul Godbehere; Stephen Williams
Original assignee: BAE Systems PLC
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2000-02-11
Filing date: 2001-02-06
Publication date: 2004-04-08
Anticipated expiration: 2021-02-07
Also published as: WO2001058680A1; AU2001233835A1; EP1263572A1; GB0003029D0; DE60100802D1; EP1263572B1; US7780808B2; ES2202274T3; ATE249921T1; US20030021958A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Verstärkung eines Laminats für die Außenhaut von Flugzeugen.
Es ist oft erwünscht, örtlich die Dicke der Flugzeughaut zu erhöhen, und zwar insbesondere um eine Verstärkung um eine Zugriffsöffnung herum anzuordnen.
1 ist ein Schnitt einer laminierten Außenhaut für ein Flugzeug, die in bekannter Weise verstärkt ist.
Gemäß 1 ist es bekannt, Verstärkungseinlagen 1 in einem laminierten Außenhaut-Abschnitt 2 unterzubringen, der aus Schichten 3 gebildet ist, um die örtliche Dicke zu verbessern. Die Einlagen, die aus Kohlenstoff-Faser-Verbundmaterialien, aus Glasfasern oder Aramid-Fasern zusammengefügt sind, werden im allgemeinen im Abstand zwischen aufeinanderfolgende Schichten 3 eingebettet, um einen verstärkten Bereich 4 zu bilden.
Dort wo die Verstärkungseinlagen 1 zwischen aufeinanderfolgende Schichten 3 eingefügt werden, werden die Mehrfachschichten wirksam vom Schwerpunkt des Hautabschnitts 2 versetzt, was nicht immer erwünscht ist. Außerdem erhöht die Trennung aufeinanderfolgender Schichten 3 durch die Verstärkungseinlagen 1 die Gefahr einer durch Abplatzen eingeführten Delaminierung des Außenhaut-Abschnitts 2.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren zur Verstärkung eines laminierten Bauteils für ein Flugzeug zu schaffen.
Gemäß einem ersten Merkmal der Erfindung betrifft diese ein Verfahren zur Verstärkung eines Laminats, beispielsweise einer Außenhaut für ein Flugzeug. Das Verfahren umfaßt die folgenden Schritte: Es werden mehrere Schichten übereinandergefügt, um ein Laminat zu schaffen; es wird ein Verbundverstärkungskörper auf einer Schicht des Laminats aufgebracht, und es werden eine oder mehrere weitere Lagen übereinandergefügt, um das Laminat zu vervollständigen und den Verbundverstärkungskörper an einer Stelle benachbart zu einer Oberfläche des fertigen Laminats zu umschließen.
Auf diese Weise braucht nur ein einziger Verbundverstärkungskörper zwischen den benachbarten Schichten angeordnet werden, anstatt mehrere Verstärkungskörper vorzusehen, von denen jeder zwischen unterschiedlichen benachbarten Schichten des Laminats zu liegen kommt. Infolgedessen werden weniger Schichten des Laminats gestuft und auf diese Weise wird das Laminat strukturell wirksamer und dies führt zu Vorteilen im Gebrauch.
Das Verfahren kann weiter den Schritt umfassen, den Verbundverstärkungskörper aus mehreren Schichten herzustellen, was vorzugsweise gleichzeitig mit der Erzeugung des Laminats in einem parallelen Prozeß geschieht. Auf diese Weise kann die Herstellungszeit vermindert werden. Der fertige Verbundverstärkungskörper kann dabei in das Laminat dann eingeführt werden, wenn dies zweckmäßig erscheint.
Gemäß einem zweiten Merkmal der Erfindung betrifft diese ein Laminat als verstärkte Außenhaut für ein Flugzeug, wobei ein Verfahren gemäß dem ersten Merkmal oder gemäß hiervon abhängigen Merkmalen benutzt wird.
Nachstehend wird ein Verfahren zur Herstellung eines Laminats für die Außenhaut eines Flugzeugs gemäß der Erfindung, unter Bezugnahme von in den 2 und 3 dargestellten Ausführungsbeispielen, beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
2 ist ein Querschnitt durch ein Laminat für die Außenhaut eines Flugzeugs, das durch das erfindungsgemäße Verfahren verstärkt ist;
3 ist ein Querschnitt durch einen laminierten Außenhaut-Abschnitt gemäß der Erfindung, mit einer darin angeordneten Zugriffsöffnung; Die Außenhaut 10 eines Flugzeug-Tragflügels ist in Form eines Laminats ausgebildet und besteht aus aufgelegten Fasern, so daß mehrere Schichten 12 gebildet werden, wobei jede Schicht jeweils in einer von verschiedenen Richtungen ausgelegt wird, beispielsweise unter 0°, unter 45° und unter –45°, wie dies bekannt ist.
Gemäß 2 wird ein Verbundverstärkungskörper 14 ebenfalls aus einer Auflage von Fasern so hergestellt, daß eine Vielzahl von Schichten 16 gebildet wird. Die Schichten 16 können so angeordnet werden, daß sie einen Verstärkungskörper 14 bilden, der allgemein nach einer inneren Oberfläche 18 der Außenhaut 10 des Tragflügels verjüngt ausgebildet ist.
Bei gewissen Anwendungen, beispielsweise wenn Eingriffsöffnungen der Außenhaut eines Flugzeug-Tragflügels verstärkt werden sollen, sind Bereiche gleicher Verbundverstärkungskörper 14 erforderlich. In einem derartigen Fall können die Verbundverstärkungskörper 14 durch einen speziell angepaßten automatischen Prozeß hergestellt werden.
Der Verbundverstärkungskörper 14 kann parallel und vorzugsweise gleichzeitig wie die Tragflügel-Außenhaut 10 des Flugzeugs hergestellt werden. Auf diese Weise kann die Vorlaufzeit bei der Herstellung der Tragflügel-Außenhaut 10 beträchtlich verkürzt werden.
Der Verbundverstärkungskörper 14 wird auf einer Schicht 12 der Tragflügel-Außenhaut 10 aufgebracht, kurz bevor das Verfahren der Auflage der Schichten für den Flugzeug-Tragflügel vollendet ist. Nachdem der Verstärkungskörper 14 an Ort und Stelle angebracht ist, wird eine oder es werden mehrere End-Schichten 12 zugefügt, um den Verbundverstärkungskörper 14 fest an seiner Stelle unter und benachbart zur inneren Oberfläche 18 der Tragflügel-Außenhaut 10 zu plazieren. Dadurch daß der Verstärkungskörper 14 wie in Verbindung mit 2 beschrieben aufgelegt wird, wird die Herstellung und Ausbildung beträchtlich vereinfacht und die hierfür erforderlichen Kosten werden vermindert und ebenso die Gefahr der Delaminierung im Vergleich zu 1. Außerdem werden weniger Lagen 12 vom Schwerpunkt der Tragflügel-Außenhaut 10 gestuft, als bei der Anordnung nach 1, wodurch die Außenhaut strukturell wirksamer wird.
Gemäß 3 ist das Auflageverfahren der Tragflügel-Außenhaut vollendet und es kann ein Zugriffsloch 20 durch den Verbundverstärkungskörper 14 und die Schichten 12 der Tragflügel-Außenhaut 10 ausgebildet werden.
Der Verbundverstärkungskörper 14 kann unter Benutzung verschiedener Technologien hergestellt werden, einschließlich einer Vorimprägnierung gewebter, geflochtener, spangepreßter oder anderer geeigneter Technologien.
Vorstehend wurde auf eine laminierte Außenhaut eines Flugzeugs Bezug genommen. Die Erfindung ist jedoch auch anwendbar auf laminierte Rippen oder Sparren oder andere Teile eines Flugzeugs.

Claims

Verfahren zur Verstärkung eines Laminats für ein Flugzeug, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfaßt: Es werden mehrere Schichten aufgelegt, um einen Teil eines Laminats zu erzeugen; es wird ein Verbundverstärkungskörper auf eine Schicht des Laminats aufgelegt, und es wird eine weitere Schicht oder es werden mehrere weitere Schichten aufgelegt, um die Schichtenbildung des Laminats zu vollenden, und es wird der Verbundverstärkungskörper an einer Stelle benachbart zu einer Oberfläche des fertigen Laminats eingeschlossen.
Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem das Verfahren die Erzeugung des Verbundverstärkungskörpers aus mehreren Schichten umfaßt.
Verfahren nach Anspruch 2, bei welchem das Verfahren weiter die Erzeugung des Verbundverstärkungskörpers gleichzeitig mit der Erzeugung des Laminats in einem parallelen Verfahren umfaßt.
Verfahren nach den Ansprüchen 1, 2 oder 3, bei welchem das Verfahren die Erzeugung einer Zugriffsöffnung durch einen Teil des Laminats umfaßt, das durch den Verbundverstärkungskörpers verstärkt ist.
Laminat für ein Flugzeug, welches unter Benutzung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 4 verstärkt ist.