DE60115914T2 - Vorrichtung und verfahren zum verbinden unterschiedlicher materialien eines stützelements - Google Patents
Vorrichtung und verfahren zum verbinden unterschiedlicher materialien eines stützelements Download PDFInfo
- Publication number
- DE60115914T2 DE60115914T2 DE60115914T DE60115914T DE60115914T2 DE 60115914 T2 DE60115914 T2 DE 60115914T2 DE 60115914 T DE60115914 T DE 60115914T DE 60115914 T DE60115914 T DE 60115914T DE 60115914 T2 DE60115914 T2 DE 60115914T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- preform
- base
- axial
- threads
- legs
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 21
- 239000000463 material Substances 0.000 title description 18
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 54
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims description 27
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims description 27
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 12
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 7
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 claims description 6
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 4
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000005056 compaction Methods 0.000 claims 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 claims 1
- 238000001802 infusion Methods 0.000 claims 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 abstract description 22
- 238000003780 insertion Methods 0.000 abstract description 2
- 230000037431 insertion Effects 0.000 abstract description 2
- 239000004634 thermosetting polymer Substances 0.000 abstract 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 14
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 14
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 11
- 238000001723 curing Methods 0.000 description 10
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 5
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 4
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 230000009477 glass transition Effects 0.000 description 3
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 238000009954 braiding Methods 0.000 description 2
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 2
- 238000001879 gelation Methods 0.000 description 2
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 229920000914 Metallic fiber Polymers 0.000 description 1
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 238000003486 chemical etching Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000001227 electron beam curing Methods 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 238000004836 empirical method Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000012467 final product Substances 0.000 description 1
- 239000000499 gel Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 238000010068 moulding (rubber) Methods 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000010526 radical polymerization reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 1
- 229920002379 silicone rubber Polymers 0.000 description 1
- 239000004945 silicone rubber Substances 0.000 description 1
- 238000010583 slow cooling Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- E—FIXED CONSTRUCTIONS
- E04—BUILDING
- E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
- E04C3/00—Structural elongated elements designed for load-supporting
- E04C3/02—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces
- E04C3/29—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces built-up from parts of different material, i.e. composite structures
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
- B29C66/41—Joining substantially flat articles ; Making flat seams in tubular or hollow articles
- B29C66/43—Joining a relatively small portion of the surface of said articles
- B29C66/434—Joining substantially flat articles for forming corner connections, fork connections or cross connections
- B29C66/4344—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/56—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/56—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits
- B29C65/562—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits using extra joining elements, i.e. which are not integral with the parts to be joined
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
- B29C66/05—Particular design of joint configurations
- B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
- B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
- B29C66/124—Tongue and groove joints
- B29C66/1244—Tongue and groove joints characterised by the male part, i.e. the part comprising the tongue
- B29C66/12441—Tongue and groove joints characterised by the male part, i.e. the part comprising the tongue being a single wall
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
- B29C66/41—Joining substantially flat articles ; Making flat seams in tubular or hollow articles
- B29C66/43—Joining a relatively small portion of the surface of said articles
- B29C66/434—Joining substantially flat articles for forming corner connections, fork connections or cross connections
- B29C66/4344—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces
- B29C66/43441—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces with two right angles, e.g. for making T-shaped pieces, H-shaped pieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
- B29C66/721—Fibre-reinforced materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
- B29C66/721—Fibre-reinforced materials
- B29C66/7214—Fibre-reinforced materials characterised by the length of the fibres
- B29C66/72141—Fibres of continuous length
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/73—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset
- B29C66/731—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined
- B29C66/7311—Thermal properties
- B29C66/73111—Thermal expansion coefficient
- B29C66/73112—Thermal expansion coefficient of different thermal expansion coefficient, i.e. the thermal expansion coefficient of one of the parts to be joined being different from the thermal expansion coefficient of the other part
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/73—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset
- B29C66/739—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset
- B29C66/7394—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of at least one of the parts being a thermoset
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/80—General aspects of machine operations or constructions and parts thereof
- B29C66/81—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps
- B29C66/814—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps
- B29C66/8145—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps characterised by the constructional aspects of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps
- B29C66/81455—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps characterised by the constructional aspects of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps being a fluid inflatable bag or bladder, a diaphragm or a vacuum bag for applying isostatic pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/06—Fibrous reinforcements only
- B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
- B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
- B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
- B29C70/222—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being shaped to form a three dimensional configuration
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
- B29C70/342—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using isostatic pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
- B29C70/549—Details of caul plates, e.g. materials or shape
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
- B29C70/84—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by moulding material on preformed parts to be joined
- B29C70/845—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by moulding material on preformed parts to be joined by moulding material on a relative small portion of the preformed parts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
- B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
- B29C66/721—Fibre-reinforced materials
- B29C66/7212—Fibre-reinforced materials characterised by the composition of the fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/90—Measuring or controlling the joining process
- B29C66/91—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux
- B29C66/914—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux by controlling or regulating the temperature, the heat or the thermal flux
- B29C66/9141—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux by controlling or regulating the temperature, the heat or the thermal flux by controlling or regulating the temperature
- B29C66/91411—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux by controlling or regulating the temperature, the heat or the thermal flux by controlling or regulating the temperature of the parts to be joined, e.g. the joining process taking the temperature of the parts to be joined into account
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/90—Measuring or controlling the joining process
- B29C66/91—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux
- B29C66/919—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/90—Measuring or controlling the joining process
- B29C66/91—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux
- B29C66/919—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges
- B29C66/9192—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges in explicit relation to another variable, e.g. temperature diagrams
- B29C66/91921—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges in explicit relation to another variable, e.g. temperature diagrams in explicit relation to another temperature, e.g. to the softening temperature or softening point, to the thermal degradation temperature or to the ambient temperature
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/90—Measuring or controlling the joining process
- B29C66/91—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux
- B29C66/919—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges
- B29C66/9192—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges in explicit relation to another variable, e.g. temperature diagrams
- B29C66/91921—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges in explicit relation to another variable, e.g. temperature diagrams in explicit relation to another temperature, e.g. to the softening temperature or softening point, to the thermal degradation temperature or to the ambient temperature
- B29C66/91941—Measuring or controlling the joining process by measuring or controlling the temperature, the heat or the thermal flux characterised by specific temperature, heat or thermal flux values or ranges in explicit relation to another variable, e.g. temperature diagrams in explicit relation to another temperature, e.g. to the softening temperature or softening point, to the thermal degradation temperature or to the ambient temperature in explicit relation to Tg, i.e. the glass transition temperature, of the material of one of the parts to be joined
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
- F16B11/006—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding by gluing
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Description
- Querverweis auf verwandte Anmeldungen
- Es werden gerade die folgenden US-Patentanmeldungen vom gleichen Erfinder, Elbert L. McKague, Jr, gleichzeitig eingereicht: US-Patentanmeldung mit dem Titel „Vorrichtung und Verfahren zur kontrollierten Beschädigung von formanpaßbaren Materialien"; US-Patentanmeldung mit dem Titel „Konstruktions-Verbundpaneel mit wellenförmigem Körper" und vom gleichen Erfinder, zusammen mit den Erfindern Ronald P. Schmidt und David T. Uhl, US-Patentanmeldung mit dem Titel „ Verbundwerkstoff-Stützkonstruktionen mit sinusförmigen Stegen und Verfahren zur Herstellung derselben".
- HINTERGRUND DER ERFINDUNG
- 1. Technisches Gebiet:
- Die vorliegende Erfindung bezieht sich im allgemeinen auf ein verbessertes Bauelement und insbesondere auf einen verbessertes Bau träger, der durch Verbinden verschiedener Materialien hergestellt ist, sowie darüber hinaus auf einen Konstruktions-Verbundvorformling zum Verbinden des Stegs einer Konstruktion mit Flanschen, die aus verschiedenen Materialien gebildet sind.
- 2. Beschreibung des Standes der Technik:
- Konstruktionsstützholme oder I-Träger weisen typischerweise einen „I"- oder einen H-förmigen Querschnitt auf sowie einen Steg mit einer Querschiene oder einem Flansch an jedem Ende des Stegs. Der Steg und die Flansche erstrecken sich einstückig abwärts entlang der Länge des Träger, können jedoch hinsichtlich ihrer Form, ihrer Dicke, ihrer Materialien etc. variieren. So weist z. B. eine Art von Träger einen Steg auf, der aus einem ersten Material (wie einem Metall) gebildet ist, und Flansche, die aus einem zweiten, verschiedenen Material (wie einem Verbundwerkstoff) gebildet sind. Von dieser Art von Träger wurde bei einer breiten Palette von Ausgestaltungs- und Herstellungsherangehensweisen Gebrauch gemacht, da diese Konstruktionen eine ausgezeichnete Steifigkeit und Kraft-zu-Gewichtsleistung bieten können.
- Die US-PS 5 476 704 offenbart einen Vorformling mit einer Basis und zwei separaten, L-förmigen Beinen. Die US-PS 5 316 810 offenbart ein Haftverbinden eines polymeren Elements mit einem Metallelement durch eine polymere Klebstoffschicht.
- Bekannte Herangehensweisen an ein Verbinden verschiedener Materialien wie Metalle und Verbundwerkstoffe stützen sich im allgemeinen auf ein mechanisches Befestigen, wenn die beiden Elemente in einem Winkel liegen. Wie in
1 gezeigt ist, ist ein Holm1 mit einem Metallpaneel3 in Form eines umgekehrten T, das einen Flansch5 aufweist, mit einer flachen Verbundplatte7 mit mechanischen Befesti gungsmitteln verbunden derart, daß das Metallpaneel3 und die Verbundplatte7 perpendikulär zueinander liegen. In einer solchen Anordnung muß das Metallpaneel3 den Flansch5 aufweisen, um ein Befestigen an der Verbundplatte7 zu ermöglichen. Außerdem werden dadurch, daß der Flansch5 am Metallpaneel3 erforderlich ist, die Kosten für dessen Herstellung beträchtlich erhöht, da der Flansch5 das Metallvolumen, das käuflich erworben und dann durch maschinelle Bearbeitung beseitigt werden muß, beträchtlich vergrößert. Hinzu kommt, dass ein mechanisches Befestigen das Bohren und Einlassen von Löchern, den Einbau von Befestigungsmitteln und, in einigen Fällen, das Behandeln der Befestigungsmittelköpfe mit einbezieht, um eine gewünschte Oberflächenglätte zu erreichen. Diese Schritte sind kostenaufwendig und können zu einem Gesamtkostenzuwachs von 25 bis 60% für die Holmmontage beitragen. Daher werden eine verbesserte Vorrichtung und ein verbessertes Verfahren zum Bilden eines Konstruktionsstützelements durch Verbinden verschiedener Materialien in einem Winkel benötigt. - ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
- Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein Bauelement (z. B. ein Konstruktionsstützträger) geschaffen mit:
einem ersten Teil (das auch mit „flaches Paneel" bezeichnet wird und den „Steg" der Konstruktion bildet), welches aus dem einen eines metallischen Materials und einem Verbundwerkstoff gebildet ist, wobei das erste Teil eine Längskante hat, die sich in einer axialen Richtung erstreckt;
einem zweiten Teil (das auch mit „Flansch" bezeichnet wird), welches aus dem anderen des metallischen Materials oder dem Verbundwerkstoff gebildet ist;
einem Vorformling, der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Basis mit einem Paar von axial verlängerten Beinen hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal zwischen sich zu definieren, wobei die Basis einen mittleren Bereich aufweist, der sich zwischen den Beinen erstreckt, worin der Vorformling aus Fäden gebildet ist, die sich durch die Basis und die Beine hindurch erstrecken, und worin
die Längskante des ersten Teils in dem Kanal des Vorformlings in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis haftverbunden ist und das zweite Teil mit einer Oberfläche der Basis des Vorformlings gegenüber den Beinen haftverbunden ist. - Der Verbundwerkstoff kann kontinuierliche Fäden aus gewebten oder geflochtenen Fasern aufweisen. Der Vorformling kann mit einem wärmeaushärtenden Harz imprägniert sein, das den Steg mit dem Flansch des Konstruktionsstützträgers verbindet und haftverbindet. Der Vorformling schafft eine ausgezeichnete Konstruktionsabstützung, selbst wenn der Steg und der Flansch aus verschiedenen Materialien wie Metall und Verbundwerkstoff gebildet sind. Das Harz kann mit ausgerichteten Fasern strukturverstärkt sein derart, daß zwischen den verbundenen Teilen Koppelfestigkeit geschaffen wird.
- Wenn ein einzelner Faden für den Vorformling gewählt ist, können seine Eigenschaften ausgewählt sein, um die Differenz der Wärmeausdehnungskoeffizienten des Metallstegs und des Verbundflansches zu minimieren. Der Vorformling kann jedoch zwei oder mehr Arten von Fäden mit verschiedenen Eigenschaften aufweisen. Der Faden in der Basis des Vorformlings kann gewählt sein derart, daß sein axialer Wärmeausdehnungskoeffizient mit dem des Verbundflansches überein stimmt. Der Faden in den Beinen des Vorformlings kann gewählt sein derart, dass sein axialer Wärmeausdehnungskoeffizient mit dem des Metallstegs übereinstimmt. Diese Fäden können im Verbund verwendet werden, um Koppelfestigkeit zwischen dem verbundenen Metallsteg und dem Verbundflansch zu schaffen, indem die beste Strukturfaser parallel zu den Beinen des Vorformlings ausgerichtet und mit der Basis des Vorformlings verwebt wird.
- Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ebenfalls ein Bauelement geschaffen mit:
einem ersten Teil, das aus dem einen eines metallischen Materials und einem Verbundwerkstoff gebildet ist, wobei das erste Teil eine Längskante hat, die sich in einer axialen Richtung erstreckt;
einem zweiten Teil, das aus dem anderen des metallischen Materials und dem Verbundwerkstoff gebildet ist;
einem im allgemeinen pi-förmigen Vorformling, der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Basis mit einem Paar von axial verlängerten Beinen hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal zwischen sich zu definieren, wobei die Basis einen mittleren Bereich aufweist, der sich zwischen den Beinen erstreckt, und der Vorformling aus axialen Fäden gebildet ist, die sich durch die Basis und die Beine hindurch erstrecken, worin die axialen Fäden parallel zur axialen Richtung und einer kontinuierlichen Länge des Vorformlings ausgerichtet und die axialen Fäden ausgewählt sind, um eine Differenz der Wärmeausdehnungskoeffizienten des ersten Teils und des zweiten Teils zu minimieren, und worin
eine der Längskanten des ersten Teils in dem Kanal des Vor formlings in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis haftverbunden ist und das zweite Teil mit einer Oberfläche der Basis der Vorformlings gegenüber den Beinen haftverbunden ist. - Des weiteren wird gemäß der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zum Herstellen eines Bauelements geschaffen, das die Schritte aufweist:
- (a) Vorsehen eines ersten Teils, das aus dem einen eines metallischen Materials sowie einem Verbundwerkstoff gebildet ist und eine Längskante aufweist, die sich in einer axialen Richtung erstreckt, und eines zweiten Teils, das aus dem anderen des metallischen Materials und dem Verbundwerkstoff gebildet ist;
- (b) Bilden eines Vorformlings aus Verbundwerkstoffen, wobei der Vorformling eine Basis mit einem Paar von Beinen hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal zwischen sich zu definieren, und wobei die Basis einen mittleren Bereich hat, der sich zwischen den Beinen erstreckt, worin der Vorformling Fäden aufweist, die sich durch die Basis und die Beine hindurch erstrecken;
- (c) Positionieren von Grenzflächenwerkzeugen auf dem Vorformling, dem ersten Teil und dem zweiten Teil und Erwärmen des Bauelements;
- (d) Haftverbinden der Längskante des ersten Teils in dem Kanal des Vorformlings derart, daß die Beine des Vorformlings das erste Teil eng aufnehmen und die Längskante in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis ist, und
- (e) Haftverbinden einer Oberfläche der Basis des Vorformlings gegenüber den Beinen mit dem zweiten Teil, um ein Bauele ment zu bilden.
- Die vorstehenden und weitere Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden Fachleuten im Hinblick auf die folgende, ausführliche Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung in Verbindung mit den angefügten Ansprüchen und den beigeschlossenen Zeichnungen in den Sinn kommen.
- KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
- Damit die Art und Weise, in der die Merkmale, Vorteile und Aufgaben der Erfindung sowie andere offenbar werdende Merkmale, Vorteile und Aufgaben erhalten werden, näher verstanden werden kann, kann eine speziellere Beschreibung der vorstehend kurz zusammengefaßten Erfindung unter Bezugnahme auf das Ausführungsbeispiel derselben vorgenommen werden, das in den beigeschlossenen Zeichnungen dargestellt ist, die einen Teil der vorliegenden Anmeldungsunterlagen bilden. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß die Zeichnungen lediglich ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung darstellen, die, was ihren Umfang angeht, daher als nicht eingeschränkt angesehen werden soll, da sie weitere, gleichermaßen wirkungsvolle Ausführungsbeispiele zulassen kann.
-
1 ist eine isometrische Ansicht eines herkömmlichen, bekannten und aus verschiedenen Materialien gebildeten Holms. -
2 ist eine isometrische Ansicht eines gemäß der Erfindung ausgeführten Konstruktions-Vorformlings. -
3 ist eine Endansicht im Schnitt des Konstruktions-Vorformlings von2 . -
4 ist eine auseinandergezogene, isometrische Ansicht des Kon struktions-Vorformlings von2 , eines Verbundflansches und eines metallischen Stegs. -
5 ist eine schematische Endansicht des Vorformlings, des Flansches und des Stegs von4 während der Herstellung. -
6 ist eine auseinandergezogene, isometrische Ansicht einer Alternativversion der Konstruktion von4 , eines metallischen Flansches und eines Verbundstegs. -
7 ist eine Endansicht eines aus den Komponenten von4 und gemäß der Erfindung ausgeführten Trägers. -
8 ist eine Endansicht eines alternativen Ausführungsbeispiels eines gemäß der Erfindung ausgeführten Trägers. - DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DES BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELS
-
2 und3 zeigen eine vorgeformte Komponente oder einen „Vorformling"11 für einen Konstruktionsstützträger. Vom Ende her gesehen oder im Querschnitt ähnelt der Vorformling11 dem griechischen Buchstaben II oder „Pi" und weist eine längsgerichtete Querschiene oder eine Basis13 mit zwei längsgerichteten Beinen15 ,17 auf, welche sich von derselben erstrecken. Zwischen den Beinen15 ,17 ist eine Nut oder ein Kanal19 definiert. Der Vorformling11 besteht aus einem Verbundwerkstoff, welcher durch Weben oder Flechten kontinuierlicher Bündel oder Zügen von Strukturfasern21 (3 ) gebildet ist. Die Züge von Fasern21 sind ausgerichtet derart, daß sie sich kontinuierlich durch jedes Segment des Vorformlings11 einschließlich der Basis13 und der Beine15 ,17 hindurch erstrecken. Die Faser-Vorformlinge können gebildet sein derart, daß sie jede gewünschte Faserarchitektur vorsehen, welche zur Verleihung der gewählten Belastbarkeit und zur Aufnahme jeder gewünschten Stegpaneeldicke erforder lich ist. Der Vorformling11 kann mit einem geeigneten, wärmeaushärtenden Harz imprägniert sein, das als Klebstoff wirkt, um zwei verschiedene Materialien miteinander haftzuverbinden. Das Harz ist mit den Fäden und/oder in der x-, der y- und der z-Richtung ausgerichteten Fasern strukturverstärkt derart, daß zwischen den verbundenen Teilen Koppelfestigkeit geschaffen wird. - Der Vorformling
11 kann aber auch nichtimprägniert sein, so daß Harz in einem späteren Schritt des Gesamtherstellungsprozesses infundiert werden kann. Im letzteren Ausführungsbeispiel ist der Vorformling11 durch Weben oder Flechten der Fäden ausgeführt derart, daß der Prozeß nicht stockt. Nach dem Aushärten kann der Vorformling11 nach Bedarf durch ein geeignetes Verfahren maschinell bearbeitet werden, um die gewünschte Kantengeradheit und -glätte sowie Meßsteuerung zu schaffen. - Wie aus
4 hervorgeht, wird der Vorformling11 dazu verwendet, ein laches, metallisches Paneel31 mit einer flachen Verbundplatte33 in einem Winkel zu verbinden. Die metallische Platte31 hat eine Zone32 , die für eine Haftverbindung mit dem Vorformling11 vorbereitet ist. Die Vorbereitung kann jedes geeignete, etablierte Verfahren einschließen, das für die ausgewählte Metallegierung geeignet ist, wie das chemische Ätzen. Der Verbundwerkstoff kann, in der mit dem Vorformling in Übereinstimmung zu bringenden Zone, ebenfalls durch ein geeignetes Verfahren wie das Entfernen einer Schalenschicht vorbereitet werden. Im dargestellten Ausführungsbeispiel bildet das metallische Paneel31 den Steg eines Konstruktionsstützelements; die Verbundplatte33 bildet den Flansch desselben, und der Winkel ist perpendikulär. Die Verbundplatte33 kann jedoch den Steg des Holms mit dem metallischen Paneel31 bilden, da der Flansch des Holms und der Winkel zwischen den Teilen spitz sein kann (siehe8 ). Die Teile können in anderen Winkeln relativ zueinander verbunden sein, weil der Faser-Vorformling11 vor dem Aushärten des Harzes flexibel ist. In8 weist ein Träger71 einen oberen und einen unteren Flansch73 ,75 auf, die in einem nichtorthogonalen Winkel relativ zum Steg oder metallischen Paneel77 geneigt sind. Die Basen79 der Vorformlinge81 sind im wesentlichen flach und verlaufen parallel relativ zu den Flanschen73 ,75 , während die Beine83 der Vorformlinge81 im nichtorthogonalen Winkel relativ zu den Basen79 geneigt sind. Diese Konzepte sind nicht auf Konstruktionsstützelemente der I-Trägerart beschränkt, sondern sie können, je nach Anwendung, ohne weiteres für eine Verwendung in Trägern angepaßt werden, die auch andere Formen haben wie U-förmige, C-förmige, L-förmige oder Z-förmige Träger. - Während der Montage wird eine der Längskanten des metallischen Paneels
31 zur Gänze in den Kanal19 des Vorformlings11 eingesetzt, bis sie, wie es in5 gezeigt ist, mit dem Boden abschließt oder zweckmäßigerweise dicht davor steht. Die beiden Beine15 ,17 nehmen die Dicke des Paneels31 eng auf und überspannen dieselbe. Die senkrechten Seiten oder Kanten des Paneels31 sind nicht am Vorformling11 angebracht. Als Nächstes wird eine Verbundplatte33 von geeigneter Dicke, Faserausrichtung und Geometrie gegen die Basis13 des Vorformlings11 gegenüber dem Paneel31 positioniert, um eine Querschiene oder einen Flansch für das Konstruktionsstützelement zu schaffen. Die Verbundplatte33 kann entweder ausgehärtet oder nichtausgehärtet sein, aber im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist sie bereits ausgehärtet derart, daß sie die gewünschte Konfiguration und die gewünschten Maßtoleranzen zur Verfügung stellt, um das benötigte Montagewerkzeug zu vereinfachen. - Die befestigungsmittelfreie Montage der metallischen und Verbundelemente kann auch über die folgenden Schritte ausgeführt werden: (1) Die Basis
13 des nichtausgehärteten, harzimprägnierten Vorformlings11 wird an der gewünschten Verbindungsstelle auf der Basisplatte oder dem Basispaneel (üblicherweise die Verbundplatte33 ) plaziert, nachdem sie auf geeignete Weise gereinigt oder für eine Haftverbindung vorbereitet worden ist. (2) Unter Verwendung geeigneter Haltevorrichtungen wird das metallische Paneel31 im Kanal19 des nichtausgehärteten Vorformlings11 im gewünschten Winkel relativ zur Verbundplatte33 plaziert. (3) Gegen jede Seite des Vorformlings11 werden geeignete Grenzflächenwerkzeuge wie herkömmliche, gepreßte Formstücke aus Silikongummi oder andere geeignete Druckintensivierungs-/-übertragungsmittel35 (5 ) positioniert. (4) Vakuumbeutelmaterialien39 werden um den sich ergebenden Montageaufbau herum angeordnet, mit Wülsten37 aus Dichtungsmasse abgedichtet, und unter dem Beutel wird diesem die Luft entzogen. Wenn der Vorformling vorher nicht imprägniert war, wird in diesen ein ausgewähltes Harz infundiert. (5) Die Gesamtkonstruktion wird gemäß eines Wärmeprofils, das zum Aushärten des wärmeaushärtenden Harzes geeignet ist, das den Vorformling11 imprägniert, erwärmt; dadurch werden strukturelle Haftverbindungen geschaffen, die den Vorformling11 mit dem metallischen Paneel31 einstückig verbinden, um eine gewünschte Konstruktion zu schaffen. Falls erwünscht oder erforderlich, kann gleichzeitig ein Autoclavdruck aufgebracht werden, um eine Verdichtung des Vorformlings11 während des Aushärtens des Harzes zu bewirken. Das Harz und die maximalen Aushärtungstemperaturen werden ausgewählt derart, daß eine Umwandlungstemperatur für das ausgehärtete Glas geschaffen wird, die über der intendierten Benutzertemperatur des Montageaufbaus liegt. Es kann aber auch ein Harz verwendet werden, das eine geeignete Chemie aufweist wie eine Polymerisation freier Radikale, so daß ein energiegeladener Elektronenstrahl die Aushärtung initiieren und beenden kann (ein Prozeß, der in der Industrie als Elektronenstrahlaushärtung bekannt ist). (6) Nach dem Beenden des erforderlichen Aushärtzyklus werden die Beutelmaterialien und die Positionier-Haltevorrichtungen entfernt, und es ergibt sich ein fertiger Montageaufbau. - Einem Fachmann sollte ohne weiteres aber auch klar sein, daß sämtliche aushärtbare Materialien zum Zeitpunkt der Montage des metallischen Paneels
31 , des Vorformlings11 und der Verbundplatte33 nichtausgehärtet sein können. Nach dem die betreffenden Komponenten montiert und in geeignete Werkzeuge plaziert sind, kann das Harz in dem Vorformling11 in einem Prozeß der Harzübertragungs/Formungs-Art injiziert oder durch Plazieren einer dicken Harzschicht über den Vorformling und Anlegen eines Vakuumbeutels infundiert werden. Obwohl dies die Anzahl der benötigten Aushärtzyklen verringert, werden dadurch die Anforderungen an die Montage-Aushärtungswerkzeuge bedeutend kompliziert und sowohl Kosten als auch Risiko erhöht. Durch noch ein weiteres Mittel kann ein gemeinsames Haftverbinden des Vorformlings11 mit einer nichtausgehärteten Verbundplatte33 zuwegegebracht werden. Obwohl der Prozeß für nur ein Ende des Paneels31 beschrieben wurde, kann diese Reihe von Schritten an beiden Enden des Paneels31 gleichzeitig ausgeführt werden, um das Endprodukt in Form des Holms oder Trägers41 (7 ) zu bilden. - In Abhängigkeit von der tatsächlichen Benutzertemperatur des Montageaufbaus und der Chemie des ausgewählten Harzes kann es notwendig sein, den Montageaufbau Harzaushärttemperaturen von bis zu 350 Grad F auszusetzen. Bei solchen Temperaturen wird die Größen zunahme jeder Platte oder jedes Paneels
31 ,33 durch ihren bzw. seinen jeweiligen Wärmeausdehnungskoeffizienten reguliert. Ein Aluminiumpaneel31 mit einem Ausdehnungskoeffizienten von annähernd 12 Mikrozoll/Zoll/Grad F (0,3084 Mikrometer/Meter/Grad F) wird sich um ca. 3,300 Mikrozoll/Längenzoll (83,82 Mikrometer/Längenmeter) ausdehnen. Im Gegensatz hierzu hat eine Verbundplatte33 , die aus mit Epoxidharz imprägnierten Kohlenstofffasern gebildet ist, eine vernachlässigbare Ausdehnung. Dieser Ausdehnungsunterschied verleiht dem Verbund aus Paneel und Platte31 ,33 eine bedeutende Belastung; dadurch wird die mechanische Leistung des Montageaufbaus herabgesetzt und es schwer gemacht, die gewünschte Meßsteuerung des Montageaufbaus wegen der von der thermischen Nichtübereinstimmung induzierten Durchbiegung zu erreichen. In den Beinen15 ,17 des Vorformlings11 würde eine Axialfaser mit einem Wärmeausdehnungskoeffizienten, der viel dichter an dem des Aluminiumpaneels31 liegt, das Belastungsausmaß, das durch den Aushärtvorgang in den Montageaufbau hinein aufgebaut wird, verringern. - In
6 zeigt ein alternatives Ausführungsbeispiel einen Vorformling51 mit zwei (oder mehr) Arten von Fäden und/oder Fasern, die unterschiedliche Eigenschaften aufweisen. Der Basisfaden53 , der parallel zur Länge des Vorformlings ausgerichtet ist, ist gewählt derart, daß sein axialer Wärmeausdehnungskoeffizient so dicht wie möglich an dem der Verbundplatte liegt. Der Beinfaden55 , der ebenfalls parallel zur Länge des Vorformlings ausgerichtet ist, ist gewählt derart, daß sein axialer Wärmeausdehnungskoeffizient so dicht wie möglich an dem des metallischen Paneels31 liegt, das eine Haftverbindungszone32 aufweist. Die Fäden53 ,55 werden im Verbund verwendet, um das verbundene, metallische Paneel31 und die Verbundplatte33 mit Koppelfestigkeit auszustatten, indem sie parallel zu den Beinen57 ,59 des Vorformlings51 (in Richtung des Pfeils61 ) ausgerichtet und mit der Basis63 des Vorformlings51 verwebt sind. Die Faser oder der Faden53 , welche gewählt werden derart, daß Koppelfestigkeit geschaffen wird, ist orthogonal zur Faser und/oder zu den Fäden55 ausgerichtet, welche für Wärmeausdehnungseigenschaften gewählt werden. Diese orthogonalen Fasern53 durchqueren die Breite des Vorformlings51 und folgen seiner Form hin und zurück in einer Weise, die sich aus dem Weben der Schußfasern ergibt, d. h. derjenigen Fasern, die perpendikulär zur Längsrichtung des Vorformlings verlaufen. - Strecklänge und Muster, wenn es überhaupt welche gibt, zum Melieren der beiden Axialfasern
53 ,55 in dem Bereich, wo die Beine57 ,59 die Basis63 schneiden, werden auf einer anwendungsspezifischen Grundlage durch Analyse und/oder empirische Verfahren bestimmt. Wenn ein einzelner Faden für den Vorformling51 gewählt wird (4 ), sind seine Eigenschaften ausgewählt, um seinen Unterschied der Wärmeausdehnungskoeffzienten mit dem metallischen Paneel31 und der Verbundplatte33 zu minimieren. In allen Fällen sind die Fäden jedoch parallel zur Achse und zur kontinuierlichen Länge des Vorformlings ausgerichtet. - Ein Beispiel für Faden- oder Faserauswahlen wären E-Glasfasern (RTM) oder S-Glasfasern (RTM) für die axiale Richtung des Vorformlings
11 und Kohlenstofffasern hoher Festigkeit wie Hexcel AS4 (RTM) oder Toray T300 (RTM) für die Koppelfestigkeitsrichtung (die parallel zur senkrechten Richtung der Beine15 ,17 verläuft). Glasfasern liefern einen Wärmeausdehnungskoeffizienten in der Größenordnung von 6 Mikrozoll/Zoll/Grad F (0,1542 Mikrometer/Meter/Grad F), wohingegen Kohlenstofffasern einen Ausdehnungskoeffizienten nahe Null haben. Glasfasern passen, was die Wärmebelastung anbelangt, daher besser zu Aluminium- als zu Kohlenstofffasern. Metallische Fäden in Axialrichtung verleihen aber auch einen geringeren Wärmebelastungsunterschied zwischen den Beinen15 ,17 des Vorformlings11 und dem metallischen Paneel31 . Hochmodul-Kohlenstofffasern wie Hexcel IM7 (RTM) oder Amoco T600 (RTM) können für die Koppelfestigkeitsrichtung verwendet werden, wo die Gesamtentfernung, über die Belastungsunterschiede vervielfacht werden, sehr gering ist. - Während des Aushärtens des Harzes wird die Temperatur gesteuert, so daß das Harz bei einer Temperatur geliert, die so niedrig ist, daß es den praktischen Anforderungen genügt. Nach diesem Schritt folgt ein langsamer Temperaturanstieg auf Pegel, wie sie zum Erreichen der erforderlichen Glasumwandlungstemperatur des ausgehärteten Harzes notwendig sind. Ein Gelieren des Harzes bei einer niedrigeren unterstützt die Etablierung eines beanspruchungsfreien Temperaturpunkts, der unter dem liegt, welcher zum Erreichen der benötigten Glasumwandlungstemperatur erforderlich ist. Der Temperaturanstieg nach der Gelierung muß sehr langsam sein, damit die Harzvernetzungsdichte mit einer solchen Geschwindigkeit erhöht wird, daß zunehmende Pegel an wärmeinduzierter Belastung die sanfte Haftverbindung nicht zerstören. Nach Beendigung des Höchsttemperaturstillstands findet ein Abkühlen vorzugsweise mit einer Geschwindigkeit statt, die so langsam ist, daß es den praktischen Anforderungen genügt, bis eine Temperatur erreicht ist, die wenigstens 50 Grad F niedriger ist als die Gelierungstemperatur. Dieses langsame Abkühlen gestattet, daß etwas Entspannung im Polymer stattfindet, und unterstützt die Konservierung der niedrigstmöglichen, beanspruchungsfreien Temperatur. Der beanspruchungsfreie Temperatur- und Umgebungstemperaturunterschied, der durch den Unterschied zwischen dem Wärmeausdehnungskoeffizienten des metallischen Paneels
31 und dem der Axialfasern im Vorformling11 vervielfacht wird, bestimmt das Ausmaß an wärmeinduzierter Belastung in dem sich ergebenden Montageaufbau. - Die vorliegende Erfindung hat mehrere Vorteile. Pi-förmige Vorformlinge aus gewebten oder geflochtenen Fasern verbinden metallische Platten und Verbundplatten oder Paneele in Winkeln relativ zueinander ohne Verwendung mechanischer Befestigungsmittel. Die Vorformlinge schaffen eine viel größere Festigkeit als herkömmliche Klebstoff-Haftverbindungstechniken, während sie die Herstellung vereinfachen und die Kosten derselben verringern. Die vorliegende Erfindung macht kein Bohren, Einlassen, Einbauen von Befestigungsmitteln oder Behandeln von Befestigungsmittelköpfen erforderlich. Während ein mechanisches Befestigen einen inkrementellen Arbeitsfortschritt längs der gemeinsamen Länge mit einbezieht, behandelt die vorliegende Erfindung die gesamte Verbindung in einem Schritt. Dadurch wird eine sehr starke Verringerung der Gesamtkosten des Montageaufbaus von 20 bis 55% möglich gemacht. Hinzu kommt, daß die vorliegende Erfindung auch leichtgewichtiger ist als bekannte Lösungen, weil der harzimprägnierte Vorformling weniger wiegt als die Anzahl von Befestigungsmitteln, die zum Schaffen einer Verbindung von äquivalenter Festigkeit erforderlich wären. Das metallische Teil kann außerdem eine flache Platte oder ein Paneel ohne Flansch sein; dadurch werden die Kosten für die Herstellung des Metalldetails für viele komplexe Hochleistungskonstruktionen wie die, die für Flugzeuge Verwendung finden, bedeutend verringert.
- Während die Erfindung lediglich anhand einiger Ausführungsbeispiele derselben dargestellt oder beschrieben worden ist, dürfte es für Fachleute klar sein, daß sie nicht darauf beschränkt ist, sondern verschiedene Abänderungen erfahren kann, ohne daß von ihrem Um fang abgewichen wird, vorausgesetzt, daß die Erfindung so bleibt, wie sie in den Ansprüchen definiert ist.
Claims (24)
- Bauelement (
41 ,71 ), welches aufweist: ein erstes Teil (31 ,77 ), das aus dem einen von einem metallischen Material oder einem Verbundwerkstoff gebildet ist, wobei das erste Teil eine Längskante hat, die sich in axialer Richtung erstreckt; ein zweites Teil (33 ,73 ,75 ), das aus dem anderen von dem metallischen Material oder dem Verbundwerkstoff gebildet ist; ein Vorformling (11 ,51 ,81 ), der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Basis (13 ,63 ,79 ) mit einem Paar von axial verlängerten Beinen (15 ,17 ,57 ,59 ,83 ) hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal (19 ) zwischen sich zu bilden, wobei die Basis einen mittleren Bereich aufweist, der sich zwischen den Beinen erstreckt, und der Vorformling aus Fäden (21 ,53 ,55 ) gebildet ist, die sich durch die Basis und die Beine erstrecken; und wobei die Längskante des ersten Teils in dem Kanal des Vorformlings in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis verbunden ist und das zweite Teil mit einer Oberfläche der Basis des Vorformlings gegenüber den Beinen verbunden ist. - Bauelement nach Anspruch 1, bei dem die Fäden des Vorformlings axial orientierte Fäden enthalten, die ausgewählt sind, um eine Differenz der thermischen Ausdehnungskoeffizienten des ersten Teils und des zweiten Teils zu minimieren.
- Bauelement nach Anspruch 1, bei dem der Vorformling einen Pi-förmigen Querschnitt hat.
- Bauelement nach Anspruch 1, bei dem die Fäden des Vorformlings axiale Fäden enthalten, die parallel zu einer axialen, kontinuierlichen Länge des Vorformlings orientiert sind.
- Bauelement (
71 ) nach Anspruch 1, bei dem das zweite Teil (73 ,75 ) und die Basis (79 ) des Vorformlings (81 ) unter einem nichtorthogonalen Winkel relativ zu dem ersten Teil (77 ) geneigt sind. - Bauelement nach Anspruch 1, bei dem der Vorformling mit einem wärmeaushärtenden Harz imprägniert ist, das als ein Klebstoff wirkt, um das erste Teil und das zweite Teil miteinander zu verbinden.
- Bauelement nach Anspruch 1, bei dem die Fäden des Vorformlings axiale Fäden, die parallel zu einer axialen, kontinuierlichen Länge des Vorformlings orientiert sind, und orthogonale Fäden, die senkrecht zu den axialen Fäden verlaufen, enthalten.
- Bauelement nach Anspruch 1, bei dem die Fäden des Vorformlings einen ersten Typ von axialen Fäden in der Basis und einen zweiten Typ von axialen Fäden in den Beinen aufweisen.
- Bauelement nach Anspruch 8, bei dem der erste und der zweite Typ von axialen Fäden in einem Bereich gemischt sind, in welchem die Beine die Basis schneiden.
- Bauelement nach Anspruch 8, bei dem der erste Typ von axialen Fäden einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten hat, der im Wesentlichen dem thermischen Ausdehnungskoeffizienten des zweiten Teils angepasst ist, und bei dem der zweite Typ von axialen Fäden einen thermischen Ausdehnungskoeffizienten hat, der im Wesentlichen dem thermischen Ausdehnungskoeffizienten des ersten Teils angepasst ist.
- Bauelement (
41 ,71 ), welches aufweist: ein erstes Teil (31 ,77 ), das aus einem von einem metallischen Material oder einem Verbundwerkstoff gebildet ist, wobei das erste Teil eine Längskante hat, die sich in einer axialen Richtung erstreckt; ein zweites Teil (33 ,73 ,75 ), das aus dem anderen von dem metallischen Material oder dem Verbundwerkstoff gebildet ist; einen im Allgemeinen Pi-förmigen Vorformling (11 ,51 ,81 ), der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Basis (13 ,63 ,79 ) mit einem Paar von axial verlängerten Beinen (15 ,17 ,57 ,59 ,83 ) hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal (19 ) zwischen sich zu definieren, wobei die Basis einen mittleren Bereich hat, der sich zwischen den Beinen erstreckt, und der Vorformling aus axialen Fäden (21 ,53 ,55 ) gebildet ist, die sich durch die Basis und die Beine erstrecken, und wobei die axialen Fäden parallel zu der axialen Richtung und einer kontinuierlichen Länge des Vorformlings orientiert sind und die axialen Fäden ausgewählt sind, um eine Differenz der thermischen Ausdehnungskoeffizienten des ersten Teils und des zweiten Teils zu minimieren; und wobei eine der Längskanten des ers ten Teils in dem Kanal des Vorformlings in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis verbunden ist und das zweite Teil mit einer Oberfläche der Basis des Vorformlings gegenüber den Beinen verbunden ist. - Bauelement (
71 ) nach Anspruch 11, bei dem das zweite Teil (73 ,75 ) und die Basis (79 ) des Vorformlings (81 ) unter einem nichtorthogonalen Winkel relativ zu dem ersten Teil (77 ) geneigt sind. - Bauelement nach Anspruch 11, bei dem der Vorformling mit einem wärmeaushärtenden Harz imprägniert ist, das als ein Klebstoff wirkt, um das erste Teil und das zweite Teil miteinander zu verbinden.
- Bauelement nach Anspruch 11, weiterhin aufweisend orthogonale Fäden, die sich durch die Beine und die Basis senkrecht zu den axialen Fäden erstrecken.
- Bauelement nach Anspruch 11, bei dem der Vorformling einen ersten Typ von axialen Fäden in der Basis und einen zweiten Typ von axialen Fäden in den Beinen aufweist und bei dem der erste und der zweite Typ von axialen Fäden in einem Bereich gemischt sind, in welchem die Beine die Basis schneiden.
- Bauelement nach Anspruch 15, bei dem der erste Typ von axialen Fäden einen axialen thermischen Ausdehnungskoeffizienten hat, der im Wesentlichen einem axialen thermischen Ausdehnungskoeffizienten des zweiten Teils angepasst ist, und der zweite Typ von axialen Fäden einen axialen thermischen Ausdehnungskoeffizienten hat, der im Wesentlichen einem axialen thermischen Ausdehnungskoeffizienten des ersten Teils angepasst ist.
- Verfahren zum Herstellen eines Bauelements (
41 ,71 ), das die Schritte aufweist: (a) Vorsehen eines ersten Teils (31 ,77 ), das aus einem von einem metallischen Material oder einem Verbundwerkstoff gebildet ist und eine Längskante aufweist, die sich in axialer Richtung erstreckt, sowie ein zweites Teil (33 ,73 ,75 ), das aus dem anderen von dem metallischen Material oder dem Verbundwerkstoff gebildet ist; (b) Bilden eines Vorformlings (11 ,51 ,81 ) aus Verbundwerkstoffen, welcher Vorformling eine Basis (13 ,63 ,79 ) mit einem Paar von Beinen (15 ,17 ,57 ,59 ,83 ) hat, die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal (19 ) zwischen sich zu definieren, welche Basis einen mittleren Bereich hat, der sich zwischen den Beinen erstreckt, wobei der Vorformling Fäden (21 ,53 ,55 ) hat, die sich durch die Basis und die Beine erstrecken; (c) Positionieren von Grenzflächenwerkzeugen auf dem Vorformling, dem ersten Teil und dem zweiten Teil und Erwärmen des Bauelements; (d) Verbinden der Längskante des ersten Teils in dem Kanal des Vorformlings derart, dass die Beine des Vorformlings das erste Teil eng aufnehmen und die Längskante in Kontakt mit dem mittleren Bereich der Basis ist; und (e) Verbinden einer Oberfläche der Basis des Vorformlings gegenüber den Beinen mit dem zweiten Teil, um ein Bauelement zu bilden. - Verfahren nach Anspruch 17, bei dem die Schritte (d) und (e) das Erwärmen des ersten Teils, des zweiten Teils und des Vorformlings aufweisen, um strukturelle Verbindungen zwischen diesen zu schaffen.
- Verfahren nach Anspruch 17, weiterhin aufweisend den Schritt des Imprägnierens des Vorformlings mit einem wärmeaushärtenden Harz.
- Verfahren nach Anspruch 17, bei dem der Vorformling des Schrittes (b) nicht imprägniert ist, und weiterhin aufweisend der Schritt der Infusion oder Injektion von Harz in den nicht imprägnierten Vorformling.
- Verfahren nach Anspruch 17, weiterhin aufweisend den Schritt des Ausübens von Autoclavdruck auf den Vorformling, um eine Verdichtung des Vorformlings zu erhalten.
- Verfahren nach Anspruch 17, weiterhin aufweisend den Schritt des Aushärtens des einen von dem ersten Teil oder dem zweiten Teil, das aus dem Verbundwerkstoff gebildet ist.
- Verfahren nach Anspruch 17, bei dem der Schritt (c) das Anordnen eines abgedichteten Druckverstärkers (
35 ) über dem Vorformling innerhalb eines Vakuumsacks (39 ) aufweist. - Verfahren nach Anspruch 17, weiterhin aufweisend den Schritt des Neigens des ersten Teils (
77 ) des Vorformlings (81 ) unter einem nichtorthogo nalen Winkel relativ zu dem zweiten Teil (73 ,75 ) und der Basis (79 ) des Vorformlings.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US648321 | 1984-09-07 | ||
US09/648,321 US6374570B1 (en) | 2000-08-25 | 2000-08-25 | Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member |
PCT/US2001/041854 WO2002016784A2 (en) | 2000-08-25 | 2001-08-23 | Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE60115914D1 DE60115914D1 (de) | 2006-01-19 |
DE60115914T2 true DE60115914T2 (de) | 2006-09-07 |
Family
ID=24600330
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE60115914T Expired - Lifetime DE60115914T2 (de) | 2000-08-25 | 2001-08-23 | Vorrichtung und verfahren zum verbinden unterschiedlicher materialien eines stützelements |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US6374570B1 (de) |
EP (1) | EP1311768B1 (de) |
JP (1) | JP2004507629A (de) |
KR (1) | KR20030029832A (de) |
AT (1) | ATE313017T1 (de) |
AU (2) | AU8720801A (de) |
CA (1) | CA2419444C (de) |
DE (1) | DE60115914T2 (de) |
WO (1) | WO2002016784A2 (de) |
Families Citing this family (111)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1067250A1 (de) * | 1999-07-05 | 2001-01-10 | Recherche et Développement GROUPE COCKERILL SAMBRE | Trägerstruktur und Verfahren zur Herstellung |
US6374570B1 (en) * | 2000-08-25 | 2002-04-23 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member |
US6849150B1 (en) * | 2001-01-16 | 2005-02-01 | Lockheed Martin Corporation | System and method of forming structural assemblies with 3-D woven joint pre-forms |
US6840750B2 (en) * | 2001-06-11 | 2005-01-11 | The Boeing Company | Resin infusion mold tool system and vacuum assisted resin transfer molding with subsequent pressure bleed |
US6835261B2 (en) * | 2001-07-02 | 2004-12-28 | Lockheed Martin Corporation | Adhesive-infused 3-D woven textile preforms for structural joints |
US6863767B2 (en) * | 2001-08-23 | 2005-03-08 | Lockheed Martin Corporation | Paste-bond clevis joint |
US6676882B2 (en) * | 2001-08-28 | 2004-01-13 | Lockheed Martin Corporation | Methods of hot-melt resin impregnation of 3-D, woven, textile preforms |
US6745536B2 (en) * | 2001-12-07 | 2004-06-08 | Van S. Tallman | Ceiling tile support system and method |
US7205066B1 (en) | 2002-05-23 | 2007-04-17 | Rohr, Inc. | Structural element with rib-receiving member |
US7238409B1 (en) | 2002-05-23 | 2007-07-03 | Rohr, Inc. | Structural element with rib-receiving member |
US6945727B2 (en) * | 2002-07-19 | 2005-09-20 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for joining structural members, such as composite structural members |
US6964723B2 (en) * | 2002-10-04 | 2005-11-15 | The Boeing Company | Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features |
US7244487B2 (en) * | 2003-04-24 | 2007-07-17 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus, system, and method of joining structural components with a tapered tension bond joint |
US6976343B2 (en) * | 2003-04-24 | 2005-12-20 | Mcgushion Kevin D | Compressive flange sinusoidal structural member |
FR2855496B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-09-22 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec reprise de poussee |
DE10351701A1 (de) * | 2003-11-03 | 2005-05-25 | Enno Roggemann Gmbh & Co. Kg | Verfahren zum kraft- und formschlüssigen Verbinden von Baueinheiten |
US7080805B2 (en) * | 2004-05-05 | 2006-07-25 | The Boeing Company | Stiffened structures and associated methods |
FR2873347B1 (fr) * | 2004-07-22 | 2006-11-17 | Airbus France Sas | Dispositif d'eclissage d'elements de structure composite avec des elements de structure metallique |
US7258828B2 (en) * | 2004-09-03 | 2007-08-21 | Lockheed Martin Corporation | Infusion joining of composite structures |
KR100597070B1 (ko) * | 2004-10-27 | 2006-07-05 | 한국건설기술연구원 | 하이브리드 스틸-유리 보 |
US7555873B2 (en) * | 2004-11-30 | 2009-07-07 | The Boeing Company | Self-locating feature for a pi-joint assembly |
US20060115320A1 (en) * | 2004-11-30 | 2006-06-01 | The Boeing Company | Determinant assembly features for vehicle structures |
US8272618B2 (en) * | 2004-11-30 | 2012-09-25 | The Boeing Company | Minimum bond thickness assembly feature assurance |
US7713893B2 (en) * | 2004-12-08 | 2010-05-11 | Albany Engineered Composites, Inc. | Three-dimensional woven integrally stiffened panel |
KR100647471B1 (ko) * | 2004-12-23 | 2006-11-23 | 한국건설기술연구원 | 복합 스터드의 생산방법 및 상기 방법에 의해 제조된 복합스터드 |
US7959058B1 (en) * | 2005-01-13 | 2011-06-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Hybrid composite welded joint |
US8444087B2 (en) | 2005-04-28 | 2013-05-21 | The Boeing Company | Composite skin and stringer structure and method for forming the same |
US7467763B2 (en) | 2005-06-03 | 2008-12-23 | Kismarton Max U | Composite landing gear apparatus and methods |
US7740932B2 (en) | 2005-03-31 | 2010-06-22 | The Boeing Company | Hybrid fiberglass composite structures and methods of forming the same |
US20060237588A1 (en) * | 2005-03-31 | 2006-10-26 | The Boeing Company | Composite structural member having an undulating web and method for forming the same |
US7721495B2 (en) | 2005-03-31 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Composite structural members and methods for forming the same |
US7818945B2 (en) * | 2005-03-31 | 2010-10-26 | The Boeing Company | Composite structural member having an undulating web and method for forming same |
US7574835B2 (en) * | 2005-04-07 | 2009-08-18 | The Boeing Company | Composite-to-metal joint |
US7393488B2 (en) * | 2005-05-25 | 2008-07-01 | The Boeing Company | Methods of joining structures and joints formed thereby |
US7748119B2 (en) | 2005-06-03 | 2010-07-06 | The Boeing Company | Method for manufacturing composite components |
DE102005026010B4 (de) * | 2005-06-07 | 2010-12-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer verstärkten Schale zur Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge |
US20060283133A1 (en) * | 2005-06-17 | 2006-12-21 | The Boeing Company | Composite reinforcement of metallic structural elements |
DE102005030939A1 (de) * | 2005-06-30 | 2007-01-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines im Wesentlichen schalenförmigen Bauteils |
DE102005034621B3 (de) * | 2005-07-19 | 2007-01-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verbundstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur |
US7625510B2 (en) * | 2005-11-29 | 2009-12-01 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for production-worthy, low cost composite tool fabrication |
FR2896770B1 (fr) * | 2006-01-27 | 2008-04-11 | Eurocopter France | Structure composite anti-crash a maintien lateral pour aeronef. |
FR2896768B1 (fr) * | 2006-01-27 | 2009-10-09 | Eurocopter France | Structure composite anti-crash a flambage controle pour aeronef. |
US7611595B2 (en) * | 2006-02-01 | 2009-11-03 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for metallic-composite joint with compliant, non-corrosive interface |
US8166721B1 (en) * | 2006-02-21 | 2012-05-01 | The Steel Network, Inc. | Metal-wood structural member |
GB0606079D0 (en) * | 2006-03-27 | 2006-05-03 | Airbus Uk Ltd | Aircraft component |
US7670527B2 (en) * | 2006-05-09 | 2010-03-02 | Lockheed Martin Corporation | Failsafe injected adhesive joint |
US7790294B2 (en) * | 2006-07-05 | 2010-09-07 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for three-dimensional woven metal preform structural joint |
US8910908B2 (en) * | 2006-10-31 | 2014-12-16 | Airbus Operations Gmbh | Two-piece stiffening element |
US9016551B2 (en) * | 2006-11-02 | 2015-04-28 | The Boeing Company | Method and apparatus to construct metal securement member for an aircraft |
US7810757B2 (en) * | 2006-11-02 | 2010-10-12 | The Boeing Company | Mounting device for an aircraft |
US7690164B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-04-06 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for structural lug formed from a combination of metal and composite laminate materials |
FR2909919B1 (fr) * | 2006-12-13 | 2012-12-07 | Eads Ccr | Procede de fabrication d'une piece complexe en materiau composite a fibres longues et a matrice thermodurcissable |
JP4327839B2 (ja) * | 2006-12-13 | 2009-09-09 | 本田技研工業株式会社 | アルミニウム合金製主翼の組立方法 |
US8082667B2 (en) * | 2007-05-31 | 2011-12-27 | The Boeing Company | Apparatus and methods for securing a first structural member and a second structural member to one another |
FR2919819B1 (fr) * | 2007-08-10 | 2009-12-18 | Eads Europ Aeronautic Defence | Procede de fabrication d'une structure complexe en materiau composite par assemblage d'elements rigides |
US7712488B2 (en) * | 2008-03-31 | 2010-05-11 | Albany Engineered Composites, Inc. | Fiber architecture for Pi-preforms |
US20110116935A1 (en) * | 2008-05-16 | 2011-05-19 | Xemc Darwind B.V. | method of manufacturing a turbine blade half, a turbine blade half, a method of manufacturing a turbine blade, and a turbine blade |
US8656571B2 (en) * | 2008-07-18 | 2014-02-25 | The Boeing Company | Strong bonded joints for cryogenic applications |
US10399709B2 (en) | 2008-07-18 | 2019-09-03 | The Boeing Company | Method of making a device for controlling stress in joints at cryogenic temperatures |
US9453293B2 (en) | 2008-07-18 | 2016-09-27 | The Boeing Company | Method of making a composite tank having joint with softening strip |
US8079387B2 (en) * | 2008-10-29 | 2011-12-20 | Albany Engineered Composites, Inc. | Pi-shaped preform |
US8127802B2 (en) * | 2008-10-29 | 2012-03-06 | Albany Engineered Composites, Inc. | Pi-preform with variable width clevis |
US8846553B2 (en) * | 2008-12-30 | 2014-09-30 | Albany Engineered Composites, Inc. | Woven preform with integral off axis stiffeners |
US7841835B2 (en) * | 2009-02-20 | 2010-11-30 | General Electric Company | Spar cap for wind turbine blades |
DE102009031947A1 (de) * | 2009-07-07 | 2011-01-13 | Nordex Energy Gmbh | Rotorblatt für eine Windenergieanlage und Verfahren zu dessen Herstellung |
FR2953158B1 (fr) * | 2009-11-30 | 2012-01-20 | Airbus Operations Sas | Procede pour realiser une jonction etanche entre des pieces d'aeronef |
US8702397B2 (en) * | 2009-12-01 | 2014-04-22 | General Electric Company | Systems and methods of assembling a rotor blade for use in a wind turbine |
US20110219719A1 (en) * | 2010-03-10 | 2011-09-15 | Israel Stol | Transition-joints for joining dissimilar materials |
DE102010003114A1 (de) * | 2010-03-22 | 2011-09-22 | Repower Systems Ag | Stegverbindung |
US8974135B2 (en) | 2010-07-22 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Fabric preform insert for a composite tank Y-joint |
US9140283B2 (en) * | 2010-11-12 | 2015-09-22 | Raytheon Company | Adhesively-bonded structural composite joint utilizing shoulder-centered sleeves |
DE102010062018B4 (de) * | 2010-11-26 | 2015-05-13 | Airbus Operations Gmbh | Stützstab zur Stützung einer Fussbodenstruktur eines Flugzeugs |
GB201020152D0 (en) * | 2010-11-29 | 2011-01-12 | Airbus Uk Ltd | Aircraft panel structure and aircraft panel structure manufacturing method for alleviation of stress |
KR200459308Y1 (ko) * | 2010-12-01 | 2012-03-22 | 주식회사 캬라반이에스 | 저비중 비철금속으로 만들어지는 탈착형 에이치 빔 |
CN103261021B (zh) | 2010-12-28 | 2016-01-20 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 多向负载连接系统 |
US8443517B2 (en) * | 2011-01-11 | 2013-05-21 | Theodore Conrad Curtis | Expansion joint bracket and method |
US8642151B2 (en) | 2011-01-21 | 2014-02-04 | Albany Engineered Composites, Inc. | Preform and method for reinforcing woven fiber nodes |
US8939407B2 (en) | 2011-02-15 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Common bulkhead for composite propellant tanks |
US8985514B2 (en) * | 2012-06-20 | 2015-03-24 | The Boeing Company | Composite structural panels and aircraft fuselages |
ITVI20120183A1 (it) * | 2012-07-27 | 2014-01-28 | Dws Srl | Cartuccia per macchina stereolitografica, macchina stereolitografica comprendente tale cartuccia e metodo di produzione di tale cartuccia |
US9878773B2 (en) | 2012-12-03 | 2018-01-30 | The Boeing Company | Split resistant composite laminate |
US9279531B2 (en) | 2012-12-17 | 2016-03-08 | United Technologies Corporation | Composite ducts and methods |
GB201301766D0 (en) * | 2013-01-31 | 2013-03-20 | Airbus Operations Ltd | Structural assembly joint |
DE102014103438A1 (de) * | 2013-07-16 | 2015-01-22 | Airbus Operations Gmbh | Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements |
JP6090931B2 (ja) * | 2013-10-02 | 2017-03-08 | 三菱重工業株式会社 | 継手及び航空機構造 |
JP6169465B2 (ja) | 2013-10-02 | 2017-07-26 | 三菱重工業株式会社 | 継手及び航空機構造 |
JP6176090B2 (ja) * | 2013-12-02 | 2017-08-09 | 株式会社豊田自動織機 | 三次元繊維構造体及び補強材 |
ES2747767T3 (es) * | 2013-12-03 | 2020-03-11 | Lm Wp Patent Holding As | Un método para fabricar una red de cizallamiento utilizando una brida de pie de red preformada |
EP3119577A1 (de) * | 2014-03-17 | 2017-01-25 | GTM-Advanced Products B.V. | Verbindungselement für hauptstruktur eines flugzeugs und verfahren zur herstellung des verbindungselements |
EP3142923B1 (de) * | 2014-05-15 | 2020-05-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Metallischer genoppter doppler |
US10287049B2 (en) * | 2015-07-27 | 2019-05-14 | Arthur Julius Beutler | Bag opener component for plastic bag dispenser |
US10258842B2 (en) * | 2015-12-07 | 2019-04-16 | Karsten Manufacturing Corporation | Golf club head including mechanical and adhesive joints |
KR101846648B1 (ko) * | 2016-03-15 | 2018-04-09 | 현대자동차주식회사 | 접합구조를 갖는 복합재 부품 |
DE102016210123A1 (de) * | 2016-06-08 | 2017-12-14 | Airbus Operations Gmbh | Versteifungsbauteil für eine Struktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs, Luft- oder Raumfahrzeug, sowie Verfahren |
EP3475068B1 (de) * | 2016-06-28 | 2021-05-19 | Vestas Wind Systems A/S | Herstellung einer windturbinenschaufel |
US10227127B2 (en) * | 2016-07-26 | 2019-03-12 | Embraer S.A. | Fiber metal laminate reinforced wing spar for retractable underwing mounted landing gear assemblies |
US10479471B2 (en) * | 2016-11-30 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Fuselage skin panel connection system and method for connecting skin panels |
GB2558269A (en) * | 2016-12-23 | 2018-07-11 | Airbus Group Ltd | Joining method and apparatus |
GB2558270A (en) | 2016-12-23 | 2018-07-11 | Airbus Group Ltd | Joining method and apparatus |
US10751932B2 (en) * | 2017-07-21 | 2020-08-25 | Wisconsin Alumni Research Foundation | Joint structures |
WO2019020152A1 (en) * | 2017-07-27 | 2019-01-31 | Vestas Wind Systems A/S | FOOT OF SOUL FOR A SOUEL OF SHEAR |
US10745098B2 (en) * | 2017-09-05 | 2020-08-18 | The Boeing Company | Energy-absorbing under-floor airframe |
US10889364B1 (en) * | 2017-09-15 | 2021-01-12 | Northrop Grumman Systems Corporation | Aircraft full depth pi preform joints |
DE102017221048A1 (de) * | 2017-11-24 | 2019-05-29 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur herstellung eines rahmenbauteils für eine türrahmenstruktur eines luftfahrzeugs, rahmenbauteil sowie türrahmenstruktur |
NL2020871B1 (en) * | 2018-05-03 | 2019-11-12 | Univ Delft Tech | Method for making a virgin joint between two separate structural hollow sections, and such a virgin joint |
CA3131095A1 (en) * | 2019-04-12 | 2020-10-15 | Ihi Aerospace Co., Ltd. | Joint structure and assembly method for same |
US10919260B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
US10913215B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-09 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
US10919256B2 (en) * | 2019-05-09 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage |
FR3112507B1 (fr) * | 2020-07-17 | 2023-01-06 | Arianegroup Sas | Structure de raidissage amelioree destinee a raidir une piece en materiau composite thermodurcissable et procede de raidissage associe |
GB2609030B (en) * | 2021-07-19 | 2023-11-22 | Safran Nacelles | Assembly structure and process for manufacturing a composite part with controlled geometry |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US21921A (en) * | 1858-10-26 | Arithmetical proof-rule | ||
USRE21921E (en) * | 1941-10-14 | Welded structural member | ||
US3831710A (en) * | 1973-01-24 | 1974-08-27 | Lockheed Aircraft Corp | Sound absorbing panel |
DE2622163C3 (de) * | 1976-05-19 | 1983-05-26 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Profilträger aus faserverstärktem Werkstoff |
US4331495A (en) * | 1978-01-19 | 1982-05-25 | Rockwell International Corporation | Method of fabricating a reinforced composite structure |
US4925721A (en) * | 1984-08-27 | 1990-05-15 | Lockheed Corporation | Honeycomb sandwich structure having dissimilar metal face sheets |
US4782864A (en) | 1984-12-31 | 1988-11-08 | Edo Corporation | Three dimensional woven fabric connector |
JPS621524A (ja) * | 1985-06-28 | 1987-01-07 | Asahi Fiber Glass Co Ltd | プラスチツク部材の接合構造および接合方法 |
US4734146A (en) * | 1986-03-31 | 1988-03-29 | Rockwell International Corporation | Method of producing a composite sine wave beam |
US5134812A (en) * | 1990-04-04 | 1992-08-04 | Ingalls Shipbuilding, Inc. | Mechanical connector for structural members |
FR2681003B1 (fr) * | 1991-09-10 | 1995-05-05 | Aerospatiale | Procede d'assemblage d'une piece en materiau sandwich et d'une piece metallique, outillage pour la mise en óoeuvre du procede, et assemblage obtenu. |
US5316810A (en) * | 1991-11-19 | 1994-05-31 | Rogerson L Keith | Polymeric structure secured to dissimilar components |
AT398064B (de) * | 1992-07-01 | 1994-09-26 | Hoac Austria Flugzeugwerk Wr N | Kunststoff-verbundprofil, insbesondere flügelholm für den flugzeugbau |
US5308675A (en) * | 1992-09-15 | 1994-05-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Flexible high damping structure |
US5974760A (en) * | 1993-03-24 | 1999-11-02 | Tingley; Daniel A. | Wood I-beam with synthetic fiber reinforcement |
US5795094A (en) * | 1996-11-19 | 1998-08-18 | Lockheed Martin Corporation | Composite metallic tension fitting |
US6374570B1 (en) * | 2000-08-25 | 2002-04-23 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member |
-
2000
- 2000-08-25 US US09/648,321 patent/US6374570B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-08-23 CA CA002419444A patent/CA2419444C/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-23 DE DE60115914T patent/DE60115914T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-23 KR KR10-2003-7002493A patent/KR20030029832A/ko not_active Application Discontinuation
- 2001-08-23 AU AU8720801A patent/AU8720801A/xx active Pending
- 2001-08-23 JP JP2002521847A patent/JP2004507629A/ja active Pending
- 2001-08-23 WO PCT/US2001/041854 patent/WO2002016784A2/en active IP Right Grant
- 2001-08-23 AU AU2001287208A patent/AU2001287208C1/en not_active Expired
- 2001-08-23 EP EP01966721A patent/EP1311768B1/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-23 AT AT01966721T patent/ATE313017T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-12-19 US US10/025,393 patent/US6718713B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR20030029832A (ko) | 2003-04-16 |
CA2419444A1 (en) | 2002-02-28 |
EP1311768A2 (de) | 2003-05-21 |
WO2002016784A2 (en) | 2002-02-28 |
AU2001287208C1 (en) | 2006-06-15 |
ATE313017T1 (de) | 2005-12-15 |
WO2002016784A3 (en) | 2002-05-30 |
AU2001287208B2 (en) | 2005-12-22 |
US20020053175A1 (en) | 2002-05-09 |
JP2004507629A (ja) | 2004-03-11 |
EP1311768B1 (de) | 2005-12-14 |
AU8720801A (en) | 2002-03-04 |
US6718713B2 (en) | 2004-04-13 |
US6374570B1 (en) | 2002-04-23 |
DE60115914D1 (de) | 2006-01-19 |
CA2419444C (en) | 2009-06-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE60115914T2 (de) | Vorrichtung und verfahren zum verbinden unterschiedlicher materialien eines stützelements | |
DE60312391T2 (de) | Verbindung zwischen verbundteilen mit nichtkompatiblen eigenschaften und verfahren zur herstellung | |
DE60319150T3 (de) | Vor-form und verfahren zum vorbereiten einer vor-form | |
DE3113791C2 (de) | ||
DE60114430T2 (de) | Trägerstrukturen aus verbundwerkstoffen mit sinusförmigen stegen und herstellungsverfahren solcher strukturen | |
DE102006035939B4 (de) | Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen und Faserverbundbauteil | |
DE60307326T2 (de) | Verbindung zwischen bauteilen | |
DE60210491T2 (de) | Klebeverbindung mit z-förmigen klammern | |
DE3534293A1 (de) | Einrichtung zur verringerung des reibungswiderstandes | |
DE102009047671A1 (de) | Verfahren zum Anbinden eines Faserverbundbauteils an ein Strukturbauteil eines Luft- und Raumfahrzeuges und eine entsprechende Anordnung | |
EP3218170B1 (de) | Faserverbundwerkstoffbauteil sowie verfahren zur herstellung eines faserverbundwerkstoffbauteils | |
DE102008032834B4 (de) | Omega-Stringer zum Versteifen eines flächigen Bauteils und Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundbauteils für Schalensegmente | |
EP3052306B1 (de) | Faserverbundwerkstoffbauteil und verfahren zur herstellung eines faserverbundwerkstoffbauteils | |
EP1798428A1 (de) | Flechttechnisch hergestelltes Faserverbundbauteil | |
DE102012109231B4 (de) | Integrale Verstärkungselemente | |
DE102013220209B4 (de) | Verfahren zur Herstellung einer Knotenstruktur sowie Knotenstruktur | |
DE3418110C2 (de) | Verfahren zur Herstellung von ausgesteiften, tragenden Strukturen aus faserverstärktem härtbaren Kunststoff | |
DE112015001228T5 (de) | Verbundaufbau und dessen Herstellungsverfahren | |
EP0394639B1 (de) | Greiferstange aus faserverstärkten Kunststoffbändern | |
DE3243897A1 (de) | Kipphebel und verfahren zu dessen herstellung | |
DE102016123456A1 (de) | Verbundwerkzeuge zum bearbeiten von luftfahrzeugen und verfahren verwendend gelenkdorne | |
EP0224064A2 (de) | Verfahren zur Herstellung von Bauteilen aus faserverstärkten Thermoplasten | |
DE3115791A1 (de) | Verbindungskonstruktion fuer fachwerkelemente von flugzeug-zellen oder -fluegeln o.dgl. aus verbundmaterialien auf faserbasis und verfahren zu ihrer herstellung | |
EP0648593A2 (de) | Verfahren zum Herstellen von langfaserverstärkten Bauteilen | |
DE102013225911A1 (de) | Anordnung aus einem ersten Element und einem zweiten Element eines Kraftfahrzeugs sowie Verfahren zum Verbinden eines ersten Elements und eines zweiten Elements eines Kraftfahrzeugs |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8364 | No opposition during term of opposition |