DE602005002300T2

DE602005002300T2 - Ein Verfahren zur Herstellung eines strukturellen Verbundträgers für Flugzeuge

Info

Publication number: DE602005002300T2
Application number: DE602005002300T
Authority: DE
Inventors: Carmine Suriano
Original assignee: Alenia Aeronautica SpA
Current assignee: Alenia Aermacchi SpA
Priority date: 2004-06-21
Filing date: 2005-03-22
Publication date: 2008-05-29
Anticipated expiration: 2025-03-23
Also published as: EP1609584A1; ITTO20040410A1; US20060011289A1; DE602005002300D1; EP1609584B1; ES2289653T3

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung von Trägem aus einem auf Kohlenstofffaser basierenden Verbundwerkstoff zur Konstruktion eines Luftfahrzeugs gemäß Anspruch 1.
Auf dem Gebiet der Flugzeugkonstruktion umfasste das zur Fertigung von Bauelementen des besagten Typs eingesetzte Verfahren bisher das Laminieren oder Ablagern einer mit Harz vorimprägnierten Kohlenstofffasermattierung in einer Form. Die Matten sind überdimensional in Bezug auf die endgültigen Abmessungen des zu bildenden Trägers. Nach einer Polymerisationsphase in einem Autoklaven wird ein Träger erhalten, dessen Kanten anschließend mit Hilfe eines Schneideapparats zurechtgeschnitten werden müssen. Die Schnittkanten müssen danach wieder abgedeckt werden, indem ein Stoff oder eine Umhüllung aus Glasfasern mit Klebstoff befestigt wird, um zu verhindern, dass die Schnittkanten insbesondere aufgrund der Feuchtigkeit bei Vorhandensein von niedrigen Temperaturen Korrosionsphänomene auslösen können.
Bei zahlreichen Anwendungen auf dem Gebiet der Luftfahrt ist es aus Konstruktionsgründen erforderlich, dass der Steg des Trägers einige örtlich verdickte Verstärkungsbereiche aufweist. Um diese Verstärkungen zu erhalten, werden durch Laminierung von mit Harz vorimprägnierten Kohlenstofffasern Verdoppler separat hergestellt. Diese Verstärkungen werden getrennt polymerisiert und danach mit einer Zerkleinerungsvorrichtung in Form geschnitten, wodurch eine Reihe von Verdopplern (z.B. in Form eines abgeflachten Pyramidenstumpfs) erhalten wird, welche schließlich durch Klebstoff an einer oder beiden Seiten des Stegs des Trägers befestigt werden.
Die US-A-5 954 989 offenbart ein Verfahren zur Herstellung eines Trägers aus einem auf Kohlenstofffaser basierenden Verbundwerkstoff zur Konstruktion eines Luftfahrzeugs, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst:
das Aufschichten einer Mehrzahl vorimprägnierter Verbundschichten auf einer Auflagefläche, um ein erstes flaches Laminat zu erhalten;
das Schneiden von zumindest einer Kante des flachen Laminats in einem vorbestimmten, sich von 90° unterscheidenden Schnittwinkel in Bezug auf die Auflagefläche des Laminats;
das Legen des flachen Laminats auf ein Formwerkzeug;
das Warmformen des Laminats, um die Form des Formwerkzeugs nachzubilden, wobei zumindest ein Teil des Laminats, der durch die Schnittkante begrenzt wird, solcherart gebogen wird, dass diese Schnittkante am Ende des Biegeschritts eine Oberfläche definiert, die in Bezug auf den gebogenen Teil im Wesentlichen lotrecht ausgerichtet ist;
das Anwenden von Temperatur und Druck in einer solchen Art und Weise, um das in den Laminaten enthaltene Harz zu polymerisieren.
Die vorliegende Erfindung trachtet danach, die Aufgabe der Bereitstellung eines Verfahrens zur Herstellung gestreckter Bauelemente des obenstehend spezifizierten Typs zu erfüllen, wobei hauptsächlich das Problem einer Reduktion der Zeit, der Kosten und der Anzahl von Schritten im Herstellungsverfahren angesprochen wird. Im Besonderen wird gewünscht, die Anzahl der Polymerisationen in Autoklaven zu verringern, wobei die herkömmlichen Arbeitsvorgänge des Kürzens oder Schneidens der Kanten und die anschließende Endphase des Aufbringens der Glasfaserhülle auf die Schnittkanten eliminiert werden.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht in der Verringerung des Ausmaßes an Fundament, das für das herkömmliche Schneiden der Kanten erforderlich ist, sowie der Lohnkosten für das abschließende Aufbringen der Glasfaserhülle.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht in der Herstellung von monolithischen Bauelementen, die eine größere Baufestigkeit aufweisen als jene, die durch das obenstehend besprochene herkömmliche Fertigungsverfahren erhalten werden.
Gemäß der vorliegenden Erfindung werden diese und andere Aufgaben und Vorteile, die nachstehend besser verständlich werden, durch ein in den angeschlossenen Ansprüchen definiertes Verfahren erzielt.
Eine bevorzugte, jedoch nicht einschränkend gedachte Ausführungsform der Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben, wobei:
1 eine schräge Schnittansicht ist, welche die Hauptbestandteile eines erfindungsgemäß gebildeten Trägers schematisch darstellt;
2 eine perspektivische Ansicht ist, welche eine Schneidephase des erfindungsgemäßen Verfahrens schematisch darstellt;
die 3, 4 und 5 Formungs- und Montageschritte der Rohteile, aus denen der Träger der 1 zu bilden ist, schematisch darstellen;
3A eine vergrößerte Ansicht eines Details der 3 ist;
6 eine anschließende Härtungsphase in einem Autoklaven veranschaulicht, wobei ein Vakuumsack auf eine Reihe von Formwerkzeugen des in den 4 und 5 gezeigten Typs aufgebracht wurde; und
7 eine schräge Schnittansicht des fertigen Trägers ist.
Das hier veranschaulichte und beschriebene Beispiel bezieht sich auf die Herstellung eines in 1 schematisch im Schnitt dargestellten Trägers, der im Wesentlichen einen I- oder H- oder „Doppel-T"-Querschnitt mit örtlichen Verstärkungen oder Verdickungen an einer oder beiden Flächen des Stegs aufweist und zum Stützen des sogenannten „Oberdecks" eines Luftfahrzeugs bestimmt ist. Klarerweise darf die Bezugnahme auf dieses mögliche Anwendungsgebiet keineswegs als den Umfang des Patents einschränkend gedeutet werden.
Bezugnehmend auf 1 bezeichnet die Bezugsziffer 10 im Allgemeinen einen Doppel-T-Träger mit örtlichen Verstärkungen 11 an einer der Flächen des Stegs 12. Diese Verstärkungen (von denen in 1 nur einer im Schnitt zu sehen ist) sind am Steg der Länge nach mit Abstand angeordnet, wie dem Fachmann bekannt ist. Der Träger 10 wird aus der Verbindung verschiedener Rohelemente erhalten, die dann in einer einzigen Härtungsphase in einem Autoklaven wie obenstehend beschrieben gehärtet werden. Diese Rohelemente umfassen: zwei entgegengesetzt angeordnete C-förmige Elemente 13, 14, welche zusammen den Hauptteil des Stegs und einen Teil der Flansche bilden, zwei flache Elemente 15, 16, welche die oberen und unteren Teile der Flansche vervollständigen, und eine Reihe von Verstärkungen 11 (sogenannte „Verdoppler") oder örtliche Verdickungen an einer der beiden Flächen des Stegs.
Bezugnehmend auf 2 wird jedes der teilbearbeiteten Elemente 11-16 durch Anfertigung einer flachen Schichtung von mit Epoxidharz vorimprägnierten unidirektionalen Kohlenstofffasermatten 20 (auch „Kohlenstoffharzmattierung" genannt) hergestellt. Die Kohlenstoffharzmatten 20 werden auf einer Auflagefläche B aufgeschichtet, wodurch teilbearbeitete Produkte erhalten werden, die hier als „flache Laminate" definiert sind, wobei jedes aus einer geschichteten Reihe von Matten 20 gebildet ist. Die flachen Laminate werden dann entlang ihrer Kanten geschnitten, und zwar mittels einer Schneidmaschine, vorzugsweise einer numerisch gesteuerten Maschine, welche die Bewegungen eines Schneidwerkzeugs CT steuert, das passend neigbar ist, um die Kanten der flachen Laminate entlang eines vorbestimmten Schnittwinkels in Bezug auf die Ebene, auf der die Matten 20 liegen, zu schneiden.
Eine wichtige Eigenschaft des erfindungsgemäßen Verfahrens ist, dass einige der Kanten der flachen Laminate in einem sich von 90° unterscheidenden Schnittwinkel in Bezug auf die Ebene, auf der die Matten 20 liegen, geschnitten werden. Insbesondere die schrägen Kanten 11a der Verstärkung 11 und einige Kanten 13a, 14a der flachen Laminate, die dazu bestimmt sind, die „C"-förmigen Elemente 13, 14 zu bilden, werden schräg geschnitten. Wegen dieser Anordnung definieren die Kanten dieser Schichtungen 20 am Ende der anschließenden Warmformungsphase (3), in der die Endteile 13b, 14b dieser Elemente im rechten Winkel gebogen werden, zusammen eine zur Ebene der gebogenen Teile 13b, 14b lotrecht ausgerichtete flache Oberfläche 13a, 14a. Diese Randflächen 13a, 14a benötigen keine weiteren Kürzungs- oder Schneidvorgänge.
Wie in 3 dargestellt, werden die Verstärkungen 11 und der flache Rohteil 13 hintereinander auf ein Formwerkzeug F1 gelegt, dessen Form sie während der nachfolgenden Warmformungs- und Härtungsphasen nachbilden. Die Verstärkungen 11 werden in einer Vertiefung R des Werkzeugs F1 aufgenommen. Durch ein Warmformungsverfahren (das an sich bekannt ist und daher hier nicht im Detail beschrieben wird) wird der flache Rohteil 13 gefaltet, wie durch die Pfeile A angedeutet, und eingespannt, um das Profil des Werkzeugs F1 nachzubilden.
Bezugnehmend auf 4 werden an einem zweiten Rohteil 14, der das zweite Element mit „C"-Querschnitt bildet, welches dazu bestimmt ist, gegenüber dem ersten Rohteil 13 positioniert und mit diesem verbunden zu werden, Schritte durchgeführt, die den obenstehend beschriebenen ähneln (flache Schichtung, Schneiden von schrägen Kanten und Warmformung an einem zweiten Werkzeug F2). Die beiden flachen Rohelemente 15, 16 werden dann zur Fertigstellung der Flansche angebracht, wobei zwei Harzstreifen 17 in die Verbindungsbereiche eingebracht werden.
Das Formwerkzeug wird dann durch seitliche Gegenplatten S1, S2 verschlossen, in einen Vakuumsack V gegeben (6) und einem Härtezyklus in einem Autoklaven unterzogen, wobei Temperatur und Druck in einer an sich bekannten Art und Weise angewandt werden.
Es ist zu beachten, dass zwischen den Formwerkzeugen F1, F2, S1, S2 und den zu härtenden Rohteilen im Vorhinein eine Glasfaserschicht P eingefügt wird (3A), die am Ende der Polymerisationsphase (7) eine äußere Hüllschicht bildet, welche die für die Luftfahrtumgebung vorgeschriebenen sogenannten FST („Flammability-Smoke-Toxicity” [Brennbarkeits-Rauch-Toxizität])-Anforderungen erfüllt.
Das in 7 schematisch dargestellte Endergebnis des Verfahrens ist ein Verbundträger 10 aus Kohlenstofffaser mit einer äußeren Hüllschicht aus Glasfasermattierung P, welche alle Außenflächen des Trägers, einschließlich seiner Kanten, durchgehend verkleidet.
Wie zu erkennen ist, sieht das erfindungsgemäße Verfahren einen einzigen Härtezyklus (anstelle von zwei) vor und produziert eine monolithische Struktur mit einer engeren und stärkeren Bindung der im Steg integrierten Verstärkungen. Die herkömmlichen Phasen des Auftragens von Klebstoff, um die Verstärkungen mit dem Steg zu verbinden, werden weggelassen, genauso wie die Arbeitsvorgänge des Zurechtschneiden der Kanten und der dazugehörigen Werkzeuge, und die abschließenden Tätigkeiten zum Aufbringen der Glasfaserhülle auf die Schnittkanten sind nicht mehr erforderlich. Es ist überdies zu erkennen, dass die äußere Glasfaserhüllschicht P eine durchgehende Schicht ist und mit den Oberflächen des Trägers eng verbunden ist, woraus eine Verminderung der Risiken einer Korrosionsauslösung resultiert.
Es ist vorgesehen, dass die Erfindung nicht auf die hier beschriebene und veranschaulichte Ausführungsform beschränkt ist, was als Beispiel für die Effizienz des Verfahrens anzusehen ist; die Erfindung ist andererseits für entsprechende Abänderungen der Form sowie der Abmessungen und Konstruktionsdetails der Träger geeignet. Die Erfindung kann beispielsweise ebenso zur Herstellung von Bauelementen mit Querschnitten von höchst unterschiedlicher Form („C", „L", „T", „J" etc.) mit oder ohne seitliche Verstärkungen am Steg verwendet werden.

Claims

Verfahren zur Herstellung eines Trägers aus einem auf Kohlenstofffaser basierenden Verbundwerkstoff zur Konstruktion eines Luftfahrzeugs, wobei der Träger Schichten einer mit Harz vorimprägnierten Kohlenstofffasermattierung aufweist und das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: a) das Aufschichten einer Mehrzahl von mit Harz vorimprägnierten Matten (20) aus Kohlenstofffaser auf einer Auflagefläche (B), um zumindest ein erstes flaches Laminat (13) zu erhalten; b) das Schneiden von zumindest einer Kante (13a, 14a) des flachen Laminats in einem vorbestimmten, sich von 90° unterscheidenden Schnittwinkel in Bezug auf die Auflagefläche (B) der Matte (20); c) das Legen des flachen Laminats auf ein Formwerkzeug (F1); d) das Warmformen des Laminats, um die Form des Formwerkzeugs nachzubilden, wobei zumindest ein Teil des Laminats, der durch die Schnittkante (13a, 14a) begrenzt wird, solcherart gebogen wird, dass diese Schnittkante (13a, 14a) am Ende des Biegeschritts eine Oberfläche definiert, die in Bezug auf den gebogenen Teil (13b, 14b) im Wesentlichen lotrecht ausgerichtet ist; e) das Anwenden von Temperatur und Druck in einer solchen Art und Weise, um das in den Mattenschichten (20) enthaltene Harz zu polymerisieren; wobei der Schritt c) den folgenden Schritt umfasst; – das Platzieren einer Glasfasermatte (P), welche auch die Schnittkante (13a, 14a) einhüllt, zwischen dem Formwerkzeug (F1) und dem zu polymerisierenden Laminat in einer solchen Art und Weise, um jene Oberflächen des Laminats zu bedecken, die dazu bestimmt sind, die Außenflächen des fertigen Trägers zu bilden.
Verfahren gemäß Anspruch 1, welches weiters die folgenden Schritte umfasst: – das vorherige Anordnen von zumindest einem zweiten Laminat (11, 14, 15, 16) gemäß Schritt a) und gegebenenfalls gemäß den Schritten b) und c) und d); – das Legen des mit dem ersten Laminat (13) in Kontakt stehenden zweiten Laminats (11, 14, 15, 16) auf ein Formwerkzeug vor dem Schritt e); – das Durchführen von Schritt e), um das Harz, das in den Mattenschichten (20) des ersten (13) und des zweiten (11, 14, 15, 16) Laminats enthalten ist, gleichzeitig zu polymerisieren.
Verfahren gemäß Anspruch 2, wobei das erste Laminat (13) ein der Länge nach gestrecktes Element ist, das zumindest einen Teil eines Stegs (12) eines Trägers (10) bilden kann, und das zweite Laminat (11) eine Verstärkung ist, die an einer Fläche des ersten Laminats (13) angebracht wird, um den Steg (12) örtlich zu verdicken.
Verfahren gemäß Anspruch 3, einschließlich der folgenden Schritte: c1) das Platzieren des zweiten Laminats (11) in einer Vertiefung (R) des Formwerkzeugs (F1) vor dem Platzieren des ersten Laminats (13a) auf demselben Formwerkzeug (F1) in Schritt c).
Verfahren gemäß Anspruch 4, wobei dem Schritt c1) die folgenden Schritte vorausgehen: b1) das Schneiden von zumindest einer Kante (11a) des zweiten flachen Verstärkungslaminats (11) in einem vorbestimmten, sich von 90° unterscheidenden Schnittwinkel in Bezug auf die Auflagefläche (B) der Mattierung (20) des zweiten Laminats (11).