DE69200705T2 - Thermoplastische, schmelzverbundene Vorderkante für die aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges. - Google Patents

Thermoplastische, schmelzverbundene Vorderkante für die aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges.

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Description

  • Die Erfindung bezieht sich auf schmelzverschweißte, thermoplastische Vorderränder für aerodynamische Flugzeugoberflächen. Insbesondere, aber nicht ausschließlich, bezieht sich die Erfindung auf lasttragende, feste Vorderkanten für Flugzeuge und auf ein Verfahren zur Herstellung derartiger Vorderkanten.
  • Der Ausdruck "feste Vorderkante" soll allgemein so verstanden werden, daß darunter jene Vorderkanten-Aufbauten verstanden werden, die vor dem Frontsparren des Tragflügels liegen und die nicht selbst das vordere aerodynamische Profil des Tragflügels definieren, sondern eine Lageranordnung oder einen Träger für Vorderkanten-Auftriebsvorrichtungen bilden, beispielsweise Vorflügel, und die daher als lasttragende Aufbauten ausgebildet sind. Sie unterscheiden sich demgemäß von jenen Vorderkanten, die nur Verkleidungen darstellen, die die vordere aerodynamische Begrenzung des Tragflügels bilden, obgleich das erfindungsgemäße Herstellungsverfahren in gleicher Weise auch auf derartige Vorderkanten anwendbar ist.
  • Bei festen Vorderkanten herkömmlich hergestellter Metallkonstruktionen werden häufig Materialien, z.B. Aluminium-Lithium mit höherem Modul benutzt, und als Folge hiervon kann sich eine notwendige Komplikation in der Ausbildung ergeben, um Spannungsspitzen in dem Vorderkanten-Aufbau zu vermeiden, die durch Biegung des Tragflügels induziert werden, wie dies später beschrieben wird.
  • Es hat sich gezeigt, daß dann, wenn ein Material mit geringerem Modul, z.B. ein Glasfaserverbundkörper, benutzt wird (Aluminium- lithium hat einen Modul, der viermal so groß ist wie der des Glasfaserverbundkörpers), ein leichterer, einfacherer und kostengünstiger Aufbau erreicht werden kann. Es ist daher Aufgabe der Erfindung, einen derartigen verbesserten, festen Vorderkanten-Aufbau und ein Verfahren zur Herstellung hiervon zu schaffen.
  • Gemäß einem Merkmal der vorliegenden Erfindung ist ein schmelzverschweißter, thermoplastischer, fester Vorderkanten-Aufbau für aerodynamische Flugzeugoberflächen vorgesehen, der eine Vorderkantenhaut, eines oder mehrere das aerodynamische Profil definierende Versteifungskörper, die im spannweisen Abstand innerhalb der Vorderkantenhaut angeordnet sind, und einen in Spannrichtung verlaufenden Untersparren aufweist, wobei jedes der Komponententeile aus einem verfestigten Verbundmaterial mit niedrigem Modul besteht, wobei die Vorderkantenhaut an den Versteifungskörpern und an dem Untersparren durch einen thermischen Schmelzverschweißungsvorgang festgelegt ist.
  • Gemäß einem weiteren Merkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren zur Herstellung eines schmelzverschweißten, thermoplastischen, festen Vorderkanten-Aufbaus für aerodynamische Oberflächen für Flugzeuge vorgesehen, welches die folgenden Schritte aufweist:
  • - aus vorerhitztem, thermisch formbarem, verfestigtem Verbundmaterial wird durch Druckformung ein oder es werden mehrere Versteifungskörper hergestellt, die wenigstens einen aerodynamisch gestalteten, das Profil definierenden Flansch aufweisen;
  • - es werden die Versteifungskörper in ein Vorderkantenprofil eingefügt, welches ein hülsenförmiges Werkzeug definiert, derart, daß der das aerodynamische Profil definierende Flansch der Versteifungskörper im wesentlichen mit dem Profil des hülsenförmigen Werkzeugs übereinstimmt;
  • - es werden die Profilflansche erhitzt;
  • - es wird gleichzeitig ein Blatt aus verfestigtem, thermoplastischem Verbundmaterial auf einen vorbestimmten Betrag vorerhitzt,
  • - es wird das Blatt auf dem hülsenförmigen Werkzeug angeordnet, und das Blatt wird unter Druck verformt, um das Profil des hülsenförmigen Werkzeugs und der Profilflansche der Versteifungskörper anzunehmen, so daß diese durch Schmelzverschweißung auf dem Blatt festgelegt werden, um einen Vorderkanten-Unteraufbau zu definieren, worauf aus dem thermoplastischen, verfestigten Verbundmaterial mit geringerem Modul ein Untersparren hergestellt wird, der in Spannrichtung verlaufende, obere und untere Befestigungsträger und einen Sparrensteg aufweist;
  • - es wird dieser Vorderkanten-Unteraufbau an dem Untersparren an wenigstens den oberen und unteren Trägerbefestigungen angeschweißt, wodurch ein schmelzverschweißter Vorderkanten-Aufbau erlangt wird.
  • Das Verfahren kann einen Schritt aufweisen, in dem der Untersparren aus einem getrennten oberen Träger und einem Sparrensteg durch Druckformung in einem Schmelzverschweißungsverfahren hergestellt wird.
  • Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist ein Flugzeugtragflügel vorgesehen, der folgende Bestandteile aufweist:
  • - ein struktureller Tragflügelkasten-Aufbau mit wenigstens einem Frontsparren, einem hinteren Sparren und oberen und unteren aerodynamischen Hautprofilen;
  • - einen Hinterkanten-Aufbau, der hinter dem rückwärtigen Sparren liegt und
  • - einen festen Vorderkanten-Aufbau, der sich von dem Frontsparren nach vorn erstreckt, wobei der feste Vorderkanten-Aufbau aus einem schmelzverschweißten, thermoplastischen Verbundmaterial mit niedrigem Modul besteht, um Belastungsspitzen zu vermindern, die durch die Biegung des Tragflügels eingeführt werden.
  • Der Tragflügel kann einen Tragflügelversteifungskastenträger aufweisen, der wenigstens einen Frontsparren, einen hinteren Sparren und obere und untere aerodynamische Hautprofile sowie einen Hinterkanten-Aufbau besitzt, der hinter dem rückwärtigen Sparren liegt und außerdem einen festen Vorderrand-Aufbau gemäß dem ersten Merkmal der Erfindung, der vor dem Frontsparren liegt.
  • Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
  • Fig. 1 ist eine Seitenansicht eines festen Vorderkanten-Aufbaus eines Tragflügels mit herkömmlicher Konstruktion.
  • Fig. 2 zeigt im einzelnen den Vorderkanten-Aufbau gemäß Fig. 1.
  • Fig. 3 ist eine Ansicht des Hilfssparrens des Vorderkanten-Aufbaus, betrachtet in Richtung des Pfeiles 3 gemäß Fig. 2.
  • Fig. 4 - 7 veranschaulichen Stufen der Herstellung eines durch Schmelzverschweißen hergestellten thermoplastischen Hilfssparrens.
  • Fig. 8 - 12 veranschaulichen Stufen in der Herstellung der thermisch geformten Komponententeile.
  • Fig.13 - 16 veranschaulichen Stufen in der Herstellung des schmelzverschweißten Vorderrand-Unteraufbaus.
  • Fig.17 und 18 veranschaulichen die Herstellung und Installation des Hilfssparrens im Unteraufbau gemäß Fig. 16.
  • Fig. 19 veranschaulicht schematisch einen typischen Vorderkanten-Aufbau gemäß der vorliegenden Erfindung.
  • Fig. 1 zeigt einen typischen Querschnitt durch einen festen Vorderkanten-Aufbau 1 eines Tragflügels, der sich vor dem Tragflügelfrontsparren 2 erstreckt und einen Vorderrand-D-Nasen- Aufbau 3 und obere und untere Abschlußtafeln 4 und 5 aufweist. Strichpunktiert dargestellt ist ein Vorderkantenvorflügel 6.
  • Der dargestellte D-Nasen-Aufbau ist von herkömmlicher, metallischer Konstruktion, wie dies deutlicher aus den Fig. 2 und 3 hervorgeht. Beispielsweise ist er aus einer Aluminium-Lithium- Legierung hergestellt. Die Nasenhaut 7, die chemisch zwischen den Stegen geätzt ist, wurde um Rippen 8 geformt, die das aerodynamische Profil definieren. Die Rippen sind durch Winkel 9 am Hilfssparren 10 festgelegt. Dieser Hilfssparren weist obere und untere Flansche 11 bzw. 12 auf, die eine Auflage für die Nasenhaut 7 und für die Abschlußtafeln 4 und 5 bilden. Der obere Flansch wird an jeder Rippe über einen Eckträgeraufbau 13 gehaltert. Der Hilfssparrensteg weist mehrere Löcher 14 zur Gewichtsersparnis und verschiedene Ausschnitte 15 und 16 über die Länge auf, und zwar aus Gründen, die hier nicht diskutiert werden. Der gesamte Aufbau ist in einzelnen Reihen und mit gestaffeltem Anstieg vernietet und der Rippenabstand beträgt im typischen Fall 192 mm.
  • Einer der Nachteile der Aluminium-Lithium-Legierung besteht beispielsweise darin, daß sie aus einem Material mit hohem Modul besteht, wobei das Modul um viermal größer ist als jenes des Glasfaserverbundmaterials. Infolge des höheren Moduls des Materials kompliziert sich der Aufbau, weil Spannungsspitzen in dem Vorderkanten-Aufbau, die durch Biegung des Tragflügels eingeführt werden, vermieden werden müssen.
  • Demgemäß könnte die Benutzung eines Materials mit niedrigerem Modul zu einem leichteren und einfacheren Aufbau führen. Es gibt eine weitere Komplikation bei den herkömmlich hergestellten Aufbauten, weil es notwendig ist, eine große Zahl von Nieten zu benutzen.
  • Der Hauptvorteil des thermoplastischen Kunstharzes besteht in der kostengünstigen Verarbeitung zwecks Schaffung eines großen, einstückigen Aufbaus. Das Herstellungsprinzip basiert auf einem Thermoherstellungsverfahren. Infolge der Umkehrbarkeit der thermoplastischen Kunstharze hat es sich als möglich erwiesen, die D-Nasenhaut unter Anwendung geeigneter Wärme und bei einem geeigneten Druck durch Pressen zu verformen, wobei gleichzeitig vorgeformte Rippen und Versteifungskörper in einem erhitzten Werkzeug vorgeformt werden können. Es waren nur wenige Minuten erforderlich, um einen typischen, z.B. 1,8 m langen, D-Nasenabschnitt herzustellen, und sämtliche Rippen und Versteifungskörper werden durch Verschmelzung mit der Haut während einer einzigen Herstellungsoperation erzeugt.
  • Dieses kosteneffektive Verbindungsverfahren schafft die Möglichkeit, die Rippenteilung zu vermindern, und so kann eine dünnere Haut benutzt werden, obgleich das aerodynamische Profil aufrechterhalten wird. Ein ähnliches Verfahren ist für den Hilfssparren und die oberen und unteren Sparrenträger möglich.
  • Der thermische Herstellungsprozess wird benutzt, um ein flaches, erstarrtes Laminat in eine komplexe Gestalt umzuformen, ohne daß die Dicke des Ausgangsmaterials verändert würde. Wenn das Verfahren bei der Herstellung einer D-Nase benutzt wird, ergeben sich mehrere Herstellungsschritte, wie dies im folgenden beschrieben wird.
  • Die Fig. 8 bis 12a zeigen die Thermoherstellung von sekundären Komponenten, beispielsweise Rippen 17, Versteifungsgliedern 18 und für den oberen Träger 19 des Hilfssparrens. Die Herstellung erfolgt durch ein ähnliches Verfahren. Beispielsweise zeigen die Fig. 8 bis 11 die Herstellung von Rippen 17 durch Vorerhitzung des Laminats 20 in einem Infrarotofen 21 auf Temperaturen von 345º C und durch schnelle Überführung in eine Formpresse 22, wo eine Formgebung bei 100 bis 200 psi erfolgt. Die Zykluszeiten liegen zwischen 2 und 10 Minuten, je nach der Materialdicke und der Teilegeometrie. Anschließend werden die Bauteile auf ihre endgültige Gestalt zugeschnitten.
  • Gemäß Fig. 13 bis 16 sind Rippen 17 und Versteifungsglieder 18 in Schlitzen 23 eines Thermoformwerkzeugs 24 eingelegt, auf dem die D-Nasenhaut 28 geformt wird. Obgleich ein einstückiges Formwerkzeug dargestellt ist, kann, falls erforderlich, auch ein mehrteiliges Werkzeug benutzt werden, um eine Anpassung an die Rippen und Versteifungsglieder zu gewährleisten, und um danach ein Wegziehen zu ermöglichen. Wie in Fig. 14 dargestellt, wird dieses Werkzeug in einem Infrarotofen 26 derart eingelegt, daß die Befestigungsflansche 27 erhitzt werden und die übrigen Teile des Aufbaus gegen Hitze durch die thermische Masse des Werkzeugs 24 geschützt werden.
  • Gleichzeitig wird außerdem ein verfestigtes Laminat 28 zwecks Erzeugung der D-Nasenhaut in einem Infrarotofen (nicht dargestellt) erhitzt, und bei Vollendung des Erhitzungszyklus wird es einem Formaufbau zugeführt, der aus einem Thermoformwerkzeug 24 und einer Matrize 29 (Fig. 15) besteht, wo es gepreßt wird, um die Gestalt der Hauptnasenhaut einzunehmen. Die erhitzten Flansche der Sekundärkomponenten 17, 18 werden durch Schmelzverschweißung mit dem Laminat verbunden, wenn ein Druck ausgeübt wird.
  • Das Werkzeug muß vorzugsweise als Mehrfachelement-Anordnung ausgebildet sein, um die Flansche 27 zu tragen, wodurch sich eine minimale Verzerrung ergibt, wenn ein Druck ausgeübt wird. Die im Werkzeug liegenden thermoplastischen Teile werden durch Anwendung von Hitze auf ihre Flansche nochmals bearbeitet, ohne daß eine Verschlechterung der Materialeigenschaften eintritt. Das Werkzeug wird schließlich abgenommen und der Aufbau (Fig.16) kann einer Endbearbeitung unterworfen werden.
  • Vorzugsweise weist der verfestigte Laminataufbau, der die D- Nasenhaut 28 bildet, eine Blitzschlag-Aluminium-Folie oder ein Geflecht auf.
  • Nunmehr wird auf die Fig. 4 bis 7 Bezug genommen. Der obere Träger 19 des Hilfssparrens liegt innerhalb eines Mehrelementen- Formwerkzeugs 30, und seine Befestigungsoberfläche wird durch teilweisen Einschluß in einem Infrarotheizapparat 31 erhitzt. In gleicher Weise wird ein weiteres verfestigtes Laminat 32, welches einen Hilfssparrensteg trägt, in einem Infrarotapparat gemäß Fig. 5 erhitzt und danach in das Formwerkzeug 30 überführt. In diesem Preßformwerkzeug wird ein Druck auf das obere Werkzeugelement 33 ausgeübt, wodurch der obere Träger 19 durch Schmelzverschweißung daran befestigt wird, und ein unterer Befestigungsflansch wird integral hergestellt, um einen Hilfssparrenaufbau 34 herzustellen.
  • Vorzugsweise wird eine Aluminiumfolie 40 auf dem inneren Teil des Hilfssparren-Aufbaus aufgeklebt, um die direkte oder indirekte Wirkung von Blitzschlägen in der Nähe der empfindlichen elektrischen Steuersysteme und der Kabelzüge zu verhindern, wenn der Vorderkanten-Aufbau am Tragflügel angebaut wird.
  • Bei der Endmontage des Hilfssparrens an dem D-Nasen-Aufbau werden die Rippen 17 und die Versteifungsglieder 18 an dem Hilfssparren-Aufbau 34 verbolzt, während der D-Nasen-Hilfsaufbau und der Hilfssparren-Aufbau 34 miteinander durch Verschmelzungsverschweißung von oberen und unteren Trägern verbunden werden, wie dies aus Fig. 18 erkennbar ist. Ein Verfahren zur Durchführung besteht darin, Druckblöcke 35, 36, 37 und 38 anzusetzen und ein Widerstandsschweißverfahren anzuwenden. Stattdessen kann auch eine Induktionsverschweißung mit nicht dargestellten Rollen durchgeführt werden, wodurch die Blöcke ersetzt würden.
  • Fig. 19 zeigt eine perspektivische Teilansicht eines typischen D-Nasenaufbaus. Nicht dargestellt sind hier die oberen Auflageteile 39, die innerhalb des oberen Trägers des Hilfssparren- Aufbaus angeordnet sind. Obgleich nicht dargestellt, sind diese Stützglieder vorgesehen, um eine ausreichende Leitfähigkeit zwischen dem darunterliegenden Aluminiumgewebe der D-Nasenhaut, der Aluminiumfolie des Hilfssparrens und der Flugzeugzelle zu gewährleisten.
  • Obgleich das Ausführungsbeispiel, und insbesondere Fig. 13, die Benutzung von nur einer Rippe und eines Versteifungsgliedes zeigen, so stellt dies doch nur ein Ausführungsbeispiel dar und die Zahl der Komponententeile richtet sich natürlich nach den baulichen und aerodynamischen Erfordernissen.

Claims (5)

1. Thermoplastische, schmelzverschweißte Vorderkante für die aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges mit einer Vorderkantenhaut (28), mit einem oder mehreren ein aerodynamisches Profil definierenden Versteifungskörpern (17, 18), die in Spannrichtung im Abstand zueinander innerhalb der Vorderkantenhaut (28) angeordnet sind, und mit einem in Spannrichtung verlaufenden Hilfsholm (34), wobei jeder der Komponententeile aus einem verfestigten Verbundmaterial mit geringem Modul besteht, und die Vorderkantenhaut (28) an den Versteifungskörpern (17, 18) und an dem Hilfsholm durch ein thermoplastisches Fusionsverschweißungs-Verfahren festgelegt sind.
2. Verfahren zur Herstellung einer thermoplastischen, schmelzverschweißten Vorderkante für die aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges mit den folgenden Schritten:
- aus einem vorerhitzten, verfestigten, thermoplastischen Verbundmaterial mit niedrigem Modul werden durch Druckverformung ein oder mehrere Versteifungsglieder (17, 18) hergestellt, die wenigstens einen ein aerodynamisches Profil definierenden Flansch (27) aufweisen,
- es werden die Versteifungsglieder (17, 18) in einem das Vorderrandprofil definierenden Matrizenformwerkzeug (24) derart eingelegt, daß der das aerodynamische Profil definierende Flansch (27) der Verstärkungskörper (17, 18) im wesentlichen mit dem Profil des Matrizenformwerkzeugs (24) übereinstimmt,
- es werden die Profilflansche (27) erhitzt,
- es wird gleichzeitig ein Blatt aus einem verfestigten, thermoplastischen Verbundmaterial (28) auf einen vorbestimmten Betrag vorerhitzt,
- es wird das Blatt (28) auf das Matrizenformwerkzeug (24) aufgelegt und durch Druck wird das Blatt so verformt, daß es dem Profil des Matrizenformwerkzeugs (24) und den Profilflanschen (27) der Versteifungsglieder (17, 18) derart angepaßt wird, daß eine Schmelzverschweißung mit dem so geformten Blatt (28) hergestellt wird, um einen Vorderkanten-Unteraufbau (17, 18, 28) zu definieren, und es wird aus einem verfestigten, thermoplastischen Verbundmaterial mit niedrigem Modul ein Hilfsholm (34) hergestellt, der in Spannrichtung verlaufende, obere und untere Befestigungsträger und einen Holmsteg (32) aufweist,
- es wird der Vorderkanten-Unteraufbau (17, 18, 28) auf dem Hilfssparren (34) wenigstens an den oberen und unteren Trägerbefestigungen angeschweißt, wodurch ein fusionsverschweißter Vorderkanten-Aufbau (17, 18, 28, 34) erhalten wird.
3. Verfahren zur Herstellung nach Anspruch 2 mit dem Schritt der Herstellung des Hilfsholmes (34) aus einem getrennten, oberen Befestigungsträger (19) und einem Holmsteg (32) durch Druckverformung in einem Schmelzschweißverfahren.
4. Flugzeugtragflügel mit den folgenden Merkmalen:
- ein Flügelkastenprofil mit wenigstens einem Frontholm (2), einem rückwärtigen Holm und einem oberen und einem unteren aerodynamischen Hautprofil,
- ein Nachlaufkanten-Aufbau liegt hinter dem hinteren Holm und
- ein fester Vorderkanten-Aufbau (17, 18, 28, 34) verläuft von dem Frontholm (2) nach vorn, wobei der feste Vorderkanten- Aufbau aus einem thermoplastischen, schmelzverschweißten Verbundmaterial mit geringem Modul hergestellt ist, um Spannungsspitzen zu vermindern, die durch die Biegung des Tragflügels eingeführt werden.
5. Flugzeugtragflügel mit einem Flügelkastenprofil, das wenigstens einen Frontholm (2), einen rückwärtigen Holm und obere und untere aerodynamische Hautprofile aufweist, wobei ein Hinterkanten-Aufbau hinter dem hinteren Holm angeordnet ist und ein fester Vorderkanten-Aufbau (17, 18, 28, 34) gemäß Anspruch 1 vor dem Frontholm (2) angeordnet ist.
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