EP2557389A2 - Strukturkomponente für ein operationelles Flugkörpersystem - Google Patents

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EP2557389A2
EP2557389A2 EP20120005609 EP12005609A EP2557389A2 EP 2557389 A2 EP2557389 A2 EP 2557389A2 EP 20120005609 EP20120005609 EP 20120005609 EP 12005609 A EP12005609 A EP 12005609A EP 2557389 A2 EP2557389 A2 EP 2557389A2
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EP
European Patent Office
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metal foam
missile
foam body
structural component
component
Prior art date
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EP20120005609
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English (en)
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EP2557389B1 (de
EP2557389A3 (de
EP2557389B8 (de
Inventor
Thomas Dr. Klaffert
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MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
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Publication date
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Publication of EP2557389B1 publication Critical patent/EP2557389B1/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/72—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the material

Definitions

  • the invention relates to a mechanical structural component for an operational missile system, to a method for producing the structural component in connection with the use of metal foam for the structural component.
  • structural components represent weight, stiffness and accuracy-relevant components for integrated drive kinematics, which can also decisively influence the integration effort during assembly of the missile.
  • a first aspect of the invention relates to a structural component for a missile, in particular for an operational missile system.
  • the missile may be an unmanned missile.
  • the missile may have a drive, but need not include a drive.
  • missile in the following with the English term “missile” which can describe a rocket, a cruise missile and a projectile.
  • a missile in this sense can be designed to detect a potential target, to head for this goal and / or to develop a desired effect there.
  • the missile may include means and devices to perform at least one of these tasks independently. It is also possible that the missile is remotely controlled at least temporarily.
  • the missile may be a military missile, so may be used to combat a target.
  • the missile may comprise an explosive device and / or be designed for single use.
  • the missile is used for reconnaissance purposes and / or returns to its launch site.
  • a structural component may be a component of the missile which serves for mechanical support, mechanical vibration damping, electrical ground connection, electromagnetic shielding, as heat sink and / or for thermal shielding of at least one further component of the missile.
  • This further component may include, for example, the drive, the controller, and / or the payload of the missile. It is also possible that another component is another structural component.
  • a structural component may comprise at least one mechanical interface for a further component, via which the further component is mechanically supported by the structural component.
  • a structural component can essentially form the complete support structure of the missile or at least one segment of the missile.
  • the structural component comprises a metal foam body.
  • the metal foam body can serve for mechanical stiffening and / or mechanical damping and / or electrical shielding or ground connection of the structural component or the missile.
  • a metal foam can be described as a solid metal body, which has randomly distributed cavities (or pores) in its interior, the volume of which accounts for most of the volume filled by the solid.
  • the metal for example, aluminum or an aluminum alloy can be used.
  • metal foam can provide numerous benefits in terms of both the manufacture of the missile and the missile itself.
  • the structural components can be compared with the construction of bone, which have high strength with low weight.
  • Metal foam is usually easy to process and to the desired shape. Even complicated shaped parts can be produced by foaming a corresponding shape and possibly by a subsequent mechanical finishing. In combination with the low material consumption thus the total piece costs of missiles, especially for large quantities, can be reduced.
  • inner and outer contours of the missile structures can be made easier without gaining weight be, resulting in a manufacturability with reduced tooling costs.
  • the molds can be made simpler.
  • the mechanical interfaces to other components can be redesigned due to the use of metal foam, which can also lead to further cost reduction.
  • connections to other components or components of the missile can be created with foamed inlays and large-area adhesive surfaces.
  • Another aspect of the invention relates to a use of metal foam for a structural component of a missile or the use of metal foam in a structural component of a missile.
  • the metal foam body comprises closed-cell metal foam.
  • closed cell metal foam a dense (i.e., liquid and gas impermeable) metal foam body having smooth surfaces can be provided.
  • the pores are mostly not in communication with each other.
  • the metal foam body can be constructed like a bone in this case.
  • the metal foam body may comprise open-pored metal foam.
  • the pores can be largely crosslinked with each other.
  • the metal foam body can thus be constructed like a sponge.
  • the structural component with an outer surface forms an outer portion of the missile.
  • a surface of the structural component may form an outer surface of the missile.
  • Such outer or inner boundary surfaces of the foam body may additionally be provided by a (non-bearing) coating or thin-walled parts adhering thereto (such as sheet metal parts, pipes, etc.) and stiffen.
  • the missile may for example be at least partially constructed of segments of metal foam that provide the inner support structure and the outer shell of the missile.
  • the outer surface may form part of the shell or the outer skin of the missile.
  • the structural component can provide struts inside the missile.
  • a part or the entire integral structure of the missile may be formed with the metal foam.
  • the missile may comprise a plurality of segments.
  • the support structure of the missile or at least the segment may consist essentially entirely of metal foam. In this way, it is possible to dispense almost completely with further supporting structures in addition to the metal foam.
  • the metal foam body is formed by machining a metal foam blank.
  • the metal foam body can be produced within a (reusable mold) and can be partially post-machined after solidification. Especially with closed-pore metal foam, a subsequent processing by changing the surface or by the visibility of the pores can be seen.
  • the metal foam body is formed within a foaming mold or by foaming a mold. Possibilities for forming metal foam are described below.
  • a metal powder can be mixed with a blowing agent and then compacted into semi-finished products, which are poured into a mold and liquefied by heating. The propellant gasses in the liquid phase and creates the voids that remain after solidification of the metal.
  • the metal foam body has a first density at at least one first location and a second density that differs from the first density at at least one second location.
  • the bulk density of the semifinished products from this starting material and / or the structure of the casting mold can be achieved via the composition of the starting material, so that the foaming density in places via the metering of the blowing agent or via the locally introduced mass of compacted semi-finished products (according to bulk density) at the first Produces more gas than at a second location, which in the first place larger pores and the density of the metal foam at this point decreases.
  • the metal foam body may have a closed shell with a porous core, which has a density distribution corresponding to the mechanical load, as it is known from the bone structure.
  • the structural component comprises at least one component of the missile that completely or partially into the metal foam body foamed or enclosed.
  • Several components at the same time can be foamed into the metal foam. In this way, complicated support structures for the component can be completely eliminated.
  • the mechanical connection of several components can be realized in a simple manner.
  • the structural component comprises at least one insert (also called an inlay), which is connected to the metal foam body and which serves for fastening a further component of the missile.
  • the insert can be foamed during the production of the metal foam body or can be glued into a corresponding recess of the metal foam body.
  • Such inserts can form reference and contact surfaces and at the same time form elements such as threads, adhesive surfaces, etc. record.
  • Another aspect of the invention relates to a method for producing a structural component of a missile with metal foam.
  • a metal foam body of the structural component can be formed by machining a metal foam blank.
  • the metal foam body can also be produced in the desired shape (for example by forming the metal foam body contour corresponding to the mold to be foamed out) and then optionally post-processed.
  • a plurality of metal foam bodies can be connected or foamed together by means of other methods within a common mold. In particular mechanically processed foam surfaces can form ideal conditions for solid potting to be integrated components by their open porosity.
  • the method comprises the steps of providing a hollow body blank and reshaping the hollow body blank by means of a hydroforming process to form a hollow body with a desired contour, which can represent an outer skin and / or inner skin of the missile.
  • a desired contour which can represent an outer skin and / or inner skin of the missile.
  • This is also a bulkhead, z. B. as thermal protection against an engine duct, feasible.
  • a deliberately introduced, thermal bias for selectively influencing the thermal expansion and deformation properties of the later structural component can be generated.
  • the method comprises the steps of coating at least one inner surface of a hollow body or bodies with an adhesive layer, for example nickel, and forming the metal foam body by foaming the hollow body.
  • the casting mold can be a later component of the missile. It is also possible that a hollow body is foamed, which then forms an inner contour of the metal foam body.
  • the structural component can be formed as a hybrid structure of a metal foam body and an example thin-walled hollow body. Due to the adhesion of the metal foam to nickel-plated surfaces, there is an almost unlimited possibility of expansion to hybrid structures in connection with thin-walled profiles, which can be attached and integrated in a kink-resistant and buckling-free manner. For this purpose, both outer and inner contours come into question, which can be produced by hydroforming process.
  • the method comprises the step of: lathering and / or foaming a component of the missile into the metal foam body.
  • a component of the missile For example, components of drive, Control and / or payload are connected in this way firmly with the support structure.
  • the method comprises the steps of coating the metal foam body with a coating for protecting outer surfaces, inner surfaces and / or interface surfaces of the missile.
  • the Fig. 1 shows an operational missile system 10 in the form of a cruise missile 10 with elevation and Leitruder 12, which has a substantially torpedo-shaped outer contour.
  • the cruise missile 10 is divided into a plurality of sections or segments 14a, 14b, 14c, 14d in the longitudinal direction, which can be manufactured separately from each other and finally connected to each other.
  • each of the segments 14a, 14b, 14c, 14 comprises a structural component 18a, 18b, 18c, 18d.
  • the structural component 18a comprises a metal foam body 20a, 20a ', in which a plurality of inserts 24 are incorporated, which have connecting elements such as a thread, an adhesive surface or a spring tongue.
  • a component 22a for example a camera system, is partially surrounded by the metal foam body 20a, 20a 'and connected via the inserts 24 to the metal foam body 20a, 20a'.
  • the part of the metal foam body 20a has a higher density than the part of the metal foam body 20a '.
  • a payload 22a such as an explosive device, may also be fastened in the metal foam body 20a, 20a '.
  • the structural component 18b comprises two metal foam bodies 20b, 20b '.
  • the tubular metal foam body 20b has been foamed, for example, in a recyclable form, the metal foam body 20b ', for example, cut out of a blank.
  • the metal foam bodies 20b, 20b ' were connected to each other and to a component 22b, for example a control computer and the resulting structural component 18b coated with a coating 28 which is to protect the missile 10 from the weather.
  • the individual metal foam bodies 20b, 20b ' may either be milled out of a metal foam blank or foamed in a reusable form. Thereafter, the two bodies 20b, 20b 'may be joined together (e.g. by gluing, soldering or welding) and coated with a coating 28.
  • the structural component 18c comprises a thin-walled tubular hollow body 26 in the interior of which a component 18c, for example a tank, is arranged.
  • the component 18 c is foamed into a metal foam body 20 c, which in turn was produced by foaming the hollow body 26.
  • the structural component 18d comprises a metal foam body 20d, which has been produced from a metal foam blank by reworking. Into the cylindrical opening in the metal foam body 20d, a member 22d such as an electromechanical adjusting system was inserted and bonded to the metal foam body 20d.
  • the electromechanical actuating system 22d can be foamed in metal foam analogously to 18c.
  • Metal foam can generally be made in the following manner: First, a starting material comprising a metal and a blowing agent is provided. Subsequently, the starting material is heated, wherein the metal is liquefied and the propellant releases a gas, so that pores are formed in the metal and the metal foam is formed.
  • the starting material can be placed in a mold and then heated. Also, the starting material may be first heated and then filled in liquid form into the mold. After solidification of the liquid metal, the pores remain in the metal.
  • the Fig. 3 shows a flowchart for a method for producing the structural component 18d from a blank, which is reworked.
  • a metal foam blank is provided, which in the present case may have substantially the shape of a cylinder.
  • the blank is machined, for example, by milling a cylinder opening and / or by removing material on the outside) to form the metal foam body 20d.
  • a step S14 the component 22d is inserted into the metal foam body 20d and glued.
  • a step S16 the outer surface of the metal foam body 20d is coated with a coating, for example to form an environmentally resistant outer surface.
  • the Fig. 3 shows a flowchart for a method for producing the structural component 18c by foaming.
  • a metal blank for example a pipe
  • a base component 26 is formed by hydroforming the metal blank.
  • hydroforming a blank is placed in a reusable form which, for example, in a tube, can form an internal cavity mold with two punches at the end. Thereafter, a pressure is built up on the (or in) the blank, so that the blank is applied to a surface of the mold.
  • the metal blank is subjected to high pressure in the interior, which presses it against the inside of the mold.
  • the base component 26 is coated on the inside with nickel.
  • a step S36 the component 22c is inserted into the base component 26.
  • a step S38 the component 22c is foamed in the base component 26, so that the metal foam body 20c is formed. Due to the nickel coating, the metal foam body connects to the base component 26.
  • the Fig. 3 shows a flowchart for a method for producing the structural component 18a by foaming or foaming.
  • a reusable form is provided.
  • the mold can be provided on its inner surfaces with a release agent.
  • a first quantity of primary material is arranged at a first position of the mold and a second quantity of primary material is arranged at a second position of the mold.
  • a step S54 the inserts 24 are arranged in the mold.
  • a step S56 the starting material is heated in the mold so that a metal foam 20a having a first pore size is formed at the first location and a metal foam 20a 'having a second pore size is formed at the second location.
  • a step S58 the reusable mold is removed after cooling the metal foam.
  • a step S60 the component 22a is inserted into the metal foam body 20a, 20a 'and the component 22a is connected to the metal foam body 20a, 20a' via the inserts 24.
  • a step S62 the structural component 18a is coated with a coating 28.
  • the openings in the metal foam body 20a, 20a 'for the inserts 24 can also be milled in the metal foam body 20a, 20a' or provided during casting become.
  • the inserts 24 can then be glued into these openings in this case.

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Abstract

Eine Strukturkomponente 18a, 18b, 18c, 18d für ein operationelles Flugkörpersystem 10 umfasst einen Metallschaumkörper 20a, 20a', 20b, 20c, 20d.

Description

    GEBIET DER ERFINDUNG
  • Die Erfindung betrifft eine mechanische Strukturkomponente für ein operationelles Flugkörpersystem, ein Verfahren zum Herstellen der Strukturkomponente in Verbindung mit der Verwendung von Metallschaum für die Strukturkomponente.
    • HINTERGRUND DER ERFINDUNG
  • Im militärischen Bereich operationeller Flugkörpersysteme werden zahlreiche Typen von Flugkörpern, wie etwa Raketen und Marschflugkörper, eingesetzt, die teilweise auch in großer Zahl und zur einmaligen Verwendung gefertigt werden. Im Gegensatz zu strategischen Flugkörpern, wie beispielsweise Interkontinentalraketen oder Trägersystemen in der Raumfahrt, wird von operationellen Flugkörpersystemen stets eine sofortige Einsatzbereitschaft gefordert, ohne dass es besonderer Aufrüstungsmaßnahmen vor einem Einsatz bedarf.
  • Die eingesetzten Strukturkonzepte und Fertigungsverfahren, die sich bei Flugkörpern mit hohen Genauigkeitsanforderungen und in zumeist geringeren Stückzahlen bewährt haben, können bei Flugkörpern mit geringen bzw. mittleren Genauigkeitsanforderungen, die teilweise in sehr großen Stückzahlen gefertigt werden, zu hohen Kosten führen.
  • Diese Fertigungsverfahren stoßen in Verbindung mit den zugehörigen Auslegungs- und Gestaltungsregeln in der Entwicklung zunehmend an Grenzen bezüglich der erzielbaren Stückkosten, da ab bestimmten Losgrößen keine signifikanten Kostenreduktionen mehr zu ermöglichen sind. Als Beispiele können hier "Verlorene Kerne" zur Erzeugung verrippter Innenkonturen von Gussteilen mit Hinterschnitten und der Verschleiß von Schieberwerkzeugen genannt werden.
  • Andererseits lässt sich die Komplexität tragender Strukturkomponenten nicht beliebig reduzieren, da sie beispielsweise sämtliche mechanische Schnittstellen bereitstellen müssen, thermischen und EMV-Anforderungen genügen müssen und/oder zugleich die Aerodynamik der Flugkörper-Außenhaut beeinflussen können.
  • Strukturkomponenten stellen in der Regel für integrierte Antriebskinematiken gewichts- und steifigkeits- und genauigkeitsrelevante Bauteile dar, die auch entscheidend den Integrationsaufwand bei der Montage des Flugkörpers beeinflussen können.
    • ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
  • Es ist eine Aufgabe der Erfindung, Flugkörper kostengünstiger herzustellen.
  • Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand der unabhängigen Ansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen der Erfindung ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen und aus der folgenden Beschreibung.
  • Ein erster Aspekt der Erfindung betrifft eine Strukturkomponente für einen Flugkörper, insbesondere für ein operationelles Flugkörpersystem.
  • Der Flugkörper kann ein unbemannter Flugkörper sein. Der Flugkörper kann einen Antrieb aufweisen, muss aber keinen Antrieb umfassen. Insgesamt ist zu verstehen, dass der Begriff "Flugkörper" im Folgenden mit dem englischen Begriff "missile" gleichzusetzen ist, der eine Rakete, einen Marschflugkörper und ein Geschoss beschreiben kann.
  • Eine Flugkörper in diesem Sinne kann dazu ausgeführt sein, ein potentielles Ziel zu erfassen, auf dieses Ziel zu zusteuern und/oder dort eine gewünschte Wirkung zu entfalten. Der Flugkörper kann dazu Mittel und Vorrichtungen umfassen, wenigstens eine dieser Aufgaben selbständig auszuführen. Es ist auch möglich, dass der Flugkörper zumindest zeitweise ferngesteuert wird.
  • Insbesondere kann der Flugkörper ein militärischer Flugkörper sein, kann also dazu eingesetzt werden, ein Ziel zu bekämpfen. Beispielsweise kann der Flugkörper einen Sprengsatz umfassen und/oder zur einmaligen Verwendung ausgelegt sein. Es ist jedoch auch möglich, dass der Flugkörper zu Aufklärungszwecken eingesetzt wird und/oder zu seinem Startplatz zurückkehrt.
  • Eine Strukturkomponente kann ein Bauteil des Flugkörpers sein, das zur mechanischen Abstützung, mechanischen Schwingungsdämpfung, elektrischen Masseanbindung, elektromagnetischen Abschirmung, als Wärmesumpf und/oder zur thermischen Abschirmung wenigstens eines weiteren Bauteils des Flugkörpers dient. Dieses weitere Bauteil kann beispielsweise den Antrieb, die Steuerung, und/oder die Nutzlast des Flugkörpers umfassen. Auch ist es möglich dass ein weiteres Bauteil eine weitere Strukturkomponente ist.
  • Eine Strukturkomponente kann wenigstens eine mechanische Schnittstelle für ein weiteres Bauteil umfassen, über die das weitere Bauteil mechanisch von der Strukturkomponente abgestützt wird. Insbesondere kann eine Strukturkomponente im Wesentlichen die vollständige Tragestruktur des Flugkörpers oder zumindest eines Segments des Flugkörpers bilden.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst die Strukturkomponente einen Metallschaumkörper. Der Metallschaumkörper kann dabei zur mechanischen Versteifung und/oder mechanischen Dämpfung und /oder elektrischen Abschirmung bzw. Masseanbindung der Strukturkomponente bzw. des Flugkörpers dienen.
  • Ein Metallschaum kann als Festkörper aus Metall beschrieben werden, der in seinem Inneren zufällig verteilte Hohlräume (bzw. Poren) aufweist, deren Volumen den größten Teil des vom Festkörper ausgefüllten Volumens ausmacht. Als Metall kann beispielsweise Aluminium oder eine Aluminiumlegierung verwendet werden.
  • Durch das Verwenden von Metallschaum können sich zahlreiche Vorteile in Bezug auf die Fertigung des Flugkörpers und auch auf den Flugkörper selbst ergeben.
  • Durch zahlreiche vernetzte Hohlräume und insbesondere die Verwendung eines Leichtmetalls wie Aluminium ergeben sich leichte und belastbare Strukturbauteile für den Flugkörper. Die Strukturbauteile können dabei mit dem Aufbau von Knochen verglichen werden, die bei geringem Gewicht eine hohe Festigkeit aufweisen.
  • Metallschaum lässt sich in der Regel leicht verarbeiten und in die gewünschte Form bringen. Auch kompliziert geformte Teile lassen sich durch Ausschäumen einer entsprechenden Form und ggf. durch eine anschließende mechanische Nachbearbeitung herstellen. In Kombination mit dem geringen Materialverbrauch können somit die Gesamtstückkosten von Flugkörpern, insbesondere bei großen Stückzahlen, reduziert werden.
  • Durch einen im Verhältnis wenig aufwendigen Schäumvorgang können Innen- und Außenkonturen der Flugkörperstrukturen ohne Gewichtszunahme einfacher gestaltet werden, was zu einer Herstellbarkeit mit reduziertem Werkzeugaufwand führt. Beispielsweise können die Formwerkzeuge einfacher gestaltet werden.
  • Die mechanisch und elektrisch stark dämpfenden Eigenschaften metallischer Porenstrukturen können im Hinblick auf die EMV direkt nutzbar gemacht werden.
  • Die mechanischen Schnittstellen zu anderen Bauteilen können aufgrund der Verwendung von Metallschaum neuartig gestaltet werden, was auch zu weiterer Kostenreduktion führen kann. Beispielsweise können mit eingeschäumten Inlays und großflächige Klebeflächen Verbindungen zu anderen Bauteilen bzw. Komponenten des Flugkörpers geschaffen werden.
  • Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft eine Verwendung von Metallschaum für eine Strukturkomponente eines Flugkörpers bzw. den Einsatz von Metallschaum in einer Strukturkomponente eines Flugkörpers.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst der Metallschaumkörper geschlossenporigen Metallschaum. Mit geschlossenporigem Metallschaum kann eine dichter (d.h. für Flüssigkeiten und Gase undurchlässiger) Metallschaumkörper mit glatten Oberflächen geschaffen werden. Bei einem geschlossenporigen Metallschaum stehen die Poren größtenteils nicht miteinander in Verbindung. Der Metallschaumkörper kann in diesem Fall wie ein Knochen aufgebaut sein.
  • Es ist aber auch möglich, dass der der Metallschaumkörper offenporigen Metallschaum umfasst. Bei einem offenporigen Metallschaum können die Poren größtenteils miteinander vernetzt sein. Der Metallschaumkörper kann somit wie ein Schwamm aufgebaut sein.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung bildet die Strukturkomponente mit einer Außenfläche einen Außenabschnitt des Flugkörpers. Beispielsweise kann eine Fläche der Strukturkomponente eine Außenfläche des Flugkörpers bilden. Derartige äußere oder innere Grenzflächen des Schaumkörpers können zusätzlich durch eine (nichttragende) Beschichtung versehen werden oder daran haftende dünnwandige Teile (wie Blechteile, Rohre, etc.) abstützen und versteifen. Auf diese Weise kann der Flugkörper beispielsweise zumindest teilweise aus Segmenten aus Metallschaum aufgebaut sein, die die innere Tragestruktur und die Außenhülle des Flugkörpers bereitstellen.
  • Die Außenfläche kann einen Teil der Hülle oder der Außenhaut des Flugkörpers bilden. Anderseits kann die Strukturkomponente Verstrebungen im Inneren des Flugkörpers bereitstellen. Ein Teil oder die gesamte Integralstruktur des Flugkörpers kann mit dem Metallschaum geformt sein.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung kann der Flugkörper mehrere Segmente umfassen. Die Tragestruktur des Flugkörpers oder zumindest des Segments kann im Wesentlichen vollständig aus Metallschaum bestehen. Auf diese Weise kann auf weitere stützende Strukturen neben dem Metallschaum im Wesentlichen fast vollständig verzichtet werden.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist der Metallschaumkörper durch Bearbeiten eines Metallschaum-Rohlings gebildet. Beispielsweise kann der Metallschaumkörper innerhalb einer (wiederverwendbaren Form) erzeugt werden und nach Erstarren partiell zerspanend nachbearbeitet werden. Insbesondere bei geschlossenporigem Metallschaum ist eine nachträgliche Bearbeitung durch Veränderung der Oberfläche oder durch die Sichtbarkeit der Poren erkennbar.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung wird der Metallschaumkörper innerhalb einer Schäumform bzw. durch Ausschäumen einer Form ausgebildet. Möglichkeiten für das Formen von Metallschaum werden weiter unten beschrieben. Beispielsweise kann ein Metallpulver mit einem Treibmittel gemischt und anschließend zu Halbzeugen verdichtet werden, die in eine Form geschüttet und durch Erhitzen verflüssigt werden. Das Treibmittel gast in der flüssigen Phase aus und erzeugt die Hohlräume, die nach dem Erstarren des Metalls bestehen bleiben.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist der Metallschaumkörper an wenigstens einer ersten Stelle eine erste Dichte und an wenigstens einer zweiten Stelle eine zweite sich von der ersten Dichte unterscheidende Dichte auf. Beispielsweise kann über die Zusammensetzung des Vormaterials, die Schüttdichte der Halbzeuge aus diesem Vormaterial und/oder den Aufbau der Gießform erreicht werden, sodass die Schäumdichte stellenweise über die Dosierung des Treibmittels beziehungsweise über die lokal eingebrachte Masse an verdichteten Halbzeugen (gemäß Schüttdichte) an der ersten Stelle mehr Gas erzeugt als an einer zweiten Stelle, wodurch an der ersten Stelle größere Poren entstehen und die Dichte des Metallschaums an dieser Stelle sinkt.
  • Auf diese Weise kann auch gezielt ein Dichtegradient erzeugt werden. Damit kann mit einer lokal gesteuerten Dichteverteilung des Metallschaums eine gezielte Dosierung des Werkstoffeinsatzes realisiert werden. Diese Möglichkeit kann zum Erzielung eines Minimalgewichts für topologisch optimale Leichtbaustrukturen genutzt werden. Beispielsweise kann der Metallschaumkörper eine geschlossene Hülle mit porösem Kern aufweisen, der eine Dichteverteilung entsprechend der mechanischen Belastung aufweist ,so wie es vom Knochenaufbau bekannt ist.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst die Strukturkomponente wenigstens ein Bauteil des Flugkörpers, dass vollständig oder teilweise in den Metallschaumkörper eingeschäumt bzw. eingeschlossen ist. Auch mehrere Bauteile gleichzeitig können in den Metallschaum eingeschäumt werden. Auf diese Weise können komplizierte Stützstrukturen für das Bauteil komplett entfallen. Auch die mechanische Verbindung mehrerer Bauteile lässt sich auf einfache Weise realisieren.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst die Strukturkomponente wenigstens einen Einsatz (auch Inlay genannt), der mit dem Metallschaumkörper verbunden ist und der zum Befestigen eines weiteren Bauteils des Flugkörpers dient. Der Einsatz kann dabei beim Herstellen des Metallschaumkörpers eingeschäumt werden oder kann in eine entsprechende Vertiefung des Metallschaumkörpers eingeklebt werden. Derartige Einsätze können Bezugs- und Anlageflächen bilden und gleichzeitig Formelemente wie beispielsweise Gewinde, Klebeflächen, usw., aufnehmen.
  • Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Strukturkomponente eines Flugkörpers mit Metallschaum.
  • Einerseits kann ein Metallschaumkörper der Strukturkomponente durch Bearbeiten eines Metallschaumrohlings geformt werden. Der Metallschaumkörpers kann aber auch in der gewünschten Form erzeugt (beispielsweise durch Ausbilden der Metallschaumkörperkontur entsprechend der auszuschäumenden Form) und anschließend optional nachbearbeitet werden. Auch können mehrere Metallschaumkörper mittels anderer Verfahren innerhalb einer gemeinsamen Form miteinander verbunden bzw. eingeschäumt werden. Insbesondere mechanisch bearbeitete Schaumflächen können durch ihre Offenporigkeit ideale Voraussetzungen für festes Vergießen zu integrierenden Komponenten bilden.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst das Verfahren die Schritte Bereitstellen eines Hohlkörper-Rohlings und Umformen des Hohlkörper-Rohlings mit einem Innenhochdruck-Umformverfahren zu einem Hohlkörper mit gewünschter Kontur, der eine Außenhaut und/oder Innenhaut des Flugkörpers darstellen kann. Hierdurch ist auch eine Schottwand, z. B. als thermischer Schutz gegenüber einem Triebwerksrohr, realisierbar. In diesem Schritt kann eine gezielt eingebrachte, thermische Vorspannung zur gezielten Beeinflussung der thermischen Ausdehungs- und Verformungenseigenschaften der späteren Strukturkomponente erzeugt werden.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst das Verfahren die Schritte Überziehen wenigstens einer Innenfläche eines oder des Hohlkörpers mit einer Haftschicht, beispielsweise Nickel und Bilden des Metallschaumkörpers durch Ausschäumen des Hohlkörpers. Mit anderen Worten kann die Gießform ein späteres Bauteil des Flugkörpers sein. Es ist auch möglich, dass ein Hohlkörpers umschäumt wird, der dann eine Innenkontur des Metallschaumkörpers bildet.
  • Damit kann die Strukturkomponente als Hybridstruktur aus einem Metallschaumkörper und einem beispielsweise dünnwandigem Hohlkörper gebildet werden. Durch die Haftfähigkeit des Metallschaums auf vernickelten Oberflächen besteht eine nahezu uneingeschränkte Erweiterungsmöglichkeit zu Hybridstrukturen in Verbindung mit dünnwandigen Profilen, die dadurch knicksteif und verwölbungsfrei an- und eingebunden werden können. Hierfür kommen gleichermaßen Außen- und Innenkonturen in Frage, die durch Innenhochdruck-Umformverfahren herstellbar sind.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst das Verfahren den Schritt von: Einschäumen und/oder Ausschäumen eines Bauteils des Flugkörpers in den Metallschaumkörper. Beispielsweise können auch Komponenten von Antrieb, Steuerung und/oder Nutzlast auf diese Weise fest mit der Tragestruktur verbunden werden.
  • Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst das Verfahren die Schritte Beschichten des Metallschaumkörpers mit einer Beschichtung zum Schutz von Außenflächen, Innenflächen und/oder Schnittstellenflächen des Flugkörpers.
  • Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung mit Bezug auf die beiliegenden Figuren detailliert beschrieben.
    • KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN
    • Fig. 1 zeigt eine schematische Außenansicht eines Flugkörpers gemäß einer ersten Ausführungsform der Erfindung.
    • Fig. 2 zeigt eine schematische Ansicht des Flugkörpers aus Fig. 1 im Querschnitt.
    • Fig. 3 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zum Herstellen einer Strukturkomponente gemäß einer Ausführungsform der Erfindung.
    • Fig. 4 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zum Herstellen einer Strukturkomponente gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung.
    • Fig. 5 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zum Herstellen einer Strukturkomponente gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung.
  • Die in den Figuren verwendeten Bezugszeichen und ihre Bedeutung sind in zusammenfassender Form in der Liste der Bezugszeichen aufgeführt. Grundsätzlich sind identische oder ähnliche Teile mit den gleichen Bezugszeichen versehen.
    • DETAILIERTE BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
  • Die Fig. 1 zeigt ein operationelles Flugkörpersystem 10 in der Form eines Marschflugkörpers 10 mit Höhen- und Leitruder 12, der eine im Wesentlichen torpedoförmige Außenkontur aufweist. Der Marschflugkörper 10 ist in mehrere Abschnitt bzw. Segmente 14a, 14b, 14c, 14d in Längsrichtung unterteilt, die getrennt voneinander gefertigt und abschließend miteinander verbunden werden können.
  • Wie in der Fig. 2 angedeutet ist, umfasst jedes der Segmente 14a, 14b, 14c, 14 eine Strukturkomponente 18a, 18b, 18c, 18d.
  • Die Strukturkomponente 18a umfasst einen Metallschaumkörper 20a, 20a', in den mehrere Einsätze 24 eingearbeitet sind, die Verbindungselemente wie ein Gewinde, eine Klebefläche oder eine Federzunge aufweisen. Ein Bauteil 22a, beispielsweise ein Kamerasystem, ist von dem Metallschaumkörper 20a, 20a' teilweise umgeben und über die Einsätze 24 mit dem Metallschaumkörper 20a, 20a' verbunden. Der Teil des Metallschaumkörpers 20a hat eine höhere Dichte als der Teil des Metallschaumkörpers 20a'. Anstatt des Bauteils 22a kann auch eine Nutzlast 22a, wie etwa ein Sprengsatz, im Metallschaumkörper 20a, 20a' befestigt sein.
  • Die Strukturkomponente 18b umfasst zwei Metallschaumkörper 20b, 20b'. Der rohrförmige Metallschaumkörper 20b wurde beispielsweise in einer wiederverwertbaren Form geschäumt, der Metallschaumkörper 20b'beispielsweise aus einem Rohling ausgeschnitten. Die Metallschaumkörper 20b, 20b' wurden miteinander und mit einem Bauteil 22b, beispielsweise einem Steuerungsrechner, verbunden und die entstandene Strukturkomponente 18b mit einer Beschichtung 28 überzogen, die den Flugkörper 10 vor Witterungseinflüssen schützen soll.
  • Im Allgemeinen können die einzelnen Metallschaumkörper 20b, 20b'entweder aus einem Metallschaum-Rohling ausgefräst oder in einer wiederverwendbaren Form geschäumt werden. Danach können die beiden Körper 20b, 20b' miteinander verbunden werden (beispielsweise durch kleben, löten oder schweißen) und mit einer Beschichtung 28 überzogen werden.
  • Die Strukturkomponente 18c umfasst einen dünnwandigen rohrförmigen Hohlkörper 26 in dessen Inneren ein Bauteil 18c, beispielsweise ein Tank, angeordnet ist. Das Bauteil 18c ist in einen Metallschaumkörper 20c eingeschäumt, der wiederum durch Ausschäumen des Hohlkörpers 26 erzeugt wurde.
  • Die Strukturkomponente 18d umfasst einen Metallschaumkörper 20d, der aus einem Metallschaumrohling durch Nachbearbeiten hergestellt wurde. In die zylindrische Öffnung im Metallschaumkörper 20d wurde ein Bauteil 22d, wie etwa ein elektromechanisches Stellsystem, eingefügt und mit dem Metallschaumkörper 20d verbunden.
  • Auch das elektromechanisches Stellsystem 22d kann analog 18c in Metallschaum eingeschäumt werden.
  • In Bezug auf die Fig. 3 bis 5 werden Herstellungsverfahren für die Strukturkomponente 18a bis 18d angegeben. Es ist zu verstehen, dass auch ein gesamter Flugkörper 10 und nicht nur die Abschnitte bzw. Segmente mit den beschriebenen Verfahren hergestellt werden können. Die Verfahren sind kombinierbar. Schritte der Verfahren können weggelassen werden.
  • Metallschaum kann im Allgemeinen auf die folgende Art und Weise hergestellt werden: Zuerst wird ein Vormaterial bereitgestellt, das ein Metall und ein Treibmittel umfasst. Anschließend wird das Vormaterial erhitzt, wobei das Metall verflüssigt wird und das Treibmittels ein Gas abgibt, so dass im Metall Poren entstehen und der Metallschaum gebildet wird. Das Vormaterial kann in eine Gießform gegeben und anschließend erhitzt werden. Auch kann das Vormaterial zuerst erhitzt und dann in flüssiger Form in die Gießform gefüllt werden. Nach dem Erstarren des flüssigen Metalls bleiben die Poren im Metall zurück.
  • Es sind allerdings andersartige Verfahren bekannt, bei denen beispielsweise eine Matrix aus kleinen Körpern mit flüssigem Metall übergossen wird, die nach dem Erstarren des Metalls aus dem entstandenen Körper herausgelöst werden. Das zurückbleibende Metallmaterial kann auch als Metallschaum aufgefasst werden.
  • Die Fig. 3 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zur Herstellung der Strukturkomponente 18d aus einem Rohling, der nachbearbeitet wird.
  • In einem Schritt S10 wird ein Metallschaum-Rohlings bereitgestellt, der im vorliegenden Fall im Wesentlichen die Form eines Zylinders aufweisen kann.
  • In einem Schritt S12 wird der Rohling bearbeitet, beispielsweise durch Ausfräsen einer Zylinderöffnung und/oder durch Abnehmen von Material an der Außenseite), um den Metallschaumkörper 20d zu formen.
  • In einem Schritt S14 wird das Bauteil 22d in den Metallschaumkörper 20d eingeführt und eingeklebt.
  • In einem Schritt S16 wird die Außenfläche des Metallschaumkörpers 20d mit einer Beschichtung beschichtet, beispielsweise zur Bildung einer umweltbeständigen Außenfläche.
  • Die Fig. 3 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zur Herstellung der Strukturkomponente 18c durch Ausschäumen.
  • In einem Schritt S30 wird ein Metall-Rohling, beispielsweise ein Rohr, bereitgestellt.
  • In einem Schritt S32 wird eine Basiskomponente 26 durch Innenhochdruck-Umformen des Metall-Rohlings gebildet. Beim Innenhochdruck-Umformen wird ein Rohling in eine wiederverwendbare Form gebracht, die beispielsweise bei einem Rohr eine Innenhohlform mit zwei Stempeln an den Ende darstellen kann. Danach wird am (oder im) Rohling ein Druck aufgebaut, so dass der Rohling sich an eine Oberfläche der Form anlegt. Im vorliegenden Fall wird der Metall-Rohling im Inneren mit einem hohem Druck beaufschlagt, der ihn an die Innenseite der Form presst.
  • In einem Schritt S34 wird die Basiskomponente 26 an der Innenseite mit Nickel beschichtet.
  • In einem Schritt S36 wird das Bauteils 22c in die Basiskomponente 26 eingelegt.
  • In einem Schritt S38 wird das Bauteils 22c in der Basiskomponente 26 eingeschäumt, so dass der Metallschaumkörper 20c gebildet wird. Aufgrund der Nickelbeschichtung verbindet sich der Metallschaumkörper mit der Basiskomponente 26. Die Fig. 3 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zur Herstellung der Strukturkomponente 18a durch Auschäumen bzw. Einschäumen.
  • In einem Schritt S50 wird eine wiederverwendbaren Form bereitgestellt. Die Form kann an ihren Innenflächen mit einem Trennmittel versehen werden.
  • In einem Schritt S52 wird eine erste Menge Vormaterial an einer ersten Stelle der Form und eine zweite Menge Vormaterial an einer zweiten Stelle der Form angeordnet.
  • In einem Schritt S54 werden die Einsätzen 24 in der Form angeordnet.
  • In einem Schritt S56 wird das Vormaterial in der Form erhitzt, sodass an der ersten Stelle ein Metallschaum 20a mit einer ersten Porengröße und an der zweiten Stelle ein Metallschaum 20a' mit einer zweiten Porengröße entsteht.
  • In einem Schritt S58 wird die wiederverwendbaren Form nach Erkalten des Metallschaums entfernt.
  • In einem Schritt S60 wird das Bauteil 22a in den Metallschaumkörper 20a, 20a' eingesetzt und das Bauteils 22a mit den Metallschaumkörper 20a, 20a' über die Einsätze 24 verbunden.
  • In einem Schritt S62 wird die Strukturkomponente 18a mit einer Beschichtung 28 beschichtet.
  • Die Öffnungen im Metallschaumkörper 20a, 20a' für die Einsätze 24 können auch in den Metallschaumkörper 20a, 20a' gefräst werden oder beim Gießen vorgesehen werden. Die Einsätze 24 können in diesem Fall dann in diese Öffnungen geklebt werden.
  • Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass "umfassend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und "eine" oder "ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.
    • LISTE DER BEZUGSZEICHEN
    • 10
    Marschflugkörper
    12
    Höhen-/Leitruder
    14a, 14b, 14c, 14d
    Abschnitt des Flugkörpers
    18a, 18b, 18c, 18d
    Strukturkomponente
    20a, 20a', 20b, 20b'
    Metallschaum / Metallschaumkörper
    20c, 20d
    Metallschaum / Metallschaumkörper
    22a, 22b, 22c, 22d
    Bauteil
    24
    Einsatz (Inlay)
    26
    Hohlkörper
    28
    Beschichtung

Claims (13)

  1. Strukturkomponente (18a, 18b, 18c, 18d) für ein operationelles Flugkörpersystem (10), die einen Metallschaumkörper (20a, 20a', 20b, 20c, 20d) umfasst.
  2. Strukturkomponente (18a, 18b, 18c, 18d) nach Anspruch 1,
    wobei der Metallschaumkörper geschlossenporigen Metallschaum umfasst;
    und/oder
    wobei der Metallschaumkörper Aluminium oder eine Aluminiumlegierung umfasst.
  3. Strukturkomponente (18a, 18b, 18c, 18d) nach Anspruch 1 oder 2,
    wobei die Strukturkomponente mit einer Außenfläche einen Außenabschnitt des Flugkörpers bildet.
  4. Strukturkomponente (18d) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    wobei der Metallschaumkörper (20d) durch Bearbeiten eines Metallschaum-Rohlings gebildet ist.
  5. Strukturkomponente (18c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    wobei der Metallschaumkörper (20c) durch Ausschäumen einer Form ausgebildet wird.
  6. Strukturkomponente (18a) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    wobei der Metallschaumkörper (20a, 20a') wenigstens an einer ersten Stelle eine erste Dichte und an einer zweiten Stelle eine zweite sich von der ersten Dichte unterscheidende Dichte aufweist.
  7. Strukturkomponente (18c) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    wobei die Strukturkomponente wenigstens ein Bauteil (22c) des Flugkörpers umfasst, das in den Metallschaumkörper (20c) eingeschlossen ist.
  8. Strukturkomponente (18a) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    wobei die Strukturkomponente wenigstens einen Einsatz (24) umfasst, der mit dem Metallschaumkörper (20a, 20a') verbunden ist und der zum Befestigen eines weiteren Bauteils (22a) des Flugkörpers dient.
  9. Verfahren zum Herstellen einer Strukturkomponente eines operationellen Flugkörpersystems, umfassend die Schritte:
    Herstellen eines Metallschaumkörpers durch Bearbeiten eines Metallschaumrohlings oder durch Ausbilden der Metallschaumkörperkontur entsprechend einer auszuschäumenden Form.
  10. Verfahren nach Anspruch 9, weiter umfassend die Schritte:
    Bereitstellen eines Hohlkörper-Rohlings;
    Umformen des Hohlkörper-Rohlings mit einem Innenhochdruck-Umformverfahren zu einem Hohlkörper;
    Überziehen wenigstens einer Fläche des Hohlkörpers mit einer Haftschicht;
    Bilden des Metallschaumkörpers durch Ausschäumen des Hohlkörpers und/oder Umschäumen eines Hohlkörpers, der eine Innenkontur des Metallschaumkörpers bildet.
  11. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 10, weiter umfassend die Schritte:
    Einschäumen und/oder Ausschäumen eines Bauteils des Flugkörpers in den Metallschaumkörper.
  12. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 11, weiter umfassend den Schritt:
    Beschichten des Metallschaumkörpers mit einer Beschichtung zum Schutz wenigstens einer Außenfläche, Innenfläche oder Schnittstellenfläche des Flugkörpers.
  13. Verwendung von Metallschaum für eine Strukturkomponente eines operationellen Flugkörpersystems.
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102015013350A1 (de) * 2015-10-15 2017-04-20 Mbda Deutschland Gmbh Lenkflugkörper und Verfahren zum Herstellen eines Lenkflugkörpers
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Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3380382A (en) * 1966-07-20 1968-04-30 Army Usa Gun launched liquid rocket
US3674585A (en) * 1969-10-07 1972-07-04 Windecker Research Inc Method of making an aircraft wing structure
DE19912618C2 (de) * 1999-03-22 2002-06-27 Meleghy Hydroforming Gmbh & Co Bauteil mit partieller Verstärkung und Verfahren zu dessen Herstellung
GB2402196B (en) * 2003-05-29 2006-05-17 Rolls Royce Plc A laminar flow nacelle for an aircraft engine
DE10328047B3 (de) * 2003-06-23 2005-04-14 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Aus Metallschaumbausteinen aufgebautes Bauteil und Verfahren zu seiner Herstellung
DE102005037305B4 (de) * 2005-08-02 2007-05-16 Hahn Meitner Inst Berlin Gmbh Verfahren zur pulvermetallurgischen Herstellung von Metallschaumstoff und von Teilen aus Metallschaumstoff
DE102006056136A1 (de) * 2006-11-28 2008-05-29 Zoe Gmbh & Co. Kg Leichtbau-Formteil und entsprechendes Herstellungsverfahren
US8430029B2 (en) * 2008-01-31 2013-04-30 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Inertial delay fuse

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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