EP3429834A1 - Faserverbundbauteil und verfahren zur herstellung - Google Patents

Faserverbundbauteil und verfahren zur herstellung

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EP3429834A1
EP3429834A1 EP17711574.8A EP17711574A EP3429834A1 EP 3429834 A1 EP3429834 A1 EP 3429834A1 EP 17711574 A EP17711574 A EP 17711574A EP 3429834 A1 EP3429834 A1 EP 3429834A1
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EP
European Patent Office
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support structure
fiber composite
component
composite material
matrix composite
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP17711574.8A
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English (en)
French (fr)
Inventor
Roland Weiss
Martin Henrich
Rudolf Weck
Marco Ebert
Fabian Koester
Thorsten Scheibel
Bastian BEHRENS
Raphael SETZ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Schunk Kohlenstofftechnik GmbH
Original Assignee
Schunk Kohlenstofftechnik GmbH
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Filing date
Publication date
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Application filed by Schunk Kohlenstofftechnik GmbH filed Critical Schunk Kohlenstofftechnik GmbH
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    • B29L2031/448—Tables

Definitions

  • the invention relates to a fiber composite component and a method for producing a fiber composite component, for an aircraft, in particular for an aircraft cabin equipment, table top or the like, wherein the fiber composite component is formed from a matrix composite material and a support structure.
  • Fiber composite components are commonly used in aircraft construction, it being known to form matrix composites formed from chopped fibers, such as glass fibers, a crosslinkable resin and fillers, with a support structure.
  • the support structure may be, for example, an aluminum plate which is bonded to the fiber composite component with the matrix composite material, which is then also likewise plate-shaped and hardened.
  • Such fiber composite components may also have cavities or recesses to reduce a weight of the fiber composite component. Fiber composite components are therefore regularly used for the substitution of aluminum components with the aim of weight reduction.
  • Phenolic resin has the advantage of achieving refractory properties required by the aviation authorities.
  • phenolic resin is harmful to health, in particular in the processing of the liquid phenolic resin and the machining, and represents a hazard for the workers at the production site. This requires a great deal of additional measures for health protection and occupational safety.
  • the object of the invention is therefore to propose a method for producing a fiber composite component and a fiber composite component, which allows a cost-effective production with high strength properties.
  • This object is achieved by a method having the features of claim 1, a fiber composite component having the features of claim 16 and a use of a matrix composite material with a support structure having the features of claim 1 8 solved.
  • the fiber composite component of a matrix composite material and a support structure is formed, wherein the matrix composite material from chopped fibers, a curable resin and a Flame retardant is formed, wherein the support structure is formed from a dimensionally stable fiber composite and / or from a metal tallprofil, wherein the matrix composite material is introduced together with the support structure in a component mold and cured with the fiber composite part, wherein the support structure at least partially with the matrix Composite material is materially connected.
  • the flame retardant is added to the matrix composite of the chopped fibers and the thermosetting resin, so that the matrix composite is suitable for use as a component of an aircraft cabin equipment due to greatly reduced flammability.
  • the support structure is formed from a dimensionally stable fiber composite and / or from a metal profile.
  • the dimensionally stable fiber composite can be designed so that it is flammable or easily flammable. This makes it possible to form the dimensionally stable fiber composite with high strength properties.
  • As part of the process is then envisaged to insert the dimensionally stable fiber composite in a component form of the fiber composite component and to connect with the matrix composite material in the component form.
  • the matrix composite material is therefore cured only in the component form, wherein in the curing of the matrix composite material cohesively connects with the dimensionally stable fiber composite.
  • a metal profile when it forms the support structure.
  • At least the dimensionally stable fiber composite is flame retardant or combustible due to the covering with the matrix composite material.
  • the dimensionally stable fiber composite stabilizes the matrix composite material, which essentially forms an outer shape of the fiber composite component.
  • the dimensionally stable fiber composite can also be supplemented by the metal profile or a plurality of metal profiles, which are then also firmly bonded to the matrix composite material.
  • Such lightweight, flame-retardant or flammable fiber composite components are inexpensive to produce, since the method of connecting the support structure and matrix composite material in the component form can be performed automatically.
  • the curable resin can be selected so that the fiber composite component in duromer or thermoplastic construction can be produced.
  • the fiber composite can be formed from textile fibers and / or unidirectional fibers.
  • the textile fibers may be, for example, a fiber fabric, which may already be in the form of a prepreg. Furthermore, the textile fibers may be a fiber braid or a fiber strand.
  • the fibers of the fiber composite can be arranged at least partially unidirectionally.
  • the fiber composite may be formed as a spatially oriented support structure of the fiber composite component, which may be adapted to a load case of the fiber composite component. Accordingly, the fiber composite can be arranged in or on the fiber composite component in such a way that a load case dependent on the use of the fiber composite component is taken into account, such that a majority of the forces acting on the fiber composite component are introduced into the fiber composite.
  • the fiber composite can off various organic or inorganic fibers are formed.
  • fibers for example. Carbon fibers, glass fibers, aramid fibers, basalt fibers, oxide fibers and also metal fibers in both textile and unidirectional be used.
  • the support structure can be optimized or tailored to the required load case both mechanically and with regard to lightweight construction.
  • a machining of the fiber composite can be avoided by the matrix composite material in combination with the fiber composite.
  • the fiber composite fiber composites may be used which have a phenolic resin matrix, for example, to meet the required in the aviation industry refractory properties.
  • a cost for a production is significantly reduced.
  • additional measures for occupational safety and health care are avoided, which leads to significant cost savings.
  • the method is well suited for mass production and can also be used flexibly, so that different aircraft components can be manufactured in quick succession.
  • the fiber composite can be formed from carbon fibers, wherein the carbon fibers can be coated to form the fiber composite with pyrolytic carbon.
  • Carbon fibers have a high strength and can be interconnected by the coating with the pyrolytic carbon, so that it comes to a formation of the dimensionally stable fiber composite or so-called preform of carbon fibers.
  • the fiber composite can therefore be made of CFC.
  • a stability of the carbon fibers or the preform is also significantly increased by the pyrolytic carbon.
  • the carbon fibers may also be completely surrounded by the pyrolytic carbon, such that the carbon fibers are bonded together at their respective mutual contact points by means of the pyrolytic carbon coating.
  • the carbon fibers with a comparatively thin layer of pyrolytic carbon can be coated, then remains between the carbon fibers still a gap that can be filled by the matrix composite, so that a special intimate connection between the support structure and the matrix composite material can be formed.
  • Such a reinforced fiber composite component then has improved mechanical strength properties compared to a conventional fiber composite component with cut fibers, also with regard to a comparable component weight.
  • Gas phase are deposited on the carbon fibers. This makes it possible to coat the carbon fibers with a comparatively thin layer of pyrolytic carbon and at the same time to fix it in a dimensionally stable manner. Furthermore, a layer thickness in the case of a coating from the gas phase j e can be set particularly easily as required.
  • the pyrolytic carbon may be formed as a deposit formed on the carbon fibers by a CVD method or a CVI method.
  • the coating with the pyrolytic carbon on the carbon fibers may also be formed by pyrolysis of a thin resin or pitch layer on the carbon fibers.
  • the cut fibers may be carbon fibers.
  • the cut fibers can have a fiber length of 20 to 50 mm and can also be coated with pyrolytic carbon. If the cut fibers do not have a specific spatial orientation, it becomes possible to fill the matrix composite material in the component form as a pasty mass.
  • the cut fibers are glass fibers or other suitable organic or inorganic fibers.
  • the fiber composite member may be formed to have a carbon fiber content of> 50% by volume. This is particularly advantageous if, according to the intended use of the fiber composite component, a higher proportion of carbon fibers has a particularly favorable effect on its properties. That too is
  • Fiber composite component then particularly easy in relation to the volume auslagbar.
  • the fiber composite component can also be formed so that the carbon fibers are distributed heterogeneously within the fiber composite component. This means that sections of the composite component can have a more or less large proportion of carbon fibers. Due to the dimensionally stable fiber composite, it is possible to specifically define or predetermine the proportion of carbon fibers within the fiber composite component as well as the spatial orientation of the carbon fibers in order to influence the mechanical properties of the fiber composite component.
  • the cut fibers of the matrix composite material can be homogeneously distributed on their own.
  • the matrix composite may be a fiber-matrix semi-finished product, in particular a sheet molding compound (SMC) or a bulk molding compound (BMC).
  • the fiber-matrix semifinished product can also be present as a plate-shaped, dough-like molding compound of thermosetting reaction resins and chopped fibers. All components of the matrix composite material can already be completely premixed and ready for use.
  • SMC-LP SMC Low Profile
  • This fiber-matrix semi-finished product can be processed particularly easily by hot pressing in the component form.
  • a compression of the matrix composite material with the support structure in the component form can at a pressure of 80 bar and 150 bar, in particular between 90 bar and 1 10 bar and at a temperature between 125 ° C and 150 ° C, in particular between 130 ° C and 140 ° C take place.
  • It can preferably be provided that at least the matrix composite material or the SMC material is fireproof according to EASA C S-25.853 in the version of October 17, 2003.
  • both the SMC material and the support structure may in each case be fireproof according to the aforementioned standard.
  • C S-25 .853 specifies the characteristics of an aircraft interior component to be used in commercial aviation.
  • a standardized test is given, which is explained in Annex F, Part 1 of the standard collection C S-25.
  • a specimen must have dimensions of 300 mm x 75 mm x [working surface thickness]. The specimen is placed under a Bunsen burner during the test and exposed to a flame for 60 seconds. The following criteria must be fulfilled:
  • the burn length (burnt length) on the sample should not exceed 15 cm (6 inches);
  • the resulting flame on the specimen must extinguish itself within 15 seconds;
  • the flame retardant may be aluminum hydroxide. Although this flame retardant lowers the Strength properties of the matrix composite disadvantageous, but significantly improves the fire retardant properties.
  • Aluminum hydroxide can also be added to the matrix composite in a particularly simple manner in powder form.
  • the matrix composite may comprise a polymer matrix comprising an aluminum trihydroxide powder. Aluminum trihydroxide is a particularly refractory and fire retardant component and thus increases the refractory properties of the material. This achieves the refractory properties required by the aviation authorities. In particular, the required refractory properties can be achieved if the matrix composite material has at least 40% by weight, in particular at least 50% by weight, in particular at least 60% by weight, in particular at least 70% by weight, of aluminum trihydroxide.
  • the fiber composite can be arranged in a preform and pre-stabilized by pressing, preferably cured.
  • the fiber composite is then also precompressed, whereby a stability of the fiber composite component is further increased.
  • the fiber composite can be added during pressing in the preform and adjuvants that can adhere the fiber composite or the respective fibers to each other and so provisionally fix.
  • the support structure can be introduced into the component mold such that the matrix composite material completely surrounds the support structure. Then it becomes possible to protect the support structure by the matrix composite material completely from flame exposure or shield.
  • the support structure can also be arranged in the component form such that the support structure is completely surrounded only in sections with the matrix composite material.
  • sections of the support structure which are not connected to the matrix composite material can be separated by mechanical machining after being removed from the component mold. This is however, it is not absolutely necessary, since these sections of the support structure can also be used for mounting the fiber composite component or for connection to other components.
  • a matrix of the support structure or the fiber composite can comprise phenolic resin.
  • the phenolic resin is characterized by good refractory properties and meets in this respect the required by the aviation authorities criteria for aircraft interior components. Since the support structure as a prefabricated element is completely encased by the matrix composite material by means of compression, the processing of a phenolic resin-containing fiber composite material can take place without any health risk. Even the finished component is no health hazard, since the support structure, which optionally has a phenolic resin, is completely sheathed.
  • the matrix composite may be phenolic free.
  • the support structure is formed in one piece or in several parts.
  • the one-piece construction of the support structure is advantageous for high mechanical stability.
  • the one-piece production can be complicated and thus economically unattractive.
  • a multi-part design of the support structure is expedient, wherein the individual parts of the support structure are preferably connected to each other before insertion into the component form. This can be done for example by gluing.
  • the final connection and connection of the support structure parts is done by the pressing and by the cohesive coupling by means of the matrix composite material.
  • the support structure may form, at least in sections, a frame which delimits a frame inner surface.
  • the frame inner surface can be filled by SMC material or matrix composite material.
  • SMC material or matrix composite material.
  • area areas between two parts or sections of the support structure are filled in area by the SMC material.
  • the fiber composite component according to the invention for an aircraft is formed of a matrix composite material and a support structure, wherein matrix composite material is formed from chopped fibers, a resin and a flame retardant, wherein the support structure of a dimensionally stable fiber composite and / or a metal profile is formed, wherein the matrix composite material is introduced together with the support structure in a component mold and cured to the fiber composite component, wherein the support structure is at least partially bonded to the matrix composite material.
  • the fiber composite component can be used particularly advantageously for aircraft cabin equipment if it has a density of ⁇ 2.7 g / cm 3 .
  • the fiber composite component is then lighter than a fiber composite component having a conformal shape of an aluminum alloy with comparable strength properties. Further embodiments of the fiber composite component resulting from the dependent on the method claim 1 dependent claims.
  • a matrix composite material having a support structure is used for producing an aircraft cabin equipment, in particular a table top, wherein the matrix composite material is formed from chopped fibers, a resin and a flameproofing agent, wherein the support structure is formed from a dimensionally stable fiber composite and / or a metal profile, wherein the matrix composite material is introduced together with the support structure in a component form and cured to the fiber composite component, wherein the support structure is at least partially bonded to the matrix composite material.
  • Fig. 1 shows a first embodiment of a table top
  • Fig. 2 top view of the table top
  • Fig. 3 shows a second embodiment of a table top
  • Fig. 4 shows a third embodiment of a table top
  • Fig. 5 shows a fourth embodiment of a table top
  • Fig. 6 shows a fifth embodiment of a table top
  • Fig. 7 shows a sixth embodiment of a table top in a
  • Fig. 8 shows a seventh embodiment of a table top in a
  • Partial sectional view shows a first embodiment of a metal profile in a perspective view
  • FIG. 10 shows a second embodiment of a metal profile in a perspective view
  • FIG. 11 shows a third embodiment of a metal profile in a perspective view
  • FIG. 12 shows a fourth embodiment of a metal profile in a perspective view
  • FIG. 13 shows an eighth embodiment of a table top in a perspective view
  • Fig. 14 the eighth embodiment of the table top in a perspective view.
  • FIG. 1 A synopsis of Figs. 1 and 2 shows a table top 10 of an aircraft cabin equipment, which is formed from a fiber composite component 1 1.
  • the fiber composite component 1 1 has a support structure 12 made of a dimensionally stable fiber composite 13 of carbon fibers, which are coated with pyrolytic carbon, and are shown here only hinted at.
  • the fiber composite component 11 was formed by arranging the dimensionally stable fiber composite 13 in a component form, not shown here, together with the matrix composite material 14 with subsequent curing of the matrix composite material within the component form.
  • the support structure 12 is substantially designed so that a load case of the fiber composite component 1 1 is taken into account.
  • the tabletop 10 has two fins 15, in which they are in a not shown Guided leadership of a galley used and pushed along side edges 16 in the guide or can be pulled out.
  • 3 to 9 each show partial sectional views of various embodiments of tabletops in the region of a side edge.
  • 3 shows a fiber composite component 17 with a fiber composite 1 8 within a cured matrix composite material 19.
  • the matrix composite material 19 surrounds the fiber composite 1 8 completely and forms a side edge 20 and a table top 21 from.
  • FIG. 4 shows a fiber composite component 38, in which a plate 39 is formed from a matrix composite material 40, wherein the plate 39 is inserted into an edge profile 41, wherein the edge profile 41 is formed from a fiber composite 42, the material fit with the plate 39 is connected.
  • FIG. 5 shows a fiber composite component 22 with a fiber composite 23 and a matrix composite material 24, wherein the fiber composite 23 is only partially connected to the matrix composite material 24 and disposed on a bottom 25 of a table top 26.
  • FIG. 6 shows a fiber composite component 27, wherein, in contrast to the fiber composite component from FIG. 3, a dimensionally stable fiber composite 28 is plate-shaped and extends substantially within a matrix composite material 29 over an entire surface of a table top 30.
  • FIG. 7 shows a fiber composite component 3 1 with a U-shaped metal profile 32, which forms a support structure 33 and is integrally connected to a matrix composite material 36 along side edges 34 of a table top 35.
  • FIG. 8 shows a fiber composite component 37 which combines the support structure shown in FIG. 3 with the support structure shown in FIG. 7.
  • FIGS. 9 to 12 each show metal profiles 43 to 46, which can form a support structure. In principle, instead of the metal profiles 43 to 46, profiles formed from a fiber composite can also be used.
  • Figs. 13 and 14 is a part of an aircraft drawer or
  • the table top 47 has a table surface 52 which is bounded by a frame 50.
  • the frame 50 further comprises two frame extensions 5 1, which serve to connect the table top 47 with a slide-in or folding mechanism of the aircraft slide-in or -klappticians.
  • the table surface 52 is preferably rectangular and has a flat or planar surface. It is also possible that the table top 47 in the area of the table surface 52 troughs, d. H. Having areas with a reduced wall thickness of the table surface 52, or breakthroughs. Such wells or bridges can serve as a cup holder, for example.
  • the table surface 52 is countersunk or lowered relative to the frame 50.
  • the table surface 52 has insofar as compared to the frame 50 reduced wall thickness. It is preferably provided that a bottom of the table surface 52 is aligned with an underside of the frame 50. Overall, therefore, the entire table top 47 has a flat bottom.
  • a lowering 53 is only on the top of the table top 47, wherein the lowering 53 is formed by the lowered table surface 52.
  • a recess 54 is provided between the frame extensions 5 1 .
  • This recess 54 is used in particular to provide freedom of movement for a slide-in or folding mechanism.
  • the recess 54 makes it possible that there is sufficient free space below the insertion or folding table or the tabletop 47 in the inserted or folded state of the insertion or folding table remains, for example, for a magazine holder on a backrest of an aircraft seat.
  • the frame extensions 5 1 taper towards their free ends 55.
  • the outer edge of the frame extensions 5 1 aligned with the outer edge of the frame 50, so that there is a straight or flat side surface of the table top 47.
  • the recess 54 has a substantially trapezoidal contour, wherein the recess 54 between the free ends 55 of the frame extensions 5 1 has a greater width than along the frame 50.
  • the frame 50 comprises four frame sections 50a, 50b, wherein the frame section 50b connecting the frame extensions 5 1 has a larger web width than the remaining, free frame sections 50.
  • the table top 47 comprises an inner support structure 48, which is indicated in Fig. 14 by dashed lines.
  • the inner support structure 48 is provided with a matrix composite 49 which forms the outer, complex shape of the table top 47.
  • the support structure 48 comprises in particular rods, tubes or profiles, which are formed from an endless fiber-reinforced fiber composite material, in particular an endless fiber-reinforced carbon fiber composite material.
  • the rods of the support structure 48 extend along the free frame sections 50a and extend into the frame extensions 5 1.
  • the rods, tubes or profiles of the support structure 48 preferably have a rectangular cross-sectional contour.
  • the continuous fibers preferably extend in the longitudinal direction of the rods, tubes or profiles of the support structure 48.
  • the matrix composite 49 is formed by an SMC material.
  • the SMC material preferably comprises a carbon fiber composite material, wherein the carbon fibers are embedded as long fibers undirected in a polymer matrix.
  • the SMC material does not just encase the support structure 48 completely, but also forms the table surface 52 and the connecting frame portion 50b.
  • the outer contour of the frame extensions 5 1 is determined by the SMC material.
  • the support structure 48 is produced, for example, by means of a pultrusion process, in particular by means of pultrusion, or wet winding or prepreg lamination or vacuum infusion or another RTM process of fiber-reinforced plastic or fiber composite materials.
  • the fiber-reinforced plastic preferably comprises carbon fibers embedded in a matrix of an epoxy resin, a vinyl ester resin or a refractory phenolic resin.
  • the carbon fibers are continuous fibers and can be oriented in a common main orientation direction.
  • the support structure 48 may be formed integrally or comprise a plurality of parts which are connected by appropriate joining methods at least temporarily with each other.
  • the support structure 48 may be formed by a plurality of rods, tubes or profiles which are glued together.
  • the support structure 48 is precured and is either embedded in the SMC material in a next step or inserted into a, preferably already filled with a SMC material or component shape.
  • the embedding of the support structure 48 in the SMC material can by
  • the support structure 48 made on a layer of the SMC material, wherein the support structure 48 occupies only a portion of the position of the SMC material.
  • An overlapping portion of the SMC material may be folded over onto the support structure 48.
  • the support structure 48 is sandwiched between two portions of the layer Embedded SMC material and forms one with the SMC material
  • the preform is then placed in a pressing tool.
  • the preform is already formed in the press tool.
  • a layer of the SMC material can be inserted into a tool half of the pressing tool, wherein a portion of the layer protrudes beyond the tool half.
  • the support structure 48 is placed in the pressing tool on the position of the SMC material. The protruding from the mold half portion of the layer is then turned over and placed on the support structure 48 so that the preform forms directly in the component form.
  • the support structure 48 may be embedded in multiple layers of the SMC material.
  • the support structure 48 can be laid on a first layer of the SMC material and a second, independent layer of the SMC material can be placed on the first layer and the support structure 48, so that the support structure 48 on each side by a separate layer covered by the SMC material.
  • the SMC material may comprise glass fibers, carbon fibers and / or aramid fibers embedded in a polymer matrix.
  • the polymer matrix may comprise epoxy resin and / or vinyl ester resin and / or phenolic resin.
  • the SMC material is refractory in the sense of aviation regulations.
  • the SMC material may comprise a polymer matrix filled with flame retardant aluminum trihydroxide.
  • the aluminum trihydroxide in the raw state is preferably present as a powder and is admixed with the polymer matrix.
  • the polymer matrix of the SMC material may also include epoxy resin and / or vinyl ester resin and / or phenolic resin.
  • the pressing takes place in the pressing tool, for example at a pressure between 80 bar and 150 bar and at a temperature between 125 ° C and 150 ° C.
  • the SMC material fills the molding geometry of the pressing tool and structurally binds to the pre-hardened support structure 48. In this respect, a cohesive connection between see the support structure 48 and the matrix composite material 49.
  • the finished aircraft component therefore has a monolithic sandwich structure, which has a high mechanical stability because of the embedded support structure 48.
  • the support structure 48 is used mainly for
  • the compressed component preferably cures after a few minutes, in particular in a period of 1 minute to 10 minutes, in the hot pressing tool. After the curing time, the finished aircraft component, in particular the table top 47 described here, is removed from the hot pressing tool.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Faserverbundbauteil (17) sowie ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (17), für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte (21) oder dergleichen, wobei das Faserverbundbauteil (17) aus einem Matrix-Verbundwerkstoff (19) und einer Stützstruktur ausgebildet wird, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff (19) aus Schnittfasern, einem härtbaren Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet wird, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund (18) und/oder aus einem Metallprofil ausgebildet wird, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff (19) zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundteil (17) ausgehärtet wird, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff (19) stoffschlüssig verbunden wird.

Description

Faserverbundbauteil und Verfahren zur Herstellung
Die Erfindung betrifft ein Faserverbundbauteil und ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte oder dergleichen, wobei das Faserverbundbauteil aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet wird. Faserverbundbauteile werden regelmäßig im Flugzeugbau verwendet, wobei es bekannt ist Matrix-Verbundwerkstoffe, die aus Schnittfasern, wie beispielsweise Glasfasern, einem vernetzungsfähigen Harz und Füllstoffen ausgebildet sind, mit einer Stützstruktur auszubilden. Die Stützstruktur kann beispielsweise eine Aluminiumplatte sein, die mit den dann auch ebenfalls plattenförmig ausgebildeten und ausgehärteten Matrix-Verbundwerkstoff zu dem Faserverbundbauteil verklebt wird. Derartige Faserverbundbauteile können auch Hohlräume oder Ausnehmungen aufweisen um ein Gewicht des Faserverbundbauteils zu reduzieren. Faserverbundbauteile werden daher regelmäßig zur Substitution von Aluminiumbauteilen mit dem Ziel einer Gewichtsreduktion eingesetzt. Insbesondere bei Faserverbundbauteilen einer Flugzeugkabinenausstattung werden hohe Anforderungen an eine Entflammbarkeit beziehungsweise Brennbarkeit gestellt, so dass den hier verwendeten Matrix- Verbundwerkstoffen regelmäßig Flammschutzmittel zugegeben werden. Diese Flammschutzmittel weisen j edoch den Nachteil auf, dass sich eine Festigkeit des Faserverbundbauteils durch die Zugabe des Flammschutzmittels wesentlich verringert. Matrix-Verbundwerkstoffe mit Flammschutzmittel werden daher lediglich für Bauteile eingesetzt, an die kaum Festigkeitsanforderungen gestellt werden. Matrix-Verbundwerkstoffe, die mit einer Stützstruktur verstärkt oder gegen Feuer abgeschirmt werden, sind hingegen nur aufwendig herzustellen, da die Stützstruktur mit dem aus Matrix-Verbundwerkstoff hergestellten Bauteil durch beispielsweise Verkleben verbunden werden muss . Häufig ist hier eine Vielzahl von Arbeitsschritten erforderlich, die aufgrund der Art der Montage von Bauteil und Stützstruktur nur manuell wirtschaftlich ausgeführt werden können.
Weiter ist es bekannt, Phenolharz als Material für die Matrix eines Faserverbundwerkstoffs einzusetzen. Phenolharz hat den Vorteil, dass es Feuerfesteigenschaften erreicht, die durch die Luftfahrtbehörden gefor- dert sind. Nachteilig ist j edoch, dass Phenolharz sich insbesondere bei der Verarbeitung des flüssigen Phenolharzes und der spanenden Verarbeitung gesundheitsschädlich auswirkt und eine Gefährdung für die Arbeiter an der Herstellungsstätte darstellt. Dies erfordert einen hohen Aufwand an zusätzlichen Maßnahmen zum Gesundheitsschutz und zur Arbeitssicherheit.
Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils und ein Faserverbundbauteil vorzuschlagen, das eine kostengünstige Herstellung bei gleichzeitig hohen Festigkeitseigenschaften ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 , ein Faserverbundbauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 16 sowie eine Verwendung eines Matrix-Verbundwerkstoffs mit einer Stützstruktur mit den Merkmalen des Anspruchs 1 8 gelöst.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinen- ausstattung, Tischplatte oder dergleichen, wird das Faserverbundbauteil aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem härtbaren Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet wird, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Me- tallprofil ausgebildet wird, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und mit dem Faserverbundteil ausgehärtet wird, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden wird. Demzufolge wird dem Matrix-Verbundwerkstoff aus den Schnittfasern und dem härtbaren Harz das Flammschutzmittel zugesetzt, so dass der Matrix-Verbundwerkstoff aufgrund einer dann stark verminderten Brennbarkeit beziehungsweise Entflammbarkeit für einen Einsatz als ein Bauteil einer Flugzeugkabinenausstattung geeignet ist. Die Stützstruktur wird aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Metallprofil ausgebildet. Insbesondere der formstabile Faserverbund kann dabei so ausgebildet sein, dass er brennbar beziehungsweise leicht entflammbar ist. Dadurch wird es möglich den formstabilen Faserverbund mit hohen Festigkeitseigenschaften auszubilden. Im Rahmen des Verfahrens ist dann vorgesehen, den formstabilen Faserverbund in einer Bauteilform des Faserverbundbauteils einzulegen und mit dem Matrix- Verbundwerkstoff in der Bauteilform zu verbinden. Der Matrix- Verbundwerkstoff wird daher erst in der Bauteilform ausgehärtet, wobei bei dem Aushärten der Matrix-Verbundwerkstoff sich stoffschlüssig mit dem formstabilen Faserverbund verbindet. Dies setzt voraus, dass der formstabile Faserverbund zumindest teilweise von dem Matrix- Verbundwerkstoff bedeckt wird. Gleiches gilt für ein Metallprofil, wenn dieses die Stützstruktur ausbildet. Zumindest der formstabile Faserverbund wird durch die Bedeckung mit dem Matrix-Verbundwerkstoff schwer entflammbar beziehungsweise brennbar. Gleichzeitig stabilisiert der formstabile Faserverbund den Matrix-Verbundwerkstoff, der im Wesentlichen eine äußere Gestalt des Faserverbundbauteils ausbildet. Der formstabile Faserverbund kann auch durch das Metallprofil beziehungsweise eine Mehrzahl von Metallprofilen ergänzt werden, die dann ebenfalls mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden sind. Insgesamt werden so leichte, schwer brennbare beziehungsweise entflammbare Faserverbundbauteile kostengünstig herstellbar, da das Verfahren des Verbindens von Stützstruktur und Matrix- Verbundwerkstoff in der Bauteilform automatisiert durchgeführt werden kann. Das härtbare Harz kann dabei so ausgewählt werden, dass das Faserverbundbauteil in Duromer- oder Thermoplastbauweise herstellbar ist.
Der Faserverbund kann aus textilen Fasern und/oder unidirektionalen Fasern ausgebildet werden. Die textilen Fasern können beispielsweise ein Fasergewebe sein, welches auch schon in Form eines Prepregs vor- liegen kann. Weiter können die textilen Fasern ein Fasergeflecht oder ein Faserstrang sein. Dabei können die Fasern des Faserverbundes zumindest teilweise unidirektional angeordnet sein.
Der Faserverbund kann als eine räumlich orientierte Stützstruktur des Faserverbundbauteils ausgebildet werden, die an einen Lastfall des Faserverbundbauteils angepasst sein kann. Der Faserverbund kann demnach in oder an dem Faserverbundbauteil so angeordnet sein, dass ein von der Verwendung des Faserverbundbauteils abhängiger Lastfall berücksichtigt wird, derart, dass ein Großteil der auf das Faserverbundbauteil einwirkenden Kräfte in den Faserverbund eingeleitet wird.
Dadurch kann Matrix-Verbundwerkstoff eingespart und ein Gewicht des Faserverbundbauteils reduziert werden. Der Faserverbund kann aus verschiedenen organischen oder anorganischen Fasern ausgebildet werden. Als Fasern können z.B . Kohlenstoffasern, Glasfasern, Aramidfa- sern, Basaltfasern, oxidische Fasern und auch Metallfasern sowohl in textiler Form als auch unidirektional eingesetzt werden. Dadurch kann die Stützstruktur auf den erforderlichen Lastfall sowohl mechanisch als auch bzgl. Leichtbau optimiert oder maßgeschneidert werden.
Auch kann durch den Matrix-Verbundwerkstoff in Kombination mit dem Faserverbund eine spanende Bearbeitung des Faserverbunds vermieden werden. Zumindest für den Faserverbund können Faserverbundwerkstoffe eingesetzt werden, die eine Phenolharz-Matrix aufweisen, beispielsweise um die in der Luftfahrtindustrie geforderten Feuerfesteigenschaften zu erfüllen. Dadurch wird ein Aufwand für eine Herstellung deutlich reduziert. Insbesondere werden zusätzliche Maßnahmen für die Arbeitssicherheit und die Gesundheitsvorsorge vermieden, was zu erheblichen Kosteneinsparungen führt. Das Verfahren eignet sich gut für die Serienfertigung und ist gleichzeitig flexibel einsetzbar, so dass unterschiedliche Flugzeugbauteile in schneller Abfolge gefertigt werden können.
Vorteilhaft kann der Faserverbund aus Kohlenstofffasern ausgebildet werden, wobei die Kohlenstofffasern zur Ausbildung des Faserverbunds mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet werden können. Kohlenstofffasern weisen eine hohe Festigkeit auf und können durch die Beschich- tung mit dem pyrolytischen Kohlenstoff untereinander verbunden werden, so dass es zu einer Ausbildung des formstabilen Faserverbunds bzw. sogenannten Preforms aus Kohlenstofffasern kommt. Der Faserverbund kann demnach aus CFC ausgebildet sein. Eine Stabilität der Kohlenstofffasern bzw. des Preforms wird darüber hinaus durch den pyrolytischen Kohlenstoff wesentlich erhöht. Die Kohlenstofffasern können auch vollständig von dem pyrolytischen Kohlenstoff umgeben werden, derart, dass die Kohlenstofffasern an ihren j eweiligen gegenseitigen Kontakt- punkten mittels der Beschichtung aus dem pyrolytischen Kohlenstoff miteinander verbunden werden. Da die Kohlenstofffasern mit einer vergleichsweisen dünnen Schicht von pyrolytischen Kohlenstoff beschichtet werden können, verbleibt dann zwischen den Kohlenstofffasern noch ein Zwischenraum, der von dem Matrix-Verbundwerkstoff ausgefüllt werden kann, so dass eine besondere innige Verbindung zwischen der Stützstruktur und dem Matrix-Verbundwerkstoff ausgebildet werden kann. Ein derartig verstärktes Faserverbundbauteil weist dann gegenüber einem herkömmlichen Faserverbundbauteil mit Schnittfasern verbesserte mechanische Festigkeitseigenschaften, auch in Bezug auf ein vergleichbares Bauteilgewicht, auf. Im Rahmen des Verfahrens kann der pyrolytische Kohlenstoff aus der
Gasphase auf den Kohlenstofffasern abgeschieden werden. Dadurch wird es möglich, die Kohlenstofffasern mit einer vergleichsweise dünnen Schicht aus pyrolytischem Kohlenstoff zu beschichten und gleichzeitig formstabil zu fixieren. Weiter ist eine Schichtdicke bei einer Beschich- tung aus der Gasphase j e nach Bedarf besonders einfach einstellbar.
Auch ist es möglich, Faserverbünde mit nahezu beliebigen Geometrien herzustellen, da das betreffende Gas den Faserverbund gut durchdringen kann. Vorzugsweise kann der pyrolytische Kohlenstoff als eine mittels eines CVD-Verfahrens oder eines CVI-Verfahrens auf den Kohlenstofffa- sern erzeugte Abscheidung ausgebildet werden. In einer alternativen Variante des Verfahrens kann die Beschichtung mit dem pyrolytischen Kohlenstoff auf den Kohlenstofffasern auch durch Pyrolyse einer dünnen Harz- oder Pechschicht auf den Kohlenstofffasern ausgebildet werden.
Weiter können die Schnittfasern Kohlenstofffasern sein. Die Schnittfa- sern können eine Faserlänge von 20 bis 50 mm aufweisen und ebenfalls mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet sein. Wenn die Schnittfasern keine bestimmte räumliche Orientierung aufweisen, wird es möglich, den Matrix-Verbundwerkstoff in die Bauteilform als pastöse Masse einzufüllen. Alternativ ist es auch möglich, dass die Schnittfasern Glasfasern oder andere geeignete organische oder anorganische Fasern sind. Das Faserverbundbauteil kann so ausgebildet sein, dass es einen Kohlenstofffaseranteil von > 50 Volumenprozent aufweist. Dies ist dann besonders vorteilhaft, wenn entsprechend der vorgesehenen Verwendung des Faserverbundbauteils sich ein höherer Anteil an Kohlenstofffasern besonders günstig auf dessen Eigenschaften auswirkt. Auch ist das
Faserverbundbauteil dann besonders leicht im Verhältnis zum Volumen ausbildbar.
Das Faserverbundbauteil kann auch so ausgebildet werden, dass die Kohlenstofffasern innerhalb des Faserverbundbauteils heterogen verteilt sind. Dies bedeutet, dass Abschnitte des Verbundbauteils einen mehr oder weniger großen Anteil an Kohlenstofffasern aufweisen können. Aufgrund des formstabilen Faserverbundes ist es möglich, den Anteil der Kohlenstofffasern innerhalb des Faserverbundbauteils sowie auch die räumliche Orientierung der Kohlenstofffasern gezielt festzulegen bezie- hungsweise vorzubestimmen, um die mechanischen Eigenschaften des Faserverbundbauteils zu beeinflussen. Die Schnittfasern des Matrix- Verbundwerkstoffs können für sich alleine homogen verteilt sein.
Der Matrix-Verbundwerkstoff kann ein Faser-Matrix-Halbzeug, insbesondere ein Sheet Molding Compound (SMC) oder ein Bulk Molding Compound (BMC) sein. Das Faser-Matrix-Halbzeug kann auch als plattenförmige, teigartige Pressmasse aus duroplastischen Reaktionsharzen und Schnittfasern vorliegen. Alle Komponenten des Matrix- Verbundwerkstoffs können dabei bereits vollständig vorgemischt und verarbeitungsfertig vorliegen. Vorzugsweise kann ein SMC-LP (SMC- Low Profile) mit reduzierter Schwindung und hoher Oberflächengüte
Verwendung finden, da dann gegebenenfalls eine weitergehende Bearbeitung einer Oberfläche des Faserverbundbauteils oder auch eine Lackierung derselben vollständig entfallen kann. Dieses Faser-Matrix-Halbzeug kann besonders einfach durch Heißpressen in der Bauteilform verarbeitet werden. Ein Verpressen des Matrix-Verbundwerkstoffs mit der Stützstruktur in der Bauteilform kann bei einem Druck von 80 bar und 150 bar, insbesondere zwischen 90 bar und 1 10 bar und bei einer Temperatur zwischen 125 °C und 150 °C, insbesondere zwischen 130 °C und 140 °C erfolgen. Bevorzugt kann vorgesehen sein, dass wenigstens der Matrix- Verbundwerkstoff bzw. das SMC-Material feuerfest gemäß EASA C S- 25.853 in der Fassung vom 17. Oktober 2003 ist. Insbesondere können sowohl das SMC-Material als auch die Tragstruktur j eweils feuerfest gemäß vorgenannter Norm sein. Die von der Europäischen Luftfahrtagentur EASA vorgegebene Norm
C S-25 .853 legt fest, welche Eigenschaften ein Flugzeuginterieur-Bauteil aufzuweisen hat, um in der kommerziellen Luftfahrt eingesetzt zu werden. Dabei wird ein standardisierter Test vorgegeben, der im Anhang F, Teil 1 der Normensammlung C S-25 erläutert ist. Insbesondere muss ein Probestück die Abmessungen 300 mm x 75 mm x [Dicke der Arbeitsfläche] aufweisen. Das Probestück wird bei dem Test unter einem Bunsenbrenner platziert und einer Flamme für 60 Sekunden ausgesetzt. Dabei müssen folgende Kriterien erfüllt werden:
Die Brennlänge (verbrannte Länge) am Probestück darf maximal 15 cm (6 Inch) betragen;
Die am Probestück dabei entstehende Flamme muss innerhalb von 15 Sekunden selbst erlöschen;
Brennendes Material darf nur höchstens 3 Sekunden lang von dem Probestück herabtropfen. Neben den Tests zur Feuerfestigkeit werden in der Norm C S-25 .853 weitere Tests hinsichtlich der Wärmeabgabe, der Rauchdichte und der Toxizität gefordert. Details hierzu sind der vorgenannten Norm in der Fassung vom 17. Oktober 2003 zu entnehmen. Das Flammschutzmittel kann Aluminiumhydroxyd sein. Dieses Flammschutzmittel senkt zwar die Festigkeitseigenschaften des Matrix-Verbundwerkstoffs nachteilig, verbessert aber wesentlich die brandhemmenden Eigenschaften. Aluminiumhydroxyd kann auch besonders einfach in Pulverform dem Matrix- Verbundwerkstoff zugegeben werden. Der Matrix-Verbundwerkstoff kann eine Polymermatrix aufweisen, die ein Pulver aus Aluminiumtrihydroxid umfasst. Aluminiumtrihydroxid ist eine besonders feuerfeste und brandhemmende Komponente und erhöht somit die Feuerfesteigenschaften des Materials . Damit werden die von den Luftfahrtbehörden geforderten Feuerfesteigenschaften erreicht. Insbesondere können die geforderten Feuerfesteigenschaften erreicht werden, wenn der Matrix-Verbundwerkstoff wenigstens 40 Gew. -%, insbesondere wenigstens 50 Gew. -%, insbesondere wenigstens 60 Gew. - % insbesondere wenigstens 70 Gew. -%, Aluminiumtrihydroxid aufweist.
Weiter kann der Faserverbund in einer Vorform angeordnet und durch Pressen vorstabilisiert, vorzugsweise ausgehärtet werden. Dabei wird der Faserverbund dann auch vorverdichtet, wodurch eine Stabilität des Faserverbundbauteils noch weiter erhöht wird. Dem Faserverbund können beim Pressen in der Vorform auch Hilfsstoffe zugegeben werden, die den Faserverbund beziehungsweise die betreffenden Fasern aneinander anhaften lassen und so vorläufig fixieren.
Die Stützstruktur kann so in die Bauteilform eingebracht werden, dass der Matrix-Verbundwerkstoff die Stützstruktur vollständig umgibt. Dann wird es möglich, die Stützstruktur durch den Matrix-Verbundwerkstoff auch vollständig vor einer Flammeneinwirkung zu schützen beziehungs- weise abzuschirmen. Optional kann die Stützstruktur auch so in der Bauteilform angeordnet werden, dass die Stützstruktur nur abschnittsweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff vollständig umgeben wird.
Gegebenenfalls nicht mit dem Matrix-Verbundwerkstoff verbundene Abschnitte der Stützstruktur können nach einer Entnahme aus der Bau- teilform durch mechanische Bearbeitung abgetrennt werden. Dies ist j edoch nicht zwangsläufig erforderlich, da diese Abschnitte der Stützstruktur auch zur Montage des Faserverbundbauteils beziehungsweise zur Verbindung mit anderen Bauteilen genutzt werden können.
Auch kann eine Matrix der Stützstruktur bzw. der Faserverbund Phenol- harz aufweisen. Das Phenolharz zeichnet sich durch gute Feuerfesteigenschaften aus und erfüllt insoweit die von den Luftfahrtbehörden geforderten Kriterien für Flugzeuginterieur-Bauteile. Da die Tragstruktur als vorgefertigtes Element vollständig durch den Matrix-Verbundwerkstoff mittels Verpressen ummantelt wird, kann die Verarbeitung eines phenol- harzhaltigen Faserverbundwerkstoffs ohne eine Gesundheitsgefährdung erfolgen. Auch vom fertigen Bauteil geht keine Gesundheitsgefahr aus, da die Stützstruktur, die ggf. ein Phenolharz aufweist, vollständig ummantelt ist. Der Matrix-Verbundwerkstoff kann phenolharzfrei sein.
Im Allgemeinen kann vorgesehen sein, dass die Stützstruktur einstückig oder mehrteilig ausgebildet ist. Die einstückige Ausbildung der Stützstruktur ist für eine hohe mechanische Stabilität vorteilhaft. Allerdings kann j e nach Geometrie der Stützstruktur die einstückige Herstellung aufwändig und damit wirtschaftlich unattraktiv sein. Bei komplexeren Geometrien ist daher eine mehrteilige Ausbildung der Stützstruktur zweckmäßig, wobei die einzelnen Teile der Stützstruktur vorzugsweise vor dem Einlegen in die Bauteilform miteinander verbunden werden. Dies kann beispielsweise durch Kleben erfolgen. Insbesondere ist es nicht erforderlich, dass die Verbindung zwischen den einzelnen Stützstrukturteilen dauerfest ist. Es reicht eine Vorfixierung aus, die einen Kontakt der Stützstrukturteile während des Verpressens sicherstellt. Die endgültige Anbindung und Verbindung der Stützstrukturteile erfolgt durch das Verpressen und durch die stoffschlüssige Kopplung mittels des Matrix- Verbund Werkstoffs .
Die Stützstruktur kann zumindest abschnittsweise einen Rahmen bilden, der eine Rahmeninnenfläche begrenzt. Die Rahmeninnenfläche kann durch SMC-Material bzw. Matrix-Verbundwerkstoff ausgefüllt werden. So kann vorgesehen sein, dass Flächenbereiche zwischen zwei Teilen bzw. Abschnitten der Stützstruktur durch das SMC-Material flächig ausgefüllt werden. Bei beispielsweise einem Flugzeugtisch kann es ausreichen, nur Randbereiche der flächigen Bauteilstruktur durch die Stützstruktur zu verstärken. Flächige Bereiche des Bauteils, die keine hohen mechanischen Belastungen zu erwarten haben, können ausschließlich durch das SMC-Material gebildet werden.
Das erfindungsgemäße Faserverbundbauteil für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte oder dergleichen, ist aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet, wobei Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder einem Metallprofil ausgebildet ist, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stütz- struktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist. Zu den vorteilhaften Wirkungen des erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils wird auf die Vorteilsbeschreibung des erfindungsgemäßen Verfahrens verwiesen. Das Faserverbundbauteil ist besonders vorteilhaft für eine Flugzeugkabinenausstattung einsetzbar, wenn es eine Dichte von < 2,7 g/cm3 aufweist. Das Faserverbundbauteil ist dann leichter als ein Faserverbundbauteil mit einer übereinstimmenden Gestalt aus einer Aluminiumlegierung bei vergleichbaren Festigkeitseigenschaften. Weitere Ausführungsformen des Faserverbundbauteils ergeben sich aus den auf den Verfahrensanspruch 1 rückbezogenen Unteransprüchen.
Erfindungsgemäß wird ein Matrix-Verbundwerkstoff mit einer Stützstruktur zur Herstellung einer Flugzeugkabinenausstattung, insbesondere einer Tischplatte verwendet, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Metallprofil ausgebildet ist, wobei der Matrix- Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist. Weitere Ausführungsformen der Verwendung ergeben sich aus den auf den Verfahrensanspruch 1 und den Vorrichtungsanspruch 13 rückbezogenen Unteransprüchen.
Nachfolgend werden bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 Eine erste Ausführungsform einer Tischplatte
Flugzeugtisches in einer Seitenansicht;
Fig. 2 Draufsicht der Tischplatte;
Fig. 3 eine zweite Ausführungsform einer Tischplatte
Teilschnittansicht;
Fig. 4 eine dritte Ausführungsform einer Tischplatte
Teilschnittansicht;
Fig. 5 eine vierte Ausführungsform einer Tischplatte
Teilschnittansicht;
Fig. 6 eine fünfte Ausführungsform einer Tischplatte
Teilschnittansicht;
Fig. 7 eine sechste Ausführungsform einer Tischplatte in einer
Teilschnittansicht;
Fig. 8 eine siebte Ausführungsform einer Tischplatte in einer
Teilschnittansicht; Fig. 9 eine erste Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;
Fig. 10 eine zweite Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;
Fig. 11 eine dritte Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;
Fig. 12 eine vierte Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;
Fig. 13 eine achte Ausführungsform einer Tischplatte in einer perspektivischen Ansicht;
Fig. 14 die achte Ausführungsform der Tischplatte in einer perspektivischen Ansicht.
Eine Zusammenschau der Fig. 1 und 2 zeigt eine Tischplatte 10 einer Flugzeugkabinenausstattung, die aus einem Faserverbundbauteil 1 1 ausgebildet ist. Das Faserverbundbauteil 1 1 weist eine Stützstruktur 12 aus einem formstabilen Faserverbund 13 aus Kohlenstofffasern, die mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet sind, und hier nur andeutungsweise dargestellt sind, auf. Ein Matrix-Verbundwerkstoff 14 , der aus hier nicht dargestellten Schnittfasern beziehungsweise Kohlenstoffschnittfa- sern, einem gehärteten Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, umgibt den Faserverbund 13 vollständig, so dass sich der Faserverbund 1 3 im Inneren der Tischplatte 10 befindet. Insbesondere wurde das Faserverbundbauteil 1 1 durch Anordnung des formstabil ausgebildeten Faserverbundes 13 in einer hier nicht dargestellten Bauteilform zusam- men mit dem Matrix-Verbundwerkstoff 14 mit nachfolgender Aushärtung des Matrix-Verbundwerkstoffs innerhalb der Bauteilform ausgebildet. Die Stützstruktur 12 ist im Wesentlichen so ausgebildet, dass einem Lastfall des Faserverbundbauteils 1 1 Rechnung getragen wird. So weist die Tischplatte 10 zwei Finnen 15 auf, an denen sie in einer nicht darge- stellten Führung einer Galley eingesetzt und entlang von Seitenkanten 16 in die Führung hineingeschoben oder herausgezogen werden kann.
Die Fig. 3 bis 9 zeigen j eweils Teilschnittansichten verschiedener Ausführungsformen von Tischplatten im Bereich einer Seitenkante. Die Fig. 3 zeigt ein Faserverbundbauteil 17 mit einem Faserverbund 1 8 innerhalb eines ausgehärteten Matrix-Verbundwerkstoffs 19. Der Matrix- Verbundwerkstoff 19 umgibt den Faserverbund 1 8 dabei vollständig und bildet eine Seitenkante 20 sowie eine Tischplatte 21 aus.
Die Fig. 4 zeigt ein Faserverbundbauteil 38 , bei dem eine Platte 39 aus einem Matrix-Verbundwerkstoff 40 ausgebildet ist, wobei die Platte 39 in ein Randprofil 41 eingesetzt ist, wobei das Randprofil 41 aus einem Faserverbund 42 ausgebildet ist, der stoffschlüssig mit der Platte 39 verbunden ist.
Die Fig. 5 zeigt ein Faserverbundbauteil 22 mit einem Faserverbund 23 und einem Matrix-Verbundwerkstoff 24, wobei der Faserverbund 23 nur abschnittsweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff 24 verbunden und an einer Unterseite 25 einer Tischplatte 26 angeordnet ist.
Die Fig. 6 zeigt ein Faserverbundbauteil 27, wobei im Unterschied zu dem Faserverbundbauteil aus Fig. 3 hier ein formstabiler Faserverbund 28 plattenförmig ausgebildet ist und sich im Wesentlichen innerhalb eines Matrix-Verbundwerkstoffs 29 über eine gesamte Fläche einer Tischplatte 30 erstreckt.
Die Fig. 7 zeigt ein Faserverbundbauteil 3 1 mit einem U-förmigen Metallprofil 32, welches eine Stützstruktur 33 ausbildet und entlang von Seitenkanten 34 einer Tischplatte 35 stoffschlüssig mit einem Matrix- Verbundwerkstoff 36 verbunden ist.
Die Fig. 8 zeigt ein Faserverbundbauteil 37, welches die in der Fig. 3 dargestellte Stützstruktur mit der in Fig. 7 dargestellten Stützstruktur kombiniert. Die Fig. 9 bis 12 zeigen j eweils Metallprofile 43 bis 46, die eine Stützstruktur ausbilden können. Prinzipiell können anstelle der Metallprofile 43 bis 46 auch aus einem Faserverbund ausgebildete Profile Verwendung finden.
In den Fig. 13 und 14 ist ein Teil eines Flugzeug-Einschub- oder
-Klapptisches, insbesondere eine Tischplatte 47, gezeigt. Die Tischplatte 47 weist eine Tischfläche 52 auf, die durch einen Rahmen 50 begrenzt ist. Der Rahmen 50 umfasst ferner zwei Rahmenfortsätze 5 1 , die zur Verbindung der Tischplatte 47 mit einem Einschub- oder Klappmechanismus des Flugzeug-Einschub- oder -Klapptisches dienen.
Die Tischfläche 52 ist vorzugsweise rechteckig ausgebildet und weist eine flache bzw. ebene Oberfläche auf. Es ist auch möglich, dass die Tischplatte 47 im Bereich der Tischfläche 52 Mulden, d. h. Bereiche mit einer reduzierten Wandstärke der Tischfläche 52, oder Durchbrüche aufweist. Solche Mulden oder Durchbrücke können beispielsweise als Getränkehalter dienen.
Wie in Fig. 14 gut erkennbar ist, ist die Tischfläche 52 gegenüber dem Rahmen 50 versenkt bzw. abgesenkt. Die Tischfläche 52 weist insofern eine gegenüber dem Rahmen 50 verringerte Wandstärke auf. Dabei ist bevorzugt vorgesehen, dass eine Unterseite der Tischfläche 52 mit einer Unterseite des Rahmens 50 fluchtet. Insgesamt weist somit die gesamte Tischplatte 47 eine ebene Unterseite auf. Eine Absenkung 53 zeigt sich lediglich auf der Oberseite der Tischplatte 47, wobei die Absenkung 53 durch die abgesenkte Tischfläche 52 gebildet ist.
Zwischen den Rahmenfortsätzen 5 1 ist eine Ausnehmung 54 vorgesehen. Diese Ausnehmung 54 dient insbesondere dazu, eine Bewegungsfreiheit für einen Einschub- oder Klappmechanismus zu bieten. Gleichzeitig ermöglicht es die Ausnehmung 54, dass unterhalb des Einschub- oder Klapptisches bzw. der Tischplatte 47 im eingeschobenen oder eingeklappten Zustand des Einschub- oder Klapptisches ausreichend Freiraum bleibt, beispielsweise für eine Zeitschriftenaufnahme an einer Rückenlehne eines Flugzeugsitzes.
Aus Stabilitätsgründen ist vorgesehen, dass die Rahmenfortsätze 5 1 sich zu ihren freien Enden 55 hin verjüngen. Dabei fluchtet die Außenkante der Rahmenfortsätze 5 1 mit der Außenkante des Rahmens 50, so dass sich eine gerade bzw. ebene Seitenfläche der Tischplatte 47 ergibt. Die Ausnehmung 54 weist eine im Wesentlichen trapezförmige Kontur auf, wobei die Ausnehmung 54 zwischen den freien Enden 55 der Rahmenfortsätze 5 1 eine größere Breite als entlang des Rahmens 50 aufweist. Der Rahmen 50 umfasst vier Rahmenabschnitte 50a, 50b, wobei der die Rahmenfortsätze 5 1 verbindende Rahmenabschnitt 50b eine größere Stegbreite als die übrigen, freien Rahmenabschnitte 50 aufweist. Damit wird die Stabilität der Tischplatte 47 erhöht.
Die Tischplatte 47 umfasst eine innere Stützstruktur 48 , die in Fig. 14 durch gestrichelte Linien angedeutet ist. Die innere Stützstruktur 48 ist mit einem Matrix-Verbundwerkstoff 49 versehen, der die äußere, komplexe Form der Tischplatte 47 bildet. Die Stützstruktur 48 umfasst insbesondere Stäbe, Rohre oder Profile, die aus einem endlosfaserverstärkten Faserverbundwerkstoff, insbesondere einem endlosfaserverstärk- ten Kohlenstofffaserverbundwerkstoff gebildet sind. Wie in Fig. 14 gut erkennbar ist, erstrecken sich die Stäbe der Stützstruktur 48 entlang der freien Rahmenabschnitte 50a und reichen bis in die Rahmenfortsätze 5 1 hinein. Die Stäbe, Rohre oder Profile der Stützstruktur 48 weisen vorzugsweise eine rechteckige Querschnittskontur auf. Die Endlosfasern erstrecken sich vorzugsweise in Längsrichtung der Stäbe, Rohre oder Profile der Stützstruktur 48.
Der Matrix-Verbundwerkstoff 49 ist durch ein SMC-Material gebildet. Das SMC-Material umfasst vorzugsweise ein Kohlenstofffaserverbundmaterial, wobei die Kohlenstofffasern als Langfasern ungerichtet in einer Polymermatrix eingebettet sind. Das SMC-Material ummantelt nicht nur die Stützstruktur 48 vollständig, sondern bildet außerdem die Tischfläche 52 und den verbindenden Rahmenabschnitt 50b . Außerdem wird die äußere Kontur der Rahmenfortsätze 5 1 durch das SMC-Material bestimmt. Die Herstellung der hier beispielhaft dargestellten Tischplatte 47 eines Flugzeugtisches erfolgt beispielsweise durch ein Verfahren, bei dem folgende Schritte vorgenommen werden:
Die Stützstruktur 48 wird beispielsweise mittels eines Strangziehverfahrens, insbesondere mittels Pultrusion, oder Nasswickeln oder Prepreg- Laminieren oder Vakuum-Infusion oder einem anderen RTM-Verfahren aus faserverstärktem Kunststoff bzw. Faserverbundwerkstoffen hergestellt. Der faserverstärkte Kunststoff umfasst vorzugsweise Kohlenstofffasern, die eine Matrix aus einem Epoxidharz, einem Vinylesterharz oder einem feuerfesten Phenolharz eingebettet sind. Die Kohlenstofffasern sind Endlosfasern und können in eine gemeinsame Hauptorientierungsrichtung ausgerichtet sein.
Die Stützstruktur 48 kann einstückig ausgebildet sein oder mehrere Teile umfassen, die durch entsprechende Fügeverfahren zumindest temporär miteinander verbunden werden. Insbesondere kann die Stützstruktur 48 durch mehrere Stäbe, Rohre oder Profile gebildet sein, die miteinander verklebt werden. Die Stützstruktur 48 ist vorausgehärt und wird in einem nächsten Schritt entweder in das SMC-Material eingebettet oder in eine, vorzugsweise mit einem SMC-Material bereits gefüllte bzw. ausgelegte, Bauteilform eingelegt. Das Einbetten der Stützstruktur 48 in das SMC-Material kann durch
Auflegen der Stützstruktur 48 auf eine Lage des SMC-Materials erfolgen, wobei die Stützstruktur 48 nur einen Teil der Lage des SMC-Materials belegt. Ein überlappender Teil des SMC-Materials kann umgeschlagen auf die Stützstruktur 48 aufgelegt werden. Vorzugsweise ist die Stütz- struktur 48 so sandwichartig zwischen zwei Abschnitten der Lage des SMC-Materials eingebettet und bildet mit dem SMC-Material eine
Vorform.
Die Vorform wird anschließend in ein Presswerkzeug eingelegt. Alternativ kann auch vorgesehen sein, dass die Vorform bereits im Presswerk- zeug gebildet wird. Dazu kann eine Lage des SMC-Materials in eine Werkzeughälfte des Presswerkzeugs eingelegt werden, wobei ein Abschnitt der Lage über die Werkzeughälfte heraussteht. Die Stützstruktur 48 wird in das Presswerkzeug auf die Lage des SMC-Materials aufgelegt. Der aus der Werkzeughälfte herausstehende Abschnitt der Lage wird dann umgeschlagen und auf die Stützstruktur 48 gelegt, so dass sich die Vorform direkt in der Bauteilform bildet.
Generell kann die Stützstruktur 48 in mehreren Lagen des SMC- Materials eingebettet werden. Insbesondere kann die Stützstruktur 48 auf eine erste Lage des SMC-Materials gelegt und eine zweite, davon unab- hängige Lage des SMC-Materials auf die erste Lage und die Stützstruktur 48 gelegt werden, so dass die Stützstruktur 48 beidseitig durch j eweils eine separate Lage des SMC-Materials bedeckt ist.
Es kann vorteilhaft sein, wenn die Bauteilform Halteeinrichtungen zur Positionierung der Stützstruktur 48 aufweist. Das SMC-Material kann Glasfasern, Kohlenstofffasern und/oder Aramidfasern aufweisen, die in einer Polymermatrix eingebettet sind. Die Polymermatrix kann Epoxidharz und/oder Vinylesterharz und/oder Phenolharz umfassen.
Vorzugsweise ist das SMC-Material feuerfest im Sinne der Luftfahrtvorschriften. Beispielsweise kann das SMC-Material eine Polymermatrix aufweisen, die mit flammhemmendem Aluminiumtrihydroxid gefüllt ist. Das Aluminiumtrihydroxid liegt im Rohzustand vorzugsweise als Pulver vor und wird der Polymermatrix beigemischt. Die Polymermatrix des SMC-Materials kann ebenfalls Epoxidharz und/oder Vinylesterharz und/oder Phenolharz aufweisen. Durch die Einbettung der Stützstruktur in das SMC-Material wird eine Vorform gebildet, die in einem Presswerkzeug verpresst wird. Dabei weist das Presswerkzeug vorzugsweise eine Werkzeugform auf, die einer Negativform des herzustellenden Bauteils entspricht. Das Verpressen erfolgt in dem Presswerkzeug beispielsweise bei einem Druck zwischen 80 bar und 150 bar und bei einer Temperatur zwischen 125 °C und 150 °C . Dabei füllt das SMC-Material die Formgeometrie des Presswerkzeugs aus und bindet strukturell an die vorausgehärtete Stützstruktur 48 an. Insofern entsteht eine stoffschlüssige Verbindung zwi- sehen der Stützstruktur 48 und dem Matrix-Verbundwerkstoff 49. Das fertige Flugzeugbauteil weist daher eine monolithische Sandwichstruktur auf, die wegen der eingebetteten Stützstruktur 48 eine hohe mechanische Stabilität aufweist. Die Stützstruktur 48 dient hauptsächlich zur
Lastübertragung bzw. zur Aufnahme mechanischer Kräfte, wogegen der Matrix-Verbundwerkstoff 49, die durch ein SMC-Material gebildet ist, die äußere, komplexe Bauteilkontur abbildet.
Das verpresste Bauteil härtet vorzugsweise nach weinigen Minuten, insbesondere in einem Zeitraum von 1 Minute bis 10 Minuten, im heißen Presswerkzeug aus. Nach Ablauf der Aushärtezeit wird das fertige Flugzeugbauteil, insbesondere die hier beschriebene Tischplatte 47 , aus dem heißen Presswerkzeug entnommen.

Claims

Patentansprüche
Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38), für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte (10, 21, 26, 30, 35, 39, 47) oder dergleichen, wobei das Faserverbundbauteil aus einem Matrix- Verbundwerkstoff (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) und einer Stützstruktur (12, 33, 48) ausgebildet wird,
dadurch g e k e nnz e i c hn e t ,
dass der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem härtbaren Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet wird, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund (13, 18, 23, 42) und/oder aus einem Metallprofil (32, 43, 44, 45, 46) ausgebildet wird, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet wird, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Faserverbund (13, 18, 23, 42) aus textilen Fasern und/oder unidirektionalen Fasern ausgebildet wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Faserverbund (13, 18, 23, 42) als eine räumlich orientierte Stützstruktur (12, 33, 48) des Faserverbundbauteils (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38) ausgebildet wird, die an einen Lastfall des Faserverbundbauteils angepasst ist.
4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Faserverbund (13, 18, 23, 42) aus Kohlenstofffasern ausgebildet wird, wobei die Kohlenstofffasern zur Ausbildung des Faserverbunds mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet werden.
5. Verfahren nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,
dass der pyrolytische Kohlenstoff aus der Gasphase auf den Kohlenstofffasern abgeschiedenen wird.
6. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Schnittfasern Kohlenstofffasern sind.
7. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 6,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Faserverbundbauteil (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38) so ausgebildet wird, dass es einen Kohlenstofffaseranteil von > 35, vorzugsweise > 50 Volumenprozent aufweist.
8. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 7,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Faserverbundbauteil (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38) so ausgebildet wird, dass die Kohlenstofffasern innerhalb des Faserverbundbauteils heterogen verteilt sind.
9. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Matrix-Verbundwerkstoff (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) ein Faser-Matrix-Halbzeug, insbesondere ein Sheet Molding Compound (SMC) oder Bulk Molding Compound (BMC) ist.
10. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass ein Verpressen des Matrix-Verbundwerkstoffs (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) mit der Stützstruktur (12, 33, 48) in der Bauteilform bei einem Druck von 80 bar und 150 bar, insbesondere zwischen 90 bar und 110 bar und bei einer Temperatur zwischen 125 °C und 150 °C, insbesondere zwischen 130 °C und 140 °C erfolgt.
11. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Flammschutzmittel Aluminiumhydroxid ist.
12. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
dass der Matrix-Verbundwerkstoff (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) wenigstens 40 Gewichts-%, insbesondere wenigstens 50 Gewichts-%, insbesondere wenigstens 60 Gewichts-%>, insbesondere wenigstens 70
Gewichts-%), Aluminiumtrihydroxid aufweist.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass der Faserverbund (13, 18, 23, 42) in einer Vorform angeordnet und durch Pressen vorstabilisiert, vorzugsweise vorausgehärtet wird.
14. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Stützstruktur (12, 48) so in die Bauteilform eingebracht wird, dass der Matrix-Verbundwerkstoff (14, 19, 29, 49) die Stütz- struktur vollständig umgibt.
. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Stützstruktur (12, 33, 48) einstückig oder mehrteilig ausgebildet wird, wobei die Stützstruktur zumindest abschnittsweise einen Rahmen (50) bildet, der eine Rahmeninnenfläche begrenzt, wobei die Rahmeninnenfläche durch den Matrix-Verbundwerkstoff (14, 19, 29, 49) ausgefüllt wird.
16. Faserverbundbauteil (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38) für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte (10, 21, 26, 30, 35, 39, 47) oder dergleichen, wobei das Faserverbundbauteil aus einem Matrix-Verbundwerkstoff (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) und einer Stützstruktur (12, 33, 48) ausgebildet ist,
dadurch g e k e nnz e i c hn e t ,
dass der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund (13, 18, 23, 42) und/oder aus einem Metallprofil (32, 43, 44, 45, 46) ausgebildet ist, wobei der Matrix-
Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix- Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist. 17. Faserverbundbauteil nach Anspruch 16,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Faserverbundbauteil (11, 17, 22, 27, 31, 37, 38) eine Dichte von < 2,7 g/cm3 aufweist.
18. Verwendung eines Matrix-Verbundwerkstoffs (14, 19, 24, 29, 36, 40, 49) mit einer Stützstruktur (12, 33, 48), zur Herstellung einer Flugzeugkabinenausstattung, insbesondere Tischplatte (10, 21, 26, 30, 35, 39, 47), wobei der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund (13, 18, 23, 42) und/oder aus einem Metallprofil (32, 43, 44, 45, 46) ausgebildet ist, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist.
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