EP3953158A1 - Verfahren zum herstellen eines bauteils - Google Patents

Verfahren zum herstellen eines bauteils

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Publication number
EP3953158A1
EP3953158A1 EP20742223.9A EP20742223A EP3953158A1 EP 3953158 A1 EP3953158 A1 EP 3953158A1 EP 20742223 A EP20742223 A EP 20742223A EP 3953158 A1 EP3953158 A1 EP 3953158A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
flat object
reshaping
component
semifinished product
reinforcing fibers
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP20742223.9A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Alexander Gillessen
Paul JÖRN
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.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP3953158A1 publication Critical patent/EP3953158A1/de
Pending legal-status Critical Current

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    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • B29C70/386—Automated tape laying [ATL]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
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    • B29K2105/10—Cords, strands or rovings, e.g. oriented cords, strands or rovings
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    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the invention relates to a method for producing a component from thermoplastic fiber composite material for an aircraft.
  • the invention further relates to the components obtainable by this method and an aircraft comprising at least one such component.
  • the components are in particular components for the aircraft fuselage, such as frames and stringers.
  • thermoset fiber composites are processed into laminates in an orienting AFP process (“automated fiber placement”). They can be heated for the laying process. Strips of the precursor material can be placed directly on a tool using a laying robot while retaining the desired component shape. The component is then consolidated at around 180 ° C while the matrix material hardens.
  • thermoplastic polymers such as high-performance plastics, which have a high melting temperature and very good mechanical properties that they maintain up to high temperatures
  • Thermoplastic fiber composites are increasingly becoming the focus of research and development.
  • high performance plastics are the polyaryl ether ketones, such as poly (ether ether ketone) (PEEK), the polysulfones, the polysulfides and the polyimides.
  • thermoplastic fiber composite materials which include such a flochplastic as a matrix and carbon fibers as reinforcing fibers, is a complex process.
  • thermosetting fiber composites In the case of fiber composites with a thermoplastic matrix material, different processes are needed than in the case of thermosetting fiber composites, since the processing temperatures are higher and the consolidation of the composite material essentially takes place through cooling and not through hardening.
  • the carbon fibers are anisotropic hold in fiber composites ent. With correct orientation along the main mechanical load direction of a component, they ensure the desired mechanical strength of a component while saving weight at the same time.
  • thermoplastic polymers with a high melting temperature however, the mobility of the carbon fibers in the polymer is lower than in the poorly crosslinked precursors of thermoset matrix materials. It can therefore be difficult to achieve certain fiber orientations.
  • the invention provides a method for Fierstellen a component made of thermoplastic fiber composite material for an aircraft, which summarizes the following steps: a) Production of a flat object from a thermoplastic fiber composite material, which comprises a thermoplastic polymer material and reinforcing fibers embedded therein, b) forming the flat object into a semi-finished product, and c) solidifying the semi-finished product while retaining the component.
  • thermoplastic polymer material is selected from one or more of polyamides, in particular aromatic polyamides, such as poly-m-phenylene isophthalamide, polyesters, in particular aromatic polyesters, poly aryls, in particular polyphenylene sulfides, polyether sulfones and polyaryl ether ketones, heterocyclic polymers such as polyimides, polybenzimidazoles and Polyetherimides, and mixtures prepared therefrom.
  • polyamides in particular aromatic polyamides, such as poly-m-phenylene isophthalamide
  • polyesters in particular aromatic polyesters
  • poly aryls in particular polyphenylene sulfides, polyether sulfones and polyaryl ether ketones
  • heterocyclic polymers such as polyimides, polybenzimidazoles and Polyetherimides, and mixtures prepared therefrom.
  • the reinforcing fibers consist of carbon fibers or comprise carbon fibers.
  • polyaryletherketone is selected from one or more of poly (etheretherketone), poly (etherketoneketone), poly (etheretheretherketone), and
  • Poly (ether ether ketone ketone and poly (ether ketone-ether ketone ketone) is selected.
  • step a) comprises the production of the flat object from a starting material that is selected from webs, bands, ropes (tows), patches, strips and / or tapes made of thermoplastic fiber composite material.
  • step a) comprises producing the flat object from a starting material which is heated to a temperature at which the plasticity of the thermoplastic polymer material enables the flat object to be formed.
  • step a) comprises the production of the flat object by depositing a starting material on a surface of a depositing device, in particular using a laying robot. It is preferred that step a) comprises producing the sheet-like object by depositing a starting material to form a laminate
  • step a) comprises the production of the flat object by depositing a starting material according to a previously determined three-dimensional depositing pattern which specifies the orientation of the reinforcing fibers and / or the location-dependent thickness of the flat object.
  • step a) comprises the production of the flat object by laying down a starting material in such a way that the reinforcing fibers in the finished component completely or partially form 0 ”reinforcing fibers, based on one or more main axes, main edges, longitudinal axes, longitudinal edges of the component.
  • step a) comprises the production of the flat object in a static process.
  • step a) comprises the production of the flat object by “automated fiber placement” and / or “automated tape laying”.
  • step b) comprises the reshaping of the flat object in a continuous reshaping process, in particular continuous high-speed reshaping process.
  • step b) comprises reshaping the flat object under pressure conditions and / or temperature conditions under which the thermoplastic polymer material or the thermoplastic fiber composite material has a plasticity suitable for reshaping.
  • the temperature conditions depend in particular on the glass transition temperature and the melting temperature and the physical properties of the thermoplastic polymers in the various temperature ranges. It is preferred that step b) comprises reshaping the sheet-like object in a continuous profiling process.
  • step b) comprises deforming the flat object in a roll forming process.
  • step b) comprises deforming the flat object in a continuous compression molding process, such as a simplified “continuous compression molding” process.
  • step b) comprises deforming the flat object in a 3D preforming process.
  • step b) comprises reshaping the flat object while changing its cross section and / or its curvature.
  • step b) comprises reshaping the sheet-like object while the reinforcing fibers slide into the desired fiber orientation position, in particular while setting a required local orientation of the reinforcing fibers.
  • step b) comprises reshaping the flat object in such a way that the reinforcing fibers in the finished component completely or partially form 0 ”reinforcing fibers, based on one or more main axes, main edges, longitudinal axes and / or longitudinal edges of the component.
  • This makes it possible, for example, to produce flanges and webs and feet of a stiffening part such as a stringer or a frame with a 0 ”orientation of the reinforcing fibers.
  • step b) comprises deforming the flat object with partial solidification and / or consolidation of the thermoplastic fiber composite material, in particular while maintaining a minimum deformability of the thermoplastic fiber composite material required for step c). It is preferred that step b) comprises reshaping the flat object in a static method, in particular by pressing the semi-finished product in a one-sided or two-sided forming tool.
  • step c) comprises solidifying the semifinished product in a static method.
  • step c) comprises solidifying the semifinished product by applying pressure, in particular with simultaneous heating of the semifinished product.
  • step c) comprises solidifying the semifinished product by pressing in a heatable press in a static pressing process, in particular with simultaneous heating of the semifinished product.
  • step c) comprises solidifying the semifinished product while maintaining the shape of the semifinished product obtained in step b) or with further deformation of the semifinished product.
  • step c) comprises solidifying the semifinished product in a pressing process in a pressing device with a one-sided or two-sided rigid pressing tool.
  • step c) comprises the solidification of the semifinished product in a pressing process with a one-sided or two-sided rigid pressing tool with a tool insert inserted into the pressing tool for additional modification of the contour of the semifinished product.
  • step c) comprises the solidification of the semifinished product in a method which represents a combination of pressing and embossing, pressing and reshaping or reshaping and embossing.
  • the process enables the production of components such as frames and stringer like for integral frames with special shapes that are required, for example, for frame feet on an outer skin with form-fitting elements (joggles).
  • step c) comprises solidifying the semifinished product at a temperature in the range from 300 ° C. to 400 ° C., in particular under the application of pressure.
  • the semifinished product produced in step b) is cut to size, in particular to shorten the semifinished product in the longitudinal direction and / or to change the contour of the semifinished product, before it is fed to step c).
  • steps a) to c) are carried out continuously in a production line.
  • the heated semifinished product obtained in step b) is further processed in step c) without intermediate cooling.
  • the component is a component for the fuselage of an aircraft and in particular comprises fuselage stiffening parts, frame parts, frame-like parts, ribs and stringers.
  • the invention further provides an apparatus for performing the method described above, which comprises the following components:
  • thermoplastic fiber composite material which comprises a thermoplastic polymer material and reinforcing fibers embedded therein;
  • a device for reshaping the flat object into a semi-finished product ii) a device for solidifying the semi-finished product under pressure.
  • one or more of the devices i) to iii) can be heated. It is preferred that the devices according to i), ii) and iii) are part of a continuous production line.
  • the invention further provides a component for an aircraft that can be obtained by one of the methods described above or with the device described above.
  • the invention finally creates an aircraft which comprises at least one component as described above.
  • Fig. 1 shows an aircraft and an enlarged detail of a Rumpfab section of the aircraft fuselage
  • step a) shows a photo of a system for automatically depositing thermoplastic fiber composite material in an “Automated Fiber Placement” method (step a));
  • step b shows a photo of a system for reshaping a flat object made of thermoplastic fiber composite material into a semi-finished product (step b));
  • step c shows a photo of a consolidation device for consolidating or consolidating the semifinished product while obtaining a component (step c)).
  • Fig. 1 shows an aircraft 10 and an enlarged detail of a rear fuselage part 12 of the aircraft 10.
  • the fuselage part 12 comprises an outer skin 14, longitudinally extending stringers 16 and circumferentially extending spans 18 14.
  • These parts of the fuselage and other fuselage components can be produced by the method according to the invention.
  • strips 20 of polyether ether ketone with carbon fibers arranged unidirectionally therein are first produced from a thermoplastic polymer material such as a polyaryletherketone, for example polyetheretherketone, and carbon fibers.
  • Fig. 2 shows a photo of such a storage device 22, which is suitable for carrying out the first step a) of the method according to the invention.
  • the device shown is a device from Airborne and is used to carry out the so-called pick & place method.
  • the strips 20 are deposited on a surface 24 of the depositing device 22 with the aid of an automatic depositing head 26 according to a predetermined depositing pattern.
  • the depositing takes place here, for example, at such a high temperature that the polyetheretherketone softens and the strips 20 connect on the surface of the depositing device 22 to form a sufficiently coherent, but not consolidated, flat object 28.
  • the flat object 28 is preferably already given the contour that corresponds to the outline shape of a component 16, 18, such as a frame 18 here, for example. In this way, cutting of the deposited flat object 28 and thus a loss of material can be avoided.
  • the strips 20 made of thermoplastic fiber composite material are mainly deposited in such a way that they run in the finished frame 18 in the direction of its main axis, in which the strongest external mechanical loads also act.
  • the flat object 28 is placed in a forming device 30 ge. 3 shows a photo of a reshaping device 30, shown here only as an example, for the continuous reshaping of the flat object 28 (device and photo here from the Brötje company).
  • the flat object 28 is independent of the system shown, for example, by roll forming in a NEN frame 18 reshaped.
  • the flat object 28 is heated in a forming device, such as a device for roll forming, or, for example, already beforehand in a production line in a heating device (not shown) to such a high temperature that the thermoplastic fiber composite material becomes plastically deformable and under the action which can deform roles.
  • the rollers When the flat object 28, here, for example, a thermoplastic composite material made of polyetheretherketone and carbon fibers, is placed in the deforming device for roll forming, the rollers usually ensure that the flat object 28 is gradually deformed into a frame 18.
  • the plasticity achieved by heating of the flat object 28 ensures, in addition to the externally visible deformation, the internal sliding of the carbon fibers in the softened matrix of polyetheretherketone in the desired fiber orientation.
  • the laminate of strips 20 of thermoplastic fiber composite material is partially, but not completely, solidified or consolidated under the pressure of the rollers and at the elevated temperature of the laminate.
  • a semi-finished product emerges from the shaping device 30 which, for example, is already formed close to the final contour, that is to say essentially already has the shape of the component sought as the end product.
  • the semifinished product can, however, also have a shape that requires further deformation in the following step c).
  • the term semi-finished product is therefore both a near-net-shape component that is obtained at the end of step b) and which only needs to be solidified or consolidated in the following step c), as well as a preliminary stage of a component or a component intermediate product that the Leaves shaping device 30 after step b) has been carried out, in order then to be not only solidified or consolidated in step c), but reshaped again.
  • the semi-finished product obtained in this way which here for example essentially has the shape of a frame 18 that is still present in a straight line, is then placed in a pressing device 34 for solidification and here for example also for further shaping.
  • the semi-finished product is heated here to a temperature in the range from 300 to 400 ° C., for example.
  • the pressing tools in the form of die and male mold have a curvature which corresponds to the curvature of the aircraft fuselage in the circumferential direction.
  • the pressure exerted by the pressing tool ensures that the straight frame 18 is deformed into a curved frame 18 with a radius of curvature that corresponds exactly to the radius of curvature of the inner side of the outer skin 14 of the body part 12.
  • the pressure exerted continues to ensure complete consolidation or solidification of the thermoplastic fiber composite material.
  • 4 shows only an example of a commercially available pressing device 34 in which the solidification step c) of the method according to the invention can be carried out.
  • the invention relates to the field of the production of frame components, such as Span th or frame-like components made of CFRP composite material for an aircraft, the components or the composite material being based on a thermoplastic matrix material.
  • thermosets in which stacks are formed in an orienting AFP process (“automated fiber placement”).
  • automated fiber placement When making the TS material, the stack can be heated to facilitate formation. Direct placement on the tool is also possible.
  • TS components are consolidated at around 180 ° C. The matrix material is hardened at this temperature.
  • a TP material needs different processes because the temperatures are higher and consolidation and cooling are used instead of hardening.
  • a semi-finished product similar to that for TS can be produced for flat stacks and prepared strips or plasters.
  • the options for producing TP stacks without temperature are very limited, as the matrix blocks the movement of the fibers.
  • the invention aims to provide an improved method.
  • the method according to the invention is a combination of a static two-dimensional layup, a continuous preforming process and a static consolidation.
  • the invention proposes a method with the following method steps:
  • the second step is a high speed continuous forming process, e.g. B. with a kind of roll forming, a simplified ("light") CCM process or an adaptation of the principles of a continuous preforming of dry fibers, e.g. 3D preforming.
  • the material is shaped under the influence of pressure and temperature (with regard to cross-section and curvature).
  • the fibers can slide into the required fiber orientation position. Orientations required locally can be implemented.
  • the complete lay-up or the complete preform is not completely solidified or consolidated; a minimum of deformability is retained.
  • the preform or the lay-up can be cut in its contour and in its longitudinal direction in order to then enter the next process step. This also allows 0 ° fibers in the two flanges and the web of the frames and frame-like components.
  • the last step is a static strengthening or consolidation, for example in a pressing process with a one-sided or two-sided rigid tool.
  • the material receives its final contour.
  • Tool inserts or different tools can be used while the same preform or layup is being fed into the machine. This enables the production of preforms for one-piece frames with special shapes at low and recurring costs, which are required, for example, for the feet of frames on a fuselage skin with locks / joggles.

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  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Die Offenbarung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils (16, 18) für ein Luftfahrzeug. Hierbei handelt es sich insbesondere um Bauteile für den Rahmen, wie Spanten (18) und Stringer (16). Luftfahrzeugen werden zur Gewichtsreduktion zunehmend aus polymerem Faserverbundwerkstoff konstruiert. Ursprünglich handelte es sich hierbei um Faserverbundwerkstoffe aus duroplastischem Polymer und Kohlenstofffasern. Mit der Entwicklung der thermoplastischen Hochleistungskunststoffe sind thermoplastische Faserverbundwerkstoffe zunehmend in den Fokus von Forschung und Entwicklung gerückt. Ein Beispiel für einen derartigen Hochleistungskunststoff stellt das Poly(etheretherketon) dar. Die Herstellung von Bauteilen (16, 18) aus thermoplastischen Faserverbundwerkstoffen, stellt aber einen komplexen Vorgang dar. Die Offenbarung gibt ein verbessertes Verfahren zum Herstellen derartiger Bauteile (16, 18) an. Das Verfahren umfasst die folgende Schritte: Herstellen eines flächigen Gegenstands (28) aus einem thermoplastischem Faserverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Polymermaterial und darin eingebettete Verstärkungsfasern umfasst, Umformen des flächigen Gegenstands (28) in ein Halbzeug, und Verfestigen des Halbzeugs unter Erhalt des Bauteils (16, 18). Gegenstand der Offenbarung sind ferner die durch dieses Verfahren erhältlichen Bauteile (16, 18).

Description

VERFAHREN ZUM HERSTELLEN EINES BAUTEILS
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils aus thermoplas tischem Faserverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug. Ferner betrifft die Erfindung die durch dieses Verfahren erhältlichen Bauteile und ein Luftfahrzeug umfassend mindestens ein derartiges Bauteil.
Bei den Bauteilen handelt es sich insbesondere um Bauteile für den Luftfahrzeug rumpfe, wie Spanten und Stringer.
Bei der Konstruktion von Luftfahrzeugen stellt die Einsparung von Gewicht wegen der damit verbundenen Einsparung von Treibstoff einen wesentlichen Aspekt dar. Ein hohes Potential für die Gewichtsreduktion bietet der Austausch von metalli schen Bauteilen durch Bauteile aus polymerem Faserverbundwerkstoff.
Die hierfür verwendbaren Faserverbundwerkstoffe waren ursprünglich im Wesent lichen Faserverbundwerkstoffe mit einem duroplastischen Polymer als Matrixmate rial und darin eingebetteten Kohlenstofffasern. Vorläufer von duroplastischen Fa serverbundwerkstoffen werden in einem orientierenden AFP-Verfahren („automa- ted fiber placement“) zu Laminaten verarbeitet. Sie können für den Legevorgang erhitzt werden. Streifen des Vorläufermaterials können mit einem Legeroboter di rekt auf einem Werkzeug unter Erhalt der gewünschte Bauteilform abgelegt wer den. Anschließend wird das Bauteil bei etwa 180 °C unter Härtung des Matrixma terials konsolidiert.
Mit der Entwicklung moderner thermoplastischer Polymere, wie der Hochleistungs kunststoffe, die eine hohe Schmelztemperatur und sehr guten mechanischen Ei genschaften aufweisen, die sie bis hin zu hohen Temperaturen beibehalten, sind thermoplastische Faserverbundwerkstoffe zunehmend in den Fokus von For schung und Entwicklung gerückt. Beispiele für derartige Flochleistungskunststoffe sind die Polyaryletherketone, wie Poly(etheretherketon) (PEEK), die Polysulfone, die Polysulfide und die Polyimide.
Die Fierstellung von Bauteilen aus thermoplastischen Faserverbundwerkstoffen, die einen derartigen Flochleistungskunststoff als Matrix und Kohlenstofffasern als Verstärkungsfasern umfassen, stellt aber einen komplexen Vorgang dar.
Bei Faserverbundwerkstoffen mit einem thermoplastischen Matrixmaterial werden andere Verfahren als im Fall von duroplastischen Faserverbundwerkstoffen benö tigt, da die Verarbeitungstemperaturen höher liegen und die Konsolidierung des Verbundwerkstoffs im Wesentlichen durch Abkühlen und nicht durch Flärten er folgt.
Außerdem sind die Kohlenstofffasern anisotrop in Faserverbundwerkstoffen ent halten. Bei korrekter Orientierung entlang der mechanischen Flauptbelastungsrich- tung eines Bauteils sorgen sie für die angestrebte mechanische Festigkeit eines Bauteils bei gleichzeitiger Gewichtseinsparung. Bei thermoplastischen Polymeren mit hoher Schmelztemperatur ist die Beweglichkeit der Kohlenstofffasern im Poly mer aber geringer als in den wenig vernetzten Vorläufern von duroplastischen Matrixmaterialien. Es kann daher schwierig sein, bestimmte Faserorientierungen zu erzielen.
Es ist Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Verfahren für die Fierstellung von Bauteilen für Luftfahrzeuge aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoffs anzu geben.
Die Aufgabe wird durch den Gegenstand der unabhängigen Ansprüche gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Die Erfindung schafft ein Verfahren zum Fierstellen eines Bauteils aus thermoplas tischem Faserverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug, das folgende Schritte um fasst: a) Herstellen eines flächigen Gegenstands aus einem thermoplastischem Fa serverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Polymermaterial und darin einge bettete Verstärkungsfasern umfasst, b) Umformen des flächigen Gegenstands in ein Halbzeug, und c) Verfestigen des Halbzeugs unter Erhalt des Bauteils.
Es ist bevorzugt dass das thermoplastische Polymermaterial unter einem oder mehreren von Polyamiden, insbesondere aromatischen Polyamiden, wie Poly-m- phenylenisophthalamid, Polyestern, insbesondere aromatischen Polyestern, Poly arylen, insbesondere Polyphenylensulfiden, Polyethersulfonen und Polyarylether ketonen, heterocyclischen Polymeren, wie Polyimiden, Polybenzimidazolen und Polyetherimiden, und daraus hergestellten Mischungen ausgewählt wird.
Es ist bevorzugt, dass die Verstärkungsfasern aus Kohlenstofffasern bestehen o- der Kohlenstofffasern umfassen.
Es ist bevorzugt, dass das Polyaryletherketon unter einem oder mehreren von Poly(etheretherketon), Poly(etherketonketon), Poly(etheretheretherketon),
Poly(etheretherketonketon und Poly(etherketon-etherketonketon) ausgewählt wird.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands aus ei nem Ausgangsmaterial umfasst, das unter Bahnen, Bändern, Seilen (Tows), Pflas tern, Streifen und/oder Tapes aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoff aus gewählt wird.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands aus ei nem Ausgangsmaterial umfasst, das auf eine Temperatur erwärmt wird, bei der die Plastizität des thermoplastischen Polymermaterials die Bildung des flächigen Gegenstands ermöglicht.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials auf einer Oberfläche einer Ablegevorrichtung, insbesondere unter Verwendung eines Legeroboters, umfasst. Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials unter Bildung eines Laminats umfasst
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials gemäß einem vorab ermittelten dreidimensio nalen Ablegemuster umfasst, das die Orientierung der Verstärkungsfasern und/o der die ortsabhängige Dicke des flächigen Gegenstands vorgibt.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials derart umfasst, dass die Verstärkungsfasern im fertigen Bauteil ganz oder teilweise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Hauptachsen, Hauptkanten, Längsachsen, Längskanten des Bauteils.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands in ei nem statischen Verfahren umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch „Automated Fiber Placement“ und/oder„Automated Tape Laying“ umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Umformungsverfahren, insbesondere kontinuierlichen Hoch geschwindigkeitsumformungsverfahren, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Druckbedingungen und/oder Temperaturbedingungen umfasst, unter denen das thermoplastische Polymermaterial bzw. der thermoplastische Faserverbundwerk stoff eine für die Umformung geeignete Plastizität aufweist. Die Temperaturbedin gungen hängen insbesondere von der Glasübergangstemperatur und der Schmelztemperatur und den physikalischen Eigenschaften der thermoplastischen Polymere in den verschiedenen Temperaturbereichen ab. Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Profilierverfahren umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem Rollformverfahren umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Pressformverfahren, wie einem vereinfachten„Continuous Compression Moulding“-Verfahren, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem 3D-Vorformungsverfahren umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Änderung seines Querschnitts und/oder seiner Krümmung umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Gleiten der Verstärkungsfasern in die gewünschte Faserorientierungsposition, ins besondere unter Einstellen einer erforderlichen lokalen Orientierung der Verstär kungsfasern, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands derart umfasst, dass die Verstärkungsfasern im fertigen Bauteil ganz oder teilweise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Hauptachsen, Hauptkanten, Längsachsen und/oder Längskanten des Bauteils. Dadurch ist es beispielsweise möglich, Flansche und Stege und Füße eines Versteifungsteils, wie eines Stringers oder eines Spanten, mit einer 0“-Orientierung der Verstärkungsfa sern herzustellen.
Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter teilweisem Verfestigen und/oder Konsolidieren des thermoplastischen Faserver bundwerkstoffs, insbesondere unter Beibehalten eines für Schritt c) erforderlichen Mindestmaßes an Umformbarkeit des thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs, umfasst. Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem statischen Verfahren, insbesondere durch Pressen des Halbfertigprodukts in einem einseitigen oder zweiseitigen Umformwerkzeug, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem stati schen Verfahren umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs durch Beaufschla gen mit einem Druck, insbesondere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halb zeugs, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs durch Pressen in einer beheizbaren Presse in einem statischen Pressverfahren, insbesondere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halbzeugs, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs unter Beibehal tung der in Schritt b) erhaltenen Form des Halbzeugs oder unter weiterer Umfor mung des Halbzeugs, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Press verfahren in einer Pressvorrichtung mit einseitigen oder zweiseitigen steifen Presswerkzeug umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Press verfahren mit einem einseitigen oder zweiseitigen steifem Presswerkzeug mit ei ner in das Presswerkzeug eingelegten Werkzeugeinlage, zur zusätzlichen Ände rung der Kontur des Halbzeugs, umfasst.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Verfah ren umfasst, das eine Kombination aus Pressen und Prägen, Pressen und Umfor men oder Umformen und Prägen darstellt. Das Verfahren ermöglicht die Herstellung von Bauteilen wie Spanten und Strin gern für integrale Rahmen mit speziellen Formen, die beispielsweise für Rahmen füße auf einer Außenhaut mit Formschlusselementen (Joggles) benötigt werden.
Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs bei einer Tempe ratur im Bereich von 300 °C bis 400 °C, insbesondere unter Druckbeaufschlagung umfasst.
Es ist bevorzugt, dass das in Schritt b) hergestellte Halbzeug zugeschnitten wird, insbesondere zur Kürzung des Halbzeugs in Längsrichtung und/oder zur Ände rung der Kontur des Halbzeugs, bevor es Schritt c) zugeführt wird.
Es ist bevorzugt, dass die Schritte a) bis c) kontinuierlich in einer Fertigungsstraße durchgeführt werden.
Es ist bevorzugt, dass in Schritt b) erhaltenes, erwärmtes Halbzeug ohne zwi schenzeitliches Abkühlen in Schritt c) weiterverarbeitet wird.
Es ist bevorzugt, dass das Bauteil ein Bauteil für den Rumpf eines Luftfahrzeugs ist und insbesondere Rumpfversteifungsteile, Rahmenteile, rahmenartige Teile, Spanten und Stringer umfasst.
Die Erfindung schafft weiterhin eine Vorrichtung zum Durchführen des weiter oben beschriebenen Verfahrens, die die folgenden Komponenten umfasst:
i) eine Vorrichtung zum Herstellen eines flächigen Gegenstands aus einem
thermoplastischem Faserverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Poly mermaterial und darin eingebettete Verstärkungsfasern umfasst;
ii) eine Vorrichtung zum Umformen des flächigen Gegenstands in ein Halbzeug; iii) eine Vorrichtung zum Verfestigen des Halbzeugs unter Druck.
Es ist bevorzugt, dass eine oder mehrere der Vorrichtungen i) bis iii) beheizbar sind. Es ist bevorzugt, dass die Vorrichtungen gemäß i), ii) und iii) Teil einer kontinuierli chen Fertigungsstraße sind.
Die Erfindung schafft weiterhin ein Bauteil für ein Luftfahrzeug, das nach einem der weiter oben beschriebenen Verfahren oder mit der weiter oben beschriebenen Vorrichtung erhältlich ist.
Die Erfindung schafft schließlich ein Luftfahrzeug, das mindestens ein wie weiter oben beschriebenes Bauteil umfasst.
Ein Ausführungsbeispiel wird im Folgenden anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Darin zeigt:
Fig. 1 ein Luftfahrzeug und eine Ausschnittvergrößerung eines Rumpfab schnitts des Luftfahrzeugrumpfes;
Fig. 2 ein Foto einer Anlage zum automatischen Ablegen von thermoplasti schem Faserverbundwerkstoff in einem„Automated-Fiber-Placement“- Verfahren (Schritt a));
Fig. 3 ein Foto einer Anlage zum Umformen eines flächigen Gegenstands aus thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs in ein Halbzeug (Schritt b)); und
Fig. 4 ein Foto einer Verfestigungsvorrichtung zum Konsolidieren oder Ver festigen des Halbzeugs unter Erhalt eines Bauteils (Schritt c)).
Fig. 1 zeigt ein Flugzeug 10 und eine Ausschnittvergrößerung eines hinteren Rumpfteils 12 des Flugzeugs 10. Das Rumpfteil 12 umfasst eine Außenhaut 14, in Längsrichtung verlaufende Stringer 16 und in Umfangsrichtung verlaufende Span ten 18. Stringer 16 und Spanten 18 bilden Versteifungsbauteile zur Versteifung der Außenhaut 14. Diese Teile des Rumpfes und andere Rumpfbauteile, aber auch allgemeiner alle anderen Bauteile eines Flugzeugs, wie Klammern oder Rahmen, können nach dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestellt werden. Für die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens werden zunächst aus einem thermoplastischen Polymermaterial, wie einem Polyaryletherketon, bei spielsweise Polyetheretherketon, und Kohlenstofffasern Streifen 20 aus Polyether etherketon mit darin unidirektional angeordneten Kohlenstofffasern hergestellt.
Die Streifen 20 aus thermoplastischem Verbundwerkstoff werden auf Spulen einer Ablegevorrichtung 22 aufgewickelt. Fig. 2 zeigt ein Foto einer derartigen Ablege vorrichtung 22, die für die Durchführung des ersten Schritts a) des erfindungsge mäßen Verfahrens geeignet ist. Die dargestellte Vorrichtung ist einer Vorrichtung der Firma Airborne und wird zum Durchführen des sogenannten Pick&Place-Ver- fahrens verwendet.
Die Streifen 20 werden auf einer Oberfläche 24 der Ablegevorrichtung 22 mit Hilfe eines automatischen Ablegekopfes 26 nach einem vorgegebenen Ablegemuster abgelegt. Das Ablegen erfolgt hier beispielsweise bei einer so hohen Temperatur, dass das Polyetheretherketon erweicht und sich die Streifen 20 auf der Oberfläche der Ablegevorrichtung 22 zu einem hinreichend zusammenhängenden, aber nicht konsolidierten flächigen Gegenstand 28 verbinden.
Der flächige Gegenstand 28 erhält beim Ablegen der Streifen 20 aus thermoplasti schem Faserverbundwerkstoff vorzugsweise bereits die Kontur, die der Umriss form eines Bauteils 16, 18, wie hier beispielsweise eines Spanten 18, entspricht. Auf diese Weise kann ein Zuschneiden des abgelegten flächigen Gegenstands 28 und damit ein Materialverlust vermieden werden. Außerdem werden die Streifen 20 aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoff überwiegend so abgelegt, dass sie im fertigen Spanten 18 in Richtung von dessen Flauptachse verlaufen, in der auch die stärksten äußeren mechanischen Belastungen einwirken.
Anschließend wird der flächige Gegenstand 28 in eine Umformvorrichtung 30 ge geben. Fig. 3 zeigt ein Foto einer hier nur beispielhaft abgebildeten Umformungs vorrichtung 30 zum kontinuierlichen Umformen des flächigen Gegenstands 28 (Vorrichtung und Foto hier von der Firma Brötje). Der flächige Gegenstand 28 wird unabhängig von der dargestellten Anlage beispielsweise durch Rollformen in ei- nen Spanten 18 umgeformt. Dafür wird der flächige Gegenstand 28 in einer Um formungsvorrichtung, wie einer Vorrichtung zum Rollformen, oder beispielsweise bereits davor in einer Fertigungsstraße in einer Heizvorrichtung (nicht abgebildet) auf eine so hohe Temperatur erwärmt, dass der thermoplastische Faserverbund werkstoff plastisch verformbar wird und sich unter Einwirkung der Rollen verfor men lässt.
Wenn der flächige Gegenstand 28, hier beispielhaft ein thermoplastischer Ver bundwerkstoff aus Polyetheretherketon und Kohlenstofffasern, in die Umfor mungsvorrichtung zum Rollformen gegeben wird, sorgen die Rollen in üblicher Weise für eine schrittweise Umformung des flächigen Gegenstands 28 in einen Spanten 18. Die durch Erwärmen erreichte Plastizität des flächigen Gegenstands 28 gewährleistet neben der äußerlich sichtbaren Umformung auch das innere Gleiten der Kohlenstofffasern in der erweichten Matrix aus Polyetheretherketon in die erwünschte Faserorientierung.
Außerdem wird das Laminat aus Streifen 20 aus thermoplastischem Faserver bundwerkstoff unter dem Druck der Rollen und bei der erhöhten Temperatur des Laminats teilweise, aber nicht vollständig verfestigt oder konsolidiert.
Aus der Umformungsvorrichtung 30 tritt schließlich ein Halbzeug aus, das bei spielsweise bereits endkonturnah ausgebildet ist, also im Wesentlichen bereits die Form des als Endprodukt angestrebten Bauteils hat. Das Halbzeug kann aber auch eine Form aufweisen, die in dem folgenden Schritt c) eine weitere Umfor mung erforderlich macht.
Unter dem Begriff Halbzeug ist also sowohl ein endkonturnahes Bauteil, dass am Ende von Schritt b) erhalten wird und das im folgenden Schritt c) nur noch verfes tigt oder konsolidiert werden muss, als auch eine Vorstufe eines Bauteils oder ein Bauteilzwischenprodukt zu verstehen, das die Umformungsvorrichtung 30 nach Durchführung von Schritt b) verlässt, um dann in Schritt c) nicht nur verfestigt oder konsolidiert, sondern nochmals umgeformt zu werden. Anschließend wird das so erhaltene Halbzeug, das hier beispielsweise im Wesent lichen die Form eines noch geradlinig vorliegenden Spanten 18 aufweist, in eine Pressvorrichtung 34 zum Verfestigen und hier beispielsweise auch zum weiteren Umformen gegeben. Das Halbzeug wird hier beispielsweise auf eine Temperatur im Bereich von 300 bis 400 °C erhitzt. Die Presswerkzeuge in Form von Matrize und Patrize weisen eine Krümmung auf, die der Krümmung des Flugzeugrumpfes in Umfangsrichtung entspricht. Der von dem Presswerkzeug ausgeübte Druck sorgt für eine Umformung des geradlinigen Spanten 18 in einen gekrümmten Spanten 18 mit einem Krümmungsradius, der exakt dem Krümmungsradius der In nenseite der Außenhaut 14 des Rumpfteils 12 entspricht. Der ausgeübte Druck sorgt weiterhin für eine vollständige Konsolidierung oder Verfestigung des thermo plastischen Faserverbundwerkstoffs. Fig. 4 zeigt nur beispielhaft eine handelsübli che Pressvorrichtung 34, in der der Verfestigungsschritt c) des erfindungsgemä ßen Verfahrens durchgeführt werden kann.
Die Erfindung betrifft das Gebiet der Herstellung von Rahmenbauteilen, wie Span ten oder spantenartigen Bauteilen aus CFK-Verbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug, wobei die Bauteile bzw. der Verbundwerkstoff auf einem thermoplastischem Mat rixmaterial basieren.
Die Herstellung derartiger Verbundwerkstoff-Bauteile für die Luftfahrtindustrie ist ein komplexer Vorgang. Bauteile, die aus faserverstärkten Kunststoffen hergestellt werden, weisen im Hinblick auf die anisotropen Eigenschaften des faserverstärk ten Kunststoffs ein optimiertes Konstruktionsmerkmal auf. Die Bauteile werden überwiegend bei Temperaturen von 300 °C bis 400 °C verfestigt oder konsolidiert (thermoplastische Hochleistungskunststoffe oder TP).
Im Stand der Technik gibt es für duroplastische Polymere (sogenannte„thermos- ets“ oder TS) Verfahren, bei denen in einem orientierenden AFP-Verfahren („auto- mated fiber placement“) Stapel gebildet werden. Beim Herstellen des TS-Materials kann der Stapel erhitzt werden, um die Bildung zu erleichtern. Außerdem ist eine direkte Platzierung auf dem Werkzeug möglich. TS-Bauteile werden bei etwa 180 °C konsolidiert. Bei dieser Temperatur wird das Matrixmaterial gehärtet. Ein TP-Material benötigt andere Verfahren, da die Temperaturen höher sind und die Konsolidierung und das Abkühlen anstelle eines Härtens verwendet werden.
Für flächige Stapel und vorbereitete Streifen oder Pflaster kann ein ziemlich ähnli ches Halbfertigprodukt wie für TS hergestellt werden. Die Möglichkeiten zur Her stellung von TP-Stapeln ohne Temperatur ist sehr eingeschränkt, da die Matrix die Bewegung der Fasern blockiert.
Derzeit gibt es keine in der Praxis einsetzbare, kostengünstige Verfahren, die für die Herstellung von Rumpfteilen, wie Spanten, unter Verwendung eines thermo plastischen Polymers geeignet sind und die die erforderliche Verwendung einer Matrix aus thermoplastischem Hochleistungskunststoff und die angestrebte Orien tierung der Fasern ermöglichen.
Die Erfindung zielt darauf ab, ein verbessertes Verfahren zu schaffen. Das erfin dungsgemäße Verfahren ist eine Kombination aus einem statischen flächigen Layup, einem kontinuierlichen Vorformungsverfahren und einer statischen Konsoli dierung.
Diese Kombination von Verfahrensschritten erlaubt es, von den Vorteilen jeder einzelnen Verfahrenssequenz zu profitieren, ohne dabei die Nachteile einer voll ständigen Fertigungsprozesskette zu haben. Das CCM-Verfahren („continuous compression molding“) ist wegen der für das Abkühlen erforderlichen Zeit bei spielsweise ziemlich langsam, Krümmung ist herausfordernd und konstant, keine Variabilität hinsichtlich der Form ...
Außerdem ist es mit den Verfahren des Stands der Technik äußerst schwierig, ei nige Faserorientierungen zu erzielen.
Die Erfindung schlägt ein Verfahren mit den folgenden Verfahrensschritten vor:
1 . Herstellen eines Produkts in Form eines flächigen oder flachen Laminats durch Hochgeschwindigkeitsverfahren, die die erwünschten Faserorientierungen liefern. Beispiele hierfür sind das ATL-Verfahren von Boikon, das ATL-Verfahren von Air borne, das Pick&Place-Verfahren von Airborne, das Web-Industry Verfahren für CCM Zufuhrmaterialverfahren).
2. Der zweite Schritt ist ein mit Hochgeschwindigkeit durchgeführtes kontinuierli ches Umformungsverfahren, z. B. mit einer Art Rollformung, einem vereinfachten („light“) CCM-Verfahren oder einer Adaption der Prinzipien einer kontinuierlichen Vorformung von trockenen Fasern, z.B. 3D-Vorformung. Das Material wird unter Einwirkung von Druck und Temperatur geformt (hinsichtlich Querschnitt und Krüm mung). Die Fasern können in die erforderliche Faserorientierungsposition gleiten. Lokal benötigte Orientierungen können realisiert werden. Das vollständige Lay-up oder die vollständige Vorform ist nicht vollständig verfestigt oder konsolidiert, es bleibt ein Minimalmaß an Verformbarkeit erhalten. Die Vorform oder das Lay-up kann in seine Kontur und in seiner Längsrichtung geschnitten werden, um dann in den nächsten Verfahrensschritt einzutreten. Dies erlaubt auch 0°-Fasern in den beiden Flanschen und dem Steg der Spanten und spantenartigen Bauteile.
3. Der letzte Schritt ist eine statische Verfestigung oder Konsolidierung, zum Bei spiel in einem Pressverfahren mit einseitigem oder zweiseitigem steifem Werk zeug. Das Material erhält seine endgültige Kontur. Es können Werkzeugeinlagen oder verschiedene Werkzeuge verwendet werden, während der Maschine die glei che Vorform oder das gleiche Layup zugeführt wird. Dies ermöglicht die Herstel lung von Vorformen für einteilige Spanten mit speziellen Formen bei niedrigen wie derkehrenden Kosten, die beispielsweise für die Füße von Spanten auf einer Rumpfhaut mit Sperren / Joggles benötigt werden.
Bezugszeichenliste:
10 Flugzeug
12 hinteres Rumpfteil
14 Außenhaut
16 Stringer
18 Spant
20 Streifen aus thermoplastischem Verbundwerkstoff
22 Ablegevorrichtung
24 Oberfläche der Ablegevorrichtung
26 Ablegekopf
28 flächiger Gegenstand
30 Vorrichtung zum Umformen des flächigen Gegenstands
32 Vorrichtung zum Verfestigen des Halbzeugs

Claims

Ansprüche:
1. Verfahren zum Herstellen eines Bauteils (16, 18) aus thermoplastischem Fa serverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug (10), das folgende Schritte umfasst: a) Herstellen eines flächigen Gegenstands (28) aus einem thermoplastischem Faserverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Polymermaterial und darin ein gebettete Verstärkungsfasern umfasst,
b) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in ein Halbzeug, und
c) Verfestigen des Halbzeugs unter Erhalt des Bauteils (16, 18).
2. Verfahren nach Anspruch 1 ,
dadurch gekennzeichnet, dass
das thermoplastische Polymermaterial unter einem oder mehreren von Poly amiden, insbesondere aromatischen Polyamiden, wie Poly-m-phenylenisophtha- lamid, Polyestern, insbesondere aromatischen Polyestern, Polyarylen, insbeson dere Polyphenylensulfiden, Polyethersulfonen und Polyaryletherketonen, hete rocyclischen Polymeren, wie Polyimiden, Polybenzimidazolen und Polyetherimi- den, und daraus hergestellten Mischungen ausgewählt wird, und/oder
die Verstärkungsfasern aus Kohlenstofffasern bestehen oder Kohlenstofffa sern umfassen.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
dass das Polyaryletherketon unter einem oder mehreren von Poly(etheretherke- ton), Poly(etherketonketon), Poly(etheretheretherketon), Poly(etheretherketonke- ton und Poly(etherketon-etherketonketon) ausgewählt wird.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass Schritt a) einen, mehrere oder alle der folgenden Schritte umfasst:
a1 ) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) aus einem Ausgangsmaterial, das unter Bahnen, Bändern, Seilen, Pflastern, Streifen und/oder Tapes aus ther moplastischem Faserverbundwerkstoff ausgewählt wird; und/oder
a2) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) aus einem Ausgangsmaterial, das auf eine Temperatur erwärmt wird, bei der die Plastizität des thermoplasti schen Polymermaterials die Bildung des flächigen Gegenstands (28) ermöglicht; und/oder
a3) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) durch Ablegen eines Ausgangs materials auf einer Oberfläche einer Ablegevorrichtung (22), insbesondere unter Verwendung eines Legeroboters; und/oder
a4) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) durch Ablegen eines Ausgangs materials unter Bildung eines Laminats; und/oder
a5) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) durch Ablegen eines Ausgangs materials gemäß einem vorab ermittelten dreidimensionalen Ablegemuster, das die Orientierung der Verstärkungsfasern und/oder die ortsabhängige Dicke des flä chigen Gegenstands (28) vorgibt; und/oder
a6) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) durch Ablegen eines Ausgangs materials derart, dass die Verstärkungsfasern im fertigen Bauteil ganz oder teil weise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Hauptach sen, Hauptkanten, Längsachsen, Längskanten des Bauteils; und/oder
a7) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) in einem statischen Verfahren; und/oder
a8) Herstellen des flächigen Gegenstands (28) durch„Automated Fiber Place ment“ und/oder„Automated Tape Laying“.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass Schritt b) einen, mehrere oder alle der folgenden Schritte umfasst:
b1 ) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem kontinuierlichen Umfor- mungsverfahren, insbesondere kontinuierlichen Hochgeschwindigkeitsumfor mungsverfahren; und/oder
b2) Umformen des flächigen Gegenstands (28) unter Druckbedingungen und/o der Temperaturbedingungen, unter denen das thermoplastische Polymermaterial bzw. der thermoplastische Faserverbundwerkstoff eine für die Umformung geeig nete Plastizität aufweist; und/oder
b3) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem kontinuierlichen Profi lierverfahren; und/oder
b4) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem Rollformverfahren;
und/oder
b5) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem kontinuierlichen Press formverfahren, wie einem vereinfachten„Continuous Compression Moulding“-Ver- fahren, und/oder
b6) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem 3D-Vorformungsverfah- ren; und/oder
b7) Umformen des flächigen Gegenstands (28) unter Änderung seines Quer schnitts und/oder seiner Krümmung; und/oder
b8) Umformen des flächigen Gegenstands (28) unter Gleiten der Verstärkungsfa sern in die gewünschte Faserorientierungsposition, insbesondere unter Einstellen einer erforderlichen lokalen Orientierung der Verstärkungsfasern; und/oder b9) Umformen des flächigen Gegenstands (28) derart, dass die Verstärkungsfa sern im fertigen Bauteil (16, 18) ganz oder teilweise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Flauptachsen, Flauptkanten, Längsachsen und/o der Längskanten des Bauteils (16, 18); und/oder
b10) Umformen des flächigen Gegenstands (28) unter teilweisem Verfestigen und/oder Konsolidieren des thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs, insbeson dere unter Beibehalten eines für Schritt c) erforderlichen Mindestmaßes an Um formbarkeit des thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs; und/oder
b1 1 ) Umformen des flächigen Gegenstands (28) in einem statischen Verfahren, insbesondere durch Pressen des Flalbzeugs in einem einseitigen oder zweiseiti gen Umformwerkzeug.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass Schritt c) einen, mehrere oder alle der folgenden Schritte umfasst:
c1 ) Verfestigen des Flalbzeugs in einem statischen Verfahren; und/oder c2) Verfestigen des Halbzeugs durch Beaufschlagen mit einem Druck, insbeson dere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halbzeugs; und/oder c3) Verfestigen des Halbzeugs in einer beheizbaren Presse (32) in einem stati schen Pressverfahren, insbesondere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halb zeugs; und/oder
c3) Verfestigen des Halbzeugs unter Beibehaltung der in Schritt b) erhaltenen Form des Halbzeugs oder unter weiterer Umformung des Halbzeugs; und/oder c4) Verfestigen des Halbzeugs in einem Pressverfahren mit einem einseitigen o- der zweiseitigen steifen Presswerkzeug (32); und/oder
c5) Verfestigen des Halbzeugs in einem Pressverfahren mit einem einseitigen o- der zweiseitigen steifen Presswerkzeug (32) mit einer in das Presswerkzeug (32) eingelegten Werkzeugeinlage, zur zusätzlichen Änderung der Kontur des Halb zeugs; und/oder
c6) Verfestigen des Halbzeugs in Verfahren, das eine Kombination aus Pressen und Prägen, Pressen und Umformen oder Umformen und Prägen darstellt;
c7) Verfestigen des Halbzeugs bei einer Temperatur im Bereich von 300 °C bis 400 °C unter Druckbeaufschlagung.
7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass das in Schritt b) hergestellte Halbzeug zugeschnitten wird, insbesondere zur Kürzung des Halbzeugs in Längsrichtung und/oder zur Änderung der Kontur des Halbzeugs, bevor es Schritt c) zugeführt wird.
8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Schritte a) bis c) kontinuierlich in einer Fertigungsstraße durchgeführt werden.
9. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
dass in Schritt b) erhaltene, erwärmtes Halbzeug ohne zwischenzeitliches Abküh len in Schritt c) weiterverarbeitet wird.
10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (16, 18) ein Bauteil (16, 18) für den Rumpf eines Luftfahrzeugs ist und insbesondere Rumpfversteifungsteile, Rahmenteile, rahmenartige Teile, Spanten (18) und Stringer (16) umfasst.
11. Vorrichtung (22, 30, 32) zum Durchführen des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 10, die die folgenden Komponenten umfasst:
i) eine Vorrichtung (22) zum Herstellen eines flächigen Gegenstands (28) aus einem thermoplastischem Faserverbundwerkstoff, der ein thermoplasti sches Polymermaterial und darin eingebettete Verstärkungsfasern umfasst; ii) eine Vorrichtung (30) zum Umformen des flächigen Gegenstands (28) in ein Halbzeug;
iii) eine Vorrichtung (32) zum Verfestigen des Halbzeugs unter Druck.
12. Vorrichtung (22, 30, 32) nach Anspruch 1 1 ,
dadurch gekennzeichnet,
dass eine oder mehrere der Vorrichtungen (22, 30, 32) gemäß i) bis iii) beheizbar sind.
13. Vorrichtung (22, 30, 32) nach Anspruch 1 1 oder 12,
dadurch gekennzeichnet,
dass die Vorrichtungen (22, 30, 32) gemäß i), ii) und iii) Teil einer kontinuierlichen Fertigungsstraße sind.
14. Bauteil (16, 18) für ein Luftfahrzeug (10), das nach einem Verfahren nach ei nem der Ansprüche 1 bis 10 erhältlich ist.
15. Luftfahrzeug (10), das ein Bauteil (16, 18) nach Anspruch 14 umfasst.
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