WO2008148543A1 - Bauteil für ein fluggerät - Google Patents

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WO2008148543A1
WO2008148543A1 PCT/EP2008/004451 EP2008004451W WO2008148543A1 WO 2008148543 A1 WO2008148543 A1 WO 2008148543A1 EP 2008004451 W EP2008004451 W EP 2008004451W WO 2008148543 A1 WO2008148543 A1 WO 2008148543A1
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WO
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fiber composite
component
aircraft
fibers
region
Prior art date
Application number
PCT/EP2008/004451
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English (en)
French (fr)
Inventor
Christian Karch
Wilhelm Wulbrand
Jürgen STEINWANDEL
Original Assignee
Eads Deutschland Gmbh
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Publication date
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Publication of WO2008148543A1 publication Critical patent/WO2008148543A1/de

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05B—ELECTRIC HEATING; ELECTRIC LIGHT SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; CIRCUIT ARRANGEMENTS FOR ELECTRIC LIGHT SOURCES, IN GENERAL
    • H05B6/00—Heating by electric, magnetic or electromagnetic fields
    • H05B6/02—Induction heating
    • H05B6/10—Induction heating apparatus, other than furnaces, for specific applications
    • H05B6/105—Induction heating apparatus, other than furnaces, for specific applications using a susceptor
    • H05B6/106—Induction heating apparatus, other than furnaces, for specific applications using a susceptor in the form of fillings

Definitions

  • the invention relates to a component according to the preamble of claim 1, that is to say for an aircraft (such as, for example, an airplane) and having an outer component region with an outer surface which is susceptible to icing.
  • the use of a heating foil is known, which is mounted on icing endangered areas of the outer skin of aircraft.
  • the heating foil as carrier material has a layer of carbon fibers in which the heating foil is integrated. Heating foil and carrier material together can form the outer skin of an aircraft at icing-prone areas.
  • the problem with such an "integrated heating" is the realization and control of a uniform over the hazardous area heating effect.
  • a fiber composite is a composite material which generally consists of two major components, namely a matrix material and fibers embedded therein. By mutual interactions of these components, the material receives higher quality properties than either of the two components involved individually.
  • Fiber composite components usually have a much lower temperature load capacity and lower thermal conductivity compared to the previously widely used in aircraft light metals, eg. B. aluminum alloys. It is an object of the present invention to provide a component of the type mentioned above with high specific strength and at the same time more efficient heatability for de-icing or prevention of icing.
  • the component comprises a fiber composite embedded in a matrix material fibers, wherein in an outer fiber composite area electrically conductive fibers of suitable conductivity are embedded and on the inside of the component an induction device for inductive heating of the outer fiber composite area is provided.
  • the basic idea of the invention is therefore to utilize the advantageous mechanical component properties resulting from the use of a fiber composite and to provide a simple and reliable heatability by means of a comparatively slight modification (embedding of electrically conductive fibers).
  • the electrically conductive fibers can be heated primarily by a near-field coupling. Since these fibers are located in an outer fiber composite area, the heating power (caused by eddy currents) is produced more or less near the surface and thus efficiently.
  • the outer surface of the outer component region may for example form a portion of the aircraft outer skin, so z. B. a portion of a support or guide surface in an aircraft.
  • the component can, for. B. form an icing endangered wing area (in particular leading edge) of an aircraft.
  • the fiber composite is formed by a CFRP material (carbon fiber reinforced plastic). Such a material has particularly advantageous properties for aircraft construction and is well suited for the design according to the invention of a heatable component.
  • electrically conductive fibers is intended in the context of the invention to include both fibers with inherent electrical conductivity and fibers made electrically conductive by a suitable coating.
  • the electrically conductive fibers are formed by metal-coated fibers.
  • the fibers can thus be optimally selected, in particular with regard to their mechanical properties and interaction with the matrix material.
  • metal-coated carbon fibers are used.
  • the electrically conductive fibers are formed by metal-coated fibers
  • the metal coating consists of a ferromagnetic metal (such as eg iron, nickel, etc.).
  • a ferromagnetic metal such as eg iron, nickel, etc.
  • Such metals or metal alloys with a comparatively high magnetic permeability advantageously lead to a certain concentration of the magnetic flux in the corresponding fiber composite region. Consequently, larger electrical currents are also generated in this area, whose power loss (Joule effect) causes efficient heating of the fiber composite area. Starting from the heated areas, further heat transport to other areas of the component can be achieved by pure heat conduction.
  • the electrically conductive fibers may be incorporated into the fiber composite in the form of a textile semifinished product (eg, fabrics, scrims, braids, fiber mats or prepregs).
  • a CFRP layer can be laminated with metal-coated carbon fibers in the surface region of the fiber composite.
  • a primer and topcoat are on the finished component z. B. still a primer and topcoat are.
  • the electrically conductive fibers are introduced into the fiber composite as a semifinished textile product during the production of the fiber composite, a particular advantage results for semi-finished products with a non-unidirectional fiber profile.
  • the use of a textile semifinished product is advantageous in which the best possible electrical contacting between fibers, which are oriented in different directions. For this reason, in practice, for.
  • a fabric of electrically conductive fibers may be preferred.
  • each unidirectional individual layers can be created with such a tissue better contact between transverse Fasejn, which promotes the formation of eddy currents.
  • the induction device provided on the inside of the component can be integrated within the fiber composite, projecting out of the fiber composite or entirely outside the fiber composite. Manufacturing technology is particularly simple z. B. to produce an induction device separately from the fiber composite and subsequently attached to the inside of the fiber composite or the component (eg., To stick).
  • the induction device is an inductor arrangement formed from a plurality of inductors (eg simple coils).
  • the induction device is used to generate an alternating magnetic field in the fiber composite, which leads in the provided with electrically conductive fibers fiber composite area to electrical eddy currents and associated electrical heating power.
  • the fiber composite can be formed from stacked individual layers whose stacking direction is orthogonal to the longitudinal extent or plate-shaped extent of the component.
  • the induction device can in this case z. B. consist of a distributed arrangement of a plurality of inductors whose magnetic field (in the inductor region) is orthogonal to the individual layers, ie in the stacking direction.
  • the component according to the invention can advantageously be used as an outer component which can be heated on the outer surface for an aircraft (aircraft, helicopter, etc.).
  • Fig. 1 is a schematic sectional view of an aircraft structural component
  • FIG. 2 is an illustration for illustrating an eddy current profile in a fiber composite region of the component of FIG. 1.
  • Fig. 1 illustrates in a sectional view the structure of a structural component 10 for an aircraft.
  • the component 10 forms in the installed state, for example, an outer skin section of the aircraft, in particular z. B. a wing area or Leitzan Scheme.
  • a component surface 12 which is upper in FIG. 1 is an outer surface of the aircraft which is susceptible to icing.
  • the component 10 essentially consists of a fiber composite 14 with fibers embedded in a matrix material.
  • the fiber composite 14 comprises an outermost fiber composite region 14-1, an outer fiber composite region 14-2 and an inner fiber composite region 14-3.
  • outer fiber composite region is intended to mean that, with reference to the geometric center of the fiber composite, more material of this region lies outside than inside it. This is particularly the case ER holds that the area is completely outside of the geometric center as ⁇ this example. B. in the embodiment of FIG. 1 is the case.
  • the "outer fiber composite region” can also represent the outermost fiber composite region, differing from the illustrated embodiment.
  • the separate outermost fiber composite layer 14-1 may also be omitted.
  • the icing-prone surface 12 would be a surface of the "outer fiber composite region”.
  • the fiber composite regions 14-1, 14-2 and 14-3 illustrated in FIG. 1 differ with regard to the fiber material contained therein.
  • the matrix material used is identical for all three areas.
  • a primer and topcoat (not shown) can be provided on the outer surface 12 of the outermost fiber composite region 14-1.
  • the fiber material used in region 14-1 for example carbon fibers, is optimized in type and arrangement (fiber orientation) with regard to the desired mechanical properties.
  • the same applies to the inner region 14-3, the z. B. may also contain carbon fibers.
  • the intermediate outer region 14-2 contains electrically conductive fibers, in the illustrated embodiment z. B. coated with a Ni-Fe alloy carbon fibers.
  • a plurality of inductors are arranged (eg glued), of which three are visible in Fig. 1 and are designated 16, 18 and 20. They serve to generate a magnetic alternating field, which, as shown in broken line in FIG. 1, extends into the interior of the component 10.
  • Each of the injectors 16, 18, 20 consists of a molded electrical coil which is operated via a line arrangement (not shown) from an AC source. Due to the comparatively large magnetic permeability of the metal coating of the fibers located in the fiber composite component 14-2, the magnetic flux is concentrated in the region 14-2. The magnetic flux caused by this near-field coupling in the region 14-2 induces electrical eddy currents in this region, which causes heating of the metal coating and heat conduction for heating the entire region 14-2. Since the fiber composite region 14-2 is provided relatively far outward (in FIG. 1, top), the outermost fiber composite region 14-1 with the outer surface 12 that is subject to icing is also heated.
  • an inductive heating of the surface 12 can be realized, whereby an icing prevented, or an already iced surface can be de-iced.
  • the vacuum infusion process is called uricl clie prepreg technology.
  • a common production method is to drape textile semifinished products on a mold surface, impregnate them with liquid matrix material (eg epoxy resin) and cure under pressure.
  • liquid matrix material eg epoxy resin
  • the extent of the induced eddy currents and thus the efficiency of the heating effect depends strongly on the "arrangement geometry" of the electrically conductive fibers (here: metal-coated fibers). If a plurality of fiber material layers, each having a unidirectional fiber orientation, are layered to produce this fiber composite region 14-2, this is (among the most frequently applicable Assumption that the matrix material conducts relatively poorly electrically) rather unfavorable for an effective formation of eddy currents. The eddy current formation is the better, the greater and the less direction-dependent the local electrical conductivity in the fiber composite region 14-2. Accordingly, it is advantageous if the fiber composite region to be heated firstly contains fibers with different fiber orientations and secondly that the fibers are well “crosslinked” with each other (electrically contacted with each other).
  • FIG. 2 illustrates two electrically conductive fibers 30 and 32 extending parallel in a first direction x in a plane, and two electrically conductive fibers 34 and 36 crossed thereto in a direction y.
  • the fibers 34 and 36 also run in a common plane. however, in a height direction z is offset from each other (height difference h).
  • the fiber composite region 14-2 to be heated contains a matrix material whose (essentially isotropic) electrical conductivity is at least a factor of 10 greater than the corresponding conductivity of an adjacent fiber composite region.
  • the thermal conductivity of the region 14 ⁇ 1 and / or the region 14-2 (in the expected temperature range in practice) at least by a factor of 5 is greater than the corresponding thermal conductivity of the range 14-3.
  • both an adaptation of the fiber material used and / or its fiber orientation as well as the specific choice of the matrix material come into consideration.
  • a simple structure of a de-icing system is created with effect preferably on the surface or an outer component area.
  • a more or less slight modification of known and established fiber composite structures is sufficient in practice. It can all known Advantages of such fiber composite structures are retained, in particular z. B. the weight savings.
  • the provision of electrical conductivity in an outer device area provided in the invention has an additional positive effect with regard to lightning protection (dissipation of the lightning current and the flash heat into the metallized layer of the structure).

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Bauteil (10) für ein Fluggerät, welches einen äußeren Bauteilbereich (14-1, 14-2) mit einer vereisungsgefährdeten Außenoberfläche (12) aufweist (z. B. Tragflügelbereich eines Flugzeugs). Um ein solches Bauteil (10) mit hoher spezifischer Festigkeit bei gleichzeitig effizienter Beheizbarkeit zur Enteisung oder Vorbeugung einer Vereisung bereitzustellen, umfasst das Bauteil (10) einen Faserverbund (14) mit in einem Matrixmaterial eingebetteten Fasern, wobei in einem äußeren Faserverbundbereich (14-2) elektrisch leitfähige Fasern eingebettet sind und an der Bauteilinnenseite eine Induktionseinrichtung (16, 18, 20) zum induktiven Heizen des äußeren Faserverbundbereiches (14-2) vorgesehen ist.

Description

Bauteil für ein Fluggerät
Die Erfindung betrifft ein Bauteil nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 , also für ein Fluggerät (wie z. B. Flugzeug) und mit einem äußeren Bauteilbereich mit einer vereisungsgefährdeten Außenoberfläche.
Aus der DE 102 30 965 A1 ist es bekannt, zur Enteisung und zur Vorbeugung einer Vereisung von Flugzeugen eine Alkohol enthaltende Suspension auf die Oberfläche eines Flugzeugs aufzusprühen. Nachteilig ist hierbei beispielsweise der Aufwand zur Bereitstellung einer für das betreffende Fluggerät geeigneten Sprühanlage. Außerdem ist eine derartige Enteisungsmethode insbesondere bei Verwendung für relativ große Flugzeuge sehr kostenintensiv und unter dem Gesichtspunkt des Umweltschutzes nicht unbedenklich.
In der DE 102 30 965 A1 sind ferner umweltfreundlichere Methoden zur Enteisung von Fluggeräten erwähnt, die auf der Verwendung von gasbeheizten Infrarotstrahlern oder einer Bestrahlung mittels Mikrowellen basieren, um entsprechende. Außenhautbereiche zu erwärmen.
Ferner existieren bereits Fluggeräte mit integriertem Enteisungssystem. Für Großflugzeuge ist es beispielsweise bekannt, eine Enteisung insbesondere der Tragflügelvorderkante mittels Zapfluft aus den Antriebsmaschinen durchzuführen. Diese Methode setzt jedoch die Verfügbarkeit geeigneter Zapfluft voraus, was z. B. insbesondere für kleinere Flugzeuge (mit Kolbenmotoren) ein Problem darstellt. Außerdem erfordert diese Methode in der Praxis eine hohe Temperaturbelastungsfähigkeit und/oder eine hohe Wärmeleitfähigkeit des betreffenden Flugzeugbereiches. Dieses System darf aus sicherheitsrelevanten Gründen während des Start- und Landevorganges nicht verwendet werden. Aus der DE 10 2004 060 675 A1 ist es bekannt, vereisungsgefährdete Bauteile von Fluggeräten mit einem Piezowandler zu versehen, so dass durch elektrische Ansteuerung des Piezowandlers eine zumindest bereichsweise Verformung des Bauteils erzielt werden kann, um starres Eis von dem Bauteil zu lösen. Diese Me- thode stellt gewisse Anforderungen an die mechanischen Eigenschaften des betreffenden Bauteils.
Aus der DE 101 51 298 A1 ist die Verwendung einer Heizfolie bekannt, die auf vereisungsgefährdeten Bereichen der Außenhaut von Flugzeugen angebracht wird. Gemäß einer speziellen Ausführungsform weist die Heizfolie als Trägermaterial eine Schicht aus Kohlefasern auf, in welche die Heizfolie integriert ist. Heizfolie und Trägermaterial zusammen können hierbei die Außenhaut eines Flugzeuges an vereisungsgefährdeten Bereichen bilden. Problematisch ist bei einer solchen "integrierten Heizung" die Realisierung und Kontrolle einer über den gefährdeten Bereich gleichmäßigen Heizwirkung.
Die meisten fluggeräteigenen Enteisungsmethoden eignen sich eher schlecht für so genannte Faserverbundbauteile, die vor allem wegen ihrer hohen spezifischen Festigkeit (Verhältnis von Festigkeit zu Gewicht) im Flugzeugbau, auch zum Auf- bau größerer Strukturen, zunehmend interessant werden. Ein Faserverbund ist ein Mischwerkstoff, der im Allgemeinen aus zwei Hauptkomponenten besteht, nämlich einem Matrixmaterial und darin eingebetteten Fasern. Durch gegenseitige Wechselwirkungen dieser Komponenten erhält der Werkstoff höherwertigere Eigenschaften als jede der beiden einzeln beteiligten Komponenten.
Faserverbundbauteile besitzen zumeist eine wesentlich geringere Temperaturbelastungsfähigkeit sowie geringere Wärmeleitfähigkeit im Vergleich zu den bislang im Flugzeugbau weit verbreiteten Leichtmetallen, z. B. Aluminiumlegierungen. Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Bauteil der eingangs genannten Art mit hoher spezifischer Festigkeit bei gleichzeitig effizienter Beheizbarkeit zur Enteisung oder Vorbeugung einer Vereisung bereitzustellen.
Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, dass das Bauteil einen Faserverbund mit in einem Matrixmaterial eingebetteten Fasern umfasst, wobei in einem äußeren Faserverbundbereich elektrisch leitfähige Fasern angepasster Leitfähigkeit eingebettet sind und an der Bauteilinnenseite eine Induktionseinrichtung zum induktiven Heizen des äußeren Faserverbundbereiches vorgesehen ist.
Die Grundidee der Erfindung besteht demnach darin, die durch Verwendung eines Faserverbunds sich ergebenden vorteilhaften mechanischen Bauteileigenschaften zu nutzen und durch eine vergleichsweise geringfügige Modifikation (Einbettung elektrisch leitfähiger Fasern) eine einfache und zuverlässige Beheizbarkeit vorzu- sehen.
Durch eine geeignete Wechselerregung der Induktionseinrichtung, ^beispielsweise mittels Hochfrequenz, können über eine Nahfeldkopplung primär die elektrisch leitfähigen Fasern aufgeheizt werden. Da sich diese Fasern in einem äußeren Fa- serverbundbereich befinden, wird die (durch Wirbelströme hervorgerufene) Heizleistung mehr oder weniger oberflächennah und somit effizient erzeugt.
Die Außenoberfläche des äußeren Bauteilbereiches kann beispielsweise einen Abschnitt der Fluggerätaußenhaut bilden, also z. B. einen Abschnitt einer Trag- oder Leitfläche bei einem Flugzeug. Das Bauteil kann z. B. einen vereisungsge- fährdeten Tragflügelbereich (insbesondere Vorderkante) eines Flugzeugs ausbilden. In einer bevorzugten Ausführungsform ist der Faserverbund von einem CFK- Material (Kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff) gebildet. Ein derartiges Material besitzt für den Flugzeugbau besonders vorteilhafte Eigenschaften und ist für die erfindungsgemäße Gestaltung eines beheizbaren Bauteils gut geeignet.
Der Begriff "elektrisch leitfähige Fasern" soll im Rahmen der Erfindung sowohl Fasern mit inhärenter elektrischer Leitfähigkeit als auch durch eine geeignete Be- schichtung elektrisch leitfähig gemachte Fasern umfassen.
In einer vorteilhaften Ausführungsform sind die elektrisch leitfähigen Fasern von metallbeschichteten Fasern gebildet. Dies besitzt den praktischen Vorteil, dass die Auswahl des Fasermaterials nicht auf Fasern mit inhärenter Leitfähigkeit beschränkt ist. Die Fasern können somit insbesondere hinsichtlich ihrer mechanischen Eigenschaften und Wechselwirkung mit dem Matrixmaterial optimiert aus- gewählt werden. Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform werden metallbeschichtete Kohlenstofffasern verwendet.
Wenn die elektrisch leitfähigen Fasern von metallbeschichteten Fasern gebildet sind, so ist gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung vorgesehen, dass die Metall- beschichtung aus einem ferromagnetischen Metall (wie z. B. Eisen, Nickel etc.) besteht. Derartige Metalle bzw. Metalllegierungen mit einer vergleichsweise hohen magnetischen Permeabilität führen vorteilhaft zu einer gewissen Konzentration des magnetischen Flusses in dem entsprechenden Faserverbundbereich. In diesem Bereich entstehen folglich auch größere elektrische Ströme, deren Verlust- leistung (Joulscher Effekt) eine effiziente Erwärmung des Faserverbundbereiches bewirkt. Ausgehend von den erwärmten Bereichen kann ein weiterer Wärmetransport in andere Bereiche des Bauteils durch reine Wärmeleitung erfolgen. Die elektrisch leitfähigen Fasern können in Form eines textilen Halbzeugs (z. B. Gewebe, Gelege, Geflechte, Fasermatten oder Prepregs) in den Faserverbund eingebracht sein. Beispielsweise kann eine CFK-Lage mit metallbeschichteten Kohlenstofffasern im Oberflächenbereich des Faserverbunds einlaminiert werden. Darüber kann am fertigen Bauteil sich z. B. noch ein Grundierungs- und Decklack befinden.
Wenn die elektrisch leitfähigen Fasern bei der Herstellung des Faserverbunds als ein textiles Halbzeug in den Faserverbund eingebracht werden, so ergibt sich ein besonderer Vorteil bei Halbzeugen mit einem nicht-unidirektionalen Faserverlauf. Hinsichtlich einer besseren Leitung von Wirbelströmen am fertigen Bauteil ist die Verwendung eines textilen Halbzeugs vorteilhaft, bei welchem eine möglichst gute elektrische Kontaktierung zwischen Fasern besteht, die in verschiedenen Richtungen orientiert sind. Aus diesem Grund kann in der Praxis z. B. ein Gewebe aus elektrisch leitfähigen Fasern bevorzugt sein. Im Unterschied zu gekreuzten, jeweils unidirektionalen Einzellagen kann mit einem solchen Gewebe eine bessere Kontaktierung zwischen quer zueinander verlaufenden Fasejn geschaffen werden, was die Ausbildung von Wirbelströmen fördert.
Die an der Bauteilinnenseite vorgesehene Induktionseinrichtung kann innerhalb des Faserverbunds integriert, aus dem Faserverbund hervorstehend oder gänzlich außerhalb des Faserverbunds angeordnet sein. Fertigungstechnisch besonders einfach ist es z. B. eine Induktionseinrichtung separat von dem Faserverbund herzustellen und nachträglich an der Innenseite des Faserverbunds bzw. des Bauteils anzubringen (z. B. anzukleben).
In einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass die Induktionseinrichtung eine aus mehreren Induktoren (z. B. einfache Spulen) gebildete Induktoranordnung ist. Die Induktionseinrichtung dient zur Erzeugung eines magnetischen Wechselfeldes im Faserverbund, welches in dem mit elektrisch leitfähigen Fasern versehenen Faserverbundbereich zu elektrischen Wirbelströmen und damit verbundener elektrischer Heizleistung führt.
Was die Gestaltung der Induktionseinrichtung anbelangt, so kann hierfür vorteilhaft auf an sich bekannte Konstruktionen zurückgegriffen werden, wie sie aus dem Bereich von Induktionsheizungen bekannt sind.
Bei Bauteilen, die in einer Richtung langgestreckt oder insgesamt plattenförmig sind, kann der Faserverbund aus gestapelten Einzellagen gebildet sein, deren Stapelrichtung orthogonal zur Längserstreckung bzw. plattenförmigen Ausdehnung des Bauteils verläuft. Die Induktionseinrichtung kann in diesem Fall z. B. aus einer verteilten Anordnung einer Vielzahl von Induktoren bestehen, deren magne- tisches Feld (im Induktorbereich) orthogonal zu den Einzellagen, also in Stapelrichtung verläuft.
Das erfindungsgemäße Bauteil kann vorteilhaft als ein an der Außenoberfläche beheizbares Außenbauteil für ein Fluggerät (Flugzeug, Hubschrauber etc.) ver- wendet werden.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen weiter beschrieben. Es stellen dar:
Fig. 1 eine schematische Schnittansicht eines Flugzeug-Strukturbauteils, und
Fig. 2 eine Darstellung zur Veranschaulichung eines Wirbelstromverlaufs in einem Faserverbundbereich des Bauteils von Fig. 1. Fig. 1 veranschaulicht in einer Schnittansicht den Aufbau eines Strukturbauteils 10 für ein Flugzeug.
Das Bauteil 10 bildet im verbauten Zustand beispielsweise einen Außenhautab- schnitt des Flugzeugs, insbesondere z. B. einen Tragflügelbereich oder Leitflächenbereich. In dieser Verwendungssituation ist eine in Fig. 1 obere Bauteiloberfläche 12 eine vereisungsgefährdete Außenoberfläche des Flugzeugs.
Bei der dargestellten Ausführungsform besteht das Bauteil 10 im Wesentlichen aus einem Faserverbund 14 mit in einem Matrixmaterial eingebetteten Fasern. Der Faserverbund 14 umfasst einen äußersten Faserverbundbereich 14-1 , einen äußeren Faserverbundbereich 14-2 und einen inneren Faserverbundbereich 14-3.
Der Begriff "äußerer Faserverbundbereich" soll im Rahmen der Erfindung bedeu- ten, dass bezogen auf die geometrische Mitte des Faserverbunds mehr Material dieses Bereichs außerhalb als innerhalb liegt. Davon ist insbesondere der Fall er- fasst, dass der Bereich vollständig außerhalb von der geometrischen Mitte liegt, wie~dies z. B. bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 1 der Fall ist.
Der "äußere Faserverbundbereich" kann abweichend vom dargestellten Ausführungsbeispiel auch gleichzeitig den äußersten Faserverbundbereich darstellen. Anders ausgedrückt kann bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 1 die separate äußerste Faserverbundschicht 14-1 auch weggelassen werden. In diesem Fall wäre die vereisungsgefährdete Oberfläche 12 eine Oberfläche des "äußeren Fa- serverbundbereiches".
Die in Fig. 1 dargestellten Faserverbundbereiche 14-1 , 14-2 und 14-3 unterscheiden sich hinsichtlich des darin enthaltenen Fasermaterials. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist das verwendete Matrixmaterial für alle drei Bereiche identisch.
An der äußeren Oberfläche 12 des äußersten Faserverbundbereichs 14-1 kann in an sich bekannter Weise ein Grundierungs- und Decklack (nicht dargestellt) vorgesehen sein. Das im Bereich 14-1 verwendete Fasermaterial, beispielsweise Kohlefasern, ist in Art und Anordnung (Faserorientierung) hinsichtlich der gewünschten mechanischen Eigenschaften optimiert. Dasselbe gilt für den inneren Bereich 14-3, der z. B. ebenfalls Kohlefasern enthalten kann.
Der dazwischen liegende äußere Bereich 14-2 enthält elektrisch leitfähige Fasern, im dargestellten Ausführungsbeispiel z. B. mit einer Ni-Fe-Legierung beschichtete Kohlenstofffasern.
An der Bauteilinnenseite (in Fig. 1 unten) sind eine Vielzahl von Induktoren angeordnet (z. B. angeklebt), von denen in Fig. 1 drei ersichtlich sind und mit 16, 18 und 20 bezeichnet sind. Sie dienen zur Erzeugung eines magnetischen Wechsel- feldes, welches sich etwa wie in Fig. 1 gestrichelt eingezeichnet in das Innere des Bauteils 10 hinein erstreckt.
Jeder der Injektoren 16, 18, 20 besteht aus einer vergossenen elektrischen Spule, die über eine (nicht dargestellte) Leitungsanordnung von einer Wechselstromquelle aus betrieben wird ist. Durch die vergleichsweise große magnetische Permeabilität der Metallbeschichtung der im Faserverbundbauteil 14-2 befindlichen Fasern wird der magnetische Fluss im Bereich 14-2 konzentriert. Der durch diese Nahfeldkopplung in dem Bereich 14-2 hervorgerufene magnetische Fluss induziert in diesem Bereich elektrische Wirbelströme, durch welche es zu einer Erwärmung der Metallbeschichtung und über eine Wärmeleitung zur Erwärmung des ganzen Bereichs 14-2 kommt. Da der Faserverbundbereich 14-2 relativ weit außen (in Fig. 1 oben) vorgesehen ist, wird auch der äußerste Faserverbundbereich 14-1 mit der vereisungsgefährde- ten Außenoberfläche 12 erwärmt.
Somit kann durch einen Betrieb der Induktoranordnung 16, 18, 20 ein induktives Heizen der Oberfläche 12 realisiert werden, womit einer Vereisung vorgebeugt, oder eine bereits vereiste Oberfläche enteist werden kann.
Was die konkrete Anordnung, insbesondere auch eine (in Fig. 1 nicht dargestellte) zweidimensionale Anordnung von Induktoren und deren Gestaltung anbelangt, so kann hierfür vorteilhaft auf Konstruktionen aus dem Bereich von induktiven Heiz- vorrichtungen zurückgegriffen werden.
Was die Fertigung des Bauteils 10 anbelangt, so kann vorteilhaft auf alle an sich bekannten Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen zurückgegriffen werden. Lediglich beispielhaft sei diesbezüglich das Vakuuminfusionsverfahren uricl clie Prepreg-Technologie genannt.
Eine gängige Herstellungsmethode ist es, textile Halbzeuge an einer Formoberfläche zu drapieren, mit flüssigem Matrixmaterial (z. B. Epoxidharz) zu durchtränken und unter Druckbeaufschlagung auszuhärten.
Bei einem bestimmten magnetischen Wechselfluss im äußeren Faserverbundbe- reich 14-2 hängt das Ausmaß der induzierten Wirbelströme und somit die Effizienz der Heizwirkung stark von der "Anordnungsgeometrie" der elektrisch leitfähigen Fasern (hier: metallbeschichtete Fasern) ab. Wenn zur Herstellung dieses Faserverbundbereichs 14-2 mehrere Fasermateriallagen mit jeweils unidirektionaler Faserorientierung geschichtet werden, so ist dies (unter der zumeist zutreffenden Annahme, dass das Matrixmaterial relativ schlecht elektrisch leitet) eher ungünstig für eine effektive Ausbildung von Wirbelströmen. Die Wirbelstromausbildung ist umso besser, je größer und je weniger richtungsabhängig die lokale elektrische Leitfähigkeit im Faserverbundbereich 14-2 ist. Dementsprechend ist es von Vorteil, wenn der zu heizende Faserverbundbereich erstens Fasern mit verschiedenen Faserorientierungen enthält und zweitens die Fasern gut "miteinander vernetzt" (elektrisch miteinander kontaktiert) sind.
Vor diesem Hintergrund ist es z. B. vorteilhaft, bei der Herstellung des zu heizen- den Faserverbundbereiches 14-2 ein Gewebe aus elektrisch leitfähigen Fasern einzubetten. Dies sei anhand der schematischen Darstellung von Fig. 2 erläutert.
Fig. 2 veranschaulicht zwei parallel in einer ersten Richtung x in einer Ebene verlaufende elektrisch leitfähige Fasern 30 und 32, sowie zwei gekreuzt dazu in einer Richtung y verlaufende elektrisch leitfähige Fasern 34 und 36. Die Fasern 34 und 36 verlaufen ebenfalls in einer gemeinsamen Ebene, die jedoch in einer Höhenrichtung z zueinander versetzt ist (Höhendifferenz h).
Jede zeitliche Änderung des magnetischen Flusses, wie in Fig. 2 durch den Pfeil "dB/dt" symbolisiert, führt nach dem Induktionsgesetz zu einem elektrischen Feld mit kreisförmig geschlossen verlaufenden Feldlinien, die bei der dargestellten Anordnung zu entsprechenden elektrischen Strömen entlang der Fasern 30 bis 36 führen (vgl. an den Fasern eingezeichnete Pfeile). Die Stromstärke und somit der erzielte induktive Heizeffekt ist umso größer je besser die einzelnen Fasern mit- einander in elektrischem Kontakt stehen. Der in Fig. 2 eingezeichnete Höhenabstand h sollte dementsprechend möglichst klein sein oder ganz verschwinden. Dies iässt sich in an sich bekannter Weise besonders gut mit einem Gewebe erreichen, bei welchem gekreuzte Kettfäden und Schussfäden einander berühren. Im Unterschied zu gekreuzten unidirektionalen Einzellagen eines Fasermaterials ergibt sich bei Verwendung eines gewebten Fasermaterials somit eine bessere Kontaktierung der Fasern untereinander, was eine effiziente Ausbildung von Wirbelströmen fördert. Selbstverständlich kann bei der Herstellung des zu heizenden Faserverbund bereiches 14-2 auch auf andere textile Halbzeuge vorteilhaft zu- rückgegriffen werden, solange eine solche wirbelstromfördernde Kontaktierung gegeben ist.
Eine weitere Möglichkeit zur Förderung von Wirbelströmen in dem zu heizenden Faserverbundbereich ist es, für diesen Bereich ein spezielles, nämlich besser e- lektrisch leitendes Matrixmaterial zu verwenden. Beispielsweise kann vorgesehen sein, dass der zu heizende Faserverbundbereich 14-2 ein Matrixmaterial enthält, dessen (im Wesentlichen isotrope) elektrische Leitfähigkeit wenigstens um einen Faktor 10 größer als die entsprechende Leitfähigkeit eines benachbarten Faserverbundbereiches ist.
Im Hinblick auf eine effiziente Übertragung von Wärme aus dem geheizten Faserverbundbereich 14-2 zur Oberfläche 12 ist es von Vorteil, wenn die thermische Leitfähigkeit-des Bereiches 14^1 und/oder des Bereiches 14-2 (im in der Praxis zu erwartenden Temperaturbereich) wenigstens um einen Faktor 5 größer ist als die entsprechende Wärmeleitfähigkeit des Bereiches 14-3. Zur Realisierung derartiger Unterschiede in der Wärmeleitfähigkeit kommt sowohl eine Anpassung des verwendeten Fasermaterials und/oder dessen Faserorientierung als auch die spezielle Auswahl des Matrixmaterials in Betracht.
Zusammenfassend ist bei dem oben beschriebenen Ausführungsbeispiel ein einfacher Aufbau eines Enteisungssystems mit Wirkung vorzugsweise an der Oberfläche bzw. einem äußeren Bauteiibereich geschaffen. Zur Realisierung der Heizwirkung genügt in der Praxis eine mehr oder weniger geringfügige Modifikation an sich bekannter und etablierter Faserverbundstrukturen. Es können alle bekannten Vorteile solcher Faserverbundstrukturen erhalten bleiben, insbesondere z. B. die Gewichtsersparnis. Die bei der Erfindung vorgesehene Schaffung einer elektrischen Leitfähigkeit in einem äußeren Bauteilbereich bringt einen zusätzlichen positiven Effekt hinsichtlich des Blitzschutzes (Ableitung des Blitzstromes und der Blitzwärme in die metallisierte Schicht der Struktur).

Claims

Patentansprüche
1. Bauteil für ein Fluggerät, welches einen äußeren Bauteilbereich (14-1 , 14-2) mit einer vereisungsgefährdeten Außenoberfläche (12) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil einen Faserverbund (14) mit in einem Matrixmaterial eingebetteten Fasern umfasst, wobei in einem äußeren Faserverbundbereich (14-2) elektrisch leitfähige Fasern eingebettet sind und an der Bauteilinnenseite eine Induktionseinrichtung (16, 18, 20) zum induktiven Hei- zen des äußeren Faserverbundbereiches (14-2) vorgesehen ist.
2. Bauteil nach Anspruch 1 , wobei die Außenoberfläche (12) des äußeren Bauteilbereiches (14-1 , 14-2) einen Abschnitt der Fluggerätaußenhaut bildet.
3. Bauteil nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei der Faserverbund (14) von einem CFK-Material gebildet ist.
4. Bauteil nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die elektrisch leitfähigen Fasern von metallbeschichteten Fasern gebildet sind.
5. Bauteil nach Anspruch 4, wobei die Metallbeschichtung ein ferromagneti- sches Metall enthält.
6. Bauteil nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die elektrisch leit- fähigen Fasern in Form eines textilen Halbzeugs in den Faserverbund (14) eingebracht sind.
7. Bauteil nach Anspruch 6, wobei das textile Halbzeug ein Gewebe ist.
8. Bauteil nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die Induktionseinrichtung (16, 18, 20) eine aus mehreren Induktoren gebildete Induktoranordnung ist.
9. Bauteil nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die elektrisch leitfähigen Fasern aus magnetischem Material bestehen.
10. Verwendung eines Bauteils nach einem der Ansprüche 1 bis 9 als ein an der Außenoberfläche (12) beheizbares Außenbauteil für ein Fluggerät.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014108704A2 (en) * 2013-01-14 2014-07-17 Bae Systems Plc Ferromagnetic fibre composites
WO2014108702A2 (en) * 2013-01-14 2014-07-17 Bae Systems Plc Ferrite compositions
EP2796372A1 (de) * 2013-04-25 2014-10-29 Hamilton Sundstrand Corporation Ohmsche und induktive Enteisung von Flugzeugsteuerflächen
EP3135587A1 (de) * 2015-08-25 2017-03-01 The Boeing Company Synergistische geräuschabsorption und enteisung für flugzeuge

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008006523A1 (de) 2008-01-29 2009-07-30 Airbus Deutschland Gmbh Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
DE102012002132A1 (de) 2012-02-03 2013-08-08 Airbus Operations Gmbh Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems
WO2014184146A1 (en) 2013-05-13 2014-11-20 Nci Swissnanocoat Sa Anti-icing system
DE102016215316B4 (de) * 2016-08-17 2019-05-29 Airbus Defence and Space GmbH System und Verfahren zum Erwärmen eines Bereichs eines Bauteils

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2142785A (en) * 1935-03-15 1939-01-03 Earl C Hanson Heating device for aircraft
GB1306062A (de) * 1968-11-19 1973-02-07
JP2001278195A (ja) * 2000-03-29 2001-10-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用除氷装置
EP1911673A1 (de) * 2006-10-09 2008-04-16 Eurocopter Verfahren und Vorrichtung zum Enteisen einer Außenhaut eines Luftschiffs

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10151298A1 (de) * 2001-10-17 2003-04-30 Joerg Runge-Rannow Heizfolie aus mehreren Schichten und Verfahren zu deren Herstellung
DE10230965A1 (de) * 2002-07-10 2004-01-22 Creavis Gesellschaft Für Technologie Und Innovation Mbh Verfahren zur Enteisung von Flugzeugen und Oberflächen zur Verhinderung der Eisbildung
DE102004042423A1 (de) * 2004-09-02 2006-03-09 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Aerodynamisches Bauteil mit einer Flächenheizung und Verfahren zu seiner Herstellung
DE102004060675B4 (de) * 2004-12-15 2024-06-20 Eurocopter Deutschland Gmbh Enteisung von Fluggeräten

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2142785A (en) * 1935-03-15 1939-01-03 Earl C Hanson Heating device for aircraft
GB1306062A (de) * 1968-11-19 1973-02-07
JP2001278195A (ja) * 2000-03-29 2001-10-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用除氷装置
EP1911673A1 (de) * 2006-10-09 2008-04-16 Eurocopter Verfahren und Vorrichtung zum Enteisen einer Außenhaut eines Luftschiffs

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014108704A2 (en) * 2013-01-14 2014-07-17 Bae Systems Plc Ferromagnetic fibre composites
WO2014108702A2 (en) * 2013-01-14 2014-07-17 Bae Systems Plc Ferrite compositions
WO2014108704A3 (en) * 2013-01-14 2014-09-18 Bae Systems Plc Ferromagnetic fibre composites
WO2014108702A3 (en) * 2013-01-14 2014-11-06 Bae Systems Plc Ferrite compositions
US20150354131A1 (en) * 2013-01-14 2015-12-10 Bae Systems Plc Ferromagnetic fibre composites
US9855681B2 (en) 2013-01-14 2018-01-02 Bae Systems Plc Ferrite compositions
US10919802B2 (en) 2013-01-14 2021-02-16 Bae Systems Plc Ferrite compositions
EP2796372A1 (de) * 2013-04-25 2014-10-29 Hamilton Sundstrand Corporation Ohmsche und induktive Enteisung von Flugzeugsteuerflächen
EP3135587A1 (de) * 2015-08-25 2017-03-01 The Boeing Company Synergistische geräuschabsorption und enteisung für flugzeuge
US10442523B2 (en) 2015-08-25 2019-10-15 The Boeing Company Synergetic noise absorption and anti-icing for aircrafts

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