WO2012019739A1 - Flugzeuginnenverkleidungsbauteil und verfahren zur herstellung eines flugzeuginnenverkleidungsbauteils - Google Patents

Flugzeuginnenverkleidungsbauteil und verfahren zur herstellung eines flugzeuginnenverkleidungsbauteils Download PDF

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matrix
strength
aircraft interior
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Hermann Benthien
Axel Soeffker
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Airbus Operations Gmbh
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Definitions

  • the invention relates to an aircraft interior trim component and to a method for producing such an aircraft interior trim component.
  • Aircraft interior trim components not only serve the optical design of the aircraft cabin, but also have the task behind the interior trim components, i. arranged in a space between the interior trim components and the aircraft structure components, such. electrical lines, air or water pipes or other components of the aircraft to prevent damage.
  • the interior trim components In order to be able to perform this protective function, the interior trim components must have a certain mechanical strength. Further, in a case where loads applied to the interior trim components are so large that damage to the aircraft components disposed behind the interior trim components can not be securely excluded, the additional requirement is possible damage to these components by correspondingly visible damage to the interior trim components at least immediately visually recognizable. Finally, in the event of a sudden pressure drop in the aircraft cabin, a so-called rapid decompression, the interior trim components must not endanger the passengers on board the aircraft or block escape routes.
  • Interior trim components currently installed in modern aircraft are generally designed as sandwich components with a core and decorative layers applied to the core, for example in DE 10 2006 041 787 A1, DE 10 2007 041 282 C1 or DE 10 2007 026 296 A1. Furthermore, it is known, for example, from DE 10 2007 061 433 A1 and DE 10 2009 012 015, unpublished, to provide aircraft interior trim components with decompression elements integrated into the aircraft interior trim components, which in the event of a sudden drop in pressure in the aircraft cabin can be decompressed by air from the aircraft cabin release and thereby prevent damage to the aircraft interior trim components in a rapid decompression.
  • the invention is directed to the object of providing an aircraft interior trim component which on the one hand has sufficient mechanical strength to protect components arranged behind the aircraft interior trim component against damage, but which on the other hand is designed such that potential damage to the components arranged behind the aircraft interior trim component is ensured by appropriate components visible damage to the interior trim component immediately visually recognizable and that in the case of rapid decompression risks to passengers can be safely excluded. Furthermore, the invention is directed to the object of specifying a method for producing such an aircraft interior trim component.
  • An aircraft interior trim component according to the invention consists at least partially of a composite material.
  • the composite material comprises a matrix in which first and second reinforcing fibers are incorporated.
  • the strength of an interface between a surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers is greater than the strength of an interface between a surface of the second reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers.
  • the composite material used for producing the aircraft interior lining component according to the invention contains fibers which are incorporated into the matrix receiving the fibers to different degrees.
  • the aircraft interior trim component according to the invention may consist entirely of such a composite material. However, it is also conceivable to manufacture only a portion or a plurality of sections of the aircraft interior lining component from the composite material. For example, only one core of the aircraft interior lining component according to the invention may consist of the composite material which may be provided in the region of its surface with a decorative layer or a plurality of decorative layers. Furthermore, it is conceivable to use only sections of the aircraft interior trim component, behind which sensitive components of the aircraft are arranged, made of the composite material and other sections of the aircraft
  • Aircraft interior trim components which must be less stress resistant, to manufacture from a different material.
  • the reinforcing mechanisms in the composite material caused by the fibers and the fracture behavior of the composite material can be selectively influenced.
  • the use of a composite material for producing the aircraft interior trim component according to the invention which contains reinforcing fibers which are bound differently in a matrix, can realize a "stepwise" failure of the aircraft interior trim component. That is, when exposed to a mechanical stress on the aircraft interior trim component deliberately fail individual areas of the composite material, so that the damage of the component is directly visually recognizable.
  • the strengths of the matrix, the first reinforcing fibers and the second reinforcing fibers, as well as the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and matrix and the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the matrix, can be selected and adjusted application specific.
  • the interfacial strength between the second reinforcing fibers and the matrix may be chosen to result in interfacial separation between the second reinforcing fibers and the matrix, and thus visible damage to the aircraft interior.
  • cladding component comes when a mechanical load acts on the aircraft interior lining component, which may possibly cause damage to the behind the aircraft interior trim component arranged aircraft components.
  • the (fracture) strength and (fracture) toughness of the composite which are influenced by the strengths of the matrix, the first reinforcing fibers and the second reinforcing fibers, and the interfacial strengths between the fibers and the matrix, can be adapted to the desired protective effect of the aircraft interior trim component or the mechanical loads potentially acting on the aircraft interior trim component are adjusted.
  • the interfacial strength between the second reinforcing fibers and the matrix may be tuned to the strength of the second reinforcing fibers in the composite material used to make the aircraft interior trim component of the invention such that the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and that surrounding the surface of the second reinforcing fibers Matrix is smaller than the strength of the second reinforcing fibers.
  • the interfacial strength between the second reinforcing fibers and the matrix and the strength of the second reinforcing fibers are matched such that in the composite, when a mechanical stress is applied to the aircraft interior trim component, the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the surface The matrix surrounding the second reinforcing fibers fails before the second reinforcing fibers fail. That is, interfacial separation occurs between the second reinforcing fibers and the matrix, and the second reinforcing fibers slip through the matrix without failure of the second reinforcing fibers.
  • the second reinforcing fibers may therefore serve as a sort of "safety net" which substantially maintains the basic structure of the aircraft interior trim component even if the interfaces between the second reinforcing fibers and the matrix, the matrix and / or the first reinforcing fibers embedded in the matrix fail.
  • the failure of the interfaces between the second reinforcing fibers and the matrix in the composite leads to a redistribution of the Aircraft interior panel load acting on the first reinforcing fibers, which, depending on the height of the load, of course, may be deliberately overloaded and break. While the load on the aircraft interior trim component is large enough to cause interfacial separation between the second reinforcing fibers and the matrix, but insufficient to cause failure of the matrix and / or the first reinforcing fibers, interfacial separation becomes intermediate between the second reinforcing fibers and the matrix through deformation of the aircraft interior trim component.
  • the damage to the aircraft interior trim component is manifested by visible break lines in the aircraft interior trim component. In any case, the desired visual recognition of damage to the aircraft interior trim component is ensured.
  • the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers may be adapted to the strength of the first reinforcing fibers such that a desired fracture behavior of the composite material is achieved in the event of mechanical stress on the aircraft interior trim component.
  • the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers may be greater than the strength of the first reinforcing fibers.
  • the reinforcing effect of the first reinforcing fibers is particularly well utilized, i.
  • the strength of the composite material approximates the strength of the first reinforcing fibers because failure of the first reinforcing fibers occurs upon exposure of the aircraft interior trim component to mechanical stress before interfacial separation occurs between the first reinforcing fibers and the matrix.
  • High interfacial strengths between the first reinforcing fibers and the matrix are therefore desirable when a high maximum breaking strength of the aircraft interior trim component is desired.
  • a fiber reinforced composite having strong fiber / matrix interfaces may, of course, have limited fracture toughness, depending, of course, on the fracture toughnesses of the fibers, and particularly the matrix. If the interior trim component is to have a high fracture toughness, it can Therefore, it may be useful to adjust the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and the surrounding the surface of the first reinforcing fibers matrix so that in the case of a mechanical load on the aircraft interior trim component to a partial interface separation between the first reinforcing fibers and the matrix before the fail first reinforcing fibers.
  • the matrix may consist of a plastic material, in particular a plastic resin.
  • Possible matrix materials include, for example, epoxy resins, polyester resins, vinyl ester resins and phenolic resins.
  • the matrix material forming plastic material is preferably brought in the liquid state, for example by casting in the desired shape and then cured.
  • the first and second reinforcing fibers may then be introduced into the liquid state plastic material during casting, for example. This allows cost-effective production of even complex shaped aircraft interior trim components.
  • first reinforcing fibers and the second reinforcing fibers may consist of different materials or comprise different core materials. Alternatively, however, it is also conceivable to use existing from the same material or the same core material comprising first and second reinforcing fibers.
  • first and / or second reinforcing fibers carbon fibers, glass fibers or aramid fibers can be used.
  • the first and / or the second reinforcing fibers may be made of a polyacrylonitrile material which is subjected to an oxidation treatment at 250 to 300 ° C in air.
  • first and / or the second reinforcing fibers may be made of a polyacrylonitrile material which, in addition to an oxidation treatment, is subjected to a carbonizing treatment at 100 to 1500 ° C under nitrogen.
  • Tenax® fibers may be used as the oxidation-treated, but not carbonized polyacrylonitrile fibers. As both an oxidation treatment and a
  • Carbonization-treated polyacrylonitrile fibers for example, Pyromex® fibers can be used.
  • the first reinforcing fibers may be provided with a surface layer, a so-called sizing, from a bonding agent increasing the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers.
  • the adhesion promoter may be a bonding agent that provides chemical attachment of the matrix to the fiber surface.
  • the adhesion promoter can also cause, for example by roughening the fiber surface, an increase in the frictional forces occurring between the fiber surface and the matrix.
  • the surface layer applied to the first reinforcing fibers is preferably matched to the matrix material as well as the material of the first reinforcing fibers.
  • the first reinforcing fibers may be provided with a surface layer of a thermoplastic plastic material such as polyurethane, a thermosetting plastic material or a plastic material added with a metal such as nickel.
  • the second reinforcing fibers are not provided with a surface layer of a bonding agent increasing the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers.
  • the second reinforcing fibers are preferably introduced into the matrix in the untreated state. If the elimination of a coupling agent should not be sufficient to make the interface between the second reinforcing fibers and the matrix sufficiently weak, treatment of the surface of the second reinforcing fibers with a material that allows attachment of the matrix to the fiber surface may also be considered prevented and thus specifically weakens the interface. For example, a surface layer smoothing the surface of the second reinforcing fibers, and thus reducing the frictional forces occurring between the fiber surface and the matrix, may be applied to the second reinforcing fibers.
  • the first reinforcing fibers can be incorporated in the matrix in the form of a fiber fabric or fiber braid, in one layer or in several layers, in the form of a fiber exchange or in the form of individual fibers, which can be formed as continuous fibers or as short fibers.
  • the fibers may be uniformly or randomly oriented in all three spatial directions or have a preferred orientation in one spatial direction or in two spatial directions.
  • the fiber structure formed by the first reinforcing fibers in the matrix may be selected such that the Composite material shows the desired strength and the desired fracture behavior.
  • the second reinforcing fibers may be incorporated in the matrix in the form of a fibrous or fibrous braid, in one layer or in multiple layers, in the form of a fibrous batt or in the form of single fibers which may be continuous fibers or short fibers.
  • the fibers may be uniformly or randomly oriented in all three spatial directions or have a preferential orientation in one spatial direction or in two spatial directions.
  • the configuration of the fibrous structure formed by the second reinforcing fibers in the matrix is preferably selected such that the second reinforcing fibers are suitable for a failure of the matrix and / or the first reinforcing fibers as a "safety net" caused by the action of a mechanical load on the aircraft interior trim component.
  • the second reinforcing fibers thus preferably form a fiber network extending at least two-dimensionally, preferably three-dimensionally over the aircraft interior trim component, which ensures that the basic structure of the aircraft interior trim component is at least substantially retained in the event of a failure of the first reinforcing fibers and / or matrix.
  • the production of the composite material comprises the introduction of first reinforcing fibers into a matrix. Further, second reinforcing fibers are introduced into the matrix, wherein the strength of an interface between a surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers is greater than the strength of an interface between a surface of the second reinforcing fibers and the surface surrounding the second reinforcing fibers Matrix.
  • the aircraft interior trim component may be made entirely or partially of the composite material.
  • a decorative layer or a plurality of decorative layers can be applied to the core consisting of the composite material.
  • the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers is preferably smaller than the strength of the second reinforcing fibers.
  • the matrix of the composite material is preferably made of a plastic material, in particular a plastic resin.
  • the shaping of the composite material or of the aircraft interior lining component is preferably carried out by casting the plastic material in the liquid state and then curing the plastic material.
  • the first and / or the second reinforcing fibers are preferably introduced into the matrix material as long as the matrix material is in the liquid state.
  • the first reinforcing fibers may comprise the same core material as the second reinforcing fibers.
  • the first reinforcing fibers may be provided with a surface layer of an adhesion promoter increasing the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the first reinforcing fibers.
  • the first reinforcing fibers Prior to application of the primer surface layer, the first reinforcing fibers may be subjected to a surface pretreatment that improves adhesion of the primer surface layer to the fiber surface.
  • the surface of first reinforcing fibers can be roughened before the adhesion promoter surface layer is applied to the surface of first reinforcing fibers.
  • the second reinforcing fibers are not provided with a surface layer of a bonding agent enhancing the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers.
  • the second reinforcing fibers can be introduced untreated into the matrix material.
  • the second reinforcing fibers with a surface layer which decreases the strength of the interface between the surface of the second reinforcing fibers and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers.
  • the adhesion of the surface-strength lowering surface layer on the fiber Surface improved.
  • the surface of second reinforcing fibers may be roughened before the surface-strength lowering surface layer is applied to the surface of second reinforcing fibers.
  • the first reinforcing fibers can be introduced into the matrix in the form of a fiber fabric or fiber braid, in one layer or in several layers, in the form of a fiber exchange or in the form of individual fibers.
  • the first reinforcing fibers may be uniformly or randomly aligned in all three spatial directions or introduced into the matrix such that they have a preferential orientation in one spatial direction or two spatial directions.
  • the second reinforcing fibers may be incorporated into the matrix in the form of a fibrous web or fiber braid, in one layer or in multiple layers, in the form of a fiber exchange or in the form of single fibers.
  • the second reinforcing fibers may be uniformly or randomly aligned in all three spatial directions or introduced into the matrix such that they have a preferential orientation in one spatial direction or two spatial directions.
  • the second reinforcing fibers are introduced into the matrix to form a fibrous structure that allows the second reinforcing fibers to function as a "safety net" for failure of the matrix and / or the first reinforcing fibers caused by mechanical stress on the aircraft interior trim component the fragments of the aircraft interior trim component can act.
  • prepregs for example unidirectional (UD) prepregs
  • UD unidirectional
  • the use of prepreg semifinished products has the advantage that prepreg semifinished products can be produced commercially with high and consistent quality.
  • the prepreg already contains all relevant components, i. Fibers and matrix material, as well as hardeners, catalyst accelerators, etc. so that the prepreg can be processed by curing to a component without the addition of additional components.
  • the resistance to "slipping" of the untreated fibers through the matrix is lower.
  • FIG. 1 shows two aircraft interior trim components in an aircraft mounted condition
  • FIG. 2 shows a view of a first embodiment of an aircraft interior trim component according to FIG. 1 in the intact condition
  • FIG. 3 shows the aircraft interior lining component according to FIG. 2 in the damaged one
  • FIG. 4 shows a view of a second embodiment of an aircraft interior lining component according to FIG. 1 in the intact condition
  • FIG. 5 the aircraft interior lining component according to FIG. 4 in the damaged one
  • Fig. 1 shows an arrangement with two panel-shaped Arthurvercertainsbau- parts 10, which are attached via mounting frame 12 and connected to the mounting frame 12 connecting elements 14 to a primary structure 16 of an aircraft.
  • the aircraft interior trim components 10 may be, for example, side trim panels which are installed in the region of the side walls of a passenger cabin of the aircraft.
  • the aircraft interior trim components 10 thus on the one hand serve the optical design of the aircraft cabin, but on the other hand also protect aircraft components, such as e.g. the illustrated in Fig. 1 system line 18 from damage by mechanical loads.
  • Each aircraft interior trim component 10 includes a core 20 made of a fiber reinforced composite material. On the core 20, a single-layer or multi-layer executed decorative layer 22 is applied. Further, on a part of the surface or the entire surface of the aircraft interior trim component 10 may be applied an existing example of copper network that causes an electromagnetic shield.
  • the composite material forming the core 20 of each aircraft interior trim component 10 comprises a matrix 24 made of a plastic resin such as an epoxy resin, a polyester resin, a vinyl ester resin or a phenolic resin.
  • a matrix 24 made of a plastic resin such as an epoxy resin, a polyester resin, a vinyl ester resin or a phenolic resin.
  • first reinforcing fibers 26 and second reinforcing fibers 28 are embedded.
  • currency Whereas the first reinforcing fibers 26 in the form of short fibers, which are oriented arbitrarily in all three spatial directions, are introduced into the matrix 24, the second reinforcing fibers 28 in the form of a three-dimensional fiber braid are embedded in the matrix 24.
  • the first and second reinforcing fibers 26, 28 are in the embodiment shown of the same material and may be formed, for example, as carbon fibers, glass fibers or aramid fibers.
  • first and second reinforcing fibers 26, 28 differ in that the second reinforcing fibers 28 are treated as untreated, i. non-surface-coated fibers are incorporated into the matrix 24, whereas the first reinforcing fibers 26 carry a surface layer 29 of a primer which increases the strength of an interface between the surface of the first reinforcing fibers 26 and the matrix 24 surrounding the surface of the first reinforcing fibers 26
  • the bonding agent applied to the first reinforcing fibers 26 as the surface layer 29 is adapted to the matrix 24 and the first reinforcing fibers 26, and may be, for example, a thermoplastic resin material or the like.
  • the strength of the interface between the surface of the first reinforcing fibers 26 and the matrix 24 is greater than that Strength of an interface between the untreated surface of the second reinforcing fibers 28 and the surface 24 of the second reinforcing fibers 28 surrounding matrix 24.
  • the material of the second reinforcing fibers 28 and the material of the matrix 24 is selected so that the strength of the interface between the surface of the second Reinforcing fibers 28 and the matrix 24 is smaller than the strength of the second reinforcing fibers 28th
  • the interface between the surface of the second reinforcing fibers 28 and the matrix surrounding the surface of the second reinforcing fibers 28 fails before the second reinforcing fibers 28 themselves fail.
  • the interface separation between the second reinforcing fibers 28 and the matrix 24 upon application of a mechanical load to the aircraft interior trim member 10 causes the load to be discharged onto the first reinforcing fibers 26.
  • the first reinforcing fibers 26 are under the Prerequisite that the load acting on the aircraft interior trim component 10 exceeds the strength of the first reinforcing fibers 26, thus deliberately overloaded and break.
  • Aircraft interior trim component 10 substantially incorporates its basic structure.
  • the first reinforcing fibers 26 are provided with the interfacial strength-increasing adhesion promoter surface layer 29. If necessary, the surface of the first reinforcing fibers 26 may be pretreated prior to the application of the primer surface layer 29, e.g. roughened to improve the adhesion of the primer surface layer 29 on the surface of the first reinforcing fibers 26. Subsequently, the first reinforcing fibers 26 provided with the adhesion promoter surface layer 29 are introduced into the matrix material in the liquid state.
  • the fiber / matrix material mixture is then poured over the second reinforcing fibers 28 arranged in a mold and formed as a three-dimensional fiber braid.
  • the surface of the second reinforcing fibers 28 is in the untreated state, that is, on the surface of the second reinforcing fibers 28, no adhesion promoter surface layer is applied.
  • a subsequent curing step that may occur at elevated temperature, at a desired pressure, and / or under a desired atmosphere results in a composite material that forms the core 20 of the aircraft interior trim component 10.
  • the core 20 is finally provided with the decorative layer 22 and the not shown in the figures copper mesh layer.
  • the aircraft interior trim component 10 shown in FIGS. 4 and 5 differs from the structural component 10 illustrated in FIGS.
  • the composite material forming the core 20 of the aircraft interior trim component 10 does not comprise first reinforcing fibers 26 formed as short fibers, but only one into the matrix 24 embedded three-dimensional fiber braid.
  • the fiber braid contains, in addition to untreated second reinforcing fibers 28, first reinforcing fibers 26 provided with an adhesive surface layer 29, ie the fiber braid is composed of first and second reinforcing fibers 26, 28.
  • a three-dimensional fiber braid is produced from first reinforcing fibers 26 and untreated second reinforcing fibers 28 provided with an adhesion-promoting surface layer 29. Subsequently, as discussed above in connection with the description of a method of making the component illustrated in Figs. 2 and 3, the fiber braid is placed in a mold and with the matrix material in liquid state.
  • the matrix material is cured and the resulting aircraft interior trim component core 20 is provided with the decorative layer 22 and the copper mesh layer not illustrated in the figures.

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Abstract

Ein Flugzeuginnenverkleidungsbauteil (10) besteht zumindest teilweise aus einem Verbundmaterial, wobei das Verbundmaterial eine Matrix (24), in die Matrix (24) eingelagerte erste Verstärkungsfasern (26) sowie in die Matrix (24) eingelagerte zweite Verstärkungsfasern (28) umfasst. Die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) umgebenden Matrix (24) ist größer als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24).

Description

Flugzeuginnenverkleidungsbauteil und Verfahren zur Herstellung
eines Flugzeuginnenverkleidungsbauteils
Die Erfindung betrifft ein Flugzeuginnenverkleidungsbauteil sowie ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Flugzeuginnenverkleidungsbauteils.
Flugzeuginnenverkleidungsbauteile dienen nicht nur der optischen Gestaltung der Flugzeugkabine, sondern haben auch die Aufgabe, hinter den Innenverkleidungsbauteilen, d.h. in einem Zwischenraum zwischen den Innenverkleidungsbauteilen und der Flugzeugstruktur angeordnete Bauteile, wie z.B. elektrische Leitungen, luft- oder wasserführende Leitungen oder andere Komponenten des Flugzeugs vor Beschädigungen zu schützen. Um diese Schutzfunktion ausfüllen zu können, müssen die In- nenverkleidungsbauteile eine gewisse mechanische Festigkeit aufweisen. Ferner besteht die Zusatzanforderung, dass in einem Fall, in dem auf die Innenverklei- dungsbauteile einwirkende Lasten so groß sind, dass eine Beschädigung der hinter den Innenverkleidungsbauteilen angeordneten Flugzeugkomponenten nicht sicher ausgeschlossen werden kann, eine mögliche Beschädigung dieser Komponenten durch entsprechend sichtbare Schäden an den Innenverkleidungsbauteilen zumindest unmittelbar visuell erkennbar sein muss. Schließlich dürfen die Innenverkleidungs- bauteile bei einem plötzlichen Druckabfall in der Flugzeugkabine, einer sogenannten Rapid Decompression, nicht zu Gefährdungen der Passagiere an Bord des Flugzeugs führen oder Fluchtwege versperren.
Derzeit in modernen Flugzeugen verbaute Innenverkleidungsbauteile sind in der Regel als beispielsweise in der DE 10 2006 041 787 AI, der DE 10 2007 041 282 Cl oder der DE 10 2007 026 296 AI beschriebene Sandwichbauteile mit einem Kern sowie auf den Kern aufgebrachten Dekorschichten ausgestaltet. Ferner ist es beispielsweise aus der DE 10 2007 061 433 AI sowie der nicht vorveröffentlichten DE 10 2009 012 015 bekannt, Flugzeuginnenverkleidungsbauteile mit in die Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteile integrierten Dekompressionselementen auszustatten, die bei einem plötzlichen Druckabfall in der Flugzeugkabine eine von Luft aus der Flugzeugkabine durchströmbare Dekompressionsöffnung freigeben und dadurch eine Beschädigung der Flugzeuginnenverkleidungsbauteile bei einer Rapid Decompression verhindern. Die Erfindung ist auf die Aufgabe gerichtet, ein Flugzeuginnenverkleidungsbauteil anzugeben, das einerseits eine ausreichende mechanische Festigkeit aufweist, um hinter dem Flugzeuginnenverkleidungsbauteil angeordnete Bauteile vor Beschädigungen zu schützen, das andererseits aber so gestaltet ist, dass potentielle Schäden an den hinter dem Flugzeuginnenverkleidungsbauteil angeordneten Bauteilen durch entsprechende sichtbare Schäden an dem Innenverkleidungsbauteil unmittelbar visuell erkennbar werden und dass im Fall einer Rapid Decompression Gefährdungen der Passagiere sicher ausgeschlossen werden können. Ferner ist die Erfindung auf die Aufgabe gerichtet, ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Flugzeuginnen- verkleidungsbauteils anzugeben.
Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeuginnenverkleidungsbauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie ein Verfahren zur Herstellung eines derartigen Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteils mit den Merkmalen des Anspruchs 8 gelöst.
Ein erfindungsgemäßes Flugzeuginnenverkleidungsbauteil besteht zumindest teilweise aus einem Verbundmaterial. Das Verbundmaterial umfasst eine Matrix, in die erste sowie zweite Verstärkungsfasern eingelagert sind. Die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix ist größer als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix. Mit anderen Worten, das zur Herstellung des erfindungsgemäßen Flugzeuginnenverkleidungsbauteils eingesetzte Verbundmaterial enthält Fasern, die unterschiedlich stark in die die Fasern aufnehmende Matrix eingebunden sind. Die unterschiedlich hohen Grenzflächenfestigkeiten zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix einerseits und zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix andererseits führen dazu, dass es beim Einwirken einer bestimmten mechanischen Last auf das Flugzeuginnen- verkleidungsbauteil bereits zu einer Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix kommt, während die Grenzfläche zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix noch intakt bleibt.
Das erfindungsgemäße Flugzeuginnenverkleidungsbauteil kann vollständig aus einem derartigen Verbundmaterial bestehen. Es ist jedoch auch denkbar, lediglich einen Abschnitt oder mehrere Abschnitts des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils aus dem Verbundmaterial zu fertigen. Beispielsweise kann lediglich ein Kern des erfindungsgemäßen Flugzeuginnenverkleidungsbauteils aus dem Verbundmaterial bestehen, der im Bereich seiner Oberfläche mit einer Dekorschicht oder mehreren Dekorschichten versehen sein kann. Ferner ist es denkbar, lediglich Abschnitte des Flugzeuginnen- verkleidungsbauteils, hinter denen empfindliche Komponenten des Flugzeugs angeordnet sind, aus dem Verbundmaterial und andere Abschnitte des
Flugzeuginnenverkleidungsbauteils, die weniger belastungsresistent sein müssen, aus einem anderen Material zu fertigen.
Durch die Einstellung verschiedener Grenzflächenfestigkeit zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der die ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix einerseits und zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der die zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix andererseits können die durch die Fasern bewirkten Verstärkungsmechanismen in dem Verbundmaterial sowie das Bruchverhalten des Verbundmaterials gezielt beeinflusst werden. Insbesondere kann durch die Verwendung eines Verbundmaterials zur Herstellung des erfindungsgemäßen Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteils, das unterschiedlich fest in eine Matrix eingebundene Verstärkungsfasern enthält, ein "schrittweises" Versagen des Flugzeuginnenverklei- dungsbauteils realisiert werden. Das heißt, beim Einwirken einer mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil versagen gezielt einzelne Bereiche des Verbundmaterials, so dass die Beschädigung des Bauteils unmittelbar visuell erkennbar ist. Andere Bereiche des Verbundmaterials versagen dagegen beim Einwirken dieser mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil noch nicht, wodurch das Bauteil seine Grundstruktur zumindest im Wesentlichen beibehält. Dadurch wird gewährleistet, dass das Bauteil selbst im bereits beschädigten Zustand, seine Schutzfunktion für hinter dem Bauteil angeordnete Flugzeugkomponenten zumindest noch teilweise erfüllen kann. Ferner wird verhindert, dass Bruchstücke des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils, beispielsweise im Fall einer Rapid Decompression, Passagiere an Bord des Flugzeugs gefährden oder Fluchtwege versperren.
Die Festigkeiten der Matrix, der ersten Verstärkungsfasern und der zweiten Verstärkungsfasern können, ebenso wie die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und Matrix und die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix, anwendungsspezifisch gewählt und angepasst werden. Beispielsweise kann die Grenzflächenfestigkeit zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix so gewählt werden, dass es zu einer Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix und folglich einer sichtbaren Beschädigung des Flugzeuginnen- verkleidungsbauteils kommt, wenn eine mechanische Last auf das Flugzeuginnenver- kleidungsbauteil einwirkt, die gegebenenfalls eine Beschädigung der hinter dem Flugzeuginnenverkleidungsbauteil angeordneten Flugzeugkomponenten bewirken kann. Ferner können die (Bruch)festigkeit und die (Bruch)zähigkeit des Verbundwerkstoffs, die durch die Festigkeiten der Matrix, der ersten Verstärkungsfasern und der zweiten Verstärkungsfasern sowie die Grenzflächenfestigkeiten zwischen den Fasern und der Matrix beeinflusst werden, an die gewünschte Schutzwirkung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils bzw. die potentiell auf das Flugzeuginnenverklei- dungsbauteil wirkenden mechanischen Lasten angepasst werden.
Die Grenzflächenfestigkeit zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix kann in dem zur Herstellung des erfindungsgemäßen Flugzeuginnenverkleidungsbau- teils eingesetzten Verbundmaterial so auf die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern abgestimmt sein, dass die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix kleiner ist als die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern. Mit anderen Worten, die Grenzflächenfestigkeit zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix und die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern sind derart aufeinander abgestimmt, dass in dem Verbundwerkstoff, beim Einwirken einer mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil, die Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix versagt, bevor die zweiten Verstärkungsfasern versagen. Das heißt, es kommt zu einer Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix und die zweiten Verstärkungsfasern rutschen durch die Matrix, ohne dass es dabei zu einem Versagen der zweiten Verstärkungsfasern kommt.
Dadurch wird gewährleistet, dass ein durch die zweiten Verstärkungsfasern gebildetes Fasergerüst selbst dann seine Struktur behält, wenn die auf das Flugzeuginnen- verkleidungsbauteil wirkende mechanische Belastung eine Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix bewirkt. Die zweiten Verstärkungsfasern können daher als eine Art "Fangnetz" dienen, das die Grundstruktur des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils selbst dann im Wesentlichen aufrechterhält, wenn die Grenzflächen zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix, die Matrix und/oder die in die Matrix eingelagerten ersten Verstärkungsfasern versagen. Ferner führt das Versagen der Grenzflächen zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix in dem Verbundwerkstoff zu einer Umverteilung der auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil wirkenden Last auf die ersten Verstärkungsfasern, die dadurch, natürlich je nach Höhe der Last, gegebenenfalls gezielt überlastet werden und brechen können. Falls die auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil wirkende Last zwar groß genug ist, um eine Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix zu bewirken, aber nicht ausreicht, um ein Versagen der Matrix und/oder der ersten Verstärkungsfasern zu verursachen, wird die Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix durch eine Verformung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils offensichtlich. Falls die auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil wirkende Last dagegen zu einem Versagen der Matrix und/oder der ersten Verstärkungsfasern führt, wird die Beschädigung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils durch sichtbare Bruchlinien in dem Flugzeuginnenverkleidungsbauteil sichtbar. In jedem Fall wird die gewünschte visuelle Erkennbarkeit einer Beschädigung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils sichergestellt.
Die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix kann derart an die Festigkeit der ersten Verstärkungsfasern angepasst sein, dass im Fall einer mechanischen Belastung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils ein gewünschtes Bruchverhalten des Verbundmaterials erzielt wird. Beispielsweise kann die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix größer sein als die Festigkeit der ersten Verstärkungsfasern. Bei einer derartigen Ausgestaltung des Verbundmaterials wird die Verstärkungswirkung der ersten Verstärkungsfasern besonders gut ausgenutzt, d.h. die Festigkeit des Verbundmaterials nähert sich an die Festigkeit der ersten Verstärkungsfasern an, da es beim Einwirken einer mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil zu einem Versagen der ersten Verstärkungsfasern kommt, bevor eine Grenzflächenablösung zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix stattfindet. Hohe Grenzflächenfestigkeiten zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix sind daher dann anzustreben, wenn eine hohe maximale Bruchfestigkeit des Flugzeuginnenverkleidungsbau- teils erwünscht ist.
Ein faserverstärktes Verbundmaterial mit starken Faser/Matrix-Grenzflächen kann jedoch, natürlich in Abhängigkeit der Bruchzähigkeiten der Fasern und insbesondere der Matrix, eine eingeschränkte Bruchzähigkeit aufweisen. Wenn sich das Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteil durch eine hohe Bruchzähigkeit auszeichnen soll, kann es daher sinnvoll sein, die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix so einzustellen, dass es im Fall einer mechanischen Belastung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils zu einer partiellen Grenzflächenablösung zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix kommt, bevor die ersten Verstärkungsfasern versagen.
In dem zur Herstellung des erfindungsgemäßen Flugzeuginnenverkleidungsbauteils eingesetzten Verbundmaterial kann die Matrix aus einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem Kunststoffharz bestehen. Mögliche Matrixmaterialen umfassen beispielsweise Epoxidharze, Polyesterharze, Vinylesterharze und Phenolharze. Das die Matrix bildende Kunststoffmaterial wird vorzugsweise im flüssigen Zustand, beispielsweise durch Gießen in die gewünschte Form gebracht und dann ausgehärtet. Die ersten und die zweiten Verstärkungsfasern können dann beispielsweise während des Gießens in das im flüssigen Zustand vorliegende Kunststoffmaterial eingebracht werden. Dies ermöglicht eine kostengünstige Herstellung auch komplexer geformter Flugzeuginnenverkleidungsbauteile.
Grundsätzlich können die ersten Verstärkungsfasern und die zweiten Verstärkungsfasern aus verschiedenen Materialien bestehen bzw. verschiedene Kernmaterialien umfassen. Alternativ dazu ist es jedoch auch denkbar, aus dem gleichen Material bestehende bzw. das gleiche Kernmaterial umfassende erste und zweite Verstärkungsfasern einzusetzen. Als erste und/oder zweite Verstärkungsfasern können Kohlefasern, Glasfasern oder Aramidfasern zum Einsatz kommen. Beispielsweise können die ersten und/oder die zweiten Verstärkungsfasern aus einem Polyacrylnitrilmaterial hergestellt werden, das einer Oxidationsbehandlung bei 250 bis 300°C an Luft unterzogen wird. Ferner können die ersten und/oder die zweiten Verstärkungsfasern aus einem Polyacrylnitrilmaterial hergestellt werden, das, zusätzlich zu einer Oxidationsbehandlung, einer Karbonisierungsbehandlung bei 100 bis 1500°C unter Stickstoff unterzogen wird. Als einer Oxidationsbehandlung unterzogene, aber nicht karbonisierte Polyacrylnitril-Fasern können beispielsweise Tenax®-Fasern zum Einsatz kommen. Als sowohl einer Oxidationsbehandlung als auch einer
Karbonisierungsbehandlung unterzogene Polyacrylnitril-Fasern können beispielsweise Pyromex®-Fasern verwendet werden.
Zur Erhöhung der Grenzflächenfestigkeit zwischen den ersten Verstärkungsfasern und der Matrix können die ersten Verstärkungsfasern mit einer Oberflächenschicht, einer sogenannten Schlichte, aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix erhöhenden Haftvermittler versehen sein. Der Haftvermittler kann ein Haftvermittler sein, der für eine chemische Anbindung der Matrix an die Faseroberfläche sorgt. Zusätzlich oder alternativ dazu kann der Haftvermittler jedoch auch, beispielsweise durch eine Aufrauhung der Faseroberfläche, eine Erhöhung der zwischen der Faseroberfläche und der Matrix auftretenden Reibungskräfte bewirken. Die auf die ersten Verstärkungsfasern aufgebrachte Oberflächenschicht ist vorzugsweise an das Matrixmaterial sowie das Material der ersten Verstärkungsfasern angepasst. Beispielsweise können die ersten Verstärkungsfasern mit einer Oberflächenschicht aus einem thermoplastischen Kunststoffmaterial, wie z.B. Polyurethan, einem duromeren Kunststoffmaterial oder einem mit einem Metall, wie z.B. Nickel versetzten Kunststoffmaterial versehen sein.
Vorzugsweise sind die zweiten Verstärkungsfasern nicht mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix erhöhenden Haftvermittler versehen. Mit anderen Worten, die zweiten Verstärkungsfasern werden vorzugsweise im unbehandelten Zustand in die Matrix eingebracht. Falls der Verzicht auf einen Haftvermittler nicht ausreichen sollte, um die Grenzfläche zwischen den zweiten Verstärkungsfasern und der Matrix ausreichend schwach zu gestalten, kann auch eine Behandlung der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern mit einem Material in Erwägung gezogen werden, das eine Anbindung der Matrix an die Faseroberfläche verhindert und damit die Grenzfläche gezielt schwächt. Beispielsweise kann eine die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern glättende und folglich die zwischen der Faseroberfläche und der Matrix auftretenden Reibungskräfte verringernde Oberflächenschicht auf die zweiten Verstärkungsfasern aufgebracht sein.
Die ersten Verstärkungsfasern können in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern, die als Endlosfasern oder als Kurzfasern ausgebildet sein können, in die Matrix eingelagert sein. Die Fasern können gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sein oder eine Vorzugsorientierung in eine Raumrichtung oder in zwei Raumrichtungen haben. Die durch die ersten Verstärkungsfasern in der Matrix gebildete Faserstruktur kann so gewählt sein, dass das Verbundmaterial die gewünschte Festigkeit und das gewünschte Bruchverhalten zeigt.
In ähnlicher Weise können die zweiten Verstärkungsfasern in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faser- bauschs oder in Form von Einzelfasern, die als Endlosfasern oder als Kurzfasern ausgebildet sein können, in die Matrix eingelagert sein. Wiederum können die Fasern gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sein oder eine Vorzugsorientierung in eine Raumrichtung oder in zwei Raumrichtungen haben. Die Ausgestaltung der durch die zweiten Verstärkungsfasern in der Matrix gebildeten Faserstruktur ist jedoch vorzugsweise so gewählt, dass die zweiten Verstärkungsfasern geeignet sind, bei einem durch die Einwirkung einer mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil bewirkten Versagen der Matrix und/oder der ersten Verstärkungsfasern als "Fangnetz" für die Bruchstücke des Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteils zu wirken. Die zweiten Verstärkungsfasern bilden somit vorzugsweise ein sich zumindest zweidimensional, vorzugsweise dreidimensional über das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil erstreckendes Fasernetz, das gewährleistet, dass bei einem Versagen der ersten Verstärkungsfasern und/oder der Matrix die Grundstruktur des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils zumindest im Wesentlichen erhalten bleibt.
Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Herstellung eines Flugzeuginnenverklei- dungsbauteils, das zumindest teilweise aus einem Verbundmaterial besteht, umfasst die Herstellung des Verbundmaterials das Einbringen von ersten Verstärkungsfasern in eine Matrix. Ferner werden zweite Verstärkungsfasern in die Matrix eingebracht, wobei die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix größer ist als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix. Das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil kann vollständig oder teilweise aus dem Verbundmaterial hergestellt werden. Beispielsweise können nach der Herstellung eines aus dem Verbundmaterial bestehenden Kerns des Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteils eine Dekorschicht oder mehrere Dekorschichten auf den aus dem Verbundmaterial bestehenden Kern aufgebracht werden. Die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix ist vorzugsweise kleiner als die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern.
Die Matrix des Verbundwerkstoffs wird vorzugsweise aus einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem Kunststoffharz hergestellt. Die Formgebung des Verbundwerkstoffs bzw. des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils erfolgt vorzugsweise durch Gießen des sich im flüssigen Zustand befindenden Kunststoffmaterials und anschließendes Aushärten des Kunststoffmaterials. Die ersten und/oder die zweiten Verstärkungsfasern werden vorzugsweise in das Matrixmaterial eingebracht, solange sich das Matrixmaterial im flüssigen Zustand befindet.
Die ersten Verstärkungsfasern können das gleiche Kernmaterial umfassen wie die zweiten Verstärkungsfasern.
Die ersten Verstärkungsfasern können mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix erhöhenden Haftvermittler versehen werden. Vor dem Aufbringen der Haftvermittler- Oberflächenschicht können die ersten Verstärkungsfasern einer Oberflächenvorbehandlung unterzogen werden, die die Haftung der Haftvermittler-Oberflächenschicht auf der Faseroberfläche verbessert. Beispielsweise kann die Oberfläche ersten Verstärkungsfasern aufgerauht werden, bevor die Haftvermittler-Oberflächenschicht auf die Oberfläche ersten Verstärkungsfasern aufgebracht wird.
Vorzugsweise werden die zweiten Verstärkungsfasern nicht mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix erhöhenden Haftvermittler versehen. Grundsätzlich können die zweiten Verstärkungsfasern unbehandelt in das Matrixmaterial eingebracht werden.
Alternativ dazu ist es jedoch auch möglich, die zweiten Verstärkungsfasern mit einer Oberflächenschicht zu versehen, die die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern umgebenden Matrix erniedrigt. Vor dem Aufbringen einer grenzflä- chenfestigkeitserniedrigenden Oberflächenschicht können die zweiten
Verstärkungsfasern einer Oberflächenvorbehandlung unterzogen werden, die die Haftung der grenzflächenfestigkeitserniedrigenden Oberflächenschicht auf der Faser- Oberfläche verbessert. Beispielsweise kann die Oberfläche zweiten Verstärkungsfasern aufgerauht werden, bevor die grenzflächenfestigkeitserniedrigende Oberflächenschicht auf die Oberfläche zweiten Verstärkungsfasern aufgebracht wird.
Die ersten Verstärkungsfasern können in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix eingebracht werden. Die ersten Verstärkungsfasern können gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen ausgerichtet werden oder derart in die Matrix eingebracht werden, dass sie eine Vorzugsorientierung in eine Raumrichtung oder zwei Raumrichtungen haben. In ähnlicher Weise können die zweiten Verstärkungsfasern in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix eingebracht werden. Die zweiten Verstärkungsfasern können gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen ausgerichtet werden oder derart in die Matrix eingebracht werden, dass sie eine Vorzugsorientierung in eine Raumrichtung oder zwei Raumrichtungen haben. Vorzugsweise werden die zweiten Verstärkungsfasern derart in die Matrix eingebracht, dass eine Faserstruktur entsteht, die es ermöglicht, dass die zweiten Verstärkungsfasern bei einem durch die Einwirkung einer mechanischen Belastung auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil bewirkten Versagen der Matrix und/oder der ersten Verstärkungsfasern als "Fangnetz" für die Bruchstücke des Flugzeugsinnenverkleidungsbauteils wirken können.
Falls gewünscht, können zur Herstellung des Flugzeugsinnenverkleidungsbauteils auch Prepregs, beispielsweise unidirektionale (UD-)Prepregs eingesetzt werden. Die Verwendung von Prepreg-Halbzeugen hat den Vorteil, dass Prepreg-Halbzeuge kommerziell mit hoher und gleichbleibender Qualität gefertigt werden können. Ferner enthält das Prepreg bereits alle relevanten Komponenten, d.h. Fasern und Matrixmaterial sowie Härter, Katalysatoren Beschleuniger, etc. so dass das Prepreg ohne die Zugabe zusätzlicher Komponenten durch Aushärten zu einem Bauteil verarbeitet werden kann. Schließlich ist in einem unter Verwendung eines Prepregs hergestellten Bauteil der Widerstand gegen das "Durchrutschen" der unbehandelten Fasern durch die Matrix geringer.
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nun anhand der beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert, von denen Figur 1 zwei Flugzeuginnenverkleidungsbauteile in in einem Flugzeug montierten Zustand zeigt,
Figur 2 eine Ansicht einer ersten Ausführungsform eines Flugzeuginnenverklei- dungsbauteils gemäß Figur 1 im intakten Zustand zeigt, und
Figur 3 das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil gemäß Figur 2 im beschädigten
Zustand zeigt.
Figur 4 eine Ansicht einer zweiten Ausführungsform eines Flugzeuginnenver- kleidungsbauteils gemäß Figur 1 im intakten Zustand zeigt, und
Figur 5 das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil gemäß Figur 4 im beschädigten
Zustand zeigt.
Fig. 1 zeigt eine Anordnung mit zwei paneelförmigen Flugzeuginnenverkleidungsbau- teilen 10, die über Montagerahmen 12 sowie mit den Montagerahmen 12 verbundene Anbindungselemente 14 an einer Primärstruktur 16 eines Flugzeugs befestigt sind. Bei den Flugzeuginnenverkleidungsbauteilen 10 kann es sich beispielsweise um Seitenverkleidungspaneele handeln, die im Bereich der Seitenwände einer Passagierkabine des Flugzeugs verbaut sind. Die Flugzeuginnenverkleidungsbauteile 10 dienen somit einerseits der optischen Gestaltung der Flugzeugkabine, schützen andererseits jedoch auch Flugzeugkomponenten, wie z.B. die in Fig. 1 veranschaulichte Systemleitung 18 vor Beschädigungen durch mechanische Lasten.
Jedes Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 umfasst einen Kern 20, der aus einem faserverstärkten Verbundmaterial besteht. Auf den Kern 20 ist eine einlagig oder mehrlagig ausgeführte Dekorschicht 22 aufgebracht. Ferner kann auf einen Teil der Oberfläche oder die gesamte Oberfläche des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10 ein beispielsweise aus Kupfer bestehendes Netz aufgebracht sein, das eine elektromagnetische Abschirmung bewirkt.
Wie am besten in den Fig. 2 und 3 zu erkennen ist, umfasst das den Kern 20 eines jeden Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10 bildende Verbundmaterial eine Matrix 24, die aus einem Kunststoffharz, beispielsweise einem Epoxidharz, einem Polyesterharz, einem Vinylesterharz oder einem Phenolharz besteht. In die Matrix 24 sind erste Verstärkungsfasern 26 sowie zweite Verstärkungsfasern 28 eingelagert. Wäh- rend die ersten Verstärkungsfasern 26 in Form von Kurzfasern, die beliebig in alle drei Raumrichtungen orientiert sind, in die Matrix 24 eingebracht sind, sind die zweiten Verstärkungsfasern 28 in Form eines dreidimensionalen Fasergeflechts in die Matrix 24 eingelagert. Die ersten und die zweiten Verstärkungsfasern 26, 28 bestehen in dem gezeigten Ausführungsbeispiel aus dem gleichen Material und können z.B. als Kohlefasern, Glasfasern oder Aramidfasern ausgebildet sein.
Die ersten und die zweiten Verstärkungsfasern 26, 28 unterscheiden sich jedoch dadurch, dass die zweiten Verstärkungsfasern 28 als unbehandelte, d.h. nicht mit einer Oberflächenschicht versehene Fasern in die Matrix 24 eingelagert sind, wohingegen die ersten Verstärkungsfasern 26 eine Oberflächenschicht 29 aus einem Haftvermittler tragen, der die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern 26 und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern 26 umgebenden Matrix 24 erhöht Der als Oberflächenschicht 29 auf die ersten Verstärkungsfasern 26 aufgebrachte Haftvermittler ist an die Matrix 24 sowie die ersten Verstärkungsfasern 26 angepasst und kann beispielsweise ein thermoplastisches Kunststoffmaterial oder dergleichen sein.
Aufgrund der Tatsache, dass die ersten Verstärkungsfasern 26 mit einer Haftvermitt- leroberflächenschicht 29 versehen sind, wohingegen die zweiten Verstärkungsfasern 28 unbehandelt in die Matrix 24 eingebracht sind, ist die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern 26 und der Matrix 24 größer als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen der unbehandelten Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 umgebenden Matrix 24. Gleichzeitig ist das Material der zweiten Verstärkungsfasern 28 sowie das Material der Matrix 24 so gewählt, dass die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 und der Matrix 24 kleiner ist als die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern 28.
Dadurch wird erreicht, dass beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flug- zeuginnenverkleidungsbauteil 10 die Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 umgebenden Matrix versagt, bevor die zweiten Verstärkungsfasern 28 selbst versagen. Gleichzeitig wird durch die Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern 28 und der Matrix 24 beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 bewirkt, dass die Last auf die ersten Verstärkungsfasern 26 abgeleitet wird. Die ersten Verstärkungsfasern 26 werden unter der Voraussetzung, dass die auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 wirkende Last die Festigkeit der ersten Verstärkungsfasern 26 übersteigt, somit gezielt überlastet und brechen.
Dieses Versagensverhalten des Verbundmaterials erzeugt das in Fig. 3 veranschaulichte Bruchbild. Während die Matrix 24 und die ersten Verstärkungsfasern 26 beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 visuell erkennbar entlang von Bruchlinien 30 brechen, bilden die nicht versagenden zweiten Verstärkungsfasern 28 eine Art "Fangnetz" für die Bruchstücke des Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteils 10, d.h. die Bruchlinien 30 werden durch die noch intakten zweiten Verstärkungsfasern 28 überbrückt. Folglich behält das
Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 seine Grundstruktur im Wesentlichen bei.
Dadurch wird verhindert, dass Bruchstücke des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10, beispielsweise im Fall einer Rapid Decompression, Flugzeugpassagiere gefährden oder Fluchtwege blockieren. Darüber hinaus wird entlang der in dem Flugzeuginnen- verkleidungsbauteil 10 entstehenden Bruchlinien 30 ein Druckausgleich möglich.
Im folgenden wird die Herstellung des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10 erläutert. In einem ersten Schritt werden die ersten Verstärkungsfasern 26 mit der grenz- flächenfestigkeitserhöhenden Haftvermittler-Oberflächenschicht 29 versehen. Falls erforderlich, kann die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern 26 vor dem Aufbringen der Haftvermittler-Oberflächenschicht 29 vorbehandelt, wie z.B. aufgerauht werden, um die Haftung der Haftvermittler-Oberflächenschicht 29 auf der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern 26 zu verbessern. Anschließend werden die mit der Haftvermittler-Oberflächenschicht 29 versehenen ersten Verstärkungsfasern 26 in das sich im flüssigen Zustand befindende Matrixmaterial eingebracht.
Das Faser/Matrixmaterialgemisch wird dann über die in einer Form angeordneten und als dreidimensionales Fasergeflecht ausgebildeten zweiten Verstärkungsfasern 28 gegossen. Die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 befindet sich im unbehandelten Zustand, d.h. auf die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 ist keine Haftvermittler-Oberflächenschicht aufgebracht. Ein anschließender Aushärtungsschritt, der unter erhöhter Temperatur, bei einem gewünschten Druck und/oder unter einer gewünschten Atmosphäre stattfinden kann resultiert in einem Verbundmaterial, das den Kern 20 des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10 bildet. Der Kern 20 wird schließlich mit der Dekorschicht 22 sowie der in den Figuren nicht veranschaulichten Kupfernetzschicht versehen. Das in den Figuren 4 und 5 gezeigte Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 unterscheidet sich von dem in den Figuren 2 und 3 veranschaulichten Bauteil 10 dadurch, dass das den Kern 20 des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10 bildende Verbundmaterial keine als Kurzfasern ausgebildete erste Verstärkungsfasern 26, sondern lediglich ein in die Matrix 24 eingelagertes dreidimensionales Fasergeflecht umfasst. Das Fasergeflecht enthält jedoch neben unbehandelten zweiten Verstärkungsfasern 28, mit einer Haftvermittler-Oberflächenschicht 29 versehene erste Verstärkungsfasern 26, d.h. das Fasergeflecht setzt sich aus ersten und zweiten Verstärkungsfasern 26, 28 zusammen.
Dadurch wird wiederum erreicht, dass beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 die Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern 28 umgebenden Matrix versagt, bevor die zweiten Verstärkungsfasern 28 selbst versagen. Gleichzeitig wird durch die Grenzflächenablösung zwischen den zweiten Verstärkungsfasern 28 und der Matrix 24 beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 bewirkt, dass die Last auf die ersten Verstärkungsfasern 26 abgeleitet wird. Die ersten Verstärkungsfasern 26 in dem Fasergefecht werden unter der Voraussetzung, dass die auf das Flugzeu- ginnenverkleidungsbauteil 10 wirkende Last die Festigkeit der ersten Verstärkungsfasern 26 übersteigt, somit gezielt überlastet und brechen.
Dadurch entsteht das in Fig. 5 veranschaulichte Bruchbild. Während die Matrix 24 und die ersten Verstärkungsfasern 26 beim Einwirken einer mechanischen Last auf das Flugzeuginnenverkleidungsbauteil 10 visuell erkennbar entlang von Bruchlinien 30 brechen, bilden die nicht versagenden zweiten Verstärkungsfasern 28 eine Art "Fangnetz" für die Bruchstücke des Flugzeuginnenverkleidungsbauteils 10, d.h. die Bruchlinien 30 werden durch die noch intakten zweiten Verstärkungsfasern 28 überbrückt.
Bei Herstellung des in den Figuren 4 und 5 gezeigten Flugzeuginnenverkleidungsbau- teils 10 wird ein dreidimensionales Fasergeflecht aus mit einer Haftvermittler- Oberflächenschicht 29 versehenen ersten Verstärkungsfasern 26 und unbehandelten zweiten Verstärkungsfasem 28 hergestellt. Anschließend wird das Fasergeflecht, wie oben im Zusammenhang mit der Beschreibung eines Verfahrens zur Herstellung des in den Figuren 2 und 3 veranschaulichten Bauteils erörtert, in einer Form angeordnet und mit dem sich im flüssigen Zustand befindenden Matrixmaterial Übergossen.
Schließlich wird das Matrixmaterial ausgehärtet und der resultierende Flugzeuginnen- verkleidungsbauteilkern 20 wird mit der Dekorschicht 22 sowie der in den Figuren nicht veranschaulichten Kupfernetzschicht versehen.

Claims

Patentansprüche
1. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil (10), das zumindest teilweise aus einem Verbundmaterial besteht, wobei das Verbundmaterial umfasst:
- eine Matrix (24),
- in die Matrix (24) eingelagerte erste Verstärkungsfasern (26) sowie in die Matrix (24) eingelagerte zweite Verstärkungsfasern (28), wobei die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) umgebenden Matrix (24) größer ist als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24),
dadurch gekennzeichnet, dass die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24) kleiner ist als die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern (28).
2. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die Matrix (24) aus einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem Kunststoffharz besteht.
3. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) das gleiche Kernmaterial umfassen wie die zweiten Verstärkungsfasern (28).
4. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) umgebenden Matrix (24) erhöhenden Haftvermittler versehen sind.
5. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Verstärkungsfasern (28) nicht mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstär- kungsfasern (28) umgebenden Matrix (24) erhöhenden Haftvermittler versehen sind.
6. Flugzeuginnenverkleidungsbauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix (24) eingelagert sind, wobei die ersten Verstärkungsfasern (26) gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sind oder eine Vorzugsorientierung in eine oder zwei Raumrich- tung(en) haben und/oder dass die zweiten Verstärkungsfasern (28) in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix (24) eingelagert sind, wobei die zweiten Verstärkungsfasern (28) gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sind oder eine Vorzugsorientierung in eine oder zwei Raumrichtung(en) haben.
7. Verfahren zur Herstellung eines Flugzeuginnenverkleidungsbauteils (10), das zumindest teilweise aus einem Verbundmaterial besteht, wobei die Herstellung des Verbundmaterials die Schritte umfasst:
- Einbringen von ersten Verstärkungsfasern (26) in eine Matrix (24) und
- Einbringen von zweiten Verstärkungsfasern (28) in die Matrix (24), wobei die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) umgebenden Matrix (24) so eingestellt wird, dass sie größer ist als die Festigkeit einer Grenzfläche zwischen einer Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24),
dadurch gekennzeichnet, dass die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24) so eingestellt wird, dass sie kleiner ist als die Festigkeit der zweiten Verstärkungsfasern (28).
8. Verfahren nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, dass die Matrix (24) aus einem Kunststoffmaterial, insbesondere einem Kunststoffharz hergestellt wird.
9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8,
dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) das gleiche Kernmaterial umfassen wie die zweiten Verstärkungsfasern (28).
10. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) und der die Oberfläche der ersten Verstärkungsfasern (26) umgebenden Matrix (24) erhöhenden Haftvermittler versehen werden.
11. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten Verstärkungsfasern (28) unbehandelt in das Matrixmaterial eingebracht oder mit einer Oberflächenschicht aus einem die Festigkeit der Grenzfläche zwischen der Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) und der die Oberfläche der zweiten Verstärkungsfasern (28) umgebenden Matrix (24) erniedrigenden Haftvermittler versehen werden.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Verstärkungsfasern (26) in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix (24) eingebracht werden, wobei die ersten Verstärkungsfasern (26) gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sind oder eine Vorzugsorientierung in eine oder zwei Raumrichtung(en) haben und/oder dass die zweiten Verstärkungsfasern (28) in Form eines Fasergewebes oder Fasergeflechts, in einer Lage oder in mehreren Lagen, in Form eines Faserbauschs oder in Form von Einzelfasern in die Matrix (24) eingebracht werden, wobei die zweiten Verstärkungsfasern (28) gleichmäßig oder zufällig in alle drei Raumrichtungen orientiert sind oder eine Vorzugsorientierung in eine oder zwei Raumrichtung(en) haben.
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