Die Erfindung betrifft ein Faserverbundbauteil und ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte oder dergleichen, wobei das Faserverbundbauteil aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet wird. Faserverbundbauteile werden regelmäßig im Flugzeugbau verwendet, wobei es bekannt ist Matrix-Verbundwerkstoffe, die aus Schnittfasern, wie beispielsweise Glasfasern, einem vernetzungsfähigen Harz und Füllstoffen ausgebildet sind, mit einer Stützstruktur auszubilden. Die Stützstruktur kann beispielsweise eine Aluminiumplatte sein, die mit den dann auch ebenfalls plattenförmig ausgebildeten und ausgehärteten Matrix-Verbundwerkstoff zu dem Faserverbundbauteil verklebt wird. Derartige Faserverbundbauteile können auch Hohlräume oder Ausnehmungen aufweisen um ein Gewicht des Faserverbundbauteils zu reduzieren. Faserverbundbauteile werden daher regelmäßig zur Substitution von Aluminiumbauteilen mit dem Ziel einer Gewichtsreduktion eingesetzt. Insbesondere bei Faserverbundbauteilen einer Flugzeugkabinenausstattung werden hohe Anforderungen an eine Entflammbarkeit beziehungsweise Brennbarkeit gestellt, so dass den hier verwendeten Matrix- Verbundwerkstoffen regelmäßig Flammschutzmittel zugegeben werden. Diese Flammschutzmittel weisen j edoch den Nachteil auf, dass sich eine Festigkeit des Faserverbundbauteils durch die Zugabe des Flammschutzmittels wesentlich verringert. Matrix-Verbundwerkstoffe mit Flammschutzmittel werden daher lediglich für Bauteile eingesetzt, an die kaum Festigkeitsanforderungen gestellt werden. Matrix-Verbundwerkstoffe, die mit einer Stützstruktur verstärkt oder gegen Feuer abgeschirmt werden, sind hingegen nur aufwendig herzustellen, da die Stützstruktur mit dem aus Matrix-Verbundwerkstoff hergestellten Bauteil durch beispielsweise Verkleben verbunden werden muss . Häufig ist hier eine Vielzahl von Arbeitsschritten erforderlich, die aufgrund der Art der Montage von Bauteil und Stützstruktur nur manuell wirtschaftlich ausgeführt werden können.

Weiter ist es bekannt, Phenolharz als Material für die Matrix eines Faserverbundwerkstoffs einzusetzen. Phenolharz hat den Vorteil, dass es Feuerfesteigenschaften erreicht, die durch die Luftfahrtbehörden gefor- dert sind. Nachteilig ist j edoch, dass Phenolharz sich insbesondere bei der Verarbeitung des flüssigen Phenolharzes und der spanenden Verarbeitung gesundheitsschädlich auswirkt und eine Gefährdung für die Arbeiter an der Herstellungsstätte darstellt. Dies erfordert einen hohen Aufwand an zusätzlichen Maßnahmen zum Gesundheitsschutz und zur Arbeitssicherheit.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils und ein Faserverbundbauteil vorzuschlagen, das eine kostengünstige Herstellung bei gleichzeitig hohen Festigkeitseigenschaften ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 , ein Faserverbundbauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 16 sowie eine Verwendung eines Matrix-Verbundwerkstoffs mit einer Stützstruktur mit den Merkmalen des Anspruchs 1 8 gelöst.

Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinen- ausstattung, Tischplatte oder dergleichen, wird das Faserverbundbauteil aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem härtbaren Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet wird, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Me- tallprofil ausgebildet wird, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und mit dem Faserverbundteil ausgehärtet wird, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden wird. Demzufolge wird dem Matrix-Verbundwerkstoff aus den Schnittfasern und dem härtbaren Harz das Flammschutzmittel zugesetzt, so dass der Matrix-Verbundwerkstoff aufgrund einer dann stark verminderten Brennbarkeit beziehungsweise Entflammbarkeit für einen Einsatz als ein Bauteil einer Flugzeugkabinenausstattung geeignet ist. Die Stützstruktur wird aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Metallprofil ausgebildet. Insbesondere der formstabile Faserverbund kann dabei so ausgebildet sein, dass er brennbar beziehungsweise leicht entflammbar ist. Dadurch wird es möglich den formstabilen Faserverbund mit hohen Festigkeitseigenschaften auszubilden. Im Rahmen des Verfahrens ist dann vorgesehen, den formstabilen Faserverbund in einer Bauteilform des Faserverbundbauteils einzulegen und mit dem Matrix- Verbundwerkstoff in der Bauteilform zu verbinden. Der Matrix- Verbundwerkstoff wird daher erst in der Bauteilform ausgehärtet, wobei bei dem Aushärten der Matrix-Verbundwerkstoff sich stoffschlüssig mit dem formstabilen Faserverbund verbindet. Dies setzt voraus, dass der formstabile Faserverbund zumindest teilweise von dem Matrix- Verbundwerkstoff bedeckt wird. Gleiches gilt für ein Metallprofil, wenn dieses die Stützstruktur ausbildet. Zumindest der formstabile Faserverbund wird durch die Bedeckung mit dem Matrix-Verbundwerkstoff schwer entflammbar beziehungsweise brennbar. Gleichzeitig stabilisiert der formstabile Faserverbund den Matrix-Verbundwerkstoff, der im Wesentlichen eine äußere Gestalt des Faserverbundbauteils ausbildet. Der formstabile Faserverbund kann auch durch das Metallprofil beziehungsweise eine Mehrzahl von Metallprofilen ergänzt werden, die dann ebenfalls mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden sind. Insgesamt werden so leichte, schwer brennbare beziehungsweise entflammbare Faserverbundbauteile kostengünstig herstellbar, da das Verfahren des Verbindens von Stützstruktur und Matrix- Verbundwerkstoff in der Bauteilform automatisiert durchgeführt werden kann. Das härtbare Harz kann dabei so ausgewählt werden, dass das Faserverbundbauteil in Duromer- oder Thermoplastbauweise herstellbar ist.

Der Faserverbund kann aus textilen Fasern und/oder unidirektionalen Fasern ausgebildet werden. Die textilen Fasern können beispielsweise ein Fasergewebe sein, welches auch schon in Form eines Prepregs vor- liegen kann. Weiter können die textilen Fasern ein Fasergeflecht oder ein Faserstrang sein. Dabei können die Fasern des Faserverbundes zumindest teilweise unidirektional angeordnet sein.

Der Faserverbund kann als eine räumlich orientierte Stützstruktur des Faserverbundbauteils ausgebildet werden, die an einen Lastfall des Faserverbundbauteils angepasst sein kann. Der Faserverbund kann demnach in oder an dem Faserverbundbauteil so angeordnet sein, dass ein von der Verwendung des Faserverbundbauteils abhängiger Lastfall berücksichtigt wird, derart, dass ein Großteil der auf das Faserverbundbauteil einwirkenden Kräfte in den Faserverbund eingeleitet wird.

Dadurch kann Matrix-Verbundwerkstoff eingespart und ein Gewicht des Faserverbundbauteils reduziert werden. Der Faserverbund kann aus verschiedenen organischen oder anorganischen Fasern ausgebildet werden. Als Fasern können z.B . Kohlenstoffasern, Glasfasern, Aramidfa- sern, Basaltfasern, oxidische Fasern und auch Metallfasern sowohl in textiler Form als auch unidirektional eingesetzt werden. Dadurch kann die Stützstruktur auf den erforderlichen Lastfall sowohl mechanisch als auch bzgl. Leichtbau optimiert oder maßgeschneidert werden.

Auch kann durch den Matrix-Verbundwerkstoff in Kombination mit dem Faserverbund eine spanende Bearbeitung des Faserverbunds vermieden werden. Zumindest für den Faserverbund können Faserverbundwerkstoffe eingesetzt werden, die eine Phenolharz-Matrix aufweisen, beispielsweise um die in der Luftfahrtindustrie geforderten Feuerfesteigenschaften zu erfüllen. Dadurch wird ein Aufwand für eine Herstellung deutlich reduziert. Insbesondere werden zusätzliche Maßnahmen für die Arbeitssicherheit und die Gesundheitsvorsorge vermieden, was zu erheblichen Kosteneinsparungen führt. Das Verfahren eignet sich gut für die Serienfertigung und ist gleichzeitig flexibel einsetzbar, so dass unterschiedliche Flugzeugbauteile in schneller Abfolge gefertigt werden können.

Vorteilhaft kann der Faserverbund aus Kohlenstofffasern ausgebildet werden, wobei die Kohlenstofffasern zur Ausbildung des Faserverbunds mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet werden können. Kohlenstofffasern weisen eine hohe Festigkeit auf und können durch die Beschich- tung mit dem pyrolytischen Kohlenstoff untereinander verbunden werden, so dass es zu einer Ausbildung des formstabilen Faserverbunds bzw. sogenannten Preforms aus Kohlenstofffasern kommt. Der Faserverbund kann demnach aus CFC ausgebildet sein. Eine Stabilität der Kohlenstofffasern bzw. des Preforms wird darüber hinaus durch den pyrolytischen Kohlenstoff wesentlich erhöht. Die Kohlenstofffasern können auch vollständig von dem pyrolytischen Kohlenstoff umgeben werden, derart, dass die Kohlenstofffasern an ihren j eweiligen gegenseitigen Kontakt- punkten mittels der Beschichtung aus dem pyrolytischen Kohlenstoff miteinander verbunden werden. Da die Kohlenstofffasern mit einer vergleichsweisen dünnen Schicht von pyrolytischen Kohlenstoff beschichtet werden können, verbleibt dann zwischen den Kohlenstofffasern noch ein Zwischenraum, der von dem Matrix-Verbundwerkstoff ausgefüllt werden kann, so dass eine besondere innige Verbindung zwischen der Stützstruktur und dem Matrix-Verbundwerkstoff ausgebildet werden kann. Ein derartig verstärktes Faserverbundbauteil weist dann gegenüber einem herkömmlichen Faserverbundbauteil mit Schnittfasern verbesserte mechanische Festigkeitseigenschaften, auch in Bezug auf ein vergleichbares Bauteilgewicht, auf. Im Rahmen des Verfahrens kann der pyrolytische Kohlenstoff aus der

Gasphase auf den Kohlenstofffasern abgeschieden werden. Dadurch wird es möglich, die Kohlenstofffasern mit einer vergleichsweise dünnen Schicht aus pyrolytischem Kohlenstoff zu beschichten und gleichzeitig formstabil zu fixieren. Weiter ist eine Schichtdicke bei einer Beschich- tung aus der Gasphase j e nach Bedarf besonders einfach einstellbar.

Auch ist es möglich, Faserverbünde mit nahezu beliebigen Geometrien herzustellen, da das betreffende Gas den Faserverbund gut durchdringen kann. Vorzugsweise kann der pyrolytische Kohlenstoff als eine mittels eines CVD-Verfahrens oder eines CVI-Verfahrens auf den Kohlenstofffa- sern erzeugte Abscheidung ausgebildet werden. In einer alternativen Variante des Verfahrens kann die Beschichtung mit dem pyrolytischen Kohlenstoff auf den Kohlenstofffasern auch durch Pyrolyse einer dünnen Harz- oder Pechschicht auf den Kohlenstofffasern ausgebildet werden.

Weiter können die Schnittfasern Kohlenstofffasern sein. Die Schnittfa- sern können eine Faserlänge von 20 bis 50 mm aufweisen und ebenfalls mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet sein. Wenn die Schnittfasern keine bestimmte räumliche Orientierung aufweisen, wird es möglich, den Matrix-Verbundwerkstoff in die Bauteilform als pastöse Masse einzufüllen. Alternativ ist es auch möglich, dass die Schnittfasern Glasfasern oder andere geeignete organische oder anorganische Fasern sind. Das Faserverbundbauteil kann so ausgebildet sein, dass es einen Kohlenstofffaseranteil von > 50 Volumenprozent aufweist. Dies ist dann besonders vorteilhaft, wenn entsprechend der vorgesehenen Verwendung des Faserverbundbauteils sich ein höherer Anteil an Kohlenstofffasern besonders günstig auf dessen Eigenschaften auswirkt. Auch ist das

Faserverbundbauteil dann besonders leicht im Verhältnis zum Volumen ausbildbar.

Das Faserverbundbauteil kann auch so ausgebildet werden, dass die Kohlenstofffasern innerhalb des Faserverbundbauteils heterogen verteilt sind. Dies bedeutet, dass Abschnitte des Verbundbauteils einen mehr oder weniger großen Anteil an Kohlenstofffasern aufweisen können. Aufgrund des formstabilen Faserverbundes ist es möglich, den Anteil der Kohlenstofffasern innerhalb des Faserverbundbauteils sowie auch die räumliche Orientierung der Kohlenstofffasern gezielt festzulegen bezie- hungsweise vorzubestimmen, um die mechanischen Eigenschaften des Faserverbundbauteils zu beeinflussen. Die Schnittfasern des Matrix- Verbundwerkstoffs können für sich alleine homogen verteilt sein.

Der Matrix-Verbundwerkstoff kann ein Faser-Matrix-Halbzeug, insbesondere ein Sheet Molding Compound (SMC) oder ein Bulk Molding Compound (BMC) sein. Das Faser-Matrix-Halbzeug kann auch als plattenförmige, teigartige Pressmasse aus duroplastischen Reaktionsharzen und Schnittfasern vorliegen. Alle Komponenten des Matrix- Verbundwerkstoffs können dabei bereits vollständig vorgemischt und verarbeitungsfertig vorliegen. Vorzugsweise kann ein SMC-LP (SMC- Low Profile) mit reduzierter Schwindung und hoher Oberflächengüte

Verwendung finden, da dann gegebenenfalls eine weitergehende Bearbeitung einer Oberfläche des Faserverbundbauteils oder auch eine Lackierung derselben vollständig entfallen kann. Dieses Faser-Matrix-Halbzeug kann besonders einfach durch Heißpressen in der Bauteilform verarbeitet werden. Ein Verpressen des Matrix-Verbundwerkstoffs mit der Stützstruktur in der Bauteilform kann bei einem Druck von 80 bar und 150 bar, insbesondere zwischen 90 bar und 1 10 bar und bei einer Temperatur zwischen 125 °C und 150 °C, insbesondere zwischen 130 °C und 140 °C erfolgen. Bevorzugt kann vorgesehen sein, dass wenigstens der Matrix- Verbundwerkstoff bzw. das SMC-Material feuerfest gemäß EASA C S- 25.853 in der Fassung vom 17. Oktober 2003 ist. Insbesondere können sowohl das SMC-Material als auch die Tragstruktur j eweils feuerfest gemäß vorgenannter Norm sein. Die von der Europäischen Luftfahrtagentur EASA vorgegebene Norm

C S-25 .853 legt fest, welche Eigenschaften ein Flugzeuginterieur-Bauteil aufzuweisen hat, um in der kommerziellen Luftfahrt eingesetzt zu werden. Dabei wird ein standardisierter Test vorgegeben, der im Anhang F, Teil 1 der Normensammlung C S-25 erläutert ist. Insbesondere muss ein Probestück die Abmessungen 300 mm x 75 mm x [Dicke der Arbeitsfläche] aufweisen. Das Probestück wird bei dem Test unter einem Bunsenbrenner platziert und einer Flamme für 60 Sekunden ausgesetzt. Dabei müssen folgende Kriterien erfüllt werden:

Die Brennlänge (verbrannte Länge) am Probestück darf maximal 15 cm (6 Inch) betragen;

Die am Probestück dabei entstehende Flamme muss innerhalb von 15 Sekunden selbst erlöschen;

Brennendes Material darf nur höchstens 3 Sekunden lang von dem Probestück herabtropfen. Neben den Tests zur Feuerfestigkeit werden in der Norm C S-25 .853 weitere Tests hinsichtlich der Wärmeabgabe, der Rauchdichte und der Toxizität gefordert. Details hierzu sind der vorgenannten Norm in der Fassung vom 17. Oktober 2003 zu entnehmen. Das Flammschutzmittel kann Aluminiumhydroxyd sein. Dieses Flammschutzmittel senkt zwar die Festigkeitseigenschaften des Matrix-Verbundwerkstoffs nachteilig, verbessert aber wesentlich die brandhemmenden Eigenschaften. Aluminiumhydroxyd kann auch besonders einfach in Pulverform dem Matrix- Verbundwerkstoff zugegeben werden. Der Matrix-Verbundwerkstoff kann eine Polymermatrix aufweisen, die ein Pulver aus Aluminiumtrihydroxid umfasst. Aluminiumtrihydroxid ist eine besonders feuerfeste und brandhemmende Komponente und erhöht somit die Feuerfesteigenschaften des Materials . Damit werden die von den Luftfahrtbehörden geforderten Feuerfesteigenschaften erreicht. Insbesondere können die geforderten Feuerfesteigenschaften erreicht werden, wenn der Matrix-Verbundwerkstoff wenigstens 40 Gew. -%, insbesondere wenigstens 50 Gew. -%, insbesondere wenigstens 60 Gew. - % insbesondere wenigstens 70 Gew. -%, Aluminiumtrihydroxid aufweist.

Weiter kann der Faserverbund in einer Vorform angeordnet und durch Pressen vorstabilisiert, vorzugsweise ausgehärtet werden. Dabei wird der Faserverbund dann auch vorverdichtet, wodurch eine Stabilität des Faserverbundbauteils noch weiter erhöht wird. Dem Faserverbund können beim Pressen in der Vorform auch Hilfsstoffe zugegeben werden, die den Faserverbund beziehungsweise die betreffenden Fasern aneinander anhaften lassen und so vorläufig fixieren.

Die Stützstruktur kann so in die Bauteilform eingebracht werden, dass der Matrix-Verbundwerkstoff die Stützstruktur vollständig umgibt. Dann wird es möglich, die Stützstruktur durch den Matrix-Verbundwerkstoff auch vollständig vor einer Flammeneinwirkung zu schützen beziehungs- weise abzuschirmen. Optional kann die Stützstruktur auch so in der Bauteilform angeordnet werden, dass die Stützstruktur nur abschnittsweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff vollständig umgeben wird.

Gegebenenfalls nicht mit dem Matrix-Verbundwerkstoff verbundene Abschnitte der Stützstruktur können nach einer Entnahme aus der Bau- teilform durch mechanische Bearbeitung abgetrennt werden. Dies ist j edoch nicht zwangsläufig erforderlich, da diese Abschnitte der Stützstruktur auch zur Montage des Faserverbundbauteils beziehungsweise zur Verbindung mit anderen Bauteilen genutzt werden können.

Auch kann eine Matrix der Stützstruktur bzw. der Faserverbund Phenol- harz aufweisen. Das Phenolharz zeichnet sich durch gute Feuerfesteigenschaften aus und erfüllt insoweit die von den Luftfahrtbehörden geforderten Kriterien für Flugzeuginterieur-Bauteile. Da die Tragstruktur als vorgefertigtes Element vollständig durch den Matrix-Verbundwerkstoff mittels Verpressen ummantelt wird, kann die Verarbeitung eines phenol- harzhaltigen Faserverbundwerkstoffs ohne eine Gesundheitsgefährdung erfolgen. Auch vom fertigen Bauteil geht keine Gesundheitsgefahr aus, da die Stützstruktur, die ggf. ein Phenolharz aufweist, vollständig ummantelt ist. Der Matrix-Verbundwerkstoff kann phenolharzfrei sein.

Im Allgemeinen kann vorgesehen sein, dass die Stützstruktur einstückig oder mehrteilig ausgebildet ist. Die einstückige Ausbildung der Stützstruktur ist für eine hohe mechanische Stabilität vorteilhaft. Allerdings kann j e nach Geometrie der Stützstruktur die einstückige Herstellung aufwändig und damit wirtschaftlich unattraktiv sein. Bei komplexeren Geometrien ist daher eine mehrteilige Ausbildung der Stützstruktur zweckmäßig, wobei die einzelnen Teile der Stützstruktur vorzugsweise vor dem Einlegen in die Bauteilform miteinander verbunden werden. Dies kann beispielsweise durch Kleben erfolgen. Insbesondere ist es nicht erforderlich, dass die Verbindung zwischen den einzelnen Stützstrukturteilen dauerfest ist. Es reicht eine Vorfixierung aus, die einen Kontakt der Stützstrukturteile während des Verpressens sicherstellt. Die endgültige Anbindung und Verbindung der Stützstrukturteile erfolgt durch das Verpressen und durch die stoffschlüssige Kopplung mittels des Matrix- Verbund Werkstoffs .

Die Stützstruktur kann zumindest abschnittsweise einen Rahmen bilden, der eine Rahmeninnenfläche begrenzt. Die Rahmeninnenfläche kann durch SMC-Material bzw. Matrix-Verbundwerkstoff ausgefüllt werden. So kann vorgesehen sein, dass Flächenbereiche zwischen zwei Teilen bzw. Abschnitten der Stützstruktur durch das SMC-Material flächig ausgefüllt werden. Bei beispielsweise einem Flugzeugtisch kann es ausreichen, nur Randbereiche der flächigen Bauteilstruktur durch die Stützstruktur zu verstärken. Flächige Bereiche des Bauteils, die keine hohen mechanischen Belastungen zu erwarten haben, können ausschließlich durch das SMC-Material gebildet werden.

Das erfindungsgemäße Faserverbundbauteil für ein Flugzeug, insbesondere für eine Flugzeugkabinenausstattung, Tischplatte oder dergleichen, ist aus einem Matrix-Verbundwerkstoff und einer Stützstruktur ausgebildet, wobei Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder einem Metallprofil ausgebildet ist, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff zusammen mit der Stütz- struktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist. Zu den vorteilhaften Wirkungen des erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils wird auf die Vorteilsbeschreibung des erfindungsgemäßen Verfahrens verwiesen. Das Faserverbundbauteil ist besonders vorteilhaft für eine Flugzeugkabinenausstattung einsetzbar, wenn es eine Dichte von < 2,7 g/cm ³ aufweist. Das Faserverbundbauteil ist dann leichter als ein Faserverbundbauteil mit einer übereinstimmenden Gestalt aus einer Aluminiumlegierung bei vergleichbaren Festigkeitseigenschaften. Weitere Ausführungsformen des Faserverbundbauteils ergeben sich aus den auf den Verfahrensanspruch 1 rückbezogenen Unteransprüchen.

Erfindungsgemäß wird ein Matrix-Verbundwerkstoff mit einer Stützstruktur zur Herstellung einer Flugzeugkabinenausstattung, insbesondere einer Tischplatte verwendet, wobei der Matrix-Verbundwerkstoff aus Schnittfasern, einem Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, wobei die Stützstruktur aus einem formstabilen Faserverbund und/oder aus einem Metallprofil ausgebildet ist, wobei der Matrix- Verbundwerkstoff zusammen mit der Stützstruktur in eine Bauteilform eingebracht und zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet ist, wobei die Stützstruktur zumindest teilweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff stoffschlüssig verbunden ist. Weitere Ausführungsformen der Verwendung ergeben sich aus den auf den Verfahrensanspruch 1 und den Vorrichtungsanspruch 13 rückbezogenen Unteransprüchen.

Nachfolgend werden bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert.

Es zeigen:

Fig. 1 Eine erste Ausführungsform einer Tischplatte

Flugzeugtisches in einer Seitenansicht;

Fig. 2 Draufsicht der Tischplatte;

Fig. 3 eine zweite Ausführungsform einer Tischplatte

Teilschnittansicht;

Fig. 4 eine dritte Ausführungsform einer Tischplatte

Teilschnittansicht;

Fig. 5 eine vierte Ausführungsform einer Tischplatte

Teilschnittansicht;

Fig. 6 eine fünfte Ausführungsform einer Tischplatte

Teilschnittansicht;

Fig. 7 eine sechste Ausführungsform einer Tischplatte in einer

Teilschnittansicht;

Fig. 8 eine siebte Ausführungsform einer Tischplatte in einer

Teilschnittansicht; Fig. 9 eine erste Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;

Fig. 10 eine zweite Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;

Fig. 11 eine dritte Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;

Fig. 12 eine vierte Ausführungsform eines Metallprofils in einer perspektivischen Ansicht;

Fig. 13 eine achte Ausführungsform einer Tischplatte in einer perspektivischen Ansicht;

Fig. 14 die achte Ausführungsform der Tischplatte in einer perspektivischen Ansicht.

Eine Zusammenschau der Fig. 1 und 2 zeigt eine Tischplatte 10 einer Flugzeugkabinenausstattung, die aus einem Faserverbundbauteil 1 1 ausgebildet ist. Das Faserverbundbauteil 1 1 weist eine Stützstruktur 12 aus einem formstabilen Faserverbund 13 aus Kohlenstofffasern, die mit pyrolytischem Kohlenstoff beschichtet sind, und hier nur andeutungsweise dargestellt sind, auf. Ein Matrix-Verbundwerkstoff 14 , der aus hier nicht dargestellten Schnittfasern beziehungsweise Kohlenstoffschnittfa- sern, einem gehärteten Harz und einem Flammschutzmittel ausgebildet ist, umgibt den Faserverbund 13 vollständig, so dass sich der Faserverbund 1 3 im Inneren der Tischplatte 10 befindet. Insbesondere wurde das Faserverbundbauteil 1 1 durch Anordnung des formstabil ausgebildeten Faserverbundes 13 in einer hier nicht dargestellten Bauteilform zusam- men mit dem Matrix-Verbundwerkstoff 14 mit nachfolgender Aushärtung des Matrix-Verbundwerkstoffs innerhalb der Bauteilform ausgebildet. Die Stützstruktur 12 ist im Wesentlichen so ausgebildet, dass einem Lastfall des Faserverbundbauteils 1 1 Rechnung getragen wird. So weist die Tischplatte 10 zwei Finnen 15 auf, an denen sie in einer nicht darge- stellten Führung einer Galley eingesetzt und entlang von Seitenkanten 16 in die Führung hineingeschoben oder herausgezogen werden kann.

Die Fig. 3 bis 9 zeigen j eweils Teilschnittansichten verschiedener Ausführungsformen von Tischplatten im Bereich einer Seitenkante. Die Fig. 3 zeigt ein Faserverbundbauteil 17 mit einem Faserverbund 1 8 innerhalb eines ausgehärteten Matrix-Verbundwerkstoffs 19. Der Matrix- Verbundwerkstoff 19 umgibt den Faserverbund 1 8 dabei vollständig und bildet eine Seitenkante 20 sowie eine Tischplatte 21 aus.

Die Fig. 4 zeigt ein Faserverbundbauteil 38 , bei dem eine Platte 39 aus einem Matrix-Verbundwerkstoff 40 ausgebildet ist, wobei die Platte 39 in ein Randprofil 41 eingesetzt ist, wobei das Randprofil 41 aus einem Faserverbund 42 ausgebildet ist, der stoffschlüssig mit der Platte 39 verbunden ist.

Die Fig. 5 zeigt ein Faserverbundbauteil 22 mit einem Faserverbund 23 und einem Matrix-Verbundwerkstoff 24, wobei der Faserverbund 23 nur abschnittsweise mit dem Matrix-Verbundwerkstoff 24 verbunden und an einer Unterseite 25 einer Tischplatte 26 angeordnet ist.

Die Fig. 6 zeigt ein Faserverbundbauteil 27, wobei im Unterschied zu dem Faserverbundbauteil aus Fig. 3 hier ein formstabiler Faserverbund 28 plattenförmig ausgebildet ist und sich im Wesentlichen innerhalb eines Matrix-Verbundwerkstoffs 29 über eine gesamte Fläche einer Tischplatte 30 erstreckt.

Die Fig. 7 zeigt ein Faserverbundbauteil 3 1 mit einem U-förmigen Metallprofil 32, welches eine Stützstruktur 33 ausbildet und entlang von Seitenkanten 34 einer Tischplatte 35 stoffschlüssig mit einem Matrix- Verbundwerkstoff 36 verbunden ist.

Die Fig. 8 zeigt ein Faserverbundbauteil 37, welches die in der Fig. 3 dargestellte Stützstruktur mit der in Fig. 7 dargestellten Stützstruktur kombiniert. Die Fig. 9 bis 12 zeigen j eweils Metallprofile 43 bis 46, die eine Stützstruktur ausbilden können. Prinzipiell können anstelle der Metallprofile 43 bis 46 auch aus einem Faserverbund ausgebildete Profile Verwendung finden.

In den Fig. 13 und 14 ist ein Teil eines Flugzeug-Einschub- oder

-Klapptisches, insbesondere eine Tischplatte 47, gezeigt. Die Tischplatte 47 weist eine Tischfläche 52 auf, die durch einen Rahmen 50 begrenzt ist. Der Rahmen 50 umfasst ferner zwei Rahmenfortsätze 5 1 , die zur Verbindung der Tischplatte 47 mit einem Einschub- oder Klappmechanismus des Flugzeug-Einschub- oder -Klapptisches dienen.

Die Tischfläche 52 ist vorzugsweise rechteckig ausgebildet und weist eine flache bzw. ebene Oberfläche auf. Es ist auch möglich, dass die Tischplatte 47 im Bereich der Tischfläche 52 Mulden, d. h. Bereiche mit einer reduzierten Wandstärke der Tischfläche 52, oder Durchbrüche aufweist. Solche Mulden oder Durchbrücke können beispielsweise als Getränkehalter dienen.

Wie in Fig. 14 gut erkennbar ist, ist die Tischfläche 52 gegenüber dem Rahmen 50 versenkt bzw. abgesenkt. Die Tischfläche 52 weist insofern eine gegenüber dem Rahmen 50 verringerte Wandstärke auf. Dabei ist bevorzugt vorgesehen, dass eine Unterseite der Tischfläche 52 mit einer Unterseite des Rahmens 50 fluchtet. Insgesamt weist somit die gesamte Tischplatte 47 eine ebene Unterseite auf. Eine Absenkung 53 zeigt sich lediglich auf der Oberseite der Tischplatte 47, wobei die Absenkung 53 durch die abgesenkte Tischfläche 52 gebildet ist.

Zwischen den Rahmenfortsätzen 5 1 ist eine Ausnehmung 54 vorgesehen. Diese Ausnehmung 54 dient insbesondere dazu, eine Bewegungsfreiheit für einen Einschub- oder Klappmechanismus zu bieten. Gleichzeitig ermöglicht es die Ausnehmung 54, dass unterhalb des Einschub- oder Klapptisches bzw. der Tischplatte 47 im eingeschobenen oder eingeklappten Zustand des Einschub- oder Klapptisches ausreichend Freiraum bleibt, beispielsweise für eine Zeitschriftenaufnahme an einer Rückenlehne eines Flugzeugsitzes.

Aus Stabilitätsgründen ist vorgesehen, dass die Rahmenfortsätze 5 1 sich zu ihren freien Enden 55 hin verjüngen. Dabei fluchtet die Außenkante der Rahmenfortsätze 5 1 mit der Außenkante des Rahmens 50, so dass sich eine gerade bzw. ebene Seitenfläche der Tischplatte 47 ergibt. Die Ausnehmung 54 weist eine im Wesentlichen trapezförmige Kontur auf, wobei die Ausnehmung 54 zwischen den freien Enden 55 der Rahmenfortsätze 5 1 eine größere Breite als entlang des Rahmens 50 aufweist. Der Rahmen 50 umfasst vier Rahmenabschnitte 50a, 50b, wobei der die Rahmenfortsätze 5 1 verbindende Rahmenabschnitt 50b eine größere Stegbreite als die übrigen, freien Rahmenabschnitte 50 aufweist. Damit wird die Stabilität der Tischplatte 47 erhöht.

Die Tischplatte 47 umfasst eine innere Stützstruktur 48 , die in Fig. 14 durch gestrichelte Linien angedeutet ist. Die innere Stützstruktur 48 ist mit einem Matrix-Verbundwerkstoff 49 versehen, der die äußere, komplexe Form der Tischplatte 47 bildet. Die Stützstruktur 48 umfasst insbesondere Stäbe, Rohre oder Profile, die aus einem endlosfaserverstärkten Faserverbundwerkstoff, insbesondere einem endlosfaserverstärk- ten Kohlenstofffaserverbundwerkstoff gebildet sind. Wie in Fig. 14 gut erkennbar ist, erstrecken sich die Stäbe der Stützstruktur 48 entlang der freien Rahmenabschnitte 50a und reichen bis in die Rahmenfortsätze 5 1 hinein. Die Stäbe, Rohre oder Profile der Stützstruktur 48 weisen vorzugsweise eine rechteckige Querschnittskontur auf. Die Endlosfasern erstrecken sich vorzugsweise in Längsrichtung der Stäbe, Rohre oder Profile der Stützstruktur 48.

Der Matrix-Verbundwerkstoff 49 ist durch ein SMC-Material gebildet. Das SMC-Material umfasst vorzugsweise ein Kohlenstofffaserverbundmaterial, wobei die Kohlenstofffasern als Langfasern ungerichtet in einer Polymermatrix eingebettet sind. Das SMC-Material ummantelt nicht nur die Stützstruktur 48 vollständig, sondern bildet außerdem die Tischfläche 52 und den verbindenden Rahmenabschnitt 50b . Außerdem wird die äußere Kontur der Rahmenfortsätze 5 1 durch das SMC-Material bestimmt. Die Herstellung der hier beispielhaft dargestellten Tischplatte 47 eines Flugzeugtisches erfolgt beispielsweise durch ein Verfahren, bei dem folgende Schritte vorgenommen werden:

Die Stützstruktur 48 wird beispielsweise mittels eines Strangziehverfahrens, insbesondere mittels Pultrusion, oder Nasswickeln oder Prepreg- Laminieren oder Vakuum-Infusion oder einem anderen RTM-Verfahren aus faserverstärktem Kunststoff bzw. Faserverbundwerkstoffen hergestellt. Der faserverstärkte Kunststoff umfasst vorzugsweise Kohlenstofffasern, die eine Matrix aus einem Epoxidharz, einem Vinylesterharz oder einem feuerfesten Phenolharz eingebettet sind. Die Kohlenstofffasern sind Endlosfasern und können in eine gemeinsame Hauptorientierungsrichtung ausgerichtet sein.

Die Stützstruktur 48 kann einstückig ausgebildet sein oder mehrere Teile umfassen, die durch entsprechende Fügeverfahren zumindest temporär miteinander verbunden werden. Insbesondere kann die Stützstruktur 48 durch mehrere Stäbe, Rohre oder Profile gebildet sein, die miteinander verklebt werden. Die Stützstruktur 48 ist vorausgehärt und wird in einem nächsten Schritt entweder in das SMC-Material eingebettet oder in eine, vorzugsweise mit einem SMC-Material bereits gefüllte bzw. ausgelegte, Bauteilform eingelegt. Das Einbetten der Stützstruktur 48 in das SMC-Material kann durch

Auflegen der Stützstruktur 48 auf eine Lage des SMC-Materials erfolgen, wobei die Stützstruktur 48 nur einen Teil der Lage des SMC-Materials belegt. Ein überlappender Teil des SMC-Materials kann umgeschlagen auf die Stützstruktur 48 aufgelegt werden. Vorzugsweise ist die Stütz- struktur 48 so sandwichartig zwischen zwei Abschnitten der Lage des SMC-Materials eingebettet und bildet mit dem SMC-Material eine

Vorform.

Die Vorform wird anschließend in ein Presswerkzeug eingelegt. Alternativ kann auch vorgesehen sein, dass die Vorform bereits im Presswerk- zeug gebildet wird. Dazu kann eine Lage des SMC-Materials in eine Werkzeughälfte des Presswerkzeugs eingelegt werden, wobei ein Abschnitt der Lage über die Werkzeughälfte heraussteht. Die Stützstruktur 48 wird in das Presswerkzeug auf die Lage des SMC-Materials aufgelegt. Der aus der Werkzeughälfte herausstehende Abschnitt der Lage wird dann umgeschlagen und auf die Stützstruktur 48 gelegt, so dass sich die Vorform direkt in der Bauteilform bildet.

Generell kann die Stützstruktur 48 in mehreren Lagen des SMC- Materials eingebettet werden. Insbesondere kann die Stützstruktur 48 auf eine erste Lage des SMC-Materials gelegt und eine zweite, davon unab- hängige Lage des SMC-Materials auf die erste Lage und die Stützstruktur 48 gelegt werden, so dass die Stützstruktur 48 beidseitig durch j eweils eine separate Lage des SMC-Materials bedeckt ist.

Es kann vorteilhaft sein, wenn die Bauteilform Halteeinrichtungen zur Positionierung der Stützstruktur 48 aufweist. Das SMC-Material kann Glasfasern, Kohlenstofffasern und/oder Aramidfasern aufweisen, die in einer Polymermatrix eingebettet sind. Die Polymermatrix kann Epoxidharz und/oder Vinylesterharz und/oder Phenolharz umfassen.

Vorzugsweise ist das SMC-Material feuerfest im Sinne der Luftfahrtvorschriften. Beispielsweise kann das SMC-Material eine Polymermatrix aufweisen, die mit flammhemmendem Aluminiumtrihydroxid gefüllt ist. Das Aluminiumtrihydroxid liegt im Rohzustand vorzugsweise als Pulver vor und wird der Polymermatrix beigemischt. Die Polymermatrix des SMC-Materials kann ebenfalls Epoxidharz und/oder Vinylesterharz und/oder Phenolharz aufweisen. Durch die Einbettung der Stützstruktur in das SMC-Material wird eine Vorform gebildet, die in einem Presswerkzeug verpresst wird. Dabei weist das Presswerkzeug vorzugsweise eine Werkzeugform auf, die einer Negativform des herzustellenden Bauteils entspricht. Das Verpressen erfolgt in dem Presswerkzeug beispielsweise bei einem Druck zwischen 80 bar und 150 bar und bei einer Temperatur zwischen 125 °C und 150 °C . Dabei füllt das SMC-Material die Formgeometrie des Presswerkzeugs aus und bindet strukturell an die vorausgehärtete Stützstruktur 48 an. Insofern entsteht eine stoffschlüssige Verbindung zwi- sehen der Stützstruktur 48 und dem Matrix-Verbundwerkstoff 49. Das fertige Flugzeugbauteil weist daher eine monolithische Sandwichstruktur auf, die wegen der eingebetteten Stützstruktur 48 eine hohe mechanische Stabilität aufweist. Die Stützstruktur 48 dient hauptsächlich zur

Lastübertragung bzw. zur Aufnahme mechanischer Kräfte, wogegen der Matrix-Verbundwerkstoff 49, die durch ein SMC-Material gebildet ist, die äußere, komplexe Bauteilkontur abbildet.

Das verpresste Bauteil härtet vorzugsweise nach weinigen Minuten, insbesondere in einem Zeitraum von 1 Minute bis 10 Minuten, im heißen Presswerkzeug aus. Nach Ablauf der Aushärtezeit wird das fertige Flugzeugbauteil, insbesondere die hier beschriebene Tischplatte 47 , aus dem heißen Presswerkzeug entnommen.