Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen eines Bauteils aus thermoplas tischem Faserverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug. Ferner betrifft die Erfindung die durch dieses Verfahren erhältlichen Bauteile und ein Luftfahrzeug umfassend mindestens ein derartiges Bauteil.

Bei den Bauteilen handelt es sich insbesondere um Bauteile für den Luftfahrzeug rumpfe, wie Spanten und Stringer.

Bei der Konstruktion von Luftfahrzeugen stellt die Einsparung von Gewicht wegen der damit verbundenen Einsparung von Treibstoff einen wesentlichen Aspekt dar. Ein hohes Potential für die Gewichtsreduktion bietet der Austausch von metalli schen Bauteilen durch Bauteile aus polymerem Faserverbundwerkstoff.

Die hierfür verwendbaren Faserverbundwerkstoffe waren ursprünglich im Wesent lichen Faserverbundwerkstoffe mit einem duroplastischen Polymer als Matrixmate rial und darin eingebetteten Kohlenstofffasern. Vorläufer von duroplastischen Fa serverbundwerkstoffen werden in einem orientierenden AFP-Verfahren („automa- ted fiber placement“) zu Laminaten verarbeitet. Sie können für den Legevorgang erhitzt werden. Streifen des Vorläufermaterials können mit einem Legeroboter di rekt auf einem Werkzeug unter Erhalt der gewünschte Bauteilform abgelegt wer den. Anschließend wird das Bauteil bei etwa 180 °C unter Härtung des Matrixma terials konsolidiert.

Mit der Entwicklung moderner thermoplastischer Polymere, wie der Hochleistungs kunststoffe, die eine hohe Schmelztemperatur und sehr guten mechanischen Ei genschaften aufweisen, die sie bis hin zu hohen Temperaturen beibehalten, sind thermoplastische Faserverbundwerkstoffe zunehmend in den Fokus von For schung und Entwicklung gerückt. Beispiele für derartige Flochleistungskunststoffe sind die Polyaryletherketone, wie Poly(etheretherketon) (PEEK), die Polysulfone, die Polysulfide und die Polyimide.

Die Fierstellung von Bauteilen aus thermoplastischen Faserverbundwerkstoffen, die einen derartigen Flochleistungskunststoff als Matrix und Kohlenstofffasern als Verstärkungsfasern umfassen, stellt aber einen komplexen Vorgang dar.

Bei Faserverbundwerkstoffen mit einem thermoplastischen Matrixmaterial werden andere Verfahren als im Fall von duroplastischen Faserverbundwerkstoffen benö tigt, da die Verarbeitungstemperaturen höher liegen und die Konsolidierung des Verbundwerkstoffs im Wesentlichen durch Abkühlen und nicht durch Flärten er folgt.

Außerdem sind die Kohlenstofffasern anisotrop in Faserverbundwerkstoffen ent halten. Bei korrekter Orientierung entlang der mechanischen Flauptbelastungsrich- tung eines Bauteils sorgen sie für die angestrebte mechanische Festigkeit eines Bauteils bei gleichzeitiger Gewichtseinsparung. Bei thermoplastischen Polymeren mit hoher Schmelztemperatur ist die Beweglichkeit der Kohlenstofffasern im Poly mer aber geringer als in den wenig vernetzten Vorläufern von duroplastischen Matrixmaterialien. Es kann daher schwierig sein, bestimmte Faserorientierungen zu erzielen.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Verfahren für die Fierstellung von Bauteilen für Luftfahrzeuge aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoffs anzu geben.

Die Aufgabe wird durch den Gegenstand der unabhängigen Ansprüche gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.

Die Erfindung schafft ein Verfahren zum Fierstellen eines Bauteils aus thermoplas tischem Faserverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug, das folgende Schritte um fasst: a) Herstellen eines flächigen Gegenstands aus einem thermoplastischem Fa serverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Polymermaterial und darin einge bettete Verstärkungsfasern umfasst, b) Umformen des flächigen Gegenstands in ein Halbzeug, und c) Verfestigen des Halbzeugs unter Erhalt des Bauteils.

Es ist bevorzugt dass das thermoplastische Polymermaterial unter einem oder mehreren von Polyamiden, insbesondere aromatischen Polyamiden, wie Poly-m- phenylenisophthalamid, Polyestern, insbesondere aromatischen Polyestern, Poly arylen, insbesondere Polyphenylensulfiden, Polyethersulfonen und Polyarylether ketonen, heterocyclischen Polymeren, wie Polyimiden, Polybenzimidazolen und Polyetherimiden, und daraus hergestellten Mischungen ausgewählt wird.

Es ist bevorzugt, dass die Verstärkungsfasern aus Kohlenstofffasern bestehen o- der Kohlenstofffasern umfassen.

Es ist bevorzugt, dass das Polyaryletherketon unter einem oder mehreren von Poly(etheretherketon), Poly(etherketonketon), Poly(etheretheretherketon),

Poly(etheretherketonketon und Poly(etherketon-etherketonketon) ausgewählt wird.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands aus ei nem Ausgangsmaterial umfasst, das unter Bahnen, Bändern, Seilen (Tows), Pflas tern, Streifen und/oder Tapes aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoff aus gewählt wird.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands aus ei nem Ausgangsmaterial umfasst, das auf eine Temperatur erwärmt wird, bei der die Plastizität des thermoplastischen Polymermaterials die Bildung des flächigen Gegenstands ermöglicht.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials auf einer Oberfläche einer Ablegevorrichtung, insbesondere unter Verwendung eines Legeroboters, umfasst. Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials unter Bildung eines Laminats umfasst

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials gemäß einem vorab ermittelten dreidimensio nalen Ablegemuster umfasst, das die Orientierung der Verstärkungsfasern und/o der die ortsabhängige Dicke des flächigen Gegenstands vorgibt.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch Ablegen eines Ausgangsmaterials derart umfasst, dass die Verstärkungsfasern im fertigen Bauteil ganz oder teilweise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Hauptachsen, Hauptkanten, Längsachsen, Längskanten des Bauteils.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands in ei nem statischen Verfahren umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt a) das Herstellen des flächigen Gegenstands durch „Automated Fiber Placement“ und/oder„Automated Tape Laying“ umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Umformungsverfahren, insbesondere kontinuierlichen Hoch geschwindigkeitsumformungsverfahren, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Druckbedingungen und/oder Temperaturbedingungen umfasst, unter denen das thermoplastische Polymermaterial bzw. der thermoplastische Faserverbundwerk stoff eine für die Umformung geeignete Plastizität aufweist. Die Temperaturbedin gungen hängen insbesondere von der Glasübergangstemperatur und der Schmelztemperatur und den physikalischen Eigenschaften der thermoplastischen Polymere in den verschiedenen Temperaturbereichen ab. Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Profilierverfahren umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem Rollformverfahren umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem kontinuierlichen Pressformverfahren, wie einem vereinfachten„Continuous Compression Moulding“-Verfahren, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem 3D-Vorformungsverfahren umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Änderung seines Querschnitts und/oder seiner Krümmung umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter Gleiten der Verstärkungsfasern in die gewünschte Faserorientierungsposition, ins besondere unter Einstellen einer erforderlichen lokalen Orientierung der Verstär kungsfasern, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands derart umfasst, dass die Verstärkungsfasern im fertigen Bauteil ganz oder teilweise 0“-Verstärkungsfasern bilden, bezogen auf eine oder mehrere Hauptachsen, Hauptkanten, Längsachsen und/oder Längskanten des Bauteils. Dadurch ist es beispielsweise möglich, Flansche und Stege und Füße eines Versteifungsteils, wie eines Stringers oder eines Spanten, mit einer 0“-Orientierung der Verstärkungsfa sern herzustellen.

Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands unter teilweisem Verfestigen und/oder Konsolidieren des thermoplastischen Faserver bundwerkstoffs, insbesondere unter Beibehalten eines für Schritt c) erforderlichen Mindestmaßes an Umformbarkeit des thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs, umfasst. Es ist bevorzugt, dass Schritt b) das Umformen des flächigen Gegenstands in ei nem statischen Verfahren, insbesondere durch Pressen des Halbfertigprodukts in einem einseitigen oder zweiseitigen Umformwerkzeug, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem stati schen Verfahren umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs durch Beaufschla gen mit einem Druck, insbesondere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halb zeugs, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs durch Pressen in einer beheizbaren Presse in einem statischen Pressverfahren, insbesondere unter gleichzeitigem Erwärmen des Halbzeugs, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs unter Beibehal tung der in Schritt b) erhaltenen Form des Halbzeugs oder unter weiterer Umfor mung des Halbzeugs, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Press verfahren in einer Pressvorrichtung mit einseitigen oder zweiseitigen steifen Presswerkzeug umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Press verfahren mit einem einseitigen oder zweiseitigen steifem Presswerkzeug mit ei ner in das Presswerkzeug eingelegten Werkzeugeinlage, zur zusätzlichen Ände rung der Kontur des Halbzeugs, umfasst.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs in einem Verfah ren umfasst, das eine Kombination aus Pressen und Prägen, Pressen und Umfor men oder Umformen und Prägen darstellt. Das Verfahren ermöglicht die Herstellung von Bauteilen wie Spanten und Strin gern für integrale Rahmen mit speziellen Formen, die beispielsweise für Rahmen füße auf einer Außenhaut mit Formschlusselementen (Joggles) benötigt werden.

Es ist bevorzugt, dass Schritt c) das Verfestigen des Halbzeugs bei einer Tempe ratur im Bereich von 300 °C bis 400 °C, insbesondere unter Druckbeaufschlagung umfasst.

Es ist bevorzugt, dass das in Schritt b) hergestellte Halbzeug zugeschnitten wird, insbesondere zur Kürzung des Halbzeugs in Längsrichtung und/oder zur Ände rung der Kontur des Halbzeugs, bevor es Schritt c) zugeführt wird.

Es ist bevorzugt, dass die Schritte a) bis c) kontinuierlich in einer Fertigungsstraße durchgeführt werden.

Es ist bevorzugt, dass in Schritt b) erhaltenes, erwärmtes Halbzeug ohne zwi schenzeitliches Abkühlen in Schritt c) weiterverarbeitet wird.

Es ist bevorzugt, dass das Bauteil ein Bauteil für den Rumpf eines Luftfahrzeugs ist und insbesondere Rumpfversteifungsteile, Rahmenteile, rahmenartige Teile, Spanten und Stringer umfasst.

Die Erfindung schafft weiterhin eine Vorrichtung zum Durchführen des weiter oben beschriebenen Verfahrens, die die folgenden Komponenten umfasst:

i) eine Vorrichtung zum Herstellen eines flächigen Gegenstands aus einem

thermoplastischem Faserverbundwerkstoff, der ein thermoplastisches Poly mermaterial und darin eingebettete Verstärkungsfasern umfasst;

ii) eine Vorrichtung zum Umformen des flächigen Gegenstands in ein Halbzeug; iii) eine Vorrichtung zum Verfestigen des Halbzeugs unter Druck.

Es ist bevorzugt, dass eine oder mehrere der Vorrichtungen i) bis iii) beheizbar sind. Es ist bevorzugt, dass die Vorrichtungen gemäß i), ii) und iii) Teil einer kontinuierli chen Fertigungsstraße sind.

Die Erfindung schafft weiterhin ein Bauteil für ein Luftfahrzeug, das nach einem der weiter oben beschriebenen Verfahren oder mit der weiter oben beschriebenen Vorrichtung erhältlich ist.

Die Erfindung schafft schließlich ein Luftfahrzeug, das mindestens ein wie weiter oben beschriebenes Bauteil umfasst.

Ein Ausführungsbeispiel wird im Folgenden anhand der beigefügten Zeichnungen näher erläutert. Darin zeigt:

Fig. 1 ein Luftfahrzeug und eine Ausschnittvergrößerung eines Rumpfab schnitts des Luftfahrzeugrumpfes;

Fig. 2 ein Foto einer Anlage zum automatischen Ablegen von thermoplasti schem Faserverbundwerkstoff in einem„Automated-Fiber-Placement“- Verfahren (Schritt a));

Fig. 3 ein Foto einer Anlage zum Umformen eines flächigen Gegenstands aus thermoplastischen Faserverbundwerkstoffs in ein Halbzeug (Schritt b)); und

Fig. 4 ein Foto einer Verfestigungsvorrichtung zum Konsolidieren oder Ver festigen des Halbzeugs unter Erhalt eines Bauteils (Schritt c)).

Fig. 1 zeigt ein Flugzeug 10 und eine Ausschnittvergrößerung eines hinteren Rumpfteils 12 des Flugzeugs 10. Das Rumpfteil 12 umfasst eine Außenhaut 14, in Längsrichtung verlaufende Stringer 16 und in Umfangsrichtung verlaufende Span ten 18. Stringer 16 und Spanten 18 bilden Versteifungsbauteile zur Versteifung der Außenhaut 14. Diese Teile des Rumpfes und andere Rumpfbauteile, aber auch allgemeiner alle anderen Bauteile eines Flugzeugs, wie Klammern oder Rahmen, können nach dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestellt werden. Für die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens werden zunächst aus einem thermoplastischen Polymermaterial, wie einem Polyaryletherketon, bei spielsweise Polyetheretherketon, und Kohlenstofffasern Streifen 20 aus Polyether etherketon mit darin unidirektional angeordneten Kohlenstofffasern hergestellt.

Die Streifen 20 aus thermoplastischem Verbundwerkstoff werden auf Spulen einer Ablegevorrichtung 22 aufgewickelt. Fig. 2 zeigt ein Foto einer derartigen Ablege vorrichtung 22, die für die Durchführung des ersten Schritts a) des erfindungsge mäßen Verfahrens geeignet ist. Die dargestellte Vorrichtung ist einer Vorrichtung der Firma Airborne und wird zum Durchführen des sogenannten Pick&Place-Ver- fahrens verwendet.

Die Streifen 20 werden auf einer Oberfläche 24 der Ablegevorrichtung 22 mit Hilfe eines automatischen Ablegekopfes 26 nach einem vorgegebenen Ablegemuster abgelegt. Das Ablegen erfolgt hier beispielsweise bei einer so hohen Temperatur, dass das Polyetheretherketon erweicht und sich die Streifen 20 auf der Oberfläche der Ablegevorrichtung 22 zu einem hinreichend zusammenhängenden, aber nicht konsolidierten flächigen Gegenstand 28 verbinden.

Der flächige Gegenstand 28 erhält beim Ablegen der Streifen 20 aus thermoplasti schem Faserverbundwerkstoff vorzugsweise bereits die Kontur, die der Umriss form eines Bauteils 16, 18, wie hier beispielsweise eines Spanten 18, entspricht. Auf diese Weise kann ein Zuschneiden des abgelegten flächigen Gegenstands 28 und damit ein Materialverlust vermieden werden. Außerdem werden die Streifen 20 aus thermoplastischem Faserverbundwerkstoff überwiegend so abgelegt, dass sie im fertigen Spanten 18 in Richtung von dessen Flauptachse verlaufen, in der auch die stärksten äußeren mechanischen Belastungen einwirken.

Anschließend wird der flächige Gegenstand 28 in eine Umformvorrichtung 30 ge geben. Fig. 3 zeigt ein Foto einer hier nur beispielhaft abgebildeten Umformungs vorrichtung 30 zum kontinuierlichen Umformen des flächigen Gegenstands 28 (Vorrichtung und Foto hier von der Firma Brötje). Der flächige Gegenstand 28 wird unabhängig von der dargestellten Anlage beispielsweise durch Rollformen in ei- nen Spanten 18 umgeformt. Dafür wird der flächige Gegenstand 28 in einer Um formungsvorrichtung, wie einer Vorrichtung zum Rollformen, oder beispielsweise bereits davor in einer Fertigungsstraße in einer Heizvorrichtung (nicht abgebildet) auf eine so hohe Temperatur erwärmt, dass der thermoplastische Faserverbund werkstoff plastisch verformbar wird und sich unter Einwirkung der Rollen verfor men lässt.

Wenn der flächige Gegenstand 28, hier beispielhaft ein thermoplastischer Ver bundwerkstoff aus Polyetheretherketon und Kohlenstofffasern, in die Umfor mungsvorrichtung zum Rollformen gegeben wird, sorgen die Rollen in üblicher Weise für eine schrittweise Umformung des flächigen Gegenstands 28 in einen Spanten 18. Die durch Erwärmen erreichte Plastizität des flächigen Gegenstands 28 gewährleistet neben der äußerlich sichtbaren Umformung auch das innere Gleiten der Kohlenstofffasern in der erweichten Matrix aus Polyetheretherketon in die erwünschte Faserorientierung.

Außerdem wird das Laminat aus Streifen 20 aus thermoplastischem Faserver bundwerkstoff unter dem Druck der Rollen und bei der erhöhten Temperatur des Laminats teilweise, aber nicht vollständig verfestigt oder konsolidiert.

Aus der Umformungsvorrichtung 30 tritt schließlich ein Halbzeug aus, das bei spielsweise bereits endkonturnah ausgebildet ist, also im Wesentlichen bereits die Form des als Endprodukt angestrebten Bauteils hat. Das Halbzeug kann aber auch eine Form aufweisen, die in dem folgenden Schritt c) eine weitere Umfor mung erforderlich macht.

Unter dem Begriff Halbzeug ist also sowohl ein endkonturnahes Bauteil, dass am Ende von Schritt b) erhalten wird und das im folgenden Schritt c) nur noch verfes tigt oder konsolidiert werden muss, als auch eine Vorstufe eines Bauteils oder ein Bauteilzwischenprodukt zu verstehen, das die Umformungsvorrichtung 30 nach Durchführung von Schritt b) verlässt, um dann in Schritt c) nicht nur verfestigt oder konsolidiert, sondern nochmals umgeformt zu werden. Anschließend wird das so erhaltene Halbzeug, das hier beispielsweise im Wesent lichen die Form eines noch geradlinig vorliegenden Spanten 18 aufweist, in eine Pressvorrichtung 34 zum Verfestigen und hier beispielsweise auch zum weiteren Umformen gegeben. Das Halbzeug wird hier beispielsweise auf eine Temperatur im Bereich von 300 bis 400 °C erhitzt. Die Presswerkzeuge in Form von Matrize und Patrize weisen eine Krümmung auf, die der Krümmung des Flugzeugrumpfes in Umfangsrichtung entspricht. Der von dem Presswerkzeug ausgeübte Druck sorgt für eine Umformung des geradlinigen Spanten 18 in einen gekrümmten Spanten 18 mit einem Krümmungsradius, der exakt dem Krümmungsradius der In nenseite der Außenhaut 14 des Rumpfteils 12 entspricht. Der ausgeübte Druck sorgt weiterhin für eine vollständige Konsolidierung oder Verfestigung des thermo plastischen Faserverbundwerkstoffs. Fig. 4 zeigt nur beispielhaft eine handelsübli che Pressvorrichtung 34, in der der Verfestigungsschritt c) des erfindungsgemä ßen Verfahrens durchgeführt werden kann.

Die Erfindung betrifft das Gebiet der Herstellung von Rahmenbauteilen, wie Span ten oder spantenartigen Bauteilen aus CFK-Verbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug, wobei die Bauteile bzw. der Verbundwerkstoff auf einem thermoplastischem Mat rixmaterial basieren.

Die Herstellung derartiger Verbundwerkstoff-Bauteile für die Luftfahrtindustrie ist ein komplexer Vorgang. Bauteile, die aus faserverstärkten Kunststoffen hergestellt werden, weisen im Hinblick auf die anisotropen Eigenschaften des faserverstärk ten Kunststoffs ein optimiertes Konstruktionsmerkmal auf. Die Bauteile werden überwiegend bei Temperaturen von 300 °C bis 400 °C verfestigt oder konsolidiert (thermoplastische Hochleistungskunststoffe oder TP).

Im Stand der Technik gibt es für duroplastische Polymere (sogenannte„thermos- ets“ oder TS) Verfahren, bei denen in einem orientierenden AFP-Verfahren („auto- mated fiber placement“) Stapel gebildet werden. Beim Herstellen des TS-Materials kann der Stapel erhitzt werden, um die Bildung zu erleichtern. Außerdem ist eine direkte Platzierung auf dem Werkzeug möglich. TS-Bauteile werden bei etwa 180 °C konsolidiert. Bei dieser Temperatur wird das Matrixmaterial gehärtet. Ein TP-Material benötigt andere Verfahren, da die Temperaturen höher sind und die Konsolidierung und das Abkühlen anstelle eines Härtens verwendet werden.

Für flächige Stapel und vorbereitete Streifen oder Pflaster kann ein ziemlich ähnli ches Halbfertigprodukt wie für TS hergestellt werden. Die Möglichkeiten zur Her stellung von TP-Stapeln ohne Temperatur ist sehr eingeschränkt, da die Matrix die Bewegung der Fasern blockiert.

Derzeit gibt es keine in der Praxis einsetzbare, kostengünstige Verfahren, die für die Herstellung von Rumpfteilen, wie Spanten, unter Verwendung eines thermo plastischen Polymers geeignet sind und die die erforderliche Verwendung einer Matrix aus thermoplastischem Hochleistungskunststoff und die angestrebte Orien tierung der Fasern ermöglichen.

Die Erfindung zielt darauf ab, ein verbessertes Verfahren zu schaffen. Das erfin dungsgemäße Verfahren ist eine Kombination aus einem statischen flächigen Layup, einem kontinuierlichen Vorformungsverfahren und einer statischen Konsoli dierung.

Diese Kombination von Verfahrensschritten erlaubt es, von den Vorteilen jeder einzelnen Verfahrenssequenz zu profitieren, ohne dabei die Nachteile einer voll ständigen Fertigungsprozesskette zu haben. Das CCM-Verfahren („continuous compression molding“) ist wegen der für das Abkühlen erforderlichen Zeit bei spielsweise ziemlich langsam, Krümmung ist herausfordernd und konstant, keine Variabilität hinsichtlich der Form ...

Außerdem ist es mit den Verfahren des Stands der Technik äußerst schwierig, ei nige Faserorientierungen zu erzielen.

Die Erfindung schlägt ein Verfahren mit den folgenden Verfahrensschritten vor:

1 . Herstellen eines Produkts in Form eines flächigen oder flachen Laminats durch Hochgeschwindigkeitsverfahren, die die erwünschten Faserorientierungen liefern. Beispiele hierfür sind das ATL-Verfahren von Boikon, das ATL-Verfahren von Air borne, das Pick&Place-Verfahren von Airborne, das Web-Industry Verfahren für CCM Zufuhrmaterialverfahren).

2. Der zweite Schritt ist ein mit Hochgeschwindigkeit durchgeführtes kontinuierli ches Umformungsverfahren, z. B. mit einer Art Rollformung, einem vereinfachten („light“) CCM-Verfahren oder einer Adaption der Prinzipien einer kontinuierlichen Vorformung von trockenen Fasern, z.B. 3D-Vorformung. Das Material wird unter Einwirkung von Druck und Temperatur geformt (hinsichtlich Querschnitt und Krüm mung). Die Fasern können in die erforderliche Faserorientierungsposition gleiten. Lokal benötigte Orientierungen können realisiert werden. Das vollständige Lay-up oder die vollständige Vorform ist nicht vollständig verfestigt oder konsolidiert, es bleibt ein Minimalmaß an Verformbarkeit erhalten. Die Vorform oder das Lay-up kann in seine Kontur und in seiner Längsrichtung geschnitten werden, um dann in den nächsten Verfahrensschritt einzutreten. Dies erlaubt auch 0°-Fasern in den beiden Flanschen und dem Steg der Spanten und spantenartigen Bauteile.

3. Der letzte Schritt ist eine statische Verfestigung oder Konsolidierung, zum Bei spiel in einem Pressverfahren mit einseitigem oder zweiseitigem steifem Werk zeug. Das Material erhält seine endgültige Kontur. Es können Werkzeugeinlagen oder verschiedene Werkzeuge verwendet werden, während der Maschine die glei che Vorform oder das gleiche Layup zugeführt wird. Dies ermöglicht die Herstel lung von Vorformen für einteilige Spanten mit speziellen Formen bei niedrigen wie derkehrenden Kosten, die beispielsweise für die Füße von Spanten auf einer Rumpfhaut mit Sperren / Joggles benötigt werden.

Bezugszeichenliste:

10 Flugzeug

12 hinteres Rumpfteil

14 Außenhaut

16 Stringer

18 Spant

20 Streifen aus thermoplastischem Verbundwerkstoff

22 Ablegevorrichtung

24 Oberfläche der Ablegevorrichtung

26 Ablegekopf

28 flächiger Gegenstand

30 Vorrichtung zum Umformen des flächigen Gegenstands

32 Vorrichtung zum Verfestigen des Halbzeugs