DE102010003356A1

DE102010003356A1 - Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Verbundmaterial und Komponente für ein Bauteil aus einem Verbundmaterial

Info

Publication number: DE102010003356A1
Application number: DE102010003356A
Authority: DE
Inventors: Yves Toso
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2010-03-26
Filing date: 2010-03-26
Publication date: 2011-09-29
Anticipated expiration: 2030-03-27
Also published as: DE102010003356B4

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Verbundmaterial, welches mindestens eine polymere Matrix und in die Matrix eingebettete Verstärkungsfasern umfasst, wobei das Verfahren folgende Schritte umfasst: – Bereitstellen der Verstärkungsfasern einer ersten Komponente des Bauteils, – teilweises Imprägnieren der Verstärkungsfasern der ersten Komponente mit einer ersten polymeren Matrix, wobei die Verstärkungsfasern in mindestens einem Fügebereich nicht imprägniert werden, – Bereitstellen der Verstärkungsfasern einer zweiten Komponente des Bauteils, – Fügen der nicht imprägnierten Verstärkungsfasern in dem mindestens einen Fügebereich der ersten Komponente mit den Verstärkungsfasern in einem Fügebereich der zweiten Komponente, und – Imprägnieren der gefügten Verstärkungsfasern mit einer zweiten polymeren Matrix unter Ausbildung des aus der ersten Komponente und der zweiten Komponente gebildeten Bauteils.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Verbundmaterial, welches mindestens eine polymere Matrix und in die Matrix eingebettete Verstärkungsfasern umfasst.
Weiterhin betrifft die Erfindung eine Komponente für ein Bauteil aus einem Verbundmaterial.
Bauteile aus faserverstärkten Verbundmaterialien werden seit einiger Zeit vermehrt in der Luft- und Raumfahrttechnik eingesetzt, in erster Linie aufgrund ihres zum Teil deutlich geringeren Gewichts im Vergleich zu metallischen Werkstoffen. So werden z. B. im Flugzeugbau mittlerweile tragende Teile wie der Rumpf oder die Flügel ganz oder teilweise aus Verbundmaterialien hergestellt.
Ein Nachteil dieser Bauweise ist jedoch, dass die Herstellung von größeren Bauteilen mit einer relativ komplexen Geometrie (z. B. eines Rumpfelements mit Stringern) sehr aufwändig ist. Die einstückige Herstellung solcher Bauteile ist zwar möglich (Integralbauweise), erfordert aber spezielle, an die Geometrie des Bauteils angepasste Werkzeuge für die Imprägnierung der Verstärkungsfasern mit der polymeren Matrix (z. B. einem duroplastischen Harz). Die Herstellung ist daher schlecht automatisierbar und bei komplexen Bauteilen, die oft nur in geringer Stückzahl benötigt werden, auch nicht unbedingt wirtschaftlich. Ein weiterer Nachteil der Integralbauweise ist, dass eine Reparatur des Bauteils durch den Austausch einzelner Komponenten nicht möglich ist.
Eine Alternative stellt daher die Verwendung einzelner Komponenten mit einfacherer Geometrie dar, die dann zu einem komplexeren Bauteil gefügt werden. Voraussetzung hierfür ist die Möglichkeit einer ausreichend stabilen Verbindung der einzelnen Komponenten, d. h. ein geeignetes Fügeverfahren.
Als Fügeverfahren kommen zum einen mechanische Lösungen in Betracht, wie sie aus dem Metallbau bekannt sind, d. h. insbesondere Nieten und Schrauben. Dieses Verfahren wird in der Luft- und Raumfahrttechnik eingesetzt, verursacht aber einen hohen Personal- und Kontrollaufwand. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass durch die notwendigen Bohrungen die Verstärkungsfasern durchtrennt werden und dadurch eine lokale Schwächung der Struktur verursacht wird.
Eine weitere Möglichkeit ist das Fügen einzelner Komponenten durch Klebeverbindungen. Diese Lösung ist zwar im Automobilbau relativ weit verbreitet, kommt im Flugzeugbau jedoch aufgrund der meist unzureichenden mechanischen Eigenschaften der verfügbaren Klebstoffe kaum zum Einsatz.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Verbundmaterial vorzuschlagen.
Diese Aufgabe wird bei dem Verfahren der eingangs genannten Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass das Verfahren folgende Schritte umfasst:

– Bereitstellen der Verstärkungsfasern einer ersten Komponente des Bauteils,
– teilweises Imprägnieren der Verstärkungsfasern der ersten Komponente mit einer ersten polymeren Matrix, wobei die Verstärkungsfasern in mindestens einem Fügebereich nicht imprägniert werden,
– Bereitstellen der Verstärkungsfasern einer zweiten Komponente des Bauteils,
– Fügen der nicht-imprägnierten Verstärkungsfasern in dem mindestens einen Fügebereich der ersten Komponente mit den Verstärkungsfasern in einem Fügebereich der zweiten Komponente, und
– Imprägnieren der gefügten Verstärkungsfasern mit einer zweiten polymeren Matrix unter Ausbildung des aus der ersten Komponente und der zweiten Komponente gebildeten Bauteils.

Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht eine homogene, stoffschlüssige Verbindung zwischen zwei Komponenten eines Bauteils aus einem faserverstärkten Verbundmaterial, wobei die Kraftübertragung zwischen den Komponenten im Wesentlichen über die miteinander gefügten und gemeinsam imprägnieren Verstärkungsfasern erfolgt. Die Fügebereiche der ersten und der zweiten Komponente bilden hierbei den Verbindungsbereich zwischen den zwei Komponenten.
Das Verfahren kann zur Herstellung eines komplexeren Bauteils unter Hinzufügung weiterer Komponenten wiederholt werden, oder es können auch gleichzeitig mehr als zwei Komponenten in der entsprechenden Weise zu einem Bauteil zusammengefügt werden. In diesem Fall kann z. B. die erste Komponente mehrere Fügebereiche umfassen. Die einzelnen Komponenten weisen in der Regel eine einfachere Geometrie auf als das hergestellte Bauteil, sodass ihre Herstellung (d. h. das teilweise Imprägnieren der Verstärkungsfasern mit einer polymeren Matrix) effizient durchzuführen ist und relativ leicht automatisiert werden kann, im Gegensatz zu der eingangs beschriebenen Integralbauweise.
Günstigerweise wird die erste polymere Matrix nach dem teilweisen Imprägnieren der Verstärkungsfasern der ersten Komponente erstarren und/oder aushärten gelassen. Auf diese Weise wird die erste Komponente (oder mehrere erste Komponenten) teilweise fertiggestellt (bis auf den oder die Fügebereiche) und ist für den folgenden Verfahrensschritt sehr gut handhabbar, d. h. das Fügen der nicht-imprägnierten Verstärkungsfasern der beiden Komponenten wird vereinfacht.
Durch den homogenen Aufbau des erfindungsgemäß hergestellten Bauteils und den Verzicht auf zusätzliche mechanische Verbindungselemente können auch thermische Spannungen aufgrund von unterschiedlichen Wärmeausdehnungskoeffizienten vermieden werden. Des Weiteren ergeben sich keinerlei Korrosionsprobleme, und es wird eine optimale Abdichtung des Verbindungsbereichs durch die Imprägnierung der gefügten Verstärkungsfasern erreicht.
Die Verstärkungsfasern umfassen vorzugsweise Endlosfasern, die als Gelege, Gewebe, Geflecht oder Gestrick vorliegen. Als Endlosfasern werden Fasern mit einer Länge von mehr als 50 mm bezeichnet. Die Endlosfasern liegen in der Regel als Faserbündel (Rovings) vor, die dann als Gelege, Gewebe, Geflecht oder Gestrick eine im Wesentlichen flächige Struktur bilden. Besonders günstig ist ein mehrlagiger Aufbau der Verstärkungsfasern, z. B. ein Multiaxialgelege.
Günstig ist es, wenn das Fügen der Verstärkungsfasern ein Überlappen der Verstärkungsfasern der ersten Komponente mit den Verstärkungsfasern der zweiten Komponente umfasst. Insbesondere überlappen hierbei die aus den Fasern bzw. Rovings gebildeten flächigen Strukturen (z. B. Gewebe), wodurch eine gute Kraftübertragung im Verbindungsbereich zwischen den beiden Komponenten sowohl in der Faserebene als auch senkrecht hierzu ermöglicht wird. Bei einem mehrlagigen Aufbau der Verstärkungsfasern, wie z. B. einem mehrlagigen Gewebe oder einem Multiaxialgelege, kann die Kraftübertragung und damit die Stabilität der Verbindung in dem hergestellten Bauteil weiter erhöht werden, indem die Überlappung der Verstärkungsfasern in den einzelnen Lagen gestaffelt ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung werden im Zuge des Imprägnierens der gefügten Verstärkungsfasern die gesamten Verstärkungsfasern der zweiten Komponente mit der zweiten polymeren Matrix imprägniert. D. h. im Gegensatz zur ersten Komponente erfolgt hier bei der zweiten Komponente kein teilweises Imprägnieren der Verstärkungsfasern vor dem Fügen, sodass das Herstellungsverfahren insgesamt mit sehr wenigen Arbeitsschritten auskommt. Diese Vorgehensweise bietet sich insbesondere an, wenn es sich bei der zweiten Komponente um ein Element handelt, das nur in geringer Stückzahl (oder nur als Einzelexemplar) benötigt wird, wie z. B. ein Element der Außenhaut eines Flugzeugs, während die erste Komponente ein häufig benötigtes Standardelement ist, bei dem sich eine automatisierte Herstellung lohnt. Insbesondere kann es sich bei der ersten Komponente um einen Stringer handeln, der mit der Außenhaut zu einem Rumpfelement als Bauteil verbunden wird. Auf diese Weise kann eine große Menge an ersten Komponenten durch Teilimprägnierung der Verstärkungsfasern hergestellt und für die Verbindung mit der jeweiligen zweiten Komponente zur Verfügung gestellt werden, wobei die Imprägnierung der zweiten Komponente einschließlich der Verstärkungsfasern im Fügebereich dann in einem einzigen Arbeitsschritt erfolgen kann.
Bei einer alternativen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens werden die Verstärkungsfasern der zweiten Komponente teilweise mit der zweiten polymeren Matrix imprägniert, bevor die nicht-imprägnierten Verstärkungsfasern in den Fügebereichen miteinander gefügt werden. Bei dieser Variante der Erfindung werden demnach beide miteinander zu verbindende Komponenten (bis auf die Fügebereiche) teilweise imprägniert, d. h. als gut handhabbare Elemente vorgefertigt. Dies ist insbesondere von Vorteil, wenn beide Komponenten in relativ hoher Stückzahl benötigt werden und sich daher jeweils eine automatisierte Herstellung lohnt. Gegenüber einer integralen Herstellung des gesamten Bauteils bietet diese Vorgehensweise Vorteile, da die einzelnen Komponenten in der Regel eine einfachere Geometrie aufweisen als das fertige Bauteil.
Die erste polymere Matrix und die zweite polymere Matrix können gleich oder verschieden sein, d. h. gleiche oder verschiedene polymere Materialien umfassen. In vielen Fällen ist es jedoch bevorzugt, für die erste Komponente und für die zweite Komponente bzw. den Verbindungsbereich die gleiche polymere Matrix zu verwenden, um ein möglichst homogen aufgebautes Bauteil herzustellen.
Die erste und/oder die zweite polymere Matrix umfasst bevorzugt ein thermoplastisches Harz. Als thermoplastische Harze für Faserverbundmaterialien eignen sich insbesondere so genannte Hochleistungskunststoffe, wie z. B. Polyetheretherketon, Polyetherketonketon, Polyphenylensulfid, Polysulfon, Polyamid oder Polyetherimid.
Der wesentliche Vorteil einer thermoplastischen polymeren Matrix besteht in der Lösbarkeit der Verbindung, d. h. durch Aufschmelzen der Matrix können die Komponenten des erfindungsgemäß hergestellten Bauteils wieder voneinander getrennt werden. Dies eröffnet die Möglichkeit, einzelne Komponenten nach Beschädigung oder Verschleiß zu demontieren und auszutauschen. Eine solche Reparaturmöglichkeit ist insbesondere im Flugzeugbau unter Kostengesichtspunkten von großem Vorteil.
Wie bereits angesprochen, sind das zur teilweisen Imprägnierung der ersten Komponente verwendete thermoplastische Harz und das zur Imprägnierung der Verstärkungsfasern in den Fügebereichen verwendete thermoplastische Harz vorzugsweise identisch, sodass das gesamte Bauteil eine homogene polymere Matrix aufweist. Es ist jedoch auch möglich, unterschiedliche thermoplastische Harze in einem Bauteil miteinander zu kombinieren.
Das Imprägnieren der Verstärkungsfasern mit dem thermoplastischen Harz erfolgt bevorzugt mittels Heißpressen. Bei diesem Verfahren wird das Harz vorzugsweise in Pulverform auf die zu imprägnierenden Fasern aufgebracht und in einer Heißpresse aufgeschmolzen. Aufgrund der hohen Viskosität der Polymerschmelze lässt dich der Bereich der Verstärkungsfasern, der imprägniert werden soll, sehr gut eingrenzen. Somit ist es problemlos möglich, bei der teilweisen Imprägnierung der ersten Komponente den mindestens einen Fügebereich von der Imprägnierung auszunehmen.
Als Alternative zum Heißpressen kann zur Imprägnierung mit einem thermoplastischen Harz auch das Vakuumheizverfahren angewendet werden.
Das Abkühlen und Erstarren des thermoplastischen Harzes nach dem Imprägnieren erfolgt relativ schnell, sodass die erste Komponente kurze Zeit nach dem Imprägnieren im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens weiter verwendet werden kann.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung umfasst die erste und/oder die zweite polymere Matrix ein duroplastisches Harz. Duroplaste, die unter anderem im Flugzeugbau häufig für faserverstärkte Verbundmaterialien eingesetzt werden, umfassen insbesondere Epoxidharze, Vinylesterharze und ungesättigte Polyesterharze.
Bei Verwendung von duroplastischen Harzen erfolgt die Imprägnierung der Verstärkungsfasern durch Infiltration mit dem noch nicht ausgehärteten Harz, wobei die Begrenzung der Infiltration auf einen vorgegebenen Bereich etwas schwieriger ist als bei Verwendung eines thermoplastischen Harzes. Um dieses Problem zu vermeiden, ist es vorteilhaft, wenn nach dem Bereitstellen der Verstärkungsfasern der ersten Komponente diese in dem mindestens einen Fügebereich zunächst mit einem Sperrwerkstoff imprägniert werden, dann der übrige Bereich der Verstärkungsfasern mit der ersten polymeren Matrix, d. h. insbesondere einem duroplastischen Harz, imprägniert wird, und anschließend der Sperrwerkstoff aus dem mindestens einen Fügebereich entfernt wird. Hierdurch wird eine Sperrzone für die erste polymere Matrix gebildet, mit deren Hilfe der nicht zu imprägnierende Fügebereich relativ genau festgelegt werden kann.
Der Sperrwerkstoff umfasst günstigerweise ein Material, das durch Aufschmelzen wieder aus der Sperrzone entfernt werden kann (z. B. ein thermoplastisches Polymer oder Oligomer oder ein sonstiges Material mit einem geeigneten Schmelzpunkt), oder auch ein lösliches Material, das mit Hilfe eines geeigneten Lösungsmittels wieder entfernt werden kann.
Die erste polymere Matrix und die zweite polymere Matrix können das gleiche oder zwei verschiedene duroplastische Harze umfassen. Des Weiteren kann auch die erste polymere Matrix ein thermoplastisches Harz und die zweite polymere Matrix ein duroplastisches Harz umfassen oder umgekehrt.
Die vorliegende Erfindung betrifft des Weiteren ein Bauteil aus einem Verbundmaterial, das gemäß dem vorstehend beschriebenen Verfahren hergestellt ist.
Der Erfindung liegt ferner die Aufgabe zugrunde, eine Komponente für ein Bauteil aus einem Verbundmaterial mit verbesserten Eigenschaften zur Verfügung zu stellen.
Diese Aufgabe wird bei der Komponente der eingangs genannten Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die Komponente Verstärkungsfasern umfasst, die teilweise mit einer polymeren Matrix imprägniert sind, wobei die Verstärkungsfasern in mindestens einem Fügebereich nicht imprägniert sind.
Die erfindungsgemäße Komponente kann insbesondere als Zwischenprodukt im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens eingesetzt werden, und zwar als teilweise imprägnierte erste Komponente oder auch als teilweise imprägnierte zweite Komponente. Wesentliche Vorteile der erfindungsgemäßen Komponente wurden bereits im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Verfahren beschrieben.
Der mindestens eine Fügebereich der erfindungsgemäßen Komponente umfasst vorzugsweise mehrere Lagen von Verstärkungsfasern. Die einzelnen Lagen können insbesondere aus einem Gelege, Gewebe, Geflecht oder Gestrick aus Endlosfasern bzw. aus Rovings aus Endlosfasern gebildet sein, wie dies bereits oben beschrieben wurde.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn die Lagen von Verstärkungsfasern in dem mindestens einen Fügebereich gestaffelt angeordnet sind. Hierbei überlappen sich zwei benachbarte Lagen von Verstärkungsfasern jeweils nur teilweise, sodass eine Überlappung mit den Lagen eines komplementären Fügebereiches einer weiteren Komponente möglich ist. Dadurch wird eine besonders hohe Kraftübertragung zwischen den beiden miteinander verbundenen Komponenten erreicht.
Weitere bevorzugte Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Komponente wurden bereits im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Verfahren beschrieben. Die polymere Matrix der erfindungsgemäßen Komponente kann insbesondere ein oder mehrere thermoplastische und/oder duroplastische Harze umfassen.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der erfindungsgemäßen Komponente sind die Verstärkungsfasern entlang einer Trennebene oder mehrerer sich schneidender Trennebenen unterbrochen. Bei Verwendung eines thermoplastischen Harzes als polymere Matrix kann eine solche Komponente durch Aufschmelzen des Harzes entlang der Trennebene in zwei Teilkomponenten zerlegt werden. Bei relativ komplexen Bauteilen kann eine Reparatur einfacher und kosteneffizienter durchgeführt werden, wenn lediglich derartige Teilkomponenten ausgetauscht werden müssen.
Die Komponente ist vorzugsweise eine Komponente für ein Bauteil eines Fahrzeugs. Die erfindungsgemäße Komponente und das erfindungsgemäße Verfahren können insbesondere im Karosseriebau in der Kraftfahrzeugindustrie, im Schiffsbau, sowie in der Luft- und Raumfahrttechnik eingesetzt werden. Besondere Vorteile bietet die Erfindung hier vor allem bei der Herstellung von Bauteilen in Modulbauweise, d. h. bei der automatisierten Herstellung häufig benötigter Komponenten durch Teilimprägnierung der Verstärkungsfasern.
Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung betrifft eine Komponente für ein Bauteil eines Rumpfs eines Luftfahrzeugs oder eines Schiffes, insbesondere einen Stringer für ein Rumpfelement. Durch das erfindungsgemäße Verfahren können die Stringer durch Teilimprägnierung der Verstärkungsfasern in einem automatisierten Prozess vorgefertigt und durch Imprägnierung der entsprechenden Fügebereiche mit Teilen der Außenhaut verbunden werden. Des Weiteren kann das erfindungsgemäße Verfahren auch für die Verbindung mehrerer Rumpfelemente miteinander eingesetzt werden oder für das Zusammenfügen von Komponenten der Tragflächen oder der Leitwerke.
Das erfindungsgemäße Verfahren und die erfindungsgemäße Komponente sind jedoch nicht auf den Fahrzeugbau beschränkt, sondern können in sämtlichen Bereichen der Technik, in denen Faserverbundmaterialien eingesetzt werden, zur Anwendung gelangen. Beispielsweise können auch Rotoren für Windkraftanlagen bzw. deren Bauteile mit dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestellt werden, wobei die erste Komponente z. B. ein Verstärkungselement für den Rotor ist.
Diese und weitere Vorteile der Erfindung werden anhand der nachfolgenden Ausführungsbeispiele unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung näher erläutert.
Es zeigen im Einzelnen:
1A bis 1D: schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Verfahrens anhand eines ersten Ausführungsbeispiels; und
2A bis 2D: schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Verfahrens anhand eines zweiten Ausführungsbeispiels.
In den 1A bis 1D sind schematisch die Verfahrensschritte zur Herstellung eines Bauteils 32 aus einem Verbundmaterial gemäß eines ersten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Verfahrens dargestellt.
1A zeigt die Verstärkungsfasern 10 einer ersten Komponente 12, die in einem ersten Verfahrensschritt bereit gestellt werden. Die Verstärkungsfasern 10, von denen lediglich ein Ausschnitt dargestellt ist, umfassen Endlosfasern (z. B. Glasfasern oder Kohlenstofffasern), die in einzelnen Faserbündeln 14 (Rovings) angeordnet sind. Die Verstärkungsfasern 10 bzw. Faserbündel 14 bilden vier übereinander angeordnete Lagen 16, 18, 20 und 22 eines Laminataufbaus. Die einzelnen Lagen 16, 18, 20 und 22 sind in einem Fügebereich 24 der ersten Komponente 12 gestaffelt angeordnet, d. h. die erste Lage 16 erstreckt sich über den gesamten Fügebereich 24, die zweite Lage 18 erstreckt sich über etwa drei Viertel des Fügebereichs 24, die dritte Lage 20 erstreckt sich über etwa die Hälfte des Fügebereichs 24 und die vierte Lage 22 erstreckt sich in etwa über ein Viertel des Fügebereichs 24.
Im nächsten Verfahrensschritt werden die Verstärkungsfasern 10 der ersten Komponente 12 teilweise mit einer ersten polymeren Matrix 26a imprägniert, wie dies in der 1B dargestellt ist. Die polymere Matrix 26a umfasst z. B. ein thermoplastisches Harz wie Polyetheretherketon oder Polyetherimid, welches mittels Heißpressen auf die Verstärkungsfasern 10 aufgebracht wird. Hierbei werden die Verstärkungsfasern 10 in dem Fügebereich 24 nicht imprägniert, sodass insbesondere die gestaffelten Bereiche der vier Lagen 16, 18, 20 und 22 erhalten bleiben.
Im folgenden Schritt des erfindungsgemäßen Verfahrens werden Verstärkungsfasern 28 einer zweiten Komponente 30 bereitgestellt und mit den Verstärkungsfasern 10 der ersten Komponente 12 in dem Fügebereich 24 gefügt, wie in der 1C gezeigt ist. Auch die Verstärkungsfasern 28 der zweiten Komponente 30 sind nur ausschnittsweise dargestellt. Die Verstärkungsfasern 28 bilden ebenfalls einen vierlagigen Laminataufbau mit gestaffelten Lagen, die im Fügebereich 24 mit den Lagen 16 bis 22 der Verstärkungsfasern 10 der ersten Komponente 12 komplementär sind. Auf diese Weise kommt es zu einer mehrlagigen Überlappung der Verstärkungsfasern 10 der ersten Komponente 12 mit den Verstärkungsfasern 28 der zweiten Komponente 30, und somit zu einer sehr guten Kraftübertragung in dem durch die Verbindung der beiden Komponenten 12 und 30 hergestellten Bauteil 32.
Im abschließenden Verfahrensschritt werden schließlich die gefügten Verstärkungsfasern 10 und 28 in dem Fügebereich 24 mit einer zweiten polymeren Matrix 26b imprägniert. Die erste polymere Matrix 26a und die zweite polymere Matrix 26b sind vorzugsweise gleich, sodass eine homogene, stoffschlüssige Verbindung zwischen der ersten Komponente 12 und der zweiten Komponente 30 hergestellt wird. Dies ist in der 1D gezeigt. Gleichzeitig werden die Verstärkungsfasern 28 in der gesamten zweiten Komponente 30 mit der polymeren Matrix imprägniert (in der Figur nicht gezeigt).
Bei dem auf diese Weise hergestellten Bauteil 32 handelt es sich um ein Flächenelement, z. B. ein Element einer Außenhülle eines Flugzeugs.
Die teilweise mit der polymeren Matrix 26a imprägnierte erste Komponente 12 gemäß der 1B ist eine erfindungsgemäße Komponente, die z. B. in einem automatisierten Herstellungsverfahren in einer größeren Stückzahl vorgefertigt werden kann, um anschließend mit verschiedenen zweiten Komponenten zu einem Bauteil verbunden zu werden.
Bei Verwendung eines thermoplastischen Harzes als polymere Matrix 26b kann die Verbindung zwischen der ersten Komponente 12 und der zweiten Komponente 30 durch Aufschmelzen des Harzes wieder gelöst werden, sodass eine einfache Reparatur des Bauteils 32 durch Austausch einer der beiden Komponenten 12 oder 30 möglich ist.
In den 2A bis 2D ist ein zweites Ausführungsbeispiel für die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens dargestellt, wobei die gezeigten Verfahrensschritte jeweils den 1A bis 1D entsprechen.
Die erste Komponente ist bei diesem Ausführungsbeispiel ein Stringer 34 für ein Rumpfelement 44 eines Flugzeugs, wobei nur ein Abschnitt des Stringers 34, der sich entlang einer Längsachse 36 erstreckt, gezeigt ist. Der Stringer 34 umfasst einen mittleren, in etwa U-förmigen Bereich 38 und zwei sich jeweils seitlich anschließende Randbereiche 40.
Die Verstärkungsfasern 10 des Stringers 34 bilden wie bei dem ersten Ausführungsbeispiel vier Lagen eines Laminataufbaus aus Faserbündeln 14 (Rovings), wobei die Lagen in zwei Fügebereichen 24 des Stringers 34 eine gestaffelte Struktur aufweisen. Die Fügebereiche 24 sind entlang der beiden Randbereiche 40 an der dem U-förmigen Bereich abgewandten Seite des Stringers 34 angeordnet.
Die 2B zeigt den Stringer 34 nach der teilweisen Imprägnierung mit einer ersten polymeren Matrix 26a, wobei die Verstärkungsfasern 10 in den beiden Fügebereichen 24 nicht imprägniert werden.
Die nicht imprägnierten Verstärkungsfasern 10 in den Fügebereichen 24 des Stringers 34 werden, wie in der 2C dargestellt, mit komplementär gestaffelten Verstärkungsfasern 28 eines Elements einer Außenhaut 42 eines Flugzeugs gefügt, sodass die einzelnen Lagen der Verstärkungsfasern 10 und der Verstärkungsfasern 28 jeweils überlappen. Anschließend werden die Verstärkungsfasern 28 der Außenhaut 42 einschließlich der Verstärkungsfasern 10 in den Fügebereichen 24 mit einer zweiten polymeren Matrix 26b imprägniert, wodurch der Stringer 34 stoffschlüssig mit der Außenhaut 42 unter Ausbildung eines Rumpfelements 44 verbunden wird (2D).
Die Außenhaut 42 kann nacheinander oder in einem Arbeitsschritt auch mit mehreren Stringern 34 verbunden werden, um ein entsprechend mehrfach verstärktes Rumpfelement 44 herzustellen. Die teilweise imprägnierten Stringer 34 gemäß der 2B können hierbei als erfindungsgemäße Komponenten mittels eines automatisierten Verfahrens vorgefertigt werden.
Bezugszeichenliste

10: Verstärkungsfasern
12: erste Komponente
14: Faserbündel
16: erste Lage
18: zweite Lage
20: dritte Lage
22: vierte Lage
24: Fügebereich
26a: erste polymere Matrix
26b: zweite polymere Matrix
28: Verstärkungsfasern
30: zweite Komponente
32: Bauteil
34: Stringer
36: Längsachse
38: U-förmiger Bereich
40: Randbereich
42: Außenhaut
44: Rumpfelement

Claims

Verfahren zur Herstellung eines Bauteils (32, 44) aus einem Verbundmaterial, welches mindestens eine polymere Matrix (26a, 26b) und in die Matrix (26a, 26b) eingebettete Verstärkungsfasern (10, 28) umfasst, wobei das Verfahren folgende Schritte umfasst: – Bereitstellen der Verstärkungsfasern (10) einer ersten Komponente (12, 34) des Bauteils (32, 44), – teilweises Imprägnieren der Verstärkungsfasern (10) der ersten Komponente (12, 34) mit einer ersten polymeren Matrix (26a), wobei die Verstärkungsfasern (10) in mindestens einem Fügebereich (24) nicht imprägniert werden, – Bereitstellen der Verstärkungsfasern (28) einer zweiten Komponente (30, 42) des Bauteils (32, 44), – Fügen der nicht imprägnierten Verstärkungsfasern (10) in dem mindestens einen Fügebereich (24) der ersten Komponente (12, 34) mit den Verstärkungsfasern (28) in einem Fügebereich (24) der zweiten Komponente (30, 42), und – Imprägnieren der gefügten Verstärkungsfasern (10, 28) mit einer zweiten polymeren Matrix (26b) unter Ausbildung des aus der ersten Komponente (12, 34) und der zweiten Komponente (30, 42) gebildeten Bauteils (32, 44).
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die erste polymere Matrix (26a) nach dem teilweisen Imprägnieren der Verstärkungsfasern (10) der ersten Komponente (12, 34) erstarren und/oder aushärten gelassen wird.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Verstärkungsfasern (10, 28) Endlosfasern umfassen, die als Gelege, Gewebe, Geflecht oder Gestrick vorliegen.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei das Fügen der Verstärkungsfasern (10, 28) ein Überlappen der Verstärkungsfasern (10) der ersten Komponente (12, 34) mit den Verstärkungsfasern (28) der zweiten Komponente (30, 42) umfasst.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei im Zuge des Imprägnierens der gefügten Verstärkungsfasern (10, 28) die gesamten Verstärkungsfasern (28) der zweiten Komponente (30, 42) mit der zweiten polymeren Matrix (26b) imprägniert werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Verstärkungsfasern (28) der zweiten Komponente (30, 42) teilweise mit der zweiten polymeren Matrix (26b) imprägniert werden, bevor die nicht imprägnierten Verstärkungsfasern (10, 28) in den Fügebereichen (24) miteinander gefügt werden.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste polymere Matrix (26a) und die zweite polymere Matrix (26b) gleich sind.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste und/oder die zweite polymere Matrix (26a, 26b) ein thermoplastisches Harz umfasst.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste und/oder die zweite polymere Matrix (26a, 26b) ein duroplastisches Harz umfasst.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei nach dem Bereitstellen der Verstärkungsfasern (10) der ersten Komponente (12, 34) diese in dem mindestens einen Fügebereich (24) zunächst mit einem Sperrwerkstoff imprägniert werden, dann der übrige Bereich der Verstärkungsfasern (10) mit der ersten polymeren Matrix (26a) imprägniert wird, und anschließend der Sperrwerkstoff aus dem mindestens einen Fügebereich (24) entfernt wird.
Bauteil (32, 44) aus einem Verbundmaterial, hergestellt nach einem der vorangehenden Ansprüche.
Komponente (12, 34) für ein Bauteil (32, 44) aus einem Verbundmaterial, umfassend Verstärkungsfasern (10), die teilweise mit einer polymeren Matrix (26a) imprägniert sind, wobei die Verstärkungsfasern (10) in mindestens einem Fügebereich (24) nicht imprägniert sind.
Komponente (12, 34) nach Anspruch 12, wobei der mindestens eine Fügebereich (24) mehrere Lagen (16, 18, 20, 22) von Verstärkungsfasern (10) umfasst.
Komponente (12, 34) nach Anspruch 13, wobei die Lagen (16, 18, 20, 22) von Verstärkungsfasern (10) in dem mindestens einen Fügebereich (24) gestaffelt angeordnet sind.
Komponente (12, 34) nach einem der Ansprüche 12 bis 14, wobei die polymere Matrix (26a) ein oder mehrere thermoplastische und/oder duroplastische Harze umfasst.
Komponente (12, 34) nach einem der Ansprüche 12 bis 15, wobei die Verstärkungsfasern (10) entlang einer Trennebene oder mehrerer sich schneidender Trennebenen unterbrochen sind.
Komponente (12, 34) nach einem der Ansprüche 12 bis 16 für ein Bauteil (32, 44) eines Fahrzeugs, insbesondere für ein Bauteil (32, 44) eines Rumpfs eines Luftfahrzeugs oder eines Schiffes.
Komponente (34) nach Anspruch 17, wobei die Komponente (34) ein Stringer ist.
Komponente (34) nach einem der Ansprüche 12 bis 16 für ein Bauteil (32, 44) einer Windkraftanlage.