DE102010003356B4 - A method of making a component from a composite material and component for a component from a composite material - Google Patents

A method of making a component from a composite material and component for a component from a composite material Download PDF

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Abstract

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).Method for producing a component (32, 44) from a composite material, which comprises at least one polymeric matrix (26a, 26b) and reinforcing fibers (10, 28) embedded in the matrix (26a, 26b), the method comprising the following steps: Providing the reinforcing fibers (10) of a first component (12, 34) of the component (32, 44), - partially impregnating the reinforcing fibers (10) of the first component (12, 34) with a first polymeric matrix (26a), the reinforcing fibers (10) are not impregnated in at least one joining area (24), - providing the reinforcing fibers (28) of a second component (30, 42) of the component (32, 44), - joining the non-impregnated reinforcing fibers (10) in the at least one Joining area (24) of the first component (12, 34) with the reinforcing fibers (28) in a joining area (24) of the second component (30, 42), and - impregnating the joined reinforcing fibers (10, 28) with a second polymeric matrix ( 26b) and ter formation of the component (32, 44) formed from the first component (12, 34) and the second component (30, 42).

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.The present invention relates to a method for producing a component from a composite material which comprises at least one polymeric matrix and reinforcing fibers embedded in the matrix.

Weiterhin betrifft die Erfindung ein Bauteil aus einem Verbundmaterial und eine Komponente für ein Bauteil aus einem Verbundmaterial.Furthermore, the invention relates to a component made of a composite material and a component for a component made of a composite material.

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.Components made of fiber-reinforced composite materials have been used more and more for some time in the aerospace industry, primarily due to their sometimes significantly lower weight compared to metallic materials. So z. B. in aircraft now supporting parts such as the fuselage or wings completely or partially made of composite materials.

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.However, a disadvantage of this design is that the production of larger components with a relatively complex geometry (eg a core element with stringers) is very complicated. Although the one-piece production of such components is possible (integral construction), it requires special tools adapted to the geometry of the component for impregnating the reinforcing fibers with the polymeric matrix (for example a thermosetting resin). The production is therefore difficult to automate and complex components, which are often needed only in small quantities, not necessarily economical. Another disadvantage of Integralbauweise is that a repair of the component by replacing individual components is not possible.

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.An alternative therefore is the use of individual components with simpler geometry, which are then joined into a more complex component. The prerequisite for this is the possibility of a sufficiently stable connection of the individual components, d. H. a suitable joining method.

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.As a joining process come on the one hand mechanical solutions into consideration, as they are known from metal, d. H. especially rivets and screws. This method is used in the aerospace industry, but causes a high personnel and control effort. Another disadvantage is that the reinforcing fibers are severed by the necessary holes and thus a local weakening of the structure is caused.

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.Another possibility is the joining of individual components by adhesive bonds. Although this solution is relatively widespread in the automotive industry, it is hardly used in aircraft because of the usually insufficient mechanical properties of the available adhesives.

Die Offenlegungsschrift DE 10 2005 008 252 A1 offenbart ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbund-Bauelements mit wenigstens aneinander angrenzenden ersten und zweiten Teilelementen mit jeweils einer Faserstruktur und die Faserstruktur jeweils einbettenden verschiedenen Matrixsystemen, die aus einem flüssigen Zustand unterschiedlich aushärten. Zunächst wird das Matrixsystem des ersten Teilelements verflüssigt, das dabei unregelmäßig in den Bereich des angrenzenden zweiten Teilelements eindringt, anschließend wird das Matrixsystem des zweiten Teilelements verflüssigt und die Matrixsysteme werden ausgehärtet.The publication DE 10 2005 008 252 A1 discloses a method for producing a fiber composite component having at least adjoining first and second sub-elements each having a fiber structure and the fibrous structure each embedding different matrix systems that cure differently from a liquid state. First, the matrix system of the first sub-element is liquefied, which thereby irregularly penetrates into the region of the adjacent second sub-element, then the matrix system of the second sub-element is liquefied and the matrix systems are cured.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Verbundmaterial vorzuschlagen.The invention has for its object to propose an improved method for producing a component of a composite material.

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.
This object is achieved in the method of the aforementioned type according to the invention in that the method comprises the following steps:
  • Providing the reinforcing fibers of a first component of the component,
  • Partially impregnating the reinforcing fibers of the first component with a first polymeric matrix, wherein the reinforcing fibers are not impregnated in at least one joining region,
  • Providing the reinforcing fibers of a second component of the component,
  • Joining the unimpregnated reinforcing fibers in the at least one joining region of the first component with the reinforcing fibers in a joining region of the second component, and
  • - Impregnating the joined reinforcing fibers with a second polymeric matrix to form the formed of the first component and the second component component.

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.The method according to the invention enables a homogeneous, cohesive connection between two components of a component made of a fiber-reinforced composite material, wherein the force transmission between the components essentially takes place via the reinforcing fibers joined together and jointly impregnated. The joining areas of the first and second components form the connecting area between the two components.

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.The method can be repeated to produce a more complex component with the addition of further components, or it can also simultaneously more than two components in the corresponding manner to a component be joined together. In this case, z. B. the first component comprise a plurality of joining areas. The individual components typically have a simpler geometry than the component produced, so that their manufacture (ie, partial impregnation of the reinforcing fibers with a polymeric matrix) is efficient and relatively easy to automate, in contrast to the integral design described above.

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.Conveniently, after partially impregnating the reinforcing fibers of the first component, the first polymeric matrix is allowed to solidify and / or harden. In this way, the first component (or several first components) is partially completed (except for the joining region (s)) and is very easy to handle for the following process step, ie. H. The joining of the unimpregnated reinforcing fibers of the two components is simplified.

Durch den homogenen Aufbau des erfindungsgemäß hergestellten Bauteils und den Verzicht auf zusätzliche mechanische Verbindungselemente können auch thermische Spannungen aufgrund von unterschiedlichen Wärmeausdehnungskoeffzienten vermieden werden. Des Weiteren ergeben sich keinerlei Korrosionsprobleme, und es wird eine optimale Abdichtung des Verbindungsbereichs durch die Imprägnierung der gefügten Verstärkungsfasern erreicht.Due to the homogeneous structure of the component according to the invention and the absence of additional mechanical fasteners and thermal stresses due to different thermal expansion coefficients can be avoided. Furthermore, there are no corrosion problems, and it is achieved an optimal sealing of the connection area by the impregnation of the joined reinforcing fibers.

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.The reinforcing fibers preferably comprise continuous fibers, which are present as a scrim, fabric, braid or knitted fabric. The continuous fibers are fibers with a length of more than 50 mm. The continuous fibers are usually in the form of fiber bundles (rovings), which then form a substantially flat structure as a scrim, fabric, braid or knitted fabric. Particularly favorable is a multilayer structure of the reinforcing fibers, for. B. a 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.It is favorable if the joining of the reinforcing fibers comprises an overlapping of the reinforcing fibers of the first component with the reinforcing fibers of the second component. In particular, the planar structures (eg tissue) formed from the fibers or rovings overlap in this case, whereby a good force transmission in the connection region between the two components is made possible both in the fiber plane and perpendicular thereto. In a multilayer structure of the reinforcing fibers, such. As a multi-layer fabric or a Multiaxialgelege, the power transmission and thus the stability of the compound in the manufactured component can be further increased by the overlap of the reinforcing fibers is staggered in the individual layers.

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.According to a preferred embodiment of the invention, in the course of impregnating the joined reinforcing fibers, the entire reinforcing fibers of the second component are impregnated with the second polymeric matrix. Ie. In contrast to the first component, in the case of the second component no partial impregnation of the reinforcing fibers takes place before joining, so that the manufacturing process altogether requires very few work steps. This approach is particularly useful when the second component is an item that is needed only in small numbers (or just as a single item), such as a single item. As an element of the outer skin of an aircraft, while the first component is a commonly used standard element in which an automated production is worthwhile. In particular, the first component may be a stringer, which is connected to the outer skin to form a fuselage element as a component. In this way, a large amount of first components can be prepared by partial impregnation of the reinforcing fibers and provided for the connection with the respective second component, wherein the impregnation of the second component including the reinforcing fibers in the joining region can then take place in a single operation.

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.In an alternative embodiment of the method according to the invention, the reinforcing fibers of the second component are partially impregnated with the second polymeric matrix before the unimpregnated reinforcing fibers are joined together in the joining regions. In this variant of the invention, therefore, both components to be joined together (except for the joint areas) are partially impregnated, d. H. prefabricated as easy to handle elements. This is particularly advantageous if both components are needed in relatively high numbers and therefore each worth an automated production. Compared to an integral production of the entire component, this procedure offers advantages, since the individual components generally have a simpler geometry than the finished component.

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.The first polymeric matrix and the second polymeric matrix may be the same or different, i. H. include the same or different polymeric materials. In many cases, however, it is preferable to use the same polymeric matrix for the first component and for the second component or the connection region in order to produce a component which is as homogeneously structured as possible.

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.The first and / or the second polymeric matrix preferably comprises a thermoplastic resin. Particularly suitable as thermoplastic resins for fiber composite materials are so-called High performance plastics, such. As polyether ether ketone, polyether ketone ketone, polyphenylene sulfide, polysulfone, polyamide or polyetherimide.

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.The essential advantage of a thermoplastic polymeric matrix is the solubility of the compound, i. H. By melting the matrix, the components of the component according to the invention can be separated from each other again. This opens up the possibility of disassembling and replacing individual components after damage or wear. Such a repair option is particularly advantageous in aircraft construction from a cost point of view.

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.As already mentioned, the thermoplastic resin used to partially impregnate the first component and the thermoplastic resin used to impregnate the reinforcing fibers in the bond areas are preferably identical so that the entire component has a homogeneous polymeric matrix. However, it is also possible to combine different thermoplastic resins in one component.

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.The impregnation of the reinforcing fibers with the thermoplastic resin is preferably carried out by means of hot pressing. In this method, the resin is preferably applied in powder form to the fibers to be impregnated and melted in a hot press. Due to the high viscosity of the polymer melt, the area of the reinforcing fibers to be impregnated allows you to confine very well. Thus, it is easily possible to exclude the at least one joining region of the impregnation in the partial impregnation of the first component.

Als Alternative zum Heißpressen kann zur Imprägnierung mit einem thermoplastischen Harz auch das Vakuumheizverfahren angewendet werden.As an alternative to hot pressing, the vacuum heating method may also be used for impregnation with a thermoplastic resin.

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.The cooling and solidification of the thermoplastic resin after impregnation takes place relatively quickly, so that the first component can be used a short time after the impregnation in the context of the inventive method on.

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.According to a further embodiment of the invention, the first and / or the second polymeric matrix comprises a thermosetting resin. Thermosets, which are commonly used in aircraft construction for fiber-reinforced composite materials, include in particular epoxy resins, vinyl ester resins and unsaturated polyester resins.

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.When using thermosetting resins, the impregnation of the reinforcing fibers is carried out by infiltration with the not yet cured resin, wherein the limitation of the infiltration to a predetermined range is slightly more difficult than when using a thermoplastic resin. In order to avoid this problem, it is advantageous if after providing the reinforcing fibers of the first component they are first impregnated in the at least one joining region with a barrier material, then the remaining region of the reinforcing fibers with the first polymeric matrix, d. H. in particular a thermosetting resin, is impregnated, and then the barrier material is removed from the at least one joining region. As a result, a blocking zone for the first polymeric matrix is formed, with the aid of which the non-impregnating joining region can be set relatively precisely.

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.The barrier material conveniently comprises a material which can be removed by reflow from the barrier zone (eg a thermoplastic polymer or oligomer or other material with a suitable melting point), or also a soluble material which is recovered by means of a suitable solvent can be removed.

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.The first polymeric matrix and the second polymeric matrix may comprise the same or two different thermosetting resins. Furthermore, the first polymeric matrix may also comprise a thermoplastic resin and the second polymeric matrix may comprise a thermosetting resin or vice versa.

Die vorliegende Erfindung betrifft des Weiteren ein Bauteil aus einem Verbundmaterial, das gemäß dem vorstehend beschriebenen Verfahren hergestellt ist, wobei in dem mindestens einen Fügebereich mehrere Lagen von Verstärkungsfasern der ersten Komponente und der zweiten Komponente gestaffelt und sich überlappend angeordnet sind.The present invention further relates to a component made of a composite material produced according to the above-described method, wherein in the at least one joining region a plurality of layers of reinforcing fibers of the first component and the second component are staggered and overlapping.

Der Erfindung liegt ferner die Aufgabe zugrunde, eine Komponente für ein Bauteil aus einem Verbundmaterial mit verbesserten Eigenschaften zur Verfügung zu stellen.A further object of the invention is to provide a component for a component made of a composite material with improved properties.

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.This object is achieved according to the invention in the component of the aforementioned type in that the component comprises reinforcing fibers, which are partially impregnated with a polymeric matrix, wherein the reinforcing fibers are not impregnated in at least one joining region.

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.The component of the invention can be used in particular as an intermediate in the context of the method according to the invention, as a partially impregnated first component or as a partially impregnated second component. Significant advantages of the component according to the invention have already been described in connection with the method according to the invention.

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. The at least one joining region of the component according to the invention preferably comprises a plurality of layers of reinforcing fibers. The individual layers may in particular be formed from a scrim, woven fabric, braid or knitted fabric made of continuous fibers or rovings made of continuous fibers, as already described above.

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.It is particularly advantageous if the layers of reinforcing fibers are staggered in the at least one joining region. In this case, two adjacent layers of reinforcing fibers each only partially overlap, so that an overlap with the layers of a complementary joining region of another component is possible. As a result, a particularly high power transmission between the two interconnected components is achieved.

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.Further preferred embodiments of the component according to the invention have already been described in connection with the method according to the invention. The polymeric matrix of the component according to the invention may in particular comprise one or more thermoplastic and / or thermosetting resins.

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.According to a further embodiment of the component according to the invention, the reinforcing fibers are interrupted along a parting plane or a plurality of cutting parting planes. When using a thermoplastic resin as a polymeric matrix, such a component can be decomposed by melting the resin along the parting plane into two sub-components. For relatively complex components, repair can be made easier and more cost effective if only such subcomponents need to be replaced.

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.The component is preferably a component for a component of a vehicle. The component according to the invention and the method according to the invention can be used in particular in body construction in the motor vehicle industry, in shipbuilding, as well as in the aerospace industry. Particular advantages of the invention, especially in the production of components in modular design, d. H. in the automated production of frequently required components by partial impregnation of the reinforcing fibers.

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.A preferred embodiment of the invention relates to a component for a component of a fuselage of an aircraft or a ship, in particular a stringer for a fuselage element. By the method according to the invention, the stringer can be prefabricated by partial impregnation of the reinforcing fibers in an automated process and connected by impregnation of the corresponding joining regions with parts of the outer skin. Furthermore, the method according to the invention can also be used for connecting a plurality of fuselage elements to one another or for assembling components of the wings or tail units.

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.However, the method and component according to the invention are not limited to the construction of vehicles, but can be used in all fields of technology in which fiber composite materials are used. For example, rotors for wind turbines or their components can be produced by the method according to the invention, wherein the first component z. B. is a reinforcing element for the rotor.

Diese und weitere Vorteile der Erfindung werden anhand der nachfolgenden Ausführungsbeispiele unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung näher erläutert.These and other advantages of the invention will be explained in more detail with reference to the following embodiments with reference to the figures of the drawing.

Es zeigen im Einzelnen:They show in detail:

1A bis 1D: schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Verfahrens anhand eines ersten Ausführungsbeispiels; und 1A to 1D : schematic representation of the method according to the invention with reference to a first embodiment; and

2A bis 2D: schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Verfahrens anhand eines zweiten Ausführungsbeispiels. 2A to 2D : schematic representation of the method according to the invention with reference to a second embodiment.

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.In the 1A to 1D are schematically the process steps for the production of a component 32 from a composite material according to a first embodiment of the method according to the invention.

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. 1A shows the reinforcing fibers 10 a first component 12 , which are provided in a first process step. The reinforcing fibers 10 of which only a section is shown include continuous filaments (eg, glass fibers or carbon fibers) contained in individual fiber bundles 14 (Rovings) are arranged. The reinforcing fibers 10 or fiber bundles 14 form four superimposed layers 16 . 18 . 20 and 22 a laminate construction. The individual layers 16 . 18 . 20 and 22 are in a joining area 24 the first component 12 staggered, ie the first layer 16 extends over the entire joining area 24 , the second location 18 extends over about three quarters of the joining area 24 , the third location 20 extends over about half of the joint area 24 and the fourth location 22 extends approximately over a quarter of the joining area 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.In the next process step, the reinforcing fibers 10 the first component 12 partially with a first polymeric matrix 26a impregnated, as in the 1B is shown. The polymeric matrix 26a includes z. Example, a thermoplastic resin such as polyetheretherketone or polyetherimide, which by means of hot pressing on the reinforcing fibers 10 is applied. Here are the reinforcing fibers 10 in the joining area 24 not impregnated, so in particular the staggered areas of the four layers 16 . 18 . 20 and 22 remain.

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.In the following step of the method according to the invention are reinforcing fibers 28 a second component 30 provided and with the reinforcing fibers 10 the first component 12 in the joining area 24 joined, as in the 1C is shown. Also the reinforcing fibers 28 the second component 30 are only partially shown. The reinforcing fibers 28 also form a four-ply laminate construction with staggered layers in the joining area 24 with the layers 16 to 22 the reinforcing fibers 10 the first component 12 are complementary. In this way, there is a multi-layer overlap of the reinforcing fibers 10 the first component 12 with the reinforcing fibers 28 the second component 30 , And thus to a very good power transmission in which by the connection of the two components 12 and 30 manufactured component 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).In the final process step finally the joined reinforcing fibers 10 and 28 in the joining area 24 with a second polymeric matrix 26b impregnated. The first polymeric matrix 26a and the second polymeric matrix 26b are preferably the same, so that a homogeneous, cohesive connection between the first component 12 and the second component 30 will be produced. This is in the 1D shown. At the same time, the reinforcing fibers 28 throughout the second component 30 impregnated with the polymeric matrix (not shown in the figure).

Bei dem auf diese Weise hergestellten Bauteil 32 handelt es sich um ein Flächenelement, z. B. ein Element einer Außenhülle eines Flugzeugs.In the component produced in this way 32 it is a surface element, for. B. an element of an outer shell of an aircraft.

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.Partially with the polymeric matrix 26a impregnated first component 12 according to the 1B is a component of the invention, the z. B. can be prefabricated in an automated manufacturing process in a larger number of pieces, to be subsequently connected to various components to a component.

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.When using a thermoplastic resin as a polymeric matrix 26b can be the connection between the first component 12 and the second component 30 be loosened by melting the resin, allowing a simple repair of the component 32 by replacing one of the two components 12 or 30 is possible.

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.In the 2A to 2D a second embodiment for carrying out the method according to the invention is shown, wherein the method steps shown in each case the 1A to 1D correspond.

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.The first component is a stringer in this embodiment 34 for a body element 44 of an airplane, being only a section of the stringer 34 that extends along a longitudinal axis 36 extends, is shown. The stringer 34 includes a central, approximately U-shaped area 38 and two laterally adjoining border areas 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.The reinforcing fibers 10 the stringer 34 Form as in the first embodiment, four layers of a laminate structure of fiber bundles 14 (Rovings), where the layers in two joining areas 24 the stringer 34 have a staggered structure. The joining areas 24 are along the two border areas 40 on the side facing away from the U-shaped side of the stringer 34 arranged.

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.The 2 B shows the stringer 34 after partial impregnation with a first polymeric matrix 26a , wherein the reinforcing fibers 10 in the two joining areas 24 not impregnated.

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).The non-impregnated reinforcing fibers 10 in the joining areas 24 the stringer 34 be like in the 2C shown with complementary staggered reinforcing fibers 28 an element of an outer skin 42 An airplane joined so that the individual layers of the reinforcing fibers 10 and the reinforcing fibers 28 each overlap. Subsequently, the reinforcing fibers 28 the outer skin 42 including the reinforcing fibers 10 in the joining areas 24 with a second polymeric matrix 26b impregnated, causing the stringer 34 cohesively with the outer skin 42 under formation of a rumple element 44 is connected ( 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.The outer skin 42 can successively or in one step with multiple stringers 34 be connected to a correspondingly multiply reinforced hull element 44 manufacture. The partially impregnated stringers 34 according to the 2 B can be prefabricated as components of the invention by means of an automated method.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1010
Verstärkungsfasernreinforcing fibers
1212
erste Komponentefirst component
1414
Faserbündelfiber bundles
1616
erste Lagefirst location
1818
zweite Lagesecond location
2020
dritte Lagethird location
2222
vierte Lagefourth location
2424
Fügebereichjoining area
26a26a
erste polymere Matrixfirst polymeric matrix
26b26b
zweite polymere Matrixsecond polymeric matrix
2828
Verstärkungsfasernreinforcing fibers
3030
zweite Komponentesecond component
3232
Bauteilcomponent
3434
StringerStringer
3636
Längsachselongitudinal axis
3838
U-förmiger BereichU-shaped area
4040
Randbereichborder area
4242
Außenhautshell
4444
Rumpfelementbody member

Claims (17)

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).Method for producing a component ( 32 . 44 ) of a composite material which comprises at least one polymeric matrix ( 26a . 26b ) and into the matrix ( 26a . 26b ) embedded reinforcing fibers ( 10 . 28 ), the method comprising the steps of: - providing the reinforcing fibers ( 10 ) a first component ( 12 . 34 ) of the component ( 32 . 44 ), - partial impregnation of the reinforcing fibers ( 10 ) of the first component ( 12 . 34 ) with a first polymeric matrix ( 26a ), wherein the reinforcing fibers ( 10 ) in at least one joint area ( 24 ) are not impregnated, - providing the reinforcing fibers ( 28 ) a second component ( 30 . 42 ) of the component ( 32 . 44 ), - joining the non-impregnated reinforcing fibers ( 10 ) in the at least one joint area ( 24 ) of the first component ( 12 . 34 ) with the reinforcing fibers ( 28 ) in a joining area ( 24 ) of the second component ( 30 . 42 ), and - impregnating the joined reinforcing fibers ( 10 . 28 ) with a second polymeric matrix ( 26b ) forming the first component ( 12 . 34 ) and the second component ( 30 . 42 ) formed component ( 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.The method of claim 1, wherein the first polymeric matrix ( 26a ) after the partial impregnation of the reinforcing fibers ( 10 ) of the first component ( 12 . 34 ) and allowed to solidify and / or cure. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Verstärkungsfasern (10, 28) Endlosfasern umfassen, die als Gelege, Gewebe, Geflecht oder Gestrick vorliegen.A method according to claim 1 or 2, wherein the reinforcing fibers ( 10 . 28 ) Comprise continuous fibers, which are present as a scrim, fabric, braid or knitted fabric. 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.Method according to one of the preceding claims, wherein the joining of the reinforcing fibers ( 10 . 28 ) an overlap of the reinforcing fibers ( 10 ) of the first component ( 12 . 34 ) with the reinforcing fibers ( 28 ) of the second component ( 30 . 42 ). 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.Method according to one of the preceding claims, wherein in the course of impregnating the joined reinforcing fibers ( 10 . 28 ) the entire reinforcing fibers ( 28 ) of the second component ( 30 . 42 ) with the second polymeric matrix ( 26b ) are impregnated. 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.Method according to one of claims 1 to 4, wherein the reinforcing fibers ( 28 ) of the second component ( 30 . 42 ) partially with the second polymeric matrix ( 26b ) are impregnated before the unimpregnated reinforcing fibers ( 10 . 28 ) in the joining areas ( 24 ) are joined together. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste polymere Matrix (26a) und die zweite polymere Matrix (26b) gleich sind.Method according to one of the preceding claims, wherein the first polymeric matrix ( 26a ) and the second polymeric matrix ( 26b ) are the same. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste und/oder die zweite polymere Matrix (26a, 26b) ein thermoplastisches Harz umfasst.Method according to one of the preceding claims, wherein the first and / or the second polymeric matrix ( 26a . 26b ) comprises a thermoplastic resin. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei die erste und/oder die zweite polymere Matrix (26a, 26b) ein duroplastisches Harz umfasst.Method according to one of the preceding claims, wherein the first and / or the second polymeric matrix ( 26a . 26b ) comprises a thermosetting resin. 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.Method according to one of the preceding claims, wherein after providing the reinforcing fibers ( 10 ) of the first component ( 12 . 34 ) these in the at least one joint area ( 24 ) are first impregnated with a barrier material, then the remaining area of the reinforcing fibers ( 10 ) with the first polymeric matrix ( 26a ) is impregnated, and then the barrier material from the at least one joining region ( 24 ) Will get removed. Bauteil (32, 44) aus einem Verbundmaterial, hergestellt nach einem der vorangehenden Ansprüche, wobei in dem mindestens einen Fügebereich (24) mehrere Lagen (16, 18, 20, 22) von Verstärkungsfasern (10, 28) der ersten Komponente (12, 34) und der zweiten Komponente (30, 42) gestaffelt und sich überlappend angeordnet sind.Component ( 32 . 44 ) of a composite material, produced according to one of the preceding claims, wherein in the at least one joining region ( 24 ) several layers ( 16 . 18 . 20 . 22 ) of reinforcing fibers ( 10 . 28 ) of the first component ( 12 . 34 ) and the second component ( 30 . 42 ) staggered and are arranged overlapping. 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. Component ( 12 . 34 ) for a component ( 32 . 44 ) of a composite material comprising reinforcing fibers ( 10 ) partially coated with a polymeric matrix ( 26a ) are impregnated, wherein the reinforcing fibers ( 10 ) in at least one joint area ( 24 ) are not impregnated. Komponente (12, 34) nach Anspruch 12, wobei der mindestens eine Fügebereich (24) mehrere Lagen (16, 18, 20, 22) von Verstärkungsfasern (10) umfasst.Component ( 12 . 34 ) according to claim 12, wherein the at least one joining region ( 24 ) several layers ( 16 . 18 . 20 . 22 ) of reinforcing fibers ( 10 ). 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.Component ( 12 . 34 ) according to claim 13, wherein the layers ( 16 . 18 . 20 . 22 ) of reinforcing fibers ( 10 ) in the at least one joint area ( 24 ) are arranged staggered. Komponente (12, 34) nach einem der Ansprüche 12 bis 14, wobei die polymere Matrix (26a) ein oder mehrere thermoplastische und/oder duroplastische Harze umfasst.Component ( 12 . 34 ) according to any one of claims 12 to 14, wherein the polymeric matrix ( 26a ) comprises one or more thermoplastic and / or thermosetting resins. Komponente (12, 34) nach einem der Ansprüche 12 bis 15, wobei die Verstärkungsfasern (10) entlang einer Trennebene oder mehrerer sich schneidender Trennebenen unterbrochen sind.Component ( 12 . 34 ) according to one of claims 12 to 15, wherein the reinforcing fibers ( 10 ) are interrupted along a parting plane or a plurality of intersecting parting planes. Komponente (34) nach einem der Ansprüche 12 bis 16, wobei die Komponente (34) ein Stringer ist.Component ( 34 ) according to any one of claims 12 to 16, wherein the component ( 34 ) is a stringer.
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