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Dokumentenidentifikation DE102006026538B4 28.04.2011
Titel Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente und Verfahren zur Herstellung einer Verklebung zweier Strukturelemente
Anmelder Airbus Operations GmbH, 21129 Hamburg, DE
Erfinder Vichniakov, Alexei, 21279 Wenzendorf, DE
Vertreter PAe Reinhard, Skuhra, Weise & Partner GbR, 80801 München
DE-Anmeldedatum 07.06.2006
DE-Aktenzeichen 102006026538
Offenlegungstag 13.12.2007
Veröffentlichungstag der Patenterteilung 28.04.2011
Veröffentlichungstag im Patentblatt 28.04.2011
IPC-Hauptklasse C09J 5/02  (2006.01)  A,  F,  I,  20060607,  B,  H,  DE
IPC-Nebenklasse B32B 7/12  (2006.01)  A,  L,  I,  20060607,  B,  H,  DE

Beschreibung[de]

Die Erfindung betrifft eine Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente und ein Verfahren zum Verkleben zweier Strukturelemente, insbesondere im Luft- und Raumfahrtbereich.

Leichtbaustrukturen im Flugzeugbau umfassen typischerweise dünnwändige Strukturelemente, wie etwa Bleche, eine Außenhaut, Stringer, Spanten, Rippen und dergleichen aus Aluminiumwerkstoffen, welche mittels Nietverbindungen miteinander verbunden sind. In Bereichen besonderer Belastungen, wie beispielsweise im Bereich von Tür-, Fenster- oder Lukenausschnitten, im Bereich der Tragflächen- und Leitwerkswurzeln, oder im Bereich von Tür- oder Lukenecken, ist es üblich, zusätzliche Strukturelemente in Form von Versteifungen, Dopplern, Riss-Stoppern und dergleichen aus hochfesten Werkstoffen, wie beispielsweise Titan oder Titanlegierungen vorzusehen. Titanwerkstoffe, wie reines Titan und Titanlegierungen, weisen sehr gute mechanische Eigenschaften sowie eine hohe Ermüdungsfestigkeit auf. Riss-Stopper und Doppler aus Titanwerkstoffen ermöglichen es, die Rumpfstruktur zu verstärken, wodurch das Niveau der mechanischen Spannungen verringert und die Lebensdauer der Rumpfstruktur erhöht wird.

Riss-Stopper, auch bekannt unter der Bezeichnung Crack-Stopper, sowie Doppler aus Titanwerkstoff werden zur Zeit hauptsächlich in zwei Bereichen der Flugzeugstruktur verwendet.

Zum einen sind Riss-Stopper aus Titanwerkstoff im Bereich der Spanten an die Längsnähte angenietet. Die Hauptaufgabe der Riss-Stopper ist es, die Ausbreitung der entstehenden Risse im Bereich der Längsnaht zu verhindern. Dies geschieht durch die Verhinderung des Risswachstums unter dem Riss-Stopper oder durch die Rissumlenkung der Längsnaht in einen Bereich, in welchem dieser Riss schnell detektierbar ist. Insbesondere bei größeren Rissen, wie beispielsweise nach der Beschädigung der Rumpfstruktur während des Abfluges, verhindern die Riss-Stopper die Ausbreitung des Risses in die nächste Sektion und minimieren dadurch die Folgen von unberechenbaren Beschädigungen.

Zum anderen sind Doppler aus Titanwerkstoff im Bereich der Passagiertür- und Frachtlukenecken im Flugzeugrumpf angenietet. Die Hauptaufgabe der Doppler ist es, die Rissentstehung der Tür- und Lukenecken zu verhindern. Dies geschieht durch eine Verringerung der mechanischen Spannungen im Tür- und Lukeneckbereich und durch eine Verhinderung des Risswachstums unter dem Doppler.

Eine Vernietung stellt dabei ein bewährtes und seit mehreren Jahrzehnten im Flugzeugbau eingesetztes Verbindungsverfahren zur Verbindung von einzelnen Strukturelementen zu Strukturbauteilen, beispielsweise der Verbindung von Stringer und Clips mit Außenhaut, sowie zum Verbinden von Bauteilen zu einer Flugzeugstruktur, beispielsweise die Verbindung von einzelnen Schalen zu einer Rumpfsektion, die Verbindung von Rumpfsektionen zu einem Rumpf, die Verbindung von Flügeln mit Rumpf und dergleichen dar. Eine Vernietung von Riss-Stoppern und Dopplern aus Titan mit Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen weist eine ausreichende mechanische Festigkeit auf. Der Einsatz von Oberflächenschutzmitteln führt zu einer Dauerbeständigkeit gegen Korrosion.

Zu den Nachteilen von vernieteten Strukturelementen zählen neben langen Bearbeitungszeiten auch verringerte Ermüdungseigenschaften. Im Bereich der Nietlöcher entstehen Spannungskonzentrationen und in Folge von Materialermüdungen Mikrorisse. Beispielsweise beziffert sich die Anzahl der eingesetzten Nieten im Bereich der Doppler an den Tür- und Lukenecken auf über 10.000. Dies hat eine Verschlechterung der Ermüdungseigenschaften zur Folge, was zur Zeit nur mit einer Erhöhung der Dicke einzelner Strukturelemente behoben werden kann. Diese Maßnahmen führen jedoch zur einer Steigerung des Gewichts der Flugzeugstruktur sowie der damit verbundenen Nachteile. Darüber hinaus sind Verfahren zur Verbindung einzelner Strukturelemente zu Strukturbauteilen einer Flugzeugstruktur bekannt, welche ohne Nietlöcher auskommen. Hierzu zählen Klebe- und Schweißverfahren für die Verbindung von einzelnen Hautblechen sowie für die Verbindung von Hautblechen mit Versteifungselementen.

Aus den Druckschriften DE 196 39 667 oder DE 198 44 035 ist ein Strukturbauteil in geschweißter Haut-Stringer-Bauweise bekannt. Auf großformatige Hautbleche werden mittels Laserstrahlschweißen als Stringer oder Spanten ausgebildete Profile aufgeschweißt. Laserstrahlschweißen ermöglicht, eine sichere linienförmige Verbindung zwischen einzelnen Strukturelementen. Eine großflächige Verbindung zwischen einzelnen Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen und Strukturelementen aus Titanwerkstoffen ist bis jetzt aus technischen Gründen und aus Korrosionsgründen im Flugzeugbau noch nicht realisierbar.

Aus der Druckschrift EP 1 393 893 ist ein Strukturbauteil in geklebter Haut-Stringer-Bauweise bekannt. Großformatige Hautbleche werden dabei mittels Kleben mit gitterartigen Fachwerkstrukturen verbunden. Das Verkleben ermöglicht im Flugzeugbau die Herstellung sicherer und korrosionsbeständiger, großflächiger Verbindungen zwischen überwiegend aus Aluminiumwerkstoffen bestehenden Strukturelementen.

Das Verkleben von Strukturelementen aus Titanwerkstoffen beispielsweise mit Strukturelementen aus Aluminiumwerkstoffen wird bis jetzt noch nicht eingesetzt. Der Grund hierfür liegt in dem erheblichen Aufwand für die Vorbehandlung der Oberflächen von Titanwerkstoffen. Die bekannten Vorbehandlungsmethoden für das Verkleben von Titanwerkstoffen umfassen das Bearbeiten der Oberflächen aus Titanwerkstoffen mit Sandstrahl oder Schleifmitteln, und sind somit für die industrielle Anwendung im Flugzeugbau nicht anwendbar. Darüber hinaus ergibt sich beim Verkleben unterschiedlicher Werkstoffe das Problem, dass jeder Werkstoff eine spezielle, eigene Vorbehandlung benötigt.

Die Druckschrift EP 1 600 246 A1 beschreibt ein Verfahren zum stoffschlüssigen Verbinden eines Titanwerkstoffs mit einem Aluminiumwerkstoff. Hierzu wird zumindest eines der beiden Materialien bevorzugt mittels eines Laser- oder Elektronenstrahls aufgeschmolzen. Dabei liegt für den niedriger schmelzenden Werkstoff ein Schweißprozess und für den höher schmelzenden Werkstoff ein Lötprozess vor. Die stoffschlüssige Verbindung der beiden Materialien erfolgt über prozessbedingte Temperatur- und zeitbestimmte Diffusionsvorgänge.

Die DE 44 31 991 A1 beschreibt das flächige Verkleben zweier Aluminiumbauteile mit einem aushärtbaren Klebstoff.

Hierzu wird ein flächig zwischen den beiden Aluminiumbauteilen eingebrachter Klebstoff zunächst nur abschnittsweise erwärmt und dadurch in diesen Bereichen ausgehärtet. Dabei erfolgt eine Vorfixierung der Aluminiumbauteile zueinander. Nach einem Lackieren der beiden Aluminiumbauteile mit einem wärmeaushärtenden Lacksystem werden beim Aushärten des Lacksystems gleichzeitig auch die noch nicht ausgehärteten Bereiche der sich zwischen den beiden Aluminiumbauteilen befindenden Klebeschicht ausgehärtet.

Die DE 102 05 700 A1 beschreibt ein Verfahren zum Umspritzen eines Metallbauteils mit einem Kunststoffmaterial. Um die Haftung zwischen dem eingesetzten Metallbauteil und dem Umspritzmaterial zu verbessern, wird das umspritzte Bauteil mit einem Primer behandelt. Dieser Primer verbessert die Oberflächenhaftung des Umspritzmaterials auf dem Einlegebauteil.

Die DE 102 50 096 A1 beschreibt ein Verfahren zum Verbinden von Bauteilen, bei dem zwei aus unterschiedlichen Materialien bestehende Bauteile jeweils an einer Verbindungsfläche mit einen dünnen Holzfurnier versehen werden. Durch das Aufbringen des dünnen Holzfurniers weisen die Bauteile an ihren Verbindungsflächen das gleiche Material auf. Die Bauteile sind dadurch mithilfe der aufgebrachten Holzmaterialien miteinander verleimbar.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Klebeanordnung und ein Verfahren zur Herstellung einer Verklebung zwischen Strukturelementen bereitzustellen, welche insbesondere im Flugzeugbau industriell anwendbar sind und welche den Aufwand zur Vorbehandlung der miteinander zu verklebenden Strukturelemente so gering wie möglich halten.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Klebeanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 sowie durch das Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 8 gelöst.

Die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin, dass ein erstes Strukturelement aus einem ersten Material, welches zumindest eine erste Klebefläche aufweist, und ein zweites Strukturelement aus einem sich von dem ersten Material unterscheidenden, zweiten Material, welches zumindest eine zweite Klebefläche aufweist, vorgesehen wird, wobei eine das zweite Material des zweiten Strukturelements aufweisende Beschichtung zumindest auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebracht wird. Anschließend wird eine Klebeverbindung zwischen der auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebrachten Beschichtung und der zweiten Klebefläche des zweiten Strukturelementes vorgesehen, um die beiden Strukturelemente miteinander zu verkleben.

Somit weist die vorliegende Erfindung gegenüber den bekannten Ansätzen den Vorteil auf, dass die entsprechenden zu verklebenden Flächen der beiden Strukturelemente vor dem Vorsehen der Klebeverbindung mittels den gleichen Vorbehandlungsverfahren und -materialien vorbehandelt und mittels den gleichen Klebstoffen verklebt werden können. Dadurch wird die Möglichkeit einer sicheren Klebeverbindung zwischen Strukturelementen aus beispielsweise einer Titanlegierung und Strukturelementen aus beispielsweise einer Aluminiumlegierung gewährleistet, wobei die geklebte Struktur auf einfache und kostengünstige Weise vorteilhaft herstellbar ist.

In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der im Patentanspruch 1 angegebenen Klebeanordnung sowie des im Patentanspruch 8 angegebenen Verfahrens.

Durch Beschichtung eines aus einem Titanwerkstoff bestehenden Strukturelementes mit einem anderen, beim Verkleben leichter zu handhabenden Beschichtungswerkstoff kann auf aufwändige und im Flugzeugbau nur bedingt einsetzbare Vorbehandlungsmaßnahmen des Titanwerkstoffs, wie etwa Sandstrahlen, Schleifen oder dergleichen verzichtet werden. Der Begriff „Titanwerkstoff” umfasst vorliegend sowohl reines Titan als auch Titanlegierungen.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Weiterbildung ist das erste Strukturelement als Stringer zum Bilden eines Versteifungsmittels, als Doppler oder als Crack-Stopper zum Verhindern von Rissbildungen oder Rissausbreitungen, oder dergleichen ausgebildet.

Nach einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung weist die Beschichtung vorzugsweise mindestens eine Dicke von in etwa 0,2 &mgr;m auf. Beispielsweise besteht die Beschichtung aus einem Aluminiumwerkstoff, beispielsweise einer Aluminiumlegierung, in Abhängigkeit des zu verklebenden zweiten Strukturelements. Insbesondere im Flugzeugbau besteht meistens ein Strukturelement, wie beispielsweise ein Hautblech, Stringer, Spant, eine Rippe oder dergleichen aus einem Aluminiumwerkstoff. Durch Beschichten eines beispielsweise aus einem hochfesten Werkstoff, wie beispielsweise einem Titanwerkstoff, bestehenden ersten Strukturelements mit Aluminium oder einer geeigneten Aluminiumlegierung können gleichartige Oberflächenmaterialien miteinander vorbehandelt und entsprechend vorteilhaft miteinander verklebt werden. Die Beschichtung wird mittels eines Plattierungsverfahrens oder mittels eines Aufdampfverfahrens auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aufgebracht. Vorzugsweise wird die Beschichtung während der Herstellung und/oder vor einem etwaigen Walzen des ersten Strukturelements auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aufgebracht, so dass derartige Walzverfahren ohne einer Schädigung der entsprechenden Walzen abläuft. Die Beschichtung kann sowohl einseitig als auch beidseitig auf dem ersten Strukturelement aufgebracht werden, d. h. entweder lediglich auf der zu verklebenden Oberfläche des ersten Strukturelements oder auch auf der der Verklebung abgewandten Oberfläche.

Das zweite Strukturelement ist insbesondere als Strukturelement einer Leichtbaustruktur eines Flugzeuges, d. h. beispielsweise als Spant, Rippe oder dergleichen ausgebildet.

Ferner ist es vorstellbar, dass das Material des zweiten Strukturelementes und somit der Beschichtung der ersten Klebefläche des ersten Strukturelements aus einem Hybridwerkstoff, insbesondere einem Faserverbund-Metall-Laminat besteht.

Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Strukturelemente als Elemente einer Leichtbaustruktur, vorzugsweise einer Flugzeugstruktur, ausgebildet sind. Der Begriff „Strukturelement” umfasst dabei insbesondere auch Fachwerkstrukturen, in vorherigen Fertigungsstufen hergestellte, beispielsweise mehrschichtige Bauteile, Stringer, Außenhautelemente, Außenhautstrukturen und/oder dergleichen. Dabei kann mindestens ein Strukturelement ein Blech umfassen, wobei der Begriff „Blech” dünnwandige, im Wesentlichen zweidimensionale Bauteile umfasst, die sowohl aus einem monolithischen bzw. homogenen als auch aus einem hybriden, beispielsweise laminierten Werkstoff bestehen.

Hybridwerkstoffe können hierbei als laminierte Werkstoffe, wie beispielsweise laminierte Aluminiumwerkstoffe, Faserverbund-Metall-Laminate, beispielsweise auf Aluminiumbasis, faserverstärkte laminierte Aluminiumwerkstoffe, kohlenfaserverstärkte Verbundwerkstoffe oder dergleichen bestehen. Faserverstärkungen können beispielsweise auch Glasfasern, polyaromatische Amidfasern, Aluminium-Oxid-Fasern, Silizium-Carbit-Fasern, Basalt-Fasern, Aluminiumdrähte, Titaniumdrähte, Magnesiumdrähte oder dergleichen neben dem bereits erwähnten Kohlenstofffasern umfassen. Faserverbund-Metall-Laminate sind beispielsweise als Glass Fibre Reinforced(GLARE)-Material oder als Aramit-Aluminium-Legierung (ARALL) bekannt.

Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sieht ferner vor, dass die die beiden Strukturelemente zu verklebende Klebeanordnung eine mittels Fasern verstärkte Schicht umfasst, welche beispielsweise Bestandteil der aufgebrachten Klebeverbindung ist. Die in der Klebeverbindung zwischen den Strukturelementen angeordneten Fasern können dabei unidirektional ausgerichtet sein. Ebenso ist es denkbar, dass die in der Klebeschicht zwischen den Strukturelementen angeordneten Fasern bidirektional oder polydirektional ausgerichtet sind. Dabei können die Fasern in einer gewebten Struktur, wie etwa einem Gitter, einem Netz oder dergleichen, angeordnet sein. Die Fasern weisen vorzugsweise eine Mindestlänge von 10 mm sowie vorzugsweise einen Durchmesser zwischen 0,001 mm und 0,3 mm auf. Vor oder während dem Verkleben können die Fasern in eine Kunststoffmatrix, beispielsweise in einen Klebstoff eingebunden werden, wie oben bereits erläutert. Nach dem Verkleben weist die Klebstoffschicht der Klebeverbindung eine Schichtdicke von vorzugsweise 0,01 mm bis 0,3 mm auf. Die Fasern können beispielsweise als Glasfasern, Kohlenstoff-Fasern, polyaromatische Aramitfasern, Aluminium-Oxid-Fasern, Silizium-Carbit-Fasern, Basaltfasern oder dergleichen sowie als Aluminiumdrähte, Titaniumdrähte, Magnesiumdrähte oder dergleichen ausgebildet sein.

Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.

Von den Figuren zeigen:

1 eine schematische Querschnittsansicht einer Klebeanordnung gemäß einem ersten bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;

2 eine schematische Querschnittsansicht eines mit einer Beschichtung einseitig versehenen ersten Strukturelements gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;

3 eine schematische Querschnittsansicht eines mit einer Beschichtung beidseitig versehenen ersten Strukturelements gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung;

4 eine perspektivische Ansicht einer Leichtbaustruktur aus zwei miteinander verklebten Strukturelementen aus unterschiedlichen Materialien gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; und

5 eine vereinfachte, schematische Perspektivdarstellung im Schnitt des Aufbaus einer verstärkten Klebeverbindung gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung.

In den Figuren der Zeichnung, bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.

1 illustriert eine beispielhafte Klebeanordnung 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. Ein erstes Strukturelement 2 einer beispielsweise in 4 dargestellten Leichtbaustruktur 40 besteht aus einer Titanlegierung. Das Strukturelement 2 ist an seiner der Verklebung zugewandten Oberfläche 3 mit einer vorzugsweise als Plattierung ausgeführten Beschichtung 4 versehen. Der Beschichtungswerkstoff ist vorteilhaft derart ausgewählt, dass er dem Werkstoff des mit dem ersten Strukturelement 2 zu verklebenden zweiten Strukturelements 8 entspricht, vorliegend beispielsweise als Aluminiumlegierung.

Die Beschichtung 4 gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel umfasst eine Oxidschicht 5', welche die Aluminiumlegierung an ihren der Atmosphäre ausgesetzten Oberflächen sofort nach dem Beschichten bildet. Auf die Oxidschicht 5' ist im Rahmen der Vorbehandlungsmaßnahmen zur Vorbereitung der Klebeanordnung 1 beispielsweise ein geeigneter Primer aufgetragen, der eine Primerschicht 6' bildet.

Das zweite, mit dem ersten Strukturelement 2 über die zweite Klebefläche 9 zu verklebende Strukturelement 8 der Leichtbaustruktur 40 besteht vorzugsweise aus einer Aluminiumlegierung analog zu der Beschichtung 4. An der Oberfläche der zweiten Klebefläche 9 des zweiten Strukturelementes 8 befindet sich ebenfalls eine Oxidschicht 5'', sowie eine während der Vorbehandlung aufgebrachte Primerschicht 6''. Zwischen den Primerschichten 6' und 6'' befindet sich eine Klebeschicht 7 aus einem geeigneten Klebstoff, welcher die beiden Strukturelemente 2 und 8 fest miteinander verbindet. Kleber und Primer sind dabei auf das Verkleben der Aluminiumlegierungen der Beschichtung 4 und des zweiten Strukturelements 8 abgestimmt.

Die oben beispielhaft beschriebene Klebeanordnung 1 löst das Problem der Herstellung einer sicheren und kostengünstigen Klebeverbindung zwischen Strukturelementen 2 aus Titanwerkstoffen und Strukturelementen 8 aus Aluminiumwerkstoffen dadurch, dass vor dem Verkleben mindestens auf die der Verklebung zugewandte Oberfläche 3, d. h. die erste Klebefläche 3 eines ersten Strukturelements 2 aus einem Titanwerkstoff eine Beschichtung 4 aus Aluminiumwerkstoff aufgetragen wird.

Das Aufbringen einer einen Aluminiumwerkstoff umfassenden Beschichtung 4', 4'' auf ein Strukturelement 2', 2'' aus einem Titanwerkstoff kann dabei grundsätzlich entsprechend einem weiteren Ausführungsbeispiel nach 2 einseitig, oder entsprechend einem noch weiteren Ausführungsbeispiel nach 3 beidseitig erfolgen. Wesentlich ist, dass die Beschichtung 4', 4'' vor dem Verkleben und vor der Vorbehandlung der miteinander zu verklebenden Oberflächen, beispielsweise vor dem Auftragen der Primerschichten 6', 6'', aufgebracht wird.

Das Beschichten von Werkstücken, wie etwa von als Bleche ausgeführten Strukturelementen, kann dabei nach unterschiedlichen Verfahren erfolgen. Es ist beispielsweise möglich, dass die Beschichtung aus einer Aluminiumlegierung vor dem Walzen eines Blechs aus einer Titanlegierung aufgebracht wird. Hierdurch wird der Walzvorgang im Hinblick auf den Verschleiß der Walzrollen verbessert.

Darüber hinaus ermöglicht das Beschichten von Strukturelementen aus Titanwerkstoffen mit Aluminium oder einer Aluminiumlegierung die Anwendung derselben Vorbehandlungsmaßnahmen zur Vorbereitung der Klebeverbindung für die Strukturelemente aus Titanwerkstoffen sowie für die Strukturelemente aus Aluminiumwerkstoffen. Es ist demnach möglich, für die mit der Beschichtung versehenen Strukturelemente aus Titanwerkstoffen in dem Fertigungsschritt, in dem die Klebeverbindung hergestellt wird, gleiche Verfahren, wie beispielsweise Oberflächenreinigung, Anodisierung und dergleichen, sowie gleiche Substanzen, wie beispielsweise Vorbehandlungsbäder, Primer, Klebstoffe und dergleichen anzuwenden bzw. zu verwenden.

Der Aufbau einer Leichtbaustruktur 40 aus miteinander verklebten Strukturelementen aus unterschiedlichen Werkstoffen ist in 4 beispielhaft dargestellt. Bei den Strukturelementen handelt es sich beispielsweise um einen Doppler 41 aus einer Titanlegierung, sowie um eine Außenhaut 42 aus einer Aluminiumlegierung eines Passagierflugzeuges. Der Doppler 41 ist auf seiner sowohl der Außenhaut 42, als auch der Verklebung zugewandten Oberfläche mit einer Beschichtung aus einer Aluminiumlegierung versehen. Die Aluminiumlegierung der Beschichtung und die Aluminiumlegierung der Außenhaut 42 sind dabei vorzugsweise identisch. Dadurch vereinfacht sich die Herstellung der Klebeverbindung erheblich.

Eine Verbesserung der Eigenschaften der Klebeverbindung zur Verhinderung von Rissausbreitung in einzelnen Komponenten der Leichtbaustruktur ist durch eine in 5 beispielhaft dargestellte Verstärkung der Klebeschicht 53 möglich. In 5 wurde der Übersichtlichkeit halber auf die Darstellung der in 1 dargestellten Primerschichten 6', 6'' und Oxidschichten 5', 5'' verzichtet.

Ein Strukturelement 50 aus einer Titanlegierung ist mit einer Beschichtung 51 aus einer Aluminiumlegierung versehen. Das Strukturelement 50 ist an seiner mit der Beschichtung 51 versehenen Oberfläche 55 mittels einer Klebeschicht 53 mit einem Strukturelement 52 aus einer Aluminiumlegierung verklebt. In der Klebeschicht 53 sind Fasern 54 angeordnet. Die Fasern 54 sind in unidirektionaler Richtung parallel zueinander angeordnet. Ebenso ist denkbar, dass die Fasern 54 bi- oder polydirektional angeordnet sind, so dass sie sich schneiden. Dabei können die Fasern 54 in einer Gewebestruktur angeordnet sein. Die Fasern 54 können an ihrer Oberfläche mit einem Netzmittel beschichtet sein, oder sie können in eine Kunststoffmatrix eingebettet sein.

Das Verfahren zur Herstellung einer Klebeanordnung zwischen einem ersten und einem zweiten Strukturelement läuft vorzugsweise wie folgt ab: Zunächst wird ein erstes Strukturelement aus einem ersten Material und mit zumindest einer ersten Klebefläche vorgesehen, wobei das erste Material als Titanwerkstoff ausgebildet ist. Ein zweites Strukturelement wird vorgesehen, welches ein sich von dem ersten Material unterscheidendes, zweites Material aufweist und welches zumindest eine zweite Klebefläche aufweist, wobei das zweite Material als Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff ausgebildet ist; eine das zweite Material des zweiten Strukturelementes aufweisende Beschichtung wird zumindest auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgedampft oder aufplattiert; und eine Klebeverbindung zwischen der auf der ersten Klebefläche des ersten Strukturelementes aufgebrachten Beschichtung und der zweiten Klebefläche des zweiten Strukturelementes zum Verkleben derselben miteinander wird vorgesehen. Das Verkleben erfolgt dabei vorzugsweise unter Vakuum in beispielsweise einem Autoklav.

Das beschriebene Verfahren eignet sich ebenso für das Verkleben von laminierten Werkstoffen, wie beispielsweise Faserverbund-Metall-Laminate, wie etwa GLARE. Auch ist es denkbar, die Erfindung in Verbindung mit als Composites bezeichneten Verbundwerkstoffen, insbesondere Kohlenstofffaser-Verbundwerkstoffen, einzusetzen. Die Vorbehandlung der zu verklebenden Oberflächen der Strukturelemente wird durch das Beschichten der zu verklebenden Oberfläche des ersten Strukturelements aus Titanwerkstoffen vereinfacht, da für beide Strukturenelemente einheitliche Behandlungs- und Verklebungsverfahren sowie -materialien verwendet werden können.

Das erfindungsgemäße Verfahren, sowie die erfindungsgemäße Klebeanordnung ermöglichen es, beispielsweise im Tür- und Lukeneckenbereich sowie im Bereich von Längsnähten aufgenietete Doppler aus Titan durch aufgeklebte Doppler aus Titan zu ersetzen. Die Möglichkeit einer sicheren Verklebung ermöglicht auch die Anwendung von geklebten Riss-Stoppern in Längs- oder in Querrichtung des Flugzeugrumpfes oder Flügels zur Verhinderung des Ausbreitung möglicher Risse in der Flugzeugstruktur. Die Möglichkeit der Herstellung einer sicheren, kostengünstigen und einfach herstellbaren Klebeanordnung zwischen Strukturelementen aus Aluminiumlegierung, wie beispielsweise Stringer, Clips, Hautblech und dergleichen, und Strukturelementen aus Titanlegierungen, wie beispielsweise Doppler, Riss-Stopper, Versteifungselemente und dergleichen, hat vielseitige Vorteile.

Die geklebte Struktur weist durch die Verringerung der Anzahl von möglichen Rissinitiierungsstellen bessere Ermüdungseigenschaften auf. Solche Rissinitiierungsstellen sind in konventionell hergestellten Verbindungen überwiegend die Nietlöcher. Dadurch ist es möglich, das Niveau der zulässigen Spannungen in den Strukturbauteilen zu erhöhen und entsprechend das Gewicht beispielsweise einer Flugzeugstruktur zu verringern. Eine weitere Gewichtsverringerung ergibt sich durch die Einsparung der bei einer Klebeverbindung nicht mehr benötigten Nieten.

Das Annieten von Dopplern aus Titan oder Titanlegierungen ist ein sehr kostenintensiver Vorgang. Die eingesetzten Nieten zum Vernieten der Doppler sind meistens aus Titan hergestellt und sehr teuer. Das Klebeverfahren stellt einen kostengünstigeren Verbindungsvorgang dar.

Das Verkleben von Strukturelementen aus Titanlegierungen mit Strukturelementen aus Aluminiumlegierung zu einem Strukturbauteil einer Flugzeugstruktur, wie etwa einer Schale, kann gemeinsam mit dem Verkleben von Strukturelementen aus Aluminiumlegierungen untereinander in einem Arbeitsschritt erfolgen. Die erforderliche Zeit für die Herstellung der Schale verringert sich dadurch sehr stark, da der bislang in einem weiteren, meist in einer anderen Produktionshalle erfolgende Arbeitsschritt der nachfolgenden Vernietung von Strukturelementen aus Titanlegierungen mit den zuvor miteinander verklebten Strukturelementen aus Aluminiumlegierungen entfällt. Darüber hinaus entfallen dadurch auch die Transportkosten zwischen den Produktionshallen.

Die Darstellung in den Figuren ist nicht maßstabsgetreu. Insbesondere sind einzelne Schichtdicken stark überhöht dargestellt.

Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorstehend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.

Bezugszeichenliste

1
Klebeanordnung
2, 2', 2''
Strukturelement aus Titanlegierung
3, 3'
erste Klebefläche
4, 4', 4''
Beschichtung
5', 5''
Oxidschicht
6', 6''
Primerschicht
7
Klebeschicht
8
Strukturelement aus Aluminiumlegierung
9
zweite Klebefläche
40
Leichtbaustruktur
41
Doppler aus Titanlegierung
42
Außenhaut aus Aluminiumlegierung
50
Strukturelement aus Titanlegierung
51
Beschichtung aus Aluminiumlegierung
52
Strukturelement aus Aluminiumlegierung
53
Schicht
54
Faser
55
mit Beschichtung versehene Oberfläche des Strukturelements aus Titanlegierung


Anspruch[de]
Klebeanordnung zum Verkleben zweier Strukturelemente, mit:

einem ersten Strukturelement (2; 2'; 2''; 50), welches aus einem ersten Material besteht und zumindest eine erste Klebefläche (3; 3'; 55) aufweist, wobei das erste Material als Titanwerkstoff ausgebildet ist;

einem zweiten Strukturelement (8; 52), welches ein sich von dem ersten Material unterscheidendes, zweites Material aufweist und welches zumindest eine zweite Klebefläche (9) aufweist, wobei das zweite Material als Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff ausgebildet ist; und

einer Klebeverbindung (7; 53) zwischen der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) und der zweiten Klebefläche (9) des zweiten Strukturelements (8; 52);

wobei das erste Strukturelement (2; 2', 2''; 50) eine das zweite Material des zweiten Strukturelements (8; 52) aufweisende aufgedampfte oder aufplattierte Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) zumindest auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) aufweist.
Klebeanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Strukturelement (2; 2'; 2''; 50) als Stringer zum Bilden eines Versteifungsmittels, als Doppler oder Crack-Stopper zum Verhindern von Rissbildungen oder Rissausbreitungen, oder dergleichen ausgebildet ist. Klebeanordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) mindestens eine Dicke von in etwa 0,2 &mgr;m aufweist. Klebeanordnung nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das zweite Strukturelement (8; 52) einen homogenen Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff oder einen Verbundwerkstoff auf Basis eines Aluminium- oder Magnesiumwerkstoffs aufweist. Klebeanordnung nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Strukturelement (2; 2'; 2''; 50) und/oder das zweite Strukturelement (8; 52) als Strukturelemente einer Leichtbaustruktur eines Flugzeuges ausgebildet sind. Klebeanordnung nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Klebeverbindung (7; 53) eine Dicke von etwa 0,01 mm bis 0,3 mm aufweist. Klebeanordnung nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Klebeverbindung (7; 53) Faser und/oder aus Fasern gewebte Strukturen aufweist, wobei die Faserlänge beispielsweise mindestens 10 mm und der Faserdurchmesser in etwa 0,001 mm bis 0,3 mm betragen. Verfahren zum Herstellen einer Verklebung zweier Strukturelemente, mit folgenden Verfahrensschritten:

Vorsehen eines ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) aus einem ersten Material und mit zumindest einer ersten Klebefläche (3; 3'; 55), wobei das erste Material als Titanwerkstoff ausgebildet ist;

Vorsehen eines zweiten Strukturelements (8; 52), welches ein sich von dem ersten Material unterscheidendes, zweites Material aufweist und welches zumindest eine zweite Klebefläche (9) aufweist, wobei das zweite Material als Aluminium- oder Magnesiumwerkstoff ausgebildet ist;

Aufdampfen oder Aufplattieren einer das zweite Material des zweiten Strukturelements (8; 52) aufweisenden Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) zumindest auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50); und

Vorsehen einer Klebeverbindung (7; 53) zwischen der auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) aufgebrachten Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) und der zweiten Klebefläche (9) des zweiten Strukturelements (8; 52) zum Verkleben derselben miteinander.
Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) mittels eines Plattierungsverfahrens auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2, 2'; 2''; 50) aufgebracht wird. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) mittels eines Aufdampfungsverfahrens auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) aufgebracht wird. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) während der Herstellung und/oder vor einem etwaigen Walzen des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) auf der ersten Klebefläche (3; 3'; 55) des ersten Strukturelements (2; 2'; 2''; 50) aufgebracht wird. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) auf das erste Strukturelement (2; 2'; 2''; 50) einseitig oder beidseitig aufgebracht wird. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 8 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Klebeverbindung (7; 53) zur Verstärkung derselben mit integrierten Fasern und/oder aus Fasern gewebte Strukturen ausgebildet wird, wobei die Fasern vorzugsweise vor oder während des Vorsehens der Klebeverbindung (7; 53) in diese eingebunden werden. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Strukturelement (2; 2'; 2''; 50) nach Aufbringung der Beschichtung (4; 4'; 4''; 51) und das zweite Strukturelement (8; 52) für das Vorsehen der Klebeverbindung (7; 53) mittels der gleichen Verfahrensschritte bzw. der gleichen Mittel vor- bzw. behandelt werden, beispielsweise mittels einer einheitlichen Oberflächenreinigung, einer einheitlichen Anodisierung, eines einheitlichen Vorbehandlungsbades, eines einheitlichen Primers, eines einheitlichen Klebstoffs oder dergleichen.






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