DE69734616T2

DE69734616T2 - Titan-Polymer hybrid Laminate

Info

Publication number: DE69734616T2
Application number: DE69734616T
Authority: DE
Inventors: Willard N. Bellevue Westre; Donald J. Snohomish Ayers; Heather C. Renton Allen-Lilly; Samuel E. Kent Cregger; Robert J. Kent Rothschilds; David W. Kent Evans; Daniel J. Federal Way Hoffman; Donald L. Des Moines Grande; Mark E. Issaquah Rogalski
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1996-01-11
Filing date: 1997-01-03
Publication date: 2006-06-22
Anticipated expiration: 2017-01-04
Also published as: JP2007191148A; EP1614531A3; JP2013173530A; JP2010132286A; JP4610571B2; JP4080016B2; DE69734616D1; JP5355454B2; EP0783960B1; JP5638654B2; EP0783960A2; JPH09193296A; EP0783960A3; US5866272A; EP1614531A2; US6114050A

Description

Gebiet der Erfindung
Die Erfindung betrifft Überschallgeschwindigkeitsflugzeughautelemente aus einer Hybridlaminatstruktur. Insbesondere umfasst das Hybridlaminat eine mittlere Verstärkungskernschicht, mit jeder von deren Seiten eine Laminierung verbunden ist, welche Schichten aus Titanlegierungsfolie mit Schichten aus einem Verbundstoff aus einem fasergefülltem organischem Harz zwischen den Folienschichten umfasst.
Hintergrund der Erfindung
Aufgrund der kontinuierlich zunehmenden Nachfrage nach internationalen und Langstreckenflugreisen gibt es einen erkannten Bedarf an einem zivilen Überschallgeschwindigkeitsverkehrsflugzeug. Es wird jedoch erwartet, dass solch ein Flugzeug teuer herzustellen wäre, so dass Fluglinien und ihre Kunden zurückhaltend wären, das Flugzeug zu nutzen, wenn nicht die hohen Kosten durch andere Faktoren neben der Annehmlichkeit einer hohen Geschwindigkeit ausgeglichen werden können. Einige dieser Faktoren beinhalten eine Minimierung der Flugzeugmasse, so dass es weniger Treibstoff verbrauchen würde, die Fluglinienkosten pro Passagiermeile verringern würde und die Flugzeugreichweite und Flugzeugnutzlast erhöhen würde. Darüber hinaus sollte das Flugzeug eine verlängerte Lebensdauer aufweisen und es dadurch den Fluglinien ermöglichen, ihre Investition über einen längeren Zeitraum wieder wettzumachen.
Der Bedarf an erhöhter Treibstoffeffizienz, langer Reichweite, hoher Nutzlast und längerer Lebensdauer eines zivilen Überschallgeschwindigkeitsverkehrsflugzeugs erlegt erhöhte neue Anforderungen an Herstellungsmaterialien auf. Zum Beispiel sollten der Rumpf, die Flügel und andere Komponenten der Außenhülle des Flugzeugs leicht sein, aber auch ein hohes Festigkeits-zu-Gewicht-Verhältnis aufweisen, was Materialien mit niedriger Dichte und hoher Festigkeit erfordert. Weiterhin sollten die Materialien einen hohen Modul, Dauerfestigkeit für eine lange Lebensdauer und eine hohe thermomechanische Beständigkeit aufweisen, um Beanspruchungen unter den während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftretenden hohen Temperaturen standzuhalten. Von einem Sicherheitsstandpunkt aus sollten die Materialien beschädigungsresistent und beschädigungstolerant sein, und von einem präventiven Wartungsstandpunkt aus sollten die Materialien lange vor einem wirklichen Versagen sichtbare Zeichen von Beschädigung bereitstellen.
Eine Herstellung von Flugzeugrümpfen und Außenelementen, z.B. Flügeln und Steuerflächen, aus Metallen, z.B. Titanlegierungen, kann nicht all die Leistungskriterien für ein fortschrittliches ziviles Überschallgeschwindigkeitsflugzeug erfüllen. Titanlegierungen weisen eine verhältnismäßig hohe Dichte im Vergleich zur Solldichte für ein fortschrittliches ziviles Überschallgeschwindigkeitsflugzeug auf und sind verhältnismäßig teuer. Darüber hinaus sind aufgrund von Beschränkungen durch physikalische Eigenschaften die Größen von Titanelementen begrenzt, so dass ein großes Flugzeug viele verbundene Elemente erfordern würde. Eine erhöhte Anzahl von Verbindungen führt zu einem erhöhten Gewicht, ein unerwünschter Faktor. Titanlegierungen weisen auch eine verhältnismäßig niedrige Dauerfestigkeit und verhältnismäßig hohe Risswachstumsraten auf, so dass es sein kann, dass die Lebensdauer eines Flugzeugs nicht verlängert wird, um das für einen durchgehenden Betrieb in zivilem Überschallgeschwindigkeitsverkehr festgelegte Kriterium zu erfüllen. Folglich kann es sein, dass Titanlegierungen nicht das optimale Material der Wahl sind.
Als eine Alternative könnten Flugzeugrümpfe und Außenelemente aus polymeren Verbundstoffen hergestellt werden. Solche Ver bundstoffe umfassen eine hitzehärtbare oder thermoplastische polymere(„Harz") Matrix, in welche verstärkende Fasern eingebettet sind, z.B. Kohlenstofffasern. Jedoch kann sich die Leistungscharakteristik dieser polymeren Verbundstoffe bei wiederholter Einwirkung von den hohen Temperaturen, welche während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftreten, mit der Zeit ändern. Klarerweise variieren solche Temperaturen in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, z.B. werden Temperaturen von bis zu ungefähr 350°F (ungefähr 175°C) bei Mach 2,4 erwartet. Polymere Verbundstoffe sind auch empfänglich für eine unentdeckbare mechanische Beschädigung, welche eine strukturelle Unversehrtheit gefährden kann, und welche zusätzliches Material erfordert, um unbekannte Risiken zu kompensieren, wodurch die Flugzeugmasse erhöht wird. Weiterhin sind polymere Verbundstoffe auch empfänglich für Beschädigung durch Blitzeinschläge und erfordern daher eine zusätzliche leitfähige Schutzstruktur. Dies fügt dem Flugzeug ebenfalls Masse hinzu.
Versuche im Stand der Technik zur Entwicklung von Hybridlaminaten, welche Schichten aus polymerem Verbundstoff und Schichten aus Metall umfassen, haben keine Verbundstoffe mit der erforderlichen Kombination einer niedrigen Dichte und physikalischen Eigenschaften, welche zur Verwendung in einem Rumpf oder in Außenhautelementen eines zivilen Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs nötig sind, hervorgebracht. Ein Laminat muss die oben erörterten Eigenschaften hinsichtlich der Festigkeit, des Moduls, der Dauerbeständigkeit und thermomechanischen Beständigkeit erfüllen. Es sollte auch eine erhöhte Beschädigungstoleranz aufweisen und sollte sich wünschenswerterweise auf eine Art ähnlich zu Metallen verbeulen, und dadurch die Erkennung einer Beschädigung ermöglichen, bevor eine signifikante Verschlechterung an einer physikalischen Eigenschaft eintritt. Die polymeren Verbundstoffschichten im Laminat sollten vor temperaturinduzierter Oxidation, Wasser eintritt und einer möglichen Beschädigung, welche durch einen Kontakt mit Treibstoff und anderen Lösungsmitteln verursacht werden könnte, geschützt sein. Außerdem sollte das Laminat eine hohe Festigkeit zeigen und einer Ausbreitung von Rissen sogar von den Punkten, wo es durchbohrt worden ist, um Halterungen aufzunehmen, widerstehen. Das Hybridlaminat sollte auch zu einem Verschmelzen mit einer Kernstruktur, welche einen Teil der Laminatstruktur bilden kann, z.B. ein Flugzeugelement, fähig sein.
Zusammenfassung der Erfindung
Die Erfindung stellt Hybridlaminate bereit, welche Schichten aus Titanlegierungsfolie umfassen, die mit Schichten aus einer polymeren Matrix mit darin eingebetteten Verstärkungsfasern alternieren, welche die Haut (z.B. Rumpf, Flügel, vertikale und horizontale Stabilisatoren und Strakes) eines zivilen Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs bilden. Die Laminate besitzen ein hohes Festigkeits-zu-Gewicht-Verhältnis, einen hohen Modul, eine hohe Dauerfestigkeit, und weisen herausragende thermomechanische Beständigkeitseigenschaften auf. Darüber hinaus ist eine Rissausbreitung im Vergleich zu monolithischen Titanlegierungen sehr langsam, so dass die Lebensdauer des Flugzeugs erhöht wird. Die Laminate verbeulen sich auf eine Art ähnlich zu Metallen, und ermöglichen so eine Entdeckung einer Beschädigung, bevor eine signifikante Verschlechterung von physikalischen Eigenschaften eintritt. Darüber hinaus sind die Laminate, da die Außenoberflächen der Hybridlaminate aus Titanlegierungsfolie bestehen, widerstandsfähig gegenüber Treibstoff und anderen Lösungsmitteln, welche andernfalls einen polymeren Verbundstoff nachteilig beeinflussen können. Zusätzlich sind die polymeren Verbundstoffschichten der Hybridlaminate durch die Außenabdeckung aus Titanlegierungsfolie geschützt vor Oxidation, Wassereintritt und den schädlichen Effekten von ultraviolettem Licht.
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate umfassen eine mittlere Schicht mit einer Kernstruktur, welche an beiden Seiten mit Laminierungen überdeckt ist, die Schichten aus Titanlegierungsfolie umfassen, wobei wenigstens eine einlagige Schicht aus einem Polymermatrixverbundstoff zwischen jeder Folienschicht angeordnet ist, um ein symmetrisches Laminat zu erzeugen. Die Metallfolienschichten sind bevorzugt ungefähr 0,3 (0,01) bis ungefähr 0,08 mm (0,003 Inch) dick und aus einem Betatitan hergestellt, welches bis zu einer Fließdehnung von mehr als ungefähr 1% wärmebehandelt worden ist. Die Schichten aus polymerem Verbundstoff sind aufgebaut aus einer oder mehreren Lagen, wobei jede Schicht ungefähr 0,13 (0,005) bis ungefähr 0,8 mm (0,03 Inch) dick ist.
Der bevorzugte organische polymere Verbundstoff ist aus einem Prepreg in der Form eines Bands aus durchgängigen parallelen Verstärkungsfasern, welche mit einem Harz beschichtet sind, um einen durchgängigen Streifen zu bilden, ausgebildet. Wenn das Prepreg abgelegt wird, um eine Verbundstofflage auszubilden, umfasst jede Verbundstofflage eine Matrix aus einem Harz (welches widerstandsfähig gegenüber den hohen Temperaturen ist, welche während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftreten) verstärkt mit parallelen Fasern. Diese Fasern machen von ungefähr 50 bis ungefähr 70 Volumenprozent des Harzes und der Fasern aus, wenn die Faser Kohlenstoff ist, und machen von ungefähr 40 bis ungefähr 60 Volumenprozent aus, wenn die Faser Bor ist. Wenn eine Mischung aus Kohlenstoff- und Borfasern verwendet wird, ist das gesamte Faservolumen im Bereich von 75 bis 80 Volumenprozent. Erfindungsgemäß können die Verbundstofflagen ausgerichtet sein, um in jeder Verbundstoffschicht eine bestimmte Faserausrichtung bereitzustellen, welche für den bestimmten Einsatz des Laminats am besten geeignet ist.
Das zur Herstellung der organischen polymeren Schichten verwendete Harz ist ausgewählt aus jenen Harzen, welche den während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftretenden Temperaturen ohne unangemessene Erweichung oder Schwächung standhalten können, welche zu einer Verminderung physikalischer Eigenschaften führt. Ähnlich sind die Verstärkungsfasern ausgewählt aus jenen Fasern, welche mit dem Harz kompatibel sind, und welche einen Verbundstoff mit erhöhter Festigkeit bereitstellen, und welche wiederholt den während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftretenden Temperaturen ohne einen signifikanten Verlust an physikalischen Eigenschaften standhalten können.
Das Harz ist auch fähig dazu und bevorzugt dazu ausgewählt, sich fest mit der Titanlegierungsfolie zu verbinden. Um eine solche feste Verbindung zu erreichen, wird die Oberfläche der Titanfolie bevorzugt vorbehandelt, um eine Oberfläche herzustellen, welche besser dazu in der Lage ist, sich mit dem Harz chemisch und mechanisch zu verbinden. Während es bevorzugt ist, dass sich das Harz ohne die Hilfe von Klebstoffen mit der Titanlegierungsfolie verbindet, können Klebstoffe mit oder ohne Haftmitteln, z.B. Silanen, verwendet werden, um die Verbindung zu erleichtern und zu verbessern.
Als eine Folge aus der einzigartigen Hybridlaminatstruktur der Erfindung sind Risswachstumsraten drastisch niedriger als für Titanlegierungsstrukturen. Tatsächlich ist ein Risswachstum nur 0,2% der Rate für monolithisches Titan von derselben Legierung wie die Folienschichten, welches dieselbe Wärmebehandlung durchlaufen hat.
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate zeigen auch hohe „Open Hole"-Zug- und Druckfestigkeiten, welche ein mechanisches Verbinden der Laminate erleichtern, während sie das Risiko eines Defekts von einem Bereich um eine Durchbohrung minimie ren, durch welche sich eine Befestigung erstreckt und wo sich Kräfte konzentrieren.
Die Erfindung stellt auch Hybridlaminatstrukturen in der Form von Flugzeugaußenhautelementen, z.B. Rumpfabschnitten, Flügelabschnitten, Strakes, vertikalen und horizontalen Stabilisatoren und Ähnlichem bereit. Die Laminate sind bevorzugt symmetrisch und, wie oben erklärt, umfassen eine Kernstruktur als eine mittlere Schicht, welche zwischen Außenschichten aus Laminierungen aus Verbundstofflagen und Metallfolie angeordnet ist. Die Kernstruktur kann z.B. Titanlegierungswaben umfassen. Die benachbarten Schichten aus Folie oder Verbundstoff sind an Grenzflächen zwischen diesen Schichten und dem Wabenmaterial fest mit den Wabenschichten verbunden. Diese Struktur stellt eine zuschneidbare Struktur mit einer niedrigen Dichte (leichtem Gewicht), hoher Festigkeit, und hohem Modul bereit, welche eine außergewöhnliche Dauerfestigkeit und hervorragende thermomechanische Beständigkeitseigenschaften aufweist. Die Hybridlaminate sind aufgrund der äußeren Titanfolie widerstandsfähig gegenüber Zone 1-Blitzeinschlägen und können deswegen z.B. in einem Flügel aufbewahrten Treibstoff schützen. Die Struktur ist besonders geeignet zur Ausbildung der Hautabschnitte eines zivilen Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die vorhergehenden Gesichtspunkte und viele der begleitenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter verständlich, wenn dieselbe unter Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung besser verstanden wird, wenn sie in Verbindung mit den beigefügten Figuren betrachtet wird, welche Ausführungsbeispiele der Erfindung darstellen, wobei:
1 eine schematische Querschnittsdarstellung ist, welche die Schichten eines Ausführungsbeispiels einer Laminierung aus Metallfolie und Verbundstoff zeigt, welche einen Teil eines erfindungsgemäßen Hybridlaminats bildet;
1A eine schematische Querschnittsdarstellung eines Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Hybridverbundstofflaminatstruktur mit einer Wabenkernstruktur ist;
2 eine schematische Darstellung ist, welche ein Ausführungsbeispiel der Abschnitte einer Flugzeugaußenhülle zeigt, die aus Hybridverbundstofflaminaten nach der vorliegenden Erfindung hergestellt sind;
3A eine schematische Explosionsansicht von Ausführungsbeispielen von Strakes und eines Flügelkastenabschnitts eines Flugzeugs ist, welche aus einem Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Hybridlaminate hergestellt sind;
3B schematisch die Folien- und Faserausrichtung einer Laminierung des Hybridlaminats für die Strakeabschnitte von 3A im Querschnitt zeigt;
3C schematisch die Folien- und Faserlaminierung im Flügelkasten von 3A im Querschnitt zeigt;
4A eine schematische Darstellung ist, welche ein Ausführungsbeispiel eines Hybridlaminatflugzeugrumpfs und im Querschnitt die Faserlagen- und Metallfolienlaminierungen an verschiedenen Stellen des Rumpfs eines Flugzeugs nach der Erfindung zeigt;
4B eine schematische Explosionsquerschnittsansicht ist, welche eine Abschnitt eines Hybridlaminatflugzeugrumpfs zeigt, der nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung hergestellt worden ist;
4C eine schematische Explosionsquerschnittsansicht eines alternativen Ausführungsbeispiels einer Laminierung ist, welche einen Teil eines Hybridlaminatrumpfs eines Flugzeugs nach der Erfindung ausbildet;
4D eine schematische Darstellung ist, welche die Ausrichtung von Metallfolie an den äußeren und inneren Oberflächen eines Ausführungsbeispiels einer erfindungsgemäßen Hybridlaminatrumpfstruktur zeigt; und
5 eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer Aufpolsterung einer Laminierung eines erfindungsgemäßen Hybridlaminats im Querschnitt ist, welche an Verbindungen nützlich ist.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsbeispiele
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate umfassen beabstandete Schichten aus einer Metallfolie, wobei eine Schicht oder Schichten aus einem organischen polymeren Matrixverbundstoff, welcher eine hitzehärtbare oder thermoplastische Harzmatrix mit darin eingebetteten parallel ausgerichteten Verstärkungsfasern umfasst, zwischen den Metallfolieschichten eingefügt ist bzw. sind. Die Erfindung stellt auch Flugzeughautelemente bereit, z.B. einen Rumpf, Flügel, Strakes, vertikale und horizontale Stabilisatoren und Ähnliches, welche aus einem geschichteten Aufbau hergestellt sind, der zwei äußere Laminierungen umfasst, von denen jede Schichten aus Metallfolie und Verbundstoffschichten umfasst, wobei eine Schicht aus Kernmaterial zwischen den äußeren Laminierungsschichten eingefügt und fest mit ihnen verbunden ist, um eine Hybridlaminatstruk tur auszubilden. Bevorzugt ist die äußerste Schicht des Hybridlaminats aus Metallfolie, um den darunter liegenden organischen Verbundwerkstoff vor der Umgebung und vor der Einwirkung von chemischen Lösungsmitteln zu schützen. In bestimmten Ausführungsbeispielen wird das Kernmaterial nicht verwendet, und die Hybridlaminathäute sind auf eine andere Art verstärkt.
Die bevorzugte Metallfolie ist ungefähr 0,01 bis ungefähr 0,003 Inch (ungefähr 250 × 10^–6 bis ungefähr 70 × 10^–6 m) dick. Darüber hinaus sind, während Aluminium- und Aluminiumlegierungsfolien verwendet werden können, Folien aus Titan und seinen Legierungen bevorzugt. Insbesondere sind Folien aus einer Betatitanlegierung am meisten bevorzugt, insbesondere wenn die Legierung bis zu einer Fließdehnung von größer als 1% wärmebehandelt ist. Dies ermöglicht eine volle Ausnutzung von Eigenschaften momentaner Fasern. Eine solche Wärmebehandlung stellt den Vorteil bereit, die Belastungsgrenze und die äußerste Belastbarkeit des Laminats zu verbessern. Die Erfindung ermöglicht daher die Verwendung von Metalllegierungsfolien bis zu ihrer elastischen Fließgrenze, und ermöglicht dadurch eine erhöhte Betriebsbelastung im Vergleich zur Verwendung von Titanlegierung allein.
Um die Verbindung der Metallfolie mit sich anschließenden organischen Verbundstoffschichten zu erleichtern, kann die Metallfolie einem Oberflächenbehandlungsverfahren unterzogen werden. Insbesondere ist es bevorzugt, dass eine bevorzugte Titanlegierungsfolie einem Verfahren unterzogen wird, welches bewirkt, dass sich eine poröse haftungsfördernde Schicht an der Oberfläche ausbildet, da sich eine solche Oberfläche fester mit bestimmten der unten erörterten organischen Hochtemperaturharze verbindet. Nützliche Oberflächenbehandlungsverfahren sind z.B. in den US-Patenten Nr. 3,959,091; 4,473,446; und 3,989,876 beschrieben, welche durch Bezugnahme miteinbezogen sind.
In einem bevorzugten Vorbehandlungsverfahren werden Titanfolien zuerst für ungefähr 5 Minuten in eine Lösung eingetaucht, welche eine Konzentration von 4 lb TURCO 5578 (geliefert durch Atochem, Inc., Westminster, Kalifornien) pro Gallone Wasser aufweist, welche bei ungefähr 90°C (190°F) aufrecht erhalten wird. Danach werden die Folien entfernt und mit warmem Wasser abgespült, gefolgt von einem Kaltwasserabspülvorgang. Nach gründlichem Abspülen unterziehen sich die Folien dann einem Salpetersäure-/Flusssäureätzvorgang. Dieses Ätzen wird in einer Lösung ausgeführt, welche 22 Vol.-% Salpetersäure und 3 Vol.-% Flusssäure enthält, die bei 50°C (120°F) aufrecht erhalten wird. Nach ungefähr 4 bis ungefähr 6 Minuten ätzen werden die Folien entfernt und ungefähr 5 Minuten lang in kaltem Wasser abgespült. Dann werden die Folien einem Chromsäureeloxierungsverfahren unterzogen. Bei diesem Verfahren werden die Folien ungefähr 20 Minuten lang in Chromsäure bei ungefähr 4 ± 1 Volt eloxiert. Die Chromsäurelösung enthält von ungefähr 6 bis ungefähr 7,5 Oz. Chromsäure pro Gallone Wasser und eine Flusssäuremenge, welche hinreichend ist, um eine Stromdichte von 22 A/m² (2 A/ft²) bei einer Potenzialdifferenz von ungefähr 9 bis ungefähr 10 Volt aufrechtzuerhalten. Nach dem Eloxieren werden die Folien von ungefähr 10 bis ungefähr 15 Minuten lang in kaltem Wasser abgespült, bevorzugt innerhalb von ungefähr 2 Minuten nach dem Eloxieren. Danach werden die abgespülten Folien in einem Ofen bei einem Maximum von 70°C (160°F) getrocknet. Die vorbehandelten Folien werden dann verwendet, um die Metallfolienschichten der Laminierungen der erfindungsgemäßen Hybridlaminate zu bilden.
Erfindungsgemäß können optionale Klebstoffe und Silanhaftmittel verwendet werden, um eine Metall-Verbundstoff-Verbindung und auch eine Kern-Metall- und Kern-Verbundstoff-Verbindung zu erleichtern und zu verstärken.
Jede Schicht aus organischem Verbundstoff im Hybridlaminat der Erfindung besteht aus wenigstens einer Lage. Jede Schicht von Lagen ist bevorzugt ungefähr 0,005 bis ungefähr 0,03 Inch (125 × 10^–6 bis 760 × 10^–6 m) dick. Jede Lage umfasst ein organisches polymeres Harz, welches entweder hitzehärtend oder thermoplastisch ist, in welchem parallele Verstärkungsfasern eingebettet sind. Während die Fasern in jeder Lage aus organischem Verbundstoff parallel sind, können diese Fasern rechte Winkel oder tatsächlich jeden anderen Winkel zu den Fasern in einer anderen Lage aus organischem Verbundstoff im Hybridlaminat aufweisen. Wie später erklärt werden wird, ist die Faserausrichtung auf der Basis der erwarteten Kräfte ausgewählt, welchen die Flugzeugaußenhüllenkomponenten unterworfen sein werden.
Um den hohen Temperaturen standzuhalten, welchen die Außenhülle eines Flugzeugs während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs ausgesetzt ist, muss das Harz „widerstandsfähig gegenüber hohen Temperaturen" sein. Anders ausgedrückt sollte das Harz nicht unangemessen weich werden oder eine Delaminierung mit daraus folgender wesentlicher und nicht akzeptierbarer Verminderung hinsichtlich der physikalischen und mechanischen Eigenschaften verursachen, wenn es wiederholt den während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftretenden Temperaturen ausgesetzt ist, z.B. Temperaturen von wenigstens ungefähr 350°F (ungefähr 175°C) bei ungefähr Mach 2,4 in Abhängigkeit von einer Fluggeschwindigkeit. Beispielhaft für die Harze, welche diese Anforderungen erfüllen, sind Polyaryletherketon, Polyetheretherketon, Polyimide, Polyarylethersulfon, oxydiphthalisches Dianhydrid 3,4'Oxydianilin und funktionale Derivate des letzeren, z.B. ein Derivat mit 10% P-Phenylendiamid und Phthalsäureanhydridendkappenmonomeren; oder mit 4-(3-Aminophenoxy)-4-Phenylethinylbenzophenonendkappenmonomeren. Die bevorzugten Polymere sind Polyimidharze, welche von Mitsu Toatsu, Tokyo, Japan als PIXA verkauft werden, und Phenylethinyl enthaltende Polyimide, welche von Fiberite, Inc., Greenville, Texas als PETI-5 verkauft werden. Klarerweise sind andere Harze, welche die Bedingung, eine erforderliche Festigkeit bei während eines Überschallgeschwindigkeitsflugs auftretenden Temperaturen aufrechtzuerhalten, ebenfalls nützlich.
In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die länglichen parallelen Fasern, welche als eine Verstärkung in den organischen polymeren Matrixschichten verwendet werden, ausgewählt aus den Kohlenstofffasern und den Borfasern. In bestimmten Ausführungsbeispielen ist es, wie unten erläutert werden wird, bevorzugt, eine Mischung aus Kohlenstofffasern und Borfasern als Verstärkung in einer einzelnen Lage zu verwenden. Die bevorzugten Kohlenstofffasern sind die als Kohlenstoff mit „mittlerer oder hoher Festigkeit" verkauften mit Modulen von 35–50 Msi und Zugdehnungsversagen von 1,5% oder mehr. Typischerweise werden diese Fasern auf der PAN (Polyacrylnitril)-Faservorläuferfamilie hergestellt. Die bevorzugten Borfasern sind die kleinsten Borfasern (wenigstens ungefähr 100-180 μm (4–7 mil)) mit der höchsten Zugdehnung. Die bevorzugten Bor-/Kohlenstoff-Fasermischungsprepregs werden unter dem Handelsnamen HYBOR (von Textron Specialty Materials, Lowell, Massachusetts) verkauft. Diese Faserkombination ermöglicht einen höheren Fasernvolumenprozentsatz in den Lagen und nutzt die hohen Druckeigenschaften von Bor mit den hohen Zugeigenschaften von Kohlenstoff. Wie unter erläutert, ist jede Art von Faser am Besten für bestimmte Anwendungen geeignet.
Jede der Hauptkomponenten der gemäß der vorliegenden Erfindung aufgebauten Struktur, d. h. die Titanlegierungsfolie, der polymere Verbundwerkstoff und die Kernstruktur wird im Allgemeinen vorhergestellt und zur Verwendung in Verbindung mit der vorliegenden Erfindung eingerichtet. Der Verbundwerkstoff umfasst im Allgemeinen ein Hochtemperaturpolymerharz, welches ausgerichtete durchgängige Kohlenstoff- oder andere verstärkende Fasern enthält. Der Verbundwerkstoff wird gewöhnlich in der Form eines länglichen Bands oder Streifens, welcher auf eine Spule gewickelt ist, bereitgestellt. Das Material wird dann von der Spule abgewickelt und auf die Aufnahmefläche aufgebracht. Ähnlich wird der Kern, falls überhaupt, vorhergestellt und zur Verwendung in Verbindung mit der vorliegenden Erfindung bereitgestellt.
Die Hybridlaminate können durch jedes von einer Anzahl von Verfahren hergestellt werden. Jedoch ist es im Fall von thermoplastischen Verbundstoffen bevorzugt, dass die Laminate dadurch angefertigt werden, dass lange durchgängige Streifen aus mit thermoplastischem Harz vorimprägnierten fasrigen Bändern („Prepregs") mittels eines thermoplastischen Aufbringungskopfs direkt auf die behandelte Außenoberfläche einer Folie nacheinander abgelegt werden. Durch Ablegen von Bandstreifen Seite an Seite, während diese durch Anwenden von Wärme und Druck verfestigt werden, wird eine durchgängige Lage aus Verbundstoff mit parallel ausgerichteten Fasern hergestellt. Anschließend kann in Abhängigkeit von den benötigten Eigenschaften des Laminats eine andere Lage oder andere Lagen eines Verbundstoffs auf der ersten Lage abgelegt werden. Die Lage oder die Lagen bilden eine Verbundstoffschicht. Dann wird eine Folienschicht über der verfestigten Verbundstoffschicht ausgerollt und mit dem Verbundstoff verbunden, z.B. warmverschmolzen. Danach wird eine nächste Schicht aus organischem Verbundstoff auf der Metallfolie durch Ablegen einer Lage oder von Lagen, wie oben beschrieben, ausgebildet. Schließlich wird nach dem Ablegen der vorherbestimmten Anzahl von Schichten aus Metallfolie und organischer polymerer Matrix eine äußere Schicht aus Metallfolie aufgebracht. Dies ist ein wichtiger Gesichtspunkt der Erfindung, da die äußeren Folienschichten den darunter liegenden organischen Verbundstoff des Hybridlaminats vor der Umgebung und vor Flüssigkeitseinfluss schützen.
Alternative Herstellungsverfahren, von denen einige detaillierter unten erörtert werden, sind ebenfalls nützlich. Zum Beispiel können alle Schichten des Hybridlaminats ohne ein Vorverschmelzen von Schichten in einem Autoklaven oder in einer Presse gestapelt werden, und können dann unter angewandter Wärme und Druck zu einem einheitlichen Laminat verschmolzen werden.
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate werden unter Bezugnahme auf 1, eine schematische Darstellung, welche ein beispielhaftes Ausführungsbeispiel der Laminate zeigt, besser verstanden. Klarerweise werden auch andere schichtweise Anordnungen betrachtet, und einige sind unten gezeigt. Die Laminierung HL weist alternierende Schichten aus Titanlegierungsfolie 10 auf, wobei wenigstens eine Lage aus Verbundstoff zwischen jeder aufeinander folgenden Folienschicht eingefügt ist. Eine 90°-Querlage aus organischem Verbundstoff 14 ist zwischen den ersten zwei Titanfolienschichten eingefügt. Eine 0°-Lage 12 ist zwischen der zweiten und dritten Titanfolienschicht 10 eingefügt. Schließlich ist eine weitere Querlage zwischen der dritten und vierten Titanfolienschicht eingefügt. Bei dieser speziellen Laminierung sind zwei Drittel der Fasern in einer 90°-Querlagenrichtung angeordnet, während ein Drittel der Fasern in einer 0°-Richtung angeordnet ist. In bestimmten unten erörterten bevorzugten Ausführungsbeispielen sind im Wesentlichen alle Fasern in einer 0°-Richtung ausgerichtet, und in anderen ebenfalls unten erörterten bevorzugten Ausführungsbeispielen sind einige Fasern in einer 90°-Querlagenrichtung und in +45°- oder –45°-Richtungen angeordnet. Nach der Erfindung ist es bevorzugt, dass die Fasern einer wesentlichen Mehrheit von (mehr als ungefähr zwei Drittel) oder aller Lagen des Laminats in einer gemeinsamen Richtung ausgerichtet sind. Die Folien 10 sind mit einem minimalen Abstand zwischen koextensiven Folien aneinanderstoßend miteinander verbunden. Darüber hinaus sind die Stoßverbindungen versetzt, wie schematisch dargestellt, so dass die Laminatfestigkeit nicht gefährdet wird.
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate sind symmetrisch mit einer mittleren Schicht, welche eine leichte Kernstruktur 40 ist, z.B. ein Titanlegierungswabenmaterial, wie in 1A gezeigt. Somit ist die Kernschicht 40 an beiden Seiten umgeben oder überdeckt von identischen Metallfolie-Polymerverbundstoff-Laminierungen HL, welche äußere Abdeckungen ausbilden.
Während die folgende Beschreibung manchmal nur die Metallfolie-Polymerverbundstoff-Laminierungen HL darstellt, sollte es sich verstehen, dass jede der Hybridlaminatstrukturen eine mittlere Kernstrukturschicht umfasst, welche an beiden Seiten mit anhaftenden identischen Metallfolie-Polymerverbundstoff-Laminierungen bedeckt ist, um eine erfindungsgemäße symmetrische Hybridstruktur auszubilden.
2 ist eine vereinfachte schematische Teilexplosionsansicht, welchen einen Hybridlaminatrumpf und Außenelemente eines Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs zeigt. In dieser beispielhaften Darstellung sind vier im Wesentlichen zylindrische Rumpfabschnitte dazu ausgestaltet, sich anschließend miteinander zu verbinden, um einen im Wesentlichen zylindrischen Rumpf auszubilden. In anderen Ausgestaltungen können mehr Abschnitte nötig sein. Die Abschnitte umfassen ein Vorderende 20 des Rumpfs, welches eine im Wesentlichen zylindrische Form mit einem sich verjüngenden Vorderende aufweist, das ausgestaltet ist, um einen Nasenkegel aufzunehmen; einen zweiten zylindrischen Rumpfabschnitt 22 mit einem Durchmesser gleich dem Durchmesser des Hinterendes des Rumpfvorderendes 20; einen dritten Rumpfabschnitt 24 mit im Wesentlichen zylindrischer Form und mit dem gleichen Durchmesser wie der zweite Rumpfabschnitt; und einen Hinterendenrumpfabschnitt 26 mit sich geringfügig verjüngender zylindrischer Form, und mit einem größten Durchmesser im Wesentlichen gleich dem Durchmesser des dritten Rumpfabschnitts. Die Flügel des in 2 gezeigten Ausführungsbeispiels sind von der Delta-Art, und umfassen ein Paar von sich horizontal erstreckenden dreiecksförmigen Strakes 28, welche sich von jeder Seite der zylindrischen Rumpfabschnitte 22 und 24 nach außen erstrecken. Ein Paar von im Wesentlichen rechteckigen Flügelkästen 30 liegt an den Hinterenden der Strakes 28 an und erstreckt sich von der Anbringung am Rumpfabschnitt 24 nach außen bis zur Umgebung der Außenspitzen der Strakes. Ein Außenflügel 32 mit im Wesentlichen dreieckiger Form erstreckt sich vom Außenende jedes der Flügelkästen 30. Somit bilden der Strake und der Flügel an jeder Seite des Flugzeugs eine koplanare obere Oberfläche aus, welche sich von der oberen Oberfläche des Strakes 28 zur oberen Oberfläche seines angrenzenden Flügelkastens 30 und von dort zur oberen Oberfläche des Außenflügels 32 erstreckt. Eine koplanare untere Oberfläche ist ähnlich ausgebildet. Der trapezförmige vertikale Stabilisator 34 und trapezförmige horizontale Stabilisatoren 36 sind nach der Erfindung auch aus Hybridlaminaten hergestellt.
3A ist eine vereinfachte Darstellung eines Paars von Strakes 28 mit einem angrenzenden Flügelkasten 30 mit Außenflügeln 32. Während eines Flugs werden die Belastungen an diesen Strukturen verschieden sein, und sie werden sich mit der Geschwindigkeit und anderen Faktoren verändern. Nach der Erfindung ist ein Ausführungsbeispiel der bevorzugten Metallfolie-Polymerverbundstoff-Laminierung für die Strakes in der vereinfachten 3B gezeigt. So ist im gezeigten Ausfüh rungsbeispiel die Metallfolie 10 mit ihrer längsten Seite parallel zur Hinterkante 29 des Strakes 28 ausgerichtet, obwohl eine Ausrichtung mit 90° zur Hinterkante auch nützlich ist. Direkt unterhalb der Folie ist eine 90°-Querlage 14 mit mit 90° zu den Längsseiten der Folie ausgerichteten Lagen. Unterhalb dieser Lage 14 ist eine zweite Lage 16 mit mit 0° ausgerichteten Fasern. Unterhalb der Lage 16 ist eine zweite Querlage 14, gefolgt von einer Folienschicht 10. Erfindungsgemäß ist die Verwendung eines Verbundstoffs, welcher 90°-Querlagen und 0°-Verbundstofflagen umfasst, für die Strakes eines Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs mit Deltaflügeln bevorzugt. Die beschriebenen Laminierungen sind mit jeder Seite einer mittleren Kernschicht verbunden, um eine symmetrische Hybridlaminatstruktur auszubilden.
Andererseits ist der Flügelkasten ganz andersartigen Kräften als der Strake unterworfen. Unter Bezugnahme auf 3C ist jede von zwei Flügelkastenlaminierungen mit einer mittleren Kernstruktur verbunden und ist identisch, so dass das gebildete Hybridlaminat symmetrisch ist. Die im Ausführungsbeispiel von 3C gezeigte Laminierung weist nacheinander die folgenden Schichten auf: eine erste äußere Metallfolienschicht 10; vier aufeinanderfolgende entlang der Spannweite ausgerichtete Lagen 16; eine zweite Folienschicht 10; eine zweite Folge von vier entlang der Spannweite ausgerichteten Lagen 16, eine dritte Folienschicht 10; eine dritte Verbundstoffschicht aus vier entlang der Spannweite ausgerichteten Lagen 16; und eine äußere Folienschicht 10. Diese äußere Folienschicht 10 ist mit einer Seite der Kernstruktur verbunden, und eine identische Laminierung ist mit der anderen Seite der Kernstrukturschicht verbunden, um das symmetrische Hybridlaminat des Flügelkastens auszubilden.
Bei einem alternativen Ausführungsbeispiel einer FlügelkastenLaminierung sind die Lagen 16 nicht alle entlang der Spannweite ausgerichtet, sondern die inneren zwei der vier Lagen sind mit einem Winkel bezüglich der Spannweitenlagen ausgerichtet, z.B. mit +45° bzw. –45°. Somit ist in jeder der drei Schichten aus vier Lagen die erste Lage entlang der Spannweite, die zweite ist mit +45° ausgerichtet, die dritte ist mit –45° ausgerichtet, und die vierte Lage ist entlang der Spannweite. Als Ergebnis werden ausgeglichene Verbundstoffschichten ausgebildet.
Der Rumpf eines Überschallgeschwindigkeitsflugzeugs ist an verschiedenen Stellen entlang seiner Länge verschiedenen Kräften unterworfen. Als eine Folge daraus werden gemäß der Erfindung eine Lagenausrichtung und Lagen-„Aufbauten" (oder „Aufpolsterungen") und „Abfälle" in der Hybridlaminatstruktur auf der Grundlage der axialen Belastung und der durch die Flugzeugdruckregelung verursachten Umfangsbelastungen bestimmt, welche das Hybridlaminat an einer bestimmten Stelle am Rumpf erfahren wird. Dies ist schematisch in 4A dargestellt, welche den vollständigen Rumpf beispielhaft mit vier Abschnitten und sechs Metallfolie-Verbundstofflagen-Laminierungen HL₁-HL₆ zeigt, welche abhängig von einer Belastung an verschiedenen Stellen an den Rumpfabschnitten gefunden werden können. Der Nasenabschnitt 20 und der erste Abschnitt 22 erfahren ähnliche Belastungen, und weisen gemäß der Erfindung dieselbe Laminierung HL₁ auf. In jedem Fall ist die Außenoberfläche der Laminierung, und somit des Hybridlaminats, eine Metall-, bevorzugt eine Titanlegierungsfolienschicht 10. Die nächste Schicht, welche fest mit der Innenoberfläche der Metallschicht 10 verbunden ist, ist eine zylindrische Verbundstofflage 13 mit Fasern, welche sich durchgängig schraubenförmig um den Umfang des zylinderförmigen Rumpfs erstrecken („eine Ringlage"). Nach innen von und fest anhaftend an der Ringfaserlage ist eine Lage 15 mit Fasern, welche entlang der Länge der Rumpfabschnitte längs ausgerichtet sind. Diese Längsfaserlage 15 bildet die mittlere Schicht der symmetrischen Laminierung. Somit ist nach innen von der Längsfaserlagenschicht eine zweite Ringfaserlage 13 gefolgt von einer zweiten Titanfolienschicht 10. Die zweite Titanfolienschicht 10 ist mit einer Seite einer (nicht gezeigten) Kernstruktur verbunden, und die gleiche Laminierung wiederholt sich an der anderen Seite des Kerns, um ein symmetrisches Hybridlaminat herzustellen.
Der mittlere hintere Abschnitt 24 kann vier verschiedene Lagenausrichtungen aufweisen. Eine erste Laminierung HL₂ ist ausgestaltet, um der Spannung entgegenzuwirken, welche normalerweise im vorderen Ende des Rumpfscheitelbereichs auftritt, eine zweite Laminierung HL₃ ist ausgestaltet, um Zugkräften im hinteren Abschnitt des Scheitelbereichs entgegenzuwirken, eine dritte Laminierung HL₄ für die Seiten, welche normalerweise unter Scherung stehen, und eine vierte Laminierung HL₅, um den Druckkräften entgegenzuwirken, welche normalerweise im Rumpfkiel gefunden werden. Natürlich bilden alle vier Lagenlaminierungen mit einer (nicht gezeigten) mittleren Kernstruktur eine einheitliche Hybridlaminatstruktur aus, aber die Anzahl von Lagen und ihre Ausrichtung variiert in Abhängigkeit von den Kräften, welchen das Laminat standhalten soll. Daher weist im Vorderabschnitt des Scheitelbereichs die Laminierung HL₂ eine äußere Titanfolienschicht 10 auf, welche die gesamte Außenoberfläche des Rumpfs überdeckt, um die darunter liegende Verbundstoffstruktur zu schützen. Mit der Innenseite der Folie 10 ist eine erste Ringfaserlage 13 und, von dieser Ringlage nach innen, drei Längsfaserlagen 15 fest verbunden. Von der dritten Längsfaserlage nach innen befindet sich eine zweite Titanlegierungsfolienschicht 10, welche das Symmetriezentrum der Laminierung bildet. Daher befinden sich von dieser Folie 10 nach innen der Reihe nach drei Längsfaserlagen 15, in Ringfaserlage 13 und eine Abschlussinnentitanfolienschicht 10. Die Abschlusstitanschicht ist mit einer Seite eines Kerns verbunden, und die Laminierung wird symmet risch an der anderen Seite des Kerns wiederholt. Diese Anordnung von Lagen und Kern stellt eine Hybridlaminatstruktur bereit, welche den an der Vorderseite des Scheitelbereichs des mittleren hinteren Flugzeugrumpfabschnitts normalerweise auftretenden Zugkräften, Scherkräften, Ringkräften und Druckkräften entgegenwirkt. In allen Rumpfabschnitten wirken die Ringlagen den Umfangsbelastungen entgegen.
Um erhöhten Zugspannungen im Hinterabschnitt des Scheitelbereichs des Rumpfabschnitts 24 und auch im Vorderabschnitt des Rumpfabschnitts 26 entgegenzuwirken, wird, wie bei HL₃ gezeigt, eine zusätzliche Längslage zur Laminierung hinzugefügt. Somit umfassen die Scheitelbereichabschnitte der Reihe nach eine äußere Titanfolie 10 gefolgt von einer einzelnen Ringlage, vier aufeinanderfolgenden Längsverbundstofflagen, einer mittleren Titanfolie 10, vier aufeinanderfolgenden Längsverbundstofflagen 15, einer Ringverbundstofflage 13 und einer inneren Titanfolienschicht 10. Wie vorher ist die innere Titanfolie dieser Laminierung mit einem mittleren Kern verbunden, und die Laminierung wird an der anderen Seite des Kerns wiederholt, um ein symmetrisches Hybridlaminat zu erzeugen.
Ein Hinterabschnitt des Scheitelbereichs des Rumpfabschnitts 26 weist eine etwas vereinfachte Laminierungsstruktur HL₆ auf, da in diesem Abschnitt des Flugzeugrumpfabschnitts Zugkräfte nicht so hoch sind. Als Folge daraus können weniger Lagen verwendet werden, um ein Laminat herzustellen, welches die gewünschten Festigkeitseigenschaften aufweist, aber welches leichter als HL₃ oder HL₂ ist. So weist die Laminierung HL₆ des hinteren Scheitelbereichabschnitts von Abschnitt 26 ebenfalls äußere und innere Titanfolienschichten 10 auf und, dazwischen angeordnet, eine Verbundstoffschicht, welche eine drei Längslagen 15 umfassende Mitte aufweist, wobei eine Ringfaserlage zwischen jeder der äußersten der Längslagen und der äußeren Titanfolienschichten 10 eingefügt ist. Eine Kernstruktur ist durch Verbinden der Folienschicht mit dem Kern zwischen zwei solchen Laminierungen angeordnet, um eine symmetrische Hybridlaminatstruktur herzustellen.
Da die Flugzeugseiten einer Scherung unterworfen sind, ist die Hybridlaminatstruktur der Seiten der Abschnitte 24 und 26 maßgeschneidert, um Scherkräften entgegenzuwirken. Wie in 4A gezeigt, umfasst die Seitenlaminierungsstruktur beider Abschnitte 24 und 26 der Reihe nach eine äußere Titanfolienschicht 10, innerhalb derer sich fest anhaftend eine Ringverbundstofflage 13 befindet, innerhalb derer sich eine zweite Titanfolienschicht 10 befindet, innerhalb derer sich eine mittlere Längsverbundstofffaserlage 15 befindet. Die Laminierung ist symmetrisch, so dass das Muster an der anderen Seite der Längsfaserlage 15 wiederholt wird. Somit sind die anderen Lagen der Reihe nach von der mittleren Längsfaserlage eine dritte Titanfolie 10 gefolgt von einer Ringlage 13 und einer Titanfolienschicht 10. Eine solche Laminierung ist mit jeder Seite einer mittleren Kernstruktur verbunden, um eine symmetrische Hybridlaminatstruktur herzustellen.
Die Kiele beider Abschnitte 24 und 26 sind bevorzugt aus einer Laminierung HL₅ aufgebaut, welche eine mittlere Titanfolienschicht 10 umfasst, die an beiden Seiten von vier Längsverbundstofflagen 15 umgeben ist, wobei die Lagen bevorzugt parallel ausgerichtete Borfasern enthalten, um erhöhten Druckbelastungen im Kiel entgegenzuwirken. Die Vierfachschicht aus Borlagen ist jeweils mit wenigstens einer einzelnen Verbundstoffringfaserlage 13 bedeckt. Anschließend sind, wie es gemäß der Erfindung bevorzugt ist, die Verbundstoffringkohlenstofffaserlagen mit Titanfolie 10 bedeckt. Diese Folie ist mit einer Seite einer mittleren Kernstruktur verbunden, und die Lamininerung wird an der anderen Seite des Kerns wiederholt, um eine symmetrisches Hybridlaminat herzustellen.
Ein Hybridlaminatrumpfabschnitt, der eine Kernstruktur umfasst, z.B. metallische Waben, z.B. Titanlegierungswaben, ist in 4B gezeigt, welche eine schematische Explosionsansicht eines Teilquerschnitts eines Segments eines bevorzugten Hybridlaminatrumpfs darstellt. Es ist bevorzugt, dass die Laminatstruktur so ausgestaltet ist, dass sie den mechanischen Kräften, welchen sie unterliegen würde, optimal entgegenwirkt. Im gezeigten Ausführungsbeispiel weist der Rumpfabschnitt eine Außenabdeckung auf, welche aus sich längs erstreckenden Titanfolien 10 besteht, wobei jede der Folien aneinander anliegt, um eine Dichtung bereitzustellen, und dadurch die darunter liegende Verbundstoffstruktur zu bedecken und zu schützen. Innen von der Titanfolie befindet sich eine erste Ringfaserverbundstofflage 13, gefolgt von einer zweiten Schicht aus längs angeordneten Titanfolien 10, gefolgt von einer zweiten Verbundstoffringfaserlage 13 und einer dritten Schicht aus Längstitanfolien 10. Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind die Titanfolien unter Verwendung eines harzartigen Klebstoffs und wahlweise eines Silanhaftmittels direkt an einen Wabenkern 40 angeklebt. Eine vierte Längstitanfolie 10 ist ähnlich an der Innenoberfläche der Wabenstruktur angeklebt. Von der vierten Titanfolie 10 nach innen ist der Reihe nach angeklebt eine vierte Verbundstoffringlage 13, eine fünfte Längstitanfolienschicht 10, eine vierte Verbundstoffringlage 13 und eine Abschlusstitanfolienschicht 10. Somit ist das Laminat symmetrisch bezüglich der mittleren Wabenschicht 40. Es ist wichtig, dass die Laminatstruktur wenigstens vier Ringlagen aufweist, welche dem Rumpf Festigkeit hinzufügen, das Gleiche gilt für das unten erörterte Ausführungsbeispiel von 4C. Ein ähnlicher Hybridlaminatrumpfabschnitt mit einer Größe von 1,7 m (68 Inch) mal 3 m (120 Inch) und mit einer Masse pro Einheitsfläche von 1,3 lb/ft² stellte eine sichere Druckhülle zur Verfügung, welche 99.000 Ermüdungszyklen mit 97 MPa (14 ksi) Ringbelastung und 83 MPa (12 ksi) Axialbelastung bei einem Belastungszyklus mit Frequenz 0,20 Hz und einem „R"-Faktor von 0,1 standhalten konnte.
4C zeigt noch ein anderes erfindungsgemäßes Ausführungsbeispiel einer Flugzeugrumpflaminierung, welche in einem schematischen Explosionsquerschnitt gezeigt ist. Bei diesem Ausführungsbeispiel enthält der spannungskritische Scheitelbereich 42 des Rumpfs mehrfache sich längs erstreckende Kohlenstofflagen, die scherungskritischen Seitenabschnitte 44 enthalten eine einzelne sich längs erstreckende Kohlenstofflage, und der druckkritische Kielabschnitt 46 enthält mehrfache sich längs erstreckende Bor-Kohlenstoff-Lagen in einer Richtung. Wichtigerweise weist das Ausführungsbeispiel jedoch wenigstens zwei Kohlenstofffaserringlagen 13 auf, welche sich über jede Laminierung des Hybridlaminats erstrecken, und insgesamt vier solcher Lagen bilden. Diese Lagen fügen dem Rumpf Festigkeit hinzu, um im Gebrauch auftretenden Kräften entgegenzuwirken. Betrachtet man die Schichten der Laminierung nacheinander von außen nach innen, ist die erste Schicht des Rumpfs eine äußere Schicht aus Titanfolie 10. Diese wird gefolgt von einer ersten Kohlenstoffverbundstoffringlage 13, welche sich über den gesamten Umfang des Rumpfs erstreckt. Im Scheitelabschnitt 42 wird diese gefolgt von einer ersten Schicht 17 aus mehrfachen sich längs erstreckenden Lagen aus Kohlenstofffasern, einer zweiten sich längs erstreckenden Titanfolie 10 und einer zweiten sich längs erstreckenden Schicht 17 aus mehrfachen Kohlenstofflagen. An den Seiten 44 wird die erste Kohlenstoffringlage 13 gefolgt von einer zweiten sich längs erstreckenden Titanfolie 10, einer sich längs erstreckenden Kohlenstofflage 15 und einer dritten längs ausgerichteten Titanfolie 10. Im Kiel 46 wird die erste Kohlenstoffringlage 13 gefolgt von einer ersten Schicht 19 aus mehrfachen sich längs erstreckenden Lagen, welche Bor-Kohlenstoff-Fasern enthalten, einer zweiten sich längs erstreckenden Titanfolie 10, einer weiteren sich längs erstreckenden Schicht 19 aus mehrfachen Bor-Kohlenstoff-Lagen, einer dritten sich längs erstreckenden Titanfolie 10 und einer dritten sich längs erstreckenden Bor-Kohlenstoff-Schicht 19 aus mehrfachen Lagen. Jede der oben beschriebenen Schichten wird dann von einer zweiten Kohlenstoffringlage 13 gefolgt, welche sich entlang des Umfangs um den gesamten Umfang des Rumpfs erstreckt. Die Innenseite dieser zweiten Kohlenstoffringlage 13 wird überdeckt durch eine andere Schicht, welche sich längs erstreckende Titanfolien 10 umfasst. Die letztere Titanfolienschicht wird dann mit einer Seite einer Kernstruktur verbunden, und die oben beschriebene Laminierung wird an der anderen Seite des Kerns wiederholt, um eine symmetrische Hybridlaminatstruktur herzustellen.
4D stellt weiterhin dar, wie Folien an Außenoberflächen nacheinander angeordnet werden, um die erfindungsgemäßen folienbedeckten zylinderförmigen Rumpfabschnitte herzustellen, wie sie in 4C gezeigt sind. Beim gezeigten Ausführungsbeispiel ist die Folie 10 in alternierenden, sich längs erstreckenden Lagen oder „Keilelementen" aufgebracht, welche Kante an Kante anliegen, um Lücken zu beseitigen. Falls erforderlich, kann die Folie auch entlang des Umfangs auf eine Ringart aufgebracht werden.
Es gibt mehrere Verfahren zur Vorbereitung der beschriebenen und dargestellten Hautelemente. Als ein Vorstoff wird die Titanfolie üblicherweise in der Form großer Folienrollen bereitgestellt und wird dann mit einer herkömmlichen Schneidemaschine in Keilelemente mit vorherbestimmter Länge geschnitten. Im Zusammenhang mit einem Rumpfabschnitt ist ein Keilelement ein Längselement, welches sich von einem Ende zum anderen Ende des Rumpfabschnitts erstreckt. Da der Rumpfab schnitt einen variierenden oder sich verändernden Umfang aufweisen kann, muss das Keilelement mit einer variierenden Breite geschnitten werden, so dass aufeinanderfolgende Keilelemente in einer Kante-an-Kante-Beziehung bevorzugt ohne Überlappung aufgebracht werden können. Die Keilelemente werden mit einem herkömmlichen Eloxierverfahren oder dem oben beschriebenen Verfahren eloxiert, was eine Außenbeschichtung an jedem der Keilelemente ausbildet, welche zum Verbinden mit Verbundwerkstoffen, z.B. einem vorimprägnierten Kohlenstoffstreifen, besser geeignet ist. Gemäß der vorliegenden Erfindung werden die Keilelemente auf eine Spule oder Kassette aufgewickelt. Die Kassetten werden an einen Aufbewahrungsort nahe der Herstellungseinrichtung geliefert und aufbewahrt, bis sie in dem Laminierungsverfahren zu verwenden sind. Ein Laminierungsdorn, welcher eine Außenumfang entsprechend zum Innenumfang des Rumpfs aufweist, kann verwendet werden, um das Hybridlaminat zu bilden, oder es kann manuell aufgelegt werden. Unsere gleichzeitig eingereichte Anmeldung, Anwaltsakte Nr. BOCO-1-8434, welche hiermit vollständig durch Bezugnahme mitaufgenommen wird, zeigt mehr Details zum Dorn. Die Hybridverbundstoffstruktur wird durch die unten beschriebenen Laminierverfahren auf den Dorn aufgebracht. Danach wird das Hybridlaminat vom Dorn entfernt, angepasst, Fensteröffnungen werden in die Struktur geschnitten, und andere Befestigungsvorrichtungen und Komponenten werden hinzugefügt, um eine fertige Struktur auszubilden.
Wenn der Rumpfabschnitt auf einem Dorn vorbereitet wird, ist der Dorn bevorzugt drehbar befestigt und zylinderförmig, wobei seine Längsachse in einer Vertikalrichtung ausgerichtet ist. Eine Mehrzahl von Titankeilelementen wird in einer Längsrichtung auf die Außenoberfläche des Dorns mit einem geeigneten lösbaren Klebstoff aufgebracht, um eine erste Schicht aus Titanfolie auszubilden. Jedes Keilelement wird auf dem Laminierungsdorn positioniert, wobei die Längsachse des Keilelements im Wesentlichen parallel zur Längsachse des Laminierungsdorns ist. In einigen Folienschichten können die Keilelemente in der Form von Ringen, welche sich um den Umfang des Dorns erstrecken, sein, wie oben erörtert. Die Keilelemente werden nacheinander um den Umfang des Laminierungsdorns in einer Kante-an-Kante-Beziehung (aneinanderstoßend verbunden) aufgebracht, um eine glatte, durchgängige Titanfolienschicht auszubilden, die den Auflagedorn überdeckt. Ein Kohlenstoffprepregstreifen (oder, wie erforderlich, ein anderes Prepreg) wird dann in einer Richtung schräg zum Dorn und bevorzugt schraubenförmig ausgerichtet relativ zum Dorn um den sich drehenden Dorn gewickelt, bis eine erste Ringlage aus Verbundwerkstoff über der Folienschicht gebildet worden ist. Klarerweise können, wie erforderlich, auch andere Lagenausrichtungen aufgebracht werden. Eine zweite Schicht aus Titanfolie kann dann auf die Verbundstoffschicht aufgebracht werden, gefolgt von einer anderen Lage oder von anderen Lagen aus Verbundwerkstoff, gefolgt von einer Abschlusschicht aus Titanfolie. Falls das Hybridlaminat eine Kernstruktur umfasst, wird der Kern in geeignet gekrümmten und geeignet großen Elementabschnitten hergestellt, welche mit Klebstoffen aufgebracht werden, um über die zylinderförmigen Laminatabschnitte zu passen, welche bereits auf dem Dorn abgelegt sind. Der Kern wird so mit der darunter liegenden Laminatstruktur verbunden. Danach werden weitere Schichten aus Verbundwerkstoff und Titanfolie über dem Kern gebildet, wie oben erläutert.
Zur Verwendung mit Laminierungsdornen, welche andere Geometrien aufweisen, weisen die Keilelemente bevorzugt andere Formen auf. Zum Beispiel würden bei einem kegelförmigen Dorn die Keilelemente bevorzugt eine Trapezform aufweisen, d. h. ein Ende der Keilelemente wäre breiter als das andere Ende. So wären, wenn die Keilelemente in einer Kante-an-Kante-Beziehung auf einen kegelförmigen Dorn gelegt werden, die breiteren Enden nahe bei der Basis der Kegelform. Geeigneterweise, aber nicht notwendigerweise, würde zur Ausbildung einer glatten Titanfolienschicht jedes Keilelement daher eine näherungsweise gleiche Fläche des Dorns überdecken. Entsprechend umfasst ein Schneiden der Folie in Keilelemente ein Vorherberechnen der Form der Keilelemente, so dass jedes Keilelement eine näherungsweise gleiche Fläche des Dorns überdeckt. Daher bilden die Keilelemente ein glatte Titanfolienschicht, wenn die Keilelemente in einer Kante-an-Kante-Beziehung auf dem Dorn platziert werden.
Alternativ können die Hybridlaminate auch manuell oder mit Maschine auflaminiert werden. Unter diesen Bedingungen werden die Schichten aus Folie und Prepreg mit einer mittleren Kernstruktur oder anderen Verstärkung manuell übereinander gestapelt, um ein flaches oder gebogenes Laminat anzufertigen. Danach wird die gestapelte Struktur in einem Vakuumbeutel eingeschlossen, wobei die Schichten nicht aneinander anhaften, und ein Vakuum wird erzeugt, was bewirkt, dass der Atmosphärendruck die Schichten gegeneinander zusammendrückt. Dies hält die Schichten an ihrem Platz, so dass sie zu einem Autoklaven, einer Presse oder einem Ofen zum Härten des Harzes transportiert werden können. Bei geeignetem Erwärmen des Harzes werden die gestapelten Schichten und der Kern aneinander geklebt und in das erfindungsgemäße Hybridlaminat verfestigt.
5 zeigt in einem schematischen Querschnitt und in vereinfachter Form eine typische erfindungsgemäße Hautaufpolsterung, welche an Verbindungen verwendet wird, um das Hybridlaminat zur Aufnahme von Befestigungen zu verstärken. Anders als Verbindungslaminierungen nach dem Stand der Technik beeinflusst die erfindungsgemäße Laminierung nicht die grundlegende Hautlamininerung, wie sie oben beschrieben ist. Beim gezeigten Ausführungsbeispiel umfasst die Laminierung, welche üblicherweise an beiden Seiten eines mittleren Kerns des Hybridlaminats wiederholt wird, äußere Titanfolien 10, zwischen welchen drei Schichten aus Verbundstoff angeordnet sind, die durch zwei Zwischentitanfolienschichten 10 getrennt sind. Jede der Verbundstoffschichten besteht aus drei Lagen. Um das Hybridlaminat an Verbindungen zu verstärken, sind zusätzliche Titanfolien zwischen jede der Verbundstofflagen geschachtelt. Wie gezeigt ist die Struktur der Laminierung, welche die Verbindungen umgibt, somit auf alternierenden Lagen aus Verbundstoff und Schichten aus Titanfolie aufgebaut. Dies stellt eine Struktur mit hoher Festigkeit zur Aufnahme von Befestigungen bereit, um Belastungen zwischen verbundenen Komponenten des Flugzeugs zu übertragen.
Wenn die Laminierungen zur Verbindung miteinander durchbohrt werden, ist die „Open Hole"-Kompressionsfestigkeit der Laminierungen wenigstens ungefähr 340 MPa (50 ksi). In bestimmten Ausführungsbeispielen der Laminierungen kann die Festigkeit bis zu wenigstens ungefähr 550 MPa (80 ksi) und in anderen bis zu wenigstens ungefähr 1,4 Gpa (200 ksi) reichen. Auch ist die „Open-Hole"-Zugfestigkeit größer als ungefähr 55% der uneingekerbten äußersten Zugfestigkeit der Laminierung.
Die Laminierungen der erfindungsgemäßen Hybridlaminate weisen hohe „Open Hole"-Zug- und Kompressionsfestigkeit auf, wodurch sie eine mechanische Verbindung von Hybridlaminaten miteinander erleichtern, während sie das Potential für Risswachstum minimieren, welches von den Durchbohrungen in den Laminaten ausgeht, wo Kräfte konzentriert sind. Wenn der Verbundstoffvolumenanteil der Laminierung weniger als 50% ist, dann ist die „Open Hole"-Zugfestigkeit der Laminierung im Bereich von ungefähr 1,0 bis ungefähr 1,5 GPa (150 bis ungefähr 220 ksi). Wenn jedoch der Verbundstoffvolumenanteil der Laminierung im Bereich von ungefähr 50 bis ungefähr 80% ist, dann nimmt die „Open Hole"-Zugfestigkeit bis zu einem Wert innerhalb des Be reichs von ungefähr 1,4 bis ungefähr 2,4 GPa (200 bis ungefähr 350 ksi) zu.
Die „Open Hole"-Kompressionfestigkeit der Laminierung hängt von der in den Verbundstoffen verwendeten Verstärkungsfaserart ab. So weisen z.B. erfindungsgemäße Laminierungen mit Kohlenstofffaserverstärkung „Open Hole"-Kompressionsfestigkeiten im Bereich von ungefähr 0,55 bis ungefähr 0,90 GPa (80 bis ungefähr 125 ksi) auf. Wenn jedoch Borfasern, HYBOR oder Siliziumkarbidfasern verwendet werden, dann nimmt die „Open Hole"-Kompressionsfestigkeit der Laminierung bis zu mehr als 1,2 GPa (180 ksi) zu.
Die erfindungsgemäßen Hybridlaminate weisen eine erhöhte äußerste Zugfestigkeit und äußerste Kompressionsfestigkeit auf. Tatsächlich übersteigt, wenn die erfindungsgemäßen Laminierungen in der Hauptfaserausrichtungsrichtung beladen werden, die äußerste Zugfestigkeit der Laminierungen 51 kPa/kg/m³ (2 × 10⁶ psi/lb/in³), und die äußerste Druckfestigkeit übersteigt 38 kPa/kg/m³ (1,5 × 10⁶ psi/lb/in³). Folglich sind erfindungsgemäße Hybridlaminatstrukturen besonders zur Verwendung bei der Struktur eines zivilen Überschallgeschwindigkeitsverkehrsflugzeugs geeignet.
Während sich die obige Beschreibung auf die Verwendung von erfindungsgemäßen Hybridlaminaten bei einem Flugzeug, insbesondere bei einem Überschallgeschwindigkeitsflugzeug konzentriert hat, ist es klar, dass die Laminate in einer Vielfalt von anderen Anwendungen nützlich sind, welche ein leichtes Material mit hohem Festigkeit-zu-Gewicht-Verhältnis erfordern, welches einige der anderen oben erörterten verbesserten Eigenschaften aufweisen kann.

Claims

Hybridlaminat umfassend: (a) ein Paar von Laminierungen, jede umfassend: (i) eine Betatitanlegierungsfolienschicht (10), umfassend aneinanderstoßend verbundene Folien, jede mit einer Dicke im Bereich von circa 0,25 (0,01) bis circa 0,08 mm (0,003 Inch); und (ii) eine Schicht aus einem polymeren Verbundstoff, welche mit einer Seite der Folienschicht verbunden ist, wobei die Schicht wenigstens eine Lage (12, 14) umfasst, die eine Matrix aus einem Polymer umfasst, wobei das Polymer widerstandsfähig gegenüber wiederholter Einwirkung von Temperaturen von wenigstens 175°C (350°F) ist, wobei der Verbundstoff in der Matrix eingebettete parallel ausgerichtete Fasern aufweist; und (b) eine mittlere leichte Kernstruktur (40), z. B. einen Wabenkern, wobei mit jeder Seite der Kernstruktur eine von dem Paar von Laminierungen verbunden ist, um ein symmetrisches Hybridlaminat auszubilden.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei das Polymer ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Polyaryletherketon, Polyetheretherketon, Polyimiden, Polyarylethersulfon, Dianhydrid-3,4'-Oxydianilin und funktionalen Derivaten derselben.
Hybridlaminat nach Anspruch 1 oder 2, wobei wenigstens eine Lage (12, 14) von circa 0,13 (0,005) bis circa 0,8 mm (0,03 Inch) dick ist.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei die Schichten aus Metallfolie (10) zu einer Fließdehnung von größer als 1% wärmebehandelt sind.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die Metallfolie (10) vorbehandelt ist, um eine verbesserte Oberfläche zum Verbinden mit dem Harz der organischen polymeren Verbundstoffschicht (12, 14) zu erzeugen.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die Faser ausgewählt ist aus der Gruppe bestehend aus Kohlenstofffasern und Borfasern.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die parallel ausgerichteten Fasern jeweils im Wesentlichen durchgängige Fasern sind.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die „Open Hole"-Spannung größer als circa 55% der uneingekerbten äußersten Festigkeit des Verbundstoffs ist.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die „Open Hole"-Kompressionsfestigkeit des Verbundstoffs wenigstens circa bis zu 350 MPa (50 Ksi) ist.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei die Metallfolie (10) eine Titanlegierung umfasst, und wobei eine Risswachstumsrate nach einer Risseinleitung im Hybridlaminat weniger als circa 0,2% der Risswachstumsrate der Titanlegierung in monolithischer Form ist.
Hybridlaminat nach Anspruch 1, wobei eine Mehrheit der parallel ausgerichteten Fasern des Hybridlaminats in einer gemeinsamen Richtung ausgerichtet sind.
Flugzeughautfeld, wobei das Feld umfasst: (a) eine mittlere leichte Kernstruktur (40), z. B. einen Wabenkern; und (b) eine Laminierung, welche mit einer Außenoberfläche der mittleren leichten Kernstruktur (40) verbunden ist, wobei die Laminierung umfasst: (i) eine Betatitanlegierungsfolienschicht (10), welche aneinanderstoßend verbundene Folien umfasst, jede mit einer Dicke im Bereich von circa 0,25 (0,01) bis circa 0,08 mm (0,003 Inch); und (ii) eine Schicht aus einem polymeren Verbundstoff, welche mit einer Seite der Folienschicht verbunden ist, wobei die Schicht wenigstens eine Lage (12, 14) umfasst, die eine Matrix aus einem Polymer umfasst, wobei das Polymer widerstandsfähig gegenüber einer wiederholten Einwirkung von Temperaturen von wenigstens 175°C (350°F) ist, wobei der Verbundstoff in der Matrix eingebettete parallel ausgerichtete Fasern aufweist.
Flugzeughautfeld nach Anspruch 12, wobei eine Außenschicht der Laminierung die Titanlegierungsfolienschicht (10) umfasst, wobei die Außenschicht mit der wenigstens einen Lage (12, 14) unterhalb derselben verbunden ist.
Flugzeughautfeld nach Anspruch 12, umfassend ein Hybridlaminat nach einem der Ansprüche 1–11.
Flugzeughautfeld nach Anspruch 12, 13 oder 14, wobei die äußerste Zugfestigkeit circa 51 kPa/kg/m³ (2 × 10⁶ psi/lb/in³) übersteigt.
Flugzeughaut nach einem der Ansprüche 12–15, wobei die äußerste Druckfestigkeit circa 38 kPa/kg/m³ (1,5 × 10⁶ psi/lb/in³) übersteigt.