WO2009095335A2 - Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug - Google Patents

Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug Download PDF

Info

Publication number
WO2009095335A2
WO2009095335A2 PCT/EP2009/050600 EP2009050600W WO2009095335A2 WO 2009095335 A2 WO2009095335 A2 WO 2009095335A2 EP 2009050600 W EP2009050600 W EP 2009050600W WO 2009095335 A2 WO2009095335 A2 WO 2009095335A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fiber composite
fibers
composite component
electrically conductive
conductive fibers
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/EP2009/050600
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2009095335A4 (de
WO2009095335A3 (de
Inventor
Hauke Lengsfeld
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Priority to US12/865,363 priority Critical patent/US9669937B2/en
Priority to BRPI0907617-4A priority patent/BRPI0907617A2/pt
Priority to CN2009801033067A priority patent/CN101970217A/zh
Priority to JP2010544664A priority patent/JP2011511732A/ja
Priority to EP09705828A priority patent/EP2242639A2/de
Priority to CA2712374A priority patent/CA2712374A1/en
Publication of WO2009095335A2 publication Critical patent/WO2009095335A2/de
Publication of WO2009095335A3 publication Critical patent/WO2009095335A3/de
Publication of WO2009095335A4 publication Critical patent/WO2009095335A4/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/88—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced
    • B29C70/882—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced partly or totally electrically conductive, e.g. for EMI shielding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/88—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced
    • B29C70/882—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced partly or totally electrically conductive, e.g. for EMI shielding
    • B29C70/885—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced partly or totally electrically conductive, e.g. for EMI shielding with incorporated metallic wires, nets, films or plates
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • Fiber composite component for an aircraft or spacecraft
  • the present invention relates to a fiber composite component for an aircraft or spacecraft.
  • CFRP carbon fiber plastic
  • fiber composite components are widely used in aircraft construction. They are produced, for example, by vacuum infusion processes for introducing a matrix, for example an epoxy resin, into semi-finished fiber products and subsequent curing. Infusion methods may be cost effective over other known methods of making fiber composite components, such as the prepreg method, because this allows for the use of less expensive semi-finished fiber products.
  • a matrix for example an epoxy resin
  • Certain areas such as tread lobes or wing leading edges and / or surfaces of the wings, may freeze under certain environmental conditions and significantly alter the buoyancy and weight of the aircraft.
  • Measures against icing are, for example, systems that have a profile nose with inflatable areas for breaking off icing.
  • Other devices use electrical heating elements that are powered either directly or indirectly (inductively) with electrical energy.
  • Still other solutions are to heat air through a variety of Blow openings in the component onto the surface. All these solutions have in common that they add on the one hand additional weight through cables and devices to the aircraft and / or on the other hand cause additional costs in the production.
  • the object of the present invention is to provide a fiber composite component in order to remedy or substantially reduce the abovementioned disadvantages.
  • a fiber composite component for an aircraft or spacecraft is provided with at least partially arranged electrically conductive fibers.
  • the electrically conductive fibers may be coupled to an electrical energy source for current application to heat the fibers and / or to measure the electrical resistance of the fibers.
  • a basic idea of the invention is to use carbon fibers, natural fibers, boron fibers and / or glass fibers, which are coated with a metallic layer, as conductive material in prepreg or infusion components. Due to the metallization, the fibers have good electrical conductivity.
  • the material can be processed in tape laying processes (ATL, AFP), which are also used with other materials for the fiber composite component.
  • the electrical energy source can be designed to provide a previously determinable electrical power for heating the at least partially electrically conductive fibers.
  • the electrical energy can be taken from the on-board power supply of the aircraft or spacecraft.
  • an indirect coupling of the electrical energy source with the at least partially electrically conductive fibers is possible by means of an inductive coupling having, for example, induction loop lines, which are installed on or in the fiber composite component with ..
  • the electrical energy source can be designed to provide a previously determinable measurement current and / or a previously determinable measurement voltage and be coupled to a measuring device for measuring external force effects caused length changes of at least partially electrically conductive fibers.
  • a measuring device for measuring external force effects caused length changes of at least partially electrically conductive fibers.
  • the at least partially electrically conductive fibers are designed for coupling to a lightning protection system of an aircraft and spacecraft.
  • the metallized material can be offered in different basis weights just like today's prepreg or dry materials.
  • FIG. 1 is a perspective view of an embodiment of a fiber composite component according to the invention as a wing section of an aircraft or spacecraft.
  • 2 is an enlarged schematic sectional view taken along line AA of FIG. 1 ;
  • FIG 3 shows an enlarged cross-sectional view of an embodiment of an electrically conductive fiber with a metallic layer.
  • FIG. 1 shows a perspective view of an exemplary embodiment of a fiber composite component 1 according to the invention as the wing section of an aircraft or spacecraft (not shown).
  • the airfoil section has a specific profile in the illustrated cross-section 15 with a front edge 1 and a surface 3 surrounding the cross-section 15.
  • the wing section is completely surrounded by air during operation of the aircraft or spacecraft, with its front edge 2 and certain areas of its surface 3 can freeze under certain environmental conditions.
  • the fiber composite component 1 has in the associated surface 3 electrically conductive fibers 6 (see FIG 2), which are connected to an electrical energy source, for example the electrical system of the aircraft or spacecraft, for generating heat.
  • This connection can be switchable depending on the environmental conditions, for example, several parameters ⁇ air flow velocity, pressure and temperature) as an input. flow sizes are used.
  • connection can be made directly via connecting lines, not shown, or indirectly via an induction element 14, which is arranged within the fiber composite component 1 corresponding to the respective areas to be heated.
  • the electrically conductive fibers 6 in the respective regions can also be connected or connectable to an electrical energy source which is designed to supply a measuring current with which a resistance of electrically conductive fibers 6 can be measured.
  • the electrically conductive fibers 6 may be arranged in the longitudinal regions 11 in the longitudinal direction or in the transverse regions 12 in the transverse direction of the fiber composite component 1, in order to determine loads corresponding to these directions, which are generated by acting forces. These forces change their resistance by changing the length of the electrically conductive fibers 6, which can be used in a suitable connected measuring device with processing of the resistance values for the load indication of specific areas.
  • Fig. 2 is an enlarged schematic sectional view taken along line A-A of FIG. 1 of the fiber composite component 1 is illustrated.
  • the fiber composite component 1 consists of several layers, which are shown here schematically as lower standard layers 5 and upper layers 4 on the surface 3.
  • the electrically conductive fibers 6 extend in the upper layers in the longitudinal direction of the fiber composite component 1, as shown in Fig. 1. Other directions are of course possible. borrowed.
  • FIG. 3 An example of such an electrically conductive fiber 6 is shown in FIG. 3 in an enlarged cross section.
  • a fiber 7, for example made of carbon or glass, is coated with a layer of adhesion promoter 8, which ensures adhesion of a metallic layer 9 to the entire circumference of the fiber 7.
  • This metallic layer can be applied in different methods, which will not be explained here.
  • the material is preferably a metal or a metallic alloy with good electrical conductivity.
  • a microwave generator can also be used.
  • the electrically conductive fibers 6 can be arranged both unidirectional (UD tape) and in tissue formation. In a tissue resistance measurements are also possible in other directions relative to the longitudinal and transverse axis of the fiber composite component 1.
  • a good conductivity of the entire corresponding region in particular in the case of coupling to a lightning protection system, can be achieved in that the fibers 6 adjacent to each other and touching each other, which is also possible for example in a woven tape.
  • the electrically conductive fibers 6 can also be arranged additionally or only within the standard layers 5 or on the inner surface of the fiber composite component 1. In slats and flaps offer the electrically conductive fibers 6 special weight and space advantages.
  • a fiber composite component 1 for an aircraft or spacecraft which at least partially has electrically conductive fibers 6, the fibers 6 are coupled to an electrical energy source for a current supply for heating the fibers 6 and / or for measuring the electrical resistance of the fibers 6 ,

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Bei einem Faserverbundbauteil (1) für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähige Fasern (6) aufweist, sind die Fasern (6) für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern (6) und/ oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern (6) mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt.

Description

Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug.
Obwohl auf beliebige Faserverbundbauteile anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Problematik nachfolgend mit Bezug auf Kohlefaserkunststoff (CFK) -Bauteile (auch als Faserverbundbauteile bezeichnet), beispielsweise Rumpf, Flügel, Seitenleitwerk eines Flugzeugs, näher erläutert.
Die Verwendung von Faserverbundbauteilen ist im Flugzeugbau weit verbreitet. Sie werden zum Beispiel durch Vakuuminfusionsverfahren zum Einbringen einer Matrix, beispielsweise eines Epoxidharzes, in Faserhalbzeuge und nachfolgendem Härten hergestellt. Infusionsverfahren können gegenüber anderen bekannten Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen, wie beispielsweise dem Prepreg-Verfahren, kostengünstig sein, weil dies die Verwendung von kostengünstigeren Faserhalbzeugen erlaubt.
Bestimmte Bereiche, wie beispielsweise Profilnasen bzw. Flügelvorderkanten und/oder Oberflächen der Flügel, können bei bestimmten Umgebungsbedingungen vereisen und den Auftrieb und das Gewicht des Luftfahrzeugs erheblich verändern. Maßnahmen gegen Vereisung sind zum Beispiel unter anderem Systeme, die eine Profilnase mit aufblasbaren Bereichen zum Absprengen von Vereisungen besitzen. Andere Vorrichtungen verwenden elektrische Heizelemente, die entweder direkt oder indirekt (induktiv) mit elektrischer Energie versorgt werden. Noch weitere Lösungen bestehen darin, Warmluft durch eine Vielzahl von Öffnungen in dem Bauteil auf die Oberfläche auszublasen. All diesen Lösungen ist gemein, dass sie einerseits zusätzliches Gewicht durch Zuleitungen und Vorrichtungen dem Luftfahrzeug zufügen und/oder andererseits Zusatzkosten bei der Herstellung verursachen.
Vor diesem Hintergrund liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Faserverbundbauteil bereitzustellen, um die oben genannten Nachteile zu beheben bzw. erheblich zu reduzieren.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Faserverbundbauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
Demgemäß wird ein Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit zumindest abschnittsweise angeordneten elektrisch leitfähigen Fasern bereitgestellt. Die elektrisch leitfähigen Fasern können für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt sein.
In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der vorliegenden Erfindung.
Eine grundlegende Idee der Erfindung besteht darin, Kohlenstofffasern, Naturfasern, Borfasern und/oder Glasfasern, die mit einer metallischen Schicht überzogen sind, als leitfähiges Material in Prepreg- oder Infusionsbauteilen einzusetzen. Auf Grund der Metallisierung weisen die Fasern gute elektrische Leitfähigkeit auf. Das Material kann in Tapelegeprozes- sen (ATL, AFP) verarbeitet werden, die auch mit anderem Material für das Faserverbundbauteil Verwendung finden.
Somit weist die vorliegende Erfindung gegenüber den eingangs genannten Ansätzen unter anderem den Vorteil auf, dass der extrem dünne metallische Überzug Gewichtsvorteile bietet. Die elektrische Energiequelle kann zur Bereitstellung einer vorher festlegbaren elektrischen Leistung zur Erwärmung der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern ausgelegt sein. Zum Beispiel kann die elektrische Energie der Bordenergieversorgung des Luft- oder Raumfahrzeugs entnommen werden. Auch eine indirekte Kopplung der elektrischen Energiequelle mit den zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern ist mittels einer induktiven Kopplung möglich, welche zum Beispiel Induktionsschleifenleitungen aufweist, die an oder in dem Faserverbundbauteil mit installiert sind..
Die elektrische Energiequelle kann zur Bereitstellung eines vorher festlegbaren Messstroms und/oder einer vorher festlegbaren MessSpannung ausgebildet und mit einer Messeinrichtung zur Messung von äußeren Krafteinwirkungen bewirkten Längenänderungen der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern gekoppelt sein. So ist es möglich, je nach Anschluss und Anordnung der leitfähigen Fasern in dem Faserverbundbauteil, den Widerstand des Metallüberzugs der leitfähigen Fasern in Abhängigkeit von einer aufgebrachten Kraft bei Betrieb des Luft- oder Raumfahrzeugs in allen Betriebszuständen zu messen und daraus zum Beispiel die Belastung des Bauteils bzw. bestimmter Abschnitte des Bauteils zu beurteilen, dem Luftfahrzeugführen anzuzeigen und/oder automatisch geeignete Maßnahmen zur Beherrschung der jeweiligen Belastungssituation einzuleiten.
In einer alternativen Ausführung ist es vorgesehen, dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern zur Ankopplung an ein Blitzschutzsystem eines Luft- und Raumfahrzeugs ausgebildet sind.
Nach heutigem Stand der Technik wird zum Blitzschutz bei Luft- oder Raumfahrzeugen mit derartigen Verbundbauteilen ein mit Harz vorimprägniertes Kupfer- oder Bronzemesh oder -folie als erste Lage in das Verbundbauteil eingebracht. EP 0 248 122 Bl gibt dazu Beispiele an. Bei Prepregbauteilen macht sich die Dicke des Materials {im Vergleich zum Kohlefaser- Prepreg) insbesondere bei Überlappungen negativ bemerkbar. Hier kommt es vielfach zur Ausbildung von Falten oder Wellen, die zu Nacharbeiten führen. Hinzu kommt das relativ hohe Gewicht des Mesh. Die Handhabung des Mesh-Materials erfordert besondere Umsicht, da ein Knicken oder Aufrollen größerer Zuschnitte ebenfalls zu massiven Wellen im Bauteil führen kann. Das Material kann bisher nur von Hand verarbeitet werden. Durch die vorliegende Erfindung können diese Nachteile überwunden werden.
Ferner ist eine Kombination von Gewebe- oder UD-Prepreg mit metallisierten Fasern auf der Oberfläche des Verbundbauteils denkbar. So kann Strukturfestigkeit über das Langfasermaterial, gute Leitfähigkeit für Erwärmung, gute Verteilung der Blitzschlagenergie im Falle eines Anschlusses an ein Blitzschutzsystem, und durch unterschiedliche Ausrichtung der elektrisch leitfähigen Fasern in Bezug auf Längs- und Querachsen des Faserverbundbauteils eine Belastung desselben über den Widerstand der metallischen Schichten der Fasern in unterschiedlichen Richtungen ermittelt werden.
Genauso ist eine Kombination mit Glasgeweben möglich. Das metallisierte Material kann genau wie heutige Prepreg- oder Trockenmaterialien in verschiedenen Flächengewichten angeboten werden.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
Von den Figuren zeigen:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils als Tragflächenabschnitt eines Luftoder Raumfahrzeugs ; Fig. 2 eine vergrößerte schematisierte Schnittansicht längs Linie A-A nach Fig . 1 ; und
Fig. 3 eine vergrößerte Querschnittsansicht eines Aus- führυngsbeispiels einer elektrisch leitfähigen Faser mit einer metallischen Schicht.
In den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Ausführungs- beispiels eines erfindungsgemäßen Faserverbundbauteils 1 als Tragflächenabschnitt eines Luft- oder Raumfahrzeugs (nicht dargestellt) .
Der Tragflächenabschnitt weist ein bestimmtes Profil im gezeigten Querschnitt 15 mit einer Vorderkante 1 und einer um den Querschnitt 15 umlaufenden Oberfläche 3 auf. Der Tragflächenabschnitt wird bei Betrieb des Luft- oder Raumfahrzeugs vollständig von Luft umströmt, wobei seine Vorderkante 2 und bestimmte Bereiche seiner Oberfläche 3 bei bestimmten Umgebungsbedingungen vereisen können. In diesen Bereichen, zum Beispiel in einem Anströmbereich 10 der Vorderkante 2 {im Querschnitt schraffiert) , einem oder mehreren Längs- oder Querbereichen 11, 12 oder in Bereichsfeldern 13, weist das Faserverbundbauteil 1 in der zugehörigen Oberfläche 3 elektrisch leitfähige Fasern 6 (siehe Fig. 2) auf, die mit einer elektrischen Energiequelle, zum Beispiel dem elektrischen Bordnetz des Luft- oder Raumfahrzeugs, zur Erzeugung von Wärme in Verbindung stehen.
Diese Verbindung kann in Abhängigkeit von den Umgebungsbedingungen schaltbar sein, wobei zum Beispiel mehrere Parameter {Luftströmungsgeschwindigkeit, Druck und Temperatur) als Ein- flussgrößen verwendet werden.
Diese Verbindung kann direkt über nicht gezeigte Anschluss- leitungen oder indirekt über ein Induktionseiement 14 erfolgen, welches innerhalb des Faserverbundbauteils 1 korrespondierend zu den jeweiligen zu erwärmenden Bereichen angeordnet ist.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 (siehe Fig. 2) in den jeweiligen Bereichen können auch mit einer elektrischen Energiequelle verbunden bzw. verbindbar sein, die zur Lieferung eines Messstroms ausgebildet ist, mit welchem ein Widerstand elektrisch leitfähiger Fasern 6 messbar ist. Dazu können die elektrisch leitfähigen Fasern 6 in den Längsbereichen 11 in Längsrichtung oder in den Querbereichen 12 in Querrichtung des Faserverbundbauteils 1 angeordnet sein, um korrespondierend zu diesen Richtungen Belastungen zu ermitteln, die durch angreifende Kräfte erzeugt werden. Diese Kräfte verändern durch Veränderung der Länge der elektrisch leitfähigen Fasern 6 deren Widerstand, was in einer geeigneten angeschlossenen Meεseinrichtung mit Verarbeitung der Widerstandswerte zur Belastungsanzeige bestimmter Bereiche benutzt werden kann.
Es können hierzu auch einzelne Teilbereiche, die hier nur schematisch als Bereichsfelder 13 angedeutet sind, verwendet werden .
In Fig. 2 ist eine vergrößerte schematisierte Schnittansicht längs Linie A-A nach Fig. 1 des Faserverbundbauteils 1 illustriert .
Das Faserverbundbauteil 1 besteht aus mehreren Schichten, die hier schematisch als untere Standardschichten 5 und Oberschichten 4 an der Oberfläche 3 dargestellt sind. Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 verlaufen in den Oberschichten in Längsrichtung des Faserverbundbauteils 1, wie in Fig. 1 dargestellt ist. Andere Richtungen sind selbstverständlich mög- lieh.
Ein Beispiel einer derartigen elektrisch leitfähigen Faser 6 zeigt Fig. 3 in einem vergrößerten Querschnitt. Eine Faser 7, zum Beispiel aus Kohlenstoff oder Glas, ist mit einer Schicht aus Haftvermittler 8 beschichtet, welcher eine Anhaftung einer metallischen Schicht 9 an dem gesamten Umfang der Faser 7 sicherstellt. Diese metallische Schicht kann in unterschiedlichen Verfahren aufgebracht werden, die hier nicht erläutert werden sollen. Das Material ist vorzugsweise ein Metall oder eine metallische Legierung mit guten elektrischen Leiteigenschaften.
Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.
Beispielsweise kann anstelle des Induktionselementes auch ein Mikrowellengenerator Verwendung finden.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 können sowohl unidirekti- onal (UD~Tape) als auch in Gewebeformation angeordnet sein. Bei einem Gewebe sind Widerstandsmessungen auch in anderen Richtungen relativ zur Längs- und Querachse des Faserverbundbauteils 1 möglich.
Eine gute Leitfähigkeit des gesamten korrespondierenden Bereiches, insbesondere im Fall von Ankopplung an ein Blitzschutzsystem, kann dadurch erreicht werden, dass sich die Fasern 6 nebeneinander und übereinander berühren, was auch zum Beispiel bei einem gewebten Band möglich ist.
Die elektrisch leitfähigen Fasern 6 können auch zusätzlich oder nur innerhalb der Standardschichten 5 oder an der Innenfläche des Faserverbundbauteils 1 angeordnet sein. Bei Vorflügeln und Klappen bieten den elektrisch leitfähigen Fasern 6 besondere Gewichts- und Raumvorteile.
Bei einem Faserverbundbauteil 1 für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähige Fasern 6 aufweist, sind die Fasern 6 für eine Strombeauf- schlagung zur Erwärmung der Fasern 6 und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern 6 mit einer elektrischen Energiequel1e gekoppelt .
B e z u g s z e i c h e n l i s t e
Faserverbundbauteil Vorderkante Oberfläche Oberschichten Standardschichten Elektrisch leitfähige Fasern Faser Haftvermittler Metallische Schicht Anströmbereich Längsbereich Querbereich Bereichsfeld Induktionselement Querschnitt

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e
1. Faserverbundbauteil (1) für ein Luft- oder Raumfahrzeug, welches elektrisch leitfähige Fasern (6) zumindest abschnittsweise aufweist, die für eine Strombeaufschlagung zur Erwärmung der Fasern (6) und/oder zur Messung des elektrischen Widerstands der Fasern (6) mit einer elektrischen Energiequelle gekoppelt sind.
2. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , dass die Fasern (6) aus einem elektrisch leitfähigen Material bestehen und/oder mit einer metallischen Schicht (9) überzogen sind
3. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , dass die Fasern (6) Kohlenstofffasern, Naturfasern, Borfasern und/oder Glasfasern aufweisen.
4. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle zur Bereitstellung einer vorher festlegbaren elektrischen Leistung zur Erwärmung der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) ausgelegt ist.
5. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , dass die indirekte Kopplung der elektrischen Energiequelle mit den zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) eine induktive Kopplung ist.
6. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle zur Bereitstellung eines vorher festlegbaren Messstroms und/oder einer vorher festlegbaren Messspannung ausgebildet ist.
7. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , dass die elektrische Energiequelle mit einer Messeinrichtung zur Messung von äußeren Krafteinwirkungen bewirkten Längenänderungen der zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) gekoppelt ist.
8. Faserverbundbauteil (1) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , dass die Messeinrichtung zur Widerstandsmessung der metallischen Schichten (9) der Fasern (6) ausgebildet ist,
9. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) zur Ankopplung an ein Blitzschutzsystem eines Luft- und Raumfahrzeugs ausgebildet sind.
10. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (1) zumindest teilweise in Oberschichten (4) des Faserverbundbauteils (1) angeordnet sind.
11. Faserverbundbauteil (1) nach zumindest einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass das Faserverbundbauteil (1) aus Prepreg- und/oder Infusionsbauteilen hergestellt ist, die zumindest abschnittsweise elektrisch leitfähigen Fasern (6) als uni- direktionales Band oder/und Gewebeband aufweisen.
PCT/EP2009/050600 2008-01-29 2009-01-20 Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug Ceased WO2009095335A2 (de)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/865,363 US9669937B2 (en) 2008-01-29 2009-01-20 Fiber composite part for an aircraft or spacecraft
BRPI0907617-4A BRPI0907617A2 (pt) 2008-01-29 2009-01-20 Peça de compósito de fibras para uma aeronave ou espaçonave
CN2009801033067A CN101970217A (zh) 2008-01-29 2009-01-20 用于航空器或者航天器的纤维复合物部件
JP2010544664A JP2011511732A (ja) 2008-01-29 2009-01-20 航空機または宇宙機のための繊維複合構成材
EP09705828A EP2242639A2 (de) 2008-01-29 2009-01-20 Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug
CA2712374A CA2712374A1 (en) 2008-01-29 2009-01-20 Fiber composite part for an aircraft or spacecraft

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US2428408P 2008-01-29 2008-01-29
DE102008006523.4 2008-01-29
DE102008006523A DE102008006523A1 (de) 2008-01-29 2008-01-29 Faserverbundbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
US61/024,284 2008-01-29

Publications (3)

Publication Number Publication Date
WO2009095335A2 true WO2009095335A2 (de) 2009-08-06
WO2009095335A3 WO2009095335A3 (de) 2009-09-24
WO2009095335A4 WO2009095335A4 (de) 2009-11-19

Family

ID=40794520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2009/050600 Ceased WO2009095335A2 (de) 2008-01-29 2009-01-20 Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9669937B2 (de)
EP (1) EP2242639A2 (de)
JP (1) JP2011511732A (de)
CN (1) CN101970217A (de)
BR (1) BRPI0907617A2 (de)
CA (1) CA2712374A1 (de)
DE (1) DE102008006523A1 (de)
RU (1) RU2010133888A (de)
WO (1) WO2009095335A2 (de)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9004407B2 (en) * 2008-12-24 2015-04-14 Middle River Aircraft Systems Anti-icing system and method for preventing ice accumulation
US8231080B2 (en) 2009-02-26 2012-07-31 The Boeing Company Distributing power in systems having a composite structure
DE102011119844A1 (de) * 2011-05-26 2012-12-13 Eads Deutschland Gmbh Verbundstruktur mit Eisschutzvorrichtung sowie Herstellverfahren
DE102012002132A1 (de) 2012-02-03 2013-08-08 Airbus Operations Gmbh Vereisungsschutzsystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Betreiben eines Vereisungsschutzsystems
FR2988639B1 (fr) * 2012-04-02 2014-06-13 Hexcel Reinforcements Materiau aux proprietes de conductivite ameliorees pour la realisation de pieces composites en association avec une resine
US9072184B2 (en) 2012-10-24 2015-06-30 The Boeing Company Carbon fiber spacecraft panel with integral metallic foil power return
GB2513652A (en) * 2013-05-03 2014-11-05 Rolls Royce Plc Vehicle composite structure
US9463879B2 (en) * 2014-03-03 2016-10-11 The Boeing Company Systems and methods for predicting and controlling ice formation
GB2531522B (en) * 2014-10-20 2018-05-09 Bae Systems Plc Strain sensing in composite materials
FR3028205B1 (fr) * 2014-11-10 2018-01-05 Airbus Operations Procede de fabrication d'un panneau en materiau composite integrant une protection contre la foudre et panneau en materiau composite fabrique selon ledit procede
DE102015112302B4 (de) 2015-07-28 2025-01-23 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Halbzeugs
CN107323648A (zh) * 2017-06-22 2017-11-07 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 复合材料飞机的传导金属网络
FR3081367A1 (fr) * 2018-05-24 2019-11-29 Airbus Operations Procede d'assemblage par soudage d'au moins deux pieces en materiau composite et assemblage de pieces en materiau composite ainsi obtenu
CN111731485B (zh) * 2020-07-03 2021-09-03 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种自主间歇式除冰装置及其安装方法和除冰方法
CN116750194B (zh) * 2023-06-12 2025-11-25 北京航空航天大学 电加热与防雷击兼容的模块化防除冰系统及防除冰方法

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2992317A (en) * 1957-10-14 1961-07-11 Goodrich Co B F Electrically heated ice-removal apparatus
DE1273337B (de) * 1966-05-04 1968-07-18 Hamburger Flugzeugbau G M B H Enteisungsanlage fuer Flugzeuge
FR2213871B1 (de) * 1973-01-11 1975-03-28 Aerospatiale
FR2578377B1 (fr) * 1984-12-26 1988-07-01 Aerospatiale Element chauffant de dispositif de degivrage d'une structure alaire, dispositif et son procede d'obtention
US4755904A (en) 1986-06-06 1988-07-05 The Boeing Company Lightning protection system for conductive composite material structure
DK0521003T3 (da) * 1990-01-24 1994-08-15 Hastings Otis Elektrisk ledende laminat til styring af temperatur på flader
US5132168A (en) 1990-07-05 1992-07-21 Rohr, Inc. Lightning strike protection for composite aircraft structures
DE69315352T2 (de) * 1992-09-14 1998-04-09 Cytec Technology Corp., West Paterson, N.J. Verminderung der galvanischen zersetzung von metall/verbundwerkstoff hybridstrukturen
CA2176359C (en) * 1993-11-30 2004-01-27 David Charles Lawson An electrically conductive composite heater and method of manufacture
US5932496A (en) * 1995-05-26 1999-08-03 The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland Composite materials
FR2744872B1 (fr) * 1996-02-08 1998-04-10 Eurocopter France Dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique
US6384611B1 (en) * 1996-11-18 2002-05-07 The B. F. Goodrich Company Ice thickness detector
FR2756253B1 (fr) * 1996-11-27 1999-01-29 Eurocopter France Elements resistifs pour le chauffage d'un profil aerodynamique, et dispositif de chauffage d'un profil aerodynamique incorporant de tels elements
AU2071701A (en) 1999-12-10 2001-06-18 Thermion Systems International A thermoplastic laminate fabric heater and methods for making same
JP3558279B2 (ja) * 2000-03-29 2004-08-25 川崎重工業株式会社 航空機用除氷装置
KR100858603B1 (ko) * 2001-11-13 2008-09-17 다우 글로벌 테크놀로지스 인크. 전기 전도성 열가소성 중합체 조성물
CA2476202C (en) * 2002-02-11 2009-08-25 The Trustees Of Dartmouth College Systems and methods for modifying an ice-to-object interface
US7014357B2 (en) * 2002-11-19 2006-03-21 Rosemount Aerospace Inc. Thermal icing conditions detector
US7567740B2 (en) * 2003-07-14 2009-07-28 Massachusetts Institute Of Technology Thermal sensing fiber devices
DE102004042423A1 (de) * 2004-09-02 2006-03-09 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Aerodynamisches Bauteil mit einer Flächenheizung und Verfahren zu seiner Herstellung
WO2007003880A1 (en) * 2005-06-30 2007-01-11 Bae Systems Plc Auto-reparing fibre materials
FR2903074B1 (fr) * 2006-06-28 2010-08-20 Goodrich Corp Procede de degivrage pour aeronef
US7922120B2 (en) * 2006-11-15 2011-04-12 Honeywell International Inc. Wing ice protection heater element network
US20080166563A1 (en) * 2007-01-04 2008-07-10 Goodrich Corporation Electrothermal heater made from thermally conducting electrically insulating polymer material
DE102007026246B4 (de) 2007-06-04 2009-12-03 Eads Deutschland Gmbh Bauteil für ein Fluggerät

Also Published As

Publication number Publication date
EP2242639A2 (de) 2010-10-27
CN101970217A (zh) 2011-02-09
US9669937B2 (en) 2017-06-06
RU2010133888A (ru) 2012-03-10
JP2011511732A (ja) 2011-04-14
DE102008006523A1 (de) 2009-07-30
WO2009095335A4 (de) 2009-11-19
CA2712374A1 (en) 2009-08-06
BRPI0907617A2 (pt) 2015-07-21
WO2009095335A3 (de) 2009-09-24
US20110114895A1 (en) 2011-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2242639A2 (de) Faserverbundbauteil für ein luft- oder raumfahrzeug
EP2714516B1 (de) Verbundstruktur mit eisschutzvorrichtung sowie herstellverfahren
EP2602455B1 (de) Windenergieanlagenrotorblatt mit einem elektrischen Heizelement
EP2099596B2 (de) Formwerkzeug für die urformende oder umformende formgebung von bauteilen aus thermisch beeinflussbaren werkstoffen
EP2904262B1 (de) Faserverbundbauteil für das rotorblatt einer windturbine
DE102004042423A1 (de) Aerodynamisches Bauteil mit einer Flächenheizung und Verfahren zu seiner Herstellung
EP3496936B1 (de) Gurt aus vorgefertigten elementen mit gelege und ein verfahren zu seiner fertigung
DE102011112518B4 (de) Verfahren zur Herstellung einer Oberflächenstruktur mit Blitzschutz sowie Fahrzeugbauteilherstellverfahren
EP2254788A2 (de) Verfahren zur herstellung eines fvw-bauteils, fvw-bauteil sowie ein fvw-rumpfteil eines flugzeugs
EP2597305A1 (de) Windenergieanlagenrotorblatt mit einem Heizelement und Verfahren zur Herstellung desselben
EP2821198A1 (de) Faserhalbzeug-Ablegekopf
EP3330529B1 (de) Gurtbaugruppe für ein windenergieanlagenrotorblatt
EP2279280A2 (de) Verfahren zum beschichten eines faserverbundbauteils für ein luft- oder raumfahrzeug und durch ein derartiges verfahren hergestelltes faserverbundbauteil
DE102007026246B4 (de) Bauteil für ein Fluggerät
EP3884155A1 (de) Rotorblatt einer windenergieanlage mit einer isolatorlage und einer schutzlage
DE102019129199A1 (de) Verfahren zum Herstellen eines Bauteils aus duroplastischem Faserverbundwerkstoff für ein Luftfahrzeug und damit erhältliches Bauteil
DE102006037900B4 (de) Anordnung zur Signalübertragung in einem Strukturbauteil aus kohlefaserverstärktem Kunststoff (CFK)
EP2952338B1 (de) Verfahren zum herstellen eines bauteils aus faserverstärktem verbundmaterial, vorform und herstellvorrichtung
DE102007020952A1 (de) Tragflügel für ein Luftfahrzeug mit einer in Faserverbundbauweise ausgebildeten tragenden Struktur
EP2716436B1 (de) Kohlenstoffverbundbauteil
DE102015114163B4 (de) Verfahren zur Herstellung eines Strömungskörpers
WO2021032426A1 (de) Verfahren zum herstellen eines bauteils und rumpf- oder kabinenelement
DE102012112914A1 (de) Strömungskörper-Bauelement
DE202006021279U1 (de) Formwerkzeug für die Herstellung von Bauteilen aus Faserverbundstoffen
DE102019133404A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, Faserverbundbauteil sowie eine Verwendung für Faserverbundbauteile

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980103306.7

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09705828

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2712374

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010544664

Country of ref document: JP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009705828

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010133888

Country of ref document: RU

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12865363

Country of ref document: US

ENP Entry into the national phase

Ref document number: PI0907617

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20100729