[發明專利]用于制造尤其用于飛行器的加強的芯復合構件的方法，芯復合構件和飛行器

在審

• 申請號: 202210846556.7
• 申請日: 2022-07-19
• 公開（公告）號: CN115636100A
• 公開（公告）日: 2023-01-24
• 發明（設計）人: 格雷戈爾·恩德雷斯;趙迪
• 申請（專利權）人: 空中客車德國運營有限責任公司
• 主分類號: B64F5/10
• 分類號: B64F5/10;B64C1/00;B32B3/12;B32B5/18
• 代理公司: 北京集佳知識產權代理有限公司 11227
• 代理人: 周逸峰;雷濤

一種用于制造局部加強的芯復合構件的方法，包括以下步驟：a)提供至少一個芯復合元件(11)，所述芯復合元件包括設置在至少兩個相對薄的覆蓋層(13、14)之間的芯結構(12)，其中芯結構(12)構成為泡沫結構和/或蜂窩結構；b)將經加熱的熱塑性熔液(17)引入芯結構(12)的一個或多個子區域中；c)冷卻芯結構(12)中的熱塑性熔液(17)，以便形成具有局部的加強部(50；71)的芯復合構件(10；60；70)。有利地，在壓力下進行熱塑性熔液(17)的引入，其中將壓力的大小定為，使得熱塑性熔液在芯結構(12)的子區域中擠壓泡沫結構。飛行器包括芯復合構件或者通過所述方法制造的構件(30)。

技術領域

本發明涉及一種用于制造尤其用于飛行器的加強的芯復合構件的方法。此外，本發明涉及一種芯復合構件和一種飛行器。

背景技術

根據定義，芯復合件由設置在兩個薄的覆蓋層之間的高度或厚度相對大的芯結構構成。如果在這些復合件中識別出經受提高的應力的區域，那么所述區域被局部加強。這要么通過使用密度更高的芯結構或構件要么通過引入例如填料來實現。

根據現有技術，能夠將粘度提高的材料局部地引入開孔的胞狀結構中，所述材料完全地填滿這兩個覆蓋層之間的體積。在施用覆蓋層或覆蓋表皮之前引入物料并且與表皮或覆蓋層一起固化。

這種方法能夠在面中應用也能夠用在后續的切割棱邊的區域中。如果在經填充的胞狀部的區域中進行切割，那么同時穩定邊緣或棱邊。例如，這種方法應用于飛行器的客艙區域中的地板，以便穩定棱邊免受因例如食品推車的滾動負荷造成的損傷。

恰好在生產用于飛行器的地板時應用另一種已知的用于局部地加強并且隨后進行部件連接的方法。在此，在施用覆蓋表皮之前，將柱形的堵塞物或塞子插入蜂窩狀結構中。在制成的復合件中對所述堵塞物或塞子鉆孔。堵塞物或塞子用于板與地面結構之間的連接和力傳輸。

在芯復合件中產生局部連接的另一已知的可行性是后續地引入插入件或嵌體。為此，在復合件中鉆一個所限定的孔，所述孔對應于隨后的插入件直徑。在第二加工步驟中，蜂窩狀結構例如被銑削至1.5倍的孔直徑從而生成底切。然后使用插入件并且用粘合劑填充蜂窩狀結構中的空腔。與填料和嵌體或插入件通過覆蓋表皮的固化而加固的方法相反，后續地粘合插入件需要附加的固化時間并且根據材料選擇可能需要進一步的熱處理。

為了制造三維體，需要接合經裁剪的板。在此，與接口形狀無關地，需要粘合劑將兩個部件彼此力配合地連接。附加地，能夠事先通過上述方法用填料加強棱邊。

為了滿足所需的公差，需要使用工具將零件保持在位置中直到粘合劑完全交聯。根據使用壽命和生產率，為此需要更大數量的工具。所述數量又反映在NRC成本中。

在已知的用于在夾層結構中產生局部加強或緊固點的技術中，這些通常在安置兩個覆蓋層之前應用。通常，將插頭或鑄件插入芯或芯結構中并且與覆蓋層一起固化。因此，在較早的階段中就已經必須對夾層結構或板進行所需要的個性化設計，這導致必須配置和貯存大量部件或保持其夠用。

如開頭所描述的那樣，蜂窩復合件中的局部的加強根據現有技術通過填充蜂窩胞狀部或通過插入塞子來實現。后者在泡沫材料中也是可考慮的。然而，由于閉合的孔隙度，填料的引入只有在預先通過機械地卸料實現自由體積之后才有可能。此外，這些方法僅可在施用覆蓋表皮之前應用。也就是說，無法根據這些方法后續地調整一般性的板。

發明內容

本發明提出如下目的：在制造芯復合構件時減少周期，提高靈活性并且實現盡可能遲的特定的或客戶特定的差異化。此外，應減少要維持夠用的部件的數量以及提高自動化程度和產量或生產率。

為了實現該目的，本發明實現一種根據本發明的用于制造加強的芯復合構件的方法。

有利的設計方案是下文的主題。

根據一個方面，本發明實現一種用于制造尤其用于飛行器的局部加強的芯復合構件的方法，包括以下步驟：