[发明专利]用于连接由热塑性复合材料制成的两个飞行器构件的方法和装置

说明书

描述且要求保护了一种用于借助于铆钉连接由热塑性复合材料制成的两个飞行器构件的方法。在利用冲头元件将两个飞行器构件中的开孔扩宽成使得开孔在扩宽之后形成用于容纳铆钉的连续的开孔之前，将两个飞行器构件安排成区段式地、平面式地相互贴靠。在此，两个飞行器构件局部地被所述冲头元件被加热，从而在扩宽开孔时所述结构元件热塑性地变形。将所述冲头元件穿过所述第一开孔导入到所述第二开孔中。最后，将所述铆钉引入连续的开孔中。此外，描述且要求保护了一种用于执行所述方法的系统。

技术领域

本发明涉及一种用于借助于铆钉连接由热塑性复合材料制成的两个飞行器构件的方法以及一种用于执行对应方法的系统。

背景技术

在研发未来的飞行器机型时，考虑使用新型材料，例如热塑性复合材料。热塑性复合材料的突出之处尤其在于荷载能力高、重量低。此外，由热塑性复合材料且尤其由热塑性纤维复合材料制成的飞行器构件还能够借助于焊接连接进行连接，这相对于传统的铆钉连接降低了制造耗费。但是不可行且也不期望的是，完全省去被证明有效的铆钉连接。在此，铆钉连接能够单独使用或还与焊接连接共同使用。后者尤其具有如下优点：铆钉阻止在焊接连接中的裂纹扩散。此外，铆钉连接相对于焊接连接具有如下优点：其状态在保养时能够在视觉上从外部检查，即不需要高耗费的技术检验。

DE 10 2004 0380 084 A1公开了一种用于利用由纤维强化的热塑性塑料制成的铆钉连接由纤维或织物强化的热塑性塑料制成的两个平面式结构的方法。为此，这两个平面式结构平面式地彼此贴靠地安排且利用经加热的冲头工具将孔口引入平面式结构的经加热的接合区中。在此，仅由冲头工具形成平面式结构中的孔口。在冲头工具的直接延长部中将铆钉立即插入到孔口中。由于接合区和冲头工具的温度，铆钉塑化且与平面式结构连接，从而除了对于铆钉典型的形状配合外还产生材料配合。此外，铆钉的两个端部塑性地变形成镦头。

以现有技术为出发点，本发明的目的是：提供用于连接由热塑性复合材料制成的平面式结构的一种改进的方法和一种改进的系统，该方法和该系统考虑特别的航空要求和在处理热塑性复合材料时的困难。

发明内容

本发明所基于的目的将通过本发明所述的方法以及本发明所述的系统来实现。

根据本发明的第一方面，提供一种用于借助于铆钉连接由热塑性复合材料制成的两个飞行器构件的方法。这种方法包括以下步骤：提供由热塑性复合材料制成的第一飞行器构件和由热塑性复合材料制成的第二飞行器构件，将该第一飞行器构件和该第二飞行器构件相互安排成使得该第一飞行器构件至少区段式地、平面式地贴靠在该第二飞行器构件处，利用冲头元件扩宽在该第一飞行器构件中的第一开孔和在该第二飞行器构件中的第二开孔，从而使得该第一开孔和该第二开孔在扩宽之后形成穿过该第一和该第二构件的连续的开孔以用于容纳该铆钉，其中该第一构件和该第二构件在扩宽时局部被加热，从而该第一构件在扩宽该第一开孔时且该第二构件在扩宽该第二开孔时热塑性地变形，其中将该冲头元件穿过该第一开孔导入到该第二开孔中，并且将该铆钉引入到该连续的开孔中，从而该铆钉延伸穿过在该第一飞行器构件中的该第一开孔和在该第二飞行器构件中的该第二开孔。

换句话说，根据本发明，用铆钉来连接两个飞行器构件。铆钉优选地由钛或在航空中允许的其他金属制成。根据本发明，两个飞行器部件由热塑性复合材料形成，其中该热塑性复合材料优选地为纤维复合材料。热塑性材料在此被理解为这样的材料：该材料在常见的环境温度下是固体的且在一定的温度之上能够塑性变形。取决于材料的温度(在该温度之上热塑性材料对于当前用途能够足够塑性地变形)是熔化温度。优选地，热塑性材料被加热超过熔化温度直到工艺温度。被加热到大于其熔化温度的温度的热塑性材料的变形以下被称为热塑性变形。如果热塑性材料再次冷却到低于熔化温度的温度，则热塑性材料再次固化且无法再塑性地变形。例如能够使用由聚醚醚酮(PEEK)制成的热塑性复合材料，其利用由碳材料制成的连续纤维被强化。这样的复合材料的熔化温度例如为380C且工艺温度为400C。两个构件能够例如为飞行器机身的沿着纵向焊缝连接的两个外壳，或为机身部段和应与机身部段连接的横梁。