[发明专利]用于制造尤其用于飞行器的加强的芯复合构件的方法，芯复合构件和飞行器

权利要求书

1.一种用于制造尤其用于飞行器的局部加强的芯复合构件的方法，包括以下步骤：

a)提供至少一个芯复合元件(11)，所述芯复合元件包括设置在至少两个相对薄的覆盖层(13、14)之间的芯结构(12)，其中所述芯结构(12)构成为泡沫结构和/或蜂窝结构；

b)将经加热的热塑性熔液(17)引入所述芯结构(12)的一个或多个子区域中；

c)冷却所述芯结构(12)中的热塑性熔液(17)，以便形成具有局部的加强部(50；71)的芯复合构件(10；60；70)。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述热塑性熔液(17)的引入在压力下进行，其中将所述压力的大小定为，使得所述热塑性熔液在所述芯结构(12)的子区域中挤压所述泡沫结构。

3.根据上述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在引入所述熔液(17)时，将所述熔液的压力降低，使得通过所述熔液的开始进行的冷却和在所述熔液的前端(20)处的固化来停止所述熔液(17)在所述芯结构内的进一步进给，并且同时防止所述芯结构(12)内的所述熔液(17)的体积收缩。

4.根据上述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，至少在所述覆盖层(13、14)之一中引入用于将所述熔液(17)引入所述芯结构(12)中的至少一个开口(15)，所述开口构成为钻孔(16)或间隙(21)并且至少部分地延伸到所述芯结构(12)中或穿过所述芯结构。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在引入所述熔液(17)时，在所述开口(15)的区域中将挤压元件压向所述覆盖层(13、14)。

6.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述间隙(21)通过铣削产生，其中同时将经加热的热塑性熔液(17)压入形成的间隙(21)中。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在所述热塑性熔液(17)冷却和固化后在所述间隙(21)的区域中切割所述芯复合构件(10)，以便在所述芯结构(12)的区域中形成棱边加强部。

8.根据上述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，

-在步骤(a)中，提供用于接合到所述芯复合元件(11)上的另一芯复合元件(11)，其中将这两个芯复合元件(11)定位为，使得它们的芯结构(12)彼此间隔开地并排并且形成接合间隙(25)；以及

-在步骤(b)中，将经加热的热塑性熔液(17)压入所述接合间隙(25)中，以便将所述热塑性熔液压入相应的芯结构(12)的至少一个部分区域中。

9.根据上述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，从芯复合板中切割出所提供的芯复合元件(11)，并且将经加热的热塑性熔液(17)连续地和/或环绕地沿着所述芯复合元件(11)的轮廓注射到所述芯结构(12)中，以便形成棱边加强部。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，通过所述方法制造的两个芯复合构件(10)在它们的棱边加强部的区域中通过热塑性焊接彼此连接。

11.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，在所述开口(15)中设置有承载负荷的元件(31)的凸起部(32)，所述凸起部在压力和温度的作用下在所述开口(15)内被压合，

并且然后将经加热的热塑性熔液(17)注射到具有位于其中的凸起部(32)的所述开口(15)中，以便将所述芯复合元件(11)热塑性地与所述承载负荷的元件(31)连接。

12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，两个或更多个芯复合元件(11)彼此间隔开地分别与所述承载负荷的元件(31)的至少一个凸起部(32)连接，以便与所述承载负荷的元件(31)形成经加强的构件(30)。