F euerwiderstand v on un v ersteiften und v ersteiften CFK
Sc halenstrukturen und der Einfluss v on in tegrierten
Flammsc h utzlagen
v orgelegt v on
Diplom- Ingenieur
Sebastian Timme
geb. in Berlin
v on der F akultät V – V erk ehrs- und Masc hinensysteme
der T ec hnisc hen Univ ersität Berlin
zur Erlangung des ak ademisc hen Grades
Doktor der Ingenieurwissensc haften
– Dr.-Ing. –
genehmigte Dissertation
Promotionsaussc h uss:
V orsitzender: Prof. Dr.-Ing. Andreas Bardenhagen
Gutac h ter: Univ.-Prof. Dr.-Ing. habil. Manfred Zehn
Gutac h ter: Priv.-Doz. Dr. rer. nat. habil. Bernhard Sc hartel
T ag der wissensc haftlic he Aussprac he: 29. Juni 2018
Berlin 2019

Kurzfassung
Carb onfaserv erstärkte Kunststoffe (CFK) w erden zunehmend für lasttragende Primär-
strukturen in der Luftfahrt, Sc hifffahrt und im Sc hienen v erk ehr eingesetzt. Dab ei gilt
ihr V erhalten un ter Brandein wirkung als limitierender F aktor. Die F asern zeigen sic h
meist inert gegen üb er Pyrolyse, w ohingegen die P olymermatrix b ereits b eim Erreic hen
der Glasüb ergangstemp eratur einen drastisc hen Abfall der mec hanisc hen Eigensc haften
erleidet. Beim Erreic hen der Zersetzungstemp eratur ist folglic h die restlic he stützende
Wirkung auf die F asern v ollk ommen v ernic h tet. V or allem für un ter Druc k b elastete
CFK Strukturen ist ein direktes mec hanisc hen V ersagen die F olge. Bei direkter Beflam-
m ung einer CFK Struktur ist diese deshalb, anderes als b ei Aluminiumstrukturen, nac h
kurzer Zeit durc h einen Ausbrand der P olymermatrix gek ennzeic hnet und nic h t durc h
einen Durc h brand. Zur Charakterisierung der Standfestigk eit un ter Brandein wirkung
der CFK Rumpfstruktur v on mo dernen P assagierflugzeugen k omm t ein an der BAM
en t wic k elter Prüfaufbau zum Einsatz, der das direkte Beflammen b ei gleic hzeitiger
Druc klastb eanspruc h ung v on un v ersteiften und stringerv ersteiften CFK Rumpfsc halen
im In termediate-scale (500
×
500
mm 2
) erlaubt. F euerwiderstandsprüfungen an origina-
len CFK Rumpfstrukturen ergeb en einen linearen Zusammenhang zwisc hen d er Zeit bis
zum V ersagen und un tersc hiedlic her Sc halen w andstärk en b ei iden tisc her Stringerv erstei-
fung und gleic hem Spann ungsniv eau. Dab ei stellt sic h heraus, dass die Stringer allein in
der Lage sind, die aufgebrac h te Last zu tragen, nac hdem die Sc hale nahezu v ollständig
ausgebrann t ist. Un tersuc h ungen an un v ersteiften und stringerv ersteiften CFK Sc halen
mit in tegrierten Flammsc h utzlagen offen baren deren P oten tial zur Erhöh ung der Stand-
festigk eit un ter Brandein wirkung der Gesam tstruktur. Beispielsw eise erhöh t ein dünnes,
in tegriertes Titan blec h (125
µ m
) die Zeit bis zum V ersagen um 68 %. Eb enfalls lässt
eine ho c hmo derne und in die CFK Sc hale eingeb ettete F aserk eramiklage eine deutli-
c he Reduzierung der thermisc hen Leitfähigk eit in Dic k enric h tung erk ennen. W eiterhin
wird die Bildung v on to xisc hen Rauc hgasen als thermisc he Zersetzungspro dukte der
P olymermatrix als kritisc hes Designkriterium iden tifiziert.
iii

Abstract
Carb on fib er reinforced p olymers (CFRP) are progressiv ely used as light w eigh t mate-
rials in primary , load b earing structures for aircraft, ships and trains. Ho w ev er, their
mec hanical p erformance under direct flame impingement is iden tified to b e a limiting
factor decreasing their w eigh t-sa ving p oten tial. The fib ers often b eha v e inert with
resp ect to p yrolysis while the mec hanical prop erties of the p olymeric matrix are strongly
dep enden t on its decomp osition and softening temp erature. A CFRP structure under a
fully dev elop ed fire will shortly b e c haracterized b y a complete burn-out of the p olymeric
matrix on the con trary to con v en tional alumin um structures whic h suffer from structu-
ral burn-through. Esp ecially under compressiv e loads the result is a rapid mec hanical
failure b ecause the fib ers lose their stiffening and protecting en vironmen t when the
glass transition temp erature of the p olymeric matrix is reac hed. F or in v estigating the
fire stabilit y of fuselage structures of mo dern, civil aircraft, an unique fire stabilit y test
setup is op erated at BAM, enabling the testing of stringer reinforced CFRP shells on the
in termediate-scale (500
×
500
mm 2
) under direct flame impingemen t and compressive
loads at the same time. Fire stabilit y tests on original CFRP fuselage structures rev eal
a linear correlation b et w een the time to failure and differen t shell thic knesses with an
iden tical stringer reinforcemen t tested at the same stress lev el. While the shell structure
is completely destro y ed b y a burn-out of the p olymeric matrix, the stringer are able
to carry the compressiv e load solely un til the critical softening temp erature is reac hed.
In v estigations on non-reinforced and stringer reinforced CFRP shell structures with
in tegrated fire protection la y ers rev eal a high p oten tial for enhancing the fire stabilit y
of the structure. An in tegrated thin titanium sheet (125
µ m
) for example prolongs the
time to failure b y 68 % during a fire stabilit y test. Lik ewise, an ultramo dern and in to
the shell incorp orated ceramic fib er la y er offers a remark able reduction of the thermal
conductivit y in the direction of thic kness. F urthermore, the formation of to xic smok e
gases, resulting from the decomp osition of the p olymeric matrix, is iden tified as a critical
design issue of CFRP fuselage structures.
v

Danksagung
Hiermit dank e ic h allen Mensc hen, die mir mit ihren fac h b ezogenen Fähigk eiten und
p ersönlic hen Un terstützungen geholfen hab en, diese Arb eit zu erstellen.
Besonders gilt mein Dank Prof. Dr.-Ing. Dipl.-Ph ys. V olk er T rapp e, Dr.-Ing. Manfred
K orzen und Priv.-Doz. Dr. rer. nat. habil. Bernhard Sc hartel für die Ans tellung an
der Bundesanstalt für Materialforsc h ung und -prüfung (BAM) so wie für die Ermögli-
c h ung der Anfertigung meiner Doktorarb eit. Ic h dank e Ihnen für ihre vielen hilfreic hen
Ratsc hläge, in teressan ten und w eiterführenden Diskussionen und v or allem für Ihr
V ertrauen in mic h. Des W eiteren b edank e ic h mic h b ei Univ.-Prof. Dr.-Ing. Manfred
Zehn für das Üb ernehmen der F unktion als Erstgutac h ter.
Für die angenehme und erfolgreic he Zusammenarb eit dank e ic h den Pro jektpartnern
und insb esondere P atricia P arlevliet, Imk e Ro ese-K o erner, Heinz-P eter Busc h, Jens
Klüsener und Thomas Krause. Für die W eiterführung des Themengebietes an der BAM
und die herv orragende T eam- und Pro jektleitung mö c h te ic h Dr.-Ing. Simone Krüger
einen herzlic hen Dank aussprec hen.
Dustin Nielo w gilt mein b esonderer Dank für die Betreuung meiner Diplomarb eit und
für die lang jährige und zu jeder Zeit zielführenden, effektiv en und spaßigen Zusam-
menarb eit. W eiterhin mö c h te ic h Karoline Lenk e, Tina Rasp e, F abian Grasse, Mic heal
Sc hneider, T obias Kuk ofk a, Nicolai Sc hmidt, Stefan Hic kmann, Da vid Kraus, Marcin
Jenero wicz, Andreas Hörold, P atrik Klac k und allen w eiteren K olleginnen und K ollegen,
die mic h w ährend meiner Dissertation un terstützend b egleitet hab en, dank en.
Für die Finanzierung des Pro jektes Corinna (LuF oIV4-249-115) b edank e ic h mic h b eim
Bundesministerium für Wirtsc haft und Energie (BMWi) und b ei der BAM für d ie
W eiterführungen in den Themenfeldprogrammen.
Ein großes Dank esc hön mö c h te ic h an meine Mutter P etra Timme und meine F amilie für
die immerw ährende und motivierende Un terstützung ric h ten. Meiner Leb ensgefährtin
Dr. Nora K onnertz dank e ic h für ihre wissensc haftlic hen Hilfestellungen so wie für ihren
sehr v erständnisv ollen und lieb ev ollen Rüc khalt.
vii

Inhaltsv erzeic hnis
Inhaltsv erzeic hnis x
1 Einleitung 1
1.1 W elt w eite P assagierzahlen der zivilen Luftfahrt . . . . . . . . . . . . . 1
1.2 Unfallstatistik der zivilen Luftfahrt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2
1.3 Zertifizierung nac h EASA CS-25 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5
1.4 Einsatz v on CFK in der zivilen Luftfahrt . . . . . . . . . . . . . . . . . 7
1.5 Motiv ation und Zielsetzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
2 Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen 13
2.1 Flugzeugstruktur und Belastung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13
2.2 Stabilitätsb etrac h tungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19
2.2.1 Beulstabilität v on un v ersteiften CFK Sc halen . . . . . . . . . . 19
2.2.2 Small-scale vs. In termediate-scale . . . . . . . . . . . . . . . . . 21
2.2.3 Beulstabilität v on v ersteiften CFK Sc halen . . . . . . . . . . . . 23
2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung . . . . . . . . . . . . . 26
2.3.1 V erbrenn ung eines P olymers . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
2 . 3 . 2 B r a n d s t a d i e n ............................ 2 8
2 . 3 . 3 E p o x i d h a r z ............................. 2 9
2.3.4 Mo dell der mec hanisc hen Eigensc haften . . . . . . . . . . . . . . 33
2.3.5 P olymer metal laminates (PML) . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34
3 Exp erimen telle Un tersuc h ungen 37
3.1 In termediate-scale Fire Stabilit y T est-setup . . . . . . . . . . . . . . . . 37
3.2 Kalibrierung des NexGen Ölbrenners . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39
3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen . . . . . 44
3 . 3 . 1 M a t e r i a l i e n ............................. 4 4
ix

3.3.2 Prüfk örp erfertigung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45
3.3.3 Statisc he Bruc hlastv ersuc he . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46
3.3.4 FEM Analyse der CFK Sc hale im Bruc hlastv ersuc h . . . . . . . 49
3.3.5 F euerwiderstandsprüfung un ter Druc klast . . . . . . . . . . . . . 57
3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen . . . . . . . . . 65
3.4.1 Materialien und Prüfk örp erfertigung . . . . . . . . . . . . . . . 65
3.4.2 Statisc he Bruc hlastv ersuc he anhand einer FEM Analyse . . . . . 68
3.4.3
F euerwiderstandsprüfungen der CFK Rumpfsc halen un ter Druc klast
75
3.4.4
F euerwiderstandsprüfungen der Aluminiumrumpfsc halen un ter
D r u c k l a s t .............................. 9 6
3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen . . . . . . . 100
3 . 5 . 1 M a t e r i a l i e n ............................. 1 0 0
3.5.2 Prüfk örp erfertigung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102
3.5.3
F euerwiderstandsprüfungen der v ersteiften CFK Sc halen mit in-
tegrierten Flammsc h utzlagen un ter Druc klast . . . . . . . . . . 108
4 Diskussion & Ausblic k 121
4.1 Diskussion der Ergebnisse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121
4 . 2 A u s b l i c k ................................... 1 2 8
5 Zusammenfassung 131
Nomenklatur 138
Literaturv erzeic hnis 156
Abbildungsv erzeic hnis 165
T ab ellen v erzeic hnis 168
A Anhang 169
A.1 Ergänzende Abbildungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 169
A . 2 S t e i fi g k e i t s m a t r i z e n............................. 1 7 2
A.3 Kenn w erte für die FEM–Rec hn ungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175
A.4 T ec hnisc he Zeic hn ungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 175
A . 5 R a u c h g a s a n a l y s e .............................. 1 8 2

1. Einleitung
1.1 W elt w eite P assagierzahlen der zivilen Luftfahrt
Mit dem Beginn der 50er Jahre wurde das erste in Serie gefertigte, britisc he Strahlflug-
zeug, die
De Ha villand
Comet, für den in ternationalen, zivilen Flugv erk ehr eingesetzt.
Kurz darauf folgten die
Bo eing 707
und die
Douglas DC-8
. Seither steigt das P assa-
gieraufk ommen der w elt w eiten zivilen Luftfahrt k on tin uierlic h an, mit Ausnahmen in
den Jahren v on Energiekrisen, dem zw eiten Golfkrieg, dem
11. Septem b er 2001
und der
Finanzkrise ab 2007. Die En t wic klung der P assagierzahlen in der zivilen Luftfahrt v on
1 9 7 0 1 9 7 5 1 9 8 0 1 9 8 5 1 9 9 0 1 9 9 5 2 0 0 0 2 0 0 5 2 0 1 0 2 0 1 5
0 . 0
0 . 5
1 . 0
1 . 5
2 . 0
2 . 5
3 . 0
3 . 5
4 . 0
F i n a n z k r i s e
2 . G o l f k r i e g
0 9 / 1 1 + S A R S
P a s s a g i e r z a h l e n d e r z i v i l e n L u f t f a h r t
i n M i l l i a r d e n
J a h r
2 . Ö l k r i s e
W e l t w e i t
U S A
E U
O s t a s i e n u n d P a z i f i k

Abbildung 1.1: W elt w eite P assagierzahlen in der zivilen Luftfahrt v on 1970 b is 2016
nac h ICA O, Civil A viation Statistics of the W orld and ICAO staff estimates [1]
1970 bis 2016, nac h Angab en der In ternational Civil A viation Organization (ICA O) [1],
ist in Abbildung 1.1 dargestellt. Das w elt w eite P assagieraufk ommen hat sic h in den
1

1. Einleitung
letzten zehn Jahren um
80 %
auf
3,7 Milliarden
gesteigert. Die USA und die EU w eisen
ein relativ k on tin uierlic hes W ac hstum der P assagierzahlen üb er den gesam ten Zeitraum
auf, w ob ei sic h die Anzahl der europäisc hen Fluggäste sic h der der USA annähert.
Der sprunghafte Anstieg der P assagierzahlen aus dem ostasiatisc hen Raum ist mit
der wirtsc haftlic hen En t wic klung Chinas zu deuten. Seit 2010 ist China die zw eitgröß-
te V olkswirtsc haft nac h den USA [2], w as sic h p ositiv auf die Flugb ereitsc haft der
Bev ölk erung auswirkt. Für die Zukunft rec hnen Flugzeughersteller mit einem jährli-
c hen, w elt w eiten P assagierzu wac hs v on
4,8 %
[3]. Damit w äre im Jahr 2030 b ereits eine
V erdopp elung des P assagieraufk ommens v on 2016 erreic h t.
1.2 Unfallstatistik der zivilen Luftfahrt
Bereits ein Jahr nac h der Indienststellung der
De Ha villand
Comet k am es zu einer Serie
v on Flugunfällen. Zu dieser Zeit w ar die Strukturauslegung gegen Materialerm üdung
no c h nic h t etabliert, w as die Ursac he für eine Reihe v on Abstürzen mit mehreren
T o desopfern w ar. In der Gesc hic h te der Luftfahrt gab es immer wieder tragisc he Unfälle,
die jedo c h zur V erb esserung und W eiteren t wic klung v on Flugzeugstrukturen und Sic her-
heitsk onzepten gen utzt wurden, sofern die Unfallursac hen aufgeklärt w erden k onn ten [4].
Bis heute k önnen Unfälle in der zivilen Luftfahrt nic h t v öllig v erhindert w erden. In
der folgenden Statistik w erden Unfälle in der zivilen Luftfahrt mit T o desfolge, in der
Zeitspanne v on
1959 bis 2015
, b etrac h tet [5]. In dem genann ten Zeitraum gab es 619
Unfälle mit insgesam t 29
.
646 T o desfällen. In einem eingegrenzten Zeitraum v on 2006 bis
2015 reduziert sic h die Zahl der tö dlic hen Unglüc k e auf 65, w elc he 3
.
191 P assagieren und
Besatzungsmitgliedern das Leb en k ostete. Wird die Anzahl der Unfälle auf die jährlic he
Anzahl der w elt w eiten Abflüge (2015: 33
.
271
.
774 ) b ezogen, lässt sic h ein fallender T rend
der Unfallrate erk ennen, siehe Abbildung 1.2. Der Rüc kgang der Unfallrate lässt sic h
mit dem Einsatz v on mo derneren und leistungsstärk eren Flugzeugen so wie w eiteren t-
wic k elten Sic herheitsk onzepten, v ersierten W artungsprogrammen und durc h eine b essere
Pilotenausbildung erklären. T rotz des p ositiv en T rends wird es k eine absolute Sic herheit
in der Luftfahrt geb en. V or allem der F aktor Mensc h spielt eine en tsc heidende Rolle. In
70 %
aller in ternationalen Unfälle w aren Mensc hen die V erursac her [4]. Diese Statistik
b etrifft neb en den Flugzeugführern auc h alle Mensc hen, die direkt o der indirekt an der
Flugdurc hführung b eteiligt w aren. Ein mensc hlic hes F ehlv erhalten des Managemen ts
einer Airline, k ann die gleic hen fatalen Auswirkungen herv orbringen, wie ein F ehler
des T ec hnik ers, Fluglotsen o der der Piloten. Geh t man optimistisc h v on einer gleic h-
2

1.2 Unfallstatistik der zivilen Luftfahrt
1 9 9 6 1 9 9 8 2 0 0 0 2 0 0 2 2 0 0 4 2 0 0 6 2 0 0 8 2 0 1 0 2 0 1 2 2 0 1 4
0 . 0 0
0 . 2 5
0 . 5 0
0 . 7 5
1 . 0 0
1 . 2 5
1 . 5 0
J ä h r l i c h e t ö d l i c h e U n f a l l r a t e
p r o M i l l i o n e n A b f l ü g e
J a h r
W e l t w e i t

Abbildung 1.2: W elt w eite Unfallrate mit mindestens einem T o desfall b ezogen auf die
jährlic he Anzahl an Abflügen v on 1996 – 2015, vgl. [5] S.17
bleib enden, niedrigen Unfallrate für die näc hsten Jahre aus, wird sic h aufgrund des
steigenden Luftv erk ehrs auc h die Anzahl der Unfälle erhöhen. Durc h den Betrieb v on
Großraumflugzeugen mit Kapazitäten v on
500 – 1000
P assagieren, k önn ten Flugunfälle
in der Zukunft w eitaus fatalere Auswirkungen annehmen.
Nac h einer jährlic hen Ausw ertung v on Bo eing [5], die alle in ternationalen Flugunfälle
umfasst, sind
57 %
aller T o desfälle v on P assagieren und Besatzungsmitgliedern auf
Unfälle, die w ährend des Sink- und Landeanflugs gesc hahen, zurüc kzuführen. Die F ederal
A viation A dministration (F AA) der USA v eröffen tlich te 2010 eine Studie [6] basierend
auf 1036 w elt w eiten Unfällen, die in einem Zeitraum v on
1972 bis 2003
gesc hahen. Es
wird zwisc hen zw ei Arten v on Flugunfällen un tersc hieden:
•
Tö dlic her Unfall – ist ein Unfall, b ei dem alle Insassen tö dlic he V erletzungen
erleiden.
•
Nic h t tö dlic her Unfall – ist ein Unfall, der nic h t tö dlic h ist, jedo c h mindestens
einen T o desfall umfasst o der das Flugzeug wurde k omplett zerstört.
Ist ein Unfall nic h t tö dlic h, w ar die W ahrsc heinlic hk eit solc h ein Unglüc k 1972 zu üb er-
leb en b ei
53 %
. Bis zum Jahr 2003 stieg diese W ahrsc heinlic hk eit auf
76 %
. Auc h w enn
sic h der Hergang eines jeden Unfalls un tersc heiden mag, so sind die Auswirkungen in den
meisten Fällen iden tisc h und w erden als „p ost-crash“ Szenario b esc hrieb en. Es erfolgt
3

1. Einleitung
z.B. ein unk on trollierter Absturz o der ein ungew olltes Ab w eic hen v on der Landebahn,
gefolgt v on einem Aufsc hlag auf den Bo den bzw. W egbrec hen des F ahrw erks. Bei dem
meist für die P assagiere b ereits tö dlic hen Aufprall, bric h t die Flugzeugstruktur k omplett
o der partiell auseinander. Das in den Flügeln und in den Rumpftanks gelagerte Kerosin
tritt aus, v erteilt sic h in großen Mengen um und un ter dem Flugzeug und entzündet
sic h unmittelbar an heißen T rieb w erksteilen. Die F olge ist ein sc hnell en t wic k elter und
großfläc hig ausgebreiteter V ollbrand (engl.: ful ly develop e d fir e) , der T eile o der das
gesam te Flugzeug umsc hließt. Diese Art v on Brand wird als „p o ol-fire“ b ezeic hnet.
Abbildung 1.3 zeigt ein Ergebnis der F AA Studie in dem der An teil der T o desopfer
nac h Ursac he für den Zeitraum
1972 bis 2003
aufgezeigt wird. Einige un vollständige
1 9 7 2
1 9 7 4
1 9 7 6
1 9 7 8
1 9 8 0
1 9 8 2
1 9 8 4
1 9 8 6
1 9 8 8
1 9 9 0
1 9 9 2
1 9 9 4
1 9 9 6
1 9 9 8
2 0 0 0
2 0 0 2
0
1 0
2 0
3 0
4 0
5 0
6 0
7 0
8 0
9 0
1 0 0
A n t e i l d e r w e l t w e i t e n T o d e s o p f e r i n %
J a h r
F e u e r A u f p r a l l / F e u e r A u f p r a l l W a s s e r A n d e r e

Abbildung 1.3: An teil der w elt w eiten T o desopfer nac h Ursac he in einem nic h t tö dlic hem
Flugzeugunfall v on 1972 − 2003 , vgl. [6] S.16
Unfallb eric h te und die T atsac he, dass nic h t für alle Opfer die T o desursac he eindeutig
b estimm t w erden k ann, v erhindert die Angab e v on exakten W erten für Abbildung
1.3. Es ist zu en tnehmen, dass 1972 F euer die w ahrsc heinlic hste T o desursac he in ei-
nem Flugzeugunfall w ar. Dazu zählen auc h die P assagiere, die infolge des Aufpralls
immobilisiert wurden o der anderw eitig unfähig w aren, dem F euer zu en tk ommen. F euer,
die w ährend des Fluges im Flugzeug ausgebro c hen sind, w erden in dieser Grafik nic h t
b erüc ksic h tigt. Bis zum Jahr 2003 ist lediglic h ein leic h ter Ab w ärtstrend zu erk ennen.
Die T o desursac he Aufprall w ar 2003 die w ahrsc heinlic hste, F euer die zw eithäufigste
4

1.3 Zertifizierung nac h EASA CS-25
mit ca.
40 %
und
10 %
aller P assagiere, die in einem nic h t tö dlic hen Unfall ums Leb en
gek ommen sind, ertrank en. Die Opferzahlen, die einem Aufprall gesc h uldet sind, mac hen
deutlic h, dass eine crashsic here Dimensionierung der Flugzeugstruktur nic h t möglic h
bzw. aus ök onomisc hen Gründen nic h t umsetzbar ist. P assagiersitze sind bis zu einer
dynamisc hen Belastung v on
16 g
ausgelegt, jedo c h ist die Flugzeugstruktur auf ein
maximales Lastvielfac hes v on 2,5 g dimensioniert [7].
Die Studie der F AA v eransc haulic h t deutlic h, dass F euer ein sehr hohes Gefähr-
dungsp oten tial für die Luftfahrt und ihre P assagiere darstellt. Zw ei aktuelle Beispiele
zeigen, dass die Gefahr F euer allgegen w ärtig ist. Beim Singap ore Airlines Flug 368
am 27. Juni 2016 [8] und b eim American Airlines Flug 383 [9] am 28. Oktob er 2016
brac h jew eils ein F euer, nac h V ersagen des rec h ten T rieb w erks, direkt nac h der Landung
bzw. b eim Startv organg aus. Innerhalb w eniger Sekunden standen in b eiden Fällen das
rec h te T rieb w erk, der rec h te Flügel und die anliegende Rumpfstruktur in Flammen.
Durc h das sc hnelle Ein treffen der Flughafenfeuerw ehr, innerhalb v on 57 Sekunden
b eim Singap ore Airlines Flug, k onn ten in b eiden Zwisc henfällen alle P assagiere und
Besatzungsmitglieder rec h tzeitig ev akuiert w erden.
1.3 Zertifizierung nac h EASA CS-25
Die Zulassung v on zivilen Luftfahrzeugen in Europa k ann durc h einhalten der Zer-
tifizierungssp ezifik ation
CS-25
„ Certification Sp ecifications and A cceptable Means of
Compliance for Large A eroplanes“ erreic h t w erden. Diese Empfehlungen („soft-la w“)
w erden v on der „Europ ean A viation Safet y Agency (EASA)“ herausgegeb en. F olgen-
de o der v ergleic h bare T ests m üssen b ezüglic h einer Brandgefahr für eine erfolgreic he
Zertifizierung nac hgewiesen w erden (CS-25, App endix F) [7]:
•
T eil 1: T estkriterien und -v erfahren zum Nac h w eis der Erfüllung v on
CS 25.853
,
CS 25.855 und CS 25.869
• T eil 2: Brenn bark eit (engl.: flammability) von Sitzpolstern
•
T eil 3: T estmetho de zur Bestimm ung des Flammendurc hsc hlagwiderstandes (engl.:
flame p enetr ation r esistanc e) v on F rac h traumauskleidungen
•
T eil 4: T estmetho de zur Bestimm ung der Wärmefreisetzungsrate (engl.: he at
r ele ase r ate) v on Kabinenmaterialien die Strahlungsw ärme (engl.: r adiant he at)
ausgesetzt sind
5

1. Einleitung
•
T eil 5: T estmetho de zur Bestimm ung der Rauc hen t wic klungsc harakteristik (engl.:
smoke emission char acteristics) v on Kabinenmaterialien
•
T eil 6: T estmetho de zur Bestimm ung der Brenn bark eit und der Flammenaus-
breitungsc harakteristik (engl.: flame pr op agation char acteristics) v on thermi-
sc hen/akustisc hen Isoliermaterialien
•
T eil 7: T estmetho de zur Bestimm ung des Durc hbrandwiderstandes (engl.: burn-
thr ough r esistanc e) v on thermisc hen/akustisc hen Isoliermaterialien
Die T estmetho den basieren auf den Erk enn tnissen v on „F ull-scale“ T ests, die v on der F AA
so wie Flugzeugherstellern im Jahre 1994 durc hgeführt wurden [10]. In diesen T ests wur-
den zw ei Aluminium Flugzeuge (Douglas
DC-8
und Con v air 880) jew eils einem „p o ol-fire“
ausgesetzt und T emp eraturen, Wärmestromdic h ten und Rauc hdic h ten an v ersc hiedenen
P osition im und am Rumpf erfasst. Anhand dieser Messdaten wurden zulässige Grenz-
w erte und Belastungsv orgab en für die Zulassungtests erstellt. Den V orsc hriften aus
App endix F
k ann eindeutig eine Un terteilung in zw ei Kategorien en tnommen w erden.
Einerseits m uss säm tlic hes sic h in der Kabine und im F rac h traum b efindlic hes Material
so wie elektrisc he Leitungen auf ihre Brenn bark eit, Wärmefreisetzungsrate und Rauc hen t-
wic klung getestet w erden. Andererseits m uss das thermisc he/akustisc he Isoliermaterial,
das zwisc hen der Flugzeugaußenhaut und Kabinen v erkleidung eingebrac h t wird, auf
Brenn bark eit und dessen Durc h brandwiderstandes getestet w erden, siehe
Anhang A.1
,
Abbildung A.1
. Dieses Isoliermaterial umsc hließt v or allem die un tere Hälfte der P assa-
gierk abine und sc h ützt die Insassen im F alle eines „p ost-crash“ F euers gegen außerhalb
des Rumpfes herrsc hende Strahlungsw ärme und Flammen. Ein direktes T esten der
Rumpfstruktur auf Brenn bark eit und Durc h brandwiderstand ist nic h t v orgesehen. W ei-
terhin v erw eist die
CS-25
auf die „A cceptable Means of Compliance“ (AMC)
AMC 20-29
Annex I I
für Flugzeugstrukturen aus F aserkunststoffv erbunde (FKV) [11]. Diese Emp-
fehlung der EASA bietet zulässige Nac h w eisv erfahren zum Erfüllen des EU-Luftrec h ts,
die ab er nic h t bindend sind. Sie b esagt u.a., dass die FKV Rumpfstruktur, in einem
„p ost-crash“ Szenario, einem externen F euer für einen gewissen Zeitraum Stand halten
sollte, damit gen ügend Zeit für die Ev akuierung gew ährleistet wird. Dab ei sollten die
Flammen den Rumpf nic h t durc hdringen und es sollten k eine Gase und/o der Materialien
freigesetzt w erden, die eine to xisc he Wirkung b ei den fliehenden P assagieren herv orruft
o der die die Sic h tbark eit in der Kabine v erringern würden. Eine Mindestdauer für die
Einhaltung der Empfehlungen so wie für di e Standfestigk eit der Rumpfstruktur un ter
6

1.4 Einsatz v on CFK in der zivilen Luftfahrt
Brandein wirkung wird nic h t v orgegeb en. In der
CS-25
wird als zulässige Ev akuierungs-
dauer aller P assagiere und Besatzungsmitglieder unter Notfallb edingungen eine Zeit
v on 90 Sekunden v orgesc hrieb en. Diese V orsc hrift gilt für jedes Flugzeug mit einer
Bestuhlung für mehr als 44 P assagiere. Die A nforderungen an die Materialien, die in
den einzelnen T estmetho den aus
App endix F
b esc hrieb en w erden, lassen erk ennen, dass
eine Zeit v on
4–5 Min uten
angestrebt wird, in der ein Üb erleb en für P assagiere und
Besatzung in der Kabine in einem „p ost-crash“ Szenario möglic h ist [12].
1.4 Einsatz v on CFK in der zivilen Luftfahrt
Seit dem Beginn der zivilen Luftfahrt standen Ingenieure v or der Herausforderung,
eine extrem leic h te ab er hö c hst b elastungsfähige Flugzeugstruktur zu en t wic ke ln, die es
ermöglic h t, P assagiere üb er w eite Strec k en sc hnell und sic her zu transp ortieren. CFK b e-
sitzt im V ergleic h zu klassisc hen K onstruktionsw erkstoffen wie z.B. Aluminium eine hohe
F estigk eit und Steifigk eit b ei gleic hzeitig niedriger Dic h te [13]. In
T ab elle 1.1
sind Mate-
rialk enn w erte für das in der Luftfahrt v erw endete
Aluminium 2024
basierend auf einer
Al-Cu-Mg Legierung und für einen carb onfaserv erstärkten Kunststoff (CFK), repräsen-
tativ für den Einsatz in der Luftfahrt, aufgeführt. Betrac h tet man die Materialk enn w erte
eines unidirektionalen (UD) CFK, indem die F asern n ur in Lastric h tung (0
◦
) v erlaufen,
sind die V orteile gegen üb er dem Aluminium deutlic h. Ein unidirektionaler CFK mit
einem F aserv olumengehalt v on
60 %
, in termediate mo dulus (IM) F asern (E-Mo dul
≈
295 GP a
) und Ep o xidharzmatrix (E-Mo dul
≈ 3,5 GP a
) b esitzt b ei Raum temp eratur
mehr als das
6–fac he
an F estigk eit und das
2,5–fac he
an Steifigk eit im V ergleic h zu
AL 2024
. In einer Flugzeugstruktur, b esonders in der Rumpfhaut, treten jedo c h m ul-
tiaxiale Spann ungszustände auf. Das in der Luftfahrt b esonders häufig v erw endete
„Flugzeugbau“-Laminat [0
◦
/90
◦
/
±
45
◦
]
S
ist aus FKV Einzelsc hic h ten zusammengestellt,
Material Dic hte [ g cm − 3 ] Zugfestigk eit [ MP a ] Zugmo dul [ MP a ]
Al 2024 2,78 420 69.000
CFK 0 ◦ 1,58 2.786 182.000
CFK [0 ◦ /90 ◦ / ± 45 ◦ ] S 1,58 849 68.100
T ab elle 1.1: Materialeigensc haften für t ypisc he Luftfahrt w erkstoffe: Aluminium 2024
im V ergleic h zu CFK mit einem F aserv olumengehalt v on
60 %
b ei Raum temp eratur,
IM-F asern und Ep o xidharzmatrix, für F aserorien tierung in Lastric h tung (0
◦
) und quasi-
isotrop en Aufbau ([0 ◦ /90 ◦ / ± 45 ◦ ] S ) [14]
7

1. Einleitung
deren F aserorien tierungswink el sic h um 45
◦
un tersc heiden. Damit w eist dieses Laminat
nahezu in alle Ric h tungen die gleic he Steifigk eit auf und k ann als quasiisotrop b ezeic hnet
w erden. Dieser univ ersale Laminataufbau hat den V orteil, dass Lasten un tersc hiedlic her
Ric h tungen, üb erwiegend durc h die F asern aufgenommen w erden. Der in Abbildung 1.4
x ( 0°)
y (90°)
z
I
II
III
0°
+ 45°
+ 90°
+ 90°
+ 45°
0°
- 45°
- 45°
0°
45°
90°
135°
180°
St eifigkeits -Polardiagramm
Steifigk eit UD-Lag e
Steifigk eit FKV

Abbildung 1.4: Quasiisotrop er Laminataufbau aus UD-Lagen mit F aserorien tierungswin-
k eln v on 0
◦
,
± 45 ◦
und 90
◦
und zugehörigen sc hematisc hen Steifigk eits-P olardiagramm,
angelehn t an [14] S.186 und [13] S.227
dargestellte quasiisotrop e Laminataufbau ist aus ac h t UD-Einzellagen mit F aserorien-
tierungswink eln v on 0
◦
,
± 45 ◦
und 90
◦
v on gleic her Sc hic h tdic k e zusammengestellt. Der
FKV ist zur Mitteleb ene (I) und den
Eb enen (I I) und (I I I)
symmetrisc h und b esitzt
damit isotrop e Eigensc haften. Das Steifigk eits-P olardiagramm des quasiisotrop en La-
minataufbaus zeigt, dass die Einzelsteifigk eiten der UD-Lagen zu einer kreisförmigen
Gesam tsteifigk eit der FKV v ersc hmelzen. Dab ei v erliert der V erbund an Steifigk eit im
V ergleic h zur UD-Einzellage, wie in T ab elle 1.1 zu en tnehmen, dass n ur annähernd die
Steifigk eit v om
Al 2024
erreic h t wird. Mit diesem quasiisotrop en „Flugzeugbau“-Laminat
w erden die Materialeigensc haften v on Aluminium nac hgeahm t, w elc hes demnac h als
„sc h w arzes Aluminium“ b ezeic hnet wird. Der V orteil der geringeren Dic h te des CFK
bleibt b estehen und das Strukturgewic h t k ann damit im V ergleic h zum Aluminium
auf et w a
56 %
reduziert w erden. Im mo dernen Flugzeugbau w erden w ährend der En t-
wic klung die Lasten in der Flugzeugstruktur mittels Finite-Elemente-Methode (FEM)
rec hnergestützt sim uliert und b estimm t. Bei der Dimensionierung eines Strukturbauteils
wird der Lagenaufbau des CFKs en tsprec hend der Lastsituation angepasst. Damit wird
8

1.5 Motiv ation und Zielsetzung
das Material optimal gen utzt und w eitere Gewic h tsreduktionen sind möglic h.
Seit 1982 w erden elemen tare Steuerelemen te wie Bremsklapp en, Seitenruder, Höhen-
ruder und Seitenleit w erk in CFK Bau w eise gefertigt. Sc hritt für Schritt k amen mehr
Bauteile und Strukturelemen te aus CFK dazu. Der erste k omplett aus CFK gefertigte
Flügel wurde für einen Militärtransp orter en t wic k elt, der 2013 seine Zulassung erhielt.
Die
B787
ist eine der neusten En t wic klungen des Flugzeugherstellers Bo eing (siehe Ab-
bildung 1.5). Bei diesem Mo dell wird erstmals zusätzlic h die k omplette Rumpfstruktur
und der Flügel aus CFK gefertigt, w ob ei CFK damit einen Massenan teil v on
53 %
an
der Gesam tstruktur aufw eist.
Abbildung 1.5: Bo eing 787-8 Dreamliner c
 motiv e56/Shotshop.com
1.5 Motiv ation und Zielsetzung
Die Bo eing 787 ist ein nac h EASA
CS-25
zugelassenes Flugzeugm uster und hat damit die
Berec h tigung im europäisc hen Luftraum zu op erieren. Nic h t n ur in der Luftfahrt ist der
Einsatz v on FKV w eit v erbreitet. In der Sc hifffahrt w erden FKV zur K onstruktion v on
F reizeitb o oten, Sc hnellfähren und Ob erbauten und Dec ks v on großen Sc hiffen v erw endet.
Ist der Gebrauc h v on FKV in Zügen no c h spärlic h v ertreten, so steigt auc h hier das
In teresse an dem Leic h tbau w erkstoff für Sitze, V erkleidungen und W aggondäc her. Im
Bau w esen w erden FKV v erstärkt für F assaden, Üb ergänge und Brüc k en v erw endet.
Bislang galt die Standfestigk eit v on FKV un ter Brandein wirkung (engl.: fir e stability)
als limitierender F aktor b ezüglic h des Einsatzes als lasttragende Struktur im zivilen
P ersonen transp ort und im Bau w esen [12, 15
–
23]. FKV, die einem V ollbrand ausgesetzt
9

1. Einleitung
sind, w eisen nac h kurzer Zeit einen sc hnellen V erlust ihrer mec hanisc hen Stabilität auf.
Sobald die Glasüb ergangstemp eratur erreic h t ist, t ypisc her W eise b ei T emp eraturen v on
100 – 200 ◦ C
, v erliert die Kunststoffmatrix ihre stützenden und sc h ützenden Eigensc haf-
ten [24
–
37]. Ob w ohl meist Zugkräfte aufgrund der in takten F asern des FKV üb ertragen
w erden k önnen [38
–
40], führen Druc kb eanspruc h ungen zu einem v orzeitigen Beulen und
k ompletten V ersagen der strukturellen In tegrität. F olglic h w eisen FKV Strukturen, die
auf Druc k b elastet und gleic hzeitig einem V ollbrand ausgesetzt sind, kurze Zeiten bis
zum V ersagen auf [41
–
44]. Bei höheren T emp eraturen v on
300 – 400 ◦ C
zersetzt sic h die
P olymermatrix thermisc h mit einer F reigab e v on Wärme, Rauc h, Ruß und to xisc hen
Gasen. V or allem die to xisc hen V erbrenn ungspro dukte, wie z.B. K ohlenstoffmono xid
(CO)
, stellen in den meisten Fällen das größte Gefahrenp oten tial für die P assagiere
dar. Bereits kleinste Mengen K ohlenstoffmono xid k önnen den T o d zur F olge hab en [45].
Zum Sc h utz v or F euer und Wärme w erden lasttragende FKV Strukturen heutzutage
mittels thermisc h isolierenden Materialien, Flammsc h utzmitteln o der in tumeszierenden
Besc hic h tungen zusätzlic h gesc h ützt [46–56].
Mit dem Einsatz v on CFK für lasttragende Primärstrukturen wie z.B. dem Flügel
und der Rumpfstruktur mo derner P assagierflugzeuge, stellt sich die F rage nac h deren
Standfestigk eit un ter Brandb eanspruc h ung im F alle eines „p ost-crash“ F euers, unter
gleic hzeitiger mec hanisc her Belastung, die aus dem Eigengewic h t so wie der Nutzlast
resultiert. Nic h t zuletzt der V ergleic h zu etablierten Luftfahrtstrukturen aus Aluminium-
legierung, k ann als sinn v oller Maßstab für die Klassifizierung der F euerstabilität v on CFK
Strukturen herangezogen w erden. In der Wissensc haftsliteratur lassen sic h un tersc hied-
lic he Ansätze v on Un tersuc h ungsmetho den finden, die darauf abzielen, einerseits den
Sc hädigungsprozess v on FKV un ter direkter Beflamm ung mit mathematisc hen Mo dellen
b esc hreib en zu k önnen und darüb er hinaus den zusätzlic hen Einfluss v on gleic hzeitiger
mec hanisc her Belastung mit abbilden zu k önnen. Mouritz et al. v eröffen tlic h ten eine
Zusammenfassung, die den wissensc haftlic hen F ortsc hritt der Mo dellbildung des struktu-
rellen V erhaltens v on FKV im F euer b esc hreibt [26]. Demnac h ist das Sc hadensbild v on
FKV un ter direkter Beflamm ung v erstanden und ist c harakterisiert durc h thermisc he
Zersetzung der Matrix, P oren bildung, Delamination, F aser-Matrix-Ablösung, Matrixriss-
und V erk ohlungsbildung. Aktuelle Mo delle b esc hreib en mit ausreic hender Genauigk eit
die Wärmev erteilung innerhalb eines FKV un ter thermisc her Belastung. Darüb er hinaus
wurden Mo delle aufgestellt, die die genann ten Sc hadensbilder einzeln abbilden k önnen, je-
do c h bislang nic h t ausreic hend v alidiert wurden mittels exp erimen teller Un tersuc h ungen.
Ein umfassendes Sc hadensmo dell, w elc hes den gesam ten Sc hädigungsprozess eines FKV
10

1.5 Motiv ation und Zielsetzung
un ter direkter Beflamm ung b esc hreibt, k onn te bisher nic h t zufriedenstellend en t wic k elt
w erden. F olglic h ist es leic h t nac hzuv ollziehen, dass der Einfluss einer sim ultan wirk en-
den Last, die K omplexität der V ersagensmec hanismen eines direkt b eflamm ten FKV
vielfac h steigert. Der Rüc ksc hluss auf das mec hanisc he V erhalten einer k omplexen FKV
Struktur, wie eine stringerv ersteifte Rumpfsc hale un ter einseitiger direkter Beflamm ung,
ist folglic h nic h t möglic h. V or allem un ter der Berüc ksic h tigung des bisher v orrangig
abgebildeten Maßstab es der FKV Prüfk örp er im „Small-scale“ (
≈
150
×
150
mm
) und der
v ariierenden thermisc hen Belastung (
25 – 185 kW m − 2
), wurden Materialeigensc haften
b estimm t, die nic h t auf mec hanisc he V ersagensmec hanismen eines Strukturbauteils, wie
einem stringerv ersteiften Rumpfsegmen t, extrap oliert w erden k önnen [24, 38, 57–75].
In der v orliegenden Arb eit wird ein neuartiger Ansatz verwirk lic h t, um das Stabi-
litätsv erhalten und die Standfestigkeit un ter Brandein wirkung v on CFK Strukturen
zu un tersuc hen. Zunäc hst wird anhand einer analytisc hen Rec hn ung der Einfluss des
Größenmaßstab es und der Krümm ung auf die Beulstabilität v on CFK Sc halen b estimm t.
W eiterführende Berec hn ungen zeigen den b eulw erterhöhenden Effekt v on Längsv erstei-
fungen an der Sc haleninnenseite auf so wie die maximal erreic h bare V ersteifungswirkung,
mit in der Luftfahrt v ertretbaren Materialeinsatz. Für die exp erimen tellen Un tersuc h un-
gen wird der „In termediate-scale Fire Stabilit y T est-setup“ (IFST) der Bundesanstalt
für Materialforsc h ung und -prüfung (BAM) v erwendet, der die V oraussetzung bietet,
gekrümm te und stringerv ersteifte CFK Strukturen einem V ollbrand (
185 kW m − 2
) nac h
CS/F AR 25.856
auszusetzen und gleic hzeitig mit einer Druckkraft zu belasten und
die Zeit bis zum V ersagen zu b estimmen. Die „In termediate-scale“ Prüfk örp er hab en
eine Dimension v on
500 × 500 mm 2
(Länge
×
Breite) und bilden damit repräsen tati-
v e Strukturen ab, wie sie t ypisc her W eise für Rumpfk onstruktionen in der Luftfahrt
gen utzt w erden. Hierb ei gilt eine Druc kb eanspruc h ung in der Struktur als kritisc h im
V ergleic h zu einer Zugb eanspruc h ung. Analytisc he und mittels FEM gestützte Rec h-
n ungen w erden herangezogen, um das Stabilitätsv erhalten v on CFK Sc halenstrukturen
zu b estimmen und den Einfluss v on strukturellen Längsv ersteifungen wie Stringern
herauszustellen. Mit dieser neuen Un tersuc h ungsmetho de ist, anders als im „Small-scale“,
ein realistisc hes Abbild der Strukturbauteile und das Identifizieren der zugehörigen
V ersagensmec hanismen im V ersuc h ermöglic h t.
Die exp erimen tellen Un tersuc h ungen w erden die Bedeutung der Gesam tstruktur eines
Prüfk örp ers auf die Standfestigk eit un ter Brandb eanspruc h ung im V ersuc h herausstel-
len. Dazu w erden un v ersteifte CFK Sc halen im IFST getestet und deren Leistungs-
fähigk eit der v on repräsen tativ en stringerv ersteiften CFK Sc halen gegen üb ergestellt.
11

1. Einleitung
Gleic hermaßen wird der F euerwiderstand v on Rumpfsegmen ten eines k on v en tionellen
Aluminiumflugzeuges ermittelt. Dies sc hafft die V oraussetzung einen V ergleic h zwisc hen
b eiden Materialk onzepten CFK und Aluminium ziehen zu k önnen, die in der Luftfahrt
eingesetzt w erden.
In einer zw eiten V ersuc hsphase w erden, basierend auf dem Prinzip v on „P olymer
Metal Laminates“ (PML), un v ersteifte und v ersteifte CFK Sc halenstrukturen mit
in tegrierten Brandsc h utzlagen auf v erlängerte V ersagenszeiten un ter Brandein wirkung
und gleic hzeitiger Druc kb elastung getestet. Hierzu w erden einerseits die Effekte der
thermisc hen Zersetzung des FKV, wie P oren bildung und Delamination genutzt, um
thermisc h isolierende Zwisc henräume inmitten der einzelnen CFK Lagen zu erzeugen.
Anderseits w erden die Eigensc haften v on in tegrierten durc h brandsic heren Sc h utzlagen
gebrauc h t, um die darun ter liegende CFK Struktur v or einer direkten Beflamm ung
zu sc h ützen. Anhand einer b egleitenden Rauc hgasanalyse w erden die Bestandteile der
thermisc hen Zersetzungspro dukte der P olymermatrix der CFK Strukturen b estimm t.
12

2. Grundlagen, Metho den und Berec h-
n ungen
2.1 Flugzeugstruktur und Belastung
Die En t wic klung der Flugzeugstrukturen in der zivilen Luftfahrt basiert einerseits auf
der Not w endigk eit v on geringem Strukturgewic h t und andererseits auf der F orderung
nac h hö c hstmöglic her Sic herheit. Mit den Anfängen der Luftfahrt wurde 1940 das
„Safe life“
K onstruktionsprinzip ins Leb en gerufen. Es b esagt, dass eine Struktur w ährend
ihrer gesam ten Leb ensdauer w eder statisc he no c h dynamisc he Sc häden da v on tragen
darf. Nac h den Unfällen im Jahr 1954 mit der De Havilland Comet 1 bei denen
Materialerm üdung die Ursac he w ar, forderten die Behörden einen Nach w eis gegen
Erm üdung in der Rumpfstruktur o der die Auslegung nac h der „F ail safe“ Philosophie.
Hierb ei wird v on der Möglic hk eit ausgegangen, dass Anrisse in der Struktur en tstehen.
Diese Sc hädigung darf jedo c h nic h t zum k ompletten V ersagen der Struktur führen und
Belastungen m üssen üb er die übrigen Lastpfade ertragen w erden. Das K onzept der
„Damage tolerance“ ist eine W eiteren t wic klung und findet seit 1970 An w endung in der
Luftfahrt und ist bis heute maßgeb end für die Sic herheit. Es wird v erlangt, dass die
Struktur Sc häden ertragen m uss ohne zu v ersagen, bis diese in einem festgesetzten
W artungsin terv all en tdec kt w erden und repariert w erden k önnen.
Die B787 ist ein Beispiel für ho c hmo derne F aserv erbundk onstruktionen und die
K onsequenz aus den F orderung nac h geringeren Reisek osten, b esserer Servicequalität,
hö c hste Sic herheit und b esten ök ologisc hen Standards. Für diese CFK Flugzeugstruk-
turen wird das
„no crac k gro wth“
K onzept angew endet. Dieses b esagt, dass Risse o der
Delaminationen innerhalb der Struktur nic h t w eiter an w ac hsen [14], w enn für eine
dynamisc h b elastete CFK Struktur, die Dehn ung auf ein Maxim um limitiert ist. Je
nac h Material ist dazu der W ert v on 0,4 % Dehn ung t ypisc h. T rapp e et al. zeigten, dass
für ausgew ählte CFK Materialien eine Erm üdung ab 0,3 % Dehn ung un ter dynamisc her
13

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
Belastung ein tritt und die F estigk eit herabsetzt [76]. Für die Auslegung einer CFK
Luftfahrtstruktur nac h dem
„no crac k gro wth“
K onzept wird deshalb v orausgesetzt,
dass möglic he Sc häden, die w ährend des Betriebs o der sc hon w ährend der F ertigung
auftreten k önnen, in der Strukturauslegung b erüc ksic h tigt w erden m üssen. Nic h t sich t-
bare Sc häden, z.B. durc h Einsc hläge auf die Struktur, m üssen eb enfalls für die gesam te
Leb ensdauer des Flugzeuges tragbar sein, ohne dab ei die Grenzlast (engl.: ultimate
lo ad) der CFK Struktur zu überschreiten. Eine Strukturv ersteifung durc h Stringer
wirkt, neb en dem Gewinn an Steifigk eit und T ragfähigk eit, zusätzlic h p ositiv auf das
„no crac k gro wth“
Prinzip. Risse o der Sc häden, die in der Haut en tstanden sind, w andern
auc h un ter dynamisc her Belastung nic h t unmittelbar in die Stringer weiter [77]. Der
V orteil dieser sc hadenstoleran ten Bau w eise ist eine sehr w artungsfreundliche Luftfahrt-
struktur mit geringem Reparaturaufw and. Ein Nac h teil dieser robusten Auslegung liegt
in einem höheren Strukturgewic h t, das auf dic k ere W andstärk en zurüc kzuführen ist,
w elc he Stöße und Einsc hlage auf die Struktur v erkraften. Abbildung 2.1 zeigt einen
Quersc hnitt eines CFK Rumpfes in der Mon tage b ei Premium AER OTEC in Norden-
ham. Die umlaufenden und senkrec h t zur Längsac hse des Flugzeuges liegenden Span ten
Abbildung 2.1: V ersteifte CFK Rumpfsektion in der Mon tage b ei Premium AER OTEC
in Nordenham,
c

Premium AER OTEC (h ttps://www.premium-aerotec.com /medien
/pressebilder/)
14

2.1 Flugzeugstruktur und Belastung
bilden die F orm und das Grundgerüst des Rumpfes. Die in Längsric h tung v erlaufenden
Stringer erhöhen die kritisc he Beullast der Rumpfhaut und steigern die Biegesteifigk eit
der Rumpfstruktur. W urden in der Aluminium bau w eise hauptsäc hlic h offene Profil-
formen für die V ersteifselungselemen te v erw endet, so wird in der CFK Bau w eise auf
ein gesc hlossenes „ Omega“-Profil zurüc kgegriffen. Die hohe Anzahl an Stringern mit
einem geringen Abstand zueinander lässt sic h als zusätzliche Sic herheit hinsic h tlic h
der Leb ensdauer der Flugzeugstruktur deuten. Abbildung 2.2 zeigt zum V ergleic h eine
Abbildung 2.2: V ersteifte Aluminium Seitensc hale in der Mon tage b ei Premium
AER OTEC in Nordenham,
c

Premium AER OTEC (h ttps://www.premium-
aerotec.com/medien/pressebilder/)
Rumpfseitensc hale in Aluminium Bau w eise w ährend der Mon tage. Der Abstand der
Stringer so wie deren Größe, b ezogen auf die Quersc hnittsfläc he, fällt geringer aus als
b eim CFK Rumpf.
Hinsic h tlic h eines „p ost-crash“ Szenarios, in dem der Rumpf einem v oll en t wic k elten
Brand ausgesetzt wird, ist die Standfestigk eit un ter Brandein wirkung und der Durc h-
brandwiderstand der Rumpfstruktur aussc hlaggeb end für die Gew ährleistung v on Zeit
bis zum V ersagen, um eine v ollständige Ev akuierung ermöglic hen zu k önnen. Dab ei
ist ein Szenario, in dem das Flugzeug auf dem ausgefahrenen F ahrwerk steh t und die
Flammen sic h auc h un ter dem Rumpf ausbreiten k önnen, am kritisc hsten anzusehen, wie
15

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
maximales Abfluggewic ht (MTO W) 308 t
maximales Nullkraftstoffgewic h t (MZFW) 220 t
Einsatz-Leermasse (OEW) 116 t
Nutzlast 104 t
T reibstoff 86 t
Strukturgewic ht 75 t
Flügelgewic ht 31 t
T rieb w erksgewich t 2 × 5 , 8 t
T ab elle 2.1: Flugzeuggewic h tsv erteilung eines repräsen tativ en CFK Flugzeuges und
Absc hätzungen nac h [78]
v on W ebster im „F ull-scale“ T est [10] gezeigt. Zur Absc hätzung der Belastung im Rumpf
als Grundlage für statisc he Belastungsv orgab en im Exp erimen t, wird ein v ereinfac h tes
Biegebalk enmo dell repräsen tativ en CFK Flugzeuges erstellt. Es wird angenommen,
dass das Flugzeug v oll b esetzt und b etankt ist. Die Flugzeugsp ezifik ationen dienen als
Berec hn ungsgrundlage, siehe T ab elle 2.1.
Das Flugzeugstrukturgewic h t und Flügelgewic h t w erden nac h [78] mit 24,5 % bzw. 10 %
des MTO W abgesc hätzt. Die Nutzlast ist die Differenz aus MZFW und OEW. Aus den
gegeb enen Massen lassen sic h eine Strec k enlast für das gesam te Strukturgewic h t des
Flugzeuges üb er die k omplette Länge, eine Strec k enlast für die Nutzlast und eine Einzel-
A
A
z
x
B z
72185 mm
3769 5 mm
32631 mm
4532 mm
T riebwerke, Flügel, T reibsto! = 1303 kN
ausgerüsteter Rumpf = 10, 16 N/ mm
Nutzlast = 21, 18 N/ mm
52959 mm
A B

Abbildung 2.3: V ereinfac h tes Biegebalk enmo dell für die Rumpfb elastung eines repräsen-
tativ en CFK Flugzeugs am Bo den
16

2.1 Flugzeugstruktur und Belastung
kraft für T rieb w erk e, Flügel und T reibstoff herleiten. Die Maße und Angriffspunkte der
Lasten k önnen Abbildung 2.3 en tnommen w erden. Das Bug- und Hauptfahrw erk w erden
als Auflagerpunkte A und B angesehen. Aus den statisc hen Belastungen ergibt sic h der
Querkraft- und Biegemomen ten v erlauf üb er die Rumpflängsac hse, siehe Abbildung 2.4.
Die maximale Querkraft- und Biegemomen ten b elastung tritt am Auflager B, also im
- 2 0 0 0
- 1 5 0 0
- 1 0 0 0
- 5 0 0
0
5 0 0
1 0 0 0
Q u e r k r a f t i n k N
Q u e r k r a f t
- 1 , 2 5 0 x 1 0 4
- 9 , 3 7 5 x 1 0 3
- 6 , 2 5 0 x 1 0 3
- 3 , 1 2 5 x 1 0 3
0 , 0 0 0
3 , 1 2 5 x 1 0 3
6 , 2 5 0 x 1 0 3
C
B
B i e g e m o m e n t
B i e g e m o m e n t i n k N m
A

Abbildung 2.4: Querkraft- und Biegemomen ten v erlauf zum v ereinfac h ten Biegebalk en-
mo dell für ein repräsen tativ es CFK Flugzeug
Rumpfquersc hnitt an der P ostion des Hauptfahrw erk es, auf. An dieser P osition ist die
Flugzeugstruktur b esonders v erstärkt, w eil dort die Flügelstruktur durc h den Rumpf
w eiter geführt wird und die An bindung an den Rumpf realisiert ist. Aus diesem Grund
ist es w ahrsc heinlic her, dass in einem „p ost-crash“ F euer das erste V ersagen in einer
Rumpfsektion w eiter in Ric h tung Flugzeughec k auftritt. China Airlines Fligh t 120 v om
20. August 2007 ist dafür ein realistisc hes Beispiel, in dem niemand zu Sc haden gek om-
men ist. Dem Unfallb eric h t [79] k ann en tnommen w erden, dass nac h dem Erreic hen
der P arkp osition der Bo eing
737-800
, aufgrund eines T reibstofflec ks im rec h ten Flügel
üb er dem T rieb w erk, ein F euer ausbrac h. Das auslaufende Kerosin v erteilte sic h sc hnell
un ter dem gesam ten Aluminiumrumpf, der nac h kurzer Zeit k omplett in Flammen
stand. Die strukturelle In tegrität des Rumpfes versagte im F euer nac h 5:33 Min uten
und brac h hin ter dem Ende des Flügelk astens, so dass der hin tere Rumpfteil abknic kte
und zu Bo den fiel. Wird der V ersagensort auf den Rumpf des repräsen tativ en CFK
Flugzeugs b ezogen, ergibt sic h der Punkt C in Abbildung 2.4. Das Biegemomen t im
Punkt C aus dem v ereinfac h ten Biegebalk enmo dell b eträgt
M B
= 6
×
10
3 kN m
und
wird als repräsen tativ angenommen für eine maximale Belastung im Rumpf w ährend
eines „p ost-crash“ F euer Szenarios. Zur Berec hn ung des Fläc hen trägheitsmomen tes des
17

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
W andstärk e I xx [ mm 4 ] σ B [ MP a ] I xx, Stringer [ mm 4 ] σ B ,S tr ing er [ MP a ]
3 mm 2 , 549 × 10 11 70,7 39,2
4 mm 3 , 400 × 10 11 53,0 + 2 , 050 × 10 11 33,1
5 mm 4 , 252 × 10 11 42,4 28,6
T ab elle 2.2: Repräsen tativ es CFK Flugzeug mit Rumpfdurc hmesser 6
m
b ei MTO W; Flä-
c hen trägheitsmomen t I
xx
des un v ersteiften Rumpfes und zugehörige mittlere Biegespan-
n ung
σ B
, zusätzlic hes Fläc hen trägheitsmomen t I
xx, Stringer
der gesam ten Stringerstruktur
und Biegespann ung σ B ,S tr ing er im v erstärkten Rumpfquersc hnitt
Rumpfquersc hnitts, wird dieser als CAD-Mo dell nac h Abbildung 2.1 erstellt, w ob ei
die Stringergeometrie und Anzahl üb ernommen wird. Der Rumpfdurc hmesser wird
mit 6
m
angenommen. Es wird das Fläc hen trägheitsmomen t des Rumpfquersc hnitts
für die W andstärk en 3, 4 und 5
mm
so wie das Fläc hen trägheitsmomen t der gesam ten
Stringerstruktur b estimm t. Die mittlere Biegespann ung wird b erec hnet zu:
σ B = M B · z
I xx
(2.1)
Der mittlere Randfaserabstand z wird jew eils auf die zugehörige W andstärk e b ezogen.
Bei einer Rumpfw andstärk e v on
3 mm
v erringert die Stringerstruktur die Biegespann ung
um
45 %
und b ei einer W andstärk e v on
4 mm
um
38 %
, ohne dab ei eine un terschied-
lic he F aserorien tierung zwisc hen Stringer und Rumpfw and zu b erüc ksich tigen. Diese
v ereinfac h te Belastungsabsc hätzung dien t v or allem zur Bestimm ung v on Prüflasten für
die F euerwiderstandsprüfungen.
18

2.2 Stabilitätsb etrac h tungen
2.2 Stabilitätsb etrac h tungen
Leic h tbauk onstruktionen sind durc h dünne tragende Wände und einem kleinem V erhält-
nis v on Belastung zu Stützlänge c harakterisiert. Un ter Druc k- und Sc h ubb elastungen
w eisen Leic h tbaustrukturen deshalb ein hohes Beulrisik o auf. Ist die kritisc he Beullast
erreic h t, v erliert die Struktur ihre ursprüngliche F orm und eine o der mehrere Beulen
bilden sic h. Die Anzahl und Lager der Beulen ist abhängig v om Seiten v erhältnis, der
Geometrie, der Belastung und den Lagerungsrandb edingungen der Struktur. Die durc h
das Beulen v erursac h te elastisc he o der plastisc he V erform ung k ann die T ragfähigk eit der
Leic h tbauk onstruktion und m uss daher v erhindert w erden. Ein Erhöhen der Druc kb elas-
tung führt zu größeren V erform ungen bis ein kritisc her Spann ungszustand im Material
erreic h t ist und die Struktur v ersagt. Die zugehörige Last wird als Bruc hlast b ezeic hnet.
Die folgenden analytisc hen Betrac h tungen dienen der Abgrenzung eines geeigneten Prüf-
k örp ermaßstab es, der so w ohl die Möglic hk eit sc hafft, repräsen tativ e Luftfahrtstrukturen
abzubilden, als auc h mit ök onomisc h v ertretbaren Mitteln zu realisieren ist.
Für die Berec hn ungen in diesem Kapitel, gelten die Steifigk eitsmatrizen für ein
quasiisotrop es CFK Laminat für v ersc hiedene W andstärk en, aufgeführt im
Anhang A.2
.
Die Matrizen wurden mit dem frei n utzbaren Laminatb erec hn ungsprogramm eL amX
2.3 der TU Dresden und den v ertraulic hen Materialdaten b estimm t.
2.2.1 Beulstabilität v on un v ersteiften CFK Sc halen
Im V ergleic h zu Platten w eisen Sc halenstrukturen der gleic hen W andstärk e, n ur auf-
grund ihrer Krümm ung, eine höhere kritisc he Beullast b ei Druc klasten parallel zur
Krümm ungsac hse auf. Im folgenden wird eine analytisc he Berec hn ung der kritisc hen
Beullasten für CFK Sc halen v ersc hiedener Krümm ungsradien im V ergleic h zur CFK
Platte mit gleic hem Lagenaufbau aufgezeigt. Dazu w erden die Berec hn ungsmetho-
den für Beulanalysen v on dünnen, orthotrop en Platten und Sc halen, aufgestellt v on
Wiedemann [77][Gl.4.3-3 u. 4.3-10], herangezogen. Die CFK Sc halen so wie Platten
hab en Abmessungen v on
500 × 500 mm 2
und sind als quasiisotrop es CFK Laminat mit
Ep o xidharzmatrix aufgebaut. Gleic h ung 2.2 definiert den Beulw ert
k p
für orthotrop e
Platten:
k p ≡ p p,k rit · b 2
π 2 p B x B y
= ( α w /m + m/α w ) 2 + 2( η − 1) , mit α w ≡ a/b 4
q B y /B x (2.2)
Für die hier un tersuc h ten quadratisc hen Platten und Sc halen ergibt sic h
a/b
= 1 .
Eb enfalls ist Halb w ellenzahl in Druc kric h tung
m
= 1 . Damit ergibt sic h die kritische
19

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
Beullast p p,k rit der Platte mit dem wirksamen Seiten v erhältnis α w zu:
p p,k rit = π 2 ( α 2
w + 1 /α w + 2 η ) p B x B y
b 2 (2.3)
Gleic h ung 2.4 definiert den Beulw ert
k s
für orthotrop e Sc halen mit sc h w ac her Krüm-
m ung:
k s ≡ p s,k rit · b 2
π 2 p B x B y
= 2(1 + η ) + Ω
π 4 (  + 2 ξ + 1 / ) (2.4)
mit
 ≡ q B x D y
B y D x η ≡ B xy
√ B x B y
ξ ≡ √ D x D y
D xy Ω ≡ b 4
r 2 q D x D y
B x B y
Ein höherer Beulw ert
k
einer auf Druc k b elasteten, dünn w andigen CFK Sc hale o der
Platte, repräsen tiert einen erhöh ten strukturellen Widerstand gegen Beulen. Gleic h ung
2.4 nac h p s,k rit umgestellt, ergibt die kritisc he Beullast der Sc hale:
p s,k rit = p B x B y
b 2  2 π 2 (1 + η ) + Ω
π 2 (  + 2 ξ + 1 / )  (2.5)
Die kritisc he Beullast wird für CFK Platten mit W andstärk en v on
1 – 5 mm
b erec h-
net. Demen tsprec hend wird die kritisc he Beullast für CFK Sc halen mit v ersc hiedenen
Krümm ungsradien b estimm t. Die Ausw ahl der Radien b ezieht sic h auf, für die zivile
Luftfahrt t ypisc he, Rumpfdurc hmesser. Die Ergebnisse der analytisc hen Beulanalyse
sind in Abbildung 2.5 dargestellt. Die kritisc hen Beullasten sind normiert auf die der
CFK Platte mit einer W andstärk e v on
4 mm
. Damit sind alle w eiteren aufgezeigten
kritisc hen Beullasten ein Vielfac hes der ausgew ählten Referenz. Die Berec hn ungen
zeigen, dass eine Sc hale eine intrinsisc h höhere kritisc he Beullast im V ergleic h zur
Platte mit den gleic hen Dimensionen aufw eist. Aufgrund der Krümm ung treten neb en
Biegespann ungen eb enfalls Mem branspann ungen auf, w elc he die Beulsic herheit deutlic h
erhöhen. Eine Sc hale mit einer W andstärk e v on
4 mm
und einem Krümm ungsdurc hmes-
ser v on
1975 mm
b esitzt eine
7-fac h
höhere kritisc he Beullast als eine Platte. Fü r größere
Flugzeuge mit einem größer w erdenden Rumpfdurc hmesser v erringert sic h die kritisc he
Beullast, w eil der v ersteifende Einfluss der Krümm ung sc h windet. Die Berec hn ungen
zeigen, dass eb enfalls die geometrisc he F orm, einer un ter Druc k b elasteten Struktur,
Einfluss auf das Stabilitätsv erhalten hat.
20

2.2 Stabilitätsb etrac h tungen
1 , 0 1 , 5 2 , 0 2 , 5 3 , 0 3 , 5 4 , 0 4 , 5 5 , 0
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
1 0
k r i t i s c h e B e u l l a s t
p k r i t
n o r m i e r t a u f
C F K P l a t t e 4 m m
C F K S c h a l e n / P l a t t e n W a n d s t ä r k e i n m m
1 9 7 5 m m
2 6 0 0 m m
2 8 2 0 m m
2 9 8 0 m m
P l a t t e
R e f e r e n z

Abbildung 2.5: Kritisc he Beullasten für CFK Sc halen mit Krümm ungsradien en tspre-
c hend der Rumpfgeometrie der aufgeführten Flugzeugm uster, normiert auf die Beullast
der CFK Platte
500 × 500 × 4 mm 3
mit quasiisotrop en Lagenaufbau; allseitig gelenkige
Lagerung
2.2.2 Small-scale vs. In termediate-scale
Gleic h ungen 2.3 und 2.5 w erden im F olgenden v erw endet, um den Einfluss des Prüfk örp er-
maßstab es auf die kritisc he Beullast herauszustellen. Es w erden die b ereits b erec hneten
kritisc hen Beullasten der CFK Sc hale mit dem Krümm ungsradius des Rumpfes v on
2980 mm
im In termediate-scale (500
×
500
mm 2
) denen der gleic hen CFK Sc hale im
Small-scale (150
×
150
mm 2
) gegen üb er gestellt. Die W andstärk e wird v on
1 – 5 mm
v ariiert. Das Ergebnis des V ergleic hs ist in Abbildung 2.6 dargestellt. Die kritisc hen
Beullasten sind normiert auf die Beullast der
4 mm
dic k en CFK Sc hale im In termediate-
scale. Bis zu einer W andstärk e v on
2 mm
liegt die kritisc he Beullast der
Small-scale
Sc hale gering un ter der der In termediate-scale Sc hale. Dies ist mit dem sc hwindenden
Krümm ungseinfluss im Small-scale, b ei gleic h bleib enden Krümm ungsradius, zu erklä-
ren. Der Sc halenaussc hnitt v on
150 × 150 mm 2
w eist nahezu k eine Krümm ung mehr
auf, b ezogen auf den Rumpfradius v on
2980 mm
. Dies wird deutlic h b eim V ergleic h
der Beullasten der Small-scale Sc hale mit denen der Small-scale Platte. Sie w eisen
b eide annähernd die selb en Beullasten für die b erec hneten W andstärk en auf. T rotz
der geringen zusätzlic hen Mem bransteifigk eit im Small-scale, steigen die Beullasten der
Small-scale Sc hale ab einer W andstärk e v on
2 mm
deutlic h stärk er an als die Beullasten
21

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
1 , 0 1 , 5 2 , 0 2 , 5 3 , 0 3 , 5 4 , 0 4 , 5 5 , 0
0
1
2
3
4
5
6
7
k r i t i s c h e B e u l l a s t
p k r i t
n o r m i e r t a u f
C F K S c h a l e 4 m m I n t e r m e d i a t e - s c a l e
C F K S c h a l e n W a n d s t ä r k e i n m m
P l a t t e S m a l l - s c a l e
2 9 8 0 m m S m a l l - s c a l e
2 9 8 0 m m I n t e r m e d i a t e - s c a l e
R e f e r e n z

Abbildung 2.6: Kritisc he Beullasten der Small-scale CFK Platte und der CFK Sc halen
mit dem Krümm ungsradius v on 2980
mm
im In termediate-scale:
500 × 500 mm 2
und im
Small-scale:
150 × 150 mm 2
mit quasiisotrop en Lagenaufbau, normiert auf die Beullast
der 4 mm in termediate-scale Sc hale; allseitig gelenkige Lagerung
der In termediate-scale Sc hale. Eine Sc hale mit einer W andstärk e v on
4 mm
und dem
Krümm ungsradius des Rumpfes v on
2980 mm
, b esitzt b ei einer Breite und Länge v on
150 mm
, eine dreimal höhere Beullast als die gleic he Sc hale im In termediate-scale. Dieser
Maßstabsv ergleic h zeigt auf, dass ein strukturmec hanisches Stabilitätsv erhalten einer
un ter Druc k b elasteten CFK Platte o der Sc hale im In termediate-scale, also Bauteil-
maßstab, erfolgen m uss. Mindestens dieser Maßstab muss gew ählt w erden, um ein
realistisc hes Bauteilv erhalten abbilden zu k önnen. Ein Sk alieren zu kleineren Maßstäb en
ist theoretisc h möglic h, jedo c h in der Realität auf Grund v on Mindestdic k en der einzel-
nen CFK Lagen b egrenzt. Ein quasiisotrop er Laminataufbau mit vier v ersc hiedenen
F aserwink eln b esteh t mindestens aus ac h t Lagen. Bei einer festen, minimalen Lagen-
stärk e, ist ein sk alieren zu kleineren W andstärk en, ohne Reduzierung der Lagenanzahl,
nic h t realisierbar. Zur Abgrenzung eines sinn v ollen Prüfk örp ermaßstab es nac h ob en,
wird im ansc hließenden
Absc hnitt 2.2.3
die Beulsteifigk eit v on stringerv ersteiften Sc ha-
len b etrac h tet. Aufgrund der b esc hrieb enen Dünn w andigk eit v on Leic h tbaustrukturen,
w erden diese in der Realität mit strukturellen V ersteifungen v ersehen. Demnac h wird
folgend geprüft, ob der In termediate-scale ausreic h t, um eine Flugzeugrumpfstruktur
für die F euerwiderstandsprüfungen hinreic hend realistisc h abzubilden.
22

2.2 Stabilitätsb etrac h tungen
2.2.3 Beulstabilität v on v ersteiften CFK Sc halen
Zur Anhebung der kritisc hen Druc kb eullast empfiehlt sic h eine mittige V ersteifung der
CFK Sc hale durc h eine Längssteife. In der Luftfahrt w erden längs im Rumpf v erlaufende
V ersteifungen als „Stringer“ b ezeic hnet. Der Stringer b ewirkt b ei ausreic hender Biege-
und Druc ksteifigk eit eine Halbierung des Beulfeldes. Betrac h tet man zunäc hst die mittig
v ersteifte Platte, so ist es einfac h nac h v ollzieh bar, dass durc h Einsetzten v on
b/
2 für die
Breite
b
in Gleic h ung 2.3, die kritisc he Beullast um das vierfac he angehob en wird. Dies
ist, auc h w enn der Stringer einen T eil der Last trägt, die maximale möglic he Steigerung
b ezogen auf die kritisc he Beullast. Für die mittig v ersteifte Sc hale gilt, dass sic h mit
steigendem Krümm ungsparameter Ω die v ersteifende Wirkung des Stringers und damit
der Beulw ertzu w ac hs, v erliert. Es seien nac h [77][Gl.6.3-1] der Biege- und Dehn w ert
eines Stringers wie folgt definiert:
γ L ≡ E I
B x b δ L ≡ E A
D x b (2.6)
Hierb ei en tspric h t
E
, dem E-Mo dul in Stringerlängsric h tung,
I
dem Fläc hen trägheitsmo-
men t um die Biegelängsac hse und
A
der Stringerquersc hnittsfläc he. Die Stabsteifigk eiten
für Biegung und Druc k w erden hierb ei auf die en tsprec henden Steifigk eiten und Breite
der Platte/Sc hale b ezogen. Es lässt sic h der kritisc he Druc kb eulw ert für den orthotrop en
Sc halenstreifen mit einer Halb w elle
n
= 1 quer zur Druc kric h tung nac h [77][Gl.6.3-17]
b erec hnen:
k ≈ 1
1+2 δ L  α 2
w
m 2 + 2 η + m 2
α 2
w
(1 + 2 γ L ) + Ω /π 4
m 2 /α 2
v + 2 ξ + α 2
v /m 2 (1 + 2 δ L )  (2.7)
mit
α v ≡ a
b
4
q D y
D x α w ≡ a
b
4
q B y
B x
Nac h Gleic h ung 2.7 w erden die Druc kb eulw erte für CFK Sc halen mit quasiisotrop en
Laminataufbau in Abhängigk eit v om Biegew ert des Stringers b erec hnet und üb er das
Krümm ungsmaß
√ Ω
in Abbildung 2.7 dargestellt. Es lässt sic h der Einfluss des Stringers
und der Krümm ung auf die Beulform erk ennen. Ohne bzw. mit geringem Biegew ert der
Steife und kleinem Krümm ungsmaß tritt zunäc hst n ur eine Beule (n = 1) üb er
b
auf und
die Längshalb w elle
a/m
ist gleic h
b
. Mit w ac hsendem Krümm ungsmaß und erhöh tem
Biegew ert des Stringers strec kt sic h das Beulseiten v erhältnis zu
a/mb
= 2
−
3 bis das
Beulw ertmaxim um
k max
erreic h t ist und sic h das Beulfeld in Querric h tung halbiert
23

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
Abbildung 2.7: Quasiisotrop e CFK Sc hale mit 4 mm W andstärk e. Druc kb eulw ert und
Beulform üb er Krümm ungsmaß
√ Ω
mit Einfluss des Steifen biegew ertes
γ L
und
δ L
= 0 ;
allseitig gelenkige Lagerung; angelehn t an [77] Bild 6.3/8
(n = 2), siehe Gleic h ung 2.8 nac h [77][Gl.6.3-18].
k max = 16 α 2
w
m 2 + 8 η + m 2
α 2
w
+ Ω /π 4
16 α 2
v /m 2 + 8 ξ + m 2 /α 2
v
(2.8)
Der Stringer v erliert seinen Einfluss und k ann den Beulw ert der Sc hale nic h t w eiter
anheb en. Es ist eb enfalls zu en tnehmen, dass sic h der Einsatz v on Längsv ersteifungen
ab einem Krümm ungsmaß v on √ Ω > 150 , also kleinen Krümmungsradien, nic h t mehr
lohn t, da der Stringer aufgrund des Beulbildes k einen Einfluss auf den Druc kb eulwert
mehr nimm t. F olglic h ist eine V ersteifung der Sc hale bzw. des Rohres ab
√ Ω >
90
n ur sinn v oll, w enn die Stringer mit sehr engem Abstand zueinander üb er den Umfang
angeordnet w erden. Unabhängig v on der Beulw erterhöh ung bleibt der Zu w ac hs des
Fläc hen trägheitsmomen tes des Rumpfquersc hnitts durc h eine enge Stringeranordn ung,
der erheblic h zur Biegesteifigk eit b eiträgt. Zur Bestimm ung der Mindestbiegesteifigk eit
eines Stringers, die zu einer maximalen Beulw erterhöh ung der Sc hale führen soll, k ann
demnac h mit Gleic h ung 2.8 der Beulw ert der Sc hale mit halbiertem Beulfeld in Quer-
ric h tung (n = 2) b erec hnet und mit Gleic h ung 2.7 gleic hgesetzt w erden. Die Lösung
für
γ Lmin
ist der Mindestbiegew ert des Stringers, der zusammen mit Gleic h ung 2.6 zu
einer Mindestbiegesteifigk eit, b ei gegeb enen
E-Mo dul
und Fläc hen trägheitsmomen t des
Stringers, führt.
24

2.2 Stabilitätsb etrac h tungen
F azit der Stabilitätsb etrac h tungen
Die analytisc hen Betrac h tungen heb en in erster Linie herv or, dass die Krümm ung einer
CFK Struktur einen erheblic h Einfluss auf deren Beulstabilität vorw eist. Mit kleiner
w erdenden Krümm ungsradius steigt die kritisc he Beullast im V ergleic h zur Platte um ein
vielfac hes an. Die Gegen üb erstellung der Maßstäb e Small-scale und In termediate-scale
zeigt auf, dass der Krümm ungseinfluss n ur im In termediate-scale abgebildet w erden
k ann. Die Krümm ung der Sc hale v erliert sic h im Small-scale aufgrund der geringen
Prüfk örp erbreite und die kritisc hen Beullasten en tsprec hen praktisc h der der Platte.
Ein Stringer mit ausreic hender Biegesteifigk eit auf der Innenseite der CFK Sc hale hebt
den Druc kb eulw ert der Sc hale auf ein Maxim um an, w as durc h ein halbiertes Beulfeld
(n=2) gek ennzeic hnet ist. Eine w eitere Druc kb eulw erterhöh ung ist demnac h n ur üb er d ie
Definition des Stringerabstandes möglic h, b ei gleic h bleib enden Dehn w ert des Stringers
und W andstärk e der Sc hale. Für eine Rumpfsc hale mit großem Krümm ungsradius
(2980 mm) b edeutet dies, dass ein sehr enger Stringerabstand gew ählt w erden m uss, um
ein Beulen der Rumpfhaut zu v ermeiden, wie in Abbildung 2.1 gezeigt.
Der Prüfk örp ermaßstab des IFST (500
×
500
mm 2
) ermöglic h t das testen v on re-
präsen tativ en Rumpfsegmen ten, die durc h drei Omega-Stringer und den dazwisc hen
liegenden Hautfeldern definiert sind. Eine V erlängerung des Prüfk örp ers würde in eine
Erhöh ung der Halb w ellenzahl
m
der Hautfelder in Längsric h tung resultieren, nic h t
ab er in einen ansteigenden Druc kb eulw ert. Mit dem Abbilden v on mehr als drei Strin-
gern und den dazugehörigen Hautfeldern, würde der Druc kb eulw ert, b ei ausreic hender
Biegesteifigk eit der Stringer, eb enfalls nic h t erhöh t w erden. F olglic h bildet der IFST
das Stabilitätsv erhalten der repräsen tativ en stringerv ersteiften Rumpfsc halen ausrei-
c hend realistisc h ab und ermöglic h t die Un tersuc h ung deren F euerwiderstände und den
einhergehenden V ersagensmec hanismen.
25

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
Ein großer Nac h teil v on F aserkunststoffv erbunden sind ihre Eigensc haften un ter Brand-
ein wirkung. In der Luftfahrt eingesetzte V erbundsysteme b estehen hauptsäc hlic h aus
K ohlenstofffasern, die in einer Ep oxidharzmatrix eingeb ettet sind. Aufgrund des hohen
F aserv olumenan teils v on gew öhnlic h
60 %
, w eist CFK einen sehr guten Durc h brandwi-
derstand auf. IM-Carb onfasern w erden im Herstellungsprozess b ei T emp eraturen v on
1500 – 1800
◦ C
un ter Stic kstoffatmosphäre carb onisiert und sind deshalb relativ lange
thermisc h stabil, w enn sie einem V ollbrand mit geringer Sauerstoffzufuhr ausgesetzt
sind. Daher wird im folgenden Kapitel hauptsäc hlic h auf die thermisc hen Eigensc haften
der P olymermatrix Bezug genommen. Diese erleidet, im Gegen teil zu den F asern, einen
kritisc hen Ein bruc h ihrer mec hanisc hen Eigensc haften b eim Erreic hen der Glasüb er-
gangstemp eratur (T
g
) im Bereic h v on
180 – 200 ◦ C
, in dem die amorphe P olymermatrix
erw eic h t und in einen ho c h visk osen Zustand üb ergeh t. Die Ermittlung der Glasüb er-
gangstemp eratur k ann b eispielsw eise mittels dynamisc her Differenzk alorimetrie (DSC)
o der dynamisc h-mec hanisc her Analyse (DMA) erfolgen. Die thermisc he Zersetzung des
P olymers findet b ei T emp eraturen zwisc hen 400 – 600 ◦ C statt.
2.3.1 V erbrenn ung eines P olymers
Die V erbrenn ung eines P olymers, siehe Abbildung 2.8, ist ein k omplexer c hemisc her
und ph ysik alisc her Prozess und wird durc h die V erfügbark eit v on Brennstoff, Sauerstoff
und Wärmeenergie gesteuert [12, 80, 81]. Bei ausreic hender Erw ärm ung eines P olymers
findet die Pyrolyse, ein anaerob er Zersetzungsprozess, statt, b ei dem das P olymer
durc h Dep olymerisation, Ketten bruc h o der Umlagerungsreaktionen thermisc h zersetzt
wird. Der Bereic h Mesophase ist durc h die Pyrolyseprozesse c harakterisiert und bildet
den Üb ergang v on der Flüssigphase zur Gasphase. Flüssig- und Mesophase umfassen
dab ei einen Bereic h v on nic h t mehr als einen Millimeter, b ezogen auf die W andstär-
k e des P olymers. Die en tstehenden flüc h tigen Brennstoffe sammeln sic h ob erhalb der
Pyrolysezone und o xidieren in der Flammenzone durc h Sauerstoffzufuhr aus der Luft
un ter Wärmeabgab e. Der Pyrolyseprozess des P olymers wird durc h Wärmeleitung aus
direktem Flammenk on takt und durc h Wärmstrahlung der Flamme aufrec h t erhalten.
Der restlic he T eil der freigesetzten Wärme wird an die Umgebung abgegeb en. P olymere
wie P olyvin ylc hlorid (PV C) o der P olycarb onat (PC) bilden neb en den flüc h tigen Be-
standteilen Abbaupro dukte, die in der k ondensierten Phase des P olymers v erbleib en und
26

2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
Polymer
P yr olysezone Brennsto! e
Flammenzone
Luftsauersto!
V erkohlungsrückstand
Wärmerückführung
Wärme/Zündquelle
CO 2 CO
H O
2
Rauch + V erbennungsprodukte
Gasphase
Mesophase
Flüssigphase
Feststo! phase
Wärmeabgabe

Abbildung 2.8: V erbrenn ungsprozess eines rüc kstandsbildenden P olymers
einen v erk ohlten Rüc kstand bilden. Wird der Großteil des Polymers an die Gasphase
abgegeb en, en tsteh t k ein o der n ur sehr w enig Rüc kstand, wie es z.B. b ei P oly eth ylen
(PE) und P olyprop ylen (PP) der F all ist. Bei der V erbrenn ung eines P olymers un ter
Luftsauerstoff finden hauptsäc hlic h radik alisc he Kettenreaktionen statt. Es en tstehen
ho c h reaktiv e H- und OH-Radik ale, die mit anderen Radik alen o der dem P olymer selbst
V erzw eigungs- und Kettenreaktionen eingehen. Einige der wic h tigsten Reaktionen in
der Gasphase sind folgend aufgelistet [82], mit R dem organisc hen Rest:
RH → R • + • H Initialreaktion
H • + O 2 → HO • + • O V erzw eigung
H • + H 2 + O 2 → 2OH • + • H
R • + O 2 → • R OO F ortpflanzung
R OO • + RH → ROOH + R •
HO • + H 2 → H 2 O + • H
Diese Kettenreaktionen und die Oxidation v on K ohlenstoff zu K ohlenstoffdio xid sind
für die erheblic he Wärmefreisetzung w ährend des V erbrenn ungsprozesses hauptv er-
an t w ortlic h. Neb en der En tsteh ung des Brandgases CO
2
, wird b ei einer v ollständigen
V erbrenn ung, eb enfalls H
2
O gebildet. Rauc h und das to xisc he Gas K ohlenmono xid
CO sind das Resultat einer un v ollständigen Oxidation, wie sie in der Realität häufig
27

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
v ork omm t. Bei aromatisc hen P olymeren wie z.B. Ep o xiden, w erden b ei der V erbrenn ung
Aromaten freigesetzt, die stark e Rußbildner darstellen. Dies ist auf die Bildung v on
k ondensierter p oly aromatisc her Systeme zurüc kzuführen.
2.3.2 Brandstadien
Für die F estlegung v on Un tersuc h ungsmetho den und den Einsatz v on Brandsc h utz und
Flammsc h utzmitteln für FKV un ter Brandein wirkung, m uss zwisc hen den v ersc hiedenen
Stadien eines sic h en t wic k elnden Brandes un tersc hieden w erden. Die W ec hselwirkungen
zwisc hen Brennstoff, Sauerstoff und der en tstehenden Wärme hab en einen en tsc hei-
denden Einfluss auf den V erlauf eines Brandes. Die t ypisc hen En t wic klungsstadien
T emper atur
Z eit
V ollbrand
abklingender Brand
Brandentwicklung
Zündung
Flashover

Abbildung 2.9: Sc hematisc he Darstellung der En t wic klungsstadien eines Zimmerbrandes
üb er der Zeit
eines Brandes lassen sic h anhand des sc hematisc hen T emp eraturv erlaufs eines Zim-
merbrandes erklären, siehe Abbildung 2.9 [12, 15]. Ein Brand b eginn t durc h äußeren
Wärmeein trag auf ein Material und fördert den Zersetzungsprozess (Pyrolyse), w ob ei
Brennstoffe (Pyrolysegase) freigesetzt w erden. Die Zündung findet statt, sobald sic h die
Brennstoffe mit ausreic hend Sauerstoff aus der Luft v ermisc h t hab en und eine externe
Zündquelle o der eine ausreic hend hohe T emp eratur den Brand en tfac h t. Es ist zunäc hst
eine geringe T emp eraturerhöh ung zu v erzeic hnen. Die anfänglic he Branden t wic klung ist
hauptsäc hlic h abhängig v on der Menge der Pyrolysegase und w eniger v on der Anzahl
der sic h im Raum b efindlic hen brenn baren Materialien. Mit ausreichend freigesetzten
Brennstoffen und Luftsauerstoff, breitet sic h der Brand aus und die T emp eratur steigt
28

2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
stetig an. In dieser Phase w erden b ei T emp eraturen v on 350 – 500 ◦ C w eitere brenn ba-
re Materialien en tzündet. Dies ist eb enfalls der T emp eraturb ereic h, in dem auc h die
meisten FKV ihren Flammpunkt b esitzen. Hat die Wärmeen t wic klung im Raum einen
kritisc hen Bereic h üb ersc hritten und ist gen ug Sauerstoff v orhanden, en tzünden sic h
sc hlagartig alle w eiteren Materialien im Raum und der Brand ist v oll en t wic k elt. Dieser
abrupte Üb ergang k ann in einem Zeitraum v on un ter einer Min ute stattfinden und
wird als „Flasho v er“ b ezeic hnet. Zuv or erreic hen die ob eren Rauc hgase im Raum meist
eine T emp eratur v on üb er 600
◦ C
. Der V ollbrand zeic hnet sic h dadurc h aus, dass alle
Materialien im Raum am Brand b eteiligt sind. Die T emp eratur und Wärmestromdic h te
( engl.: he at flux ) erreic hen ihre Maxima und k önnen W erte v on
1000 – 1200 ◦ C
bzw.
75 – 150 kW m − 2
annehmen. Sind die Brennstoffe o der der Sauerstoff in der Luft durc h
den Brand aufgebrauc h t, klingt der Brand ab und die T emp eraturen fallen.
Das in Kapitel 1.2 b esc hrieb ene Unfallszenario eines „p ost-crash“ F euers w eist die
Charakteristik eines V ollbrandes auf. Kerosin (Jet-A) b esitzt einen Flammpunkt v on
38 ◦ C
. Bei dieser T emp eratur en tstehen b ereits flüc h tige Zersetzungspro dukte, die sic h
b ei K on takt mit einer Zündquelle, z.B. heißen T rieb w erksteilen, augen blic klic h en t-
zünden. Aufgrund der hohen Flammenausbreitungsgesc h windigk eiten innerhalb eines
„p o ol-fire“ v on
12 – 160 cm / sec
, [83] fällt der Zeitraum der Branden t wic klung sehr kurz
aus und das en tzündete und fläc hig brennende Kerosin erreic h t sc hnell T emp eraturen
v on
1150 – 1250 ◦ C
. Ein Material, das diesen thermisc hen Belastungen und einer di-
rekten Beflamm ung ausgesetzt wird, k ann n ur durc h thermisc he Barrieresc hic h ten wie
z.B. Glasfaser- o der Mineralw ollematten o der durc h in tumeszierende Systeme gesc h ützt
w erden. Letzteres wird als dünne Besc hic h tung aufgetragen und sc häum t un ter Wärme-
ein wirkung um das Vielfac he auf und bildet eine thermisc h isolierende Sc h utzsc hic h t.
Diese Art v on Brandsc h utz findet v or allem in der Bau w erksic herheit An w endung.
Flammsc h utzmittel, die einem P olymer zugesetzt w erden k önnen, zielen v or allem dar-
auf ab, in der ersten Phase eines sic h en t wic k elnden Brandes wirksam eine En tflamm ung
zu v erhindern o der die Flammenausbreitungsgesc h windigk eit zu v ermindern.
2.3.3 Ep o xidharz
Ep o xidharze w erden aufgrund ihrer exzellen ten mec hanisc hen Eigensc haften, der gu-
ten Wärme- und F euc h tigk eitsb eständigk eit, geringen F euc h tigkeitsaufnahme, einer
hohe Glasüb ergangstemp eratur so wie guten Medien b eständigk eit gegen Salzw asser,
Hydraulik öl, Kerosin, En teisungsmitteln und Reinigungsmitteln in der Luftfahrt sehr
29

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
H
O
O O
C H 3
C H 3

H
H O
C l
O O
C H 3
C H 3

Epichlorhydrin Bisphenol A
+ NaOH

O
Cl
+
H
H
O O
C H 3
C H 3

I
II
III
- NaCl
- H O
2

Abbildung 2.10: Reaktionsv erlauf v on Epic hlorh ydrin und
Bisphenol A
zu Bisphenol-A-
Glycidether
gesc hätzt. Zur Steigerung der Risszähigk eit w erden dem Ep o xidharz für den Flugzeug-
bau Kautsc h uk o der Thermoplastpartik el zugesetzt. Mehr als 90 % aller lasttragender
FKV Luftfahrtstrukturen b eruhen auf einer Ep o xidharzmatrix [14]. Die meisten Stan-
dardep o xidharze basieren auf Diglycidether. Abbildung 2.10 zeigt die s c hematisc he
Herstellung v on Bisphenol-A-Glycidether [84]. Im ersten Sc hritt (I
→
I I) findet eine A d-
ditionsreaktion v on
Bisphenol A
mit Epic hlorh ydrin statt, b ei der das W asserstoffatom
der OH-Grupp e an das Ep o xid umgelagert wird und es somit zu einer Ringöffn ung b ei
gleic hzeitiger Anlagerung des
Bisphenol A
Restes k omm t. Un ter basisc hen Bedingungen
tritt im Sc hritt (I I
→
I I I) eine Ringsc hlussreaktion (Bildung des Ep o xids) mit gleic hzei-
tiger Abspaltung v on
H 2 O
und NaCl auf, einer sogenann ten K ondensationsreaktion.
Es en tsteh t ein Glycidether, dessen Epic hlorh ydrin- und
Bisphenol A-
Bausteine üb er
Ethergrupp en miteinander v erbunden sind. Wird b ei der gezeigten Herstellungsreaktion
ein Üb ersc h uss an Epic hlorh ydrin v erw endet, so erhält man niedermolekulare, zähflüssige
Ep o xidharze, so genann te „monomere“ Diglycidether (DGEBA), siehe Abbildung 2.11.
Diese sind k ettenförmige, un v ernetzte und sc hmelzbare V erbindungen und reagieren
mit V erbindungen, die mehrere reaktionsfähige W asserstoffatome im Molekül en thalten.
Zur Aushärtung der Ep o xide gibt es deshalb mehrere Möglic hk eiten für die Ausw ahl
eines sogenann ten „Härters“. Als wic h tigste Grupp e der Härtungsmittel sind v or allem
aliphatisc he und aromatisc he Amine zu nennen. Bei der A dditionsp olymerisation v on
30

2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
O
O
O O
CH 3
CH 3

Abbildung 2.11: Strukturformelsc hema v on „monomer“-Diglycidether
Ep o xidharz und Härter bildet sic h, un ter einer engmasc higen V ernetzung, der eigen tli-
c he Ep o xidharz-F ormstoff aus. Das Mengen v erhältnis b eider Substanzen m uss exakt
eingehalten w erden, da der Härter nic h t als Katalysator o der Initiator wirkt, sondern als
Reaktionspartner in das Makromolekül eingelagert wird. Je nac h Härtersystem findet
die exotherme Reaktion b ereits b ei Raum temp eratur und Normaldruc k (1,013
bar
) statt.
W armhärtende Harz/Härter-K om binationen b enötigen gew öhnlic h T emp eraturen von
120 bis 180
◦ C
für die v ollständige V ernetzung. Abbildung 2.12 a) zeigt das aromatisc he
H
O
O
O
O
C H 3
C H 3
H
O
O O O
C H 3
C H 3
H
O
O O O
C H 3
C H 3
N
N
H
O
O
O
O
C H 3
C H 3

N H 2
N H 2

a) b )

Abbildung 2.12: a) aromatisc hes Amin meta-Phen ylendiamin, b) v ernetzt mit DGEBA
mit jew eils einer w eiteren reaktiv en Ep o xidgrupp e für w eitere V ernetzungen
Amin „meta-Phen ylendiamin“. Das Ep o xidharz DGEBA und das Diamin reagieren in
einer A dditionsreaktion zu einem tertiären Amin, indem sic h die W asserstoffatome
des Phen ylendiamins an den Sauerstoff der Ep o xidgrupp e umlagern b ei gleic hzeitiger
Öffn ung der Ringbindung. Jedes DGEBA-Molekül b esitzt eine w eitere reaktiv e Ep o xid-
31

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
Endgrupp e, die mit dem Härter reagiert, w o durc h eine eng v ernetzte Gesam tstruktur
en tsteh t.
Zur Bestimm ung der Glasüb ergangstemp eratur (T
g
) eines Ep o xidharzes k ann die
DMA eingesetzt w erden, b ei der das Sp eic her- und V erlustmo dul (E
0
und E
00
) einer
dynamisc h b elasteten Prob e temp eraturabhängig ermittelt w erden, siehe
2.13
. Die Lage
1000
2000
3000
4000
0
- 50 0 50 100 150 200
100
200
300
400
Speichermodul E‘ in MPa
V erlustmodul E‘‘ in MPa
E‘
E‘‘
T
g
Glasübergangsbereich
T emperatur in °C

Abbildung 2.13: DMA Ergebnisse eines Ep o xidharzes mit einem Glasüb ergangsb ereic h
v on 150 – 180 ◦ C , vgl. [85], Bild 11.5
der Glasüb ergangstemp eratur wird mit dem Maxim um des V erlustmo duls bzw. dem
W endepunkt des Sp eic hermo duls im Glasüb ergangsb ereic h b estimm t [85].
Zur Charakterisierung der thermisc hen Zersetzung eines Ep o xidharzes dien t die
thermogra vimetrisc he Analyse (TGA), b ei der die Massenänderung einer Prob e in
Abhängigk eit v on der T emp eratur und Zeit gemessen wird. Abbildung 2.14 zeigt die
TGA Kurv e des Ep o xidharzes DGEBA gehärtet mit 4,4´-diamino diphen ylsulphone
(DDS) un ter Stic kstoffatmosphäre, un tersuc h t v on Sc hartel et al. [86]. Die thermisc he
Zersetzung der meisten Ep o xidharze gesc hieh t aufgrund v on willkürlic her Kettenaufspal-
tung in einem T emp eraturb ereic h v on 380 bis
450 ◦ C
. Bei amingehärteten Ep o xidharzen
hab en die Stic kstoffbindungen eine geringere Bindungsenergie als die Ether- o der Ester-
bindungen, w o durc h die Ketten sic h an den C-N Bindungen aufspalten. Eb enfalls sind
die Hydro xylgrupp en anfällig für eine Zersetzung b ei hohen T emp eraturen. Die Aufspal-
tungsreaktionen zersetzen 80–90 % des P olymergewic h ts, w ob ei bis zu 100 v ersc hiedene
flüc h tige Bestandteile en tstehen [15, 86, 87]. Dieses Gemisc h dien t als Brennstoff und
32

2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
200 400 600 800
20
40
60
80
100
T emper atur in °C
Gewicht in %
0
0
DGEBA/DDS

Abbildung 2.14: TGA Kurv e des Ep o xidharzes DGEBA/DDS un ter Stic kstoffatmosphä-
re, vgl. [86] Figure 3
hält den Pyrolyseprozess aufrec h t bis das Ep o xidharz v ollständig abgebaut ist. Ca. 15 %
des ursprünglic hen P olymergewic h ts v erbleib en als p oröser V erk ohlungsrüc kstand.
2.3.4 Mo dell der mec hanisc hen Eigensc haften
Mit zunehmender Erw ärm ung eines FKV bis hin zur thermisc hen Zersetzungstemp eratur
der Ep o xidharzmatrix w erden die mec hanisc hen Eigensc haften wie das Elastizitätsmo dul,
das Sc h ubmo dul und die Druc kfestigk eit stark b eeinflusst. Mouritz et al. liefern ein
Mo dell, das einen Ansatz wiedergibt, die k omplexen Änderungen der mec hanisc hen
Eigensc haften eines FKV zu b esc hreib en [15], siehe Abbildung 2.15. Dab ei gelten
isotherme Bedingungen für innerhalb des Prüfk örp er, dass heißt, dessen T emp eratur ist
k onstan t üb er die Materialstärk e. Es wird dazu die v ereinfac h te Annahme getroffen, dass
mec hanisc he Eigensc haften, wie die F estigk eit eines Materials, in angepasster F orm durc h
den Zusammenhang v on Elastizitätsmo dul und T emp eratureinfluss b esc hrieb en w erden
k önnen. Hierzu galt es v or allem die einzige Um w andlung eines amorphen P olymers v or
der Zersetzung, den Glasüb ergang, durc h eine k orrekte Bezieh ung v on mec hanisc her
Eigensc haft und T emp eratur realitätsnah abzubilden. Der Zusammenhang zwisc hen
mec hanisc her Eigensc haft und T emp eratureinfluss k ann durc h folgendes P olynom v on
Kulcarni und Gibson [88] b esc hrieb en w erden:
M ( T )
M 0
= 1 − a 1  T − T 0
T g − T  − a 2  T − T 0
T g − T  2
− a 3  T − T 0
T g − T  3
(2.9)
33

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
0 . 5 2 . 0
0 . 0
0 . 5
1 . 0
1 . 5
2 . 0
T emperatur , T
Mechanische Eigenschaft, M
50 % Restf estigkeit
M 0
T‘ g, mech

Abbildung 2.15: Mo dell: Einfluss isothermisc hen Erwärmens auf die mec hanisc hen
Eigensc haften eines FKV, vgl. [15] Figure 6.2
Hierb ei ist
M
eine b estimm te mec hanisc he Eigensc haft und
M 0
der W ert dieser Ei-
gensc haft b ei Raum temp eratur
T 0
.
a 1
,
a 2
und
a 3
sind Anpassungsk o effizien ten. Des
W eiteren wird die mec hanisc he Glasüb ergangstemp eratur
T 0
g ,mech
eingeführt b ei der
eine Restfestigk eit bzw. Reststeifigk eit v on 50 % des Ausgangsw ertes v orhanden ist.
Diese k ann gew öhnlic her W eise mit
15 – 20 ◦ C
un terhalb der Glasüb ergangstemp eratur
abgesc hätzt w erden.
2.3.5 P olymer metal laminates (PML)
„Fib er metal laminates“ (FML), also eine Materialk om bination aus GFK o der CFK
und Metall in einem mehrlagigen V erbund, repräsen tieren ho c hen t wic k elte Strukturen
für die Luftfahrt. „ Glass laminate aluminium-reinforced ep o xy“ (GLARE), siehe Abbil-
dung 2.16, ist das w eit v erbreitetste, in der Luftfahrt eingesetzte Hybridmaterial. Es
wird neb en seiner geringeren Dic h te und b esseren Dauerfestigk eitseigensc haften w egen
seinem v erb esserten F euerwiderstand im V ergleic h zu reinen Aluminiumstrukturen
gesc hätzt. [89, 90]. „P olymer metal laminates“ (PML) sind eine Ab w andlung der FML,
b esitzen k eine F aserv erstärkung und w erden deshalb nic h t als lasttragende Strukturen
eingesetzt. Vielmehr stehen sie im F okus, um als Brandsc h utz für Aluminium und CFK
Strukturen zu dienen. Ihre En t wic klung basiert auf den Erk enn tnissen der v erb esserten
F euerwiderstandseigensc haften der FML. Un tersuc h ungen zu „Multi-la y er p olymer metal
laminates“ als Brandsc h utz für Leic h tbaustrukturen aus CFK und Aluminium wurden
34

2.3 F aserkunststoffv erbunde un ter Brandein wirkung
Aluminium
Aluminium
Aluminium
GFK 0°/90°
GFK 90°/ 0°

Abbildung 2.16: Sc hematisc her Quersc hnitt eines Kreuzv erbund GLARE Laminats,
vgl. [89] Fig. 1.2
v on Christk e et al. [91] durc hgeführt. Das PML b esteh t aus bis zu 20 Einzelsc hic h ten.
Alternierend bilden Aluminiumfolien und Ep o xidharzsc hic h ten ein
0,8 mm
stark es Lami-
nat, w elc hes direkt auf die zu sc h ützende Struktur geklebt wird. Wird das PML einem
V ollbrand ausgesetzt, b eginn t die thermisc he Zersetzung des P olymers mit der Bildung
v on flüc h tigen Bestandteilen, die zwisc hen den Aluminiumfolien eingesc hlossen sind. Dies
b ewirkt eine Delamination und ein Auseinanderdrüc k en der Aluminiumsc hic h ten, w omit
eine dic k ere, thermisc h isolierende Barriere en tsteh t, die die darun ter liegende Struktur
sc h ützt. Un ter hohen T emp eraturen erw eic hen eb enfalls die Aluminiumfolien, w as un ter
dem Druc k der flüc h tigen Bestandteile w eitere Deformationen und Delaminationen her-
v orruft und die isolierende Wirkung v erstärkt. PML k önnen mit dieser F unktionsw eise
die strukturelle Standfestigk eit un ter Brandein wirkung v on Leic h tbaustrukturen aus
CFK o der Aluminium deutlic h v erlängern. Sie sind dab ei so effizien t wie herk ömmlic he
Brandsc h utzsysteme, wie z.B. in tumeszierende Besc hic h tungen, mit dem V orteil, dass
PML mit ihrer höheren Steifigk eit und F estigk eit zur T ragfähigkeit beitragen.
35

2. Grundlagen, Metho den und Berec hn ungen
36

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Im folgenden Kapitel w erden die exp erimen tellen Un tersuc h ungen v on CFK Sc halen-
strukturen im In termediate-scale b ezüglic h ihrer F euerwiderstandsfähigk eit und deren
Ergebnisse b esc hrieb en. Dazu w erden repräsen tativ e Aluminium und CFK Luftfahrt-
strukturen so wie hinsic h tlic h Brandsc h utz mo difizierte, v ersteifte und un v ersteifte CFK
Sc halen getestet.
Mit F euerwiderstandsprüfungen an un v ersteiften und mit Flammsc h utzlagen mo difi-
zierten CFK Sc halen, wird effektiv der feuerwiderstandserhöhende Einfluss der Sc h utz-
lagen b estimm t. Gleic hzeitig wird die Not w endigk eit des Abbilds v on strukturellen
V ersteifung im In termediate-scale deutlic h, um ein realistisc hes Sc halenstabilitätsv erhal-
ten nac hzubilden. Die Prüfungen an repräsen tativ en stringerv ersteiften Rumpfsc halen
ermöglic hen einen V ergleic h zwisc hen dem Standard Aluminiumrumpf und dem mo der-
nen CFK Rumpf hinsic h tlic h ihrer Standfestigkeit un ter Brandb eanspruc h ung. Dazu
wird b esonders die F unktion der Stringer herausgearb eitet und der Un tersc hied zu
den un v ersteiften Sc halen im In termediate-scale aufgezeigt. Ansc hließend erfolgt eine
T estreihe an Omega-stringerv ersteiften Sc halen mit in tegrierten Keramikfaserlagen, in
der die gew onnenen Kenn tnisse aus den v orherigen Prüfungen gen utzt w erden, um ein
inno v ativ es K onzept für die Erhöh ung des F euerwiderstandes zu v alidieren. Die V ersuc he
wurden an der Bundesanstalt für Materialforsc h ung und -prüfung durc hgeführt.
3.1 In termediate-scale Fire Stabilit y T est-setup
Der „In termediate-scale Fire Stabilit y T est-setup“ (IFST) wurde an der Bundesanstalt
für Materialforsc h ung und -prüfung en t wic k elt und hat seine F unktionalität in mehreren
F euerwiderstandsprüfungen an CFK Strukturen b ewiesen [41
–
43]. Der gesam te V er-
suc hsaufbau b esteh t aus einem Stützenprüfofen, einem Druc kmo dul und einem Ölbren-
ner, der nac h CS 25.856 App endix F P art VI I b etrieb en wird [92]. Der Stützenprüfofen
bietet einen abgesc hlossenen Brandraum in V erbindung mit einer Rauc hgasreinigungs-
37

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
seitliche Prüfkörperführung
horizontale Prüfkörperführung
horizontale Krümmungsadapter
seitliche Krümmungsadapter
Kühlwasseranschlüsse
Prüfkörper 500 x 500 mm²
y
z
x
a) b )
z
x y
z- V erformungsfreiraum
oberer Klemmblock
oberes Querhaupt
unteres Querhaupt
unterer Gleitblock
Führungssäule

Abbildung 3.1: a) F oto des Druc kmo duls, b) CAD-Mo dell: v ergrößerte Sc hnittansic h t
der Prüfk örp erführungen für gekrümm te Strukturen
anlage und sc hafft damit die V oraussetzungen für das direkte Beflammen v on FKV. Das
Druc kmo dul ist eine zw ei T onnen sc h w ere Stahlk onstruktion. Das K onstruktionsprinzip
basiert auf der „ Compression After Impact (CAI)“ V orric h tung nac h ASTM Standard D
7137 [93] und wurde für den En t wurf des Druc kmo duls v ergrößert und w eiteren t wic k elt,
so dass Prüfk örp er mit Dimensionen v on
500 × 500 mm 2
und
1000 × 500 mm 2
getestet
w erden k önnen. Das Druc kmo dul ist ausgelegt, um Druc kkräfte v on maximal
1 MN
homogen in den Prüfk örp er zu üb ertragen. Die Kräfte w erden dab ei v on dem serv ohy-
draulisc hen Druc kzylinder des Stützenprüfofens, der sic h un terhalb des Druc kmo duls
b efindet, aufgebrac h t und in das Druc kmo dul üb ertragen. Das ob ere Querhaupt ist
auf den b eiden Führungssäulen jew eils üb er die ob eren Klemmblöck e fixiert. Die zw ei
Führungssäulen sind jew eils in den un teren Gleitblö c k en v ersc hiebbar gelagert, so dass
zwisc hen dem ob eren und un teren Querhaupt n ur eine translatorisc he Bew egung in
z-Ric h tung stattfinden k ann. Für F euerwiderstandsprüfungen un ter mec hanisc her Druc k-
last m uss das Gewic h t des ob eren Querhauptes sam t Führungssäulen b erüc ksic h tigt
w erden. Der Prüfk örp er wird nac h dem Ein bau in das Druc kmo dul folglic h mit einer
Druc klast v on
13,28 kN
b elastet. Blec he des Druc kmo duls, die einer direkten Beflam-
m ung ausgesetzt sind o der sich w ährend der T ests stark erw ärmen k önn ten, sind mit
38

3.2 Kalibrierun g des NexGen Ölbrenners
einer in tegrierten F risc h w asserkühlung ausgestattet, um ungew ollte thermisc he Dehn un-
gen zu v erhindern. Abbildung 3.1 a) zeigt eine Draufsic h t des Druc kmo duls mit einem
eingespann ten Prüfk örp er
(500 × 500 mm 2 )
. In Abbildung 3.1 b) ist ein CAD-Mo dell
der Prüfk örp erführung, angepasst auf gekrümm te Strukturen, aufgezeigt. In dieser
Sc hnittansic h t liegt der F okus auf den link en seitlic hen und den un teren horizon talen
Führungsblec hen. Die un tere Führung v erhindert eine V ersc hiebung des Prüfk örp ers in
y-Ric h tung und ist für den ob eren Bereic h iden tisc h. Krümm ungsadapter ermöglic hen
das passgenaue Führen v on gekrümm ten Strukturen. Die seitlic he Führung v erhindert
eb enfalls eine V ersc hiebung in y-Ric h tung und stellt damit eine Knic kstütze dar. Die hier
angebrac h ten Krümm ungsadapter b esitzen eine abgerundete Führungsk an te und k önnen
damit für v ersc hiedene Prüfk örp erkrümm ungen eingesetzt w erden, ermöglic hen eine
Rotation um die z-A c hse und bilden eine gelenkige Lagerung. Die seitlic hen Führungs-
blec he auf der rec h ten Seite sind iden tisc h mit denen der link en, sind jedo c h mittig an
der x-z-Eb ene gespiegelt, damit der V erform ungsfreiraum in z-Ric h tung eine möglic hst
geringe Lagerungsimp erfektion auf das Stabilitätsv erhalten des Prüfk örp ers ausübt.
Alle Führungsblec he sind eb enfalls mit einer in tegrierten W asserkühlung ausgestattet.
Der Ölbrenner NexGen wurde v on der F AA für Zulassungstests en t wic k elt und erzeugt
einen V ollbrand, wie er in einem „p ost-crash“ Brand szenario in der Luftfahrt auftritt.
Für die F euerwiderstandsprüfungen wird eine sp eziell angefertigte Ofen tür installiert,
die den Brandraum des Stützenprüfofens absc hließt und eine sc h w enkbare Aufhängung
für den Brenner b esitzt. Für jede V ersuc hsdurc hführung wird der Brenner v orerst in
eine um
60 ◦
aufw ärts geric h tete P osition fixiert und gezündet. Nac h einer Aufw ärmzeit
v on 120 Sekunden wird der Brenner nac h un ten auf eine horizon tale P osition, senkrec h t
auf den im Druc kmo dul b elasteten Prüfk örp er gesc h w enkt. Zuv or wird die statisc he
Druc kkraft, mit dem der Prüfk örp er b elastet wird, eingestellt und k onstant gehalten.
Mit dem V ersagen des Prüfk örp ers wird der Brenner ausgesc haltet, um jeden w eiteren
Wärmeein trag zu v erhindern. Es wird die Zeit bis zum mec hanisc hen V ersagen des
Prüfk örp ers, v om Augen blic k dessen direkter Beflamm ung gemessen und definiert den
Bew ertungsmaßstab für die Standfestigk eit un ter Brandein wirkung.
3.2 Kalibrierung des NexGen Ölbrenners
W elt w eit wird der NexGen Ölbrenner v on v ersc hiedenen F orsc h ungseinric h tungen und
Luftfahrtun ternehmen für Zulassungstests b etrieb en und gilt als Standard. Die BAM
b etreibt eb enfalls einen NexGen Brenner, um den luftfahrttec hnisc hen Zulassungsan-
39

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
30°
102 mm
T estrahmen
Isoliermaterial
Ölbrenner mit Di! usor
a) b )

Abbildung 3.2: a) V ersuc hsaufbau für die T estmetho de zur Bestimm ung des Durc h brand-
widerstandes v on thermisc hen/akustisc hen Isoliermaterialien nac h CS-25 App endix F
P art VI I, vgl. [7] 1-App F-38, Figure 2, b) horizon tale Brennerausric h tung im IFST
und V ollbrand des NexGen
forderungen gerec h t zu w erden. Der Ölbrenner wird nac h CS-25, wie in Kapitel 1.3
aufgelistet, für T ests zur Brenn bark eit v on Sitzp olstern und für die T estmetho de zur
Bestimm ung des Durc h brandwiderstandes v on thermisc hen/akustisc hen Isoliermateria-
lien v orgesc hrieb en. Letztere wird in dieser Arb eit v erw endet, um die Standfestigk eit
un ter Brandein wirkung v on Aluminium und CFK Luftfahrtstrukturen zu un tersuc hen.
Das F euer m uss dab ei eine Durc hsc hnittstemp eratur v on
1038 ± 56 ◦ C
und eine Wärme-
stromdic h te v on
18,2 ± 0,9 W cm − 2
in einem Abstand v on
102 mm
v om Diffusoraustritt
des Brenners aufw eisen. Im App endix F Part VII der CS-25 ist der Aufbau und die
Kalibrierung des Brenners v orgesc hrieb en und in Abbildung 3.2 a) skizziert. Hinsic h t-
lic h des V ersuc hsaufbaus des ISFT m ussten k onstruktiv e Ab w eic h ungen zur V orsc hrift
hingenommen w erden, um den Gesam taufbau realisieren zu k önnen, indem ein FKV
Prüfk örp er im In termediate-scale un ter Druc k b elastet und gleic hzeitig einem V ollbrand
ausgesetzt ist. Laut V orgab e wird der Prüfk örp er in einem
30 ◦
Wink el in Bezug zur
v ertik alen Eb ene b eflamm t. Im ISFT wird das Druc kmo dul in den Stützenprüfofen
in einer aufrec h ten und geraden P osition in tegriert, um eine k orrekte Krafteinleitung
zu garan tieren. Aus diesem Grund k ann eine senkrec h te Beflamm ung des Prüfk örp ers
n ur in einer horizon talen Brennerausric h tung umgesetzt w erden, wie es in Abbildung
3.2 b), w ährend eins T estlaufes außerhalb des Stützenprüfofens, zu sehen ist. Der v oll
en t wic k elte Brand des NexGen Ölbrenners b eflamm t trotz horizon taler Ausric h tung die
40

3.2 Kalibrierun g des NexGen Ölbrenners
25 mm
25 mm
Brennerdi! usor
Thermoelement

Abbildung 3.3: V ersuc hsaufbau zur T emp eraturk alibrierung des NexGen Brenners nac h
CS-25 App endix F P art VI I, vgl. [7] 1-App F-42, Figure 5
gesam te Ob erfläc he des Prüfk örp ers. Anders als in der T estmetho de der CS-25 k önnen
die Flammen des Brenners nic h t seitlic h ent w eic hen, da die Prüfk örp erführungsble-
c he des Druc kmo duls einen ca.
125 cm
tiefen Kasten um den Prüfk örp er bilden. Aus
diesem Grund w erden die Flammen teilw eise seitlic h zurüc kgew orfen und k önnen den
Brennerdiffusor zusätzlic h aufheizen. Des W eiteren wird der Brenner an der BAM mit
Heizöl extra leic h t (EL) und nic h t mit dem Kerosin Jet-A1 b etrieb en. Aufgrund der
sic h gleic henden Dic h ten v on ca.
0,8 g cm − 3
und Heizw erte v on ca.
42,5 MJ kg − 1
sind
an dieser Stelle k eine signifik an ten Un tersc hiede in der Brennerleistung zu erw arten.
Die Kalibrierung der Flammen temp eratur erfolgt mit einem Thermo elemen trec hen,
b estehend aus 7 T yp-K Thermo elemen ten mit einem Durc hmesser v on jew eils
3,2 mm
.
Dieser wird zur Kalibrierung in einem Abstand v on
102 mm
v or dem Brennerdiffusor
angebrac h t, so dass die Thermo elemen tmessstellen
25 mm
üb er der horizon talen Mittel-
linie des Brennerdiffusors liegen, siehe Abbildung 3.3. Für den Kalibrierv organg wird
der Brenner in der nac h ob en gerich teten P osition gezündet und für
120 Sekunden
aufgew ärm t. Nac h dem Sc h w enk in die horizon tale P osition w erden nac h
60 Sekunden
Stabilisationszeit, die T emp eraturmessw erte für
30 Sekunden
aufgezeic hnet und üb er die
7 Thermo elemen te gemittelt. Die erzielte T emp eratur m uss innerhalb der V orgab e nac h
CS-25 liegen. Die erreic h ten, üb er
30 Sekunden
gemittelten, T emp eraturen an den P osi-
Durc hlauf TE 1 TE 2 TE 3 TE 4 TE 5 TE 6 TE 7 Mittelw ert
1 1068,5 1095,1 1100,9 1107,4 1109,1 1106,9 1018,1 1086,6
2 1072,7 1100,3 1103,4 1106,9 1107,8 1112,2 1023,5 1089,5
T ab elle 3.1: T emp eraturen in
◦ C
gemessen üb er einer Dauer v on 30 Sekunden mit 7
Thermo elemen ten (TE) nac h Abbildung 3.3 und Mittelw ert w ährend der Brennerk ali-
brierung
41

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
tionen der 7 Thermo elemen te sind in T ab elle 3.1 aufgelistet. Der Kalibrierv organg wurde
nac h einer ausreic henden Abkühlungszeit wiederholt. Die T emp eraturdaten zeigen, dass
die Flammen temp eratur innerhalb der geforderten W erte liegt und repro duzierbar ist.
Zur w eiteren Charakterisierung der Flammeneigensc haften des Ölbrenners wird eine
Wärmestromdic h temessung nac h CS-25 v orgesc hrieb en. Diese hatte b ei v orherigen
Un tersuc h ungen v on Hörold et al. [41
–
43] zu sc h w er in terpretierbaren Ergebnissen auf-
grund des ab w eic henden V ersuc hsaufbaus geführt. Eine w elt w eit gängige und deutlic h
aussagekräftigere Metho de zur Brennerk alibrierung sind Durc h brandtests mit unbe-
lasteten Aluminiumplatten un tersc hiedlic her Materialstärk e, wie sie in der Luftfahrt
V erw endung finden. Die Durc h brandzeiten sind abhängig v on Flammen temp eratur,
Wärmestromdic h te, Prüfk örp erdimensionen, dem Flammen bild und den geometrisc hen
Randb edingungen. Für die Brennerk alibrierung des NexGen Ölbrenners an der BAM
wurden jew eils zw ei Aluminiumplatten (500
×
500
mm 2
) der Legierung 2024-T351 mit
einer Materialstärk e v on
2 mm
,
3 mm
und
4 mm
bis zum Durc h brand b eflamm t. Die
Aluminiumplatten wurden üb er die WMH GR OUP GERMANY b ezogen. Die Durc h-
brandzeiten üb er die Plattendic k e sind in Abbildung 3.4 dargestellt. Dab ei wird zwisc hen
dem ersten und dem zw eiten Durc hlauf un tersc hieden. Die Ergebnisse w erden mit den
1 2 3 4 5
3 0
4 0
5 0
6 0
7 0
8 0
9 0
1 0 0
1 1 0 L u f t f a h r t V e r s u c h s e i n r i c h t u n g
B A M I F S T 1 . D u r c h l a u f
B A M I F S T 2 . D u r c h l a u f
A l u m i n i u m d u r c h b r a n d z e i t i n s e c
A l u m i n i u m p l a t t e n s t ä r k e i n m m

Abbildung 3.4: Durc h brandzeiten v on Aluminiumplatten der Legierung 2024-T351
(500
×
500
mm 2
) erzielt mit dem IFST in zw ei Durc hläufen im V ergleic h zu den Durc h-
brandzeiten erzielt mit dem NexGen Ölbrenner an einer V ersuc hseinric h tung eines
renommierten europäisc hen Luftfahrtun ternehmens
42

3.2 Kalibrierun g des NexGen Ölbrenners
Durc h brandzeiten v on Aluminiumplatten der gleic hen Legierung v erglic hen. Diese wur-
den eb enfalls mit dem NexGen Ölbrenner an einer V ersuc hseinric h tung eines größeren
europäisc hen Luftfahrtun ternehmens durc hgeführt. Hierb ei wurden die V orgab en und
der V ersuc hsaufbau, b esc hrieb en in der CS-25 App endix F P art VI I, exakt eingehalten.
Die Durc h brandzeiten w erden durc h den kubisc hen Fit in T ab elle 3.2 repräsen tiert. Der
V ergleic h der Ergebnisse zeigt, dass die mit dem IFST erzielten Durc h brandzeiten sehr
gut mit denen der luftfahrttec hnisc hen V ersuc hseinric h tung üb ereinstimmen. Mit dieser
Kalibrierung ist gezeigt, dass die Ab weic h ungen v om V ersuc hsaufbau an der BAM,
im V ergleic h zu dem in der CS-25 geforderten, k eine signifik an ten Auswirkungen auf
die Brennerleistung v orw eisen. Es ist zu en tnehmen, dass die Durc h brandzeiten des
zw eiten V ersuc hsdurc hlauf minimal kürzer sind als d ie des ersten Durc hlaufs. Deshalb
wird eine Abkühlzeit des V ersuc hsaufbaus v on mindestens
30 Min uten
zwisc hen F eu-
erwiderstandsprüfungen mit dem IFST festgelegt. Die Ergebnisse wurden mit einer
Brennereinstellung v on 3,5 bar Luftdruc k und 7 bar Öldruc k erreic h t.
y = A + Bx + Cx 2 + Dx 3
A = 39,24 B = -11,23 C = 7,29 D = -0,45
R 2 = 0,9999
T ab elle 3.2: Kubisc he Fit-F unktion für Durc h brandzeiten v on Aluminiumplatten, erzielt
an einer luftfahrttec hnisc hen V ersuc hseinric h tung aus Abbildung 3.4 mit zugehörigen
K o effizien ten und dem Bestimm theitsmaß R 2
43

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flamm-
sc h utzlagen
Die in diesem Kapitel un tersuc h ten CFK Sc halen b esitzen Flammsc h utzlagen, die in den
Laminataufbau in tegriert sind. Basierend auf den guten F euerwiderstandseigensc haften
der PML wird dieses Prinzip angew endet, um die Standfestigk eit un ter Brandein wirkung
v on CFK Sc halen zu v erb essern und die Zeit bis zum V ersagen zu v erlängern. Statisc he
Belastungstest dienen zur Bestimm ung der Bruc hlast und zur Charakterisierung des
mec hanisc hen V ersagens. Eine nic h tlineare Finite-Elemen te-Metho de (FEM) Analyse
wird angew endet, um das Stabilitätsv erhalten so wie das V ersagen der CFK Sc hale
un ter reiner Druc kb elastung zu b eleuc h ten. In F euerwiderstandsprüfungen wird die
Standfestigk eit un ter Brandein wirkung der CFK Sc hale so wie der, mit Flammsc h utzlagen
mo difizierten, CFK Sc halen un tersuc h t.
3.3.1 Materialien
Die CFK Sc halen b estehen aus 32 unidirektionalen (UD) carb onfaserv erstärkten Prepreg
Lagen mit einem Fläc hengewic h t v on
134 g m − 2
. Ein quasiisotrop er und symmetrisc her
Lagenaufbau resultieren in eine W andstärk e des ausgehärteten Systems v on
4 mm
. Dab ei
sind die jew eils b eiden äußersten Lagen in einer
± 45 ◦
Ric h tung orien tiert, um eine
erhöh te Beulstabilität zu erreic hen [77]. Der Krümm ungsdurc hmesser v on
4150 mm
ist
v ergleic h bar mit Rumpfdurc hmessern v on Flugzeugen der zivilen Luftfahrt mit Platz
für 180 P assagiere. Es w erden vier v ersc hiedene Flammsc h utzlagen symmetrisc h in CFK
Sc halen des gleic hen Laminataufbaus in tegriert, siehe
T ab elle 3.3
. Alle K onfiguration
wurden durc h das Corinna–Pro jektteam erarb eitet und festgelegt. Die K onfiguratio-
nen
CFK-GF
und
CFK-Ti
basieren auf Sc h utzsc hic h ten, die eine Barriere v or direkter
K onfiguration Materialien Lagenaufbau (+: 45 ◦ , –: 135 ◦ )
CFK Prepreg [+/-/90/-/0/+/90/0/0/90/+/0/-/90/-/+] s
CFK-GF Prepreg, S2-GF [+/GF/-/90/-/0/+/90/0/0/90/+/0/-/90/-/+] s
CFK-TPCF Prepreg, TPCF [+/-TPCF/90/-/0/+/90/0/0/90/+/0/-/90/-/+] s
CFK-TP Prepreg, TP [+/TP/-/90/-/0/+/90/0/0/90/+/0/-/90/-/+] s
CFK-Ti Prepreg, Titan [+/Ti/-/90/-/0/+/90/0/0/90/+/0/-/90/-/+] s
T ab elle 3.3: K onfigurationen der CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen und
ihr symmetrisc her Lagenaufbau
44

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Flammenein wirkung für die darun ter liegenden CFK Lagen darstellt. Titan (Ti) und
S2-Glasfasern (GF) w eisen eine hohe thermisc he Stabilität so wie eine sehr gute Chemik a-
lien b eständigk eit auf [94]. Zusätzlic h b esitzt Titan eine geringe Wärmeleitfähigk eit so wie
einen geringen thermisc hen Ausdehn ungsk o effizien ten. Das S2-Glasfasergew eb e b esitzt
ein Fläc hengewic h t v on
49 g m − 2
und wurde v on der In terglas T ec hnologies Gm bH
b ezogen. Die Titan blec he w eisen ein Materialstärk e v on
125 µ m
auf. V ergleic h bar mit
dem Wirkungsprinzip der PML ist zu erw arten, dass die Ti- und GF-Lagen aufgrund
ihrer Sc h utzwirkung, die thermisc he Zersetzung der Ep o xidharzmatrix in der CFK Sc ha-
le v erringern und v erzögern. Die K onfigurationen CFK-TPCF und CFK-TP b esitzen
in tegrierte Thermoplastla y er (TP), die auf P oly etherimid (PEI) basieren. PEI w eist eine
geringe Brenn bark eit so wie eine geringe Rauc hen t wic klung w ährend der V erbrenn ung
auf und b esitzt eine gute K ompatibilität zu Ep oxidharzen. Die Glasüb ergangstempe-
ratur v on PEI liegt b ei
217 ◦ C
und b ei T emp eraturen üb er
540 ◦ C
w erden die flüc h tigen
Bestandteile der thermisc hen Zersetzung im CFK Laminat eingesc hlossen und b ewirk en
eine Delamination der angrenzenden CFK Lagen [95
–
97]. Es en tsteh t eine thermisc he
Barriere v on geringerer thermisc her Leitfähigk eit als sie das übrige Material b esitzt.
Die PEI F olie Ajedium Ultra 1000 Film hat eine Materialstärk e v on
125 µ m
und wurde
v om amerik anisc hen Hersteller Solv a y b ezogen. Die TPCF lagen b estehen eb enfalls aus
einer PEI-Matrix, die zusätzlic h durc h Carb onfasern unidirektional v erstärkt sind und
eine Dic k e v on
141 µ m
v orw eisen. Die PEI-Matrix hat einen An teil v on
34 Gew.-%
und
Hersteller ist T oho T enax . Aufgrund der F aserv erstärkung wird b ei der CFK-TPCF
K onfiguration die jew eils zw eite äußere CFK Lage durc h diese Flammsc h utzlage mit
dem gleic hen F aserorien tierungswink el v on
135 ◦
ersetzt, da da v on ausgegangen wird,
dass eine Kraftüb ertragung durc h die Carb onfasern und PEI-Matrix gew ährleistet wird.
3.3.2 Prüfk örp erfertigung
Die CFK Sc halenprüfk örp er wurden am Deutsc hen Institut für Luft- und Raumfahrt
(DLR) in Braunsc h w eig im Autokla v-V erfahren gefertigt. Die CFK Prepregs und Flamm-
sc h utzlagen, mit einer Abmessungen v on jew eils
1225 × 575 mm 2
, wurden p er Hand in
eine gekrümm te Negativform gemäß Lagenaufbau aus
T ab elle 3.3
abgelegt. Die Negativ-
form w eist eine Breite v on
1470 mm
, eine Länge v on
2900 mm
und einen Krümm ungs-
durc hmesser v on
4150 mm
auf. Der jew eilige Lagenaufbau wurde mit einer V akuumfolie
üb erdec kt, an den Rändern mit Dic h tband abgedic h tet und ansc hließend ev akuiert. Es
wurde ein Autokla vdruc k v on
7 bar
angelegt. Der Aushärtezyklus b estand aus einem
45

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Aufheizen bis
180 ◦ C
mit einer Heizrate v on
1 ◦ C min − 1
. Diese T emp eratur wurde für
130 min
gehalten und ansc hließend aktiv auf eine T emp eratur v on
65 ◦ C
herun ter gekühlt,
eb enfalls mit einer Kühlrate v on
1 ◦ C min − 1
und der Üb erdruc k en tlassen. An der BAM
wurden die CFK Sc halen in Prüfk örp er mit einer Länge und Breite v on
500 × 495 mm 2
CNC gefräst, um eine Querdehn ung der CFK Sc halen im Druc kmo dul w ährend einer
Druc kb elastung nic h t zu b ehindern. Für jede K onfiguration wurden jew eils vier CFK
Sc halenprüfk örp er gefertigt.
3.3.3 Statisc he Bruc hlastv ersuc he
Zur Ermittlung der statisc hen Bruc hlast wird der CFK Sc halenprüfkörper mit einer
k onstan t ansteigenden Druc kkraft v on
1 kN s − 1
bis zu dessen Bruc h b elastet. Der
Hydraulikzylinder des Stützenprüfofens ist dab ei w eggeregelt. Es w erden drei Dehn ungs-
messstreifen (DMS) auf die horizon tale Mittellinie der V orderseite der CFK Sc hale
appliziert. DMS-M sitzt in der Mitte der Sc hale und DMS-R und DMS-L jew eils links
und rec h ts mit einem Abstand v on
180 mm
zur Mitte. Zusätzlic h wird mittig auf der
Rüc kseite ein DMS-B aufgebrac h t. Alle DMS messen die mec hanisc he Dehn ung in
Ric h tung der Druc kkraft des Hydraulikzylinders, dessen V ersc hiebung in Millimeter
aufgezeic hnet wird.
Die Dehn ungen der CFK Sc hale in Promille üb er die V ersc hiebung des Hydraulikzylin-
ders w ährend des Bruc hlastv ersuc hes sind in Abbildung 3.5 gezeigt. Dab ei wird die auf
der Rüc kseite gemessene Dehn ung (DMS-B) in v ers üb er die rec h te Ordinate aufgetragen,
um einen direkten V ergleic h der Dehn ungsw erte nac h dem Beulen zu ermöglic hen. Die
zugehörigen V erform ungen der CFK Sc hale sind in Abbildung 3.6 an den Punkten A, B
und C dargestellt. Nac h dem Ein bau des Prüfk örp ers, wird das ob ere Querhaupt des
Druc kmo duls auf den Prüfk örp er herun ter gelassen. Damit ist die CFK Sc hale b ereits
mit dessen Gewic h t, w elc hes einer Druc kkraft von
13,3 kN
en tspric h t, b elastet. Aus
diesem Grund wird der Prüfk örp er b ereits v or V ersuc hsstart negativ auf V order- und
Rüc kseite gedehn t. Mit einer steigenden V ersc hiebung des Hydraulikzylinders wird ein
linearer Anstieg der negativ en Dehn ungen an allen vier DMS P ositionen gemessen, w as
eine homogene Krafteinleitung in den Prüfk örp er repräsen tiert. Während des Anstiegs
(A) v erform t sic h die Sc hale leic h t in Ric h tung der Sc halenaußenseite. Bei einer V er-
sc hiebung v on ca.
1,6 mm
tritt ein Stabilitätsv ersagen auf und die CFK Sc hale sc hlägt
sprungartig in Ric h tung zur Sc haleninnenseite durc h. Mit dem Beulen (B) erhöh t sic h
die negativ e Dehn ung auf der V orderseite abrupt auf ein lok ales Minim um v on
-3,2 %
.
46

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
0 . 0 0 . 5 1 . 0 1 . 5 2 . 0 2 . 5 3 . 0 3 . 5 4 . 0 4 . 5 5 . 0 5 . 5
- 6
- 5
- 4
- 3
- 2
- 1
1
2
0
A
C
D e h n u n g V o r d e r s e i t e i n
V e r s c h i e b u n g i n m m
D M S - L
D M S - M
D M S - R
B
- 2
- 1
0
1
2
3
4
5
6
D M S - B
D e h n u n g D M S - B i n

Abbildung 3.5: Dehn ungen der CFK Sc hale in Promille auf der V order- und Rüc kseite
üb er die V ersc hiebung des Hydraulikzylinders w ährend eine Bruc hlastv ersuc hes
Die Dehn ung auf der Rüc kseite w ec hselt sc hlagartig in eine p ositiv e Dehn ung v on
2,9 %
üb er. Die en tstandene rautenförmige Beule stellt eine neue Gleic hgewic h tslage dar,
w ob ei die V orderseite eine negativ e Dehn ung, also eine K ompression, und die Rüc kseite
eine p ositiv e Dehn ung erfährt. Mit steigender Belastung expandiert eb enfalls die Beule,
w as durc h ein An w ac hsen der Absolut w erte der Dehn ungen für DMS-M und DMS-B
zu erklären ist. Der Un tersc hied in den Absolut w erten der Dehn ung zwisc hen V order-
und Rüc kseite an der mittigen P osition ist dadurc h zu erklären, dass der Prüfk örp er,
trotz einer Zugb elastung in den Randfasern auf der Rüc kseite, global k omprimiert wird.
Die globale K omprimierung v erringert die p ositiv e Dehnung auf der Rüc kseite. Die
Dehn ungen an den P ositionen v on DMS-R und DMS-L erreic hen ihr Minim um b ei einer
V ersc hiebung v on ca.
2,8 mm
und steigen danac h leic h t an. Bei einer V ersc hiebung v on
5 mm
ist die Bruc hlast erreic h t und die CFK Sc hale v ersagt sc hlagartig mit sic h tbaren
Brüc hen im link en, ob eren und rec h ten, un teren Bereic h (C). Das V ersagen führt zu
einem abrupten V erlust der Absolut w erte der Dehn ungen an allen vier P ositionen.
Für jede K onfiguration w erden jew eils zw ei CFK Sc halenprüfk örp er (S1 + S2) in
einem Bruc hlasttest bis zum V ersagen b elastet. Dab ei wiesen alle Prüfk örp er, den
b esc hrieb enen V ersagensmec hanism us mit v orherigem Sc halen b eulen auf, w ob ei nic h t
immer zw ei Bruc hstellen auftraten. Dies ist durc h eine geringfügig ungleic hmäßige
Belastung des Prüfk örp ers, aufgrund einer nic h t zen trisc hen Krafteinleitung o der einer
47

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
A B C
DMS-L DMS-M DMS-R

Abbildung 3.6: F ron tansic h t der CFK Sc hale w ährend des Bruc hlastv ersuc hes, A: v or
dem Beulen der Sc hale, B: nac h dem Beulen der Sc hale, C: b eim erreic hen der Bruc hlast
geringfügig unsymmetrisc hen Prüfk örp ergeometrie, zu erklären. W eiterhin wird der
V ersuc h automatisc h b eendet, sobald ein signifik an ter Kraftabfall v om Steuerungssystem
detektiert wird. Die kritisc he Beullasten und die Bruc hlasten aller K onfigurationen,
normiert auf die gemittelte Bruc hlast der CFK K onfiguration, sind in T ab elle 3.4
zusammengefasst. Das Beulen der Sc hale in eine en tfern te Gleic hgewic h tslage wird
hauptsäc hlic h durc h fertigungsb edingte Imp erfektionen und kleinste Störungen her-
v orgerufen und w eist daher einen eher willkürlic hen Charakter auf. Daher sind die
Ab w eic h ungen der kritisc hen Beullasten zwisc hen dem ersten und zw eiten Prüfk örp er
jeder K onfiguration höher als die der finalen Bruc hlasten. Die CFK-TPCF K onfigurati-
on w eist die geringste kritisc he Beullast so wie Bruc hlast im V ergleic h zu den anderen
K onfigurationen auf. Dies ist die einzige V arian te, in der die jew eils zw eite äußere CFK
Lage des Originalaufbaus durc h eine Flammsc h utzlage ersetzt wurde. Die Ergebnisse
zeigen, dass die TPCF Lage, trotz F aserv erstärkung, nic h t die gleic hen mec hanisc hen
K onfiguration krit. Beullast Bruc hlast
S1 S2 S1 S2 Mittelw ert
CFK 0.747 0.794 1.023 0.977 1.0
CFK-GF 0.981 0.918 1.058 1.012
CFK-Ti 0.864 1.020 0.969 0.949
CFK-TPCF 0.634 0.724 0.899 0.949
CFK-TP 0.716 1.039 1.070 0.903
T ab elle 3.4: Kritisc he Beullasten und Bruc hlasten aller CFK Sc halenk onfigurationen,
normiert auf die gemittelte Bruc hlast der zw ei unmo difizierten Sc halen der CFK K onfi-
guration
48

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Eigensc haften wie die CFK Lage v orw eisen k ann. Eine Delamination der CFK Lagen
v on der TPCF Lage wurde w ährend der Bruc hlastv ersuc he nic h t b eobac h tet. Die K onfi-
gurationen CFK-GF und CFK-Ti erzielten höhere kritisc he Beullasten im V ergleic h zur
reinen CFK Sc hale. Die zusätzlic h, un ter die jew eils äußerste Lage, in tegrierte Glasfaser-
und Titanlage erhöhen die Beulsteifigk eit signifik an t, jedo c h wurde für CFK-Ti eine
stark e Delamination der Titan blec he v om CFK Laminat b eobac h tet, w as auf die un-
tersc hiedlic hen Steifigk eiten zurüc kzuführen ist. Die normierte kritisc he Beullast des
ersten Prüfk örp ers der CFK-TP K onfiguration b eträgt 0,716. Durc h die In tegration der
TP F olie, die ein v ernac hlässigbares geringes E-Mo dul b esitzt, wird k eine Erhöh ung
der Beulsteifigk eit erw artet. Die zw eite CFK-TP erzielte jedo c h eine kritisc he Beullast
v on 1.039, die üb erdies höher als die erreic h te Bruc hlast ist. Dieses Resultat b estätigt,
dass das Beulen der Sc hale ein sehr empfindlic her und nic h t b erec hen barer V organg ist.
Die Bruc hlast jeder CFK Sc halenk onfiguration ist w eniger durc h die Flammsc h utzlagen
b eeinflusst, als es die kritisc he Beullast ist. Die CFK-GF Prüfk örp er zeigen eine leic h t
erhöh te Bruc hlast im V ergleic h zu r CFK K onfiguration. Ob w ohl das S2-Glasfasergew eb e
tro c k en in tegriert wurde, m uss eine gute An bindung zu den CFK Lagen w ährend
der Herstellung stattgefunden hab en. Insgesam t k ann festgehalten w erden, dass die
in tegrierten Flammsc h utzlagen k einen großen Einfluss auf das mec hanisc he V erhalten
der CFK Sc halen un ter Druc kb eanspruc h ung v orw eisen. Lediglic h die CFK-TPCF
Sc halenprüfk örp er erzielten eine um ca.
10 %
v erringerte kritisc he Beul- und Bruc hlast,
v erglic hen mit der unmo difizierten CFK Sc hale. Die Sc halenprüfk örp er mit zusätzlic h
in tegrierten S2-Glasfasergew eb e wiesen eine um ca.
10 %
erhöh te kritisc he Beullast und
eine um ca. 5% angehob ene Bruc hlast auf.
3.3.4 FEM Analyse der CFK Sc hale im Bruc hlastv ersuc h
Zum b esseren V erständnis des Stabilitätsv erhalten der In termediate-scale CFK Sc hale
un ter axialer Druc kb elastung, wird eine nic h tlineare FEM Analyse mit
ANSYS R
 17.2
durc hgeführt. Das Mo dell der CFK Sc hale wird mit dem Präprozessor ANSYS Comp o-
site PrepP ost R
 aufgebaut, der die 3D-Mo dellierung und Analyse jeder einzelnen CFK
Lage ermöglic h t. Der originale, quasiisotrop e Lagenaufbau wird mit 32 unidirektiona-
len CFK Lagen abgebildet. Nac h der V ernetzung b esteh t das CFK Sc halen-Mo dell
aus 504.000 Elemen ten. Der v erw endete
SOLSH 190
Elemen tt yp [98] ist eine lineare,
3D 8-Knoten „ V olumen-Sc hale“ und eignet sich besonders, um mehrschic h tige, dün-
ne Sc halenstrukturen abzubilden, siehe
Anhang A.1
,
Abbildung A.2
. Jeder Knoten
49

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Abbildung 3.7: Mit 504.000
SOLSH 190
Elemen ten v ernetzte CFK Sc hale b estehend
aus 32 unidirektionalen CFK Lagen in quasiisotrop er Sc hic h tung
des Elemen ts b esitzt drei translatorisc he F reiheitsgrade, deren Genauigk eit durc h die
Mindlin-Reissner-Theorie [99] b estimm t wird, die eine W eiteren t wic klung der Kric hhoff-
Lo v e-Theorie ist und Sc h ub deformationen üb er die Sc halendic k e b erüc ksic h tigt. Bei
sehr dünnen und sc hlank en Elemen ten b esteh t eine „Lo c king“ Gefahr. Dies b edeutet fü r
eine strukturmec hanisc he Lösung, dass die errec hneten V ersc hiebungen infolge der zu
steifen Abbildung der Struktur zu klein sind und sic h eine K on v ergenz gegen die exakte
Lösung n ur sehr langsam o der gar nich t einstellt [100]. Aus diesem Grund v erw endet
das
SOLSH 190
sp ezielle kinematisc he F orm ulierungen, die ein „Lo c king“ v erhindern
und die Genauigk eit v on Dehn ungen b ei Biegung in der Eb ene v erb essern [101
–
104].
Abbildung 3.7 zeigt das FEM Mo dell der v ernetzten CFK Sc hale und eine V ergrößerung
der link en ob eren Ec k e, um die einzelnen abgebildeten Lagen k enn tlic h zu mac hen. Das
Stabilitätsv erhalten der un v ersteiften CFK Sc hale w eist mit dem Beulen der Sc hale
un ter Druc kb elastung ein nic h tlineares Phänomen auf. Um dieses V erhalten mit einer
FEM Analyse abbilden zu k önnen, m uss diese eb enfalls nic h tlinear erfolgen. Damit das
Beulen der Sc hale in der FEM Analyse ausgelöst werden k ann, wird die CFK Sc hale mit
einer geometrisc hen Imp erfektion b elegt [99]. Möglic hst ungünstigste Imp erfektionen für
eine geometrisc h nic h tlineare Beulanalyse stellen die Beuleigenformen dar, die aus einer
Eigen w ert-Beulanalyse der zu un tersuc henden Struktur gew onnen w erden. Zunäc hst
w erden die Lagerungsrandb edingungen der CFK Sc hale gesetzt, die zunäc hst für die
Eigen w ert und im Ansc hluss für die nic h tlineare Beulanalyse gelten, siehe
Abbildung 3.8
.
50

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
V erschiebung obere
Stirnfläche
z = -4 mm, x = y = 0
Fixierte Lagerung untere
Stirnfläche
x = y = z = 0
rx = r y = rz = 0
rechte Prüfkörperführung
Knotenverschiebung y = 0
obere Prüfkörperführung
Knotenverschiebung y = 0
untere Prüfkörperführung
Knotenverschiebung y = 0
linke Prüfkörperführung
Knotenverschiebung y = 0

Abbildung 3.8: Lagerungsrandb edingungen der CFK Sc hale für die Eigen w ert und
nic h tlineare Beulanalyse
Es wird eine fixierte Lagerung an der un teren, b elasteten Stirnfläche der Sc hale an-
gebrac h t, die alle translatorisc hen so wie rotatorisc hen F reiheitsgrade einsc hränkt. Die
ob ere und un tere Prüfk örp erführung des Druc kmo duls w erden durc h eine v erhinderte
Knoten v ersc hiebung üb er die Prüfk örp erdic k e in y-Ric h tung realisiert. Die Knotenrei-
henhöhe (z-Ric h tung) en tspric h t der Dic k e der horizon talen Führungsblec he. An den
Sc halenrändern wirk en die Knic kstützen, die als v ertik ale diskrete Knotenlinien abge-
bildet w erden und deren V ersc hiebung eb enfalls in y-Ric h tung v erhindert ist. Für die
ob ere Stirnfläc he w erden die V ersc hiebungen in x- und y-Ric h tung festgehalten, w omit
auc h die Querk on traktion b ehindert wird. Aufgrund der Haftreibung zwischen den
Belastungsfläc hen des Prüfk örp ers und den Krafteinleitungsblec hen des Druc kmo duls
w ährend der Bruc hlast- und F euerwiderstandsv ersuc he, wird an diesen K on taktflä-
c hen eine Querk on traktionsb ehinderung in der FEM Analyse abgebildet. Die aus der
Eigen w ert-Beulanalyse errec hneten ersten b eiden Beuleigenformen liegen sehr nahe
b eieinander, w ob ei die zw eite Eigenform der tatsäc hlic hen aus dem Bruc hlastv ersuc hen
en tspric h t. Für die nic h tlineare Beulanalyse wird eine geometrisc he Anfangsv erform ung
v erw endet, die der auf
20 %
herun tersk alierten zw eiten Beuleigenform en tspric h t. Die
nic h tlineare Beulanalyse wird v ersc hiebungsgesteuert gerec hnet, w ob ei die ob ere Belas-
tungsfläc he um
4 mm
in negativ e z-Ric h tung v ersc hob en wird. Die V ersc hiebung wird
in vier Lastsc hritten v on je einem Millimeter aufgebrac ht, w ob ei der erste Millimeter
in 16, der zw eite in 46, der dritte in 26 und der letzte Millimeter in 12 Un tersc hritten
51

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
y - V erschiebung in mm

Abbildung 3.9: FEM Analyse: y-V ersc hiebung der CFK Sc hale w ährend des Bruc hlast-
v ersuc hes; links: kurz v or dem Beulen, rec h ts: kurz nac h dem Beulen
aufgeteilt wird. Das Beulen findet b ei einer V ersc hiebung v on
z = -1,17 mm
statt. Die
Beulformen der Sc hale kurz v or und nac h dem Beulen sind in Abbildung 3.9 durc h die
V ersc hiebungen der Knoten in y-Ric h tung dargestellt. In der Abbildung 3.9 links w eist
die Sc hale eine V erform ung in negativ er y-Ric h tung auf, w ob ei zw ei symmetrisc he Ma-
xima v on
y = -1,64 mm
das Beulbild zeic hnen. Mit dem sc hlagartigen Beulen der CFK
Sc hale en tsteh t eine stabile, rautenförmige Beule, deren Ausdehn ung v on
y = 10,15 mm
in die en tgegengesetzte Ric h tung zur vorherigen Beule v erläuft. Eine erneute lineare
Beulanalyse der durc hgesc hlagenen Sc hale führte zu k einem Ergebnis. Daher wird da v on
ausgegangen, dass bis zum Erreic hen der Bruc hlast k eine w eitere V erzw eigung auftritt.
Zur V erifizierung der FEM Analyse wird die gemessene Dehn ung des DMS-M aus dem
Bruc hlastv ersuc h,
Kapitel 3.3.3
, mit der Dehn ung der Sc hale aus der Sim ulation v ergli-
c hen. Sie w erden üb er die aufgebrac h te Druc kkraft des Hydraulikzylinders bzw. üb er die
Reaktionskraft an der fixierten Lagerung aufgetragen. Dab ei sind die Dehn ungen und
Druc kkräfte auf die reale Dehn ung bzw. Druc kkraft kurz v or dem Beulen normiert und
in Abbildung 3.10 aufgetragen. Im linearen Anfangsb ereic h stimmen die Kraftv erläufe
der FEM Analyse und der V ersuc hsergebnisse sehr gut üb erein. V or dem Beulen (A)
nimm t der Zu w ac hs der gemessenen negativ en Dehn ung ab, erfährt b ei
88 %
der Beullast
ein lok ales Minim um, w elc hes un ter der Beuldehn ung liegt und steigt bis zum Beulen
wieder an. Die errec hnete Dehn ung hingegen fällt nahezu linear bis zum Beulen ab.
Bei Betrac h tung des Bildmaterials v om Bruc hlastv ersuc h ist zu erk ennen, dass sic h b ei
Steigerung der Druc klast n ur eine große Beule üb er die Länge und Breite der Sc hale
52

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
ausform t. Kurz v or dem Beulen w äc hst diese üb erprop ortional an, so dass der Zu w ac hs
der negativ en Dehn ungen aus der globalen K omprimierung der Sc hale durc h die p ositiv e
Dehn ung aus der Beulform aufgehob en wird und kurz v or dem Beulen sogar üb ertroffen
wird. Die nic h tlineare FEM Analyse bildet dieses V erhalten, b edingt durc h die Beulform,
nic h t exakt ab. Die v orgegeb ene Imp erfektion in F orm der abgesc h w äc h ten zw eiten
0 , 0 0
0 , 2 5
0 , 5 0
0 , 7 5
1 , 0 0
1 , 2 5
1 , 5 0
- 4 , 5 - 4 , 0 - 3 , 5 - 3 , 0 - 2 , 5 - 2 , 0 - 1 , 5 - 1 , 0 - 0 , 5 0 , 0
A
D r u c k k r a f t n o r m i e r t a u f
S c h a l e n b e u l l a s t [ - ]
D e h n u n g n o r m i e r t a u f S c h a l e n b e u l d e h n u n g [ - ]
V e r s u c h
F E M
B

Abbildung 3.10: V ergleic h der normierten Dehn ungen in Lasteinleitungsric h tung der
CFK Sc hale aus dem Bruc hlastv ersuc h und der FEM Analyse an der P ostion des
DMS-M in Abhängigk eit der normierten Druc kkraft
Beuleigenform, die der Beulform der Sc hale nac h dem Beulen en tspric h t, v erhindert die
gleic hmäßig ausgeprägte Beule im V ergleic h zum realen V ersuch. Durc h diese geringe
Ab w eic h ung in der Beulform, ergibt sic h der Un tersc hied in den Dehn ungen der Sc hale
an der P osition des DMS-M zwischen V ersuc h und FEM Rec hn ung. Bezogen auf die
kritisc he Beullast (A), erzielt die FEM Analyse eine Genauigk eit v on
96 %
. Nac h dem
Beulen sinkt die gemessene und errec hnete Druc kkraft auf einen nahezu iden tisc hen W ert
v on
58 %
der kritisc hen Beullast. Im w eiteren V erlauf b eträgt der Dehn ungsun tersc hied
zwisc hen V ersuc h und FEM Rec hn ung ca.
6 %
. Die erfolgte nic h tlineare FEM Analyse
soll zum V erständnis des V ersagensmec hanism us der CFK Sc hale dienen und wird nic h t
zum Bestimmen v on exakten kritisc hen Beullasten o der Bruc hlasten gen utzt. Daher
w erden die erzielten Ergebnisse der FEM Analyse als hinreic hend genau angenommen
und im W eiteren gen utzt, um das V ersagen der Sc hale zu erklären.
Zur Bestimm ung der V ersagensart der CFK Sc hale wird das V ersagenskriterium
nac h Puc k [105] angew endet, w elc hes in
ANSYS R

implemen tiert ist. Der V orteil dieses
53

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Kriteriums ist die Un tersc heidung v on Zerstörungsformen der FKV Laminate in F aser-
und Zwisc henfaserbruc h v ersagen. Der F aserbruc h (FB) wird dab ei mit einer Maximal-
spann ungsh yp othese b esc hrieb en, der n ur durc h faserparallele Beanspruc h ung auftreten
k ann. Die Anstrengung nimm t dann den W ert eins an, w enn der Betrag der Spann ung
σ gerade so groß ist, wie die F estigk eit R der F asern, Gleic h ung 3.1.
σ 1
R (+)
k
= 1 ∩ σ 1 ≥ 0 ∪ − σ 1
R ( − )
k
= 1 ∩ σ 1 < 0 (3.1)
Eine Laststeigerung führt zum FB. Bei Belastungen des FKV quer zur F aserric h tung
o der auf Sc h ub, erfährt die Matrix eine w esen tlic he Beanspruc h ung. Aufgrund der ge-
ringeren F estigk eit der Matrix, führen b ereits niedrige Spann ungen zu deutlic h höheren
Anstrengungen, v erglic hen zur F aser. Diese Belastungsart führt folglic h zum Zwisc hen-
faserbruc h (ZFB), der auf einer zur F aserric h tung parallelen Eb ene ein tritt. Für die in
dieser Arb eit un tersuc h ten dünnen CFK Strukturen wird der eb ene Spann ungszustand
angenommen, dass heißt die Normalspann ungen in Dic k enric h tung sind Null. Mit dieser
Annahme reduziert sic h die ursprünglic he 3D-Beanspruc h ung eines FKV zu einer 2D-
Beanspruc h ung, die mit einer Quernormal- und Quer-Längs-Sc h ubspann ung abgebildet
w erden k ann. Bei dieser mehrac hsigen Belastung wird die ZFB-Charakteristik üb er
drei V ersagensmo di b esc hrieb en, siehe
Abbildung 3.11
. Der Mo dus A b esc hreibt das
R
σ
A
B
C
R
R
R
0 R
σ
0
ZFB Modus A
ZFB Modus B
ZFB Modus C

Abbildung 3.11: 1. und 2. Quadran t der zur fasersenkrec h ten Spann ungsac hse sym-
metrisc hen ZFB-Eb ene der unidirektionalen Einzelsc hic h t nac h Puc k [105] mit den
v ersc hiedenen Beanspruc h ungsv arian ten und Bruc hmo di, vgl. [106] S.17 Abbildung 2.3
und [94] S.413 Abb. 17.11
54

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
ZFB-V ersagen für eine k om binierte Querzug-Sc h ubb eanspruc h ung (
σ 2 >
0;
τ 21
) der
UD-Sc hic h t anhand einer Ellipsengleic h ung. Diese bildet die Bruc hkurv e im ersten
Quadran ten und b esc hreibt den Zustand indem die Anstrengung gleic h Eins ist. Die
Lastzustände durc h eine k om binierte Querdruc k-Sc h ubb eanspruc h ung (
σ 2 <
0;
τ 21
)
w erden durc h die Bruc hmo di B und C b esc hrieb en. Im
Bruc hmo dus B
dominiert die
Sc h ubb eanspruc h ung, die hauptsäc hlic h für das V ersagen des FKV v eran t w ortlic h ist.
Die Druc kspann ung wirkt b ei dieser Art der Beanspruc h ung stabilisierend, da sie Mi-
krorisse sc hließt. Dies führt zu einer erhöh ten inneren Reibung, die v erstärk end auf den
FKV wirkt. F olglic h ist die ertragbare Sc h ubspann ung
τ 21 c
größer, als die durc h d ie
Sc h ubfestigk eit R
⊥k
definierte maximal ertragbare Sc h ubspann ung im einac hsigen Span-
n ungszustand. Der
Bruc hmo dus C
wird b ei steigender Querdruc kspann ung erreic h t und
ist durc h einen v on Null v ersc hiedenen Bruc h wink el c harakterisiert. Dieser Bruc hmo dus
m uss als kritisc hster der drei angesehen w erden, da b eim V ersagen eine V ersc hiebung
des FKV in Dic k enric h tung stattfindet und dadurc h b enac hbarte Sc hic h ten zusätzlic he
Lasten erfahren. Beim Bruc hmo dus A und B en tstehen lok ale Sc häden in der Einzel-
sc hic h t w ob ei die T ragfähigk eit des V erbundes erhalten bleib en k ann. Im folgenden sind
die Gleic h ungen der Bruc hkurv en für alle drei V ersagensmo di angegeb en:
Mo dus A: v
u
u
t  τ 21
R ⊥k  2
+ 1 − p (+)
⊥k
R (+)
⊥
R ⊥k ! 2 σ 2
R (+)
⊥ ! 2
+ p (+)
⊥k
σ 2
R ⊥k
= 1 (3.2)
Mo dus B: 1
R ⊥k r τ 2
21 +  p ( − )
⊥k σ 2  2 + p ( − )
⊥k σ 2 ! = 1 (3.3)
Mo dus C: − R ( − )
⊥
σ 2 
 

τ 21
2 · R ⊥k  1 + p ( − )
⊥⊥  

2
+ σ 2
R ( − )
⊥ ! 2 
 = 1 (3.4)
Die Neigungsparameter
p (+)
⊥k
und
p ( − )
⊥k
dienen zur V orgab e der Steigung der Bruc hkurv e
im Sc hnittpunkt mit der Sc h ubspann ungsac hse und bilden damit den Üb ergang v on
Bruc hmo dus A in Mo dus B. Aufgrund der v ersc hiedenen V ersagensformen des W erk-
stoffes m üssen b eide nic h t zwingend den gleic hen W ert annehmen. Für CFK w erden
die P arameter nac h [94] mit
p (+)
⊥k
= 0
,
35 und
p ( − )
⊥k
= 0
,
3 angenommen. Der Neigungspa-
rameter
p ( − )
⊥⊥
dien t zur Anpassung der P arab el des Bruc hmo dus B mit der Ellipse des
Bruc hmo dus C und wird wie folgt b erec hnet:
p ( − )
⊥⊥ = p ( − )
⊥k
R A
⊥⊥
R ⊥k
(3.5)
55

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Die ZFB-Kurv e ist an dem W ec hsel v on Mo dus B zu C durc h das W ertepaar
R A
⊥⊥
und
τ 21 definiert. Die F estigk eit und Sc h ubspann ung in diesem Punkt b erec hnen sic h zu:
R A
⊥⊥ = R ⊥k
2 p ( − )
⊥k 
 s 1+2 p ( − )
⊥k
R ( − )
⊥
R ⊥k − 1 
 (3.6)
τ 21 c = R ⊥k q 1+2 p ( − )
⊥⊥ (3.7)
Die Absc h w äc h ungsfaktoren, die den Einfluss v on faserparalleler Spann ung auf den
ZFB b esc hreib en, w erden mit
m
=
s
= 0
,
5 nac h [94] abgesc hätzt, siehe
Anhang A.3
,
T ab elle A.2.
Die b esc hrieb enen V ersagenskriterien nac h Puc k w erden im F olgenden auf die durc hge-
sc hlagene CFK Sc hale aus der nic h tlinearen FEM Analyse angew endet. Die v erw endeten
F estigk eitsgrenzen der UD-Einzelsc hic h t sind im
Anhang A.3
,
T ab elle A.1
aufgeführt.
ANSYS
R

bietet dafür ein T o ol zur FKV-V ersagensb ew ertung, das für einen Lastsc hritt
die V ersagenskriterien für alle Lagen des V erbundes ausw ertet und die V ersagensmo di
am jew eiligen Elemen t in der jew eiligen Einzelsc hic h t ausgibt. Der kritisc hste V ersagens-
mo dus k ann dann separat in der hö c hst b elasteten Sc hic h t wiedergegeb en w erden. Die
Ausw ertung ergibt, dass die erste, äußere 45
◦
-Lage die am hö c hsten b elastete des V er-
bundes ist. Die F aseranstrengung auf Druc k- und Zugb elastung sind in
Abbildung 3.12
dargestellt. Es ist der Belastungszustand angegeb en, in dem die FB Anstrengung den
W ert Eins erreic h t hat. Das Bruc hkriterium un ter Zugb elastung k ann im selb en Zustand
als unkritisc h angesehen w erden. Eb enso liegen die Anstrengungen für einen ZFB w eit
V ersagenskriterium für FB nach Puck
FB Anstrengung unter Zug
Lage 1: 4 5°
FB Anstrengung unter Druck

Abbildung 3.12: FEM Analyse: FB Anstrengung der CFK Sc hale nac h Puc k für Druc kb e-
lastung (links) und Zugb elastung (rec h ts) für die äußere 45
◦
-Lage im Belastungszustand
b ei F aserbruc h
56

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
V ersagenskriterien für ZFB nach Puck
ZFB Anstrengung unter Druck ZFB Anstrengung unter Zug
Lage 1: 4 5°

Abbildung 3.13: FEM Analyse: ZFB Anstrengung der CFK Sc hale nach Puc k für
Druc kb elastung (links) und Zugb elastung (rec h ts) für die äußere 45
◦
-Lage im Belas-
tungszustand b ei F aserbruc h
un ter den maximal ertragbaren Druc k- und Zugspann ungen, siehe
Abbildung 3.13
. Die
Lage der FB Anstrengungen un ter Druc kspann ung mit dem W ert Eins liegen am link en
und rec h ten Rand in der ersten Lage der geb eulten CFK Sc hale. Eb enfalls stimmen die
v ertik alen P ositionen der F aserbrüc he mit den Bruc hstellen der CFK Sc hale aus dem
Bruc hlastv ersuc h sehr gut üb erein. Für die zw eite Lage mit einem F aserorien tierungs-
wink el v on 135
◦
ergibt sic h ein an der v ertik alen Mittelac hse der Sc hale gespiegeltes
Anstrengungsm uster für FB mit einer Anstrengung v on 96 %. Diese Erk enn tnis er-
laubt die Sc hlussfolgerung, dass die F aserbrüc he infolge zu hoher Druc kspann ungen in
der äußeren 45
◦
-Lage zu einem V ersagen der gesam ten Struktur führen. Der Betrag
der Anstrengung für FB ist in b eiden angezeigten P ositionen vom Betrag her gleic h.
Dies b edeutet für den realen Belastungsfall, sollte der FB aufgrund einer Imp erfektion
auf einer Seite minimal früher ein treten, ändert sic h das Spann ungsbild sc hlagartig
und es k ann n ur eine Bruc hstelle auftreten, wie es auch die V ersagensbilder aus den
Bruc hlastv ersuc hen wiedergeb en.
3.3.5 F euerwiderstandsprüfung un ter Druc klast
Für jede, der in
T ab elle 3.3
aufgeführten CFK Sc halenk onfigurationen, w erden zw ei
Prüfk örp er in einer F euerwiderstandsprüfung getestet. Dab ei wird der Prüfk örp er mit ei-
ner Druc klast k onstan t b elastet, die 40 % der Bruc hlast der unmo difizierten CFK Sc hale
en tspric h t. Die Belastung wurde anhand der Berec hn ungen aus
Kapitel 2.1
und nac h
V orgab e der Pro jektpartner festgelegt. In
Abbildung 3.14
w erden die aufgebrac h ten
57

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Prüflasten des Hydraulikzylinders des Stützenprüfofens w ährend der F euerwiderstands-
prüfung eines Prüfk örp ers aus jeder K onfiguration üb er die V ersuc hszeit aufgetragen.
Die ob eren Graphen zeigen die erreic h ten V ersuc hsergebnisse der CFK-GF und CFK-Ti
K onfigurationen. Die äußere Sc halenseite wurde mit dem v oll en t wic k elten Brand des
Ölbrenners direkt b eflamm t, mit der F olge, dass die Glasüb ergangstemp eratur der
Ep o xidharzmatrix
( T g ≈ 177 ◦ C)
in den äußeren Lagen sc hnell üb ersc hritten wurde. Die
erste und zw eite Lage sind b esonders für die Beulstabilität v eran t w ortlic h, aufgrund
ihrer P osition und der
± 45 ◦
F aserorien tierung. Ihr V erlust durc h Erw eic hen und Aus-
brennen der Matrix b edeutet eine Reduktion der ertragbaren kritisc hen Beullast, die
durc h v oransc hreitender Sc hädigung v on darun ter liegenden Lagen w eiter v erringert
wird. Deshalb tritt, wie im Kalttest, ein Beulen der Sc hale für alle K onfigurationen
auf. In der F euerwiderstandsprüfung jedo c h nic h t durc h eine steigende aufgebrac h te
Druc kb elastung, sondern vielmehr aufgrund einer effektiv ansteigenden Druc kb elas-
0 4 8 1 2 1 6 2 0 2 4 2 8 3 2 3 6 4 0 4 4 4 8 5 2 5 6 6 0
0 . 0
0 . 1
0 . 2
0 . 3
0 . 4
0 . 5
C F K
C F K - G F
C F K - T i
0 4 8 1 2 1 6 2 0 2 4 2 8 3 2 3 6 4 0 4 4 4 8 5 2 5 6 6 0
0 . 0
0 . 1
0 . 2
0 . 3
0 . 4
0 . 5
D r u c k l a s t n o r m i e r t a u f d i e B r u c h l a s t d e r C F K S c h a l e [ - ]
Z e i t b i s z u m V e r s a g e n i n s e c
C F K
C F K - T P C F
C F K - T P

Abbildung 3.14: Druc klast des Hydraulikzylinders w ährend der F euerwiderstandsprüfung
eines Prüfk örp ers jeder K onfiguration, normiert auf die Bruc hlast der CFK Sc hale üb er
der Zeit bis zum V ersagen; ob en: K onfigurationen CFK-GF und CFK-Ti im V ergleic h
mit der CFK K onfiguration, un ten: K onfigurationen CFK-TPCF und CFK-TP im
V ergleic h mit der CFK K onfiguration
58

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
tung innerhalb des Prüfk örp ers, die auf den V erlust v on immer mehr CFK Lagen mit
fortlaufender V ersuc hszeit zurüc kzuführen ist. Die unmo difizierte CFK Sc hale sc hlug
nac h
13 Sekunden
durc h, eb enso wie die Sc hale mit in tegriertem Glasfasergew eb e.
Dies ist anhand des abrupten Abfalls der, durc h den Hydraulikzylinder aufgebrac h ten,
Last zu erk ennen. Das Beulen der CFK Sc hale mit in tegrierten Titan blec hen erfolgte
deutlic h später b ei einer Beflamm ungsdauer v on
22 Sekunden
. Die V ersuc he w erden
mit Kraftregelung gefahren, w as zu einem nac hjustieren der aufgebrac h ten Druc klast
durc h das Regelungssystem führt. Der Stützenprüfofen ist für w eitaus trägere und
höher b elastete Systeme ausgelegt, w as dazu führt, dass das Nac hregeln der Druc kkraft
ein Üb ersc h wingen der erzielten Belastung zur F olge hat. Nach dem Einp endeln der
Belastung wird die Druc kkraft konstan t gehalten und die Sc hale v erbleibt in ihrem
durc hgesc hlagenen Zustand, bis ein Strukturv ersagen stattfindet. Das Strukturv ersagen
der CFK Sc hale tritt nac h
28 Sekunden
ein und ist durc h einen erneuten schlagartigen
Abfall der Druc klast c harakterisiert, w elc her durc h eine kleine Stufe mit kurzzeitiger
Krafterhöh ung un terbro c hen ist. Bei Betrac h tung v on
Abbildung 3.15 rec h ts
, sind auf
der Rüc kseite der CFK Sc hale nac h der F euerwiderstandsprüfung Bruc hstellen am
link en und rec h ten Rand der Sc hale zu erk ennen. Das V ersagen auf der link e Seite trat
v or dem auf der rec h ten Seite auf, w o durc h das Kraftregelungssystem nac h dem ersten
V ersagen die Kraft kurzzeitig erhöhen k onn te. Nac h dem Bruc h auf der rec h ten Seite
wurde der V ersuc h, aufgrund der großen V ersc hiebung en tlang der Belastungsac hse,
automatisc h abgebro c hen und das Beflammen b eendet. Das V ersagensbild wird durc h
die b eiden seitlic hen Bruc hstellen dominiert und durc h eine große, mittige F alte, die
die Brüc he v erbindet, v erv ollständigt. Im mittigen Bereic h der Rüc kseite v erlaufen
Abbildung 3.15: CFK Sc hale nac h F euerwiderstandsprüfung; links: dem V ollbrand
ausgesetzte Sc halenaußenseite, rec h ts: Sc haleninnenseite
59

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
S2 -Glas

Abbildung 3.16: CFK-GF Sc hale nac h F euerwiderstandsprüfung; links: dem V ollbrand
ausgesetzte Sc halenaußenseite mit V ergrößerungsaussc hnitt, rec hts: Sc haleninnenseite
zusätzlic h kleine Risse und Brüc he, die eine Ausric h tung en tlang der F alte und senkrec h t
so wie parallel zur F aserausric h tung aufw eisen. Die V orderseite,
Abbildung 3.15
links, ist
durc h einen großen Runden Bereic h geprägt, in dem die Ep o xidharzmatrix v ollständig
bis zur
6. – 8. Lage
ausgebrann t ist und die puren Carb onfasern zu erk ennen sind. Die
Sc hale der CFK-GF K onfiguration k onn te der k ombinierten Belastung
5 Sekunden
länger standhalten als die reine CFK Sc hale, ob w ohl sic h das Beulen nac h et w a der glei-
c hen V ersuc hszeit ereignete. Dies zeigt, dass die in tegrierten
S2-Glasfasergew eb e
k eine
thermisc h isolierende Barriere aufbauen k önnen, w ohl ab er die darun ter liegenden CFK
Lagen v or einer direkten Beflamm ung für einen gewissen Zeitraum sc hützen. Eine der
b eiden Sc halen mit in tegrierten S2-Glasfasergew eb e nac h der F euerwiderstandsprüfung,
wird in Abbildung 3.16 gezeigt. Auf der V orderseite ist in dem V ergrößerungsaussc hnitt
das brüc hige und fragile Glasfasergew eb e un ter der ersten CFK Lage zu erk ennen. Die
T emp eraturb eständigk eit des S2-Glases reic h t nic h t aus, um den erzeugten Flammen-
temp eraturen und der Wärmestromdic h te für einen längeren Zeitraum standzuhalten.
Auf der Rüc kseite zeic hnet sic h ein sehr ähnlic hes V ersagensbild wie b ei der reinen
CFK Sc hale ab, mit dem Un tersc hied, dass die P ositionen der seitlic hen Brüc he und
der damit v erbundene V erlauf der F alte an der horizon talen Mittellinie gespiegelt sind.
Das b este Ergebnis erzielte die K onfiguration mit in tegrierten Titan blec hen. Der
Prüfk örp er mit der längsten Zeit bis zum V ersagen hielt der mec hanisc hen Last und der
Beflamm ung für
47 Sekunden
stand. Titan b esitzt eine Sc hmelztemp eratur v on
1668 ◦ C
,
w elc he deutlic h üb er der Flammen temp eratur des Ölbrenners liegt. In
Abbildung 3.17
ob en ist einer der b eiden Prüfk örp er in CFK-Ti K onfiguration dargestellt. Der V er-
größerungsaussc hnitt auf der V orderseite zeigt k omplett ausgebrann te Carb onfasern
60

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Abbildung 3.17: Ob en: CFK-Ti Sc hale nac h F euerwiderstandsprüfung; links: dem
V ollbrand ausgesetzte Sc halenaußenseite mit V ergrößerungsaussc hnitt, rec h ts: Sc halen-
innenseite; un ten: v om CFK delaminierte Titan blec he; links: Rüc kseite des äußeren
Blec hs, rec h ts: V orderseite des inneren Blec hs
der ersten Lage und das direkt darun ter liegende Titan blec h. Dieses w eist die Auswir-
kungen der mec hanisc hen V erform ung durc h die K omprimierung des Prüfk örp ers auf.
Auf der Rüc kseite zeic hnet sic h das b ek ann te V ersagensbild hinsic h tlic h der Lage der
Bruc hstellen ab. Zudem ist eine deutlic he Delaminierung der innersten CFK Lage v on
dem innen liegenden Titan blec h zu erk ennen. Die Delaminierung der Titan blec he v om
restlic hen FKV w ar sehr ausgeprägt, so dass die Titan blec he durc h einfac hes Abziehen
getrenn t w erden k onn ten. Die Blec he sind in
Abbildung 3.17
un ten abgebildet. Auf der
link en Seite ist die Rüc kseite des äußeren Titan blec hs zu sehen. Neb en der mec hanisc hen
V erform ung ist auc h eine deutlic he thermisc he Deformation im Bereic h des stärksten
Ein wirk ens der Brennerflamme zu erk ennen. Eb enso zeic hnet sic h sc h w arzes, nic h t k om-
plett zersetztes Ep o xidharz auf der Rüc kseite ab. Auf der rec h ten Seite der Abbildung
wird die V orderseite des inneren Titan blec hs gezeigt. Hier ist lediglic h eine mec hanisc he
Deformation auszumac hen, die deutlic h die P ositionen der seitlic hen Brüc he so wie den
61

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
TPCF
TP

Abbildung 3.18: Ob en: CFK-TPCF Sc hale nach F euerwiderstandsprüfung; Un ten: CFK-
TP Sc hale nac h F euerwiderstandsprüfung; links: dem V ollbrand ausgesetzte Sc halenau-
ßenseite, rec h ts: Sc haleninnenseite
V erlauf der mittigen F alte wiedergibt.
Im un teren Diagramm der
Abbildung 3.14
sind die Druc klasten w ährend der F euerwi-
derstandsprüfung für die K onfigurationen mit in tegrierten Thermoplastfolien aufgezeigt.
Für den Prüfk örp er in CFK-TPCF K onfiguration tritt das Beulen der Sc hale vor dem
der unmo difizierten Sc hale auf. Dieses V erhalten b estätigt die Erk enn tnisse aus dem
Kalttest und zeigt, dass ein Ersetzen der jew eils zw eiten Lage durc h eine carb onfaserv er-
stärkte Thermoplastfolie die kritisc he Beullast herun tersetzt. T rotz des früheren Beulens,
b ewirkten die carb onfaserv erstärkten Thermoplastla y er eine geringfügige V erlängerung
der V ersagenszeit. Das V ersagensbild der CFK-TPCF K onfiguration w eist die gleic hen
c harakteristisc hen Merkmale wie die reine CFK K onfiguration auf. Ein Un tersc hied
ist auf der Rüc kseite der CFK Sc hale mit in tegrierter TPCF F olie zu erk ennen, siehe
Abbildung 3.18
ob en rec h ts. In den rot gefärbten Kreisen ist eine Art Blasen bildung zu
erk ennen, die durc h die thermisc he Zersetzung der TPCF F olie herv orgerufen wurde.
Demnac h m uss für die CFK Sc hale mit zusätzlic h in tegrierten TP F olien ein ähnli-
62

3.3 Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
c her V organg zu b eobac h ten sein. Die Sc haleninnenseite der CFK-TP K onfiguration
als direkter V ergleic h in
Abbildung 3.18
un ten rec h ts abgebildet. Innerhalb des roten
Kreises ist eine großfläc hige Delamination zu erk ennen. Der Thermoplastan teil ist in der
un v erstärkten TP F olie höher als in der TPCF F olie, da k eine Carb onfasern en thalten
sind. F olglic h k önnen mehr flüc h tige Bestandteile b ei der thermisc hen Zersetzung des
Thermoplasts en tstehen, w as wiederum den Delaminationsprozess v erstärkt. Durc h
den Zersetzungsprozess en tsteh t, wie b ei den PML, eine thermisc h isolierende Barriere,
w elc he die V ersagenszeit der FKV v erlängert. Das Beulen der CFK Sc hale mit in te-
grierten TP F olien trat deutlic h nac h dem der unmo difizierten CFK auf, w as dafür
spric h t, dass die Isolierungswirkung der äußeren TP F olie durc h den Zersetzungsprozess
für einen gewissen Zeitraum funktioniert hat. Aufgrund des sc hnellen Ausbrennens der
Ep o xidharzmatrix aus der ersten Lage, k önnen die flüc h tigen Bestandteile nic h t lange
eingesc hlossen w erden und die Barrieresc hic h t geh t v erloren. Die Ergebnisse aller F euer-
widerstandsprüfungen an un v ersteiften CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
sind in
T ab elle 3.5
aufgeführt. Die nahe b eieinander liegenden V ersagenszeiten der
K onfiguration V ersagenszeit in Sek. V erb esserung
S1 S2
CFK 27 28 -
CFK-GF 30 33 14.5 %
CFK-Ti 45 47 67.7 %
CFK-TPCF 26 31 3.6 %
CFK-TP 34 34 23.6 %
T ab elle 3.5: V ersagenszeiten aus der F euerwiderstandsprüfung der zw ei Prüfk örp er
jeder K onfiguration mit der zugehörigen prozen tualen V erb esserung b ezogen auf die
gemittelte V ersagenszeit der unmo difizierten CFK K onfiguration
Prüfk örp er einer K onfiguration lassen auf eine gute Repro duzierbark eit der F euerwider-
standsprüfungen trotz des k omplexen T estaufbaus und eine sehr gute Prüfk örp erqualität
sc hließen. Die CFK Sc halen mit in tegrierten Titanblec hen erzielten dab ei die längste
Zeit bis zum V ersagen, w as einer V erb esserung v on
68 %
gegen üb er der unmo difizierten
Sc hale b edeutet. Die in die Sc hale eingebrac h ten
S2-Glasfasergew eb e
erzielten zw ar eine
deutlic he Steigerung der kritisc hen Beullast und der Bruc hlast, k onn ten ab er un ter
direkter Beflamm ung k einen ausreic henden Sc h utz für die darun ter liegenden CFK
Lagen bieten und erzielten n ur eine geringfügige V erb esserung der V ersagenszeit. Die in-
tegrierten TPCF F olien zeigten b ereits in den Bruc hlastv ersuc hen, dass sie eine originale
63

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
CFK Lage mit dem gleic hen F aserorien tierungswink el, in Bezug auf die mechanisc hen
Eigensc haften, nic h t ersetzen k önnen. Dies spiegelte sic h eb enfalls in den F euerwider-
standsprüfungen wieder. Die un v erstärkte TP F olie k onn te dagegen die V ersagenszeit
des FKV un ter direkter Beflamm ung und sim ultaner Druc klast um ca.
24 %
v erlängern
und b ewies, dass durc h ihre Zersetzung eine thermisc h isolierende Barriere erzeugbar
ist.
Die F euerwiderstandsprüfungen an un v ersteiften CFK Sc halen mit in tegrierten
Flammsc h utzlagen zeigen die F unktionalität und Wirkungsw eise der in telligen ten Zwi-
sc henlagen auf. Dab ei ergibt sic h ein hohes Flammsc h utzp oten tial aus der In tegration
einer Flammen barriere, wie Titan blec he o der aus der Ein bindung v on Thermoplastfolien,
die als F olge ihrer Zersetzung un ter hohen T emp eraturen
(> 500 ◦ C )
eine thermisc h
isolierende Delamination im FKV erzeugen. Die Ergebnisse m üssen hinsich tlic h einer
Üb ertragung auf eine originale FKV Flugzeugstruktur kritisc h b etrac h tet w erden. Im
getesteten Maßstab, dem In termediate-scale, w erden dünn w andige Strukturen in der
Luftfahrt mit längs v erlaufenden Stringern v erstärkt, um ein Beulen zu v erhindern und
die ertragbare kritisc he Beullast anzuheb en. Daher k önnen die V ersagenszeiten n ur
relativ b etrac h tet w erden und eine Bew ertung der Effektivität der Flammsc h utzlagen
erfolgen. Darüb er hinaus deuten die Ergebnisse darauf hin, dass eine K om bination aus
einer Flammen barriere und einer dahin ter liegenden Thermoplastfolie einen stärk eren,
synergetisc hen Isolationseffekt für die zu sc h ützenden CFK Lagen erzielen k ann. W erden
die flüc h tigen Zersetzungsb estandteile des Thermoplasts b esser im FKV eingesc hlossen,
umso höher wird der Grad der Delamination und die damit v erbundene Sc h utzwirkung.
64

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpf-
sc halen
Aus den Erk enn tnissen des v orangegangen Kapitels wurde deutlic h, dass eine un v er-
steifte CFK Sc hale im In termediate-scale un ter Druckbelastung zum frühen Beulen
neigt. Zum realistisc heren Abbilden v on strukturrelev an ten Auswirkungen w ährend
der F euerwiderstandsprüfungen w erden repräsen tativ e Flugzeugrumpfsc halen auf ihre
Bruc hlast so wie auf ihre Standfestigk eit un ter Brandein wirkung getestet. V or allem
soll an dieser Stelle die F unktion und Wirkungsw eise der Stringer auf der Sc halenin-
nenseite herausgestellt und deren Einfluss auf die V ersagenszeit der Gesam tstruktur
analysiert w erden. Zudem dienen V ergleic hstests zwisc hen den repräsen tativ en CFK
und Aluminium Rumpfsc halen, um eine Bew ertung des strukturellen V ersagens für
b eide un tersc hiedlic hen Materialk onzepte im F alle eines „p ost-crash“ Brandszenarios
in der Luftfahrt zu ermöglic hen. Mit Bruc hlastv ersuc hen wird das Stabilitätsv erhalten
der Rumpfstrukturen un tersuc h t und eb enfalls hilft eine nic h tlineare FEM Analyse zu
deren b esseren V erständnis. Darüb er hinaus wird mittels FEM das Stabilitätsv erhalten
der durc h un tersc hiedlic he Quersc hnittsgeometrien geprägten Omega- und T-Stringer
analysiert.
3.4.1 Materialien und Prüfk örp erfertigung
Für die in diesem Kapitel durc hgeführten Bruc hlastv ersuc he so wie F euerwiderstands-
prüfungen wurden repräsen tativ e Flugzeugrumpfsegmen te aus CFK und Aluminium
v erw endet. Die Luftfahrtstrukturen wurden v om Pro jektpartner b ereitgestellt. Aus
diesem Grund k önnen k eine näheren Angab en zu den Materialien und deren Aufbau
gemac h t w erden.
Abbildung 3.19
zeigt die repräsen tativ e CFK Rumpfsc hale mit in
Flugzeuglängsric h tung v erlaufenden T- und Omega-Stringer. Diese Leic h tbaustruktur
aus der Luftfahrt ist c harakterisiert durc h eine dünne Haut, die durc h eine enge Strin-
geranordn ung v ersteift und gestützt wird. Sie b esitzt einen Krümm ungsradius v on
ca.
2200 mm
. Die gesam te Struktur ist mit einer dünnen, türkisblauen, w ac hsartigen
Sc h utzfarb e üb erzogen. In der Luftfahrt w erden CFK Strukturen eb enfalls durc h UD
carb onfaserv erstärkte Prepreg Lagen gefertigt. Dab ei w erden diese mit hö c hster Präzisi-
on durc h einen Rob oter in eine Negativform abgelegt, w ob ei der Aufbau v on k omplexen
m ultiaxialen Laminaten möglic h ist. Die Stringerfertigung erfolgt separat. Im Ansc hluss
wird der Lagenaufbau im Autokla v-V erfahren, ähnlic h wie in
Kapitel 3.3.2
b esc hrieb en,
65

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Omega- Stringer
T -S tringer Rumpfschale
500 mm

Abbildung 3.19: Repräsen tativ e CFK Flugzeugrumpfsc hale mit in Flugzeuglängsric h tung
v erlaufenden T- und Omega-Stringer
un ter Außendruc k und erhöh ter T emp eratur ausgehärtet, w o durc h u.a. eine Glasüb er-
gangstemp eratur der Ep o xidharzmatrix v on ca.
180 ◦ C
erreic h t wird. Die Applik ation der
Stringer erfolgt mittels einer Klebstofffolie auf Ep o xidharzmatrix (FM
R

300), die eb en-
falls eine Aushärtung un ter T emp eraturen v on bis zu
180 ◦
und Außendruc k b enötigt. In
Abbildung 3.20
sind die Steifigk eiten der CFK Rumpfsc hale, der CFK Omega-Stringer
und der CFK T-Stringer jew eils in einem P olardiagramm dargestellt. Dab ei en tspric h t
die
0 ◦ –180 ◦
-A c hse der Ausric h tung der Flugzeuglängsac hse. Die Stringer w eisen eine
hauptsäc hlic h in
0 ◦ –180 ◦
orien tierte Steifigk eitsv erteilung auf, da sie üb erwiegend Längs-
CFK Omega- Stringer
0º
180º
90º
270º
CFK T - Stringer
0º
180º
90º
270º
0º
90º
270º
180º
CFK Rumpf schale
180º

Abbildung 3.20: Ric htungsabhängige Steifigk eitsv erteilung der CFK Rumpfsc hale,
Omega-Stringer und T-Stringer in Bezug auf die Flugzeuglängsac hse
66

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
kräfte aus der Biegeb eanspruc h ung des Rumpfes aufnehmen sollen. Die angegeb enen
Steifigk eitsv erteilungen gelten für alle T- und Omega-Stringer gleic hermaßen, w oraus
eb enfalls eine k onstan te W andstärk e resultiert. Die CFK Rumpfsc hale b esitzt einen
nahezu quasiisotrop en Lagenaufbau mit einem geringeren An teil an
90 ◦
Lagen. Im
Flugzeugbau wird der Lagenaufbau der Rumpfsc hale der Belastungssituation angepasst.
Aus diesem Grund v ariiert die Steifigk eitsv erteilung in den gelieferten Rumpfsc halen
und damit auc h die resultierende Sc halendic k e. Die CFK Rumpfsegmen te wurden an
der BAM zuerst mit einer geeigneten Tisc hkreissäge zersägt und im Nachgang mit
einer CNC-F räse auf das finale Maß v on
495 × 500 mm 2
gefräst. Dazu wurde ein sp eziell
angefertigter CFK-F räser (HEXA CUT) der Firma Hufsc hmied mit einer Sc hneidlänge
v on
75 mm
v erw endet, mit dem die Stirnseiten der stringerv ersteiften Sc halen in einem
Gang gefräst w erden k onn ten. Damit wurden eb ene und senkrec h t zur Sc halenlängsac h-
se ausgeric h tete Belastungsfläc hen erzeugt, die eine homogene Krafteinleitung i n die
Sc hale so wie deren Stringer ermöglic h t. Aufgrund des v ariablen Lagenaufbaus in der
Rumpfsc hale, w eist jeder Prüfk örp er eine un tersc hiedlic he Sc halendic k e auf. Diese k ann
eb enfalls üb er dessen Breite und Länge v ariieren, so dass ein exaktes V ermessen der strin-
gerv ersteiften Sc halenprüfk örp er o der ein Bestimmen des Lagenaufbaus mit zu hohem
Aufw and v erbunden w äre. Aus diesem Grund wird die Sc halendic k e jedes Prüfk örp ers an
b eiden Belastungsk an ten an vier gleic hmäßig v erteilten P ositionen üb er die Sc halen breite
v ermessen und zu einer Sc halendic k e gemittelt. Die Lage der Prüfk örp er in den Rumpf-
segmen ten wurde so gew ählt, dass jeder b earb eitete stringerv ersteifte Sc halenprüfk örp er
je drei Stringer auf der Rüc kseite v orw eist. Dab ei sitzt je ein Stringer außen an den
seitlic hen Rändern und ein Stringer genau mittig an der Sc hale. Die herausgearb eiteten
CFK Rumpfsc halenprüfk örp er mit ihrer zugehörigen gemittelten Sc halendic k e und Strin-
Prüfk örp er gemittelte
Sc halendic k e
Stringer Prüfk örp er gemittelte
Sc halendic k e
Stringer
CFK-O35A 3,51 mm 3 × Omega CFK-T41A 4,13 mm 3 × T
CFK-O39B 3,90 mm 3 × Omega CFK-T43B 4,28 mm 3 × T
CFK-O42A 4,22 mm 3 × Omega CFK-T45A 4,48 mm 3 × T
CFK-O44B 4,43 mm 3 × Omega CFK-T50B 4,96 mm 3 × T
CFK-O48A 4,80 mm 3 × Omega
T ab elle 3.6: Auflistung und Bezeic hn ungen der CFK Rumpfsc halenprüfk örp er und
deren Lastniv eau A o der B und die dazugehörigen gemittelten Sc halendic k en so wie
Stringerformen
67

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
gerform sind in
T ab elle 3.6
aufgelistet. Die repräsen tativ en Aluminiumrumpfsc halen
w erden auf das gleic he Maß wie die CFK Rumpfsc halen v on
495 × 500 mm 2
gefräst. Die
v erw endete Aluminiumlegierung ist
2024-T3
und t ypisc h für die Luftfahrt. Aus den
b ereitgestellten Aluminiumrumpfstrukturen k onn ten zw ei iden tisc he Prüfk örp er heraus-
gearb eitet w erden. Dab ei w eist die Sc hale einen Krümm ungsradius v on ca.
2800 mm
auf. Sie wird durc h drei Aluminiumstringer in S-F orm v erstärkt, w ob ei ein Stringer
in der Mitte der Sc hale und jew eils ein Stringer am Rand der Sc hale sitzt. Zusätzlic h
v erläuft horizon tal und damit quer zur Belastungsric h tung, mittig ein Span t üb er die
Sc hale, der mit den Stringern nic h t v erbunden ist. Für die F euerwiderstandsprüfungen
b edeutet dies, dass eine maximale Strukturv ersteifung mit dem gew ählten Sc halen-
aussc hnitt abgebildet wird. Die W andstärk e der Aluminiumsc hale b eträgt für b eide
Prüfk örp er k onstan t
2 mm
üb er Breite und Länge. Die Aluminiumprüfk örp er und ihre
Bezeic hn ungen sind T ab elle 3.7 aufgelistet.
Prüfk örp er Sc halendic k e Stringer
AL-S20-1A 2,00 mm 3 × S + 1 × Span t
AL-S20-2A 2,00 mm 3 × S + 1 × Span t
T ab elle 3.7: Auflistung und Bezeic hn ungen der Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp er
und deren Lastniv eau und die dazugehörigen Sc halendic k en so wie Stringerformen
3.4.2 Statisc he Bruc hlastv ersuc he anhand einer FEM Analyse
Zur Bestimm ung der Bruc hlast der stringerv ersteiften Sc halen wurden statisc he Bruc h-
lastv ersuc he mit zw ei Rumpfsc halenprüfk örp er, einer in Omega- und der andere in
T-Stringer-K onfiguration, durc hgeführt. Die b eiden V ersuc he wurden w eggeregelt und
die Last wurde mit einer V ersc hiebung v on einem Millimeter pro Min ute aufgebrac h t.
Die Dehn ungen in Krafteinleitungsric h tung wurden mit drei DMS auf der Rüc kseite
und mit drei DMS auf der Sc halen v orderseite erfasst. Die Ergebnisse zeigten, dass b ei
der maximalen Auslegungslast des Prüfstandes v on
1 MN
die Bruc hlast der Sc halen
nic h t erreic h t wurde. Eb enfalls k onn te, rein visuell, ein Beulen der Sc hale o der Stringer
nic h t festgestellt w erden. Die Ausw ertung der Dehn ungsmessung ergab, dass diese den
Dehn ungszustand der Rumpfsc halen nic h t zufriedenstellend wiedergeb en k onn te. Dies
ist v or allem auf eine zu geringe Anzahl an DMS für diese k omplexe Gesam tstruktur, den
un b ek ann ten und lok al v eränderlic hen Lagenaufbau und eine ev en tuell nic h t p erfekte
Lagerung des Prüfk örp ers im Druc kmo dul zurüc kzuführen. Aus diesen Gründen wird der
68

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Spann ungs- und Dehn ungszustand der Omega- und T-stringerv ersteiften Rumpfsc halen
in einer nic h tlinearen, statisc hen FEM Analyse b esc hrieb en.
Die stringerv ersteiften CFK Rumpfsc halen w erden, wie die un v ersteifte CFK Sc hale,
mit
SOLSH 190
3D Elemen ten aufgebaut. Als Mo dellgrundlage dien t der Prüfk örp er
CFK-O35A
mit der geringsten Sc halen w andstärk e. Zur V ergleic h bark eit wird die Sc hale
mit T-Stringerv ersteifung mit der gleic hen W andstärk e abgebildet. Der Lagenaufbau
für Stringer und Sc hale wird realitätsgetreu üb ernommen und entspric h t der Steifig-
k eitsv erteilung aus
Abbildung 3.20
. Die An bindung der Stringer an die Sc hale wird als
ideal angenommen, w o durc h die Klebung zwisc hen Stringer und Sc hale v ernac hlässigt
wird. Dab ei umfasst das FEM Mo dell der T-Stringer Sc hale eine Anzahl v on 500.094
und das der Omega-Stringer Sc hale eine Anzahl v on 577.250 Elemen ten. Die FEM
Mo delle der Rumpfsc halenprüfk örp er sind in
Abbildung 3.21
abgebildet. Beide CFK
Rumpfsc halen erfahren eine fixierte Lagerung üb er die gesam te un tere Stirnfläc he mit
einer V ersc hiebung- und Rotationsb ehinderung in allen drei Ric h tungen bzw. um alle
drei A c hsen. Diese Lagerung sim uliert das un v ersc hiebbare Prüfk örp erauflageblec h im
Druc kmo dul so wie die Querdehn ungsb ehinderung im Auflageb ereic h aufgrund der mit-
steigenden Reibungskraft zwisc hen Prüfk örp er und Auflageblec h b ei einer ansteigenden
seitliche Führung
Knotenverschiebung
y =0
Fixierte Lagerung unt ere
Stirnfläche
x = y = z = 0
rx = r y = rz = 0
V erschiebung obere
Stirnfläche
z = - 3 mm, x = y = 0

Abbildung 3.21: links: FEM Mo del des CFK Rumpfsc halenprüfk örp ers mit Omega-
Stringerv ersteifung und Lagerungsrandb edingungen; rec h ts: FEM Mo del des CFK
Rumpfsc halenprüfk örp ers mit T-Stringerv ersteifung gleic her Sc halen w andstärk e und
Lagerungsrandb edingungen
69

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Omega- Stringer Schale
1. Beuleigenf orm
Beulkraft: 1,79 MN
Einheit: mm
T - Stringer Schale
1. Beuleigenf orm
Beulkraft: 1, 16 MN
Einheit: mm

Abbildung 3.22: links: erste Beuleigenform der Omega-Stringer Sc hale; rec h ts: erste
Beuleigenform der T-Stringer Sc hale aus einer Eigen w ert-Beulanalyse
Druc kb elastung. Gleic hermaßen erfolgt die Querdehn ungsb ehinderung an den ob eren
Stirnfläc hen b eider Prüfk örp ermo delle. Für die Omega-Stringer Sc hale erfolgt k eine
seitlic he Randstützung, da durc h den repräsen tativ en Stringerabstand sic h eine Stützung
durc h die Stringer selbst ergibt. Ein Beulen der Sc hale ist nic h t zu b efürc h ten. Aufgrund
des geringeren Stringerabstandes der T-stringerv ersteiften CFK Schale, w erden die
freien Seitenränder durc h eine V ersc hiebungsb ehinderung aller Knoten üb er die Dic k e
der Sc hale an der P osition der seitlic hen Prüfk örp erführung des Druc kmo duls gestützt.
Zunäc hst wird eine Eigen w ert-Beulanalyse b eider CFK Rumpfsc halen durc hgeführt, um
die theoretisc he Beullast un ter linear elastisc hen Annahmen zu b estimmen. Das Ergebnis
dieser linearen Analyse sind Lastm ultiplik atoren der anfänglic h aufgebrac h ten Druc klast,
die der jew eiligen Beuleigenform zugeordneten sind. Die jeweils erste Beuleigenform
der stringerv ersteiften Rumpfsc halen sind in
Abbildung 3.22
dargestellt. Die ersten vier
Lastm ultiplik atoren un tersc heiden sic h deutlic h, b ezogen auf den Betrag, so dass die erste
Beuleigenform mit dem jew eils geringsten Lastm ultiplik ator als tatsäc hlic h auftretende
Beulform für die Omega-Stringer und T-Stringer Sc hale angenommen w erden k ann,
siehe
T ab elle 3.8
. Beide Stringerformen b esitzen ausreic hend Biegesteifigk eit, um das
Beulfeld der Sc hale zu un terteilen. Dab ei wird die Omega-stringerv ersteifte CFK Sc hale
in zw ei Beulfelder aufgeteilt, w ob ei jedes Beulfeld durc h fünf Längshalb w ellen geprägt
ist. Aufgrund des gesc hlossenen Omega-Profils, w eist der Omega-Stringer eine ausrei-
c hende T orsionssteifigk eit auf, so dass sic h, anders als b ei der T-stringerv ersteiften CFK
70

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Lastm ultiplik ator Omega-Stringer Sc hale T-Stringer Sc hale
1. 1,983 1,326
2. 1,998 1,345
3. 2,066 1,530
4. 2,069 1,557
T ab elle 3.8: Die jew eils ersten vier Beuleigen w erte der Omega- und T-Stringerv ersteiften
CFK Rumpfsc halenprüfk örp er
Sc hale, die Beulfelder symmetrisc h zur Stringerlängsac hse ausbilden. Die Biegesteifigk eit
der T-Stringer ist eb enfalls ausreic hend ho c h, um das Beulfeld der Sc hale zu teilen.
Die geringe T orsionssteifigk eit des T-Stringers ruft jedo c h eine an timetrisc he Beulform
herv or. Das v on zw ei Stringern eingesc hlossene Beulfeld der T-Stringer Sc hale b esitzt
ein kleineres Beulseiten v erhältnis a/b als das der Omega-Stringer Sc hale, wodurch
drei Längshalb w ellen auftreten, trotz eines geringeren Stringerabstandes. Aufgrund der
seitlic hen Lagerung der T-Stringer Sc hale, en tstehen zw ei w eitere, seitlic he Beulfelder
mit einem sehr hohen Beulseiten v erhältnis, w oraus eine sehr geringe Ausprägung der
Beulform herv orgeh t. F olglic h b esitzt die Omega-stringerv ersteifte CFK Sc hale eine
höhere kritisc he Beulkraft als die T-stringerv ersteifte Sc hale, b ei nahezu iden tisc her
Stringerquersc hnittsfläc he, b ezogen auf die b eiden un tersc hiedlic hen Stringerformen.
Zur Berec hn ung einer genaueren kritisc hen Beullast so wie zum Bestimmen einer
Bruc hlast, wird eine nic h tlineare FEM Rec hn ung b eider Rumpfsc halenprüfk örp er mit
un tersc hiedlic her Stringergeometrie durc hgeführt. Dazu wird dem jew eiligen Mo dell
der CFK Rumpfsc hale die jew eils erste Beuleigenform aus der Eigen w ert-Beulanalyse
als geometrisc he Imp erfektion mit einem Sk alierungsfaktor v on 0,1 auferlegt. Wie in
Abbildung 3.21
dargestellt, erfolgt die Rec hnung v ersc hiebungsgesteuert, indem die
ob er Sc halenstirnfläc he in mehreren Einzelsc hritten um
3 mm
in negativ e z-Ric h tung
v ersc hob en wird. Für die T-Stringer Sc hale ergibt sic h eine Un terteilung in 44 und für
die Omega-Stringer Sc hale eine Un terteilung in 52 Lastsc hritte. Zum Herausstellen der
kritisc hen Beulkraft, wird die Knoten v ersc hiebung der Rumpfsc halen in y-Ric h tung
b etrac h tet, die in
Abbildung 3.23
wiedergegeb en wird. Zusätzlic h zu den V ersc hie-
bungskurv en sind die V erform ungsbilder der Rumpfsc halenprüfk örp er an den jew eiligen
angegeb enen Lastpunkten dargestellt, w ob ei eine bläulic he Färbung eine V ersc hiebung
in negativ e y-Ric h tung b edeutet. Für die T-Stringer Sc hale k ann ein Beulen b ei einer
V ersc hiebung v on
y = -0,5 mm
und einer Druc kkraft v on
0,94 MN
festgelegt w erden.
Im w eiteren V erlauf mit ansteigender Druc kkraft, bildet sic h Beulv erform ung w eiter
71

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 . 0 0 0 . 2 5 0 . 5 0 0 . 7 5 1 . 0 0 1 . 2 5 1 . 5 0 1 . 7 5 2 . 0 0
0 . 9 4 1 . 4 8
- 6
- 5
- 4
- 3
- 2
- 1
0
y - V e r s c h i e b u n g i n m m
z - R e a k t i o n s k r a f t i n M N
O m e g a - S t r i n g e r S c h a l e
T - S t r i n g e r S c h a l e

Abbildung 3.23: V ersc hiebung in y-Ric h tung aus der nic h tlinearen FEM Analyse der
Omega- und T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er üb er die Reaktionskraft in
z-Ric h tung
aus und erreic h t die erste Beuleigenform. Für den CFK Rumpfsc halenprüfkörper mit
Omega-Stringerv ersteifung k ann ein Stabilitätsv ersagen b ei einer Druc kb elastung v on
1,48 MN festgestellt w erden. Anders als in der Eigen w ert-Beulanalyse stellen sic h zw ei
symmetrisc he Beulfelder mit n ur je drei Längshalb w ellen ein. Dies ist durc h den Einfluss
der v orhandenen Querdehn ung des Prüfk örp ers zu b egründen, der in der Eigenw ert-
Beulanalyse nic h t abgebildet w erden k ann. Die W ahl der Imp erfektionsgröße ersc heint
sinn v oll, da ein diskretes Ein treten des Stabilitätsversagens zu erk ennen ist, b ezogen
auf die K on ten v ersc hiebung in y-Ric h tung.
Zum F estlegen einer Bruc hlast w erden die V ersagenskriterien nac h Puc k herangezo-
gen. Eine detaillierte Ausw ertung aller CFK Lagen der Omega-Stringer Sc hale so wie
der Omega-Stringer lässt den Sc hluss zu, dass n ur das FB-Kriterium die kritisc hste
V ersagensform, aufgrund v on hohen Druc kb elastungen in dem Prüfk örp er darstellt.
Abbildung 3.24
zeigt das V ersagenskriterium FB. Laut der FEM Analyse tritt der
FB zuerst in der dritten CFK Lage der Sc hale v on außen auf. Diese b esitzt einen
F aserorien tierungswink el v on 0
◦
und erreic h t das FB-Kriterium dort, w o die Beulen
die größte V ersc hiebung in negativ e y-Ric h tung aufw eisen. An dieser Position wird die
äußere
0 ◦
-Lage durc h die Beulform zusätzlic h k omprimiert und erreic h t ihr ertragbares
Spann ungsmaxim um. Bei der gleic hen Last hab en die Omega-Stringer das FB-Kriterium
zu ca. 92 % erfüllt, w ob ei hier n ur die T eile der Stringer b etroffen sind, die direkt mit der
72

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Sc hale v erbunden sind und deshalb der Beulv erform ung ausgesetzt sind. Ein V ersagen
auf FB einer Lage führt meist zur Besc hädigung von anliegenden CFK Lagen und
außerdem zum Abfall der ertragbaren Druc klast. Daraus folgt, dass w eitere Lagen und
v or allem die
0 ◦
-Lagen der Sc hale und der Stringer nac h dem V ersagen der dritten CFK
Lage der Sc hale auf FB-V ersagen w erden. Es k ann demnac h angenommen w erden, dass
der Omega-stringerv ersteifte CFK Rumpfsc halenprüfk örp er b ei einer Druc kkraft v on ca.
1,647 MN
strukturell v ersagt. Die geringfügig ausgeprägten auftretenden Singularitäten
an den Ec k en der Sc hale so wie an den äußeren Ec k en der seitlic hen Stringer k önnen
ignoriert w erden. Das Maxim um des V ersagenskriterium liegt jew eils üb er und un ter
der maximalen V ersc hiebung in negativ e y-Ric h tung. Aufgrund der Lagerungsrandb e-
dingung, die eine Querdehn ungsb ehinderung in der FEM Analyse sim uliert, k omm t es
an den jew eiligen Ec k en zu einem unendlic h hohen Steifigk eitssprung und dadurc h zu
üb erhöh ten Spann ungen. Ähnlic hes gilt für den T-stringerv ersteiften Rumpfsc halen-
prüfk örp er un ter Druc klast. Eb enfalls sind die jew eils dritten Lagen der Sc hale so wie
die der T-Stringer die am kritisc hsten b elasteten. Aufgrund der Beulv erform ung tritt
ein FB-V ersagen an der P osition auf, w o die y-V ersc hiebung in negativ e Ric h tung
den größten W ert annimm t. Infolge des an timetrisc hen Beulm usters der T-Stringer
Sc hale, sind die lok alen Gebiete für FB im rec h ten Beulfeld ob er- und un terhalb der
V ersagenkriterium für FB auf Druck nach Puck für Omega- String er Schale
3. L age von außen ( 0°) jeweils 3. L age von außen ( 0°)
Schale Omega- Stringer
Druckkraft: 1,647 MN

Abbildung 3.24: V ersagenskriterium für FB nac h Puc k b ei einer Druc kkraft v on
1,647 MN
für den Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er; links: kritisc hste Lage der
Sc hale, rec h ts: kritisc hsten Lagen der Omega-Stringer; 12-fac h üb erhöh te V erform ungs-
darstellung
73

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
V ersagenkriterium für FB auf Druck nach Puck für T - Stringer Schale
3. L age von außen ( 0°) jeweils 3. L age von außen ( 0°)
Schale T - Stringer
Druckkraft: 1,254 MN

Abbildung 3.25: V ersagenskriterium für FB nac h Puc k b ei einer Druc kkraft v on
1,253 MN
für den T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er; links: kritisc hste Lage der Sc hale,
rec h ts: kritisc hsten Lagen der T-Stringer; 7-fac h üb erhöh te V erform ungsdarstellung
maximalen V ersc hiebung in y-Ric h tung lok alisiert. Die T-Stringer w eisen, trotz einer
seitlic hen V ersc hiebung in x-Ric h tung v on
5 mm
, einen maximalen Spann ungszustand
in der dritten Lage v on außen auf, der ca.
86 %
des V ersagenskriteriums auf FB en t-
spric h t. Durc h ein V ersagen v on
0 ◦
-Lagen in der Sc hale, k ann angenommen w erden,
dass durc h die daraus folgende schlagartige Lasterhöh ung in den Stringern und die
Zerstörung v on anliegenden Lagen, ein Strukturv ersagen b ei einer Druc kb elastung v on
ca.
1,254 MN
ein treten wird. Die aus den FEM Analysen b erec hneten V ersagenslasten
sind in T ab elle 3.9 zusammengefasst.
Berec hn ungsmetho de Omega-Stringer Sc hale T-Stringer Sc hale
krit. Beulkraft aus
Eigen wert-Beulanalyse 1,97 MN 1,16 MN
krit. Beulkraft aus
nic htlinearer FEM Analyse
1,48 MN 0,94 MN
Bruc hlast aus nich tlinearer
FEM Analyse 1,65 MN 1,25 MN
T ab elle 3.9: Mittels FEM Analysen b erec hnete kritisc he V ersagenslasten für den Omega-
und T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er mit einer Sc halen w andstärk e v on
3,5 mm
74

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
3.4.3 F euerwiderstandsprüfungen der CFK Rumpfsc halen un-
ter Druc klast
Für die F euerwiderstandsprüfungen m uss eine Druc kb elastung für die stringerv ersteiften
Rumpfsc halenprüfk örp er festgelegt w erden, die einer realistisc hen Rumpfb elastung en t-
spric h t. Aus den Flugzeugrumpfb elastungsb erec hn ungen aus
Kapitel 2.1
ergibt sic h für
einen stringerv ersteiften Rumpf des mit einer Sc halen w andstärk e v on
4 mm
eine Span-
n ung aus der Biegeb elastung des Rumpfes v on
σ B A = 33 MP a
, w elc he als
Lastniv eau A
b ezeic hnet wird. Zur Errec hn ung einer Druc kkraft für die F euerwiderstandsprüfungen
wird die Spann ung
σ B A
auf die Quersc hnittsfläc he der FKV Rumpfsc halenprüfk örp er
b ezogen. Die Omega-Stringer und T-Stringer der Prüfk örp er bilden jeweils eine Gesam t-
quersc hnittsfläc he v on
1450 mm 2
bzw.
1458 mm 2
. Aus diesem Grund ändert sic h der
Spann ungszustand in den Rumpfsc halenprüfk örp er b ei gleic her Druc kkraft durc h die
v ariable Sc halen w andstärk e mit un b ek ann ten Lagenaufbau. Daraufhin wird die Span-
n ung
σ B A
auf die Quersc hnittsfläc he des Rumpfsc halenprüfk örp ers mit der hö c hsten
und der geringsten Sc halen w andstärk e b ezogen und gemittelt. Daraus ergibt sic h eine
Druc kkraft für die F euerwiderstandsprüfungen v on
F F W A
= 117
kN
, die für alle Prüf-
k örp er im getesteten Lastniv eau A angelegt wird. Mittels der FEM Analyseergebnisse
der Bruc hlastv ersuc he, k ann der Spann ungs- und Dehn ungszustand des Omega- und
T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er b ei einer Druc kb elastung mit
F F W A
und
einer Sc halen w andstärk e v on
3,5 mm
b esc hrieb en w erden. Die Ausgangsdehn ungen in
x- und z-Ric h tung der Omega-Stringer Sc hale für die F euerwiderstandsprüfungen sind
in
Abbildung 3.26
visualisiert. In z-Ric h tung wird eine Dehn ung des Prüfkörpers von
0,40 – 0,44 %
erzeugt, w elc he sic h relativ homogen im mittleren Bereic h des Prüfk ör-
p ers v erteilt. Eine geringfügige Ab w eic h ung k omm t v or allem durc h die aufgebrac h te
Imp erfektion in F orm der ersten abgemilderten Beuleigenform zustande, die auf der
Innen- und Außenseite zu erk ennen ist. Die Dehn ungsüb erhöh ungen in den Ec k en der
Sc hale aufgrund des Steifigk eitssprungs aus den Lagerungsrandb edingungen wirk en
sic h auf einen kleinen Bereic h v on
15 × 15 mm 2
aus und k önnen daher v ernac hlässigt
w erden. Die Querdehn ungsb ehinderung der Stirnseiten des Omega-stringerv ersteiften
Rumpfsc halenprüfk örp er hat b ei dem v orliegenden Seiten v erhältnis v on
a/b = 1
, einen
deutlic hen Einfluss auf die Dehn ungsv erteilung der Sc hale in x-Ric h tung. Erst in einem
mittleren Bereic h der Sc hale, der ca.
50 %
der Sc halenfläc he ausmac h t, v erlieren sic h die
Auswirkungen der Querdehn ungsb ehinderung an den Einspann ungen. Die Querdehn ung
im mittleren Sc halen b ereic h b eträgt
0,15 – 0,19 %
. Die Querdehn ung wird zusätzlic h
75

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
durc h die Omega-Stringer auf der Sc haleninnenseite, aufgrund der Steifigk eitserhöh ung
an den Kleb efläc hen b eeinflusst, w o durc h es an Üb ergängen zu geringen Dehnungs-
sprüngen k omm t. Für den T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er ergeb en sic h
ähnlic he Dehn ungsw erte, siehe
Abbildung 3.27
. Bezüglic h der Dehn ungen in z-Ric h tung
stellen sic h im mittleren Sc halen- und Stringerb ereic h W erte v on
0,41 – 0,44 %
ein.
Wie b ei der Omega-Stringer Sc hale, zeic hnet sic h im geringen Maß die eingebrac h te
Imp erfektion in Gestalt der ersten abgeminderten Beuleigenform ab. Der Einfluss der
Querdehn ungsb ehinderung an den Stirnseiten des Prüfk örp ers v erliert sic h auc h hier erst
in einem mittigen Bereic h der Sc hale. Anders als b ei der Omega-Stringer Sc hale, liegen
z-Dehnung der Omeg a- Stringer Schale
Außenseite Innenseite
0, 44 ‰
0,35 ‰
0, 43 ‰
0, 40 ‰
F = 117 kN
FW
x -Dehnung der Omega- Stringer Schale
0, 19 ‰ 0, 15 ‰ 0, 15 ‰

Abbildung 3.26: Omega-stringerv ersteifter Rumpfsc halenprüfk örp er b ei
F F W
= 117
kN
;
Ob en: Dehn ung in z-Ric h tung, un ten: Dehn ung in x-Ric h tung; Lastniv eau A; 89-fac h
üb erhöh te V erform ungsdarstellung
76

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
die seitlic hen T-Stringer nic h t am äußeren Sc halenrand. Dies hat zur F olge, dass die
Querdehn ung im Außen b ereic h der Sc hale mit
0,19 %
am hö c hsten ist. Aufgrund der
Dehn ungsb ehinderung durc h die T-Stringer, k ann die Dehn ung in x-Ric h tung zwisc hen
den Stringern einen W ert v on
0,15 – 0,16 %
annehmen. In dieser 3D FEM Analyse
wird eb enfalls das un tersc hiedlic he Querdehn ungsv erhalten an den freien Rändern des
FKV der einzelnen CFK Lagen infolge der un tersc hiedlic hen F aserorien tierungswink el
abgebildet. Dieses Phänomen tritt jew eils an den un b elasteten, seitlic hen Rändern der
Stringer und der Sc hale auf und führt zu lok alen Dehn ungsun tersc hieden. Die F olge
sind in terlaminare Sc h ub- und Sc hälspann ungen, die sic h v or allem auf die Erm üdungs-
steifigk eit der FKV auswirk en. Bei statisc her Belastung k önnen diese in Bezug auf ein
strukturelles V ersagen v ernac hlässigt w erden. Die erzielten Dehn ungen in b eiden Rumpf-
sc halenprüfk örp ern führen zu maximalen Spann ungen in den
0 ◦ -Lagen
v on ca.
77 MP a
,
in den
90 ◦ -Lagen
v on ca.
30 MP a
und in den
± 45 ◦ -Lagen
v on ca.
55 MP a
, w ob ei die
± 45 ◦ -Lagen
der Omega- und T-Stringer mit maximal
31 MP a
geringer b elastet sind
als die der Sc hale. Dieser Belastungszustand ist die Ausgangssituation für die F euer-
widerstandsprüfungen der Omega- und T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er
im
Lastniv eau A
. Aufgrund der v om
CFK-O35A
Prüfk örp er ab w eic henden Laminat-
aufbauten der Sc halen der Rumpfsc halenprüfk örp er, w erden auc h die Spann ungs- und
Dehn ungsniv eaus leic h te Un tersc hiede aufw eisen. Diese w erden als F olge der T ests an
repräsen tativ en Strukturbauteilen hingenommen und sind nic h t zu v ermeiden. Um
die Auswirkungen v on höheren Lasten auf die Standfestigk eit un ter Brandb eanspru-
c h ung zu b estimmen, w erden zw ei Omega- und T-Stringer Rumpfsc halen mit dem
Lastniv eau B
getestet, w elc hes einer Druc kkraft v on
F F W B
= 234
kN
, also dem dopp el-
ten v on
Lastniv eau A
, en tspric h t. Die V erform ungen der Prüfk örp er un ter
Lastniv eau B
b efinden sic h eb enfalls im linearen Bereic h. Die Dehn ungs- und Spann ungsv erteilungen
sind laut FEM Analyse nahezu iden tisc h mit denen aus
Lastniv eau A
. Für die Absolut-
w erte v on Dehn ungen und Spann ungen b edeutet dies, eine V erdopp elung, so dass ein
Dehn ungsniv eau in z-Ric h tung für die Omega- und T-stringerv ersteiften Rumpfsc ha-
lenprüfk örp er v on ca.
0,84 %
erreic h t wird. Während der F euerwiderstandsprüfungen
wird die Ob erfläc hen temp eratur der Rumpfsc halenprüfk örp er auf der Innenseite mittels
Thermo elemen ten gemessen, um eine Aussage b ezüglic h der Erw ärm ung der Sc halen-
so wie der Stringerstruktur treffen zu k önnen. Es w erden T yp-K Thermo elemen te v er-
w endet, deren Messstelle auf ein rund es Kupferplättc hen des Durc hmessers
10 mm
gelötet wird, um die Ob erfläc hen temp eratur b esser erfassen zu k önnen. Das mit dem
Thermolemen t v erlötete Plättc hen wird auf der Innenseite des Prüfk örp ers b efestigt,
77

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
z-Dehnung der T - String er Schale
Außenseite Innenseite
0, 44 ‰
0,34 ‰
F = 11 7 kN
FW
x -Dehnung der T - Stringer Schale
0, 18 ‰
0, 14 ‰
0, 43 ‰
0, 41 ‰
0, 19 ‰
0, 16 ‰

Abbildung 3.27: T-stringerv ersteifter Rumpfsc halenprüfk örp er b ei
F F W A
= 117
kN
;
Ob en: Dehn ung in z-Ric h tung, un ten: Dehn ung in x-Ric h tung; Lastniv eau A; 89-fac h
üb erhöh te V erform ungsdarstellung
indem ein mit Keramikklebstoff b esc hic h tetes Glasw olle-Vlies
(30 × 30 mm 2 )
üb er die
Messstelle aufgedrüc kt wird. Dab ei ist b esonders darauf zu ac h ten, dass w ährend des
Anpressens k ein Klebstoff zwisc hen Prüfk örp erob erfläc he und Kupferplättc hen gelangt.
Die P ositionen der T emp eraturmessstellen an den Omega- und T-Stringer Sc halen sind
in
Abbildung 3.28
aufgezeigt. Die Thermo elemen te
1–3
geb en die Ob erfläc hen temp era-
tur der Stringer wieder. Dazu sind die Thermo elemen te mittig auf den Omega-Stringern
und seitlic h auf den Steg der T-Stringer appliziert. Thermo elemen te 4 und 5 messen
die innenseitige Ob erfläc hen temp eratur der Sc hale. Die T emp eraturen w erden mit den
am Stützenprüfofen v orhandenen T emp eraturmessk anälen, für im Ofen b efindlic he
Prüfk örp er, aufgezeic hnet.
78

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc hale b ei Lastniv eau A
Die F euerwiderstandsprüfungen an den Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüf-
k örp ern wird exemplarisc h an dem Prüfk örp er
CFK-O48A
mit der hö c hsten Sc halen-
w andstärk e b esc hrieb en. Der Prüfk örp er wird in das Druc kmo dul eingesetzt, so dass
die y-K o ordinate des Prüfk örp erfläc hensc h w erpunktes ca. auf der Mitteleb ene des
Druc kmo duls liegt, um eine möglic hst gleic hmäßige Krafteinleitung sic herzustellen.
Die seitlic h angebrac h ten Prüfk örp erführungen dienen w ährend der V ersuc he mit den
Omega-Stringer Sc halen als Kühlung des Druckmoduls und w erden, hinsich tlic h der
Lage der Omega-Stringer, nic h t als Knic kstütze b enötigt. Das
Lastniv eau A
wird mit
1 kN s − 1
aufgebrac h t und nac h erreic hen der Last wird der Brenner gestartet. Nac h der
v orgesc hrieb en Aufw ärmzeit v on 120 Sekunden wird der Brenner horizon tal auf den
Prüfk örp er gesc h w enkt und die V ersuc hszeit gestartet. Während des V ersuc hs wird die
Prüfk örp erinnenseite mittels einer Videok amera (GoPro Hero 4 Blac k) gefilm t, w o durc h
im Nac hgang eine detaillierte Besc hreibung der V orgänge und V ersagensein trittzei-
ten am Prüfk örp er b estimm t w erden k önnen.
Abbildung 3.29
zeigt die Innenseite des
Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ers
CFK-O48A
w ährend der F euerwi-
derstandsprüfung un ter
Lastniv eau A
zu ausgew ählten V ersuc hszeitpunkten. Das ob ere,
link e Bild zeigt den in das Druc kmo dul in tegrierten Prüfk örp er nac h aufbringen der
V ersuc hslast und die applizierten Thermo elemen te. Nac h einer Beflamm ungsdauer v on
1:58 min
ist ein Austritt v on Rauc hgasen aus der Sc haleninnenseite zu erk ennen, nac h-
R= 2200 mm
0°
1
495 mm
500 mm
250 mm
2 3
4 5 4 5

Abbildung 3.28: P ositionen der T emp eraturmessstellen an den Omega- und T-stringer-
v ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er w ährend der F euerwiderstandsprüfungen
79

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 min 1:58 min
3:23 min 4: 12 min

Abbildung 3.29: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften Ru mpfsc halenprüfk örp ers
CFK-O48A w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
zu ausgew ählten
Zeitpunkten des V ersuc hs
dem zuv or b ereits ein Aufblähen der innersten Lage stattgefunden hat. Dies b ewirkte
ein Abfallen der Thermo elemen te 4 und 5 v on der Ob erfläc he der Sc hale. Im w eiteren
V erlauf erhöh t sic h die Menge an Rauc hgasen und eb enfalls die Gesc h windigk eit mit der
diese aus der Sc haleninnenseite ausströmen so w eit, dass kurz nac h dem ersten Austritt
der k omplette Brandraum mit Rauc hgasen geflutet ist und der Prüfk örp er auf der
Videoaufnahme nic h t mehr zu erk ennen ist. Zusätzlic h ist eine absc hnittsw eise deutlic he
Gelbfärbung der Rauc hgase zu erk ennen, wie auc h b ei
3:23 min
V ersuc hszeit. Nac h einer
V ersuc hsdauer v on
4:12 min
tritt das strukturelle V ersagen des Prüfk örp ers
CFK-O48A
ein. Es ist zu erk ennen, dass die Innenseite der S c halenstruktur sc h w arz gefärbt ist,
w as dafür spric h t, dass die Ep o xidharzmatrix nahezu v ollständig aus der CFK Schale
80

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
ausgebrann t ist. Die Omega-Stringer hingegen w eisen k ein Austreten v on Rauc hgasen
aus deren Ob erfläc he auf, w as auf eine deutlic h geringere thermisc he Belastung im
V ergleic h zur Sc hale hindeutet. Das mec hanisc he V ersagen zeic hnet sic h v or allem an
den Omega-Stringern ab. Jeder der drei Omega-Stringer w eist einen lok alen Bereic h
auf, an dem der Stringer ineinander gesc hob en wurde. Diese sind durc h rote Pfeile
auf der Innenseite in
Abbildung 3.30
gek ennzeic hnet. V or allem die V ersagensform des
Innenseite Außenseite

Abbildung 3.30: Innen- und Außenseite des Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halen-
prüfk örp ers CFK-O48A nac h der F euerwiderstandsprüfung b ei Lastniv eau A
rec h ten und des mittleren Stringers w eisen auf ein stark es Erw eic hen der Matrix hin,
da k eine definierten Bruc hk an ten zu erk ennen sind. Darüb er hinaus ist eine stark e
Delamination der Omega-Stringerabsc hnitte auszumac hen, die direkt mit der Sc hale
v erbunden sind. Die w ac hsartige Sc h utzfarb e an diesen Fläc hen w eist eine deutlic he
Braunfärbung auf und deutet auf eine höhere thermisc he B elastung hin. Die Sc h utzfarb e
auf der Sc haleninnenseite zeigt einen hohen thermisc hen Zersetzungsgrad, der v or allem
durc h eine Blasen bildung an der Ob erfläc he und ein Abblättern v on den Carb onfasern
gek ennzeic hnet ist. Im Bereic h v on F arbabblätterungen sind bloße Carb onfasern zu
erk ennen, w as für ein k omplettes Ausbrennen der Ep o xidharzmatrix üb er die gesam te
Sc halendic k e spric h t. Die Prüfk örp eraußenseite ist gleic hermaßen durc h einen v ollstän-
digen Matrixausbrand gek ennzeic hnet, w o durc h die nac kten Carb onfasern mit einem
F aserorien tierungswink el v on 90 ◦ sic h tbar gew orden sind.
In
Abbildung 3.31
sind die Ob erfläc hen temp eraturen des Prüfk örp ers
CFK-O48A
üb er die V ersuc hszeit aufgeführt. Für die T emp eraturen an den Messstellen 4 und 5 der
Sc haleninnenseite liegt die Anfangstemp eratur leic h t üb er der T emp eratur der Stringer,
81

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0 1 9 5 2 1 0 2 2 5 2 4 0 2 5 5 2 7 0 2 8 5 3 0 0
V e r s a g e n 4 : 1 2 m i n
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0 C F K - O 4 8 A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5

Abbildung 3.31: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v om Omega-strin-
gerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er CFK-O48A w ährend der F euerwiderstandsprü-
fung
w eil der Prüfk örp er w ährend der Aufw ärmphase des Brenners eine geringe Wärme-
strahlung erfährt, die v on Seiten der V ersuc hsrandb edingungen nic ht zu v ermeiden
ist. Bereits nac h einigen Sekunden direkter Beflamm ung der Prüfk örp eraußenseite ist
ein deutlic her T emp eraturanstieg an der Ob erfläc he der Sc haleninnenseite, gemessen
durc h die Thermo elemen te 4 und 5, zu v erzeic hnen. Nac h b ereits 40 Sekunden wird an
der P osition v on Thermo elemen t 5 eine T emp eratur v on ca.
145 ◦ C
gemessen. Durc h
das Aufblähen der letzten Lage fällt das Thermo elemen t ab und d ie Messdatenauf-
zeic hn ung wird für diese Messstelle b eendet. Für Thermo elemen t 4 tritt dieser F all
b ei ca. 50 Sekunden ein. Es tritt ein maximaler T emp eraturun tersc hied zwisc hen den
T emp eraturmessungen an P ositionen 4 und 5 v on
22 ◦ C
auf. Dies k ann durc h einen
lok alen un tersc hiedlic hen Lagenaufbau der Sc hale, der in eine un tersc hiedlic he Sc ha-
len w andstärk e resultiert herv orgerufen w erden. Zusätzlic h w erden wie b eim PML die
Rauc hgase innerhalb des FKV lok al zwisc hen einzelnen CFK Lagen eingesc hlossen,
w as zu örtlic h b egrenzten un tersc hiedlic hen Wärmeleitfähigk eiten führt. W erden die
T emp eraturen an den P ositionen 4 und 5 gemittelt, ergibt sic h ein T emp eraturanstieg
v on ca.
3 ◦ C s − 1
. Bei Annahme dieses k onstan ten, linearen T emp eraturanstiegs ist nac h
ca. 60 Sekunden die Glasüb ergangstemp eratur auf der Sc haleninnenseite erreic h t, w as
zu einem ausgeprägten Erw eic hen der Ep o xidharzmatrix und damit zu einem dras-
tisc hen Steifigk eitsv erlust in der gesam ten Sc hale führt. Darüb er hinaus sind b ereits
die äußeren Lagen zum gleic hen Zeitpunkt deutlic h höher thermisc h b elastet, w as zu
82

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
einem thermisc hen Zersetzen der Matrix führt. Die thermisc he Zersetzungstemp eratur
b ei
400 ◦ C
w äre, b ei k onstan tem T emp eraturanstieg, nac h ca. 133 Sekunden auf der
Sc haleninnenseite erreic h t. Ein exakter Zeitpunkt zu dem das Ep o xidharz v ollständig
in der Sc hale zersetzt ist, k ann nic h t b estimm t w erden, da auc h die Videoanalyse auf-
grund der stark en Rauc hgasbildung k eine Sc hlüsse zulässt. Mit steigender Erw ärm ung
und zunehmenden Zersetzungsgrad nimm t die T ragfähigk eit der Sc hale ab, denn die
reinen Carb onfasern k önnen k eine Druc kb elastungen aufnehmen. Dies b edeutet für die
Omega-Stringer, dass diese gleic hzeitig mehr Last üb ernehmen und b ei v ollständiger
thermisc her Zersetzung der Matrix in der Sc hale, allein für die restlic he Standfähig-
k eit un ter Brandb eanspruc h ung v eran t w ortlic h sind. Der T emp eraturanstieg an der
Ob erfläc he der Omega-Stringer v on ca.
0,16 ◦ C s − 1
ist bis zu einer V ersuc hszeit v on 100
Sekunden sehr gering im V ergleic h zu dem der Sc hale. Die T emp eraturerhöh ung in den
Stringern erfolgt durc h direkte Wärmeleitung innerhalb des CFK, durc h die Wärme-
strahlung der Sc hale so wie infolge der heißen und un ter hohem Druc k austretenden
Rauc hgase. Mit fortlaufender Beflamm ungsdauer erhöh t sic h der T emp eraturanstieg an
der P osition v on Thermo elemen t 3 bis auf
0,9 ◦ C s − 1
, so dass zum Zeitpunkt des V ersa-
gens eine T emp eratur v on ca.
170 ◦ C
zu erw arten ist. Es m uss erw ähn t w erden, dass die
angezeigten T emp eraturen natürlic h auf einen lok alen Bereic h des Stringers b esc hränkt
sind. Die im V ergleic h zu Thermo elemen ten 1 und 2 gemessene Ob erfläc hen temp eratur
des Stringers an der P osition von Thermoelement 3, erfährt b ei einer V ersuc hszeit
v on 105 Sekunden einen üb erprop ortionalen T emp eraturanstieg. Dies k ann dadurc h
erklärt w erden, dass zu diesem Zeitpunkt lok al heiße Rauc hgase aus der Sc hale an
der gleic hen P osition austreten und den Omega-Stringer v on innen zusätzlic h erhitzen.
Die T emp eraturmessungen auf der Innenseite zeigen deutlic h, dass der Wärmeein trag
in die Stringer deutlic h später erfolgt im V ergleic h zur Sc hale. Aufgrund der lok alen
T emp eraturmessung an jew eils zw ei P ositionen auf der Sc hale und jew eils einer P osition
auf jedem Stringer, k ann k eine Aussage b ezüglic h eines T emp eraturgradien ten üb er
die W andstärk e der Sc hale o der die der Stringer getroffen w erden. In
Abbildung 3.32
sind Ob erfläc hen temp eraturmessung auf der Sc haleninnenseite und Stringern v om
Rumpfsc halenprüfk örp er
CFK-O35A
und
CFK-O42A
üb er die V ersuc hszeit aufgeführt.
Aufgrund des Aufblähens und der damit v erbundenen Delamination der innersten CFK
Lage der Sc hale nac h einer Beflamm ungsdauer v on 25 Sekunden, erfolgt ein sc hlag-
artiger Knic k im T emp eraturv erlauf an den P ositionen der Thermo elemen te 4 und 5,
der einen Abfall des T emp eraturgradien ten b esc hreibt. Für den T emp eraturanstieg
an den Messstellen der Sc hale v or dem Aufblähen k ann k ein signifik an ter Un tersc hied
83

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
zum V ersuc h mit dem Prüfk örp er CFK-O48A erk ann t w erden. Dies b edeutet, dass
zumindest in einer kurzen Anfangsphase der Beflamm ung v on
30–40 Sekunden
die
Innenseiten temp eratur der Sc hale nahezu gleic hermaßen ansteigt. Nac h dem Aufblähen
und der Delamination der innersten CFK Lage der Sc hale fällt der T emp eraturgradien t
ca. um das 10-fac he ab. Dieser Effekt k onn te w ährend der F euerwiderstandsprüfung-
en an CFK-O35A und CFK-O42A gemessen w erden, w eil die Thermo elemen te nac h
dem Aufblähen an der innersten Lage haften geblieb en sind. W eiterhin ist dem Dia-
gramm zu en tnehmen, dass die Ob erfläc hen temp eraturen der Omega-Stringer, wie b ei
dem Prüfk örp er
CFK-O48A
deutlic h später ansteigen im V ergleic h zur Sc hale. Ein
deutlic her Un tersc hied in Bezug auf den T emp eraturanstieg und den Absoluttemp e-
raturen der Stringerob erfläc hen ist nic h t auszumac hen, abgesehen v on den erhöh ten
und b egründeten T emp eraturdaten v on Thermo elemen t 3 des Prüfk örp ers
CFK-O48A
.
Besonders zu erw ähnen ist, dass die Ob erfläc hen temp eraturen der Omega-Stringer für
Prüfk örp er
CFK-O35A
nac h dessen V ersagen und dem gleic hzeitigen Aussc halten des
Brenners, w eiterhin und ungestört ansteigen und sehr ähnlic he W erte erreic hen, wie
b eim Prüfk örp er
CFK-O42A
zu dessen V ersagenszeit, ca. eine Min ute später. Dieses
Phänomen ist durc h eine hohe Wärmek apazität der Carb onfasern v on
710 J kg − 1 K − 1
,
gepaart mit einer geringen Wärmeleitfähigk eit v on
1,7 W m − 1 K − 1
senkrec h t zu den
0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 2 : 2 8 m i n
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0 C F K - O 3 5 A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c 0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 3 : 2 5 m i n
C F K - O 4 2 A
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5

Abbildung 3.32: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v on den Omega-
stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern CFK-O35A und CFK-O42A w ährend der
F euerwiderstandsprüfung
84

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
F asern b egründet [15, 94]. Die Carb onfasern der Sc hale sp eic hern die zugefügte Wärme
und geb en sie nac h dem Aussc halten des Brenners w eiter an die Umgebung und die
Stringer auf der Sc haleninnenseite ab, da auc h nac h dem strukturellen V ersagen des
Prüfk örp ers eine An bindung der Stringer an die Sc hale v orhanden ist. Zusätzlic h ist der
Hohlraum der Omega-Stringer hö c hst w ahrsc heinlic h mit heißen Rauc hgasen geflutet,
w as ein Abkühlen nac h träglic h v erzögert. T rotz der sic h geringfügig un tersc heidenden
T emp eraturmessw erte der drei getesteten Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüf-
k örp er b ei
Lastniv eau A
, v ariieren die V ersagenszeiten sehr deutlic h. Zunäc hst seien die
F euerwiderstandsprüfungen der T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er b ei Last-
niv eau A b esc hrieb en. Es folgen die Prüfungen der Omega-stringerv ersteiften Schalen
b ei Lastniv eau B.
T-stringerv ersteifte Rumpfsc halen b ei Lastniv eau A
Die F euerwiderstandsprüfungen an den b eiden T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüf-
k örp ern seien detailliert an dem Prüfk örp er
CFK-T45A
erläutert. En tsprec hend den
F euerwiderstandsprüfungen an Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern
wird auc h der T-stringerv ersteifte Prüfk örp er mit der Druc kkraft
F F W A
= 117
kN
des
Lastniv eaus A
b eaufsc hlagt. Nac h der Aufw ärmzeit des Brenners b eginn t die Zeit-
messung bis zum strukturellen V ersagen des Prüfk örp ers. Zusätzlic h wird für die
T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er, wie in der FEM Analyse b ereits ange-
w endet, die seitlic hen Prüfk örp erführungen v erw endet, um die Sc hale an den Rändern
zu stützen, siehe
Abbildung 3.33
v or dem V ersuc hsstart. Zusätzlic h wurde mit Gew eb e-
kleb eband v ersuc h t, das Abfallen der Thermo elemen te v on der Sc hale b eim Aufblähen
der letzten Lage zu v erhindern. Bei einer V ersuc hszeit v on
2:00 min
sind erste Rauc h-
gasaustritte aus der Sc haleninnenseite zu erk ennen, die sic h schnell v ermehren und in
ihrer In tensität v erstärk en, wie b ei
2:46 min
zu sehen. Nac h einer Beflamm ungsdauer
v on
3:52 min
v ersagt der Prüfk örp er, indem die T-Stringer seitlic h w egknic k en. In
Abbildung 3.34
ist der Prüfk örp er
CFK-T45A
und eine V ergrößerung, fokussiert auf
die Bruc hstellen des mittleren und rec h ten T-Stringers, nac h der Abkühlungsphase
zu sehen. Die Sc haleninnenseite ist zu großen T eilen durc h sc h w arz gefärbte Bereic he
geprägt, die auf eine thermisc he Zersetzung der Ep o xidharzmatrix v erw eisen. Bei den
T-Stringern ist deutlic h eine Delamination der Lagen zu erk ennen, die direkt mit der
Sc hale v erbunden sind und parallel zu dieser v erlaufen. Das Erweic hen der Matrix in
den äußeren Lagen der T-Stringer führt dazu, dass der restlic he T eil des Stringers un ter
der Last und zunehmender Erw ärm ung seitlic h ausknick en k ann. Hierb ei findet ein
85

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 min 2:00 min
2:46 min 3:52 min

Abbildung 3.33: Innenseite des T-stringerv ersteiften Rumpfschalenprüfk örp ers CFK-
T45A w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
zu ausgew ählten Zeit-
punkten des V ersuc hs
v oneinander w egrutsc hen der äußeren Lagen der T-Stringer statt. In der V ergrößerung
v erdeutlic hen die Bruc hstellen der Stringer ein seitlic hes Knic k en durc h ein ineinander
Sc hieb en der inneren Lagen an der P osition des Knic ks. Die Ob erfläc hen temp eratur-
v erläufe der Sc haleninnenseite so wie der Stege der T-Stringer sind in
Abbildung 3.35
aufgeführt. Die Stege der T-Stringer stehen senkrec h t auf der Sc haleninnenseite und
k önnen deshalb w eniger v on den ausströmenden und heißen Rauc hgasen thermisc h
b eeinflusst w erden, im V ergleic h zu den Omega-Stringern, dessen Hohlraum sic h mit
heißen Gasen füllen k ann. Für die T-Stringer bleibt hauptsäc hlic h die thermisc he Be-
lastung durc h die direkte Wärmeleitung durc h das CFK so wie die Wärmestrahlung
der Sc hale relev an t. Wie b ei den Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern
86

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Innenseite Mittlerer und rechter T - Stringer

Abbildung 3.34: Innenseite des T-stringerv ersteiften Rumpfschalenprüfk örp ers CFK-
T45A nac h der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
mit V ergrößerung der Bruc h-
stellen des mittleren und rec h ten T-Stringers
ist k ein signifik an ter Un tersc hied an den Ob erfläc hen temp eraturen der Sc hale an den
P ositionen 4 und 5 zwisc hen den b eiden Prüfk örp ern innerhalb der ersten
30 Sekunden
auszumac hen. Auc h b ei diesen V ersuc hen fallen die Thermo elemen te mit dem Aufblä-
hen der innersten Sc halenlage ab, trotz des zusätzlic h v erw endeten Kleb ebands. Für
die Ob erfläc hen temp eraturen der Stege der T-Stringer ergibt sic h für den Prüfkörper
CFK-T41A
ein sehr gleic hmäßiger V erlauf für alle drei Stringer. Ein ausgeprägter T em-
p eraturanstieg tritt, mit dem Üb ersc hreiten v on 40
◦ C
, nac h ca.
90 Sekunden
auf. Beim
V ersagen der T-Stringer hab en deren Stege in der Mitte eine Ob erfläc hen temp eratur
v on ca. 80
◦ C
. Nac h dem Ausschalten des Brenners ist un v erzüglic h ein Abfall des
T emp eraturanstiegs an allen drei Messp ositionen der Stringer zu v erzeic hnen. Dies ist
v or allem durc h die stark e Delamination der T-Stringer v on der Sc hale und die damit
gestörte Wärmeleitfähigk eit erklärt. Für den Prüfk örp er
CFK-T45A
ergibt sic h für die
Stege der T-Stringer ein ähnlic her T emp eraturv erlauf. Für den mittleren Stringer wird
das Thermo elemen t lok al v on ausströmenden Rauc hgasen stark b eeinflusst, w o durc h sie
die erhöh ten T emp eraturen im V ergleic h zu den seitlic hen Stringern ergeb en. Anders
als b ei den Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern, lässt sic h hier b ei den
T-stringerv ersteiften Prüfk örp ern erk ennen, dass die Stringertemp eraturen der dic k eren
Sc hale leic h t un terhalb der der dünneren Sc hale liegen, obw ohl der Dic k en un tersc hied
der Sc halen marginal ersc hein t. Das V ersagensbild der T-stringerv ersteiften Rumpfsc ha-
87

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 3 : 1 5
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0 C F K - T 4 1 A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5
0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 3 : 5 2
C F K - T 4 5 A
V e r s u c h s z e i t i n s e c

Abbildung 3.35: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v on den T-strin-
gerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern CFK-T41A und CFK-T45A w ährend der F eu-
erwiderstandsprüfung
lenprüfk örp er b eim
Lastniv eau A
so wie die T emp eraturdaten deuten darauf hin, dass
nac hdem die Ep o xidharzmatrix der Sc hale nahezu v ollständig thermisc h zersetzt w ar,
die T-Stringer die k omplette Druc klast eigenständig trugen, bis diese seitlic h ausknic k-
ten und das strukturelle V ersagen b ewirkten. Die Un tersuc h ungen b ei
Lastniv eau B
sc hließen sic h den Ausführungen der Prüfungen der Omega-stringerv ersteiften Sc halen
b ei Lastniv eau B an.
Omega-stringerv ersteifte Rumpfsc halen b ei Lastniv eau B
Für die F euerwiderstandsprüfungen b ei
Lastniv eau B
w erden die Omega-stringerv ersteiften
Rumpfsc halenprüfk örp er mit der dopp elten Last
F F W B
= 234
kN
auf Druc k b elasten.
Die Last wird eb enfalls mit einer Gesc h windigk eit v on
1 kN s − 1
aufgebrac h t, b ev or
der Brenner für die Aufw ärmphase gestartet wird. In Abbildung 3.36 ist der Omega-
stringerv ersteifte Rumpfsc halenprüfk örp er
CFK-O44B
w ährend der F euerwiderstands-
prüfung abgebildet. Es ist zu erk ennen, dass b ei einer V ersuc hszeit v on
1:41 min
Rauc h-
gase aus der Sc haleninnenseite austreten. Aufgrund der höheren mec hanisc hen Belastung
k önnen sic h Spalte in der innersten Lage früher bilden, so dass auc h flüssiges, sc h w arz
gefärbtes Harz austreten k ann. Nac h einer Beflamm ungsdauer v on
2:30 min
v ersagt
der Prüfk örp er und der V ersuc h wird b eendet. Zum Zeitpunkt des V ersagens treten
88

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
1:41 min 2:30 min

Abbildung 3.36: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ers
CFK-O44B w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau B
zu ausgew ählten
Zeitpunkten des V ersuc hs
k on tin uierlic h Rauc hgase aus der Sc haleninnenseite hinaus, w ob ei festgestellt wurde,
dass die thermisc he Zersetzung der Ep o xidharzmatrix no c h nic h t bis zur innersten
Sc halenlage v orgedrungen ist. Der Rauc hgasaustritt aus der Sc hale klingt erst ca.
2 min
nac h dem V ersagen ab, w as b edeutet, dass die in der Sc hale gesp eic herte Wärme aus-
reic h te, um den thermisc hen Zersetzungsprozess der Ep o xidharzmatrix für die genann te
Zeitspanne w eiter aufrec h t zu erhalten. Der abgekühlte Prüfk örp er ist in
Abbildung 3.37
Innenseite Mittler er Omeg a- Stringer

Abbildung 3.37: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ers
CFK-O44B nac h der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau B
mit V ergrößerung auf
die Bruc hstelle des mittleren Omega-Stringers
89

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
dargestellt. Alle drei Omega-Stringer w eisen ein sehr ähnlic hes V ersagensbild auf, das
durc h einen horizon talen Bruc h jeden Stringers geprägt ist. Dab ei sind die Absc hnitte
der Stringer, die direkt mit der Sc hale v erbunden sind, höher thermisc h b elastet gew esen.
Das V ersagen in diesen Bereic hen ist durc h ein faltiges V ersc hieb en der CFK Lagen
gek ennzeic hnet, w ohingegen die Sc hrägen der Stringer und deren V erbindungsfläc hen
brec hen und ineinander gesc hob en w erden. Dieses V erhalten ist in der V ergrößerung der
Bruc hstelle des mittleren Omega-Stringers gut zu erk ennen. Die T emp eraturmessungen
0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 1 : 4 8
C F K - O 4 4 B
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5
0 3 0 6 0 9 0 1 2 0 1 5 0 1 8 0 2 1 0 2 4 0
V e r s a g e n 1 : 2 2
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0
T e m p e r a t u r i n ° C
C F K - O 3 9 B
V e r s u c h s z e i t i n s e c

Abbildung 3.38: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v on den Omega-
stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp ern CFK-O39B und CFK-O44B w ährend der
F euerwiderstandsprüfung
v erdeutlic hen diese Annahme. In
Abbildung 3.38
sind die T emp eraturdaten für b eide
Omega-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er w ährend der F euerwiderstandsprü-
fung b ei Lastniv eau B aufgeführt. Zum Zeitp unkt des strukturellen V ersagens w eisen
die Ob erfläc hen der Stringer an den Messstellen eine T emp eratur v on maximal 45
◦ C
auf, w elc he im normalen Op erationsb ereic h eines FKV liegt. F olglic h m uss ein T emp e-
raturgradien t zwisc hen Messstelle und den V erbindungsfläc hen des Omega-Stringers
mit der Sc hale v orhanden sein. Beim V ersagen bric h t auc h die Sc haleninnenseite lok al
auf, w o durc h die heißen Rauc hgase v ermehrt austreten k önnen. In den Hohlräumen
der Omega-Stringer w erden diese eingesc hlossen und erw ärmen die Stringer w eiter v on
innen, w as durc h einen erhöh ten T emp eraturanstieg an den Messstellen 1–3 nac h dem
V ersagenszeitpunkt des jew eiligen Prüfk örp ers festzustellen ist.
90

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
T-stringerv ersteifte Rumpfsc halen b ei Lastniv eau B
Die T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er w erden v or dem Beflammen mit der
statisc hen Druc kkraft
F F W B
= 234
kN
b elastet. Nac h der Aufw ärmphase des Bren-
ners w erden die Prüfk örp er bis zu deren V ersagen b eflamm t.
Abbildung 3.39
zeigt den
T-stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er
CFK-T50B
b ei einer V ersuc hszeit v on
2:08 min
, b ei der das V ersagen ein tritt. V or dem V ersagen sind Rauc hgase n ur aus der
Seite der Sc hale ausgetreten, nich t ab er aus der Sc haleninnenseite. Anders als b eim
Lastniv eau A
ist b ei der dopp elten Last zum Zeitpunkt des strukturellen V ersagens
der thermisc he Zersetzungsgrad der Ep o xidharzmatrix und dessen F ortsc hritt üb er die
Sc halendic k e geringer. Das V ersagensbild ist durc h eine Aufspaltung und Ineinander-
fahren der T-Stringer c harakterisiert. Die An bindung der Stringer an die Sc hale ist
b eim V ersagen v orhanden, so dass ein seitlic hes Ausknic k en nic h t stattfinden k onn te.
Durc h das Zusammensc hieb en des Prüfk örp ers bric h t auc h lok al die Sc haleninnenseite
auf, w o durc h die Rauc hgase aus der Sc hale ungehindert austreten k önnen. Bei einer
V ersuc hszeit v on
2:25 min
und
17 Sekunden
nac h dem Aussc halten des Brenners, en t-
zünden sic h die Rauc hgase selbst ohne externe Zündquelle, w o durc h ein Brand auf der
Sc haleninnenseite en tsteh t. Dieser erlisc h t nac h w eiteren
3:56 min
eigenständig. Das
En tzünden der Rauc hgase nac h dem V ersuc hsende wurde eb enfalls für den Prüfk örp er
CFK-T43B
b eobac h tet.
Abbildung 3.40
zeigt die Ausw ertung der T emp eraturmessun-
gen auf der Ob erfläc he der Sc haleninnenseite so wie den Stegen der T-Stringer für den
2:08 min 2:25 min

Abbildung 3.39: Innenseite des T-stringerv ersteiften Rumpfschalenprüfk örp ers CFK-
T50B w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau B
zu ausgew ählten Zeit-
punkten des V ersuc hs
91

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Prüfk örp er
CFK-T50B
. Wie b ei den v orherigen F euerwiderstandsprüfungen steigt die
T emp eratur der Sc haleninnenseite innerhalb v on
30 Sekunden
auf ca. 120
◦ C
an. Die
Ob erfläc hen temp eratur der T-Stringer Stege erreic h t b eim V ersagen des Prüfk örp ers
b ei
2:08 min
eine T emp eratur v on ca. 40 bzw. 50
◦ C
. Dies erklärt die V ersagensform
der T-Stringer, die eher einem „k alten“ V ersagen b ei einem statisc hen Bruc hlastv ersuc h
en tspric h t. Nac h der En tzündung der Rauc hgase w erden die Sc haleninnenseite so wie die
T-Stringer direkt b eflamm t, w as einen erneuten T emp eraturanstieg an den Messstellen
der T-Stringer b ewirkt. Hierzu m uss erw ähn t w erden, dass die Thermo elemen te 1 und
2 direkt den Flammen ausgesetzt sind, w ohingegen das Thermo elemen t 3 auf der dem
F euer abgew andten Seite des T-Stringers sitzt. Für den Prüfk örp er
CFK-T43B
liegen,
aufgrund eines Messsystemausfalls, k eine T emp eraturdaten v or.
Abbildung 3.41
zeigt
den Prüfk örp er
CFK-T50B
nac h dem Erlösc hen der Rauc hgase, die aus der Schalen-
innenseite austraten. Mit dem Brand auf der Sc haleninnenseite hielt die thermisc he
Zersetzung der Ep o xidharzmatrix an, w o durc h die Sc hale zusätzlic h v on innen ausbrann-
te. Dies ist in der V ergrößerung neb en der Bruc hstelle des link en T-Stringers durc h frei
liegende Carb onfasern sic h tbar. Des W eiteren ist zu erk ennen, dass eine Aufspaltung und
Delamination im ob eren T eil der Stege des link en und mittleren T-Stringers w ährend
der F euerwiderstandsprüfung stattfand, die ab er nic h t zum V ersagen führte.
T ab elle 3.10 gibt die V ersuc hszeiten b eim ersten Rauc hgasaustritt aus der Sc halenin-
nenseite so wie die V ersagenszeiten und ob eine Rauc hgasen tzündung stattgefunden hat
für alle stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er w ährend der F euerwiderstandsprü-
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0 1 9 5 2 1 0 2 2 5 2 4 0 2 5 5 2 7 0 2 8 5 3 0 0
V e r s a g e n 2 : 0 8 E n t z ü n d u n g 2 : 2 5
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0 C F K - T 5 0 B
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5

Abbildung 3.40: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v om T-stringerv er-
steiften Rumpfsc halenprüfk örp er CFK-T50B w ährend der F euerwiderstandsprüfung
92

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Innenseite Linker T - String er und Schale

Abbildung 3.41: Innenseite des T-stringerv ersteiften Rumpfschalenprüfk örp ers CFK-
T50B nac h der F euerwiderstandsprüfung mit V ergrößerung der Bruc hstelle des link en
T-Stringers
fung für b eide Lastniv eaus A und B wieder. Für den Zeitpunkt des Rauc hgasaustritts
k ann für die Rumpfsc halenprüfk örp er, getestet b ei
Lastniv eau A
, festgestellt w erden,
dass b ei einer dünneren Sc hale der Austritt früher ein trifft als b ei einem Prüfk örp er mit
einer dic k eren Sc hale. W eiterhin ist zu erk ennen, dass sic h der Zeitpunkt des Rauc h-
gasaustritts nic h t linear mit der Sc halendic k e zu späteren Zeiten v ersc hiebt. Für die
Rumpfsc halenprüfk örp er mit einer Sc halendic k e v on
4,2 - 4,8 mm
traten die Rauc hgase
der thermisc hen Zersetzung der Ep o xidharzmatrix erstmals b ei einer V ersuc hszeit v on
ca. 2
min
aus der Sc haleninnenseite herv or. Bei einer höheren Last, dem hier getesteten
Lastniv eau B
, treten die Rauc hgase deutlic h früher aus der Sc haleninnenseite aus, w as
v or allem durc h die höheren mec hanisc hen Dehn ungen und der damit v erbundenen früher
einsetzenden Rissbildung in den CFK Lagen un ter der thermisc hen Belastung erklärt
w erden k ann. Wie sic h b ei der F euerwiderstandsprüfung des Prüfk örp ers
CFK-T50B
zeigte, k ann sic h ein Großteil des Druc ks, der durc h die thermisc he Zersetzung innerhalb
des FKV en tsteh t, üb er die seitlic hen und offenen Prüfk örp erk an ten abbauen, so dass
b ei einer gesc hlossenen Gesam tstruktur frühere Austrittszeiten der Rauc hgase ein treten
k önnen. Für eine stringerv ersteifte CFK Luftfahrtstruktur wird festgehalten, dass nac h
einer Beflamm ungsdauer v on
2 min
, mit einem sic h in der In tensität sc hnell steigerndem
Rauc hgasaustritt spätestens zu rec hnen ist. Bei einem ric h tigen V erhältnis v on Luftsau-
erstoff und Rauc hgasen b esteh t darüb er hinaus die Möglic hk eit der Selbsten tzündung.
93

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Lastniv eau A Lastniv eau B
Prüfk örp er R GA VZ R GE Prüfk örp er R GA VZ R GE
CFK-O35A 1:17 min 2:28 min × CFK-O39B 1:05 min 1:22 min ×
CFK-T41A 1:40 min 3:15 min × CFK-T43B 1:21 min 1:57 min X
CFK-O42A 2:05 min 3:25 min × CFK-O44B 1:22 min 2:28 min ×
CFK-T45A 1:58 min 3:52 min × CFK-T50B - 2:08 min X
CFK-O48A 1:58 min 4:12 min ×
T ab elle 3.10: V ersuc hszeiten b eim ersten Rauc hgasaustritt (RGA) aus der Sc halen-
innenseite so wie die V ersagenszeiten (VZ) und Rauc hgasen tzündungsereignis (R GE)
für alle stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er w ährend der F euerwiderstandsprü-
fung b ei
Lastniv eau A und B
; R GA–Rauc hgasaustritt, VZ–V ersagenszeitpunkt, R GE–
Rauc hgasen tzündung
Zur Herv orhebung der Bezieh ung zwisc hen der V ersagenszeit und der Sc halen w andstärk e
der stringerv ersteiften Rumpfsc halenprüfk örp er, w erden die Ergebnisse in einem Dia-
gramm für b eide Lastniv eaus üb ertragen, s iehe
Abbildung 3.42
. Für das
Lastniv eau A
2 , 7 5 3 , 0 0 3 , 2 5 3 , 5 0 3 , 7 5 4 , 0 0 4 , 2 5 4 , 5 0 4 , 7 5 5 , 0 0
6 0
7 5
9 0
1 0 5
1 2 0
1 3 5
1 5 0
1 6 5
1 8 0
1 9 5
2 1 0
2 2 5
2 4 0
2 5 5
2 7 0
2 8 5
V e r s a g e n s z e i t i n s e c
S c h a l e n w a n d s t ä r k e i n m m
O m e g a - S t r i n g e r
T - S t r i n g e r
L i n e a r e A n p a s s u n g L a s t n i v e a u A
L a s t n i v e a u A
L a s t n i v e a u B

G l e i c h u n g y = a + b * x
S c h n i t t p u n k t m i t d e r
Y - A c h s e - 1 4 5 , 5 ± 9 , 6
S t e i g u n g 8 3 , 2 ± 2 , 3
S u m m e d e r F e h l e r q u a d r a t
e 1 3 , 9
P e a r s o n R 0 , 9 9 8 9
R - Q u a d r a t ( C O D ) 0 , 9 9 7 8
K o r . R - Q u a d r a t 0 , 9 9 7 1

Abbildung 3.42: V ersagenszeiten üb er Sc halendic k e für alle stringerv ersteiften CFK
Rumpfsc halenprüfk örp er aus den F euerwiderstandsprüfungen un ter sim ultaner Druc k-
b elastung mit Lastniv eaus A und B und lineare Anpassung V ersagenszeiten un ter
Lastniv eau A
94

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
k ann ein linearer Zusammenhang zwisc hen der V ersagenszeit und der Flugzeugrumpf-
sc halen w andstärk e für den getesteten Bereic h hergestellt w erden, w elc her durc h die
lineare Anpassung im Diagramm b esc hrieb en wird. Dab ei sc hein t, dass die v orliegenden
Stringergeometrien k einen Einfluss auf die V ersagenszeit b esitzen. Bei einer nahezu
v ollständigen thermisc hen Zersetzung der Ep o xidharzmatrix der Sc hale des Prüfk örp ers,
ist die T ragfähigk eit der Sc hale un ter Druc kb elastung quasi nic h t mehr präsen t. Dies
b edeutet, dass aussc hließlic h die Stringer auf der Sc haleninnenseite die gesam te aufge-
brac h te Last tragen. Die Omega- und T-Stringer b esitzen et w a die gleic hen Steifigk eiten,
b ezogen auf die Lastric h tung so wie annähernd gleic h große Quersc hnittsfläc hen. Im
Lastniv eau A
w erden alle Prüfk örp er mit der gleic hen Druc kkraft
F F W A
= 117
kN
b elas-
tet und folglic h m üssen, nac h dem Ausbrand der Ep o xidharzmatrix aus der Sc hale, alle
Stringer der fünf getesteten Prüfk örp er den gleic hen Belastungszustand erfahren. Die
V ersagenszeit der Stringer ist dann hauptsäc hlic h abhängig v om Wärmeein trag aus der
Sc hale und der damit v erbundenen Stringertemp eratur. Aufgrund der un tersc hiedlic h b e-
sc hrieb enen V ersagensmec hanismen zwisc hen Omega- und T-Stringer für die Ergebnisse
im
Lastniv eau A
, m uss die Unabhängigk eit der Stringergeometrie auf die V ersagenszeit
als zufällig für die angesetzte Last angesehen w erden. Ein linearer Zusammenhang
zwisc hen der V ersagenszeit und der Sc halen wandstärk e für die gleic hen Stringerformen
ersc hein t plausib el, zumindest für die hier getesteten Sc halen w andstärk en v on 3,5
mm
bis 4,8
mm
. Für die Stringer gleic her Geometrie hängt deren Standfestigk eit maßgeblic h
v om zeitlic hen Wärmeein trag ab. Mit einer erhöh ten Druc kkraft von
F F W B
= 234
kN
im
Lastniv eau B
, ist die T emp eratur der Stringer zum V ersagenszeitpunkt niedriger als
b eim
Lastniv eau A
. Für die getesteten Omega- und T-Stringer Prüfk örp er mit einer
Sc halendic k e v on 3,9
mm
bis 5,0
mm
, m uss da v on ausgegangen w erden, dass zum V ersa-
genszeitpunkt ein T eil der Sc halenstruktur no c h tragfähig w ar und sic h somit die Last in
einem un b ek ann ten V erhältnis auf Stringer und Sc hale v erteilt hat. Für diese Annahme
spric h t, dass das V ersagen der Stringer im
Lastniv eau B
, anders als im
Lastniv eau A
,
einem „k altem“ V ersagen, wie in einem Bruc hlastv ersuc h en tspric h t. Bei annähernd
gleic her Sc halendic k e, erzielt der Omega-stringerv ersteifte Rumpfsc halenprü fk örp er eine
höhere V ersagenszeit, als die T-stringerv ersteifte Sc hale. Dies ist mit den höheren Bruc h-
lasten der Omega-Stringer Sc hale gegen üb er der T-Stringer Sc hale zu b egründen. Des
W eiteren b esteh t für die Omega-stringerv ersteifte Rumpfsc hale b ei höheren Lasten eine
stärk ere Abhängigk eit v on der Sc halendic k e, als für die T-stringerv ersteifte Rumpfsc hale,
da letztere b ei einem W andstärk en un tersc hied der Sc hale v on ca. 0,75
mm
n ur einen
geringfügigen Zugewinn an Zeit bis zum V ersagen aufw eisen k ann.
95

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
3.4.4 F euerwiderstandsprüfungen der Aluminiumrumpfsc halen
un ter Druc klast
Zur F estlegung der Druc kkraft für die F euerwiderstandsprüfungen der Aluminium
Rumpfsc halenprüfk örp er wird die gleic he Spann ung aus der Biegeb elastung des Rump-
fes v on
σ B A = 33 MP a
, wie für die stringerv ersteiften CFK Rumpfschalen, aus Grün-
den der V ergleic h bark eit herangezogen. Dazu w erden die Prüfk örp er jew eils mit einer
Druc kkraft v on
F F W Alu
= 40
kN
b elastet, w as einer Dehn ung v on
0,45 %
, b ei einem
Elastizitätsmo dul v on
E 2024
= 73
,
1
GP a
in Kraftric h tung herv orruft und damit das
Lastniv eau A
wiedergibt. Aufgrund der geringen Anzahl an repräsen tativen Alumi-
nium Rumpfsc halenprüfk örp ern, w erden b eide Prüfk örp er b eim gleic hen Lastniv eau
geprüft.
Abbildung 3.43 links
zeigt die Innenseite des, in das Druc kmo dul eingesetzten,
Alumini um
Querspa nt
Aluminium
Flugzeugrumpfschale
Thermoe lem ent
Aluminium
S - Stringer in
Flugzeuglängsrichtung
2,0 mm
1,2 mm
1 2
3
5
250 mm
250 mm
seitliche
Prüfkörperführung
4
horizontale
Prüfkörperführung

Abbildung 3.43: links: Innenseite des S-stringerv ersteiften Aluminium Rumpfsc halen-
prüfk örp ers
AL-S20-1A
v or der F euerwiderstandsprüfung eingesetzt in das Druc kmo dul;
rec h ts: V ergrößerung auf einen S-Stringer der in Flugzeuglängsric h tung v erläuft
S-stringerv ersteiften Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp ers. Der Prüfk örp er wird mit
den seitlic hen Prüfk örp erführungen an seinen Längsrändern gestützt, um ein Knic ken
der Sc hale zu v ermeiden. Die lok al b egrenzte horizon tale Prüfk örp erführung dien t v or
allem dem Ausric h ten des Prüfk örp ers innerhalb des Druc kmo duls und v erhindert ein
V errutsc hen v or und w ährend der mec hanisc hen Belastung. Wie abgebildet, w erden
vier Thermo elemen te auf der Sc haleninnenseite mit einem horizon talen und v ertik alen
Abstand v on
250 mm
zueinander appliziert. Das
Thermo elemen t 3
wird mittig auf den
96

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
0:03 min 0: 14 min
0:25 min 0:48 min

Abbildung 3.44: Innenseite des S-stringerv ersteiften Aluminium Rumpfsc halenprüfk ör-
p ers
AL-S20-1A
w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
zu ausgew ähl-
ten Zeitpunkten des V ersuc hs
Steg des Querspan tes angebrac h t, um dessen Ob erfläc hen temp eratur w ährend der F eu-
erwiderstandsprüfung zu messen. In der Abbildung rec h ts ist eine V ergrößerung eines
S-Stringers abgebildet, der eine k onstan te Materialstärk e v on
1,2 mm
v orw eist. Während
die Stringer auf die Sc hale geklebt sind, ist der Span t mit der Sc hale üb er Nieten v er-
bunden.
Abbildung 3.44
zeigt die Innenseite des Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp ers
AL-S20-1A
w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
. Bereits nac h einer
Beflamm ungsdauer v on
3 Sekunden
tritt b eim mittleren Stringer eine Ablösung v on der
Sc hale auf. Nac h
14 Sekunden
b eginn t die thermisc he Zersetzung der Sc h utzfarb e auf der
Sc haleninnenseite, deren Rauc hgase sic h nac h
25 Sekunden
selbst en tzünden. W eiterhin
sind kleine Risse in der Sc halenstruktur zu erk ennen, die auf einen b ev orstehenden
Durc h brand hindeuten. Bei einer V ersuc hszeit v on
48 bzw. 42 Sekunden
tritt das me-
c hanisc he V ersagen des jew eiligen Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp ers ein, gleic hzeitig
geprägt v on einem massiv en Durc h brand der Aluminiumsc hale.
Abbildung 3.45
zeigt
97

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
5 1 0 1 5 2 0 2 5 3 0 3 5 4 0 4 5 5 0 0
R G E 0 : 2 5 V e r s a g e n 0 : 4 8
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0 A L - S 2 0 - 1 A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5
5 1 0 1 5 2 0 2 5 3 0 3 5 4 0 4 5 5 0 0
R G E 0 : 2 6 V e r s a g e n 0 : 4 2
A L - S 2 0 - 2 A
V e r s u c h s z e i t i n s e c

Abbildung 3.45: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v on den S-stringer-
v ersteiften Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp ern
AL-S20-1A
und
AL-S20-2A
w ährend
der F euerwiderstandsprüfung; R GE – Rauc hgasen tzündung
die Ob erfläc hen temp eraturen der Sc haleninnenseite so wie des Querspan ts der Alumi-
nium Rumpfsc halenprüfk örp er w ährend der F euerwiderstandsprüfungen. Für b eide
Prüfk örp er ist mit dem Beginn der Beflamm ung ein stark er T emp eraturanstieg an
allen Messp ositionen der Sc haleninnenseite zu v erzeic hnen. Die T emp eraturgraphen
enden mit dem Ablösen des Thermo elemen tes v on der Ob erfläc he. Es k ann eine mittlere
Steigung v on ca.
13 ◦ C s − 1
für die ersten
10 Sekunden
ermittelt w erden. Die Solidus-
und Liquidustemp eratur für die Legierung
AL-2024-T3
liegt b ei 502
◦ C
bzw. 638
◦ C
. In
dem Sc hmelzin terv all v on
136 ◦ C
k önnen feste so wie flüssige Phasen des Aluminiums
v ork ommen. Brammer et al. zeigen in ihrer V eröffen tlic h ung [107] den Steifigk eitsv erlust
der Aluminiumlegierung 2024 b ei erhöh ten T emp eraturen. Demnac h fällt in einem
T emp eraturb ereic h v on 22
◦ C
bis 500
◦ C
das K ompressionsmo dul um 13 %, das Zugmo dul
um 30 % und das Sc hubmodul um 42 % der ursprünglic hen Größe ab. F olglic h k ann
angenommen w erden, dass die Prüfk örp er un ter
Lastniv eau A
bis zum erreic hen der
Solidustemp eratur der aufgebrac h ten Druc kb eanspruc h ung standhielten. Mit dem üb er-
sc hreiten der Solidustemp eratur b eginn t die Aluminiumsc hale des jew eiligen Prüfk örp ers
sic h zu v erflüssigen, w o durc h die W andstärk e der Sc hale abnimm t und damit auc h ihre
T ragfähigk eit drastisc h abfällt. Die F olge ist das mec hanisc he V ersagen des Aluminium
Rumpfsc halenprüfk örp ers. Durc h das Aufreißen der dünnen Aluminiumresthaut, wird
98

3.4 V ersteifte Aluminium und CFK Flugzeugrumpfsc halen
Innenseite AL - S20- 2A Innenseite AL - S20- 1A

Abbildung 3.46: links: Innenseite des S-stringerv ersteiften Aluminium Rumpfsc ha-
lenprüfk örp ers
AL-S20-1A
nac h der F euerwiderstandsprüfung mit V ergrößerung auf
v erfestigte Aluminiumsc hmelze; rec h ts: Innenseite des S-stringerv ersteiften Aluminium
Rumpfsc halenprüfk örp ers AL-S20-2A nac h der F euerwiderstandsprüfung
dieses v on einem massiv en Durc h brand der Sc halenstruktur b egleitet. Abbildung 3.46
links zeigt einen Aussc hnitt der Innenseite des Aluminium Rumpfsc halenprüfk örp ers
AL-S20-1A
nac h der F euerwiderstandsprüfung. Der rote Pfeil markiert einen T eil des
gesc hmolzenen Aluminiums der Sc hale, der sic h nac h dem Abkühlen wieder v erfestigte.
In der Abbildung rec h ts ist die Innenseite des Prüfk örp ers
AL-S20-2A
dargestellt. Wie
auc h der erste Prüfk örp er, ist dieser durc h einen massiv en Sc halendurc h brand geprägt.
Die S-Stringer w eisen stark e V erform ungen so wie Knic k e auf, w ohingegen der Quer-
span t aus b eiden V ersuc hen n ur eine geringe Sc hädigung ertragen m usste. Durc h eine
hauptsäc hlic he Kraftaufnahme in Umfangsric h tung des Rumpfes, hier senkrec h t zur
Lastric h tung, k ann der Span t k einen en tsc heidenden Beitrag zur Standfestigk eit un ter
Brandb eanspruc h ung leisten, ob w ohl seine Stegtemp eratur zum V ersagenszeitpunkt je-
w eils b ei ca. 40
◦ C
liegt und er damit üb er seine nahezu v ollständigen Steifigk eiten v erfügt.
Die S-Stringer sind nac h dem Durc h brand der Sc hale nic h t in der Lage, die strukturelle
In tegrität des Rumpfaussc hnitts aufrec h t zu erhalten und k önnen die V ersagenszeit
nic h t v erlängern.
99

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flamm-
sc h utzlagen
Mit den gew onnen Erk enn tnissen aus den v oran gegangenen F euerwiderstandsprüfungen
der Kapitel 3.3 und 3.4, w erden die Sch utzfunktionen, der in den FKV in tegrierten
Flammsc h utzlagen, mit der Not w endigk eit der Abbildung eines Strukturbauteils, zur
Bestimm ung der F euerwiderstandsfähigk eit in diesem Kapitel k om biniert. Dazu wurden
an der BAM Omega-stringerv ersteifte Schalenstrukturen gefertigt und zw ei V arian ten
mit in tegrierten Sc h utzsc hic h ten en t wic k elt, dessen Leistungsfähigk eit in F euerwider-
standsprüfungen un ter sim ultaner Druc kb elastung getestet wurde.
3.5.1 Materialien
Für die F estlegung der Materialien zur Herstellung von Omega-stringerv ersteiften
CFK Sc halenstrukturen, ist die W ahl des Herstellungsv erfahrens aussc hlaggeb end.
Für die Prüfk örp erfertigung wurde, un ter Berüc ksic h tigung v on Herstellungsk osten,
En t wic klungsmöglic hk eiten und Ressourcenk apazitäten, der „Seeman Comp osites Resin
Infusion Molding Pro cess (SCRIMP)“ angew endet. Die erforderlic hen Bedingungen für
eine V erarb eitung v on carb onfaserv erstärkten Prepreg-System, standen zum Zeitpunkt
der Anfertigung dieser Dissertation an der BAM nic h t zur V erfügung.
Als F aserhalbzeug wurde das unidirektionale K ohlenstofffasergelege
ECC UD 134CIM
in Luftfahrtqualität der Firma
C. Cramer Gm bH & Co. K G
gew ählt, das aus der F a-
ser TENAX
R

-E IMS65 E23 24K b esteh t und ein Fläc hengewic h t v on 134
g m − 2
auf-
w eist [108]. Dieses F aserhalbzeug wird v orrangig in der Luftfahrt v erwendet und eben-
falls als K omp onen te für die Herstellung v on carb onfaserverstärkt en Prepregs, wie das
M21 der Firma Hexcel , eingesetzt. Das gew ählte Matrixhalbzeug für Infusionsprozesse
MGS R
 RIM 935
, b estehend aus EPIKOTE
TM
Resin MGS
TM
RIMR935 und dem Härter
EPIKURE
TM
Curing Agen t MGS
TM
RIMH 937 des Herstellers Hexion [109], bietet eine
Glasüb ergangstemp eratur v on ca. 150
◦ C
nac h dem Aushärtungsprozess und stellt damit
eine Alternativ e zu dem, für die Luftfahrt zertifizierten, Infusionsharz
HexFlo w R
 R TM 6
dar, w elc hes eine Glasüb ergangstemp eratur v on ca. 210
◦ C
b esitzt. W eitere Ausw ahlkrite-
rien für das Matrixsystem
MGS R
 RIMR 935/RIMH 937
sind dessen geringe Visk osität
v on ca. 200 m P a s b ei einer T emp eratur v on 30 ◦ C , mit einer zugehörigen T opfzeit v on
zw ei Stunden und v or allem seine k ommerzielle V erfügbark eit und sein v ergleic hsw eise
geringer Preis. Zum Aufkleb en der CFK Omega-Stringer auf die CFK Sc halenrüc kseite
100

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
wird der Klebstofffilm
FM 300-2M.06
der Firma Cytec Solv a y Group v erw endet [110],
der gleic hermaßen An w endung in der Luftfahrzeugherstellung findet.
Als in tegrierte Flammsc h utzlagen dienen die b ereits in
Kapitel 3.3
v erw endete PEI
F olie Ajedium Ultra 1000 Film des Herstellers Solv a y [111] und eine neuartige F aser-
k eramik, W ound Highly P orous Oxide Ceramic Matrix Comp osite (WHIPO X
R

) , des
Un ternehmens WPX F aserk eramik Gm bH [112]. Der WHIPO X
R

V erbund b esteh t aus
einer reinen Aluminiumo xid-Matrix (Al
2
O
3
), die durc h Keramikfasern 3M Nextel
TM
610
des Herstellers 3M [113] v erstärkt wird und bietet eine geringe Wärmeleitfähigk eit
v on
0,4 - 2,7 W m − 1 K − 1
, b ei einer T emp eratur v on 1000
◦ C
. Die v erw endeten F asern
w erden b ereits als T extilhalbzeuge in der Luftfahrt, z.B. als T rieb werksv erkleidungen
eingesetzt und bieten hohen Sc h utz gegen Wärme und Flammendurc hbrand. Es w er-
den folgende Lagenaufbauten für die CFK Sc halen und Stringer angew endet, w ob ei
sic h an den repräsen tativ en Luftfahrtstrukturen aus
Kapitel 3.4
orien tiert wird, siehe
T ab elle 3.11
. Die Aufbauten CFK-RK und CFK-RKTP dienen als Rohlinge für die
F ertigung der Sc halenprüfk örp er mit in tegrierten Sc h utzsc hic h ten CFK-BAM-Keramik
und CFK-BAM-Keramik+TP . Darüb er hinaus ergab eine detaillierte T eststudie zu der
Infusionsfähigk eit des K ohlenstofffasergeleges mit dem genann ten Harz/Härter-System,
dass ein CFK mit einer Anzahl v on maximal 24 Lagen mit dem SCRIMP V erfahren
hergestellt w erden k ann. Diese Angab e b ezieh t sic h auf die F ertigung einer größeren
CFK Sc hale, aus der zw ei CFK Sc halen, mit den Dimensionen v on
495 × 500 mm 2
,
gew onnen w erden k önnen.
K onfiguration Materialien Lagenaufbau (+: 45 ◦ , –: 135 ◦ )
CFK-BAM-1/2 IMS65 [+/-/90/-/0/+/90/0/-/90/+/0] s
CFK-RK IMS65 [90/-/0/+/90/0/-/90/+/0] s
CFK-BAM-Keramik IMS65+K [+/-/K/[CFK-RK]/-/+]
CFK-RKTP IMS65 [0/+/90/0/-/90/+/0] s
CFK-BAM-Keramik+TP IMS65+K+TP [+/-/K/90/-/TP/[CFK-RKTP]/TP/-/90/-/+]
CFK-Omega-Stringer IMS65 [+/-/0/0/90/0/0/-/90/0/0/+/
-/0/0/90/45/0/0/90/0/0/-/+]
T ab elle 3.11: Lagenaufbauten für CFK Sc halen mit in tegrierten Sc h utzsc hic h ten so wie
für CFK Omega-Stringer; R–Rohling, K–Keramik, TP–Thermoplastfolie
101

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
3.5.2 Prüfk örp erfertigung
Für die Prüfk örp erfertigung findet der SCRIMP [114
–
118] An w endung, w elc her einen
Harzinfusionsprozess b esc hreibt, b ei dem die tro ck enen F asern in eine feste W erkzeug-
form abgelegt w erden und ansc hließend mit einer V akuumfolie abgedic h tet w erden.
Der abgesc hlossene Raum wird ev akuiert und das b ereits angemisc h te Ep o xidharz
üb er das V akuum in die F asern gesaugt. Dab ei v erteilt sic h das Harz mittels einer
Fließhilfe zunäc hst üb er die gesam te Ob erfläc he des Lagenaufbaus und fließt danac h in
die Tiefe. Der V orteil gegen üb er einer Infusion mit einem seitlic hen Anguss, ist eine
gleic hmäßigere Dic k en v erteilung üb er die Breite und Länge des Bauteils so wie deutlic h
kürzere Infusionszeiten. Bei der V erw endung v on UD K ohlenstofffasergelegen, sind mit
diesen V erfahren F aserv olumengehalte v on bis zu
60 %
zu erreic hen. Für die zu fertigen
CFK Sc halen und Omega-Stringer wurde je eine feste W erkzeughälfte aus einem v ollen
Aluminium blo c k gefräst. Dab ei wurden die Dimensionen der W erkzeuge demen tspre-
c hend gew ählt, dass aus einem Herstellungsv organg jew eils zw ei CFK Sc halen bzw.
zw ei Omega-Stringer der Länge
500 mm
gew onnen w erden k önnen. Die zugehörigen
tec hnisc hen Zeic hn ungen b efinden sic h im
Anhang A.4
.
Abbildung 3.47
zeigt den sc he-
matisc hen Aufbau zum Herstellungsv erfahren v on CFK Sc halen im SCRIMP . Zunäc hst
wird das gesäub erte Sc halen w erkzeug mit dem T rennmittel Semip erm
R

Monofilm ein-
gerieb en, um ein späteres En tformen der ausgehärteten CFK Sc hale zu v ereinfac hen.
Zuv or wird das Schalen w erkzeug auf eine T emp eratur v on 30
◦ C
mittels der darun ter
liegenden Glasseide-Heizmatte KM-HPG-250S der Firma SAF Wärmetec hnik Gm bH
mit dem zugehörigen T emp eraturregler KM-RD1012 3650W aufgew ärm t und w ährend
des gesam ten Infusionsprozesses k onstan t gehalten. Nac h dem Ausp olieren des T renn-
mittels, wird eine Lage Abreißgew eb e abgelegt, gefolgt von dem CFK Lagenaufbau
Anguss Spiralschlauch (9 x 11 mm)
V akuumf olie (PO 120- 75 ) μm
Fließhilfe (DIA TEX OM 70- 185 g / m²)
Abreißgewebe (95 g/m²)
CFK Lagenaufbau
V akuum Spir alschlauch Saugvlies (Breatex 300 g / m²)
V akuumdichtband (2,5 x 12 mm)
Schalenwerkzeug (R = 2500 mm) Glasseide Heizmatte (KM-HPG- 250S)

Abbildung 3.47: Sc hematisc he Darstellung des SCRIMP für die Herstellung v on CFK
Sc halen.
102

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
gemäß
T ab elle 3.11
. Üb er die CFK Lagen folgt erneut eine Lage Abreißgew eb e, w elche
ca.
3 cm
kürzer in Länge und Breite als die CFK Lagen ist. Diese wird üb erdec kt v on
der Fließhilfe, die wiederum
1 cm
kürzer in Länge und Breite als das Abreißgew eb e
ist. Mit dieser Abstufung wird v erhindert, dass eine direkte Fließv erbindung zwisc hen
Fließhilfe und Saugvlies b esteh t. Somit wird die Ep o xidharzmatrix gezwungen, in die
Tiefe des Lagenaufbaus zu fließen. Mittig wird der Harzanguss-Spiralsc hlauch über
die Länge des Lagenaufbaus v erlegt und an den Enden durc h die absc hließende V a-
kuumfolie geführt und mit V akuumdic h tband abgedic h tet. Umlaufend, um den CFK
Lagenaufbau, w erden mehrere Sc hic h ten des Saugvlieses und darauf die Spiralsc hläuc he
abgelegt, die eine V erbindung zur Harzfalle (Stevik SK3V A C-15L0WR12x4) b esitzen,
siehe
Abbildung 3.48
. Zum Ende der Infusionsv orb ereitung, wird der gesam te Aufbau
mit einer V akuumfolie abgesc hlossen, die eb enfalls umlaufend mit V akuumdic h tband
fixiert wird. Durc h die Ev akuierung der Harzfalle mittels einer Mem bran v akuumpump e
( Pfeiffer MVP 040-2 ), wird gleic hermaßen der k omplette SCRIMP Aufbau ev akuiert,
w ob ei die Harzzuleitungen gesc hlossen sein m üssen. Die Ev akuierung des Lagenaufbaus
wird mit einem digitalen Druc kmessgerät (Greisinger GDH 200-14) , v erbunden mit
dem Harzangusssc hlauc h, k on tin uierlic h üb erw ac h t. Wird ein Restdruc k v on
4-8 m bar
üb er einen Zeitraum v on mindestens 30 Min uten b ei ausgesc halteter V akuumpump e
aufrec h t erhalten, ist das festgelegte Kriterium für ausreic hende Dic h tigk eit erfüllt
und die Infusion wird gestartet. Das zuv or auf 28
◦ C
erw ärm te Harz
RIMR935
und
Schalenwerkzeug (R = 2500 mm)
Harzf alle
Epoxidharzreser voir 1
Epoxidharzreser voir 2
Glasseide Heizmatte
Harzanguss
Spiralschlauch V akuum
V akuum
V erbindungsschlauch
V akuum V erbindungsschlauch
T emperatur sensor
Harzzuleitung

Abbildung 3.48: Infusionsaufbau zur An wendung des SCRIMP zur Herstellung v on
CFK Sc halen
103

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
der Härter
RIMH937
, w erden en tsprec hend dem Misc h ungsv erhältnis angemisc h t und
in einer separaten Harzfalle einem V akuum ausgesetzt, um eingesc hlossene Luft zu
en tfernen. Die Harzzuleitungen w erden in die Bec her mit der Ep o xidharzmatrix geführt
und geöffnet, w o durc h die Matrix in den Lagenaufbau gesogen wird. Das Matrixni-
v eau sollte sic h dab ei stets un ter dem des W erkzeugs b efinden, um einen Heb ereffekt
zu v ermeiden. Während des Infusionsv organges wird die Ob erfläc hen temp eratur des
Sc halen w erkzeugs und die des Lagenaufbaus mit angebrac h ten Thermo elemen ten (T yp
K) so wie die Harztemp eratur im Reserv oir üb erw ac h t. Dazu wird ein USB-Messsystem
(Omega OM-USB-TC-AI) v erw endet. Nac h ca. vier Stunden ist der Infusionsv organg
b eendet und der CFK Lagenaufbau wird kurzzeitig auf 100
◦ C
erhitzt, w o durc h eine
sc hnelle Aushärtung der Ep o xidharzmatrix erfolgt. Nac h einer ausreic henden Abkühlzeit
wird die CFK Sc hale en tform t und erneut in das Sc halen w erkzeug gelegt. Es folgt das
T emp ern der Sc hale b ei einer Laminattemp eratur v on 160
◦ C
für fünf Stunden mit einem
zuv or eingestellten T emp eratursteigerung v on ca. 1 K min − 1 .
Das Herstellungsv erfahren für die CFK Omega-Stringer verläuft iden tisc h zu dem
der Sc halen, mit dem Un tersc hied, dass für das Ablegen der einzelnen Lagen ein
Sprühkleb er (Diatex INFUT A C) zur Fixierung v erw endet wird, da sonst ein Drapieren
des UD K ohlenstofffasergeleges auf dem Omega-Stringer-W erkzeug nic h t möglic h w äre.
Der sc hematisc he Aufbau zum Herstellen v on CFK Omega-Stringern im SCRIMP , ist
in
Abbildung 3.49
dargestellt. Der Anguss Spiralsc hlauc h wird mittig auf dem ob eren
T eil des Stringers v erlegt und die V akuum Spiralsc hläuc he w erden jew eils an den
Längsseiten, zusammen mit dem Saugvlies aufgebrac h t. Üb er die Fließhilfe v erteilt sic h
Omega- Stringer W erkzeug (R = 2500 mm)
Anguss Spiralschlauch (9 x 11 mm)
V akuumf olie (PO 120- 75 ) μm
Fließhilfe (DIA TEX OM 70- 185 g / m²)
Saugvlies
(Breatex 300 g / m²)
Glasseide Heizmatte
(KM-HPG- 250S)
Abreißgewebe (95 g/m²)
CFK Lagenaufbau
V akuumdichtband
(2,5 x 12 mm)
V akuum
Spiralschlauch

Abbildung 3.49: Sc hematisc he Darstellung des SCRIMP für die Herstellung v on CFK
Omega-Stringern
104

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
WP X Faserk eramik
± 45° CF-Lag en (außen)
V akuum Spiralschläuche
Rohling: CFK -RK
± 45° CF-Lag en (innen)
Lochf olie + Saugvlies
V akuumf olie
Dichtband
a) b)
c) d )
T eflonroller

Abbildung 3.50: a) Mit Ep o xidharz getränkte äußeren
±
45
◦
CF-Lagen und aufgelegte
WPX F aserk eramiklage; b) aufgebrac h ter Rohling CFK-RK; c) laminieren der inneren
± 45 ◦ CF-Lagen; d) V akuumaufbau zum Absaugen v on üb ersc h üssigem Ep o xidharz
die Ep o xidharzmatrix v orerst üb er die Stringerob erfläc he und fließt danac h in die Tiefe.
Für die Herstellung der Sc halen mit in tegrierten Sc h utzsc hic h ten CFK-BAM-Keramik
und CFK-BAM-Keramik+TP , wurde die F ertigung in zw ei Sc hritte aufgeteilt, da eine
erfolgreic he Infusion aller 24 CFK Lagen mit zusätzlic hen Sc h utzsc hic h ten nic h t möglic h
ersc hien. F olglic h wurde zunäc hst jew eils ein Rohling für die b eiden K onfigurationen
mit einem reduzierten Lagenaufbau im b esc hrieb en SCRIMP hergestellt und durc h
kurzes Erw ärmen auf 100
◦ C
gehärtet, ansc hließend en tform t und die Ränder durc h
fräsen b egradigt. Die Lagenaufbauten der Rohlinge sind in
T ab elle 3.11
aufgeführt. Die
Sc h utzsc hic h ten so wie die restlic hen CFK Lagen wurden im Ansc hluss mittels Handlami-
nierv erfahren auf den jew eiligen Rohling aufgebrac h t.
Abbildung 3.50 a) – c)
zeigen den
105

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
a) b)

Abbildung 3.51: a) Nac h Laminataufbau CFK-BAM-Keramik+TP abgelegte Thermo-
plastfolie mit Lo c hm uster (20
mm ×
20
mm
, V ersatz 10
mm
); b) Gesam tansic h t Ther-
moplastfolie nac h dem Andrüc k en mittels T eflonroller
Handlaminierv organg zum Ein bringen der WPX F aserk eramiklage. In
Abbildung 3.51
wird der Zwisc hensc hritt für das Einlaminieren der Thermoplastfolie gezeigt. Beide
F olien (innen und außen) wurden zuv or auf einer CNC-F räse mit einem Lo c hm uster
v ersehen, damit die en tstehenden Harzstege im Laminat eine An bindung der Thermo-
plastfolie v erb essern. Das Lo c hm uster b esteh t aus Bohrungen mit einem Durc hmesser
v on
1 mm
, die einen Abstand v on
20 mm × 20 mm
und einen horizon talen V ersatz v on
10 mm
b esitzen. Zur K omprimierung und An bindung der Lagen und zum Absaugen
v on üb ersc h üssiger Ep o xidharzmatrix, wurde der Aufbau nac h dem Laminierv organg
b eidseitig mit einem Abreißgew eb e üb er die gesam te Fläc he b edec kt und auf der Ob er-
seite mit einer Lo c hfolie und Saugvlies b elegt. Zuletzt wurde das System mit einer
V akuumfolie und Dic h tband abgesc hlossen und mit am Rand v erlegten V akuum Spi-
ralsc hläuc hen wurde der gesam te Aufbau mit Hilfe der V akuumfalle ev akuiert, siehe
Abbildung 3.50 d)
. Nac h einer Zeitspanne v on zw ei Stunden wurde das Sc halen w erkzeug
v on 30
◦ C
auf 100
◦ C
erw ärm t, w o durc h das Laminat aushärtete. Nac h der Abkühlung
erfolgte die En tform ung mit dem ansc hließenden T emp erzyklus v on fünf Stunden b ei
160
◦ C
. Nac hfolgend wurden alle CFK Sc halen auf der CNC-F räse auf ein Üb ermaß v on
497 × 502 mm 2 gefräst.
Zur Applik ation der Omega-Stringer, die auf eine Länge v on
502 mm
gefräst wurden,
w erden zunäc hst Streifen des
FM 300-2M.06
Kleb efilms auf die jew eilige CFK Sc hale
aufgebrac h t und mittels T eflonroller angedrüc kt, so dass ein Streifen mittig und jew eils
106

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
a) b)
Klebefilm FM- 300
Klebefilm FM- 300 mit
T rennabdeckung
Applizierter Omega- Stringer

Abbildung 3.52: a) In dem Sc halen w erkzeug ausgeric h tete CFK Sc hale mit einem
applizierten Kleb efilm FM-300 mittig, links ohne T rennab dec kung und rec h ts mit
aufgebrac h ten Omgea-Stringer; b) V akuumaufbau zum anpressen der Omega-Stringer
und gleic hzeitigen T emp ern des FM-300 Kleb efilms
ein Streifen am Längsrand parallel zu den Längsk an ten v erläuft. Die Stringer können
direkt nac h dem En tfernen des Abreißgew eb es und aufgrund der resultierenden Ob erflä-
c henrauigk eit, auf die Kleb efilmstreifen der Sc hale gedrüc kt w erden.
Abbildung 3.52 a)
zeigt eine im Sc halen w erkzeug ausgeric h tete CFK Sc hale mit drei applizierten FM-300
Kleb efilmstreifen und einen auf der rec h ten Seite aufgebrac h ten Omega-Stringer. Nac h
der Applik ation der Omega-Stringer w erden zw ei b estüc kte CFK Sc halen mit Abreißge-
w eb e und folgender V akuumfolie abgedec kt. Ansc hließend wird der Aufbau ev akuiert.
Lok al w erden sc harfe Kan ten mit Dic h tband üb erklebt, um eine absolute Dic h tigk eit
zu gew ährleisten. Die Stringer w erden demnac h mit ca.
0,1 MP a
angepresst und sind
w ährend des T emp erzyklus v on zw ei Stunden b ei 121
◦ C
an der ursprünglic hen P osition
fixiert. Im Ansc hluss w erden die CFK Omega-Stringer Sc halen auf einer CNC-F räse auf
das endgültige Maß v on
495 mm × 500 mm
gefräst. Dazu wird ein sp eziell angefertigter
CFK-F räser v erw endet, der eine Sc hneidlänge v on
75 mm
b esitzt, mit dem die Stirnflä-
c hen der Prüfk örp er in einem Gang gefräst w erden k önnen. Somit wird eine maximale
Planparallelität so wie Homogenität der Belastungsfläc hen sic her gestellt, w as für die
F euerwiderstandsprüfungen un ter sim ultaner Druc kb eanspruc h ung unab dingbar ist.
Zur Beurteilung der Prüfk örp erqualität w erden die Materialstärk en der CFK Sc halen
und Omega-Stringer an v ersc hiedenen P ositionen gemessen und das Gewic h t der fertig-
107

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
gestellten Prüfk örp er b estimm t. Für die CFK Sc halen ohne in tegrierte Sc h utzsc hic h ten
v ariiert die W andstärk e, gemessen üb er alle Sc halen, maximal um
0,16 mm
. Bei gleic h-
bleib endem Lagenaufbau und Fläc hengewic h t des Geleges b edeutet dies eine V ariation
im F aserv olumengehalt v on
59,8 % – 63,2 %
, w as für die Un tersuc h ungen der F euerwi-
derstandsfähigk eit als hinreic hend gut b etrac h tet wird. Bei den Omega-Stringern ergibt
sic h aufgrund des ersc h w erten Drapierens und Fixierens der einzelnen K ohlefaserlagen
eine akzeptable V arianz im F aserv olumengehalt v on
53,9 %– 60,6 %
. Die Prüfk örp er
CFK-BAM-1/2 b esitzen eine Gesam tmasse v on
2554 g
bzw.
2557 g
, w as auf eine sehr
gute Repro duzierbark eit des F ertigungsv erfahrens hindeutet. Der Prüfk örp er CFK-
BAM-Keramik wiegt
3026 g
, w o v on
359 g
der F aserk eramik und ca.
110 g
zusätzlic her
Ep o xidharzmatrix zuzusc hreib en sind. Die zusätzlic h in tegrierten Thermoplastfolien
in dem Prüfk örp er CFK-BAM-Keramik+TP , erhöhen die Gesam tmasse no c hmals um
78 g
und w eitere
90 g
für zusätzlic he Ep o xidharzmatrix, im V ergleic h zum Prüfk örp er
CFK-BAM-Keramik auf insgesam t
3194 g
. Die zusätzlic h eingebrac h ten Massen m üssen
für eine spätere Effizienzb ew ertung der Sc h utzlagen im FKV b erüc ksic h tigt w erden. Die
Abbildungen A.3, A.4 und A.5 der Prüfk örp er sind im Anhang A.1 aufgeführt.
3.5.3 F euerwiderstandsprüfungen der v ersteiften CFK Sc halen
mit in tegrierten Flammsc h utzlagen un ter Druc klast
Zur V ergleic h bark eit zu den bisherigen erzielten Ergebnissen b ezüglic h des F euerwider-
standes v on un v ersteiften und v ersteiften CFK Sc halen, w erden die v ersteiften CFK
Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen mit einer Druc kkraft F F W BAM = 87 kN b e-
lastet, die eb enfalls einer Biegespann ung im Rumpf v on
σ B A = 33 MP a
en tspric h t. In der
Abbildung 3.53
ist der Dehn ungszustand der Prüfk örp er CFK-BAM-1/2, errec hnet mit-
tels nic h tlinearer FEM Analyse, in z- und x-Ric h tung dargestellt. Wie im
Kapitel 3.4.3
wird ein sehr ähnlic her Dehn ungszustand v on ca.
0,4 %
in z-Ric h tung, wie in den
repräsen tativ en Rumpfsc halenprüfk örp ern erzeugt. Nac h dem Aufbringen der statisc hen
Druc klast wird der Brenner gezündet und nac h der Aufw ärmzeit auf die Prob e geric h tet.
In der
Abbildung 3.54
ist die Innenseite des Prüfk örp ers
CFK-BAM-1A
w ährend der
F euerwiderstandsprüfung zu ausgew ählten V ersuc hszeiten abgebildet. Nac h
25 Sekunden
direkter Beflamm ung der Sc halenaußenseite, treten erste und leic h te Rauc hgasaustritte
an der Sc haleninnenseite auf. Es ist zu b eobac h ten, dass der Austritt v on Rauc hgasen aus
den Sc halenseitenfläc hen deutlic h stärk er ausfällt. Bei einer V ersuc hszeit v on
1:10 min
en tzünden sic h die heißen Rauc hgase auf der rec h ten Seite der Sc hale und brennen k on-
108

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
z-Dehnung des Prüfkörper s CFK -BAM- 1/2
Außenseite Innenseite
x -Dehnung des Prüfkörpers CFK -BAM - 1/2
F = 87 kN
FW
0, 40 ‰
0, 42 ‰
0, 42 ‰
0,37 ‰
0, 14 ‰
0, 10 ‰
0, 14 ‰
0, 11 ‰

Abbildung 3.53: Omega-stringerv ersteifte Schalenprüfk örp er CFK-BAM-1/2 b ei
F F W = 87 kN
; Ob en: Dehn ung in z-Ric h tung, un ten: Dehn ung in x-Ric h tung; Last-
niv eau A; 88-fac h üb erhöh te V erform ungsdarstellung
tin uierlic h bis zum strukturellen V ersagen des Prüfk örp ers, b ei einer Beflamm ungsdauer
v on
1:54 min
. Durc h die brennenden Rauc hgase wird der Prüfk örp er zusätzlic h lok al v on
innen erw ärm t, w ob ei die Auswirkungen nic h t erfasst w erden k önnen. Mit dem V ersagen
brec hen die Stringer, delaminieren v on der Sc hale und knic k en nac h innen in radialer
Ric h tung. Durc h das Aufbrec hen der Struktur w erden abrupt mehr Rauc hgase freige-
setzt, die sic h eb enfalls en tzünden und ohne externe Wärmezufuhr w eiter brennen. Zw ei
Min uten nac h dem V ersagen des Prüfk örp ers wurde der Brand auf der Sc haleninnensei-
te man uell gelösc h t. Begleitend sind die Ob erflächen temp eraturen, gemessen auf der
109

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
1:54 min
0:25 min 1: 10 min
1:54 min +

Abbildung 3.54: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp ers CFK-
BAM-1A w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
zu ausgew ählten
Zeitpunkten des V ersuc hs
Sc haleninnenseite und den Omega-Stringern, in
Abbildung 3.55
aufgeführt. Aufgrund
der un tersc hiedlic hen F ertigungsmetho de und die damit v erbundenen raueren Sc halen-
und Stringerob erfläc hen, bleib en die Thermo elemen te deutlic h länger am Prüfk örp er
haften als b ei den repräsen tativ en CFK Rumpfsc halenprüfk örp er. Auffällig ist der Knic k
im T emp eraturv erlauf des Thermo elemen ts an der
P osition 5
, auf der Sc haleninnenseite.
Für b eide Prüfk örp er wird an dieser P osition nac h ca.
12 Sekunden
eine T emp eratur v on
100
◦ C
gemessen, w as einen mittleren Anstieg v on
5 ◦ C s − 1
ergibt. Nac h dem Erreic hen
v on 100
◦ C
fällt der T emp eraturanstieg auf 0
,
5
−
1
,
0
◦ C s − 1
ab. Es wird angenommen,
dass zu diesem Zeitpunkt die Rauc hgase innerhalb der CFK Schale, v erbunden mit
dem Erw eic hen der Ep o xidharzmatrix, eine Delamination der einzelnen CFK Lagen
herv orrufen und die eingesc hlossenen Rauc hgase die thermisc he Leitfähigk eit in Dic k en-
110

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0
R G E V e r s a g e n 1 : 5 4
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0
2 0 0
2 2 0 C F K - B A M - 2 A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5
C F K - B A M - 1 A
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0
R G E V e r s a g e n 2 : 0 2
V e r s u c h s z e i t i n s e c

Abbildung 3.55: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v on den Omega-
stringerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp ern CFK-BAM-1A und CFK-BAM-2A w ährend
der F euerwiderstandsprüfung; R GE–Rauc hgasen tzündung
ric h tung en tsc heidend v erringern. Dieses Phänomen führte b ei den repräsen tativ en CFK
Rumpfsc halen jew eils zum Abfallen der
Thermo elemen te 4 und 5
, nac h dem Aufblähen
der innersten Lage und aufgrund der glatteren Ob erfläc he. Die Delamination und Menge
der eingesc hlossenen Rauc hgase k ann lok al sehr un tersc hiedlic h sein und damit die
thermisc he Leitfähigk eit v ersc hieden b eeinflussen, w as durc h die un tersc hiedlic hen T em-
p eraturv erläufe an den Messstellen der Sc hale zu erklären ist. Wie b ei den Rumpfsc halen,
steigt auc h b ei den Prüfk örp ern
CFK-BAM-1 und -2A
die Ob erfläc hen temp eratur der
Stringer deutlic h später und langsamer an. Zum Zeitpunkt des V ersagens w eisen die
Omega-Stringer b eider Prüfk örp er eine gemittelte Ob erfläc hen temp eratur v on ca. 50
◦ C
auf.
Abbildung 3.56
zeigt den Omega-stringerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp er nac h
der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
. Auf der Prüfk örp erinnenseite markieren
die roten Pfeile die Bruc hstellen des link en und mittleren Stringers. Anhand des rec h ten
Stringers ist zu erk ennen, dass die Bruc hstelle un terhalb der äußersten zw ei
± 45 ◦
CFK
Lagen des Stringers liegt, da diese k einen F aserbruc h aufw eisen. Ob erhalb der rot ge-
stric helten Linie ist ein deutlic her Ausbrand der Ep o xidharzmatrix der Sc hale so wie der
Stringer zu erk ennen. Dieser erfolgte durc h En tzündung der Rauc hgase sc hon w ährend
des V ersuc hs und einem, sic h selbst aufrec h terhaltenden, Brand auf der Rüc kseite, nac h
dem Aussc halten des Brenners. Durch ein man uelles Lösc hen des Brandes ca.
2 min
111

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Innenseite CFK -BAM- 1A Seite CFK -BAM- 1A Außenseite CFK -BAM- 1A

Abbildung 3.56: Innenseite, Seitenansic h t und Außenseite des Omega-stringerv ersteiften
CFK Sc halenprüfk örp ers CFK-BAM-1A nac h der F euerwiderstandsprüfung
nac h V ersuc hsende, k ann angenommen w erden, dass die thermisc he Zersetzung der
Matrix w eiter fortgesc hritten w äre und ein k ompletter Matrixausbrand des gesam ten
Prüfk örp ers nic h t ausgesc hlossen w erden k ann. Infolge der geringeren Reststeifigk eit
der Omega-Stringer, b ewirkte die Last des ob eren Querhauptes des Druc kmo duls eine
deutlic h stärk ere V erform ung des Prüfk örp ers, als es b ei den Rumpfsc halenprüfk örp ern
der F all w ar. Während des Brandes nac h V ersuc hsende sank die Reststeifigk eit der
Stringer, w as eine w eitere V erform ung und V ergrößerung der Bruc hstellen v erursac hte,
gefolgt v on einem v erstärkten Rauc hgasaustritt. Durc h die k on tin uierlic he Belastung, die
in den Carb onfasern gesp eic herte Wärmeenergie und die einhergehende V erform ung des
Prüfk örp ers, k onn te sic h der Brand selbst aufrec h terhalten, w as die W ahrsc heinlic hk eit
eines k ompletten V erbrennens der Ep o xidharzmatrix, ohne man uelles Lösc hen, deutlic h
erhöh t. In der Seitenansic h t ist das Aufgehen der Sc halen- und Stringerstruktur zu
erk ennen so wie das Ausknic k en der Stringer in y-Ric h tung. Die Sc halenaußenseite ist
durc h einen Ausbrand der Matrix gek ennzeic hnet und die ersten bloßen CFK Lagen der
Sc hale sind sic h tbar. Für den zw eiten Prüfk örp er
CFK-BAM-2A
ergibt sic h ein sehr
ähnlic hes V ersagensbild, mit dem Un tersc hied, dass der Matrixausbrand der Stringer
w eniger ausgeprägt ist, nac hdem das man uelle Löschen des Brandes zum Sc h utz der
Videoausrüstung früher eingeleitet wurde.
V ersteifte CFK Sc hale mit in tegrierter F aserk eramiklage
Zur V ergleic h bark eit der Zeit bis zum V ersagen mit den unmo difizierten Omega-
112

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
0: 12 min
1:56 min
1:05 min
1:56 min +

Abbildung 3.57: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften CFK Schalenprüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik-A mit in tegrierter F aserk eramiklage w ährend der F euerwider-
standsprüfung b ei Lastniv eau A zu ausgew ählten Zeitpunkten des V ersuc hs
stringerv ersteiften CFK Sc halen w ährend der F euerwiderstandsprüfung, w erden die
Prüfk örp er mit in tegrierter Keramikfaserlage eb enfalls mir der Druc kkraft
F F W B AM
b elastet. Eine Ausw ahl an Videoaussc hnitten v on der Prüfk örp erinnenseite, zu ausge-
w ählten V ersuc hszeitpunkten, wird in
Abbildung 3.57
wiedergegeb en. Im V ergleic h zur
unmo difizierten stringerv ersteiften CFK Sc hale, treten w ährend der gesam ten V ersuc hs-
dauer, bis zum V ersagen des Prüfk örp ers, k eine Rauc hgase aus der Sc haleninnenseite
heraus. Dafür strömen v erstärkt Rauc hgase aus der Sc halenseite hinaus, die sic h auf
der Innenseite en tfalten k önnen und sic h b ereits nach einer Beflamm ungsdauer v on
12 Sekunden
en tzünden. Eine En tzündung der Rauc hgase an der Brennerflamme ist
anhand der Videoaufzeic hn ungen sehr w ahrsc heinlic h. Ungünstiger W eise v erstärkt
113

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
sic h die Flamme auf der Sc haleninnenseite und brenn t k on tin uierlic h w eiter, wie in
der Abbildung b ei einer V ersuc hszeit v on
1:05 min
zu sehen. Der Prüfk örp er wird da-
mit ungew ollt teilw eise v on innen her b eflamm t, w as v or allem eine V erringerung der
T raglast des rec h ten Omega-Stringers durc h erw eic hen der Ep o xidharzmatrix b ewirkt.
Bei einer V ersuc hszeit v on
1:56 min
tritt das strukturelle V ersagen des Prüfk örp ers
ein und damit wird eine Zeit bis zum V ersagen erreic h t, die der des unmo difizierten
stringerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp ers en tspric h t. Durc h das Brechen und das
Delaminieren der Omega-Stringer v on der Schale, k önnen v ermehrt Rauc hgase aus
den Bruc hstellen der Sc hale austreten, die sic h sc hlagartig an den v orhandenen Flam-
men en tzünden und eine thermisc he Zersetzung der Matrix der Sc haleninnenseite und
der Stringer v oran treib en, wie auf dem Bild nac h dem V ersagen zu erk ennen ist. Der
Brand wird gleic hermaßen man uell gelösc h t. Die Auswirkungen der Flammen auf der
Prüfk örp erinnenseite auf die V ersagenszeit k ann nic ht exakt b estimm t w erden. Zur
Beurteilung hilft die Betrac h tung der Ob erfläc hen temp eraturen an den Messstellen
der Sc hale und Omega-Stringer, aufgeführt in
Abbildung 3.58
. Zunäc hst ist deutlic h
ein geringerer T emp eraturanstieg auf der Sc haleninnenseite v on ca.
1 , 5 − 1 , 9 ◦ C s − 1
im V ergleic h zum unmo difizierten Prüfk örp er für die ersten
35 Sekunden
zu erk ennen.
Nac h dem Erreic hen v on
100 ◦ C
stagniert der T emp eraturanstieg für ca.
30 Sekunden
,
gemessen an der P ostion v on
Thermo elemen t 5
, b ev or er mit einem sehr geringen W ert
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0
R G E V e r s a g e n 1 : 5 6
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0
2 0 0
2 2 0 C F K - B A M - K e r a m i k - A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5

Abbildung 3.58: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v om Omega-strin-
gerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp er
CFK-BAM-Keramik-A
w ährend der F euerwider-
standsprüfung; R GE – Rauc hgasen tzündung
114

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Innenseite CFK -BAM -K eramik - A Seite CFK -BAM-Ker amik - A Außenseite CFK -BAM-K eramik -A

Abbildung 3.59: Innenseite, Seitenansic h t und Außenseite des Omega-stringerv ersteiften
CFK Sc halenprüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik-A
mit in tegrierter F aserk eramiklage nac h
der F euerwiderstandsprüfung
v on
0,3 ◦ C s − 1
w eiter v erläuft. Das Thermo elemen t auf der Sc haleninnenseite an der
Messstelle 4
wird lok al v on sehr leic h t austretenden Rauc hgasen b eeinflusst, w as den
nic h t k onstan ten T emp eraturv erlauf nac h einer V ersuchszeit v on
60 Sekunden
erklärt.
Die Ob erfläc hen temp eraturen der Stringer steigen sic h tlic h später an als die der Sc ha-
leninnenseite und erreic hen zum V ersagenszeitpunkt eine T emp eratur v on
45 ◦ C
für den
link en und mittleren Stringer. Der rec h te Stringer wird durc h die brennenden Rauc h-
gase thermisc h b eeinflusst. Die Auswirkungen sind an der Ob erfläc he des Stringers
auf dessen Mitte durc h
Thermo elemen t 5
b esc hrieb en. An der Messstelle liegt b eim
V ersagen eine T emp eratur v on
63 ◦ C
v or. Aufgrund der Flammenausbreitung und des
Flammenaufstaus am ob eren T eil des rec h ten Stringers, k ann angenommen w erden,
dass dieser dort signifik an t höher thermisc h b elastet wird. Dieser ungew ollte Umstand
wird die Zeit bis zum V ersagen eindeutig v erkürzt hab en, denn durc h die geringeren
T emp eraturanstiege auf der Sc haleninnenseite, wurde eine längerer Zeitraum bis zum
V ersagen erw artet. In
Abbildung 3.59
ist der Prüfk örp er
CFK-BAM-Keramik-A
nac h
der F euerwiderstandsprüfung abgebildet. Auf der Innenseite markieren die roten Pfeile
die Bruc h b ereic he der Omega-Stringer, die zum endgültigen V ersagen der Prüfk örp ers
führten. Der rec h te Stringer delaminierte nahezu v ollständig v on der Sc halenstruktur,
w as durc h die Seitenansic h t zu erk ennen ist und durc h die höhere thermisc he Belastung
zu erklären ist. Des W eiteren ist der Abbildung zu en tnehmen, dass die thermisc he
Zersetzung der Ep o xidharzmatrix und die folgende V erform ung des Prüfk örp ers, eine
annähernd v ollständige Separation der einzelnen CFK Lagen der Sc hale v erursac h te.
Eb enso erfolgte eine Delamination der Keramiklage v on den darun ter liegenden CFK
115

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
Lagen, w ob ei die b eiden äußeren
± 45 ◦
CFK Lagen an den Rändern der Sc halen w eiter-
hin mit der Keramiklage v erbunden sind. Auf der Sc halenaußenseite ist ein, bis auf die
Ränder des Prüfk örp ers, v ollständiger Matrixausbrand zu erk ennen, w ob ei die roten
Pfeile auf die sic h tbar gew ordene Keramiklage hindeuten.
V ersteifte CFK Sc hale mit in tegrierter F aserk eramiklage und in tegrierten
Thermoplastfolien
Für die F euerwiderstandsprüfungen mit dem Omega-stringerv ersteiften CFK Sc halen-
prüfk örp er
CFK-BAM-Keramik+TP-A
, der zusätzlic h zur Keramiklage zw ei in tegrierte
Thermoplastfolien b esitzt, wurden die Randb ereic he mit
PR OMA GLAF R
 -HTI
, einer
Ho c h temp eratur-Glasw olle abgedic h tet, damit die Rauc hgase sic h nic h t en tzünden
k önnen und den Prüfk örp er v on der Innenseite b eflammen und zusätzlic h thermisc h
b elasten. Die Innenseite des Prüfk örp ers w ährend der F euerwiderstandsprüfung ist in
Abbildung 3.60
zu ausgew ählten V ersuc hszeiten abgebildet. Nac h einer Beflamm ungs-
dauer v on
1:53 min
, treten erste Rauc hgase aus der Sc haleninnenseite heraus, markiert
mit den roten Pfeilen. Bei Analyse der Videoaufnahmen ist zu erk ennen, dass Rauc hga-
se nahe an der P ostion des
Thermo elemen tes 4
austreten. T rotz der Ab dic h tung der
Randb ereic he, treten die Rauc hgase, die der rec h ten Sc halenseite en tstammen, auf die
Sc haleninnenseite herv or und en tzünden sic h b ei einer V ersuc hszeit v on
2:05 min
. Diese
brennen k on tin uierlic h und erzeugen eine zusätzlic he thermisc he Belastung für den
rec h ten Omega-Stringers des Prüfk örp ers. Nac h einer Beflamm ungsdauer v on
2:42 min
v ersagt der Prüfk örp er, indem alle drei Stringer brec hen, teilw eise delaminieren und
ineinander gesc hob en w erden. Beim V ersagen k önnen plötzlic h w eitere Rauc hgase frei-
gesetzt w erden, die sic h zuv or in der Sc halenstruktur so wie in den Hohlräumen der
Omega-Stringer angesammelt hatten, markiert durc h den roten Pfeil. Wie b ei allen
Prüfk örp ern dieser T estreihe, en tzünden sic h nac h dem V ersagen die Rauc hgase und
b ewirk en eine thermisc he Zersetzung der Ep o xidharzmatrix der Sc hale und der Strin-
ger. Der Brand wird durc h man uelles Lösc hen b eendet. In
Abbildung 3.61
sind die
Ob erfläc hen temp eraturen des Prüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik+TP-A
w ährend der
F euerwiderstandsprüfung an den Messstellen 1–5 aufgeführt. Wie b eim Prüfk örp er
mit in tegrierter Keramiklage, steigen auc h b eim Prüfk örp er mit zusätzlic h in tegrierten
Thermoplastfolien, die T emp eraturen auf der Sc haleninnenseite deutlic h langsamer an
als b ei der unmo difizierten Sc hale. Wie b ereits erw ähn t, w erden die T emp eraturw erte
der Sc haleninnenseite an
P osition 4
, lok al durc h austretende Rauc hgase b eeinflusst. Es
wird angenommen, dass der Rauc hgasaustritt in der Nähe der T emp eraturmessstel-
116

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
1:53 min 2:05 min
2:42 min
2:42 min +

Abbildung 3.60: Innenseite des Omega-stringerv ersteiften CFK Schalenprüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik+TP-A mit in tegrierter F aserk eramiklage und Thermoplastfolien
w ährend der F euerwiderstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
zu ausgew ählten Zeitpunkten
des V ersuc hs
le dazu führt, dass die isolierende Wirkung der eingesc hlossenen Rauc hgase v erloren
geh t und damit die thermische Leitfähigk eit in Dic k enric h tung höher ist als an der
Messstelle v on
Thermo elemen t 5
, in dessen Umgebung k eine Rauc hgase austreten. W er-
den die T emp eraturen b eider mo difizierten Prüfk örp er zum V ersagenszeitpunkt v on
CFK-BAM-Keramik-A
v erglic hen, ergibt sic h für die
Messstelle 5
, eine um 6
◦ C
und
für die Omega-Stringer, eine um 7
◦ C
geringere Ob erfläc hen temp eratur für die Prüf-
k örp erk onfiguration mit zusätzlic h in tegrierten Thermoplastfolien. Eine signifik an te
Auswirkung der Thermoplastfolien k ann, aufgrund v on einem getesteten Prüfk örp er und
dem unerwünsc h ten Neb eneffekt der seitlic hen Rauc hgasen tzündung, nic h t abgegrenzt
117

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
0 1 5 3 0 4 5 6 0 7 5 9 0 1 0 5 1 2 0 1 3 5 1 5 0 1 6 5 1 8 0
R G E V e r s a g e n 2 : 4 2
0
2 0
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0
2 0 0
2 2 0 C F K - B A M - K e r a m i k + T P - A
T e m p e r a t u r i n ° C
V e r s u c h s z e i t i n s e c
T E 1
T E 2
T E 3
T E 4
T E 5

Abbildung 3.61: Ob erfläc hen temp eraturen auf der Sc haleninnenseite v om Omega-strin-
gerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp er
CFK-BAM-Keramik+TP-A
w ährend der F euer-
widerstandsprüfung; R GE – Rauc hgasen tzündung
w erden. Durc h die deutlic h spätere En tzündung der Rauc hgase b ei der F euerwiderstands-
prüfung v on
CFK-BAM-Keramik+TP-A
, trat das mec hanisc he V ersagen
44 Sekunden
später auf, im V ergleic h zu den gemittelten V ersagenszeiten der unmo difizierten Omega-
stringerv ersteiften CFK Sc halenprüfk örp ern.
Abbildung 3.62
zeigt den Prüfk örp er
CFK-BAM-Keramik+TP-A
nac h der F euerwi-
derstandsprüfung b ei
Lastniv eau A
. Wie auc h b ei dem Omega-stringerv ersteiften Sc ha-
lenprüfk örp er
CFK-BAM-Keramik-A
und den unmo difizierten Prüfk örp ern CFK-BAM-
1/2A, ist das V ersagensbild auf der Rüc kseite durc h diskrete Brüc he der Omega-Stringer
c harakterisiert, die mittels der roten Pfeile markiert sind. Der rech te Omega-Stringer
w eist jedo c h eher eine stark e plastisc he V erform ung auf, da dieser w ährend der Prüfung
durc h die brennenden Rauc hgase direkt seitlic h, in der ob eren Hälfte b eflamm t wurde
und dadurc h die Matrix höher thermisc h b elastet wurde. In der Seitenansic h t ist die
stark e Delamination der einzelnen CFK Lagen der Sc halenstruktur so wie der hohe V er-
form ungsgrad des rec h ten Omega-Stringers sic h tbar. Die V orderseite ist gleic hermaßen
geprägt v on einem k ompletten Ausbrand der Ep o xidharzmatrix und der v ollständigen
Delamination der b eiden äußeren ± 45 ◦ Lagen bis auf den Randb ereic h.
118

3.5 V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Innenseite CFK -B AM-K eramik+TP - A Seite CFK -BAM-Ker amik+TP- A Außenseite CFK -BAM-K eramik+TP- A

Abbildung 3.62: Innenseite, Seitenansic h t und Außenseite des Omega-stringerv ersteiften
CFK Sc halenprüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik+TP-A
mit in tegrierter F aserk eramiklage
und in tegrierten Thermoplastfolien nac h der F euerwiderstandsprüfung
In
Abbildung 3.63
w erden die Ergebnisse der F euerwiderstandsprüfungen an den
repräsen tativ en CFK Rumpfsc halen aus
Kapitel 3.4.3
mittels der linearen Anpas-
sung zusammen mit den V ersagenszeiten der an der BAM gefertigten CFK Omega-
stringerv ersteiften Sc halen dargestellt. Die Omega-Stringer b eider K onfigurationen
b esitzen nahezu die gleic hen Steifigk eiten so wie geometrisc hen Maße. Die BAM Omega-
Stringer Sc halen wurden im gleic hen Sinne mit einer Druc kkraft (
F F W B AM
= 87
kN
)
b eaufsc hlagt, die einen Spann ungszustand in dem Prüfk örp er v on
σ B A = 33 MP a
her-
v orruft. Nac h dem Ausbrand der Ep o xidharzmatrix der Sc hale tragen allein die Stringer
die aufgebrac h te Druc klast. Diese ist, aufgrund der ursprünglic hen geringeren Sc halen-
w andstärk e, geringer als b ei den repräsen tativ en Rumpfsc halen und deshalb k önnen die
V ersagenszeiten nic h t mit in die lineare Anpassung ein b ezogen w erden. Wird die lineare
Anpassung bis auf eine Sc halen w andstärk e v on
2,75 mm
extrap oliert, ist dem Diagramm
zu en tnehmen, dass die V ersagenszeiten der Prüfk örp er CFK-BAM-1 und CFK-BAM-2
ca. 20 Sekunden üb er der V ersagenszeit der repräsen tativ en Rumpfsc halen liegen, w as
durc h die geringere Druc kb elastung der Omega-Stringer der BAM Prüfk örp er zu er-
klären ist. Zur Beurteilung der BAM Prüfk örp er mit in tegrierten Flammsc h utzlagen,
w erden deren V ersagenszeiten aus den F euerwiderstandsprüfungen gleic hermaßen in das
Diagramm mit ihren resultierenden W andstärk en eingetragen. Durc h die In tegration der
F aserk eramiklage so wie der zusätzlic hen Thermoplastfolien in den Prüfk örp ern CFK-
BAM-Keramik bzw. CFK-BAM-Keramik+TP , erhöh t sic h die W andstärk e auf
4,19 mm
bzw.
4,52 mm
. Wie in der V ersuc hsdurc hführung b esc hrieb en, k ann die V ersagenszeit des
Prüfk örp ers CFK-BAM-Keramik, aufgrund der ungew ollten Beflamm ung der Innenseite,
119

3. Exp erimen telle Un tersuc h ungen
C F K - B A M - K e r a m i k
C F K - B A M - K e r a m i k + T P
L i n e a r e A n p a s s u n g C F K R u m p f s c h a l e n
V e r s a g e n s z e i t i n s e c
S c h a l e n w a n d s t ä r k e i n m m

Abbildung 3.63: V ersagenszeiten aus den F euerwiderstandsprüfungen der CFK Rumpf-
sc halenprüfk örp er in Omega- und T-Stringerk onfiguration und der an der BAM gefer-
tigten CFK Omega-stringerv ersteiften Sc halen inklusiv e des mo difizierten Prüfk örp ers
CFK-BAM-Keramik+TP
in Abhängigk eit der Sc halen w andstärk e un ter sim ultaner
Druc klast b ei Lastniv eau A
nic h t als repräsen tativ für diese K onfiguration angesehen w erden. Jedo c h wurde eine
V ersagenszeit erzielt, die v ergleic h bar mit den unmo difizierten BAM Sc halenprüfk örp er
ist. Neb en den geringeren T emp eraturanstiegen auf der Sc haleninnenseite, lässt dies
auf eine p ositiv e Wirkung der Keramiklage sc hließen. Für den Prüfk örp er BAM-CFK-
Keramik+TP wurden Maßnahmen ergriffen, um die Beflamm ung der Sc haleninnenseite
durc h die seitlic h austretenden Rauc hgase zu v erringern. Durc h die In tegration der F aser-
k eramiklage und der zw ei Thermoplastfolien, k onn te eine Steigerung der V ersagenszeit
v on
27 %
erreic h t w erden, v erglic hen mit den unmo difizierten BAM Prüfk örp ern. Un ter
Berüc ksic h tigung der ungew ollten, teilw eisen Beflamm ung der Prüfk örp erinnenseite
w ährend des V ersuc hs, ist das Ergebnis nic ht repräsen tativ in Bezug auf die Zeit bis
zum V ersagen. T rotz der V erb esserung des F euerwiderstandes, wurde denno c h die V ersa-
genszeit der repräsen tativ en CFK Rumpfstrukturen b ei gleic her Sc halen w andstärk e und
geringfügig höherem Gewic h t un tersc hritten. Bezüglic h einer k ommerziellen Nutzung,
m üssen die Ergebnisse mit den eingebrac h ten Flammsc h utzlagen hinsic h tlic h Effizienz
diskutiert w erden.
120

4. Diskussion & Ausblic k
4.1 Diskussion der Ergebnisse
In termediate-scale Fire Stabilit y T est-setup
Die an der BAM durc hgeführten F euerwiderstandsprüfungen an un v ersteiften und v er-
steiften CFK Sc halenstrukturen un ter sim ultaner Druc klast dienen zur Beurteilung der
Standfestigk eit un ter Brandb eanspruc h ung v on FKV Strukturbauteilen im In termediate-
scale. Die Besonderheit und Einzigartigk eit der angew andten Un tersuc h ungsmetho de
liegt in der direkten Beflamm ung eines FKV Prüfk örp ers, b ei gleic hzeitiger Beanspru-
c h ung mit einer definierten Druc klast. Dab ei ermöglic h t der Maßstab des IFST (Kapitel
3.1) das T esten v on repräsen tativ en FKV Strukturen und erlaubt damit eine realitätsna-
he Abbildung der V ersagensmec hanismen un ter einem festgelegten Brandszenario. Dab ei
wurde der IFST en tsprec hend der F orderungen aus der europäisc hen Bauempfehlung
für Großflugzeuge CS 25.856 App endix F P art VI I ausgelegt und k onstruiert und erfüllt
damit hö c hste in ternationale Standards der Luftfahrtindustrie. Durc h Bauraum b eding-
te Ab w eic h ungen zum T estaufbau, wurde eine Kalibrierung des Ölbrenners NexGen
mittels Durc h brandtests an un b elasteten Aluminium blec hen in Luftfahrtqualität (2024
clad T351) un tersc hiedlic her Dic k e durc hgeführt. Die Ergebnisse wurden denen einer
EASA zertifizierten luftfahrttec hnisc hen V ersuc hseinric h tung gegen üb er gestellt, mit
dem Resultat, dass die an der BAM ab w eic henden V ersuc hsrandb edingungen k einen
nennensw erten Einfluss auf die Durch brandzeiten der Aluminiumplatten aufw eisen
(Kapitel 3.2, Abbildung 3.4). Infolgedessen b esitzt der an der BAM en t wic k elte IFST
die Qualifizierung für in ternational v ergleic h bare F euerwiderstandsprüfungen an Luft-
fahrtstrukturen.
Un v ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Die durc hgeführten Prüfungen an un v ersteiften CFK Sc halenstrukturen (Kapitel 3.3)
sollten in erster Linie den Einfluss v on in tegrierten Flammsc h utzlagen auf die Stand-
121

4. Diskussion & Ausblic k
festigk eit des FKV un ter Brandein wirkung aufzeigen. Dab ei bildeten die am DLR
hergestellten CFK Sc halen mit ihrem Krümm ungsdurc hmesser, Material, Lagenaufbau
und F ertigungsmetho de eine repräsen tativ e FKV Rumpfsc halenstruktur v on mo der-
nen zivilen Luftfahrtzeugen ab. Die CFK Sc halenk onfiguration mit einem in tegrierten,
125 µ m
stark en und durc h brandsic heren Titan blec h erzielte die längste Zeit bis zum
V ersagen, mit einer Steigerung v on
68 %
, im V ergleic h zur unmo difizierten CFK Sc hale.
T rotz der guten Wärmeleitfähigk eit v on Titan (ca.
22 W m − 1 K − 1
), v erhinderte die
eingebrac h te Titanlage eine direkte Beflamm ung der darun ter liegenden CFK Lagen
und erreic h te damit eine V erzögerung des Ausbrennens der Ep o xidharzmatrix. Hierb ei
ist jedo c h die An bindung des Titan blec hs an die CFK Lagen kritisc h zu b etrach ten.
Besonders im statisc hen Bruc hlastv ersuc h erfolgte eine Delamination b ereits b ei geringen
Belastungen, w as für eine tec hnisc he An w endung inakzeptab el ist. Eine Steigerung der
V ersagenszeit um
24 %
k onn ten die in tegrierten Thermoplastfolien b ewirk en. Basierend
auf dem Prinzip der PML, k onn ten die TP F olien mit Rauc hgasen gefüllte und isolieren-
de Zwisc henräume inmitten der CFK Lagen erzeugen, die das durc hdringen der Wärme
in tiefere Lagen v erzögerten. Zusätzlic h wurden in den statisc hen Bruc hlastv ersuc hen
k eine negativ en Einflüsse auf die kritisc he Beullast o der Bruc hlast im V ergleic h zur
unmo difizierten K onfiguration festgestellt. Die erzielten Ergebnisse mit eingebrach-
tem
S2-Glasfasergew eb e
und carb onfaserv erstärkten Thermoplastfolien zeigten k eine
b esondere Steigerung der F euerwiderstandsfähigk eit und w erden daher als möglic he
Flammsc h utzlagen für tec hnisc he An w endungen nic h t w eiter v erfolgt.
Die b egleitende nic h tlineare FEM Analyse der statisc hen Bruc hlastv ersuc he der un-
mo difizierten Sc hale ermöglic h te eine lagensp ezifisc he Bestimm ung der V ersagensart
und deren P osition und förderte das V erständnis für die V ersagensformen w ährend der
F euerwiderstandsprüfungen. Die Ergebnisse der FEM Analyse wurden den Dehn ungs-
messungen aus den statisc hen V ersuc hen gegen üb ergestellt (Kapitel 3.3.4, Abbildung
3.10), mit dem Resultat, dass eine sehr gute Üb ereinstimm ung, die das k omplexe Sta-
bilitätsv erhalten der CFK Sc hale un ter Druc klast b esc hreibt, erzielt w erden k onn te.
F estgehalten w erden m uss, dass in den F euerwiderstandsprüfungen an un v ersteiften
CFK Sc halen im In termediate-scale extrem kurze Zeitspannen bis zum V ersagen v on
un ter einer Min ute ermittelt wurden. Mit v ertretbaren Maßnahmen, b ezogen auf die
In tegration v on Flammsc h utzlagen, ist eine geforderte Zeitspanne bis zum strukturellen
V ersagen v on 90 Sekunden o der sogar 4 Min uten nic h t zu erreic hen. Mit diesen Un tersu-
c h ungen w ar demnac h n ur eine Bew ertung der in tegrierten Flammsc h utzlagen in einem
kurzen Zeitin terv all nac h Beginn der Beflamm ung möglic h.
122

4.1 Diskussion der Ergebnisse
V ersteifte CFK Flugzeugrumpfsc halen
Zum Aussc hließen des Einflusses eines v orzeitigen Stabilitätsv ersagen der CFK Sc hale
im In termediate-scale auf das endgültige Strukturversag en in einer F euerwiderstands-
prüfung, ist die Abbildung v on Längsv ersteifungen wie Stringer unab dingbar. Wie
in den analytisc hen Berec hn ungen aus Kapitel 2.2.3, Abbildung 2.7 gezeigt, können
Längsv ersteifungen, je nac h Auslegung, eine hohe v ersteifende Wirkung auf die Scha-
lenstruktur ausüb en und m üssen deshalb für die Realisierung eines Flammensc h utzes
in einer realitätsnahen F euerwiderstandsprüfung un ter sim ultaner Drucklast mit ab-
gebildet w erden. Aus diesem Grund erfolgte eine T estreihe an repräsen tativ en und
unmo difizierten stringerv ersteiften CFK Rumpfstrukturen im In termediate-scale, die
v or allem die Auswirkungen der Omega- und T-Stringer, angebrac h t auf der Sc halenin-
nenseite, w ährend einer F euerwiderstandsprüfung herausstellen sollte. Zur Berec hn ung
einer realistisc hen Druc kkraft, wurde ein v ereinfac h tes Balk enmo dell erstellt, dem
die Sp ezifik ationen eines repräsen tativ en CFK Flugzeugs zu Grunde gelegt wurden.
Widerstandsmomen t erhöhende Einflüsse, wie z.B. die extrem steife Struktur des Flü-
gelk astens wurden in den Berec hn ungen nic h t b erüc ksic h tigt, w o durc h die angegeb ene
Biegespann ung
σ B A
= 33
MP a
(Lastniv eau A) eine k onserv ativ e Absc hätzung darstellt.
Die Ergebnisse der F euerwiderstandsprüfungen an repräsen tativ en, stringerv ersteiften
CFK Rumpfsc halen zeigen einen auffälligen linearen und sensitiv en Zusammenhang
zwisc hen der V ersagenszeit und der un tersc hiedlic hen Sc halen w andstärk en der Prüfk ör-
p er auf. Eine Linearität k onn te sic h herausstellen, w eil alle Prüfk örp er im
Lastniv eau A
mit der gleic hen Kraft v on
F F W A
= 117
kN
b elastet wurden. Dies b edeutet, dass zum
Beginn der F euerwiderstandsprüfung in jedem Rumpfsc halenprüfk örp er ein minimal
un tersc hiedlic her Spann ungs- und Dehn ungszustand herrsc h te, zurüc kzuführen auf die
un tersc hiedlic hen und inhomogenen Sc halen w andstärk en. Es wurde b eobac h tet, dass
b ei allen V ersuc hen im
Lastniv eau A
, die Beflamm ungsdauer bis zum mec hanisc hen
V ersagen ausreic h te, um die Ep o xidharzmatrix aus der Sc halenstruktur nahezu v ollstän-
dig auszubrennen. Mit dem Erw ärmen der Matrix üb er der Glasüb ergangstemp eratur
und dem folgenden Matrixausbrand, wird die T ragfähigk eit der Sc hale, b ezogen auf
Druc klasten, v ernic h tet. Die Stringer auf der Innenseite des Prüfk örp ers w erden v on der
Sc halenstruktur v or einer direkten Beflamm ung gesc h ützt und erw ärmen sic h deutlic h
langsamer, b edingt durc h die, v om Zersetzungsgrad der Ep o xidharzmatrix abhängigen,
Wärmeleitfähigk eit der Sc halenstruktur. Die Omega- und T-Stringer sind un tereinander
iden tisc h. Deshalb wird angenommen, dass nac h der Zersetzung der Ep o xidharzmatrix
der Sc halenstruktur, die Stringer die gesam te aufgebrac h te Last trugen und diese ho-
123

4. Diskussion & Ausblic k
2 , 5 0 2 , 7 5 3 , 0 0 3 , 2 5 3 , 5 0 3 , 7 5 4 , 0 0 4 , 2 5 4 , 5 0 4 , 7 5 5 , 0 0 5 , 2 5
4 0
6 0
8 0
1 0 0
1 2 0
1 4 0
1 6 0
1 8 0
2 0 0
2 2 0
2 4 0
2 6 0
2 8 0
4 m i n G r e n z e
B e l a s t u n g : C F K F l u g z e u g M T O W a m B o d e n
C F K R u m p f s t r u k t u r
C F K R a u c h g a s a u s t r i t t
A l 2 0 2 4 D u r c h b r a n d
V e r s a g e n s z e i t i n s e c
S c h a l e n w a n d s t ä r k e i n m m

Abbildung 4.1: V ersagenszeiten der repräsen tativ en, stringerv ersteiften CFK und Alumi-
nium Rumpfsc halenprüfk örp er aus der F euerwiderstandsprüfung un ter sim ultaner Druc k-
b eanspruc h ung en tsprec hend dem Rumpfspann ungszustandes eines repräsen tativ en CFK
Flugzeugs am Bo den mit MTO W und Zeitpunkte zu Beginn eines Rauc hgasaustrittes
aus der Sc haleninnenseite der CFK Strukturen
mogen auf die drei Stringer v erteilt w ar. Das V ersagen der Stringer ist dann abhängig
v on der Wärmeleitfähigk eit der geopferten Sc halenstruktur. An dieser Stelle ersc hein t
ein linearer Zusammenhang in Abhängigk eit der ursprünglic hen Sc halen w andstärk en,
zumindest für den getesteten Bereic h v on 3,5 – 5 mm, realistisc h. Anhand der F euerwi-
derstandsprüfungen an repräsen tativ en, stringerv ersteiften CFK Rumpfsc halen un ter
sim ultaner Druc kb elastung, die einen realistisc hen Spann ungszustand der Rumpfstruk-
tur eines repräsen tativ en CFK Flugzeugs am Bo den mit MTO W abbilden, k önnen
die V ersagenszeiten in Abhängigk eit der Sc halen w andstärk e als linearisierte F unktion
wiedergegeb en w erden, siehe
Abbildung 4.1
. Nac h der europäisc hen Bauempfehlung für
große Flugzeuge CS-25 [7] m üssen alle, sic h in der Kabine b efindlic hen, Materialien
v orgesc hrieb ene Brandtests und Rauc hgasen t wic klungstest b estehen, um den P assa-
gieren in der Kabine eine Üb erleb enszeit v on mindestens vier Min uten zu gew ähren.
Um eine Ev akuierung eines Flugzeuges auc h üb er dem geforderten 90 Sekunden Limit
zu garan tieren, m uss auc h die Rumpfstruktur einer Zeitspanne v on mindestens vier
Min uten den thermisc hen Belastungen eines „p ost-crash“ F euers standhalten, ohne
P assagiere zusätzlic h zu gefährden. Aus der
Abbildung 4.1
ist zu en tnehmen, dass für
124

4.1 Diskussion der Ergebnisse
eine CFK Flugzeugrumpfstruktur mit einer Sc halen w andstärk e v on un ter
4,6 mm
ein
strukturelles V ersagen deutlic h früher als die erstreb ensw erte vier Min uten Zeitgrenze
ein treten k ann. V orausgesetzt wird hierb ei der „ w orst-case“, in dem der gesam te untere
und auf Druc k b elastete Rumpfb ereic h den Bedingungen eines v oll en t wic k elten Brandes
ausgesetzt ist.
V ersteifte Aluminium Flugzeugrumpfsc halen
Die F euerwiderstandsprüfungen an repräsen tativ en Aluminiumrumpfstrukturen erwie-
sen, dass das strukturelle V ersagen der stringerv ersteiften Aluminiumsc halen v on der
Durc h brandzeit der Sc hale dominiert wird, da die filigranen Aluminiumstringer k eine
ausreic hende T ragfähigk eit in Längsric h tung aufw eisen, um die V ersagenszeit v erlän-
gern zu k önnen. Deshalb k önnen in
Abbildung 4.1
die Aluminium Durc h brandzeiten,
ermittelt w ährend der Brennerk alibrierung, als repräsen tativ e V ersagenszeitgrenze für
einen stringerv ersteiften Aluminiumrumpf aufgeführt w erden. Es ist deutlic h ersic h tlic h,
dass die CFK Rumpfstrukturen, aufgrund ihres hohen Durc h brandwiderstandes und
ihrer stark ausgeprägten Stringerv ersteifung, einen deutlic hen höheren F euerwiderstand
aufw eisen, als die getesteten Aluminiumstrukturen und -platten.
V ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten Flammsc h utzlagen
Aus den Erk enn tnissen der F euerwiderstandsprüfungen an un v ersteiften CFK Sc halen
mit in tegrierten Flammsc h utzlagen, wurde abgeleitet, dass eine integrierte, durc h-
brandsic here F aserk eramiklage mit geringer Wärmeleitfähigk eit, ähnlic he o der b essere
Auswirkungen, als die getesteten in tegrierten Titan blec he auf den F euerwiderstand v on
stringerv ersteiften CFK Sc halen erzielen k önn te. Aufgrund der P orosität der F aserk era-
mik v on
26 v ol%
, erfolgte eine gute mec hanisc he An bindung an die CFK Lagen b ei der
F ertigung der stringerv ersteiften CFK Sc halen an der BAM. Zumindest k onn te w ährend
der F euerwiderstandsprüfungen un ter Druc klast, k eine offensic h tlic he o der v orzeitige
Delamination der F aserk eramik v om FKV, wie es b ei den in tegrierten Titan blec hen
der F all w ar, b eobac h tet w erden. Die F euerwiderstandsprüfungen an stringerv ersteiften
CFK Sc halen mit in tegrierten F aserk eramiklagen ergab, dass die Sc h utzlage die Zeit
bis V ersagen deutlic h v erb essert. Hierb ei m uss jedo c h b eac h tet w erden, dass durc h die
In tegration die W andstärk e der Sc hale und damit das Gewic h t der Struktur zunimm t.
Im V ersuc h wurde die V ersagenszeit der repräsen tativen CFK Rumpfsc hale mit dem ca.
200 g
sc h w ereren, mo difizierten Prüfk örp er nic h t erreic h t. Wie in
Kapitel 3.5.3
b esc hrie-
b en, wurde das V ersuc hsergebnis v on einer ungew ollten Erhitzung der Sc haleninnenseite
125

4. Diskussion & Ausblic k
durc h seitlic h aus der Sc hale austretende und en tzündete Rauc hgase negativ, b ezogen
auf die V ersagenszeit, b eeinflusst. Bei der Betrac h tung der Ob erfläc hen temp eratur-
v erläufe auf der Sc haleninnenseite an der P osition des Thermo elemen tes 5 so wie des
mittleren Omega-Stringers, lassen sic h p ositiv e Merkmale der gesc h ützten Prüfk örp er
im V ergleic h zu den unmo difizierten Prüfk örp ern herausstellen, siehe
T ab elle 4.1
. Mit
K onfiguration Gradien t 1 Gradien t 2 Stringer
CFK-BAM-1A 371,4 33,2 13,2 ◦ C min − 1
CFK-O35A 193,8 22,8 10,2 ◦ C min − 1
CFK-BAM-Keramik 120,6 12,0 9,6 ◦ C min − 1
CFK-BAM-Keramik+TP 114,0 9,4 6,2 ◦ C min − 1
T ab elle 4.1: Ob erfläc hen temp eraturgradien t der Sc haleninnenseite an der P osition
v on
TE 5
; Gradien t 1: v or dem Aufblähen der innersten Lage, Gradien t 2: nac h dem
Aufblähen der innersten Lage bis zum strukturellen V ersagen; Stringer: Ob erfläc hen-
temp eraturgradien t des mittleren Omega-Stringers in dem V ersuc hszeitin terv all v on
15–90 Sekunden
dem
Gradien ten 1
wird dab ei der T emp eraturanstieg auf der Sc haleninnenseite v or
dem Aufblähen und der Delamination der innersten CFK Sc halenlage b ezeichnet und
mit
Gradien t 2
wird der T emp eraturanstieg nac h diesem Effekt b esc hrieb en. Auf die
Ob erfläc hen temp eratur des mittleren Stringers hat das Aufblähen k einen messbaren
Effekt und deshalb wird der T emp eraturgradien t in dem V ersuc hszeitin terv all v on 15–90
Sekunden ermittelt. Es ist festzustellen, dass der Prüfk örp er CFK-BAM-1A den hö c hsten
T emp eraturanstieg v or und nac h dem Aufblähen erfährt, zurüc kzuführen auf die gerings-
te Sc halen w andstärk e in der gesam ten T estreihe, ohne in tegrierte Flammsc h utzlagen.
Bemerk ensw ert ist der Abfall der T emp eraturgradien ten nac h dem Aufblähen und der
Delamination der innersten CFK Lage. Aufgrund der im FKV gefangenen Rauc hgase,
en tstanden aus thermisc h zersetzter Ep o xidharzmatrix, ergibt sic h eine Wirkungsw eise
v ergleic h bar zu den PML, w ob ei der T emp eraturanstieg um mehr als das 10-fac he abfällt.
Aufgrund der höheren Sc halen w andstärk e des repräsen tativ en Rumpfsc halenprüfk örp ers
CFK-O35A, ist der Gradien t v or dem Aufblähen der innersten Lage geringer, als b ei
dem an der BAM gefertigten Prüfk örp er CFK-BAM-1A, w as sic h eb enfalls auf den
Ob erfläc hen temp eraturanstieg des mittleren Omega-Stringers auswirkt. Durc h die In te-
gration der F aserk eramik (CFK-BAM-Keramik) un ter die ersten zw ei äußeren Lagen der
CFK Sc hale, wird der T emp eraturanstieg auf der Sc haleninnenseite um ca. das 3-fac he
v or und nac h dem Aufblähen v erringert, im V ergleic h zum unmo difizierten Prüfk örp er
126

4.1 Diskussion der Ergebnisse
CFK-BAM-1A. In teressan terw eise wirkt sic h diese V erringerung nic h t im gleic hen Maße
auf den Ob erfläc hen temp eraturgradien ten des Stringers aus. Dies ist hö c hst w ahrsc hein-
lic h darauf zurüc kzuführen, dass die Erw ärm ung der Stringer auf der Sc haleninnenseite
nic h t n ur aufgrund der Wärmeleitung durc h die CFK Struktur erfolgt, sondern auc h
durc h heiße Rauc hgase, die innerhalb der Omega-Stringer eingesc hlossen sind und
einen zusätzlic hen T emp eraturanstieg herv orrufen. Durc h die zusätzlic he In tegration
zw eier Thermoplastfolien, v erwirklic h t mit dem Prüfk örp er CFK-BAM-Keramik+TP ,
ist eine w eitere V erringerung der T emp eraturgradien ten im V ergleic h zum Prüfk örp er
CFK-BAM-Keramik gemessen w orden, w ob ei die Auswirkung auf die genann ten Gra-
dien ten deutlic h geringer ausfällt. Die T emp eraturmessungen auf der Innenseite der
Prüfk örp er zeigen, dass eine in die Sc hale in tegrierte F aserk eramik und zusätzlic he
Thermoplastfolien, den T emp eraturanstieg auf der Sc haleninnenseite deutlic h v erringern
k önnen und damit die Zeit bis zum strukturellen V ersagen w ährend einer F euerwider-
standsprüfung un ter sim ultaner Druc klast theoretisc h v erlängern m üssten, nac hdem
eb enfalls eine Halbierung des T emp eraturgradien ten auf der Stringerob erfläc he erreic h t
wurde. Neb en der un b eabsic h tigten Erhitzung der Prüfk örp erinnenseite w ährend der
F euerwiderstandsprüfungen an den mit Flammsc h utzlagen mo difizierten stringerv er-
steiften CFK Sc halen, k önnen lok ale Untersc hiede in der Rauc hgasen t wic klung und
-ström ung innerhalb der Sc halenstruktur zu lok alen T emp eraturun tersc hieden auf der
Innenseite geführt hab en, die messtec hnisc h nic h t erfasst wurden und ein v orzeitiges
V ersagen, im V ergleic h zum repräsen tativ en Prüfk örp er CFK-O35A, herb eiführten. In
der Gesam theit k onn te die tatsäc hlic he Leistungsfähigk eit der in tegrierten F aserk eramik
im V ersuc h nic h t eindeutig herausgestellt w erden. Die T emp eraturmessungen deuten
auf eine deutlic h feuerwiderstandserhöhende Wirkungsw eise hin. Für einen v ertretbaren
tec hnisc hen Einsatz gilt für eine stringerv ersteifte CFK Sc halenstruktur mit in tegrierten
Flammsc h utzlagen v orrangig, dass ihre erzielte Zeit bis zum V ersagen in einer F euerwi-
derstandsprüfung, deutlic h höher sein sollte, als die der unmo difizierten Struktur b ei
gleic hem Gesam tgewic h t.
Rauc hgasen t wic klung
W eiterhin ergab en die F euerwiderstandsprüfungen an den repräsen tativ en CFK Rumpf-
strukturen, dass deutlic h v or dem strukturellen V ersagen ein Austritt an Rauc hgasen
der thermisc h zersetzten Ep o xidharzmatrix aus der Sc haleninnenseite erfolgt, siehe
Abbildung 4.1
. Hier k onn te k ein direkter, linearer Zusammenhang zwisc hen Austrittszeit-
punkt und Sc halen w andstärk e festgestellt w erden. Anhand der V ersuc hsb eobac h tungen
127

4. Diskussion & Ausblic k
lassen sic h zw ei Grenzen definieren, ab denen spätestens mit einem Rauc hgasaustritt
aus der CFK Struktur b ei direkter Beflamm ung der Sc halenaußenseite zu rec hnen ist.
Eine direkte Analyse der Rauc hgase w ährend der T ests erfolgte nic h t, jedo c h wur-
de parallel eine separate Rauc hgasanalyse, siehe
Anhang A.5
, nac h
ISO 19702
[119]
und
DIN EN ISO 5659-2
[120] mit Prüfk örp ern
(75 × 75 mm 2 )
aus den Rumpfstruk-
turen an der BAM durc hgeführt. Die Ergebnisse b ei einer Bestrahlung der Prob en
mit maximal
50 kW mm − 2
zeigen, dass in den Rauc hgasen Zersetzungspro dukte wie
K ohlenstoffmono xid (CO), K ohlenstoffdio xid (CO
2
), Methan (CH
4
), Stic kstoffmono xid
(NO), Cy an w asserstoff (HCN) und Sc h w efeldio xid (SO
2
) in un tersc hiedlic hen K onzen-
trationen festgestellt w erden k onn ten. Eine exakte Aussage anhand der durc hgeführten
Rauc hgasanalyse im „Small-scale“ b ezüglic h der Quan tität an en tstehenden Rauc h-
gasen im „In termediate-scale“ o der im Realitätsmaßstab ist, aufgrund der maximal
angew endeten Bestrahlung mit einer Wärmestromdic h te v on
50 kW mm − 2
und k einer
direkten Beflamm ung, nic h t möglic h. Nic h tsdestotrotz ist zu erw arten, dass auc h b ei
direkter Beflamm ung mit einer Wärmestromdic h te v on
182 kW mm − 2
die gleic hen Zer-
setzungspro dukte der Ep o xidharzmatrix auftreten w erden. Die Videoaufnahmen der
F euerwiderstandsprüfungen an den CFK Rumpfstrukturen v eransc haulic hen, dass bis
zum strukturellen V ersagen und b ereits kurz nac h dem ersten Rauc hgasaustritt mit
erheblic hen Mengen an Rauc hgasen zu rec hnen ist und darüb er hinaus die Möglic hk eit
einer En tzündung der heißen Gase ohne externe Zün dquelle b esteh t. Diese V ersuc hser-
k enn tnisse und Ereignisse v erk örp ern eine zusätzlic he Gefahr für Crew und P assagiere
an Bord eines Flugzeugs mit CFK Rumpfstruktur und v erlangen nac h w eiterführenden
Un tersuc h ungen.
4.2 Ausblic k
Die in der Arb eit gew onnen V ersuc hsergebnisse und Erk enn tnisse b ezüglic h des F eu-
erwiderstandes v on un v ersteiften und stringerv ersteiften CFK Sc halen, stellen das
mec hanisc he V ersagen dieser Strukturen un ter Last und gleic hzeitiger, direkter Beflam-
m ung heraus und dienen als Grundlage für w eiterführende Un tersuch ungen an CFK
Luftfahrtstrukturen.
Lage der F aserk eramik in der CFK Sc hale
Die Wirkungsw eise v on in den FKV eingebrac h ten Flammsc h utzlagen wurde heraus-
gestellt, w ob ei die In tegration einer F aserk eramiklage, wie in
Kapitel 3.5
b esc hrieb en,
128

4.2 Ausblic k
zu einer deutlic hen Erhöh ung der F euerwiderstandes der Gesam tstruktur führte, b ei
einer sehr guten strukturellen An bindung. An dieser Stelle wird eine W eiterführung der
Un tersuc h ungen für sinn v oll und vielv ersprec hend erac h tet. Der Einsatz v on dünneren
F aserk eramiklagen k ann zu einem deutlic h geringeren Gesam tgewic h t der Rumpfstruktur
führen und w eiterhin b esteh t ein deutlic hes P oten tial b ezüglic h der P ositionierung der
F aserk eramiklage im FKV und die damit v erbundene V ersagenszeit. Wird die F aserk era-
miklage b eispielsw eise un ter die innersten zw ei CFK Lagen der Sc hale in tegriert, dien te
sie als direkter Sc h utz für die lasttragenden Stringer auf der Innenseite, w ährenddessen
eine Opferung der Sc halenstruktur im F euer hingenommen w erden würde, um somit ein
längeres Zeitin terv all bis zum strukturellen V ersagen zu erreic hen. Begleitend sollte eine
Materialc harakterisierung mittels statisc her und dynamisc her Belastungstests durc hge-
führt w erden, um die Auswirkungen von eingebrac h ten F remdlagen auf die F estigk eit,
Steifigk eit und Materialerm üdung herauszustellen.
Mo dellbildung FKV im F euer
Zur K ostensenkung, einer effizien teren Analyse und b esseren Designmöglic hk eiten wird
ein realistisc hes V erfahren zur computergestützten Sim ulation v on FKV un ter direkter
Brandein wirkung in der Wissensc haft angestrebt [26, 121
–
127]. Hierb ei gilt die Bildung
v on Rauc hgasen und den damit v erbundenen und k omplexen Einflüssen auf die Wär-
meleitfähigk eit innerhalb des FKV als b esondere Herausforderung. Die an der BAM
durc hgeführten Un tersuc h ungen an repräsen tativ en CFK Luftfahrtstrukturen mit den
Videoaufzeic hn ungen und Ob erfläc hen temp eraturmessungen der F euerwiderstandsprü-
fungen k önnen für die W eiteren t wic klung der Sim ulationen v on FKV Strukturen un ter
direkter Beflamm ung un terstützend zugrunde gelegt w erden. V or allem w ären dafür
Messungen an repräsen tativ en CFK Strukturen not w endig, b ei denen der T emp eratur-
gradien t üb er die W andstärk e der Sc hale und der Stringer ermittelt wird, v on großem
V orteil. Zur T emp eraturmessung innerhalb eines FKV w erden aktuell Pro jekte an der
BAM durc hgeführt, b ei denen in tegrierte faseroptisc he Sensoren vielv ersprec hende und
zuv erlässige T emp eraturdaten liefern und eb enfalls b ei F euerwiderstandsprüfungen mit
dem IFST eingesetzt w erden k önnen.
Rauc hgasanalyse und thermisc h/akustisc hes Isoliermaterial
Eine w eiteres Resultat, der in dieser Arb eit durc hgeführten Un tersuc h ungen, w ar
eine extreme Rauc hgasen t wic klung auf der Prüfk örp erinnenseite w ährend der F eu-
erwiderstandsprüfungen v on repräsen tativ en CFK Rumpfsc halen. Im Rahmen einer
129

4. Diskussion & Ausblic k
T esten t wic klung im Lab ormaßstab für die Bestimm ung v on Zersetzungspro dukten in-
nerhalb eines in takten Flugzeugrumpfes w ährend eines sim ulierten „P ost-crash“ F euers
der F AA im Jahr 2011 [128], wurden eb enfalls die Zersetzungspro dukte und -mengen
v on CFK Rumpfsc halen ohne äußere Lastein wirkung und un ter direkter Beflamm ung
b estimm t. Die Kernaussage dieser Un tersuc h ung b esc hreibt, dass n ur geringe Mengen
an Rauc hgasen auf der Innenseite der Sc halenstruktur w ährend einer 15 min ütigen
Beflamm ung festgestellt w orden w aren, die k einerlei negativ e Auswirkungen auf die
Sic herheit der P assagiere und Crew repräsen tiert. Anhand der v orliegenden Ergebnisse,
der an der BAM durc hgeführten F euerwiderstandsprüfungen an repräsen tativ en CFK
Rumpfstrukturen un ter direkter Beflamm ung und sim ultaner Drucklast, wird emp-
fohlen, den Einfluss des thermisc hen/akustischen Isoliermaterials, dass sic h zwisc hen
Rumpfstruktur und Kabinen v erkleidung b efindet, auf die Rauc hgasen t wic klung und
-mengen zu un tersuc hen. Durc h Absc hluss des Brandraumes auf der Rüc kseite des im
IFST eingebauten Prüfk örp ers, k ann eine zusätzlic he und sim ultane Rauc hgasanalyse
durc hgeführt w erden, die eine realistisc he Absc hätzung des Gefahrenp oten tials ermög-
lic h t. In den FKV in tegrierte Flammsc h utzlagen k önn ten an dieser Stelle gleic hermaßen
die F unktion einer eingeb etteten Dampfsp erre üb ernehmen.
130

5. Zusammenfassung
Mit der Bo eing 787 b efindet sic h seit diesem Jahrzehn t ein Flugzeugm uster im zivilen
Einsatz, b ei dem v orrangig CFK für die Hauptstrukturen wie Flügel und Rumpf An-
w endung findet. Aufgrund der b ei ca. 200
◦ C
liegenden Glasüb ergangstemp eratur der
Ep o xidharzmatrix des CFK, ist mit einem rasc hen Abfall der mec hanisc hen Eigensc haf-
ten und v or allem der T ragfähigk eit des FKV un ter Druc klastb eanspruc h ung, im F alle
eines „P ost-crash“ F euers, zu rec hnen. Der an der BAM en t wic k elte In termdiate-scale
Fire Stabilit y T est-setup ermöglic h t das direkte, einseitige Beflammen eines FKV Struk-
turbauteils im In termediate-scale un ter sim ultan aufgebrac h ter Druc klast. Der Betrieb
des Ölbrenners so wie die V ersuc hsrandb edingungen ric h ten sic h dab ei streng nac h der
europäisc hen luftfahrttec hnisc hen Prüfv orsc hrift CS-25 App endix F P art VI I [7].
Zur Steigerung der Standfestigk eit unter Brandein wirkung w erden v ersc hiedene
Flammsc h utzlagen in un v ersteifte CFK Sc halen (500
×
495
×
4
mm 3
) in Luftfahrtquali-
tät un ter die erste CFK Lage w ährend der Pro duktion in tegriert. Die Prüfk örp er w erden
mit einer Druc kkraft parallel zur Krümm ungsac hse b elastet, die zuv or aus dem Rumpfbie-
gemomen t eines v ollb eladenen repräsen tativ en CFK Flugzeugs am Bo den, mittels eines
v ereinfac h ten Balk enmo dells, abgeleitet wurde. Die Ergebnisse der F euerwiderstandsprü-
fungen ergeb en, dass die Zeit bis zum strukturellen V ersagen, z.B. durc h die In tegration
eines dünnen Titan blec hs (125
µ m
), mehr als v erdopp elt wird. Eb enfalls hab en in den
FKV eingebrac h te in trinsisc h flammgesc h ützte Thermoplastfolien einen p ositiv en Effekt
auf die Standfestigk eit un ter Brandein wirkung. Die erreic h te F euerwiderstandsdauer
v on 30 Sekunden für die reine un v ersteifte CFK Sc hale im In termediate-scale, ist auf
ein v orzeitiges Stabilitätsv ersagen (Beulen) der Sc hale und den damit verbundenen
erhöh ten Spann ungszustand zurüc kzuführen. Dieses strukturmec hanisc he V ersagensbild
b estätigt die Ergebnisse der analytisc hen Stabilitätsb etrac h tungen und demonstriert die
Not w endigk eit des Abbilds einer repräsen tativ en Rumpfstruktur im In termediate-scale
mit t ypisc hen V ersteifungselemen ten, wie sie im Leic h tbau An w endung finden.
Für die Bew ertung des F euerwiderstandes v on k on v en tionellen Aluminiumrumpf-
131

5. Zusammenfassung
strukturen der Luftfahrt, w erden zw ei repräsen tativ e stringerv ersteifte Aluminiumrumpf-
sc halen im IFST getestet. Es stellt sic h heraus, dass das V ersagen der Prüfk örp er un ter
einseitiger Beflamm ung und sim ultaner Druc klast aussc hließlic h auf die Durc h brandsdau-
er der Aluminiumsc hale zurüc kzuführen ist. Nac h der Zerstörung der Sc hale im F euer,
sind die filigranen Aluminiumstringer nic h t in der Lage, der Last w eiter standzuhalten.
Den heutigen Stand der T ec hnik repräsen tierend, w eist demzufolge eine Aluminium-
rumpfstruktur mit einer Sc halen w andstärk e v on
2 mm
eine F euerwiderstandsdauer v on
45 Sekunden auf.
F euerwiderstandsprüfungen an repräsen tativ en Omega- und T-stringerv ersteiften
CFK Rumpfsc halen heb en den b emerk ensw erten Einfluss der innen liegenden Stringer
auf die Standfestigk eit un ter Brandein wirkung herv or. Anders als b ei den repräsen tativ en
Aluminiumrumpfsc halen, sind die CFK Stringer in der Lage, die aufgebrach te Last
eigenständig zu tragen. Demgemäß ist eine Aufgab en teilung iden tifiziert, b ei dem
die CFK Sc hale als durc h brandsic herer Sc h utzsc hild bzw. Opferstruktur un ter direkter
Beflamm ung fungiert und die damit gesc h ützten Stringer die Rolle als alleinige Lastträger
üb ernehmen. Durc h diese b esondere F unktionstrenn ung ist der F euerwiderstand der
repräsen tativ en CFK Rumpfsc halenprüfk örp er deutlic h höher, gegen üb er dem der
Aluminiumstrukturen. Für die getesteten Sc halen w andstärk en im Bereic h v on
3,5 – 5 mm
ergibt sic h ein direkter linearer Zusammenhang zwisc hen der Sc halen w andstärk e und der
V ersagenszeit, zurüc kzuführen auf die un tereinander iden tisc hen Stringergeometrien und
üb ereinstimmende Druc klast w ährend der V ersuc he. Der Prüfk örp er mit der hö c hsten
W andstärk e und Omega-Stringerv ersteifung erzielt eine Zeit bis zum V ersagen v on
fast 4 Min uten. Ab einer V ersuc hszeit v on ca. 2 Min uten ist mit einem Austritt v on
hohen Mengen an to xisc hen Rauc hgasen aus der Sc haleninnenseite zu rec hnen, die aus
der thermisc hen Zersetzung der Ep oxidharzmatrix stammen und un ter b estimm ten
Bedingung zur Selbsten tzündung fähig sind.
An der Bundesanstalt für Materialforsc hung und -prüfung hergestellte Omega-
stringerv ersteifte CFK Sc halen mit in tegrierten, neuartigen F aserk eramiklagen, erzielen
eine Steigerung der Zeit bis zum strukturellen V ersagen v on
27 %
, gegen üb er der un-
mo difizierten V arian te. En tzündete Rauc hgase hab en einen un b eabsic h tigten negativ en
Einfluss auf den V ersuc hsablauf, w o durc h das v ollständige P oten tial der F aserk eramik
nic h t eindeutig b estimm t w erden k ann. Die Ob erfläc hen temp eraturmessungen auf der
Sc haleninnenseite so wie der Omega-Stringer, lassen einen Sc hluss üb er die feuerwider-
standserhöhende Wirkungsw eise der F aserk eramik zu. Für w eiterführende Un tersuc h ung
ist an dieser Stelle eine Anpassung der V ersuc hsrandb edingungen auf diese neuartige
132

K onfiguration not w endig. Alle F euerwiderstandsprüfungen w erden b egleitend mit nic h t-
linearen, statisc hen FEM Sim ulationen gestützt, w o durc h der Belastungszustand und
die V ersagensformen der FKV Prüfk örp er b esser v erstanden w erden k önnen.
F azit dieser Arb eit
Die durc hgeführten F euerwiderstandsprüfungen an repräsen tativ en CFK Luftfahrtstruk-
turen im In termediate-scale v erk örp ern einen inno v ativ en Ansatz, das mec hanisc he
V ersagensv erhalten v on b elasteten FKV Strukturen im F euer, v on der Bauteileb ene
her k ommend, zu iden tifizieren. Dab ei w erden die Materialeigensc haften und die v on
Mouritz et al. b esc hrieb enen lok alen Sc hadensbilder [26] des FKV un ter direkter Be-
flamm ung aus dem Small-scale, wie z.B. die thermisc he Zersetzung der Matrix, P oren-
und Blasen bildung, Delamination und V erk ohlungsbildung im In termediate-scale verifi-
ziert und b estätigt. Eine aktuelle V eröffen tlic h ungsserie v on T ranc hard et al. [123
–
125]
b esc hreibt den Erfolg des Aufstellens eines funktionierenden 3D Pyrolyse-Mo dells, das
die thermo c hemisc hen Prozesse eines für die Luftfahrt t ypisc hen FKV abbildet. Die
dazu durc hgeführten Un tersuc h ungen und Sim ulationen sind eb enfalls auf eine Platte
im Small-scale (150
×
150
mm 2
) b esc hränkt. Dies hebt die absolute Not w endigk eit v on
repräsen tativ en Bauteilv ersuc hen herv or, wie sie in dieser Arb eit geleisteten wurden,
um den F euerwiderstand v on v ersteiften CFK Sc halenstrukturen aufzuklären. Es ist
v erdeutlic h t, dass n ur der IFST in der Lage ist, die Zusammenhänge zwisc hen thermo-
c hemisc hen V orgängen und dem strukturellen V ersagen eines FKV Bauteils effizien t
herv orzubringen. Die aufgeführten Ergebnisse dienen zukünftig zur W eiteren t wic klung
v on 3D V ersagensmo dellen und dem sic heren Design v on b elasteten FKV Strukturen
un ter direkter, einseitiger Beflamm ung.
133

5. Zusammenfassung
134

Nomenklatur
Abkürzungen
AMC A cceptable Means of Compliance
BAM Bundesanstalt für Materialforsc h ung und -prüfung
CAD Computer Aided Design
CNC Computerized Numerical Con trol
CS Certification Sp ecifications
CF Carb onfaser
CFK Carb onfaserv erstärkter Kunststoff
DLR Deutsc he Institut für Luft- und Raumfahrtforsc h ung
DMA Dynamisc h-Mec hanisc he Analyse
DMS Dehn ungsmessstreifen
DSC Dynamisc he Differenzk alorimetrie
EASA Europ ean A viation Safet y Agency
F AA F erderal A viation A dministration
F AR F ederal A viation Regulations
FB F aserbruc h
FEM Finite-Elemen te-Metho de
FKV F aserkunststoffv erbund
FML Fib er metal laminate
GF S2-Glasfaser
GLARE Glass laminate alumin um–reinforced ep o xy
ICA O In ternational Civil A viation Organization
IFST In termediate–scale Fire Stabilit y T est–setup
MTO W Maxim um T ak eoff W eigh t
MZFW Maxim um Zero F uel W eigh t
135

NOMENKLA TUR
NTSB National T ransp ort Safet y Board
OEW Op erating Empt y W eigh t
PEI P oly etherimid
PML P olymer metal laminates
R GA Rauc hgasaustritt
SCRIMP Seeman Comp osite Resin Infusion Molding Pro cess
TE Thermo elemen t
TGA Thermogra vimetrisc he Analyse
Ti Titan
TP Thermoplast
TPCF carb onfaserv erstärkter Thermoplast
UD unidirektional
ZFB Zwisc henfaserbruc h
Griec hisc he Sym b ole
α v wirksames Sc heib enseiten v erhältnis [-] α v ≡ a/b 4
p D y /D x
α w wirksames Plattenseiten v erhältnis [-] α w ≡ a/b 4
p B y /B x
γ L Biegew ert einer Längssteife [-]
δ L Dehn w ert einer Längssteife [-]
 V erhältnis der T rägheitsradien [-]  ≡ p B x D y /B y D x
η Kreuzzahl [-] η ≡ B xy / p B x B y
ξ Sc herzahl [-] ξ ≡ p D x D y /D xy
σ Spann ung [ MP a ]
τ Sc h ubspann ung [ MP a ]
Ω Krümm ungsparameter [-] Ω ≡ ( b 4 /r 2 ) p D x D y /B x B y
Indizes
krit kritisc h
x b ezogen auf x – A c hse
y b ezogen auf y – A c hse
z b ezogen auf z – A c hse
136

NOMENKLA TUR
B b ezogen auf Biegung
FW b ezogen auf F euerwiderstandsprüfung
+ Zugb elastung
− Druc kb elastung
k parallel zur F aserric h tung
⊥ senkrec h t zur F aserric h tung
Lateinisc he Sym b ole
a Länge [ mm ]
b Breite [ mm ]
g Lastvielfac hes [ 1 g = 9 , 81 m / s 2 ]
m Halb w ellenzahl üb er a [-]
n Halb w ellenzahl üb er b [-]
p Beullast [ N mm − 2 ]
p Neigungsparameter [-]
z mittlerer Randfaserabstand [ mm ]
B x Biegesteifigk eit längs der Platte [ N mm ]
B y Biegesteifigk eit quer der Platte [ N mm ]
B xy Kreuzsteifigk eit der Platte [ N mm ]
D x Steifigk eit längs der Sc heib e [ N mm − 1 ]
D y Steifigk eit quer der Sc heib e [ N mm − 1 ]
D xy Sc hersteifigk eit der Sc heib e [ N mm − 1 ]
E Elastizitätsmo dul [ MP a ]
E 0 Sp eic hermo dul [ MP a ]
E 00 V erlustmo dul [ MP a ]
F Druc kkraft [ kN ]
I Fläc hen trägheitsmomen t [ mm 4 ]
M Momen t [ N mm ]
R F estigk eit [ MP a ]
T T emp eratur [ ◦ C ]
T g Glasüb ergangstemp eratur [ ◦ C ]
137

NOMENKLA TUR
138

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