Erst mal herzlichen Dank an RGR und F22 Raptor für den Crashkurs in Sachen Faserverbundbauweise, wo sich in den letzten Jahren doch so einiges getan hat.

Es ist immer wieder festzustellen, daß sich Modellflieger in einer geradezu wissenschaftlichen Art und Weise mit der Materie auseinandersetzen und zu Könnern werden, wobei ich es von RGR nur vermute, daß er einer ist, während F22 Raptor ja selbst drauf hinweist.

Fängt man in der Luftfahrt an und versucht als Nichtakademiker einr technischen Hochschule im technischen Bereich an Informationen zu kommen, läuft man vor die Wand, weil diese Infos entweder ein Mathematik-/Physikstudium voraussetzen oder ganz einfach nicht zur Verfügung stehen, weil es sich um Betriebs"geheimnisse" von Firmen handelt, die im veröffentlichten Umfang nicht griffig genug sind. Außerdem werden von den Akademikern fast immer nur Teilgebiete beackert, die allerdings sehr gründlich. Ausnahme: akademische Fliegergruppen an meist technischen Universitäten - AKAFLIEG genannt, die ihre Erkenntnisse und zielführende Wege hin zum meist zu konzipierenden und zu bauenden Segelflugzeug - einschließlich mutig eingestandener Mißerfolge - nachvollziehbar veröffentlichen.

Gottseidank gibt es auch noch Modellflieger, die Ingenieure oder technische Lehrer sind und Beiträge und Bücher aus Spaß an der Freude veröffentlichen, die man als Normalsterblicher auch noch lesen und umsetzen kann.

Einiges Lesenswerte habe ich noch beim Googlen gefunden, das die Argumente hier erhärtet, wobei es immer gut ist, mehr als eine Quelle zu haben - das schafft Sicherheit, zunächst aber eher Arbeit und Konfusion:

Vergleiche Bruchdehnung Hoch-und Niedermodul-Fasern - Schnittmengen Kohle/Aramid
http://www.fibretech-composites.de/de/informationen
ergiebiger Link - einige Downloads - und hier u.a. die angesprochenen Verstärkungsfasern

Aramid
www.swiss-composite.ch/pdf/I-Aramid.pdf

e-Module und Temps -------- u.a. Harzvergleiche, hier auch Vinylester ein sehr wenig toxisch und nicht allergen, sowie ohne Schrumpfung aushärtend
www.swiss-composite.ch/pdf/i-Werkstoffdaten.pdf

...und die AKAFLIEG nicht zu vergessen: hier Karlsruhe
Wissenswertes über Faserverbundwerkstoffe (Spatzls Harzlehrgang)
http://www.akaflieg.uni-karlsruhe.de/pdfs/harzlehrgang.html

Außerdem sollten wir daran denken, das notwendige Urvertrauen zur Faserverbundbauweise wieder herzustellen - und das geht so: Zu dem allgemeinen Sicherheitsfaktor in der Luftfahrt, der mindestens 1,5 beträgt - Fahrwerke, Sitze, Tanks, Triebswerksaufhängungen usw. erheblich mehr - kommen bei Faserverbundbauweise noch 15 % hinzu - z.B. für Inhomogenität (Gewebeplan) oder Mäandrierung von Fasern und Rowings, also 1,5 x 1,15 = 1,725 und die 10%, wie sie hier vom Thread-Eröffner und Pechvogel dargelegt wurde, dividieren wir also durch 0,9 und erhalten - wegen Sicherheit ab- und nicht aufgerundet - 1,91 , also fast doppelte Sicherheit:

NRW-Aviator schrieb:Diese Belastung wär dann 100%. Das kann Geschwindigkeit, Biegelast, Beschleunigung , Verzögerung oder welche Kraft auch immer sein. Von diesen 100% werden 90% als Limit ins Flugzeughandbuch eingetragen. Wenn ich jetzt mal die Vne nehme, sind die 300km/h die 90%. 100% wären eben 330km/h.

Dieser Sicherheitsbereich von 10% ist für Schwankungen in der Fertigung oder Anzeigefehler in den Instumenten. So hat der Hersteller die Sicherheit, dass seine Angaben zu den max. Belastungen immer auf der sicheren Seite liegen. Diese Aussagen habe ich von der OUV, die sich mit Flugzeugbau im Experimentalbereich auskennen, wurde aber auch von der BFU bestätigt.  

Und das ist der Grund, warum man soviel Fehler machen "darf" und trotzdem nicht regelmäßig aus dem Himmel fällt.

Was mich nun aber noch interessieren würde, wäre, ob das bei Kevlar-Brüchen immer so aussieht wie auf den Fotos zum Schluß des Video, wo es scheint, als ob da delaminierte "Putzlappen" rumhängen, während Glas = GfK und Kohle = CfK doch regelrechte klassische Bruchbilder und natürlich auch großflächige Delaminierungen erzeugen - letztere meistens aber nicht.

Gruß hob

Nur mal einige Aussagen vom NRW-Aviator, ganz unkommentiert:

Laut Berechnung der BFU lag eine Geschwindigkeit von 306 km/h (IAS)vor.

Fakt ist der, bis 330km/h darf nichts passieren. Jedenfalls in der richtigen Fliegerei. Ich nehm bewusst der Begriff.

Alle anderen Schlauberger, die mal aus der Versenkung kommen: wenn ich Lehrer wär würde ich sagen: Thema verfehlt, 6 , setzen.

Der Ursprung dieses Themas verliert sich langsam. Mir wird unterstellt, ich würde immer bis an die Grenzen gehen und mich dann wundern, wenn was kaputt geht. Ich kann euch sagen, ich fliege immer mit so 4600/ 5000 Umdrehungen. Das sind ca 190 bis 220km/h. Jetzt überlegt mal, was wohl meine Kernaussage oder Message gewesen sein könnte.

 

 

?????

Rüdiger

Lieber Hob,

ich bin da ein wenig hin- und hergerissen ob Deine Anmerkungen sarkastisch sind.....

Nochmal, mir liegt es fern hier jemanden zu "beschulmeistern". Ich bin weder Ingenieur noch habe ich eine Ausbildung im Bereich Faserverbundwerkstoffe. Ich bin gelernter Büromaschinenmechaniker wenn es jemanden interessiert.
Hat mit meiner heutigen Funktion nichts mehr allgemein.
Was mich aber am längsten in meinem Leben begleitet ist der Flugmodellbau. Ich bin da was UL′s anbelangt relativ respektlos. Für mich sind UL′s grosse Modellflugzeuge. Konstruktionsmerkmale in der Klasse sind 1:1 mit hochwertigen Modellflugzeugen vergleichbar, teilweise in erschreckender Analogität.......
Ich muß aber auch definieren das der Aufwand in speziell Turbinenangetriebenen Modellflugzeugen jedes UL übertrifft.

Ein prima Beispiel ist hier zu sehen: www.su27.de. Dagegen sind einige UL′s konstruktiv Kinderkacka......
Das Modell ist für gut 55.000€ meines Wissens nach verkauft worden.....

Meine Erfahrung im GFK Bereich sind empirisch ermittelt über fast 3 Jahrzehnte, das Level von Harald der die Su27 gebaut hat besitze ich längst nicht. Wir können jetzt gerne philosophisch werden ob ein gut ausgebildeter Ingenieur mit geballtem theoretischen Fachwissen eine bessere Beurteilung hinbekommt oder jemand der schon einige Zeit praktische Erfahrung gesammelt hat. Das beziehe ich bewusst nicht auf mich. Jeder Ingenieur kann hier die meisten an die Wand reden und vermutlich das sogar durch Berechnungen belegen.

Deswegen möchte ich mal alles was "ich weis es besser weil ich machs länger" Gefasel beiseite lassen und die Fakten sprechen lassen.

Die Links die Du eingestellt hast, untermauern meine Aussage in einer Basisaussage essentiell. Ein GFK Verbund ist höchst komplex im Vergleich zu reiner Metallbauweise. Speziell interessant der Akaflieg Abriss. Diese gehen sogar auf die Nachteile der diversen Harzsysteme und Härtersysteme ein. Ich hatte das bewusst nicht aufgeführt um das Thema nicht noch mehr zu verwirren. Steht aber auch auf der R&G Seite detailliert beschrieben.

Lassen wir es dabei, mir fehlt auch die Zeit für so nen Kindergarten. Ich muß Gott sei Dank keinem Rechenschaft ablegen wenn sich ein Flieger in der Luft zerlegt.

In dem Sinne allen einen guten Rutsch und eine bruchfreie Saison 2012.

F22 Raptor schrieb:
Hallo Mowa,

ich glaube wir hatten uns schonmal wegen sowas gebissen? Ich möchte klarstellen das ich hier nicht versuche jemanden zu bekehren. Wenn einer beratungsresistent ist --> not my business

Ansonsten gebe ich hier meine Erfahrungen aus 30 Jahren aktivem Modellflugsport weiter in der Holz, Metall und GFK Verarbeitung.

Ich bin hier keines Mannes Lehrer und habe keinen Bock Dir jetzt das geschriebene separat zu erklären wenn Du den Link nicht durcharbeiten möchtest den ich hier eingebaut habe. Da steht das so dermassen entwaffnend beschrieben das ich doppelte Arbeit verabscheue. Ansonsten halte ichs wie Paul Panzer und empfehle Dir den Goggel zum suchen.

Ansonsten gibst Du Dir die Erklärung bzgl. des Scharniers doch selbst. Du hast bei GFK zwei Optionen:
Nach dem entformen das Gelcoat bis aufs Laminat anritzen und so die Torsion freilegen (wahlweise auch mit innenliegendem Abreissgewebe
Oder Du arbeitest Inlays ein.
Variante 1 kannst Du bei Kohle auf Dauer knicken. Das reisst vom Rand her ein. Dann gibts Vibrationen und dann den Endknall.

Oder Du nimmst wie Du selbst schreibst Inlays. Die wirst Du aber niemals mit Gewebe sondern mit Kohlerovings einlegen und umschlingen. Alles andere ist Murks. Die dritte Variante ist das man die Kohle so dermassen dimensioniert und Tempert das Du in das Material reinbohrst. Das scheidet an den Modellbau Höhenruderen unserer UL′s aus da das Gewicht die Kisten hinten runterziehen würden.

Ansonsten, Dein Beispiel bzgl. der CT die Du gesehen hast, well ich formuliers mal so, wenn Du da Mengen von Harz gesehen hast dann wäre das traurig.

Gut laminiert ist eine Oberfläche in der Struktur ersichtlich und bestenfalls seidenmatt (ausser natürlich die Aussenseite da dort in der Regel gelcoat verwendet wird und die Form entsprechend glatt ist). Bei Kohle wenn es evakuiert und Vakuumiert wurde ist es in der Regel sogar komplett matt.

Ein Gewebe in dem "Harzpfützen" stehen ist kaputt, nicht mehr nicht weniger. Überflüssiges Gewicht und Gewebe das im Harz schwimmt. Kein Verbund mehr, Festigkeitsverlusst.

Ähhmm keine Ahnung, wer hier wen beißt. Wenn, dann habe ich es schon wieder vergessen oder war nicht so wichtig. Meine Fragen waren durchaus sehr ernst gemeint und es interessiert mich wirklich. Die RG Bibel liegt quasi auf meinem Nachttisch, aufm Klo und in der werkstatt hab ich davon auch noch n paar!

Ich wollte einfach nur wissen, warum Aramid-Fasern (oder die Kombi aus Kohle und Aramid) punktuellen Belastungen standhalten. Das habe ich noch niergendwo gelesen und auch noch nicht gehört.

Und nein, nicht falsch verstehen. Rumpf, Flächen, Ruder waren bei der CT laminiert wie es sein soll. Aber die Formen sind offenbar so schlecht, dass eben ne Menge Füller und Lack auf die Mühle muss. Das hat erstmal nichts mit der Oberflächengüte des Endproduktes zu tun, wohl aber mit dem Gewicht und der Verarbeitung. Und da hatte ich dann n paar ???? überm Kopf hinsichtlich des Preises einer CT. Wo mir richtig viel Harz aufgefallen ist (an der Seite rausgequollen) sind die Verbindungen der Rippen mit dem zuletzt aufgelegten Tragflächenprofil. Klar, da kommt man nicht mehr ran, wenn der Deckel erstmal drauf ist, aber die Menge, die da an Harz/Schnitzelbrei rausquoll, war riesig. Außerdem sind die Nasen der Tragflächen komplett ausgeschäumt mit Harz. Zusammen mit dem ganzen Lack und Füller könnte die Bude bestimmt noch einiges an Gewicht sparen... .

Grüße,
Da Mowa

Danke Hob für den Link zur akaflieg. Da stehen die Antworten zum Teil drin. Leider nicht, warum die Aramidfasern so Stoßfest sind. Thx.

Grüße,
Da Mowa

Hallo Mowa, alles klar. Bin auch gar nicht nachtragend. Was, ähh wie......worum gings... ach so:

Wenn Du die Chance hast mal an Aramid (Kevlar, Nomex, ist dasselbe..) ranzukommen dann teste das mal einfach. Nimm ne Schere und versuche Aramid mal zu schneiden........... Sehr lustig...

Oder nimm ein paar Fasern, so ca. 0,2 mm und versuch die zu zerreissen. Dann vergleich das mal mit Kohle.
Aramid gehört zu den Nylon verwandten Produkten und ist wie Nylon ein extrudierter Stoff, deswegen sehr lange Molekülketten. Das führt zu einer sehr hohen widerstandsfähigkeit in Zugrichtung. Analogie im Tierreich ist das Spinnennetz und deren einzelne Filamente (was übrigens neben Seide zu den stärksten Naturprodukten gehört und der Grund für die Entwicklung von Nylon an sich war)

Aramid wurde zuerst hauptsächlich als Ersatz gedacht für die Verstärkung von Autoreifen.
etc....

P.S. persönlich hasse ich es Aramid zu verarbeiten. Es läst sich ohne Vakuum fast nicht in Radien legen und wenn Du später mal ein Loch reinbohren mußt bekommst Du ein Bohrbild das mit ganz leichtem Flaum belegt ist. Das bekommt man ohne Spezialwerkzeuge nicht mehr sauber durchtrennt. Ich habe das in meine Jets meistens nur plan verarbeitet als Verstärkung für Rumpfböden (die F22 ist unten komplett plan) da hin und wieder die Fahrwerke klemmen und man so gut auf dem Boden rutschen kann ohne das das Material reisst, oder habe komplette Tanks daraus gebaut (im Falle eines Absturzes platzen die nicht so schnell wie GFK oder PUR Tanks)

Verstehe. Jetzt ist es doch aber so, dass die Aramidfasern auch mit Epoxy in Form gehalten werden. Und dem Harz ist es ja nun egal, was es zusammenhält. Wenn etwas splittert/bricht, dann doch, weil das Harz zerbröselt, oder? Und die Aramid-Faser an sich ist ja nur in Verbindung mit dem Harz formstabil... .
Wir haben mal nem mit Honeycomb / Glas Sandwich rumgestresst. Das war schon sehr beeindruckend, was das aushält In unserem Fall oben und unten zwei lagen Glas-multidirektional und in der Mitte die Wabe, - 30x30x0,4cm haben ca.150kg gehalten, bis es zu dem "Boeing"-Knitterbruch kam. Das Teststück wog ziemlich genau 26Gramm. Und die Waben gingen sehr leicht zu schneiden.

Grüße,
Da Mowa

Genau da ist der Trick. Du hast es vollkommen erfasst. Harz hat nur eine relativ geringe Festigkeit dafür die Faser umso mehr. Nimmst Du zuviel Harz schwimmt die Faser im Harz und "ersäuft" statt sich mt den näher liegenden Filamenten zu "verbinden"
Bei Kohle passiert Dir das relativ schnell weil bei Kohlegewebe und Rovings es nicht an der Farbe zu sehen ist ob es durchgetränkt oder "ersoffen" ist. Kohlegewebe ist wie ein Küchentuch. Das saugt und saugt und saugt und man denkt immer es ist zu wenig, dabei isses schon abgesoffen.
Bei Glas und Aramid siehst Du es unmittelbar weil das Gewebe anfängt zu glänzen.

Der Trick ist also nur soviel Harz zu verwenden das das Harz quasi eine adhäsion mit den Fasern eingeht. Dazu werden diese Gewebe auch noch geschlichtet bzw. gewaschen damit die Oberfläche besser durchtränkt werden kann.

Na ja, deswegen liegt ja bei uns auch überall die Mischungstabelle rum. Und letztlich mischen wir immer nur so viel an, wie es die Fläche eben verlangt. Sieht immer aus, als sei es viel zu wenig, aber wir verlassen uns da einfach auf RG, swiss-composite und die Flick-Fibel. Wenn wir mit nem Vakuum arbeiten, isses eh fast wurscht ob die Menge etwas größer is, das Flies nimmt ja alles auf, was zu viel is... .

Ich bestell′ einfach mal ein Kohle/Aramid Gelege und widerhole den oben erwähnten Stresstest. :)

Grüße,
Da Mowa

Mowa schrieb:
Danke Hob für den Link zur akaflieg. Da stehen die Antworten zum Teil drin. Leider nicht, warum die Aramidfasern so Stoßfest sind. Thx.

Grüße,
Da Mowa

Hallo Mowa,

es gibt noch die IDAFLIEG als Gesamtheit aller jeweiligen akademischen Fliegergruppen (AKAFLIEG).

Google mal danach. Dann kriegst Du eine Liste oder Zusammenfassung mit Adressen/Tel.-Nr. aller AKAFLIEGS und kannst gezielt suchen, fragen und sie besuchen, z.B. auf der AERO - lohnt sich! In Berlin ist auch eine.

Gruß hob