DE102012001055B4

DE102012001055B4 - component

Info

Publication number: DE102012001055B4
Application number: DE102012001055.9A
Authority: DE
Inventors: Raimund Grothaus
Original assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Current assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Priority date: 2012-01-20
Filing date: 2012-01-20
Publication date: 2023-06-29
Anticipated expiration: 2032-01-21
Also published as: DE102012001055A1; WO2013107650A1

Abstract

Bauteil bestehend aus oder aufweisend wenigstens einen Faserverbundwerkstoff, wobei es sich bei dem Bauteil um ein Fahrwerk oder einen Teil eines Fahrwerkes eines Luftfahrzeuges handelt, wobei der Faserverbundwerkstoff eine oder mehrere erste Fasern aufweist, die relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ± 10° verlaufen, d.h. der Bauteilkrümmung folgen, und/oder eine oder mehrere zweite Fasern aufweist, die relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±30° bis ±60° verlaufen, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil als obere Knickstrebe in Leichtbauweise mit geschlossenem Profil im Pintle Pin Bereich ausgebildet ist, und die Pintle Pins von außen montiert sind.Component consisting of or having at least one fiber composite material, the component being a landing gear or a part of a landing gear of an aircraft, the fiber composite material having one or more first fibers which are inclined relative to the local center line of the component at an angle of ± 10 ° run, i.e. follow the component curvature, and / or has one or more second fibers, which run at an angle of ±30° to ±60° relative to the local center line of the component, characterized in that the component as an upper buckling strut in lightweight construction with closed profile is formed in the pintle pin area, and the pintle pins are mounted from the outside.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Bauteil bestehend aus oder aufweisend wenigstens einen Faserverbundwerkstoff, wobei es sich bei dem Bauteil um ein Fahrwerk oder einen Teil eines Fahrwerkes eines Luftfahrzeuges handelt, wobei der Faserverbundwerkstoff eine oder mehrere erste Fasern aufweist, die relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±10° verlaufen, das heißt der Bauteilkrümmung folgen, und/oder eine oder mehrere zweite Fasern aufweist, die relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±30° bis ±60° verlaufen.The present invention relates to a component consisting of or having at least one fiber composite material, the component being a landing gear or part of a landing gear of an aircraft, the fiber composite material having one or more first fibers which are relatively to the local center line of the component at an angle of ±10°, i.e. following the component curvature, and/or has one or more second fibers which run at an angle of ±30° to ±60° relative to the local center line of the component.

Aus dem Stand der Technik sind Faserverbundstrukturbauteile sowie Verfahren zu deren Herstellung bekannt.Fiber composite structural components and methods for their production are known from the prior art.

Beispielsweise ist aus der US 2011 / 0 308 702 A1 ein Verfahren zum Verkleben von rohrförmigen Strukturelementen aus einem Faserverbundwerkstoff bekannt, das insbesondere die Herstellung von Streben für Flugzeugfahrwerke ermöglicht. Demgemäß umfasst das besagte Verfahren die Schritte: Formen eines Vorformlings, Einfügen eines Rohres, Nähen von Blättern und Imprägnieren einer gebildeten Einheit mit Harz.For example, US 2011/0 308 702 A1 discloses a method for gluing tubular structural elements made of a fiber composite material, which in particular enables the production of struts for aircraft landing gear. Accordingly, said method comprises the steps of: molding a preform, inserting a tube, sewing sheets and impregnating a formed unit with resin.

Ein alternatives Verfahren, das zur Herstellung eines hohlfaserverstärkten Bauteils als Teil eines Fahrwerks für ein Luftfahrzeug vorgesehen ist, offenbart die WO 2006/ 118 448 A1. Hiernach umfasst das offenbarte Verfahren die Schritte: Bereitstellen eines Dorns, Bereitstellen einer ersten umlaufenden Flechtlage, Positionieren eines flachen Verstärkungskörpers, Bereitstellen einer zweiten Flechtlage, Positionieren der Gesamtheit aus Dorn und der Kombination aus erster Flechtlage, Verstärkungskörper und zweiter Flechtlage, Imprägnieren der Kombination mit Harz und Entnehmen der mit einem Harz imprägnierten Kombination.WO 2006/118 448 A1 discloses an alternative method, which is provided for producing a hollow-fiber-reinforced component as part of a landing gear for an aircraft. Thereafter, the disclosed method comprises the steps: providing a mandrel, providing a first circumferential braided layer, positioning a flat reinforcement body, providing a second braided layer, positioning the entirety of the mandrel and the combination of first braided layer, reinforcement body and second braided layer, impregnating the combination with resin and taking out the combination impregnated with a resin.

Aus der WO 2011/116 967 A1 ist ebenfalls ein Verfahren zur Herstellung eines mechanischen Bauteils aus einem Faserverbundwerkstoff, wie zum Beispiel einer Flugzeugstrebe bekannt. Bei diesem Verfahren werden nacheinander Lagen aus Verstärkungsfasern auf einen Dorn aufgetragen, wobei zwischen dem Auftragen der Lagen ein zusätzlicher Schritt vorgesehen ist, um Harz in die geflochtenen Lagen zu spritzen, bevor die dabei gebildete Einheit aus pultrudierten Elementen und geflochtenen Lagen polymerisiert wird, um das Bauteil herzustellen.From the WO 2011/116967 A1 a method for producing a mechanical component from a fiber composite material, such as an aircraft strut, is also known. In this process, layers of reinforcing fibers are successively applied to a mandrel, with an additional step between the layers being applied to inject resin into the braided layers, before the resulting assembly of pultruded elements and braided layers is polymerized to obtain the produce component.

Die WO 2009/153 220 A1 betrifft wiederum ein aus einem organischen Faserverbundwerkstoff hergestelltes Bauteil, das insbesondere zur Anwendung im Luftfahrtbereich vorgesehen ist.The WO 2009/153 220 A1 in turn relates to a component made from an organic fiber composite material, which is intended in particular for use in the aviation sector.

Zudem befasst sich die US 2009 / 0 181 239 A1 mit Verbundwerkstoffen sowie Verfahren, zu deren Herstellung insbesondere einen Verbundwerkstoff auf Basis von Kohlenstoffnanoröhren und ein Verfahren zu dessen Herstellung.In addition, US 2009/0 181 239 A1 deals with composite materials and methods for their production, in particular a composite material based on carbon nanotubes and a method for its production.

Bei aus dem Stand der Technik bekannten Bauteilen dieser Art besteht mitunter der Nachteil, dass die Fasereigenschaften nicht optimal genutzt werden. Weitere Nachteile bestehen in einer mitunter begrenzten oder nicht vorhandenen Schadenstoleranz sowie mangelhaften Torsionseigenschaften sowie einer mangelhaften Querkraftfestigkeit und Steifigkeit.In the case of components of this type known from the prior art, there is sometimes the disadvantage that the fiber properties are not used optimally. Other disadvantages are a sometimes limited or non-existent damage tolerance and poor torsional properties and poor lateral force strength and rigidity.

Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Bauteil der eingangs genannten Art dahingehend weiterzubilden, dass dieses über sehr gute mechanische Eigenschaften verfügt.The present invention is therefore based on the object of further developing a component of the type mentioned at the outset such that it has very good mechanical properties.

Diese Aufgabe wird durch ein Bauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 19 gelöst. Danach ist vorgesehen, dass das Bauteil als obere Knickstrebe in Leichtbauweise mit geschlossenem Profil im Pintle Pin Bereich ausgebildet ist, und die Pintle Pins von außen montiert sind.This object is achieved by a component having the features of claim 1 and by a method having the features of claim 19. According to this, it is provided that the component is designed as an upper drag brace in a lightweight construction with a closed profile in the pintle pin area, and the pintle pins are mounted from the outside.

Der vorliegenden Erfindung liegt somit das Lösungskonzept zugrunde, durch den Einsatz gerichteter Faserorientierung besonders gute mechanische Eigenschaften des Bauteils zu erzielen. So ist es denkbar, die guten Eigenschaften in Faserrichtung mit der Einstellung einer nicht quasi-isotropen Charakteristik zu nutzen. Dabei ist es denkbar, eine 0°-Faserorientierung, insbesondere für Zug- und Druckkräfte sowie vorzugsweise eine ±45°-Orientierung der Fasern für Torsionslasten vorzusehen, wobei die Orientierung der genannten ersten Fasern vorzugsweise der lokalen Bauteilkrümmung folgt.The present invention is thus based on the solution concept of achieving particularly good mechanical properties of the component through the use of directed fiber orientation. So it is conceivable to use the good properties in the fiber direction with the setting of a non-quasi-isotropic characteristic. It is conceivable to provide a 0° fiber orientation, in particular for tensile and compressive forces, and preferably a ±45° orientation of the fibers for torsional loads, with the orientation of the first fibers mentioned preferably following the local component curvature.

In bevorzugter Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung liegt ein kraftflussorientierter Faserverlauf vor. Dabei verlaufen die ersten Fasern im ±10°-Winkel, das heißt sie folgen der Bauteilkrümmung. Diese Fasern dienen insbesondere zur Aufnahme von Zug- und Druckbelastungen. Alternativ oder zusätzlich kann vorgesehen sein, dass Fasern im Winkel von ±30° bis ±60°, z.B. netzförmig verlaufen und beispielsweise in einer Lage um das Bauteil gewickelt sind. Diese zweiten Fasern sorgen für eine hervorragende Torsionssteifigkeit des Bauteils.In a preferred embodiment of the present invention, there is a force-flow-oriented fiber structure. The first fibers run at an angle of ±10°, i.e. they follow the curvature of the component. These fibers serve in particular to absorb tensile and compressive loads. Alternatively or additionally, it can be provided that fibers run at an angle of ±30° to ±60°, e.g. in the form of a net and are wound around the component in one layer, for example. These second fibers ensure excellent torsional rigidity of the component.

Die erstgenannten Fasern folgen in bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung der Geometrie des Bauteils, das heißt verlaufen letztlich immer tangential bzw. im 0°-Winkel relativ zur jeweils lokalen Mittellinie des Bauteils. In bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil ein Gewebe aufweist und dass die ersten Fasern und/oder die zweiten Fasern durch Fäden oder dergleichen oder durch eine Klebeverbindung mit dem Gewebe verbunden sind. Das genannte Gewebe, das ebenfalls aus Fasern bestehen kann, bildet somit in bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung das Substrat für die ersten und/oder zweiten Fasern.In a preferred embodiment of the invention, the first-mentioned fibers follow the geometry of the component, that is to say they always run tangentially or at a 0° angle relative to the respective local center line of the component. In a preferred embodiment of the invention it is provided that the component Has tissue and that the first fibers and / or the second fibers are connected by threads or the like or by an adhesive bond with the fabric. Said fabric, which can also consist of fibers, thus forms the substrate for the first and/or second fibers in a preferred embodiment of the invention.

Die Verbindung zwischen diesen Fasern und dem Gewebe kann beispielsweise durch einen Faden, Draht oder dergleichen, durch die Fasern selbst oder auch beispielsweise durch einen Klebstoff erfolgen.The connection between these fibers and the fabric can be made, for example, by a thread, wire or the like, by the fibers themselves or, for example, by an adhesive.

Die auf diese Weise mit dem Gewebe verbundenen Fasern können sodann beispielsweise durch Falten oder Wickeln zu einem dreidimensionalen Gebilde ausgeformt werden, dass dann letztlich das genannte Bauteil ausbildet.The fibers connected to the fabric in this way can then be formed into a three-dimensional structure, for example by folding or winding, which then ultimately forms the component mentioned.

Das Bauteil kann eine Matrix aufweisen, die beispielsweise durch ein Harz gebildet wird oder dieses aufweist.The component can have a matrix that is formed, for example, by a resin or has this.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil wenigstens einen Krafteinleitungsbereich, insbesondere wenigstens eine Aufnahme für ein Befestigungsmittel vorzugsweise wenigstens eine Bolzenaufnahme aufweist und dass sich die ersten Faser vollständig oder teilweise in Form einer oder mehrerer Schlaufen um diesen Krafteinleitungsbereich erstrecken. In diesem Fall wird somit das sogenannte Schlaufenprinzip an den oder dem Bolzenanschlüssen zur Aufnahme beispielsweise von Zugkräften verwendet. Alternativ oder zusätzlich dazu kann vorgesehen sein, dass die ersten Fasern mit der Stirnseite des Krafteinleitungsbereichs in Verbindung stehen. Denkbar ist somit die Verbindung einer axialen Krafteinleitung an Stirnflächen für die Aufnahme von Druckkräften.In a further embodiment of the invention, it is provided that the component has at least one force application area, in particular at least one receptacle for a fastener, preferably at least one bolt receptacle, and that the first fibers extend completely or partially in the form of one or more loops around this force application area. In this case, the so-called loop principle is used on the bolt connection(s) for absorbing tensile forces, for example. As an alternative or in addition to this, provision can be made for the first fibers to be connected to the end face of the force application area. It is therefore conceivable to connect an axial introduction of force to end faces for absorbing compressive forces.

Alternativ zu der Verwendung des Schlaufenprinzips zur mechanischen Festigung des Krafteinleitungsbereiches ist es ebenfalls denkbar, die aus dem Stand der Technik bekannte Krafteinleitung von Zug- und/oder Druckkräften über Bolzen im Laminat des Bauteils zu erreichen.As an alternative to using the loop principle for mechanical strengthening of the force introduction area, it is also conceivable to achieve the force introduction of tensile and/or compressive forces known from the prior art via bolts in the laminate of the component.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil mehrlagig ausgeführt ist, das heißt ein Laminat aus mehreren Lagen bildet. Dabei ist vorzugsweise vorgesehen, dass eine Lage isotropen oder quasi-isotropen Materials, insbesondere eines Faserverbundwerkstoffes auf eine Lage der genannten ersten Fasern folgt oder dass die vorgenannten Lagen aufeinander abwechselnd angeordnet sind. So ist denkbar, den aus dem Stand der Technik bekannten Aufbau einer quasi-isotropen Schicht bzw. Gewebes zu kombinieren mit unidirektionalen Fasern, das heißt beispielsweise den erstgenannten Fasern. Auf diese Weise ist möglich, die günstigen Impakteigenschaften in den Außenlagen, die durch den quasi-isotropen oder isotropen Werkstoff gebildet werden zu kombinieren mit den vorteilhaften Eigenschaften der unidirektionalen Fasern, das heißt der ersten Fasern, die hinsichtlich der Kraftübertragung in der Hauptkraftflussrichtung besonders vorteilhaft sind.In a further embodiment of the invention, it is provided that the component is designed in multiple layers, that is to say it forms a laminate of multiple layers. It is preferably provided that a layer of isotropic or quasi-isotropic material, in particular a fiber composite material, follows a layer of the first fibers mentioned or that the aforementioned layers are arranged alternately on top of one another. It is conceivable to combine the structure of a quasi-isotropic layer or fabric known from the prior art with unidirectional fibers, that is to say, for example, the first-mentioned fibers. In this way, it is possible to combine the favorable impact properties in the outer layers, which are formed by the quasi-isotropic or isotropic material, with the advantageous properties of the unidirectional fibers, i.e. the first fibers, which are particularly advantageous in terms of force transmission in the main direction of force flow .

Durch die Erhöhung der Festigkeit in Hauptkraftflussrichtung ist es möglich, die Wandstärke des Bauteils zu reduzieren.By increasing the strength in the main direction of force flow, it is possible to reduce the wall thickness of the component.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil zumindest abschnittsweise hohl ausgeführt ist und vorzugsweise im Querschnitt mit einer umlaufenden Wandung ausgeführt ist. Von der Erfindung ist jedoch auch der Fall umfasst, dass die Wandung nicht vollständig umlaufend ist, sondern beispielsweise auch als U-Profil oder dergleichen ausgeführt ist.In a further embodiment of the invention, it is provided that the component is designed to be hollow at least in sections and is preferably designed with a peripheral wall in cross section. However, the case is also covered by the invention in which the wall is not completely circumferential, but is also designed, for example, as a U-profile or the like.

Denkbar ist es, das Bauteil derart auszuführen, dass es einen variablen Aufbau über den Umfang der Hauptquerschnitte, einerseits mit konstanter Wandstärke aber variabler Faserorientierung (Biegeeffekte) andererseits mit variabler Wandstärke aber homogener Faserorientierung sowie auch der Kombination beider Möglichkeiten mit variabler Wandstärke und variabler Faserorientierung vorzusehen.It is conceivable to design the component in such a way that there is a variable structure over the circumference of the main cross-sections, on the one hand with constant wall thickness but variable fiber orientation (bending effects) on the other hand with variable wall thickness but homogeneous fiber orientation and also the combination of both options with variable wall thickness and variable fiber orientation .

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil mehrlagig ausgeführt ist, beispielsweise aus einer Abfolge von Gewebelagen und ersten Fasern besteht und dass im Krafteinleitungsbereich zumindest eine lokale Aufdickung vorgesehen ist. So ist es möglich, die Einzellagenanzahl durch den Einsatz sogenannter Sub-Preforms mit lokalen Aufdickungen im Bereich von Krafteinleitungen bzw. Bolzenanbindungen zu reduzieren.In a further embodiment of the invention, it is provided that the component is designed in multiple layers, for example consists of a sequence of fabric layers and first fibers, and that at least one local thickening is provided in the force application area. It is possible to reduce the number of individual layers by using so-called sub-preforms with local thickening in the area of force introduction or bolt connections.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass zur Erhöhung der Duktivität und Verbesserung der Harzeigenschaften multiwalled carbonanotubes (MW-CNT) eingesetzt werden. Ein vorteilhafter Anteil liegt bei 3% bis 5% des Volumens des Harzanteils. Als Harz für das Bauteil, das beispielsweise ebenfalls Bestandteil einer Bauteilmatrix sein kann, kommen beispielsweise Epoxydharze zum Einsatz. Alternativ oder zusätzlich kommen als grundsätzliche Materialien außer Epoxydharz Bismaleinidharz und Thermoplaste, wie PEEK, PPS, PBT in Betracht sowie für die Fasern z.B. Kohlenstoff, Aramid, Glas, Bor etc.In a further embodiment of the invention, multiwalled carbonanotubes (MW-CNT) are used to increase the ductivity and improve the resin properties. An advantageous level is 3% to 5% by volume of the resin portion. Epoxy resins, for example, are used as the resin for the component, which can also be part of a component matrix, for example. Alternatively or additionally, other than epoxy resin, bismaleimide resin and thermoplastics such as PEEK, PPS, PBT can be considered as basic materials, and for the fibers, e.g. carbon, aramid, glass, boron, etc.

In weiterer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung ist vorgesehen, dass die ersten und/oder die zweiten Fasern in Form einer ununterbrochenen, das heißt endlosen Faserstruktur oder in Form einer unterbrochenen Faserstruktur vorliegen. Denkbar ist es somit beispielsweise, im Falle von Endlosfasern diese schlaufenförmig zu verlegen oder auch in gewickelter Form, wie beispielsweise die zweiten Fasern, die um das Bauteil herum gewickelt werden können.In a further embodiment of the present invention it is provided that the first and / or the second fibers in the form of an uninterrupted, ie endless fiber structure or in the form of a interrupted fiber structure are present. It is therefore conceivable, for example, in the case of continuous fibers, to lay these in a loop shape or also in a wound form, such as the second fibers, which can be wound around the component.

Auch eine unterbrochene Faserstruktur ist denkbar, wie sie beispielsweise bei Gewebehalbzeugen aus Rollenmaterial auftreten.An interrupted fiber structure is also conceivable, as occurs, for example, in semi-finished fabrics made from roll material.

Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die Oberflächen des Bauteils vollständig oder bereichsweise aus isotropem oder quasi-isotropem Material, insbesondere aus einem Faserverbundwerkstoff bestehen oder dieses Material aufweisen. Vorzugsweise wird die bzw. werden die Außenlagen, das heißt die die Oberfläche des Bauteils bildenden Lagen aus einem quasi-isotropen oder isotropen Material, insbesondere Fasermaterial gebildet, was hinsichtlich der Impakteigenschaften des Bauteils aufgrund der insoweit hervorragenden Eigenschaften des quasi-isotropen oder isotropen Materials vorteilhaft ist. Diese im Oberflächenbereich befindlichen Fasern sind beispielsweise aus Fasern mit erhöhten Bruchdehnungen wie etwa Glasfasern im Vergleich zu Kohlenstofffasern ausgeführt.Furthermore, it can be provided that the surfaces of the component consist entirely or in regions of isotropic or quasi-isotropic material, in particular of a fiber composite material, or have this material. The outer layer or layers, i.e. the layers forming the surface of the component, are preferably formed from a quasi-isotropic or isotropic material, in particular fiber material, which is advantageous with regard to the impact properties of the component due to the outstanding properties of the quasi-isotropic or isotropic material is. These fibers located in the surface area are made, for example, from fibers with increased elongation at break, such as glass fibers, compared to carbon fibers.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Bauteil einen oder mehrere variabel axiale Zugstränge und/oder einen oder mehrere variabel axiale Druckstränge umfasst, wobei diese Stränge vorzugsweise schlaufenförmig ausgebildet sind und/oder wobei diese Stränge vorzugsweise aus den ersten Fasern bestehen.In a further embodiment of the invention it is provided that the component comprises one or more variably axial tension cords and/or one or more variably axial compression cords, these cords preferably being loop-shaped and/or these cords preferably consisting of the first fibers.

In bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung handelt es sich bei dem Bauteil um eine Knickstrebe und/oder eine Zug-Druckstrebe eines Flugzeugfahrwerkes.In a preferred embodiment of the invention, the component is a drag strut and/or a push-pull strut of an aircraft landing gear.

Weiterhin ist es vorteilhaft, wenn die genannten Fasern und/oder das genannte Gewebe und/oder die genannte Matrix aus Kohlenstofffasern bestehen oder diese aufweisen und/oder das Bauteil aus kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff (CFK) besteht oder CFK aufweist.Furthermore, it is advantageous if the named fibers and/or the named fabric and/or the named matrix consist of carbon fibers or have them and/or the component consists of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) or has CFRP.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass es sich bei dem Luftfahrzeug um ein Flugzeug handelt.In a further embodiment of the invention it is provided that the aircraft is an airplane.

In weiterer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung ist vorgesehen, dass eine oder mehrere erste Fasern des Faserverbundwerkstoffes relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±5° verlaufen.In a further embodiment of the present invention, it is provided that one or more first fibers of the fiber composite material run at an angle of ±5° relative to the local center line of the component.

Alternativ ist ebenfalls eine Faserstruktur denkbar, bei der eine oder mehrere erste Fasern des Faserverbundwerkstoffes relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±0° verlaufen.Alternatively, a fiber structure is also conceivable in which one or more first fibers of the fiber composite material run at an angle of ±0° relative to the local center line of the component.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, verlaufen eine oder mehrere zweite Fasern des Faserverbundwerkstoffes relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±40° bis ±50°.According to a further preferred embodiment of the present invention, one or more second fibers of the fiber composite material run at an angle of ±40° to ±50° relative to the local center line of the component.

Auch eine Faserstruktur ist denkbar, bei der eine oder mehrere zweite Fasern des Faserverbundwerkstoffes relativ zu der lokalen Mittellinie des Bauteils im Winkel von ±45° verlaufen.A fiber structure is also conceivable in which one or more second fibers of the fiber composite material run at an angle of ±45° relative to the local center line of the component.

Die vorliegende Erfindung betrifft des weiteren ein Verfahren zur Herstellung eines Bauteils gemäß einem der Ansprüche 1 bis 18, wobei es sich bei dem Verfahren um die Taylor-Fibre-Placement-Technik (TFP), um das Verfahren des Automated Tape Laying (ATL) oder um das Verfahren des Automated Fibre Placement (AFP) handelt. Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Denkbar ist es, eine kraftflussgerechte Faserablage durchzuführen, die insbesondere durch eine angepasste Strukturberechnung und Versagensanalyse ermöglicht wird. Es zeigen:

1 eine Draufsicht auf eine Knickstrebe entsprechend der vorliegenden Erfindung,
2 eine Schnittansicht gemäß Schnittlinie A-A in 1,
3 eine Schnittansicht gemäß der Schnittlinie B-B in 1,
4 eine weitere schematische Draufsicht auf die Knickstrebe gemäß der vorliegenden Erfindung,
5 eine weitere schematische Draufsicht auf eine erfindungsgemäße Knickstrebe,
6 eine vergrößerte Ansicht der variablen axialen Faserorientierung eines Bauteils gemäß der vorliegenden Erfindung,
7 eine weitere Draufsicht auf eine erfindungsgemäße Knickstrebe mit den Schnitten gemäß der Linie A-A und mit dem Detail C.
8-11 unterschiedliche Ausführungsformen einer oberen Knickstrebe zur Anbindung an die Flugzeugstruktur.

The present invention further relates to a method for producing a component according to any one of claims 1 to 18, wherein the method is the Taylor Fiber Placement technique (TFP), the method of Automated Tape Laying (ATL) or the process of Automated Fiber Placement (AFP). Further details and advantages of the invention are explained in more detail using an exemplary embodiment illustrated in the drawing. It is conceivable to carry out a fiber placement that is appropriate to the flow of forces, which is made possible in particular by an adapted structural calculation and failure analysis. Show it:

1 a plan view of a drag brace according to the present invention,
2 a sectional view along section line AA in 1 ,
3 a sectional view according to section line BB in 1 ,
4 a further schematic plan view of the drag brace according to the present invention,
5 a further schematic plan view of a drag brace according to the invention,
6 an enlarged view of the variable axial fiber orientation of a component according to the present invention,
7 another plan view of a drag brace according to the invention with the sections along the line AA and with the detail C.
8-11 different embodiments of an upper drag brace for connection to the aircraft structure.

1 zeigt mit dem Bezugszeichen 10 eine Knickstrebe gemäß der vorliegenden Erfindung. 1 10 shows a drag brace according to the present invention.

Wie dies aus 1 hervorgeht, weist die Knickstrebe in ihrer Draufsicht in etwa die Form eines Y auf. In den oberen Endbereichen der beiden Schenkel 12, 14 befinden sich Bolzenanbindungen bzw. Bolzen 120, 140.Like this out 1 shows, the buckling strut is approximately Y-shaped when viewed from above. In the upper end areas of both Legs 12, 14 are bolt connections or bolts 120, 140.

Des weiteren weist die Knickstrebe einen nach unten weisenden Schenkel 16 auf, in dessen unteren Endbereich eine weitere Bolzenverbindung 160 existiert. Diese untere Bolzenverbindung 160 dient zur Aufnahme weiterer Schenkel, während die Bolzenverbindungen 120, 140 zur schwenkbaren Anordnung der Knickstrebe 10 am Flugzeugkörper dient.Furthermore, the drag brace has a leg 16 pointing downwards, in the lower end area of which there is a further bolt connection 160 . This lower bolt connection 160 is used to accommodate further legs, while the bolt connections 120, 140 are used for the pivotable arrangement of the drag brace 10 on the aircraft body.

Mit dem Bezugszeichen 20, 20' sind einzelne Fasern, sogenannte UD-Fasern gekennzeichnet, das heißt unidirektionale Fasern, die die ersten Fasern im Sinne der vorliegenden Erfindung bilden. Wie dies aus 1 hervorgeht, verlaufen diese UD-Fasern 20, 20' entlang der Bauteilkrümmung, das heißt verlaufen relativ zur lokalen Mittellinie jeweils im 0°-Winkel und damit tangential zu dieser lokalen Mittellinie.Individual fibers, so-called UD fibers, are identified by the reference numerals 20, 20', that is to say unidirectional fibers which form the first fibers in the sense of the present invention. Like this out 1 shows, these UD fibers 20, 20' run along the component curvature, that is to say they run at a 0° angle relative to the local center line and are therefore tangential to this local center line.

Diese Fasern verlaufen in Richtung des Kraftflusses, wobei die Fasern 20 in dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel zur Aufnahme von Querlasten und die Fasern 20' zur Aufnahme von Zug- und Druckkräften dienen. In beiden Fällen verlaufen die Fasern, das heißt die erfindungsgemäßen ersten Fasern parallel zur Mittellinie, das heißt verlaufen entlang der Bauteilkrümmung.These fibers run in the direction of the flow of forces, with the fibers 20 in the exemplary embodiment shown here serving to absorb transverse loads and the fibers 20' serving to absorb tensile and compressive forces. In both cases, the fibers, ie the first fibers according to the invention, run parallel to the center line, ie run along the curvature of the component.

Mit dem Bezugszeichen 22 sind weitere Fasern gekennzeichnet, die gemäß 1 über Kreuz verlaufen und jeweils bevorzugtermaßen im 45°-Winkel zur lokalen Mittellinie des Bauteils 10. Diese Fasern verlaufen ebenfalls entlang dem Kraftfluss beim Auftreten von Torsionskräften bzw. Torsionslasten. Sie verlaufen im ±45°-Winkel zur lokalen Mittellinie. Vorteilhafte Ausführungen hierzu sind etwa zwischen ±35° und ±55° Winkeln möglich.With the reference number 22 further fibers are marked, according to 1 run crosswise and preferably at a 45° angle to the local center line of the component 10. These fibers also run along the force flow when torsional forces or torsional loads occur. They run at a ±45° angle to the local midline. Advantageous versions in this regard are possible between approximately ±35° and ±55° angles.

2 zeigt eine Schnittansicht gemäß der Linie A-A oder B-B in 1. 2 shows a sectional view according to the line AA or BB in 1 .

Wie dies aus dieser Schnittlinie hervorgeht, besteht die Knickstrebe 10 aus einem Hohlprofil, dessen Material/Werkstoff durch ein quasi-isotropes Material 30 (QI-Material) gebildet wird. Bei diesem Material kann es sich ebenfalls um eine Faserstruktur insbesondere um ein Fasergewebe handeln. Dieses kann mit einem Epoxydharz versehen sein und gegebenenfalls auch mit Carbonanotubes bzw. multiwalled carbonanotubes, um die Duktilität zu erhöhen und die Harzeigenschaften, beispielsweise des Epoxydharzes zu verbessern.As can be seen from this section line, the buckling strut 10 consists of a hollow profile, the material of which is formed by a quasi-isotropic material 30 (QI material). This material can also be a fiber structure, in particular a fiber fabric. This can be provided with an epoxy resin and optionally also with carbonanotubes or multiwalled carbonanotubes in order to increase the ductility and to improve the resin properties, for example of the epoxy resin.

Mit dem Bezugszeichen 22 sind in 2 erneut die im 45°-Winkel verlaufenden Fasern bzw. Fasergewebe gekennzeichnet, die zur Aufnahme von Torsionskräften dienen und mit dem Bezugszeichen 20, 20' die unidirektionalen Fasern, die in der Hauptkraftrichtung bezüglich Zug- und Druckkräften und Querkräften bzw. Querlasten verlaufen.With the reference number 22 are in 2 again the fibers or fiber fabrics running at a 45° angle, which serve to absorb torsional forces, and the unidirectional fibers running in the main direction of force with regard to tensile and compressive forces and transverse forces or transverse loads are marked with the reference number 20, 20'.

3 zeigt eine andere mögliche Schnittansicht gemäß der Linie A-A bzw. B-B in 1 und verdeutlicht einen weiteren möglichen Aufbau des Bauteils 10 in diesen Schnittebenen. Mit dem Bezugszeichen 30 ist erneut das QI-Material gekennzeichnet und mit dem Bezugszeichen 20, 20' das unidirektionale Material (UD), das heißt die unidirektional verlaufenden Fasern. 3 shows another possible sectional view according to the line AA or BB in 1 and illustrates another possible structure of the component 10 in these sectional planes. The QI material is again identified by the reference number 30 and the unidirectional material (UD), ie the unidirectional fibers, is identified by the reference number 20, 20'.

Mit dem Bezugszeichen B in 2 ist eine dominante Biegeachse des Bauteils gekennzeichnet.With the reference B in 2 a dominant bending axis of the component is marked.

Wie dies aus den Schnittansichten gemäß den 2 und 3 hervorgeht, bildet das quasi-isotrope Material 30 jeweils die Oberflächen des Bauteils, was im Hinblick auf die Impakt-Eigenschaften vorteilhaft ist.As can be seen from the sectional views according to the 2 and 3 shows, the quasi-isotropic material 30 forms the surfaces of the component, which is advantageous with regard to the impact properties.

4 zeigt in einer schematischen Draufsicht erneut eine Knickstrebe 10, wobei das Bezugszeichen 20, 20' erneut den Faserverlauf für Zuglasten und Drucklasten verdeutlicht und zeigt, dass diese Fasern 20, 20' der Bauteilkrümmung φ folgen. Mit dem Bezugszeichen 2 ist der Faserverlauf der Fasern 22 gekennzeichnet, die für Schublasten bzw. Torsionslasten geeignet sind bzw. diese aufnehmen. Das Bezugszeichen 3 kennzeichnet schließlich die schlaufenartige Umschlingung des Bolzenaufnahmebereiches 50 durch die UD-Fasern 20, 20'. Über eine Querstrebe 170 können direkte Zug- und Drucklasten zwischen den Bolzenverbindungen 120 und 140 aufgenommen werden. 4 FIG. 12 shows another buckling strut 10 in a schematic plan view, wherein the reference number 20, 20′ once again clarifies the course of the fibers for tensile loads and compressive loads and shows that these fibers 20, 20′ follow the component curvature φ. The fiber orientation of the fibers 22, which are suitable for or absorb shear loads or torsional loads, is identified by the reference number 2. Finally, the reference number 3 designates the loop-like wrapping around the bolt receiving area 50 by the UD fibers 20, 20'. Direct tensile and compressive loads between the bolt connections 120 and 140 can be absorbed via a cross brace 170 .

5 zeigt eine Draufsicht auf eine Knickstrebe 10. Hier ist mit dem Bezugszeichen 1 eine unterbrochene Faserstruktur gekennzeichnet, die bei Gewebehalbzeugen aus Rollenmaterial auftritt. Diese Figur dient zur Darstellung des Standes der Technik ohne die Fasern 20, 20'. Alternativ sind dies die Fasern 22 ohne Darstellung der Fasern 20, 20'. 5 shows a plan view of a buckling brace 10. Here, reference numeral 1 denotes an interrupted fiber structure, which occurs in semi-finished fabrics made from roll material. This figure is used to show the prior art without the fibers 20, 20'. Alternatively, these are the fibers 22 without showing the fibers 20, 20'.

6 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines Teilbereiches eines erfindungsgemäßen Bauteils 10, wobei mit dem Bezugszeichen 1 ein Faserstrang eines Standardgewebes oder Geleges und mit dem Bezugszeichen 2 ein um 90° zu den Fasern 1 versetzter Faserstrang eines Standardgewebes oder Geleges gezeigt ist. 6 1 shows an exemplary embodiment of a portion of a component 10 according to the invention, reference number 1 showing a fiber strand of a standard fabric or fabric and reference numeral 2 showing a fiber strand of a standard fabric or fabric offset by 90° to the fibers 1 .

Das Bezugszeichen 3 kennzeichnet einen variabel axialen Zugstrang und das Bezugszeichen 4 einen variabel axialen Druckstrang. Diese Stränge 3 und 4 sind bevorzugtermaßen an oder auf 1 und 2 fixiert bzw. positioniert.Reference number 3 designates a variable axial tension strand and reference number 4 a variable axial compression strand. These strands 3 and 4 are preferably fixed or positioned at or on 1 and 2 .

7 zeigt eine weitere Draufsicht auf eine erfindungsgemäße Knickstrebe 10. Dabei zeigt die Schnittansicht A-A gemäß 7, die in 7 ebenfalls im Detail dargestellt ist, dass der Bolzenbereich 50 durch eine metallische Buchse 60 gebildet werden kann, die von Zugschlaufen umgeben ist. 7 shows a further plan view of a drag brace 10 according to the invention. The sectional view AA according to FIG 7 , in the 7 It is also shown in detail that the bolt area 50 can be formed by a metallic bushing 60 surrounded by pull loops.

Mit dem Bezugszeichen 80 ist in der oberen Alternative der Schnittansicht A-A eine Druckschlaufe bzw. Drucksteg gekennzeichnet.A pressure loop or pressure web is identified by reference number 80 in the upper alternative of the sectional view A-A.

Die untere Alternative gemäß der Schnittansicht A-A unterscheidet sich von der vorgenannten Ausführungsform dadurch, dass anstatt der metallischen Buchse 60 ein metallisches Buchsenelement 62 eingesetzt ist, das eine runde Seite und eine gerade Seite aufweist. Die runde Seite wird von den Zugschlaufen 70 umgeben, während an die gerade Seite Druckschlaufen bzw. Druckstege 80 ansetzen. Sowohl die Zugschlaufen 70 als auch die Druckschlaufen 80 können aus UD-Fasern 20, 20' bestehen.The lower alternative according to the sectional view A-A differs from the aforementioned embodiment in that instead of the metal bushing 60 a metal bushing element 62 is used, which has a round side and a straight side. The round side is surrounded by the pull loops 70, while the straight side has pressure loops or pressure webs 80 attached to it. Both the pull loops 70 and the pressure loops 80 can be made of UD fibers 20, 20'.

Das Detail C gemäß 7 zeigt mit dem Bezugszeichen 90 jeweils eine Gewebelage dargestellt. Des weiteren ist gezeigt, dass zwischen den Gewebelagen Zug-Druckstränge bzw. Fasern 95 verlaufen, die als UD-Fasern ausgebildet sein können. Mit dem Bezugszeichen 100 sind lokale Aufdickungen gekennzeichnet, die sich beispielsweise im Bereich einer Bolzenverbindung bzw. in einem Krafteinleitungsbereich befinden können.The detail C according to 7 FIG. 11 shows a fabric layer in each case with the reference number 90 . It is also shown that tension/compression strands or fibers 95, which can be designed as UD fibers, run between the fabric layers. Local thickenings are marked with the reference number 100, which can be located, for example, in the area of a bolt connection or in a force application area.

Das erfindungsgemäße Bauteil kann insgesamt oder teilweise aus einem Faserverbundwerkstoff und vorzugsweise aus CFK bestehen.The component according to the invention can consist entirely or partially of a fiber composite material and preferably of CFRP.

Die vorbeschriebenen Gewebe bzw. die Matrix kann aus demselben Fasermaterial wie beispielsweise die UD-Fasern sowie auch die im 45°-Winkel verlaufenden Fasern bzw. die UD-Fasern können aus demselben Material bestehen wie die zweiten Fasern. Des bedeutet, dass es sich beispielsweise bei dem QI-Material ebenfalls um einen Faserwerkstoff, insbesondere um ein Fasergewebe bzw. Netz handeln kann. Zur Verstärkung dieses Gewebes kann das Gewebe von einem Epoxydharz oder einem sonstigen Harz umgeben sein bzw. daran eingebettet sein.The above-described fabric or the matrix can consist of the same fiber material as, for example, the UD fibers, and also the fibers running at a 45° angle or the UD fibers can consist of the same material as the second fibers. This means that, for example, the QI material can also be a fiber material, in particular a fiber fabric or mesh. To reinforce this fabric, the fabric may be surrounded by or embedded in an epoxy resin or other resin.

Die Herstellung des erfindungsgemäßen Bauteils erfolgt vorzugsweise durch die sogenannte Tailored Fibre Placement-Technik (TFP), bei der auf das Gewebe, beispielsweise auf das quasi-isotrope Gewebe 30 durch einen Klebevorgang oder einen Nähvorgang die Fasern 20, 20' und oder die Fasern 22 aufgebracht werden. Durch ein Drapieren, Knicken oder Falten dieses Gewebes kann nach Einbringen eines geeigneten Harzes eine dreidimensionale Struktur erhalten werden, beispielsweise die erfindungsgemäße Knickstrebe gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel.The component according to the invention is preferably produced using the so-called Tailored Fiber Placement technique (TFP), in which the fibers 20, 20' and/or the fibers 22 be raised. By draping, kinking or folding this fabric, a three-dimensional structure can be obtained after the introduction of a suitable resin, for example the buckling brace according to the present embodiment.

Eine besonders vorteilhafte Ausführung ist hierbei das Harzinjektionsverfahren, bei dem die Fasern in einer Kavität eingelegt werden und anschließend nach dem Anlegen von Vakuum das Matrixharz unter Druck injektiert wird und anschließend unter Druck aushärtet.A particularly advantageous embodiment here is the resin injection process, in which the fibers are placed in a cavity and then, after the application of a vacuum, the matrix resin is injected under pressure and then hardens under pressure.

Alternativ können auch vorgemischte Faser-Matrix-Werkstoffe, sogenannte, Prepregs, zum Einsatz kommen. In diesem Falle erfolgt nach der Faser-Matrix-Verbundablage eine Konsolidierung etwa im Autoklav- oder Pressverfahren. Auch thermoplastische Matrixsysteme können so zum Einsatz kommen.Alternatively, premixed fiber matrix materials, so-called prepregs, can also be used. In this case, after the fiber-matrix composite has been laid, a consolidation takes place, for example in an autoclave or pressing process. Thermoplastic matrix systems can also be used in this way.

Ein denkbares Anwendungsgebiet für das erfindungsgemäße Bauteil ist eine Knickstrebe, vorzugweise obere Knickstrebe, die vorzugsweise in einem Bugfahrwerk eines Flugzeuges zum Einsatz kommt.A conceivable area of application for the component according to the invention is a drag strut, preferably an upper drag strut, which is preferably used in a nose landing gear of an aircraft.

Bei heutigen Flugzeugen auf dem Markt wird die obere Knickstrebe von Bugfahrwerken mit zwei Bolzen mit der Flugzeugstruktur angebunden. Unterschieden werden dabei Bolzen, die von „innen“, wie dies in 8 dargestellt ist und Bolzen, die von „außen“, wie dies aus 9 hervorgeht, montiert werden. Dies wird je nach Bauart des Flugzeuges (Anschlusspunkt im bedruckten Bereich ja/nein) vorgegeben. Entsprechend unterschiedlich gestalten sich die oberen Knickstreben.In today's aircraft on the market, the upper drag brace of nose gears is bolted to the aircraft structure with two bolts. A distinction is made between bolts that come from "inside", as shown in 8th is shown and bolts out from "outside" like this 9 appears to be mounted. This is specified depending on the type of aircraft (connection point in the printed area yes/no). The upper buckling braces are correspondingly different.

Für eine obere Knickstrebe ist die Variante gemäß 9 deutlich vorteilhafter, da hier im Pintle Pin Bereich ein geschlossener Querschnitt verwendet werden kann und das Gewicht dadurch reduziert wird.For an upper drag brace, the variant according to 9 significantly more advantageous, since a closed cross-section can be used in the pintle pin area and the weight is reduced as a result.

Für eine Leichtbau Knickstrebe kann dieser geschlossene Querschnitt 200 als ein Rohr oder Rechteck oder als ein sonstiges geschlossenes Profil ausgeführt sein, wie dies aus 10 hervorgeht.For a lightweight drag strut, this closed cross-section 200 can be in the form of a tube or rectangle or other closed profile, as shown in FIG 10 emerges.

Bisher sind nur obere Knickstreben aus CFK bekannt, bei denen der obere Pintle Bereich offen gestaltet ist. Bei diesen wird der Pintle Pin, wie in 8 von innen gesteckt. Der offen gestaltete Bereich muss durch entsprechenden Materialaufwand soweit verstärkt werden, damit er eine ausreichende Steifigkeit bekommt. Diese Steifigkeit kann durch ein geschlossenes Profil mit weniger Gewicht erreicht werden.So far, only upper buckling braces made of CFRP are known, in which the upper pintle area is open. With these, the pintle pin, as in 8th plugged in from the inside. The openly designed area must be reinforced with the appropriate amount of material so that it has sufficient rigidity. This stiffness can be achieved with a closed profile with less weight.

Vorteilhaft ist somit die Verwendung eines geschlossenen Profils im Pintle Pin Bereich. Die Pintle Pins müssen dann von außen eingesteckt werden.The use of a closed profile in the pintle pin area is therefore advantageous. The pintle pins must then be inserted from the outside.

Als Vorteil ergibt sich eine leichte, d.h. gewichtsreduzierte obere Knickstrebe in Leichtbauweise, vorzugsweise aus CFK.The advantage is a light, ie weight-reduced upper drag brace in a lightweight construction, preferably made of CFRP.

Vorteilhaft ist somit die obere Knickstrebe gemäß der vorliegenden Erfindung in Leichtbauweise (z.B. CFK) mit geschlossenem Profil 200 (z.B. Rohr) im Pintle Pin Bereich auszubilden, bei dem die Pintle Pins von außen montiert werden, wie dies aus 11 hervorgeht. Dadurch kann eine Gewichtsreduktion der oberen Knickstrebe erreicht werden.The upper drag brace according to the present invention is therefore advantageously of lightweight construction (eg CFRP) with a closed profile 200 (eg tube) in the pintle pin area, in which the pintle pins are mounted from the outside, as shown 11 emerges. As a result, the weight of the upper drag brace can be reduced.

Grundsätzlich können sämtliche der in den 8 bis 11 gezeigten Anordnungen durch eine Knickstrebe in Leichtbauweise, vorzugweise CFK realisiert werden. Besonders vorteilhaft ist dabei der Einsatz eines erfindungsgemäßen Bauteils als obere Knickstrebe.In principle, all of the 8th until 11 Arrangements shown can be realized by a drag brace in lightweight construction, preferably CFRP. The use of a component according to the invention as the upper drag brace is particularly advantageous.

Claims

Component consisting of or having at least one fiber composite material, the component being a landing gear or a part of a landing gear of an aircraft, the fiber composite material having one or more first fibers which are inclined relative to the local center line of the component at an angle of ± 10 ° run, ie follow the component curvature, and / or has one or more second fibers, which run relative to the local center line of the component at an angle of ± 30 ° to ± 60 °, characterized in that the component as an upper buckling strut in lightweight construction with closed profile is formed in the pintle pin area, and the pintle pins are mounted from the outside.

component after claim 1 , characterized in that the component has a fabric and that the first fibers and / or the second fibers are connected by threads or the like or by an adhesive bond with the fabric.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component has at least one force application area, in particular a receptacle for a fastener and preferably at least one bolt receptacle and that the first fibers extend completely or partially in the form of a loop around the force application area and/or that the first fibers are connected to the end face of the force application area.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component is constructed in multiple layers, it being preferably provided that a layer of isotropic or quasi-isotropic material, in particular a fiber composite material, follows a layer of said first fibers or that the aforementioned layers alternate with one another are arranged.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component is designed to be hollow, at least in sections, and is preferably designed with a peripheral wall in cross-section.

component after claim 5 , characterized in that the wall thickness of the component is constant or variable over its extent and/or that the fiber orientation of the first and/or the second fibers is homogeneous or variable over the extent of the component.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component is multi-layered and that the component has at least one force application area, in particular a receptacle for a fastener and preferably at least one bolt receptacle, with at least one local thickening being provided in the area of the force application area.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component has carbon nanotubes, in particular multiwalled carbon nanotubes and/or at least one resin, in particular at least one epoxy resin.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the first and/or the second fibers are in the form of a continuous or in the form of an interrupted fiber structure and/or that the second fibers are present at least in regions in a wound form.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the surfaces of the component consist entirely or in regions of isotropic or quasi-isotropic material, in particular fiber composite material, or have this material.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component comprises one or more variably axial tension strands and/or one or more variably axial compression strands, these strands preferably being designed in a loop shape and/or these strands preferably consisting of the first fibers.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the component is a drag strut or a push-pull strut of an aircraft landing gear.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the fibers mentioned and/or the fabric mentioned and/or the matrix mentioned consist of carbon fibers or have them and/or the component consists of CFRP or has CFRP.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that the aircraft is an airplane.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that one or more first fibers of the fiber composite material run at an angle of ±5° relative to the local center line of the component.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that one or more first fibers of the fiber composite material run at an angle of ±0° relative to the local center line of the component.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that one or more second fibers of the fiber composite material run at an angle of ±40° to ±50° relative to the local center line of the component.

Component according to one of the preceding claims, characterized in that one or more second fibers of the fiber composite material run at an angle of ±45° relative to the local center line of the component.

Method for producing a component according to one of Claims 1 until 18 , characterized in that the component is produced by the tailored fiber placement technique (TFP), by the method of automated tape laying (ATL) or by the method of automated fiber placement (AFP).