DE19732513C2 - Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur - Google Patents
Verfahren zur Herstellung einer VerbundstrukturInfo
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Description
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer Verbundstruk
tur von Aktuatoren für zugbelastete Komponenten, wobei auf den beiden flächigen Seiten eines plattenförmigen
Piezoelementes mit mechanischen Vorspannungen versehene
Elemente in Form von Faserverbundplatten aufgebracht
werden.
Verbundstrukturen aus plattenförmigen Elementen, zwischen
denen eine plattenförmige Piezokeramik angeordnet ist, wer
den zunehmend als Bauteile für Hochgeschwindigkeitsaktuato
ren z. B. zur aktiven Lärmbekämpfung verwendet; es besteht
auch der Wunsch derartige Verbundstrukturen zur Ansteuerung
der Rotoren von Hubschraubern zu verwenden.
Die üblicherweise dazu verwendeten plattenförmigen Piezoke
ramiken weisen eine hohe Zug- und Drucksteifigkeit sowie
eine hohe Druckfestigkeit auf. Die Zugfestigkeit hingegen
und die erreichbaren aktiven Dehnungen sind jedoch gering.
Diese Nachteile verhindern die erfolgreiche Verwendung von
mit Piezokeramiken versehenen Verbundstrukturen zur An
steuerung der Rotoren vor Hubschraubern. Die Rotoren erzeu
gen nämlich durch Fliehkräfte bedingte Zugdehnungen; auch
aus den Biegemomenten resultieren Zugdehnungen, die von den Piezokeramiken nicht
vertragen werden.
Die US-PS 5,632,841 bildet den nächstliegenden Stand der Technik.
Die bekannte Lösung verwendet als Trägermaterial eine vorgespannte Schicht auf
deren Oberseite eine Piezoschicht angeordnet wird. Durch Erhitzung und Abkühlung
werden vorgespannte Schicht und Piezoschicht miteinander verbunden. Wie dortige
Fig. 2 zeigt, ist die vorgespannte Schicht gebogen und ist in dieser gebogenen
Geometrie als Bauteil zu verwenden. Beim Anordnen einer Piezoschicht auf der
Oberfläche der vorgespannten Schicht können natürlich keine Vorspannkräfte auf die
Piezoschicht einwirken. Um die Piezoschicht unter Vorspannung setzen zu können,
macht sich ein gemeinsames Erhitzen und Abkühlen erforderlich. Das erfordert einen
nachteiligen Zeit- und Kostenaufwand. Nachteilig ist auch, daß mit diesem Verfahren
keine höhere Lastragfähigkeit des Piezoelements erzielbar ist, insbesondere nicht bei
hoher Zugbelastung der Verbundstruktur.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur von
Aktuatoren zu schaffen, bei denen einerseits die ausnutzbare aktive Dehnung sich
nicht wesentlich verringert, andererseits aber bei Zugbelastung der Verbundstruktur
die Piezokeramik nicht auf Zug beansprucht wird; insbesondere soll das Verfahren zur
Herstellung einer Verbundstruktur zur Ansteuerung von Rotoren für Hubschrauber
dienen.
Ausgehend von einer Verbundstruktur der eingangs näher genannten Art erfolgt die
Lösung dieser Aufgabe mit den im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angege
benen Verfahrensschritten; vorteilhafte Ausgestaltungen des erfindungsgemässen
Verfahrens sind in den Unteransprüchen beschrieben.
Erfindungsgemäß wird also vorgeschlagen, daß die plattenförmige Piezokeramik durch
Verklebung mit den vorgespannten anisotropen oder isotropen Faserverbundplatten
fest eingebettet wird. Die Vorspannung in Form einer Dehnung kann durch mecha
nische Lasten oder auch durch andere Effekte erhalten werden. Nach der Herstellung
der Verbundstruktur wird diese von den Vorspannungskräften entlastet. Die aufge
brachte Vorspannung ist gezielt auf die Verbundstruktur abzustimmen, so daß die
passiven Zugdehnungen vertragen werden, jedoch die ausnutzbaren aktiven
Dehnungen sich nicht wesentlich vermindern.
Durch die gezielt angelegte Vorspannung mit vorbestimmter Richtung und Größe kann
die Verbundstruktur derart optimiert werden, daß die passiven Zugdehnungen auf die
Piezokeramik so groß gewählt werden können, daß sie gerade noch vertragen
werden. Auf diese Weise wird der Bereich der nutzbaren aktiven Dehnung maxi
miert. Die exakte Auswahl der Vorspannung nach Größe und Richtung ist besonders
im Hinblick auf den hier beachtlichen Anwendungsfall des Hubschrauberrotors, wo
hohe Zugkräfte und entsprechend hohe Spannungen im Betrieb auftreten, von Vor
teil.
Im folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnungen näher erläutert, in der ein
vorteilhaftes Ausführungsbeispiel dargestellt ist; es zeigen:
Fig. 1 ein nach dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestelltes Ausführungsbeispiel einer Verbundstruktur;
Fig. 2 eine Draufsicht auf eine der Faserverbundplatten mit einer schemati
schen Darstellung der Vorspannung;
Fig. 3 einen senkrechten Schnitt durch eine Verbundstruktur während ihrer
Herstellung, und
Fig. 4 eine grafische Darstellung der Vorspann- und Steifigkeitsverhältnisse
in Abhängigkeit vom Wirkungsgrad der aktiven Dehnung.
Fig. 1 zeigt eine Verbundstruktur 3, die aus einem plattenförmigen Piezoelement 1
besteht, welches auf seinen beiden flächigen Seiten jeweils mit einer Faserverbund
platte 2 versehen ist. Bevor die Piezokeramik 1 mit den beiden Faserverbundplatten 2
verbunden wird, werden diese beiden Faserverbundplatten 2, wie es in Fig. 2 sche
matisch dargestellt ist, in der Plattenebene mit einer auf die Festigkeitseigenschaften
der Faserverbundplatten und der Piezokeramik abgestimmten Vorspannung beauf
schlagt. Die Faserverbundplatte wird dabei durch eine mechanisch angreifende Kraft
in Richtung der Pfeile F1, F2 gedehnt. Es ist auch möglich, die Faserverbundplatte 2
mit einer Vorspannung zu beaufschlagen, die sich aus nur in einer Richtung F1 oder
F2 angreifenden Kraft ergibt.
Nach dem Anlegen der Vorspannung, wie sie durch die Pfeile F1, F2 schematisch
gekennzeichnet ist, an die beiden Faserverbundplatten 2 werden diese mit der plat
tenförmigen Piezokeramik gemäß Fig. 3 unter Aufbringen von senkrecht auf die bei
den Faserverbundplatten einwirkenden Anpreßdruck q verklebt. Nach Beendigung
der Verklebung, eventuell nach entsprechender Aushärtung des verwendeten Kleb
stoffes werden die beiden Faserverbundplatten 2 von den angelegten Vorspannkräf
ten entlastet.
Die Verbundstruktur, wie sie in Fig. 1
dargestellt ist, wird also während ihrer Herstellung derart
vorgespannt, dass einerseits die ausnutzbare aktive Dehnung
sich nicht wesentlich verändert, andererseits aber bei Zug
belastung der Verbundstruktur die Piezokeramik 1 nicht auf
Zug beansprucht wird.
Damit die Verbundstruktur die passiven Zugdehnungen aus
hält, die ausnutzbaren aktiven Dehnungen sich jedoch nicht
wesentlich vermindern, muss eine entsprechende Optimierung
insbesondere der Faserverbundplatten erfolgen. Im folgenden
werden entsprechende Dimensionsvorschriften für die erfin
dungsgemässe Herstellung der Verbundstruktur dargelegt, wo
bei die folgenden Bezeichnungen verwendet werden:
1 Piezokeramikelement
2 Vorspannelement
Ep Elastizitätsmodul des Piezokeramikelements
tp Dicke des Piezokeramikelements
Ev Elastizitätsmodul des Vorspannelements
tv Gesamtdicke der Vorspannelemente
εe Elastische Druckvorspannung des Piezoelements
εv Vordehnung des Vorspannmaterials (vor dem Ver kleben)
2 Vorspannelement
Ep Elastizitätsmodul des Piezokeramikelements
tp Dicke des Piezokeramikelements
Ev Elastizitätsmodul des Vorspannelements
tv Gesamtdicke der Vorspannelemente
εe Elastische Druckvorspannung des Piezoelements
εv Vordehnung des Vorspannmaterials (vor dem Ver kleben)
Vorspannverhältnis
Steifigkeitsverhältnis
εp Aktive Dehnung des Piezomaterials allein
εa Aktive Dehnung der Verbundstruktur
εp Aktive Dehnung des Piezomaterials allein
εa Aktive Dehnung der Verbundstruktur
Wirkungsgrad der aktiven Dehnung der Verbundstruktur
Kraftfluß
b Breite der Verbundstruktur
b Breite der Verbundstruktur
Die aktive Dehnung der Verbundstruktur lässt sich analog zu
Punkt 1. berechnen, wobei hierbei die Piezokeramik das durch
den piezoelektrischen Effekt vorgedehnte Material ist, das die
Schichten der Faserverbundplatten mit verformt.
Aus Gleichung (6) lässt sich ein Wirkungsgrad berechnen, der
definiert, welcher Anteil der aktiven Dehnung des Piezomateri
als in der Verbundstruktur umgesetzt werden kann.
Aus dem gewünschten Wirkungsgrad ergibt sich das dafür einzu
haltende Steifigkeitsverhältnis S zwischen der vorgespannten
Faserverbundplatte und der aktiven Piezokeramik. Mit der auf
grund der von aussen angelegten Zugbelastung notwendigen Druck
vorspannung εe der Piezokeramik lässt sich die dafür erforderliche
Vordehnung εv der Faserverbundplatten aus der Gleichung
(5) ermitteln:
Die Zusammenhänge zwischen ηε, S und V sind im Diagramm von
Fig. 4 dargestellt, wobei links an der Ordinate das Vorspann
verhältnis V abgetragen ist, auf der Abszisse der Wirkungsgrad
der aktiven Dehnung und rechts an der Ordinate das Steifig
keitsverhältnis S.
Für einen gewünschten Wirkungsgrad ηε = 70% benötigt man ein
Steifigkeitsverhältnis S = 0,43 und ein Vorspannverhältnis V =
3,33.
Die vorgespannte Faserverbundplatte muss also 43% der Steifig
keit der Piezokeramik aufweisen und auf das 3,33-fache der
gewünschten Druckvorspannung der Piezokeramik vorgedehnt wer
den.
Claims (4)
1. Verfahren zum Herstellen einer Verbundstruktur von Aktuatoren für zugbelastete Komponenten, wobei auf den beiden
flächigen Seiten eines plattenförmigen Piezoelementes mit mechanischen Vorspannungen versehene
Elemente in Form von Faserverbundplatten aufgebracht werden, dadurch ge
kennzeichnet, daß die mechanischen Vorspannungen als in Ebene der beiden Faserverbundplatten (2) wirkende Zugspannungen
nach Richtung und Größe gezielt angelegt sind, daß die so auf Zug vorgespannten Faser
verbundplatten (2) anschließend mit der Piezokeramik (1) über die gesamten Be
rührungsflächen verklebt werden und daß nach erfolgter Verklebung die auf Zug vorge
spannten Faserverbundplatten entlastet werden.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Faser
verbundplatten mit in nur einer Richtung wirkenden Vorspannung F1 oder F2
beaufschlagt werden.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Faser
verbundplatten mit in senkrecht aufeinander stehenden Richtungen wirkenden
Vorspannungen F1 und F2 beaufschlagt werden.
4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die eine Piezokeramik (1) tragende
Faserverbundplatte (2) Strukturbestandteil
eines Rotorblattes ist.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19732513A DE19732513C2 (de) | 1997-07-29 | 1997-07-29 | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur |
GB9815652A GB2327809B (en) | 1997-07-29 | 1998-07-17 | Method of producing a composite structure |
FR9809375A FR2766968A1 (fr) | 1997-07-29 | 1998-07-22 | Procede de fabrication d'une structure composite |
US09/120,588 US6162313A (en) | 1997-07-29 | 1998-07-22 | Method for producing a composite structure including a piezoelectric element |
JP10210713A JP2978158B2 (ja) | 1997-07-29 | 1998-07-27 | 複合構造物の製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19732513A DE19732513C2 (de) | 1997-07-29 | 1997-07-29 | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur |
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Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19732513A1 DE19732513A1 (de) | 1999-02-18 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19732513A Expired - Fee Related DE19732513C2 (de) | 1997-07-29 | 1997-07-29 | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur |
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FR (1) | FR2766968A1 (de) |
GB (1) | GB2327809B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007022093A1 (de) * | 2007-05-11 | 2008-11-13 | Epcos Ag | Piezoelektrisches Vielschichtbauelement |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1168463A1 (de) * | 2000-06-23 | 2002-01-02 | DORNIER GmbH | Faserverbundwerkstoff mit darin integriertem piezoelektrischem Sensor oder Aktor |
US6739729B1 (en) * | 2000-06-27 | 2004-05-25 | The Boeing Company | Composite backed prestressed mirror for solar facet |
US7198250B2 (en) * | 2000-09-18 | 2007-04-03 | Par Technologies, Llc | Piezoelectric actuator and pump using same |
KR20030034192A (ko) * | 2000-09-18 | 2003-05-01 | 클리포드 엔. 로젠 | 압전 액추에이터 및 이를 사용하는 펌프 |
DE10206977B4 (de) * | 2001-02-24 | 2009-04-02 | Caterpillar Inc., Peoria | Verfahren zur Herstellung eines mehrschichtigen Bauelements sowie danach hergestelltes Bauelement |
DE50212202D1 (de) * | 2001-05-11 | 2008-06-19 | Caterpillar Inc | Verfahren zur Herstellung eines flachen mehrschichtigen Biegewandlers sowie entsprechender Biegewandler |
GB0115858D0 (en) * | 2001-06-28 | 2001-08-22 | Pbt Ip Ltd | Piezo-electric device and method of construction thereof |
DE20202297U1 (de) | 2001-09-07 | 2002-08-29 | Drei S Werk Praez Swerkzeuge G | Flacher Aktor oder Sensor mit interner Vorspannung |
US6771007B2 (en) * | 2002-04-17 | 2004-08-03 | The Boeing Company | Vibration induced perpetual energy resource |
US6994762B2 (en) * | 2003-02-10 | 2006-02-07 | The Boeing Company | Single crystal piezo (SCP) apparatus and method of forming same |
US7290993B2 (en) * | 2004-04-02 | 2007-11-06 | Adaptivenergy Llc | Piezoelectric devices and methods and circuits for driving same |
US7287965B2 (en) * | 2004-04-02 | 2007-10-30 | Adaptiv Energy Llc | Piezoelectric devices and methods and circuits for driving same |
US20050225201A1 (en) * | 2004-04-02 | 2005-10-13 | Par Technologies, Llc | Piezoelectric devices and methods and circuits for driving same |
US7312554B2 (en) * | 2004-04-02 | 2007-12-25 | Adaptivenergy, Llc | Piezoelectric devices and methods and circuits for driving same |
DE102004055130A1 (de) * | 2004-11-16 | 2006-05-18 | Volkswagen Ag | Verbundmaterial mit einem Schichtaufbau sowie daraus hergestelltes Bauteil |
US7258533B2 (en) * | 2004-12-30 | 2007-08-21 | Adaptivenergy, Llc | Method and apparatus for scavenging energy during pump operation |
US20060147329A1 (en) * | 2004-12-30 | 2006-07-06 | Tanner Edward T | Active valve and active valving for pump |
US20060232166A1 (en) * | 2005-04-13 | 2006-10-19 | Par Technologies Llc | Stacked piezoelectric diaphragm members |
JP2008537461A (ja) * | 2005-04-13 | 2008-09-11 | アダプティブエナジー・リミテッド・ライアビリティー・カンパニー | フレキシブル膜上に導体を備える圧電ダイヤフラムアセンブリ |
US20070075286A1 (en) * | 2005-10-04 | 2007-04-05 | Par Technologies, Llc | Piezoelectric valves drive |
US20070129681A1 (en) * | 2005-11-01 | 2007-06-07 | Par Technologies, Llc | Piezoelectric actuation of piston within dispensing chamber |
WO2007061610A1 (en) * | 2005-11-18 | 2007-05-31 | Par Technologies, Llc | Human powered piezoelectric power generating device |
US8915710B2 (en) | 2005-12-09 | 2014-12-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Brushless direct current (BLDC) motor based linear or rotary actuator for helicopter rotor control |
US20080246367A1 (en) * | 2006-12-29 | 2008-10-09 | Adaptivenergy, Llc | Tuned laminated piezoelectric elements and methods of tuning same |
JP5029692B2 (ja) * | 2007-10-16 | 2012-09-19 | 株式会社村田製作所 | 圧電ポンプ |
JP5505559B2 (ja) * | 2011-10-11 | 2014-05-28 | 株式会社村田製作所 | 流体制御装置、流体制御装置の調整方法 |
IL230775B (en) | 2014-02-02 | 2018-12-31 | Imi Systems Ltd | Pre-stressed curved ceramic panels/tiles and a method for their production |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4922096A (en) * | 1988-02-11 | 1990-05-01 | Simmonds Precision Products, Inc. | System for monitoring and controlling physical movement |
DE4025618A1 (de) * | 1990-08-13 | 1992-02-20 | Siemens Ag | Piezoelektrisches roehrchen und verfahren zur herstellung desselben |
US5632841A (en) * | 1995-04-04 | 1997-05-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thin layer composite unimorph ferroelectric driver and sensor |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2756353A (en) * | 1950-04-10 | 1956-07-24 | Gen Electric | Bender-mode piezoelectric device and method of making the same |
US3817806A (en) * | 1972-06-01 | 1974-06-18 | Acryltech Inc | Method for prestressing reinforced thermoset resins |
JPS6048112B2 (ja) * | 1979-05-02 | 1985-10-25 | ソニー株式会社 | 電気・機械変換素子 |
CA1165860A (en) * | 1979-12-12 | 1984-04-17 | Susumu Nishigaki | Piezoelectric electro-mechanical bimorph transducer |
US4849668A (en) * | 1987-05-19 | 1989-07-18 | Massachusetts Institute Of Technology | Embedded piezoelectric structure and control |
DE3732412A1 (de) * | 1987-09-25 | 1989-04-13 | Siemens Ag | Ultraschallwandler mit astigmatischer sende-/empfangscharakteristik |
US5224826A (en) | 1989-07-26 | 1993-07-06 | Massachusetts Institute Of Technology | Piezoelectric helicopter blade flap actuator |
US5305507A (en) * | 1990-10-29 | 1994-04-26 | Trw Inc. | Method for encapsulating a ceramic device for embedding in composite structures |
US5485053A (en) | 1993-10-15 | 1996-01-16 | Univ America Catholic | Method and device for active constrained layer damping for vibration and sound control |
JP3589482B2 (ja) * | 1994-04-06 | 2004-11-17 | 大西 一正 | 圧電振動体 |
US5429693A (en) * | 1994-05-09 | 1995-07-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Method of making a prestressed composite materials |
DE19528155C1 (de) | 1995-08-02 | 1996-06-27 | Deutsche Forsch Luft Raumfahrt | Verdrehbares Rotorblatt aus faserverstärktem Kunstharz |
US5849125A (en) * | 1997-02-07 | 1998-12-15 | Clark; Stephen E. | Method of manufacturing flextensional transducer using pre-curved piezoelectric ceramic layer |
-
1997
- 1997-07-29 DE DE19732513A patent/DE19732513C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-07-17 GB GB9815652A patent/GB2327809B/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-07-22 FR FR9809375A patent/FR2766968A1/fr not_active Withdrawn
- 1998-07-22 US US09/120,588 patent/US6162313A/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-07-27 JP JP10210713A patent/JP2978158B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4922096A (en) * | 1988-02-11 | 1990-05-01 | Simmonds Precision Products, Inc. | System for monitoring and controlling physical movement |
DE4025618A1 (de) * | 1990-08-13 | 1992-02-20 | Siemens Ag | Piezoelektrisches roehrchen und verfahren zur herstellung desselben |
US5632841A (en) * | 1995-04-04 | 1997-05-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thin layer composite unimorph ferroelectric driver and sensor |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
DE-Z.: Industrieanzeiger 48-49/95, S.38-40 * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007022093A1 (de) * | 2007-05-11 | 2008-11-13 | Epcos Ag | Piezoelektrisches Vielschichtbauelement |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB9815652D0 (en) | 1998-09-16 |
US6162313A (en) | 2000-12-19 |
JP2978158B2 (ja) | 1999-11-15 |
FR2766968A1 (fr) | 1999-01-29 |
GB2327809A (en) | 1999-02-03 |
GB2327809B (en) | 2001-09-12 |
JPH11124094A (ja) | 1999-05-11 |
DE19732513A1 (de) | 1999-02-18 |
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Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE19732513C2 (de) | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur | |
DE10304530B4 (de) | Verformbares aerodynamisches Profil | |
DE602006000759T2 (de) | Planarer Aktor mit Sandwich-Aufbau und Anwendung zur Torsion einer Struktur | |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: EUROCOPTER DEUTSCHLAND GMBH, 86609 DONAUWOERTH, DE |
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D2 | Grant after examination | ||
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