Wo kommt das gute Zeug her?
Schon länger nichts mehr am Flieger getan, das muss sich ändern…
Langwierige Aktion: Das notwendige Holz (Red Cedar) besorgen. Zig E-Mails und Telefonate später hatte schließlich ein Lieferant für Gitarrenbauer eine ordentliche Planke, die auch lang genug war. Einmal zersägt, winkelig abgeschnitten und dann V-förmig ausgehöhlt:
Anschließend zusammengeklebt…
…und die notwendigen Vorkehrungen zur Anbringung der Beschläge ausgeführt:
Die originale für den Motor ist aus Stahl und damit v.z.s. (viel zu schwer). Sie wird also aus CFK hergestellt. Dazu habe ich das Hochtemperaturharz Sicomin SR1660/SD7820 verwendet. Man muss es, genauso wie die Form, ordentlich vorwärmen (auf 40 °C), dann stimmt auch die Viskosität wieder. Das Ergebnis lässt sich so super entformen…
… so dass man einfach jede Gewebelage voneinander abziehen kann!
Das Harz war auch nach zwei Tagen Aushärtung bei Raumtemperatur extrem spröde und sowas von nicht flexibel, so dass es bei der kleinsten Bewegung des Gewebes in winzigste Kristalle zerbröselt ist. Ein Ziehen an der ersten Seite hat den Rand sofort delaminiert. Durch Klopfen an die Form und die üblichen Tricks hat es sich natürlich auch nicht entformen lassen. *grrr*
Also noch einmal laminieren… Diesmal bei 8h @ 60 °C vorgetempert und erst danach entformt, was gut funktioniert hat. Lagenaufbau (von außen nach innen): 2x 163 g/m² Glas, 200 g/m² Kohle, 163 g/m² Glas. Auf den Rand wird eine (vorher mit Trennwachs und PVA behandelte) Glasscheibe aufgelegt, dann wird dieser spiegelglatt.
Das kleine Loch in der Ecke dient zum Ablassen des Öls. Dort wird auch der Öltemperaturfühler eingeschraubt:
Die Hauptbolzen sollen nach Vorschlag des Konstrukteurs direkt in gebohrte Löcher in die Spanten gesteckt werden, das ist mir zu gefährlich (gibt nach einiger Zeit ovale Löcher im Holz…).
Daher Buchsen für die Aufnahme des Hauptbolzens aus AW7075 gedreht. Dabei das Passungsspiel minimiert, so dass die Buchsen gerade noch per Hand auf den Bolzen schiebbar sind. Die Bolzen haben Passung h7 => DA=18+0,00-0,02 mm; die Buchsen haben vor dem Anodisieren Di=18+0,19+0,10 mm. Durch das Anodisieren wird sich das nochmal um ca. 30 µm reduzieren.
Die Buchsen werden später in die Spanten C2 und C3 eingeklebt; damit der Kleber eine Chance auf Haftung hat, haben sie einen Kreuzrändel bekommen.
Buchsen und Hauptbolzen.
Ach ja: Die Hauptbolzen habe ich aus 42CrMoS4 machen lassen. Die haben Festigkeit 10.9, sind vergütet und plasmanitriert, Rockwell-Härte HRC 57-61. Das ging eindeutig über meine Kompetenzen (und werkzeugtechnischen Möglichkeiten) hinaus. Die werden definitiv halten!
Alle 45°-Schrägen abgehobelt und mit 40er Schleifpapier abgeschliffen. Die vorderen 45°-Beplankungen mittels Pappschablone (da die Abwicklung kompliziert ist) ausgeschnitten und zum „Vorformen“ über Nacht auf den Rumpf gelegt (abgesehen davon ist die Luftfeuchte momentan zu groß zum Verkleben). Das „Boot“ sieht jetzt schon ganz nett aus:
Das Boot (I).
Das Boot (II).
Kleiner Exkurs: Nach dem Durchleuchten wurden die Fehlstellen im Sperrholz mit Roststift markiert. Beim Zuschneiden aller Teile wird peinlichst darauf geachtet, keine Fehlstellen zu verbauen:
Vermeiden von Fehlstellen.
Die ersten Biegeprüfungen des Oregon Pine sind kläglich gescheitert. Sie wurden an einer professionellen Zugmaschine durchgeführt und zeigten lediglich ~60% der geforderten Festigkeit. Das hat mir zuletzt schlaflose Nächte bereitet und ich habe die weiteren Arbeiten am Flieger gestoppt.
Heute habe ich dann zusammen mit Mario erfolgreich die Bruchtests durchgeführt (mit der einfachen Methode nach Serge Pennec – Analogwaage und Wagenheber – vielen Dank für’s Zusammenbauen, Mario!).
Sämtliche Proben haben die Biegefestigkeitsanforderung bequem erfüllt. Wir liegen im Schnitt bei 84,7±6,9 N/mm² (nach Bibel umgerechnet auf 12% Restfeuchte). Gefordert waren lediglich 71 N/mm².
Damit kann es ungebremst weitergehen! 🙂
Manöverkritik: Ursachen für die schlechten Ergebnisse an der Profi-Zugmaschine sind (gestern früh am FEM durchgerechnet):
(Bilder folgen noch)
… da stand was in einem Forum, was mich stutzig gemacht hat: Scheinbar hat das von mir verwendete Epoxidharz LR 385 Probleme, Glasfasern mit dem üblichen Finish FK-144 zu benetzen.
DG Flugzeugbau weist in einer „Service Info“ und anderen Reparaturanleitungen ausdrücklich darauf hin, dass Glasfaserbauteile nicht mit LR 385 repariert werden dürfen bzw. eine Benutzung nur für CFK erfolgen darf (bei dem diese Schlichte nicht verwendet wird).
Da stellt sich mir die simple Frage: Warum steht so etwas Elementares nicht im Harz-Datenblatt?
Nach einem Telefonat mit Mario ist mir gestern siedend heiß eingefallen, dass ich zwar die SLW-Rippen schon auf den XPS-Schaum geklebt habe, letzteres aber noch nicht getempert war. Also nix wie ab mit einem Teststück in den Backofen und bei 70 °C gebacken…
Heute früh gleich doppelte Entwarnung: Das XPS schrumpft kaum (ich habe <0,2% gemessen)! Habe mich daher dazu entschlossen, die SLW-Rippen nicht vorab zu tempern. Hoffentlich fällt mir das später nicht wieder auf die Füße…
Länger keinen Beitrag geschrieben, weil beruflich viel zu tun und wenig am Flieger machen können (Prüfer hatte keine Zeit, was mich 2-3 Wochen ausgebremst hat und ich nicht so mutig wie Mario bin…).
Deshalb die Garage weiter vorbereitet. Das Rennrad hängt jetzt an der Wand, die Kinder-Fahrräder, Kettcars, etc. müssen weichen. Die Beschädigungsgefahr (nicht der Räder oder Kinder 😉 ) ist enorm, außerdem lassen die Eumel die Tür häufig offen, so dass es reinregnet. Also bekomen die jetzt einen bedachten Unterstand (aus Holz, ist klar!) im Garten. Die Platten dafür habe ich am extrem heißen (37 °C) Pfingstwochende gelegt und ausnivelliert. Überdachung kommt noch (Schneelast ist mit 75 kg/m² gerechnet).
Weiterhin ist das AW 2017-A (Duraluminium) gekommen, so dass ich einige Beschläge herstellen kann. Brauche noch eine günstige Reibahle für die dafür notwendige D14 H7-Passung (da soll ein Kugelgelenklager rein).
Gestern/heute wieder einiges getan:
Temperung der Muster resultierte in 3,5% Schrumpfung längs zur Plattenrichtung inkl. einer Verfärbung in Richtung dunkelgrün. Das ist ganz schön viel, muss wohl an einer etwas zu hohen Temperatur liegen.
Temperversuche mit dem Airex.
Zum Glück ist der Schaumstoff für C0 ja mit ordentlich Übermaß ausgeschnitten. Also rein in den Backofen und 16 h lang bei 80 °C „garen“ gelassen:
Tempern des Airex.
Der Schwund war zum Glück nicht so extrem wie beim Muster; Verfärbung war auch keine erkennbar. Entsprechend zurechtgeschliffen, gründlich abgesaugt und mit durch Microballons verdicktem Harz in die offenen Lücken in C1 eingeklebt.
… kein Bild weil: Spät bzw. früh ist’s geworden…
Heute ist das 20 mm starke Airex C70.75 gekommen.
In Vorbereitung auf das Tempern aller Bauteile muss der Schaumstoff die Temperungsprozedur vor dem Einbau / Zuschnitt auf Endmaß durchlaufen (er schrumpft nach). Deshalb den Backofen nach Marios Rat auf 80 °C gedreht und eine Airex-Probe über Nacht eingelegt. Die noch fehlenden Lücken im C0 auf dem Schaum angerissen und mit Übermaß ausgesägt. Trotz minimalem Verschnitt reicht das Material wohl nicht mehr ganz für Marios C0 :-(.
Schaum für C0.
Weiterhin: Seitenleitwerksholme versäumt (ohne Bild, da ist nicht viel dran).