Jedes eingesparte Kilogramm spart über die Nutzungsdauer Treibstoff oder erlaubt mehr Nutzlast. Faserverbundwerkstoffe lösen genau diese Aufgabe: geringes Gewicht bei hoher Steifigkeit und sehr guter Ermüdungsfestigkeit, also der Fähigkeit, Millionen Lastwechsel ohne Risse zu überstehen. Airbus gibt für den A350 an, dass über 70 Prozent der Flugzeugzelle aus modernen Werkstoffen bestehen, darunter 53 Prozent Faserverbund; als weiteren Vorteil nennt der Hersteller eine niedrigere Kabinendruckhöhe von 6.000 Fuß, also rund 1.800 Metern.
Ein Teil der Wurzeln liegt in Deutschland. Als erstes Segelflugzeug in GFK-Bauweise gilt die fs 24 Phönix der Akaflieg Stuttgart, konstruiert von Hermann Nägele und Richard Eppler, erstmals geflogen am 27. November 1957, mit Polyesterharz als Matrix. Zehn Jahre später flog mit der Bölkow Bo 105 ein Hubschrauber mit gelenklosem Rotorkopf und Rotorblättern aus glasfaserverstärktem Kunststoff. Beide Male machte Glasfaser den Anfang, nicht Carbon.
Die Luftfahrt ist zugleich eine der am strengsten regulierten Anwendungen für Faserverbund: Kein Material fliegt, bevor es in langen Versuchsreihen qualifiziert wurde. Den Rahmen setzt auf US-Seite das FAA-Rundschreiben AC 20-107B „Composite Aircraft Structure“ vom 8. September 2009 mit Change 1 vom 24. August 2010, in Europa die AMC 20-29 der EASA (ED Decision 2010/003/R vom 19. Juli 2010, wirksam ab 26. Juli 2010) – Auslegungshilfe zu CS-23, CS-25, CS-27 und CS-29, also für Flächenflugzeuge und Drehflügler.
Wo Faserverbund im Flugzeug sitzt
- Primärstruktur wie Flügel, Rumpf und Leitwerk: überwiegend CFK, gefordert sind Steifigkeit bei minimalem Gewicht und Schadenstoleranz – das Bauteil muss auch mit unentdecktem Schlagschaden weiterfliegen.
- Radome, die Kuppeln über Radarantennen: GFK-Domäne, weil Glasfaser die Radarwelle passieren lässt und Carbon sie abschirmen würde (radartransparente Composites).
- Kabine und Interieur: Paneele, Gepäckfächer und Bordküchen aus GFK-Sandwich mit Phenolharz; hier entscheidet das Brandverhalten nach FAR beziehungsweise CS 25.853, nicht die Festigkeit.
- Triebwerk und Gondel: Fanschaufeln, Fangehäuse, Einlauf und Schubumkehrer – hier sitzt Faserverbund ebenso selbstverständlich wie in der Zelle.
- Drehflügler: Rotorblätter sind seit Jahrzehnten Faserverbund-Primärstruktur, historisch in GFK; die AC 20-107B führt für sie eine eigene Nachweispyramide.
- Sekundärstruktur: Fairings, Flügel-Rumpf-Übergänge und Klappen, meist Sandwich, ausgelegt auf Aerodynamik, Gewicht und Reparierbarkeit.
- Segel- und Kleinflugzeuge: GFK bis heute Standard, ergänzt um CFK an hochbelasteten Stellen; die profiltreue Oberfläche aus der Negativform war der Durchbruch.
Das Triebwerk verdient eigene Aufmerksamkeit: Dort treffen drei Werkstoffwelten aufeinander. Das Fangehäuse des GEnx-Triebwerks der Boeing 787 besteht aus triaxialen und biaxialen Geflechtlagen und spart rund 160 Kilogramm je Triebwerk (Braiding als Preform-Verfahren), die Fanschaufeln des LEAP-Triebwerks entstehen aus 3D-gewebten Preforms im RTM. Gondel, Einlauf und Schubumkehrer sind Sandwichbauteile mit Wabenkern (Schaum oder Wabe). Wo es für jedes Polymer zu heiß wird, übernehmen keramische Faserverbundwerkstoffe: Dicht- und Leitschaufelbauteile aus SiC/SiC fliegen seit 2014 serienmäßig (CMC im Überblick).
Die Zulassungslogik: fünf Schadenskategorien
Der Kern der Composite-Zulassung ist keine Festigkeitszahl, sondern eine Systematik: Abschnitt 8.a(1)(c) der AC 20-107B teilt jeden Schaden in fünf Kategorien und legt für jede fest, welche Resttragfähigkeit die Struktur noch haben muss.
| Kategorie | Was darunter fällt | Nachzuweisende Resttragfähigkeit |
|---|---|---|
| 1 | Zulässiger Schaden, bei planmäßiger oder angeordneter Inspektion auffindbar – darunter der gerade noch übersehbare Schlagschaden (BVID) | Ultimate Load, die höchste nachzuweisende Last, über die gesamte Lebensdauer |
| 2 | Schaden, der bei planmäßiger Inspektion sicher gefunden wird – ausdrücklich auch Fertigungsfehler, die im Werk nicht auffielen | oberhalb der Limit Load; kein Schadenswachstum oder ausreichende Reserve über das Inspektionsintervall |
| 3 | Schaden, der innerhalb weniger Flüge auffällt, auch ohne besondere Prüfkenntnis im Faserverbund | Limit Load oder ein Wert nahe daran |
| 4 | Diskreter Quellenschaden wie Vogelschlag, der dem Piloten den weiteren Flugzustand vorgibt | Resttragfähigkeit für die in den Vorschriften genannten Lasten; bei Druckkabinen meist höher |
| 5 | Schwerer Schaden aus einem außergewöhnlichen Boden- oder Flugereignis | Vorrang hat, dass das Ereignis erkannt und gemeldet wird; danach Reparatur oder Bauteiltausch |
Dahinter steht ein einfaches Lastmodell: Limit Load ist die größte im Betrieb erwartete Last, Ultimate Load das 1,5-Fache davon – der Sicherheitsfaktor ist in Figure 3 der AC eingezeichnet. Auf der Schadensachse liegen die zulässige Schadensgrenze ADL, unterhalb derer nicht repariert werden muss, und die kritische Schwelle CDT. Abschnitt 10.c(1) verlangt zusätzlich, die Reparaturgrenzen RDL ebenso klar zu definieren und zu dokumentieren.
Physikalisch steht dahinter ein Verhalten, das der Metallbau nicht kennt: Ein Schlag hinterlässt im Laminat Delaminationen, die mangels Plastizität optisch nicht zu erkennen sind – so Martin Wiedemann (DLR) in dem essentials-Band „Systemleichtbau für die Luftfahrt“ (Springer Vieweg, 2022, Open Access). Deshalb wird die Restdruckfestigkeit nach Schlag (CAI) zur Auslegungsgröße; dieselbe Quelle warnt davor, Ergebnisse einfacher Coupon-Versuche unbesehen auf die Realstruktur zu übertragen (BVID und CAI-Prüfung im Detail).
Building Block: warum die Pyramide unten breit ist
Nachgewiesen wird von unten nach oben. Die Building-Block-Pyramide aus Abschnitt 7.b beginnt mit tausenden kleiner Probekörper und endet mit wenigen Bauteil- und Komponentenversuchen: Die breite Basis liefert die statistische Masse, die oberen Ebenen prüfen das Zusammenspiel. Dass die Systematik nicht nur Flächenflugzeugen gilt, zeigt Figure 2 mit einer eigenen Pyramide für ein Rotorblatt.
Aus der Pyramidenbasis werden Allowables, statistisch abgesicherte Werkstoffkennwerte. Anhang 2 der AC definiert sie zweistufig: A-Basis meint 99 Prozent Überlebenswahrscheinlichkeit bei 95 Prozent statistischer Sicherheit, B-Basis 90 bei 95 Prozent. Welche Stufe gilt, regelt 14 CFR 25.613(b): A-Basis beim einzelnen Lastpfad, B-Basis dort, wo die Last beim Versagen eines Elements umgelagert wird. Entscheidend für Verarbeiter ist Abschnitt 6.a(7): Die FAA zertifiziert Werkstoffe und Verfahren in der Regel nicht eigenständig – qualifiziert wird die Kombination aus Material, Spezifikation und Fertigungsprozess.
Damit nicht jeder von vorn anfängt, lässt dieselbe Passage gemeinsame Datenbanken zu: Wer ein dort qualifiziertes Material mit gleichem Prozess verarbeitet, belegt die Gleichwertigkeit über Stichprobenversuche. In den USA organisiert das NCAMP; das Vorläuferprogramm AGATE zeigte, dass geteilte Datenbanken die Zertifizierungskosten etwa um den Faktor 10 senken können (NCAMP-Qualifikation eines Infusionssystems). Wie eng die Bindung ans Material ist, zeigt Anhang 3: Der Sprung auf die zweite Carbonfaser-Generation brachte über 20 Prozent Zugfestigkeit – und damit eigenen Qualifikationsbedarf.
Heiß und feucht: der eigentliche Auslegungspunkt
Faserverbund altert nicht nur mechanisch, sondern klimatisch. Abschnitt 6.d(1) verlangt den Nachweis für die jeweils kritische Umgebungsbedingung – für viele Kennwerte ist das der heiß-feuchte Zustand, für andere ausdrücklich der kalt-trockene. Beschleunigte Konditionierung darf das Laminat dabei nicht nachhärten, sonst verschwindet genau der Effekt, der geprüft werden soll.
Abschnitt 11.b(6) benennt den Mechanismus: Die Glasübergangstemperatur begrenzt die Einsatztemperatur der matrixdominierten Eigenschaften, und aufgenommene Feuchte senkt sie zusätzlich. Daraus wird der Auslegungspunkt: Probekörper werden bis zur Feuchtesättigung konditioniert, die Glasübergangstemperatur im feuchten Zustand bestimmt, und die zulässige Betriebstemperatur liegt mit Abstand darunter – nicht beim Prospektwert. Heißhärtende Prepregsysteme erreichen trocken 120 bis 200 °C; nutzbar ist davon nur, was auch feucht und über die Lebensdauer erhalten bleibt. Dieselbe Logik gilt in der Werkstatt: Die erreichte Glasübergangstemperatur liegt grob bei der höchsten gefahrenen Temperatur (Tempern und Warmhärten).
Blitzschutz an einer Struktur, die kaum Strom leitet
Die Aluminiumzelle leitete einen Blitzstrom einfach ab. Der Faserverbund tut das nicht: Abschnitt 11.c der AC hält fest, dass heutige Carbonfaser-Verbunde rund 1.000-mal schlechter leiten als Standard-Aluminium und dass Glas- und Aramidfaser-Verbunde nichtleitend sind. Die Rundverfügung nennt dabei keine Richtung – und die entscheidet: Unabhängige Messungen an Prepreg-Laminaten bestätigen die Größenordnung in Faserrichtung, quer dazu liegt der Abstand um weitere Zehnerpotenzen höher. Was das für einen Leiter bedeutet, der im Laminat liegen soll, führt das Dossier zu metallischen Leitern im Laminat aus. Die Folgen reichen von Strukturversagen bis zur Einkopplung in Hydraulik-, Kraftstoff- und Elektroleitungen; für Kraftstofftanks fordert § 25.954 einen fehlertoleranten Blitzschutz. Wiedemann beziffert die Leitfähigkeit der Matrix auf rund 10⁻⁸ S/m – als Isolator verhindert sie auch die elektrische Masseanbindung.
Gelöst wird das über leitfähige Lagen in der Außenhaut – typisch Metalldrähte oder Metallgitternetze – und eine durchdachte Massung. Zwei Halbzeugfamilien teilen sich dieses Feld: gewebte Bronzegitter, die sich besser über doppelt gekrümmte Flächen legen lassen und günstiger sind als Kupfer, und gestreckte Metallfolien aus Kupfer oder Aluminium, bei denen eine dünne Folie geschlitzt und zu einem Rautennetz aufgezogen wird. Die gestreckte Folie gilt inzwischen als Standard, weil sie beim Zuschnitt nicht ausfranst wie ein Drahtgewebe; dafür ist ihre Leitfähigkeit richtungsabhängig, sodass die Ablagerichtung mit ausgelegt werden muss. Wiedemann beschreibt silberbeschichtete Polyamidfäden und leitfähige Vlieslagen mit rund 600 S/m, die das Flächengewicht des Blitzschutzes von 175 auf 25 g/m² senken. Der Umfang richtet sich nach der Blitzeinschlagzone der jeweiligen Fläche. Zonen und Prüfwellenformen stehen nicht in der AC 20-107B selbst, sondern in den SAE-Dokumenten, auf die AC 20-155A verweist: ARP5412B und ARP5414B; Abschnitt 11.c(1)(b) nennt zusätzlich ARP5577. Prüfschäden dürfen die Kategorien 1 bis 3 nicht überschreiten; jede Reparatur muss den Blitzschutz erhalten.
Wie solche Nachweise aussehen, zeigt die Blitzschlaganlage des Fraunhofer EMI in Efringen-Kirchen: Dort werden Entladungen mit Spitzenströmen bis 200 Kiloampere und Entladungszeiten unter 100 Mikrosekunden simuliert und mit Ultraschall, Röntgen und Computertomografie ausgewertet; das Schadensbild reicht laut Institut von Faserbrüchen über Schichtdelaminationen bis zur kompletten Perforation. Für die Instandhaltung nennt Abschnitt 10.b(1)(a) zwei getrennte Pflichten: Eine Degradation der Schichten, die gegen UV-Strahlung schützen, muss erkannt werden – und ebenso jede Beeinträchtigung des Blitzschutzsystems, die Strukturintegrität, Tanksicherheit oder elektrische Systeme betrifft.
Kabine: der Brandschutz bestimmt die Materialwahl
In der Kabine entscheidet nicht die Festigkeit über das Material, sondern das Brandverhalten. Prüfungen und Grenzwerte stehen in 14 CFR Part 25 Appendix F, gefordert werden sie über § 25.853.
| Prüfung | Grenzwert | Fundstelle |
|---|---|---|
| Senkrechter Brenntest | mittlere Brennlänge höchstens 152 Millimeter | Part 25 Appendix F, Part I |
| Wärmefreisetzung im Kalorimeter | 3,5 W/cm², also 35 kW/m², Prüfdauer 5 Minuten; Gesamtwärmefreisetzung im Mittel höchstens 65 kW·min/m², aufsummiert über die ersten 2 Minuten; Spitzenrate höchstens 65 kW/m² | Appendix F, Part IV; gefordert über § 25.853(d) |
| Rauchdichte | spezifische optische Rauchdichte Ds im Mittel dreier Proben nach 4 Minuten höchstens 200 | Appendix F, Part V; Prüfverfahren ASTM F814-83 |
Betroffen sind Decken- und Wandverkleidungen, Trennwände, Bordküchenstruktur, Gepäckstaufächer und die Kabinenbodenpaneele – die großflächigen Sandwichteile. Der Boden ist dabei der Sonderfall: Er muss dieselben Brandanforderungen erfüllen und zusätzlich begangen und beladen werden, trägt also echte Flächenlast. Aufgebaut ist er wie die übrigen Paneele – Glasfaser-Phenolharz-Decklagen auf Aramidwabe; die Waben dafür fertigt unter anderem SCHÜTZ Composites in Selters, bei der Reihe CORMASTER C1 aus Nomex-Papier T412 und Phenolharz. Deshalb bleibt die Kabine eine Domäne von Glasfaser mit Phenolharz: Es verkohlt bei Hitze zu einer schützenden Schicht, kommt ohne zugesetzte Flammschutzmittel aus und raucht wenig; dafür ist die Verarbeitung anspruchsvoll, weil beim Härten Wasser abgespalten wird. Als Kern dient meist die Nomex-Wabe, leichte Standardtypen bei rund 29 bis 48 kg/m³ (Brandverhalten von GFK).
Verfahren: Prepreg-Autoklav bleibt der Referenzweg
Im Strukturbau dominiert das Prepreg-Autoklav-Verfahren: vorimprägnierte Gewebe oder Gelege, tiefgekühlt gelagert und im Autoklav unter Wärme und Überdruck ausgehärtet. Die Größenordnungen liefert das Prepreg HexPly 8552 – 7 bar Überdruck plus Vakuum bei monolithischen Bauteilen, rund 3,2 bar bei Wabensandwich, 110 °C über 60 Minuten und danach 180 °C über 120 Minuten bei 1 bis 3 °C Aufheizrate je Minute. Das ergibt Faservolumengehalte von 55 bis 65 Volumenprozent – für 8552 mit 35 Prozent Harzanteil nennt Hexcel rund 57 Volumenprozent – bei einem Porengehalt unter 1 Prozent.
Der Preis sind Zeit und Energie: Wiedemann nennt Prozesszeiten bis zu neun Stunden und einen Leistungsbedarf bis zu 6 MW; bis zu 50 Prozent Zeit und 30 Prozent Energie lassen sich demnach einsparen, indem die thermischen Vorgänge im Autoklav vorausberechnet und über dielektrische Sensoren am Aushärtegrad geregelt werden. Deshalb wachsen Out-of-Autoclave-Prepregs und Infusionsverfahren, die mit rund 1 bar Druckdifferenz auskommen, dafür aber sorgfältige Entlüftung verlangen (Vakuumsack aufbauen).
Die Ablage ist längst automatisiert: Wiedemann gibt für die automatisierte Faserablage eine Ablegerate von etwa 10 kg/h beim AFP bis 20 kg/h beim ATL an, bei höchstens 0,1 Millimeter Spalt zwischen zwei Bahnen. Auch GLARE, der Schichtverbund aus Glasfaserlagen und Aluminiumfolien in der A380, wurde automatisiert – mit Folien bis 1,3 mal 2 Meter und fünffacher Produktionsrate. Beim RTM mit automatisierter Preform-Fertigung ist die Heckrumpfsektion 19 des A350 das bekannteste Serienbeispiel.
Raumfahrt: Ausgasung und Thermalzyklen
In der Raumfahrt kommt eine Anforderung hinzu, die es sonst nirgends gibt: Im Vakuum darf ein Werkstoff nichts abgeben, was sich auf Optiken oder Solarzellen niederschlägt. Geprüft wird nach ECSS-Q-ST-70-02C vom 15. November 2008 – 24 Stunden bei 125 °C im Vakuum von höchstens 10⁻³ Pa gegenüber einem Kollektor bei 25 °C, nach 24 Stunden Vorkonditionierung bei (22 ± 3) °C und (55 ± 10) Prozent relativer Feuchte; maßgeblich ist der Mittelwert aus drei Proben.
| Prüfung / Ebene | Anforderung |
|---|---|
| Ausgasung, Rückstandsmasseverlust RML | unter 1,0 Prozent (RML = Gesamtmasseverlust TML abzüglich des wieder aufgenommenen Wasseranteils) |
| Ausgasung, kondensierbare flüchtige Anteile CVCM | unter 0,10 Prozent; bei optischen Geräten strenger |
| Thermalvakuum, Gerät (Equipment), Qualifikation | 8 Temperaturzyklen |
| Thermalvakuum, Gerät (Equipment), Abnahme | 4 Temperaturzyklen |
| Thermalvakuum, Element, Qualifikation | 4 Temperaturzyklen |
| Solarpaneele, Qualifikation | 10 Zyklen mit Haltezeiten von mindestens 2 Stunden |
Geprüft wird nicht nur das Laminat, sondern alles, was mitfliegt: Klebstoffe, Lacke, Vergussmassen, Dichtungen. Für grenzwertige Werkstoffe nennt die Norm den Bakeout, also das Ausheizen vor dem Einbau. Wichtig ist die Bezugsgröße: Die ECSS bewertet den Rückstandsmasseverlust RML, ASTM E595 dagegen den Gesamtmasseverlust TML. Die ECSS sieht ausdrücklich den Fall vor, dass TML über 1,0 Prozent und RML darunter liegt – „nach E595 geprüft“ und „ECSS-konform“ sind nicht dasselbe.
Reparatur: was im Betrieb erlaubt ist
Für den Betrieb setzt Abschnitt 10 den Rahmen: Zulässige Schadensgrenzen und Reparaturgrenzen müssen dokumentiert sein, eine geklebte Reparatur unterliegt denselben Anforderungen wie die Klebung im Originalentwurf, und Instandhaltungsbetriebe brauchen dokumentierte Verfahren und qualifiziertes Personal. Daraus folgt eine klare Grenze: Die Richtwerte für Schäftverhältnisse aus der Werkstatt gelten für zulassungspflichtige Luftfahrtstruktur nicht – dort ist allein das Structural Repair Manual des Herstellers maßgeblich (Schäften in der Werkstatt).
Weil Inspektionsintervalle aus den Schadenskategorien folgen, ist Prüftechnik selbst ein Gewichtsthema: Für ein Seitenleitwerk mit integrierter Zustandsüberwachung nennt Wiedemann mindestens 5 Prozent Gewichtseinsparung, einschließlich der Sensorik (Structural Health Monitoring).
Wer Luftfahrtteile fertigen darf
Ein verbreitetes Missverständnis betrifft die EN 9100: Sie ist die Qualitätsmanagementnorm der Luftfahrt, schließt die ISO 9001 ein und ergänzt sie um die Erstmusterprüfung (Qualitätssicherung im Faserverbund) – eine luftfahrtrechtliche Berechtigung ist sie nicht. Serienteile für zugelassenes Gerät verlangen in Europa einen genehmigten Herstellungsbetrieb nach Part 21 Subpart G, der sie mit dem EASA-Formblatt 1 bescheinigt; Instandhaltung und Reparatur am Fluggerät verlangen einen Betrieb nach Part-145. Zulieferer ohne eigene Genehmigung fertigen unter der Aufsicht eines genehmigten Betriebs, bei dem die luftfahrtrechtliche Verantwortung bleibt. Daneben kennt Part 21 den Subpart F: die Herstellung ohne Genehmigung als Herstellungsbetrieb. Dafür erteilt die zuständige Behörde – in Deutschland das Luftfahrt-Bundesamt – eine auf höchstens ein Jahr befristete Einzelzulassung; der Antrag muss belegen, dass eine Genehmigung nach Subpart G unzweckmäßig ist oder noch nicht vorliegt.
Womit die Branche 2026 ringt
Das große Thema heißt Stückzahl. Airbus erwartet nach eigenen Angaben aus dem Halbjahresbericht 2026 zwischen 70 und 75 Flugzeuge der A320-Familie pro Monat bis Ende 2027 und danach eine Stabilisierung bei Rate 75. Autoklavzyklen von Stunden passen dazu schlecht. Deshalb rücken thermoplastische Faserverbunde in den Fokus, die sich schweißen statt nieten lassen. Ein Meilenstein ist der im EU-Programm Clean Sky 2 gebaute MFFD, ein acht Meter langer Rumpfdemonstrator aus carbonfaserverstärktem Thermoplast mit maßgeblicher DLR-Beteiligung: rund eine Tonne leichter als das Aluminium-Pendant und auf 60 bis 100 Flugzeuge pro Monat ausgelegt (Kreislauf vom A380 zum A320neo). Wie weit die Bauweise 2026 ist, zeigten zwei Demonstratoren auf der JEC World: ein rund 3,2 Meter langer, mehrholmiger Ruder-Demonstrator von FACC und Embraer, dessen Haut und C-Holme per automatisierter Faserablage aus Toray Cetex TC1225 (Kohlenstofffaser mit LM-PAEK-Matrix) gelegt und anschließend robotergestützt induktionsgeschweißt wurden, und Dahers gestanzte und geschweißte Flügelrippe, die im Bauteilversuch die Ultimate Load ohne Versagen trug. Der zweite Hebel bleibt beim Duroplast: schnellhärtende Prepregsysteme, die Fließen, Gelieren und Aushärten in Minuten statt Stunden durchlaufen. Sie brauchen dafür eine andere Härtungschemie als klassische Epoxide und ein Halbzeug, das die Luft nicht über die Bauteilkanten loswerden muss. GKN senkt autoklavfreie Zyklen nach eigenen Angaben um bis zu 80 Prozent auf rund 90 Minuten, indem die Wärme per Mikrowelle direkt im Bauteil entsteht statt über die Umgebungsluft – dieselbe Stoßrichtung wie bei den Werkzeugen, die selbst heizen.
Parallel wird der Flügel neu gedacht: Airbus meldete am 21. Juli 2026 den Start einer dreijährigen Flugkampagne des Programms Wing of Tomorrow, bei der ein A321neo mehrere Meter lange Flügelverlängerungen erhält, die einen Faltflügel in ausgefahrener Stellung nachbilden; drei Bodendemonstratoren mit 17 Metern Spannweite erproben nach Herstellerangaben mehr als 100 Fertigungs- und Montagetechnologien. Das dritte Feld sind eVTOLs, elektrische Senkrechtstarter mit weitgehend aus CFK gebauten Zellen; bei Joby Aviation reichen die Carbonfaser-Werkstoffe nach Angaben des Lieferanten Toray über die Fahrzeugstruktur hinaus in Antriebssysteme und Innenkomponenten. Die Musterzulassungsverfahren bei FAA und EASA laufen (eVTOL und Urban Air Mobility).