DE102004035161A1 - Flugzeug mit Rumpfheck-Ladeklappen - Google Patents

Abstract

Bei einem Flugzeug mit spindelförmigem bzw. schlankem Rumpfende sind die Seitenleitwerksflossen außerhalb der xz-Flugzeugsymmetrieebene angeordnet, um ungehindert eine Belademöglichkeit mittels Rumpfheck-Ladeklappen nutzen zu können. Am Rumpfheck sind dafür zwei maulartige nach oben und unten schwenkende Ladeklappen vorgesehen, welche eine unter einem Winkel (epsilon) von 20-45 DEG zur Horizontalebene von etwa Mitte Rumpf ausgehende nach hinten unten verlaufende Teilungsebene gemeinsam haben. DOLLAR A Vorteilhaft ist insbesondere, dass keine Leitwerkskräfte über die Ladeklappen in den Rumpf eingeleitet zu werden brauchen. Damit ist eine leichte Bauweise ermöglicht. Darüber hinaus ist mit der Verlegung der Ladeklappen in den Heckbereich der Bugbereich des Flugzeuges frei zugänglich, was insbesondere die Zugänglichkeit zum Cockpit verbessert.

Description

• Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit spindelförmigem bzw. schlankem Rumpfende, wobei die Seitenleitwerksflossen außerhalb der vertikalen Flugzeugsymmetrieebene (xz-Ebene) angeordnet sind, sowie mit an den Seitenleitwerksspitzen angebrachtem Höhenleitwerk zur ungehinderten Belademöglichkeit über Rumpfheck-Ladeklappen.
• Es sind eine Reihe von verschiedenen Ladeklappenlösungen bekannt – insbesondere bei auf den Transport von Gütern spezialisierten zivilen und militärischen Transportflugzeugen.
• Das in „The Observer's Book of Aircraft" (1956), S. 39 gezeigte Transportflugzeug Blackburn Beverly C.I besitzt einen kräftig ausgebildeten Leitwerksträger mit darunter liegendem Frachtraum, der nach hinten öffnet. Die beiden Ladetorflügel treffen sich im geschlossenem Zustand in der vertikalen Symmetrieebene. Zum Öffnen schwenken sie seitlich weg. Diese Lösung ist einfach, doch ziemlich widerstandsbehaftet und eignet sich daher nur für niedrige Einsatzgeschwindigkeiten.
• Der auf Seite 53 dieses Buches dargestellte Transporter Bristol Type 170 MK 32 verwendet ein ähnliches wie vorstehend beschriebenes Ladetor, jedoch am Rumpfbug. Diese Lösung hat den Nachteil, daß dann das Cockpit über dem Laderaum eingebaut werden muß. Dies beeinträchtigt die Cockpit-Zugänglichkeit und ergibt erhöhten Widerstand (Vergrößerung des Rumpfquerschnitts).
• Eine Abwandlung der Bugklappen-Lösung zeigt das Flugzeug Douglas C-124C Globemasterl II (Seite 107), wo die beiden Klappen seitlich um jeweils eine schräge Achse schwenken und die Beladung über eine vom Boden nach oben führende Rampe gewährleisten – wie es vor allem bei militärischen Anwendungen vorkommt.
• Eine mit dem Transporter Bristol Type 170 MK 32 vergleichbare Lösung – jedoch im Rumpfheck – ist auf Seite 131 des Buches dargestellt. Dabei werden bei einer Fairchild C-119F Packet zwei Leitwerksträger verwendet, welche gegenüber einem Spindelrumpf widerstandsmäßig weniger günstig sind.
• Die Heckklappen, welche im Flugzeug Lookheed C130A Hercules (S. 191) eingebaut sind, bestehen im wesentlichen aus zwei Teilen, wobei der vordere Teil als Rampe fungiert und nach unten schwenkt, während die rückwärtige Klappe um eine hinten liegende Drehachse nach oben schwenkt und so den Laderaumquerschnitt freigibt. Nachteilig wirkt sich dabei das ziemlich steil nach oben gezogene Heck aus, das keine hohen Fluggeschwindigkeiten zuläßt.
• Beim Flugzeug Canadair CL-44-D-4 („The Observer's Book of Aircraft" (1961), S. 55) wird das gesamte Rumpfheck samt Leitwerken um eine vertikale Achse seitlich am Rumpf geschwenkt, so daß der volle Rumpfquerschnitt von hinten ungehindert zugänglich ist. Vorteilhaft ist dabei auch die Verwendung eines widerstandsarmen schlanken Rumpfhecks, während aber die Trennstellen auf Grund der Leitwerkskräfte hoch beansprucht sind. Außerdem müssen wichtige Steuerungsgestänge und – verbindungen trennbar ausgebildet sein, was die Herstellungs- und Wartungskosten erhöht.
• Die Kawasaki C-1A („The Observer's Book of Aircraft" (1976), S. 133) verwendet Heckklappen, welche aus einer Kombination von einer nach unten schwenkenden Rampe mit zwei seitlichen um schräge Achsen schwenkbaren Klappen besteht. Mit dieser Konstruktion läßt sich zwar ein aerodynamisch hochwertiges Heck erzielen, doch müssen im Falle eines Druckrumpfes die vorhanden langen Klappenspalte aufwendig abgedichtet werden.
• Um ein druckfreies Rumpfheck zu gewährleisten, ist bei einer Lockheed C5A (Aviation Week, July 20,1990. S. 69) ein eigenes bewegliches Druckschott am Ende des Frachtraums vorgesehen. Somit entfallen zwar die langen Klappenabdichtungen doch auch das bewegliche Druckschott erhöht das Gewicht und den Wartungsaufwand.
• Die Zeitschrift „Flight", 9–15-Sept. 1992 zeigt eine einfache Konstruktion mit hinten liegendem Druckschott und widerstandsgünstiger Heckgestaltung. Allerdings ist hier das Heck typisch für Militärtransporter nach oben gezogen, was das Erreichen einer bei Verkehrsflugzeugen üblichen hohen Reise-Machzahl erschwert.
• Das Flugzeug C5A (Enzyklopädie der Flugzeuge (Aerospace Publishing Ltd, 1992) S.364) zeigt im vorderen Rumpfbereich eine sogenannte Visierklappe, welche nach oben wegschwenkt und die Beladung des Rumpfes von vorne zuläßt. Zusammen mit den Heckklappen ergibt sich somit eine vollständige Roll-on/Roll-off Fähigkeit des Transportes. Ähnliches ist bei einer An124 (Enzyklopädie der Flugzeuge (Aerospace Publishing Ltd, 1992) S.364) gegeben. Auch verwendet die Frachterversion Boeing 747-F ebenfalls eine Visierklappe. Diese Lösung wird durch das oben am Rumpf positionierte Cockpit ermöglicht. Am Ort des oben gelegenen Cockpits treten bei hoher Reisegeschwindigkeit aber örtliche Übergeschwindigkeiten auf, so daß eine solche Cockpitbeule oben am Vorderrumpf als aerodynamisch ungünstig zu bewerten ist.
• Beim Beispiel einer Guppy B-377 SGT ((Enzyklopädie der Flugzeuge (Aerospace Publishing Ltd, 1992) S.370) schwenkt der gesamte Rumpfbug samt Cockpit seitlich weg, was zwar eine ideale Beladung zuläßt, doch erheblichen Aufwand der Trennung von Steuerungs- und Versorgungsleitungen nach sich zieht. Eine ähnlich günstige Beladefähigkeit bietet die maulartige Klappe entsprechend des Flugzeuges Beluga (Flight 29, April-Mai 1998) und es kann außerdem durch Herabsetzen des Cockpits unter die Beladeebene die aufwändige Trennung der Leitungen vermieden werden. Die beiden letztgenannten Beispiele sind jedoch nur für relativ niedrige Reisegeschwindigkeiten unter Verwendung eines nichtbedruckten Laderaums geeignet.
• Von den vorstehend nach dem Stand der Technik genannten Lösungen von Ladeklappen an Flugzeugrümpfen ausgehend, lag der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der eingangs erwähnten Lösungen zu vermeiden und am Heck eines Druckrumpfes eine großflächige Ladeöffnung zu gewährleisten. Dabei soll vor allem die Länge der Spaltabdichtungen minimiert werden, so daß eine übliche Abdichtung der Klappen ohne der Notwendigkeit eines schwenkbaren Druckschotts möglich ist. Außerdem sollen die Klappen leicht ausgeführt werden können, was heißt, daß an den schwenkbaren Strukturen keine Leitwerke angebracht werden sollen. In diesem Falle müßten erhebliche Luftkräfte über die Klappen in den Rumpf eingeleitet werden, was Gewicht kostet. Schließlich soll das Rumpfheck schlank in widerstandsgünstiger Spindelform ausgeführt werden, wobei auch ein Hochziehen des Hecks wie bei den meisten Transportern entfallen soll.
• Zur Gewährleistung eines vorteilhaften Cockpit-Einbaus hinsichtlich Zugänglichkeit, Gewicht, Widerstand und Komplexität der Steuerung sollen im Bugbereich keine Ladeklappen (z. B. die o.g. Visierlösung) vorgesehen werden und die Be- und Entladung soll über das Heck und bedarfsweise zusätzlich seitlich am Rumpf erfolgen.
• Die Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß am Heck eines Flugzeugrumpfes je eine nach oben und nach unten schwenkbare Ladeklappe vorgesehen ist, wobei die Ladeklappen eine von etwa Mitte Rumpf nach hinten unten verlaufende Teilungsebene gemeinsam haben, welche einen Winkel (ε) von 20 – 45° zur Horizontalebene einschließt.
• Erfindungsgemäße Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen 2 – 4 beschrieben.
• Die erfindungsgemäße Anordnung der Ladeklappen ist dann möglich, wenn – wie bereits vorstehend erwähnt – die Seitenleitwerksflossen außerhalb der Flugzeugsymmetrieebene angebracht sind. Auch ist eine besonders vorteilhafte Ausbildung der Erfindung bei Großflugzeugen mit zwei Ladeebenen möglich, da dann z.B. der Leitwerkstorsionskasten eines Doppelseitenleitwerks als Kräftedurchleitungsstruktur vorgesehen sein kann. In diesem Falle sind die Flossen des Doppelseitenleitwerks jeweils außerhalb des Rumpfes an einer Wurzelverkleidung befestigt, so daß im Rumpfheck ein für Ladezwecke völlig ungestörter Rumpfquerschnitt vorhanden ist.
• Dadurch, daß keine Leitwerkskräfte über die Ladeklappen in den Rumpf eingeleitet zu werden brauchen, bauen die Ladeklappen leicht. Außerdem ist die vorgeschlagene Lösung zur Anwendung bei schlanken Heckspindeln – und damit bei modernen Verkehrsflugzeugen mit hoher Reise-Machzahl – geeignet (ein hochgezogenes typisches Transporterheck ist bei der erfidungsgemäßen Klappenausbildung nicht erforderlich).
• Mit der Erfindung ist nicht – wie oft bei Militärtransportern – die Beladung über eine schräg zum Boden verlaufende Heckrampe vorgesehen; vielmehr soll die Beladung über eine zum Ladedeck parallele Ladebrücke erfolgen. Damit ist eine Automatisierung des Beladevorgangs möglich und – da die Ladeebene relativ hoch liegt, besitzt die untere Ladeklappe beim Öffnen genügend Freiraum zum Boden.
• Ein weiteres Merkmal der Erfindung ist der Einbau der Druckkalotte in die obere Ladeklappe. Damit ist einerseits ein Großteil des Heckkonus noch als Kabine nutzbar, andererseits kann die Druckkalotte relativ klein und leicht ausgeführt werden.
• Zur Vereinfachung der Beladung kann in die untere Ladeklappe ein Bodenteilstück integriert sein, das die Distanz Flugzeugdeck/Ladebrücke verkürzt.
• Infolge der erfindungsgemäßen Lösung, daß die obere und untere Ladeklappe nur über einen kleinen gemeinsamen Klappenabdichtbereich in einer schräg nach hinten unten verlaufenden Ebene verfügen, können Abdichtung und Kraftübertragunsbeschläge gewichtsgünstig ausgeführt werden.
• Um den Ladequerschnitt freizugeben, benötigen die erfingungsgemäßen Ladeklappen übrigens nur relativ kleine Öffnungswinkel von etwa ≥ 45°. Somit schwenken die Ladeklappen nur wenig vom Rumpf weg, was z.B. die bedarfsweise Anbringung eines T-Höhenleitwerks oben am Doppelseitenleitwerk zuläßt.
• Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend anhand von Zeichnungen erläutert. Es zeigt
• 1 Seitenansicht und Grundriß eines Rumpfhecks mit den erfindungsgemäßen Ladeklappen,
• 2 einige Querschnitte eines Rumpfhecks und einen Schnitt bei geöffneten Ladeklappen,
• 3 verschiedene Möglichkeiten der Leitwerksgestaltung bei Flugzeugen mit den erfindungsgemäßen Ladeklappen.
• In 1 ist die Erfindung bestehend aus einer oberen Ladeklappe 1.1.1 und einer unteren Ladeklappe 1.1.2 anhand eines Rumpfes 1 mit zwei Deckebenen (Upper Deck/UD 1.2 und Main Deck/MD 1.3) in Seiten- und Grundriß dargestellt. Die Zeichnung zeigt die Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 in geöffneter Stellung, wobei die Öffnungswinkel oben α und unten β jeweils etwa 45° betragen. Im geschlossenen Zustand der Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 wird eine aerodynamisch günstige spindelartige Form des Rumpfhecks 1.1 gewährleistet (strichpunktiert gezeichnet), so daß die Anwendung der Erfindung auch bei höheren Machzahlen ohne weiteres möglich ist. Das UD 1.2 kann bei geöffneter Ladeklappe 1.1.1 z.B. mit Containern 1.2.1 beladen werden. Entsprechendes ist im MD 1.3 mit größeren Containern 1.3.1 möglich. Die Beschickung mit Ladegut erfolgt von einer Ladebrücke 1.4 aus, an welche z.B. der Rumpf 1 mit geöffneten Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 herangefahren wird. Die Ladebrücke 1.4 mit zwei Ebenen entsprechend UD 1-2 und MD 1.3 ist strichpunktiert gezeichnet.
• Wie ersichtlich, besitzt das dargestellte Flugzeug ein Doppelseitenleitwerk mit den beiden Seitenflossen 3, deren Torsionskästen 3.1 auf Höhe des UD 1.2 sich waagrecht fortsetzen und somit eine Kräftedruchleitungsstruktur 3.1.1 bilden (im Aufriß gekreuzt schraffiert). Aufgrund dieses Konzeptes können die die Seitenleitwerkskräfte übernehmenden Spanten im Rumpfheck 1.1 relativ leicht dimensioniert werden, so daß der Kabinennutzraum durch die Spantstruktur nicht eingeschränkt wird. Bei einem kleineren Flugzeug als dem dargestellten (z.B. Rumpf 1 ohne Upper Deck 1.2) ist die Kräftedurchleitungsstruktur im MD 1.3 vorgesehen, wobei aber die Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 vergleichbar mit der in 1 dargestellten Konfiguration sind.
• Die Geometrie der Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 ist gekennzeichnet dadurch, daß die Klappeneckpunkte X etwa auf der Linie größter Rumpfbreite 1 liegen und sowohl der oberen Ladeklappe 1.1.1 als auch der unteren Ladeklappe 1.1.2 zugeordnet sind. In geöffneter Klappenstellung werden die Positionen X' eingenommen.
• Im geschlossenen Zustand der Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 haben diese eine von der Linie XX nach hinten unten zum Klappensymmetriepunkt Y verlaufende Teilungsebene gemeinsam; im geöffneten Zustand ist Y jeweils mit Y' bezeichnet. Die durch die Linie XX und dem Klappensymmetriepunkt Y definierte Teilungsebene ist unter dem Winkel ε zur Horizontalebene geneigt; in der Zeichnung beträgt ε etwa 30°. Die Festlegung des Winkels ε im Bereich von 20 – 45° ist ein Kompromiß von Abdichtlänge der Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 (Strecke X-Y-X) und dem erforderlichen Öffnungswinkel α. Mit Verkleinerung des Neigungswinkels ε verlängert sich zudem die untere Ladeklappe 1.1.2.
• Unter Vermeidung eines vorstehend erwähnten „schwenkbaren Druckschotts" ist in der oberen Ladeklappe 1.1.1 eine feste Druckkalotte 1.5 eingebaut. Infolge der rückwärtigen Lage kann diese relativ klein und leicht ausgebildet werden.
• Dank des kleinen Öffnungswinkels α der oberen Ladeklappe 1.1.1 ist es bedarfsweise möglich, die beiden Seitenflossen 3 mit einem oben liegenden Höhenleitwerk 2 zu versehen, ohne daß dieses mit der geöffneten Ladeklappen 1.1.1 kollidiert. Dies wäre z. B. dann der Fall, wenn der Klappensymmetriepunkt Y weiter vorne gewählt würde und ein größerer Öffnungswinkel α erforderlich wäre.
• Zur Überbrückung des Zwischenraums zwischen dem MD 1.3 zur Ladebrücke 1.4 ist in der unteren Ladeklappe 1.1.2 ein Bodensegment 1.6 integriert, das bei geöffneter Ladeklappe 1.1.2 in die Ebene des MD 1.3 zu liegen kommt.
• Die beiden Seitenflossen 3 basieren jeweils auf einer tropfenförmigen Wurzelverkleidung 3.2, welche einen günstigen aerodynamischen Übergang Seitenflosse/Rumpf gewährleisten soll. Die Wurzelverkleidung 3.2 läuft im hinteren Bereich in einer Schneide aus. Sind die Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 geöffnet, bleiben Teile der Wurzelverkleidung 3.2 als Übergang zu den Seitenflossen 3 seitlich neben dem UD 1.2 stehen (schraffiert gezeichnet), ohne daß aber der Ladequerschnitt behindert wäre.
• 2 zeigt die Querschnitte aus der in 1 mit A, B und C bezeichneten Schnittebenen sowei eine Zusammenstellungs-Schnittzeichnung der geöffneten Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 (strichpunktiert). Die Ladedecks UD 1.2 und MD 1.3 tragen die entsprechenden Container 1.2.1 und 1.3.1 (strichpunktiert gezeichnet). Infolge der Konizität des Rumpfhecks 1 kann im MD 1.3 nur ein Container 1.3.1 die Ladeöffnung im Berich B-C passieren. Weiter vorne im Rumpf 1 etwa ab Ebene A finden dann zwei solche Container nebeneinander Platz. Die beiden Seitenflossen 3 sind mit der horizontal liegenden Kräftedurchleitungsstruktur 3.1.1 miteinander verbunden. Im vorderen Bereich des Rumpfes 1 können unterhalb des MD 1.3 zusätzlich Unterflurcontainer 1.7 aufgenommen werden, was – wie üblich – durch seitliche Ladeklappen erfolgt.
• In 3 sind zwei unterschiedliche Lösungen des Konzeptes Doppelseitenleitwerk/Höhenleitwerksanbindung dargestellt. Bei beiden Lösungen kann das Rumpfheck 1.1 mit den erfindungsgemäßen Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 ausgebildet werden, so daß eine aerodynamisch günstige Spindelform gewährleistet ist.
• Das in 3a gezeigte Flugzeug besitzt eine Doppelseitenleitwerk mit oben aufgesetztem trimmbarem Höhenleitwerk 2, ähnlich wie auch in 1 dargestellt.
• Demgegenüber ist das in 3b abgebildete Höhenleitwerk 2 fest eingebaut, d.h. die Höhenleitwerksflossen sind nicht schwenkbar. Eine solche Lösung kommt möglicherweise dann infrage, wenn die Trimmung durch eine vorne am Rumpf 1 befindliche Canardfläche 4 unterstützt wird. In diesem Fall besitzen die Leitwerksflossen des Seitenleitwerks 3 und des Höhenleitwerks 2 eine gemeinsame starre Kräftedurchleitungsstruktur 3.1.1. Damit steht der Kabinenquerschnitt im Rumpfheck 1.1 – wie vorstehend beschrieben – uneingeschränkt zur Verfügung und der Beladevorgang kann entsprechend der Aufgabenstellung der Erfindung ohne weiteres vom Heck her erfolgen.
• Selbstverständlich ist die Erfindung noch mit weiteren Leitwerksformen (z.B. Flugzeug mit Doppelseitenleitwerksträger) kombinierbar, doch bleibt davon die Ausbildung der Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 unbenommen.
• Weiters sei bemerkt, daß das o.g. spindelförmige Rumpfheck mit den erfindungsgemäßen Ladeklappen 1.1.1 und 1.1.2 in der Draufsicht auch breiter, d.h. mit einer Schneide, ausgebildet sein kann, um im Bedarfsfall besonderen Beladeanforderungen zu genügen.

1

Rumpf

1.1

Rumpfheck

1.1.1

obere Ladeklappe

1.1.2

untere Ladeklappe

1.2

Upper Deck (UD)

1.2.1

UD- Container

1.3

Main Deck (MD)

1.3.1.

MD-Container

1.4

Ladebrücke

1.5

Druckkalotte

1.6

Bodensegment

1.7

Unterflurcontainer

2

Höhenleitwerk

3

Seitenflosse

3.1

Torsionskasten

3.1.1

Kräftedurchleitungsstruktur

3.2

Wurzelverkleidung

4

Canardfläche

l

Linie größter Rumpfbreite

X

Klappeneckpunkt

X'

dto. geöffnete Position

Y

Klappensymmetriepunkt

Y'

dto. geöffnete Position

α

Öffnungswinkel oben

β

Öffnungswinkel unten

ε

Neigungswinkel

Claims (4)

1. Flugzeug mit spindelförmigem bzw. schlankem Rumpfende, wobei die Seitenleitwerksflossen außerhalb der Flugzeugsymmetrieebene angeordnet sind, zur ungehindertern Belademöglichkeit über Rumpfheck-Ladeklappen, dadurch gekennzeichnet, daß am Rumpfheck (1.1) zwei maulartige nach oben (1.1.1) und unten (1.1.2) schwenkende Ladeklappen vorgesehen sind, welche eine unter einem Winkel (ε) von 20 – 45° zur Horizontalebene von etwa Mitte Rumpf ausgehende nach hinten unten verlaufende Teilungsebene (X-Y) gemeinsam haben.
2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der oberen Ladeklappe (1.1.1) eine Druckkalotte (1.5) eingebaut ist.
3. Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in der unteren Ladeklappe (1.1.2) ein Bodensegment (1.6) integriert ist, das im geöffneten Zustand der Ladeklappe (1.1.2) mit der jeweiligen Ladefläche eine Ebene bildet.
4. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Rumpfheck (1.1) in der Draufsicht eine breite Ausbildung aufweist, bzw. die obere Ladeklappe (1.1.1) in einer Schneide endet.