DE102006026169B4

DE102006026169B4 - Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung

Info

Publication number: DE102006026169B4
Application number: DE102006026169A
Authority: DE
Inventors: Dipl.-Ing. Haack Cord
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2006-06-06
Filing date: 2006-06-06
Publication date: 2012-06-21
Anticipated expiration: 2026-06-07
Also published as: EP2024227B1; WO2007141268A1; WO2007141268B1; US20100181426A1; JP2009539673A; EP2024227A1; BRPI0712059A2; DE102006026169A1; EP2024227B8; CA2650509A1; CN101448697B; US8534605B2; RU2435702C2; CN101448697A; RU2008149092A

Abstract

Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, wobei die Flugzeugrumpfstruktur vorgefertigte Integraleinheiten (10) enthält, welche jeweils in Umfangsrichtung einer Rumpfscheibe verlaufen, wobei jede der Integraleinheiten (10) aufweist:
einen Spant (11); und
Verbindungselemente (17, 18) zur Verbindung mit Stringer (22) und Außenhaut (21) umfassenden Aussenhautelementen (20);
dadurch gekennzeichnet,
dass jede der Integraleinheiten (10) weiterhin einen Querträger (12, 13, 14) aufweist, wobei dieser einen einstückigen Bestandteil einer jeden der Integraleinheiten (10) bildet.

Description

Die Erfindung betrifft eine Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet. Weiterhin betrifft die Erfindung eine Integraleinheit für eine Flugzeugrumpfstruktur dieser Art, sowie ein Verfahren zur Herstellung einer solchen.
Druckrümpfe von Verkehrsflugzeugen werden heute typischerweise aus Sektionen zusammengefügt, welche jeweils aus mehreren Schalen aufgebaut sind, in welchen eine Außenhaut, Stringer und Spanten miteinander verbunden sind. Nachträglich werden Querträger für Frachtraum, Hauptdeck und Hatrack an die Spanten angenietet und Stützstangen zwischen Querträger und Spant eingefügt und an entsprechende angenietete Anschlußbeschläge angebolzt.
DE 103 14 039 A1 zeigt ein Spantbauteil für ein Flugzeug, wobei das Spantbauteil als Integralbauteil ausgebildet und in einer Urform aus einem Strangpressprofil hergestellt ist, und einerseits die Funktion eines Spantes als auch andererseits die Funktion des Clips bzw. Schubkammes integriert ist.
GB 2 196 922 A zeigt eine Gondelkonstruktion für ein Luftschiff, bei dem rohrförmige Schalen aus einem relativ flexiblen Material miteinander mittels Stahlbügel eines relativ steifen Materials verbunden sind, um Module eines Gondelrumpfs zu bilden. Ein Satz von Modulen wird mit Front- und Heckabschnitten zusammengebaut, um einen vollständigen Rumpf zu bilden, bei dem jede Schale an jedem Ende von einem steifen Stahlbügel gelagert wird.
DE 101 45 272 A1 offenbart ein Flugzeug, das einen auf der Basis von Faserverbundbauteilen aufgebauten Rumpf und ein an dem Rumpf gelagertes Fahrwerk aufweist. Das Fahrwerk ist durch zwei beiderseits längs des Rumpfs erstreckende Räderreihen von mehr als drei in einer Spur hintereinander liegenden Rädern ausgebildet, und der Rumpf erstreckt sich ohne einen Durchbruch zur Ausbildung eines Fahrwerkschachts über die beiden Räderreihen hinweg.
EP 1 149 687 A2 zeigt ein Verfahren zum Herstellen einer Körperstruktur, welche aus einer versteiften Platte eines Faserverbundwerkstoffs gebildet wird, wobei (a) ein Hautelement auf ein formgebendes Werkzeug platziert wird, (b) eine Vielzahl von vorgeformten Stringerelementen in vorbestimmten Abständen auf dem Schalenelement angeordnet werden, (c) eine Vielzahl von vorgeformten äußeren Spanten auf das Hautelement zum sich Überschneiden mit den vorgeformten Stringerelementen angeordnet werden, (d) das Schalenelement, die vorgeformten Stringerelemente und die vorgeformten äußeren Spanten integral durch das Erhitzen unter einem Druck zum Ausbilden einer Baugruppe ausgehärtet werden, (e) ein innerer Spant, welcher zuvor durch Erhitzen unter Druck ausgehärtet wurde, wird mit dem äußeren Spant in Berührung gebracht, und (f) der innere Spant und die Baugruppe werden durch Erhitzen unter Druck verklebt.
US 6 114 050 A offenbart einen hybriden Schichtstoff und Hautteile einer hybriden Schichtstoffstruktur, wobei der hybride Schichtstoff Laminierungen von Schichten einer Folie einer Titanlegierung und Verbundwerkstofflagen aufweist, welche optimal orientiert sind und zu einer Struktur eines zentralen Kerns verbunden sind, wie zum Beispiel einer Titanlegierung Honeycomb.
Die Aufgabe der Erfindung ist es, eine Flugzeugrumpfstruktur anzugeben, welche gewichtssparend ist und aus weniger Einzelteilen aufgebaut werden kann.
Diese Aufgabe wird durch eine Flugzeugrumpfstruktur mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Weiterhin wird durch die Erfindung ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur dieser Art angegeben.
Jeweilige Ausführungsformen und Weiterbildungen sind in den Unteransprüchen angegeben.
Durch die Erfindung wird eine Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, geschaffen. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass die Flugzeugrumpfstruktur vorgefertigte Integraleinheiten enthält, welche jeweils in Umfangsrichtung einer Rumpfscheibe verlaufen und in welchen jeweils der Spant einer Rumpfscheibe und Verbindungselemente zur Verbindung mit Stringer und Außenhaut umfassende Aussenhautelemente ausgebildet sind.
Weiterhin wird durch die Erfindung eine Integraleinheit für eine Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, geschaffen. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass die Integraleinheit den Spant einer Rumpfscheibe und Verbindungselemente zur Verbindung mit Stringer und Außenhaut umfassenden Aussenhautelementen beinhaltet und vorgefertigt ist.
Schließlich wird durch die Erfindung ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, geschaffen. Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, dass Integraleinheiten hergestellt werden, die den Spant einer Rumpfscheibe und Verbindungselemente zur Verbindung mit Stringer und Außenhaut umfassende Aussenhautelemente beinhalten und vorgefertigt sind, Außenhautelemente hergestellt werden, welche Außenhaut und Stringer enthalten, die Integraleinheiten auf einer Montagevorrichtung angeordnet und justiert werden, und die Außenhautelemente auf den Integraleinheiten montiert und mit diesen verbunden werden.
Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung erläutert.
Es zeigt:
1(a) eine Draufsicht und (b) eine Seitenansicht einer Integraleinheit, welche für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung vorgesehen ist;
2(a) und (b) jeweilige Verbindungselemente für die Verbindung einer Integraleinheit der in 1 gezeigten Art mit Stringer und Außenhaut umfassenden Außenhautelementen gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
3(a), (b) und (c) eine schematisierte Darstellung eines Verfahrens zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur, bei dem vorgefertigte Integraleinheiten und vorgefertigte Außenhautelemente zu einer Flugzeugrumpfstruktur zusammengefügt werden, gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
In 1 ist eine Integraleinheit 10 gezeigt, welche zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur dient, die in Umfangsrichtung verlaufende Spanten, in Längsrichtung verlaufende Stringer und eine darauf angeordnete Außenhaut zur druckfesten Abdichtung des Flugzeugrumpfs nach außen enthalten soll. Die in 1(a) in der Draufsicht bzw. in 1(b) in der Seitenansicht gezeigte Integraleinheit 10 beinhaltet einen Spant 11 einer Rumpfscheibe, d. h. einer den Flugzeugrumpf in einer senkrecht zu dessen Längsrichtung schneidenden Ebene, und, später noch im einzelnen näher dargestellte, Verbindungselemente 18, 19 zur Verbindung mit Stringer und Außenhaut umfassende Außenhautelemente.
Die Integraleinheiten 10 sind bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel jeweils in einem Stück vorgefertigt und verlaufen ringförmig vollständig geschlossen über dem gesamten Umfang einer Rumpfscheibe.
Die Integraleinheit 10 umfasst einen in der Ebene einer Rumpfscheibe verlaufenden Hauptkörper, welcher den Spant 10 bildet, und davon abstehende Verbindungselemente 18, 19 zur Verbindung mit Stringer 22 und Außenhaut 21 umfassende Außenhautelemente. Diese Verbindungselemente 18, 19, die in 2(a) und (b) näher dargestellt sind, umfassen einen Schubkamm 18, der durch senkrecht zu dem den Spant 11 bildenden Hauptkörper der Integraleinheit 10 abstehende Zinken gebildet ist. An diese werden die Außenhautelemente 20 kraft- oder formschlüssig festgelegt. Das Festlegen kann durch Vernieten mittels Titanbolzen erfolgen, so ebenfalls auch das Schließen von Längsnähten zwischen den Außenhautelementen 20.
Wie 1 zeigt, enthalten die Integraleinheiten 10 einen Frachtraumquerträger 12, eine Hatrack-Versteifung 13 und einen Hauptquerträger 14. Der Frachtraum-Querträger 12 ist durch jeweilige Stützelemente 15, 15a gegen den Hauptkörper der Integraleinheit 10 abgestützt, der Hatrack-Querträger 13 ist durch jeweilige Stützelemente 16, 16a gegen den Hauptkörper der Integraleinheit 10 abgestützt und der Hauptdeck-Querträger 14 ist durch jeweilige Stützelemente 17, 17a gegen den Hauptkörper der Integraleinheit 10 abgestützt. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind der Frachtraum-Querträger 12, der Hatrack-Querträger 13 und der Hauptdeck-Querträger 14 sowie deren Stützelemente 15, 15a, 16, 16a und 17, 17a als Integrale, einstückige Bestandteile der Integraleinheit 10 ausgebildet.
Die Integraleinheiten 10 des beschriebenen Ausführungsbeispiels sind aus faserverstärktem Kunststoff hergestellt, nämlich aus kohlefaserverstärktem Kunststoff.
Die Herstellung der Integraleinheiten 10 kann insbesondere in einem Vorgang erfolgen, wobei alle notwendigen Bestandteile in einem Stück, also integral, hergestellt werden. Das Herstellen kann insbesondere in einer Negativform so erfolgen, dass auftretende Toleranzen jeweils auf der für die Montage unwichtigen Seite entfallen, also auf den Innengurt des den Spant bildenden Hauptkörpers der Integraleinheit 10 und auf die Unterseite der Querträger 12, 13 und 14.
Durch die integrale Ausbildung aller in einer Rumpfscheibe anfallenden Träger- und Verbindungselemente in der Integraleinheit zusammen mit der beschriebenen gewichtssparenden CFK-Bauweise wird das Gewicht vermindert und die Festigkeit erhöht und es entfallen eine große Anzahl an Anschluß- und Verbindungsstellen zwischen den jeweiligen Elementen.
Im folgenden soll anhand der 3 ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß der Erfindung beschrieben werden. Dieses beinhaltet das Herstellen der für die Flugzeugrumpfstruktur erforderlichen Integraleinheiten 10 der vorstehend beschriebenen Art, die den Spant 11 einer Rumpfscheibe, die Verbindungselemente 18, 19 zur Verbindung mit die Stringer 22 und die Außenhaut 21 umfassenden Außenhautelementen 20, sowie die Querträger 12, 13, 14 und die Stützelemente 15, 15a, 16, 16a und 17, 17a, sowie ggf. weitere, hier nicht näher dargestellte Elemente enthalten. Weiterhin werden die Außenhautelemente 20 hergestellt, welche die Außenhaut 21 und die Stringer 22 enthalten. Die Außenhautelemente 20 können weiterhin bereits mit Fensterrahmen, Türrahmen und ähnlichem fertig hergestellt sein. Die fertig hergestellten Integraleinheiten 10 sind in 3(a) schematisiert dargestellt. Dann werden die Integraleinheiten 10 auf einer Montagevorrichtung 30 angeordnet und justiert und die Hautelemente 20 auf den Integraleinheiten 10 montiert und mit diesen verbunden, wie es in 3(c) schematisiert dargestellt ist.
Bei der Herstellung der Außenhautelemente 20 können an kritischen Stellen, insbesondere an denen, die sich später im Bereich der Integraleinheiten 10 befinden werden, Glasfaser-Aluminium-Verbundlaschen (”GLARE”) vorgesehen sein. Solche Verbundlaschen sind gebildet durch ein Laminat von abwechselnd übereinander geschichteten Lagen eines dünnen Blechs einer Aluminiumlegierung und eines textilen Fasermaterials, wie eines Gewebes oder Geleges von Glasfasern oder ähnlichen geeigneten Fasern. Solche Verbundlaschen dienen dazu, unterschiedliche thermische Ausdehnungskoeffizienten von Leichtmetallegierungen und faserverstärkten Kunststoffen auszugleichen. Aufgrund ihrer Verbundstruktur sorgen sie für eine Anpassung der unterschiedlichen Ausdehnungskoeffizienten der beteiligten Materialien. Solche Verbundlaschen können auch an den Verbindungsstellen der Außenhaut 21 benachbarter Hautelemente 20 vorgesehen sein.
An den Integraleinheiten 10 ausgebildete Spantstützwinkel 18 werden mit den Außenhautelementen 20 vernietet. Dann erfolgt das Einbringen und Verschrauben aller in der Flugzeugrumpfstruktur vorzusehenden Längsträger wie Sitzschienen und deren Stützen.
Die Außenhautschalen 20, deren Außenhaut 21 und deren Stringer 22 können aus einem faserverstärkten Kunststoffmaterial (CFK) hergestellt sein oder aus Leichtmetall. Bestehen sie nicht aus einem faserverstärkten Kunststoffmaterial, müssen die unterschiedlichen thermischen Ausdehnungskoeffizienten von Integraleinheit 10 und Außenhautelement 20 durch den Schubkamm 18, die Nietung und die Außenhaut 21 in Umfangsrichtung ausgetragen werden. Ein Ausgleich unterschiedlicher thermischer Ausdehnungskoeffizienten kann durch die vorstehend beschriebenen Glasfaser-Aluminium-Verbundlaschen erfolgen. Solche Verbundlaschen können auch dazu verwendet werden, um die Außenhautelemente 20 gegen mögliche große Längsrisse bei außergewöhnlichen Beanspruchungen der Flugzeugrumpfstruktur zu festigen.
Die auf die beschriebene Art hergestellte Flugzeugrumpfstruktur ist dann noch durch eine Cockpiteinheit und eine das Leitwerk tragende Hecksektion zum vollständigen Flugzeugrumpf zu ergänzen.
Bezugszeichenliste

10: Integraleinheit
11: Spant, Hauptkörper
12: Frachtraum-Querträger
13: Hatrack-Querträger
14: Hauptdeck-Querträger
15, 15a: Stützelement
16, 16a: Stützelement
17, 17a: Stützelement
18: Schubkamm
19: Spantwinkel
20: Außenhautelement
21: Außenhaut
22: Stringer
30: Montagevorrichtung

Claims

Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, wobei die Flugzeugrumpfstruktur vorgefertigte Integraleinheiten (10) enthält, welche jeweils in Umfangsrichtung einer Rumpfscheibe verlaufen, wobei jede der Integraleinheiten (10) aufweist: einen Spant (11); und Verbindungselemente (17, 18) zur Verbindung mit Stringer (22) und Außenhaut (21) umfassenden Aussenhautelementen (20); dadurch gekennzeichnet, dass jede der Integraleinheiten (10) weiterhin einen Querträger (12, 13, 14) aufweist, wobei dieser einen einstückigen Bestandteil einer jeden der Integraleinheiten (10) bildet.
Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) jeweils in einem Stück vorgefertigt sind.
Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) jeweils einen im wesentlichen in der Ebene einer Rumpfscheibe verlaufenden, den Spant (10) bildenden Hauptkörper und davon abstehende Verbindungselemente (17, 18) zur Verbindung mit Stringer (22) und Außenhaut (21) umfassenden Aussenhautelementen (20) aufweisen.
Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) ringförmig geschlossen über dem gesamten Umfang einer Rumpfscheibe verlaufen.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) einen Frachtraumquerträger (12) beinhalten.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) eine Hatrack-Versteifung (13) beinhalten.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Integralscheiben (10) einen Hauptdeckquerträger (14) beinhalten.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) Stützelemente (15, 15a, 16, 16a, 17, 17a) für die Querträger (12, 13, 14) beinhalten.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) aus faserverstärktem Kunststoff hergestellt sind.
Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Integraleinheiten (10) aus kohlefaserverstärktem Kunststoff hergestellt sind.
Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Flugzeugrumpfstruktur aus einer Anzahl von vorgefertigten Integraleinheiten (10) und einer Anzahl von mit diesen verbundenen vorgefertigten Hautelementen (20), welche Außenhaut (21) und Stringer (22) enthalten, zusammengefügt ist.
Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindungselemente (17, 18) durch einen Schubkamm (18) mit von dem den Spant (11) bildenden Hauptkörper der Integraleinheit (10) abstehenden Zinken gebildet sind, an welchem die Außenhautelemente (20) festgelegt sind.
Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer darauf angeordneten Außenhaut, welche den Flugzeugrumpf druckfest nach außen abdichtet, mit folgenden Schritten: Herstellen von Integraleinheiten (10), die jeweils einen Spant (11) einer Rumpfscheibe, Verbindungselemente (17, 18) zur Verbindung mit Stringer (22) und Außenhaut (21) umfassenden Aussenhautelementen (20) sowie einen Querträger (12, 13, 14)) beinhalten, aus jeweils einem Stück; Herstellen von Hautelementen (20), welche die Außenhaut (21) und die Stringer (22) enthalten; Anordnen und Justieren der Integraleinheiten (10) auf einer Montagevorrichtung (30); und Montieren und Verbinden der Außenhautelemente (20) auf bzw. mit den Integraleinheiten (10).
Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass an den Integraleinheiten (10) ausgebildete Schubkämme (18) mit den Außenhautelementen (20) verbunden werden.
Verfahren nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass an den Integraleinheiten (10) ausgebildete Spantstützwinkel (19) mit den Außenhautelementen (20) vernietet werden.
Verfahren nach Anspruch 13, 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Integraleinheiten (10) an der Innenseite der Außenhaut (21) der Außenhautelemente (20) Glasfaser-Aluminium-Verbundlaschen als Verstärkung vorgesehen sind.
Verfahren nach einem der Ansprüche 13 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass an Verbindungsstellen von Außenhautelementen (20) Glasfaser-Aluminium-Verbundlaschen vorgesehen sind, welche die Außenhaut (21) benachbarter Außenhautelemente (20) verbinden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 13 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenhautelemente (20) vor der Montage mit Stringern (22), sowie Fensterrahmen und Türrahmen fertiggestellt werden.