DE102006026170A1 - Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung - Google Patents

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Abstract

Es wird eine Flugzeugrumpstruktur, welche durch mehrere aneinandergefügte, jeweils einen Teil des Flugzeugrumpfs (10) bildende Schalen (11, 12), die eine Trägerstruktur (13, 13a, 14, 14a) und eine an dieser angeordnete, den Flugzeugrumpf (10) druckfest nach außen abdichtende Haut (15, 16) umfassen, aufgebaut ist, beschrieben. Erfindungsgemäß umfasst die Flugzeugrumpfstruktur eine Ober- und Seitenschale (11) und eine Unterschale (12), von denen die Unterschale (12) einen Radius (R2) aufweist, der im Wesentlichen deutlich größer ist als der Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11), wobei die Ober- und Seitenschale (11) und die Unterschale (12) an sich in Flugzeuglängsrichtung erstreckenden Übergangsbereichen (18, 19) aneinandergefügt sind und dass die Trägerstruktur (13, 13a) der Unterschale (12) im Hinblick auf ihre Festigkeit so ausgebildet ist, dass sie die Innendruckbelastung der Unterschale (12) ohne Verwendung eines Hauptquerträgers aufzunehmen in der Lage ist.

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Flugzeugrumpfstruktur nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1, sowie ein Verfahren zur Herstellung einer solchen Flugzeugrumpfstruktur nach dem Oberbegriff des Anspruchs 26.
  • Rumpfstrukturen heutiger Verkehrsflugzeuge werden typischerweise aus mehreren Schalen einheitlicher Hautmaterialien in annähernd kreisrunden Querschnitten hergestellt und verfügen herkömmlicherweise in der Nähe der vertikalen Rumpfmitte über eine Querversteifung in Form eines Querträgers (Hauptquerträger). Die Gesamtzahl der Querträger fungiert gleichzeitig als Rosttragesystem für die Passagierkabine. Der näherungsweise kreisrunde oder ovale Querschnitt dient zur Stabilisierung des Rumpfs gegen den Kabineninnendruck. Rumpfbehäutungen modernster Bauart werden unter Verwendung von Kohlefaser-Verbundwerkstoffen hergestellt, so dass über den Umfang des Rumpfs ein einheitliches Material zur Anwendung kommt. Die Querversteifung durch die genannten Querträger unterteilt den im Querschnitt im wesentlichen kreisförmigen Rumpf typischerweise in zwei Abschnitte, so dass Oberdeck und Unterdeck entstehen.
  • Die Aufgabe der Erfindung ist es, eine Flugzeugrumpfstruktur sowie ein Verfahren zur Herstellung einer solchen anzugeben, womit ein Flugzeugrumpf geschaffen werden kann, der ohne die räumlichen Beschränkungen durch Querträger herkömmlicher Art auskommt und gleichzeitig eine hohe Stabilität aufweist.
  • Die Aufgabe wird einerseits gelöst durch eine Flugzeugrumpfstruktur mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Andererseits wird die Aufgabe gelöst durch ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit den Merkmalen des Anspruchs 26.
  • Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung erläutert.
  • Es zeigt:
  • 1 eine stark schematisierte Querschnittsansicht einer Flugzeugrumpfstruktur, wie sie ein Ausführungsbeispiel der Erfindung darstellt und wie sie gemäß einem Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Verfahrens hergestellt werden kann;
  • 2 eine Schnittansicht durch die Außenhaut einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, welche die Verbindung der Außenhaut einer Ober- und Seitenschale und einer Unterschale der erfindungsgemäßen Flugzeugrumpfstruktur darstellt;
  • 3 und 4a) und b) jeweils Querschnittsdarstellungen zur Erläuterung des Aufbaus von Verbindungslaschen, welche gemäß Ausführungsbeispielen der Erfindung zur Verbindung der Außenhaut einer Ober- und Seitenschale und einer Unterschale gemäß Ausführungsbeispielen der Erfindung dienen.
  • In 1 ist stark schematisiert eine Querschnittsdarstellung eines Flugzeugrumpfs 10 gezeigt, welcher durch eine Ober- und Seitenschale 11 und eine Unterschale 12 gebildet ist. Die Ober- und Seitenschale 11 verfügt über eine Trägerstruktur, die durch jeweilige Spanten 13 und Stringer 13a gebildet ist, von denen in 1 nur wenige ausschnittsweise und schematisiert dargestellt sind, und die Unterschale 12 verfügt über eine Trägerstruktur, die durch Spanten 14 und Stringer 14a gebildet ist, die ebenfalls nur schematisiert dargestellt sind. An den Trägerstrukturen 13, 13a bzw. 14, 14a von Ober- und Seitenschale 11 bzw. von Unterschale 12 ist jeweils eine den Flugzeugrumpf 10 druckfest nach außen abdichtende Haut 15 bzw. 16 angeordnet.
  • Wie in 1 gezeigt ist, hat die Unterschale 12 einen Radius R2, der im wesentlichen deutlich größer ist als der Radius R1 der Ober- und Seitenschale 11. Die Ober- und Seitenschale 11 und die Unterschale 12 sind an Übergangsbereichen 18, 19, die sich in Flugzeuglängsrichtung erstrecken, an beiden Seiten des Rumpfs 10 aneinandergefügt. Die Trägerstruktur 14, 14a der Unterschale 12 ist in Hinblick auf ihre Festigkeit so ausgebildet, dass sie die Innendruckbelastung der Unterschale 12 aufzunehmen in der Lage ist, ohne dass eine Versteifung des Flugzeugrumpfs in Querrichtung nach Art eines herkömmlichen Querträgers (Hauptquerträgers) erforderlich ist.
  • Der über den Umfang gemittelte Radius R2 der Unterschale 2 kann mehr als das 1,2-fache, mehr als das 1,5-fache oder mehr als das 2-fache des über den Umfang gemittelten Radius R1 der Ober- und Seitenschale 11 betragen, ohne dass die genannten Werte als Beschränkung verstanden werden sollen.
  • Die Ober- und Seitenschale 11 kann einen im wesentlichen konstanten Radius R1 aufweisen.
  • Die Unterschale 12 kann einen sich von der Flugzeugmitte nach beiden Seiten erstreckenden mittleren Bereich 12a mit einem im wesentlichen konstanten Radius R2 aufweisen und an den Seiten 12b, 12c nahe den Übergangsbereichen 18, 19, an denen die Ober- und Seitenschale 11 in die Unterschale 12 übergeht, einen kleineren Radius aufweisen, so dass die Unterschale 12 glatt in die Ober- und Seitenschale 11 übergeht. Dabei kann die Unterschale 12 im mittleren Bereich 12a einen Radius R2 aufweisen, der mehr als das 1,3-fache, mehr als das 2-fache oder mehr als das 2,5-fache des Radius R1 der Ober- und Seitenschale 11 beträgt, ohne dass die genannten Werte als Beschränkung verstanden werden sollen.
  • Die Unterschale 12 kann bezüglich der Umfangsrichtung in einem Stück hergestellt sein. Sie kann ggf. aber auch bezüg lich der genannten Richtung in mehreren Stücken hergestellt sein.
  • Die Ober- und Seitenschale 11 kann bezüglich der Umfangsrichtung in mehreren Teilschalen hergestellt sein. Ggf. könnte sie aber auch in der genannten Richtung in einer einzigen Schale hergestellt sein.
  • Der Ausdruck "Ober- und Seitenschale" für den oberen Teil 11 der Flugzeugrumpfstruktur soll hier so verstanden werden, dass dieser obere Teil 11 zusätzlich zu oberen Bereichen des Rumpfs auch seitliche Bereiche desselben umfaßt, während der als Unterschale bezeichnete untere Teil 12 des Flugzeugrumpfs überwiegend nur untere Bereiche der Rumpfstruktur umfaßt. Da, wie 1 erkennen läßt, jedoch sowohl der obere Teil 11 als auch der untere Teil 12 jeweils auch seitliche Bereiche des Flugzeugrumpfs umfassen, soll diese Art der Benennung nicht im engeren Sinn und nicht als beschränkend verstanden werden, gemeint ist, dass der Teil 11 hauptsächlich den oberen Bereich des Rumpfs und dessen Seiten einnimmt und der Teil 12 hauptsächlich den unteren Bereich des Rumpfs einnimmt.
  • Die Unterschale 12 kann aus Leichtmetallkomponenten hergestellt sein. Grundsätzlich können sowohl die Ober- und Seitenschale 11 als auch die Unterschale 12 sowohl aus Leichtmetallkomponenten in herkömmlicher Bauweise oder aus faserverstärkten Komponenten in moderner Bauweise hergestellt sein.
  • Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel ist die Flugzeugrumpfstruktur in einer Hybridbauweise hergestellt, bei der die Unterschale 12 aus Leichtmetallkomponenten und die Ober- und Seitenschale 11 aus faserverstärkten Komponenten hergestellt ist. Die Trägerstruktur der Unterschale 12 enthält in Umfangsrichtung verlaufende Spanten 14 (Querspanten), welche, wie aus 1 ersichtlich ist, eine wesentlich größere Höhe aufweisen als entsprechende Spanten der Ober- und Seitenschale 11. Insbesondere haben die in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten 14 der Unterschale 12 eine von der Seite zur Mitte hin zunehmende Höhe, entsprechend dem Lastverlauf in der Unterschale 12. Die größere Höhe der Spanten 14 der unteren Schale 12 sind erforderlich, um die durch den größeren Radius R2 auftretende Innendruckbelastung aufzufangen. Die größere Spanthöhe ist jedoch auch von Vorteil insofern, als dass sie zugleich als Schutzmaßnahme für die Unterschale 12 bei harter Beanspruchung wie auch als Tragestruktur für die Kabine Verwendung finden kann. Auf den Spanten 14 der Unterschale 12 kann ein Deck 30 angeordnet sein, wobei das Deck 30 in 1 nur gestrichelt angedeutet und nicht Gegenstand dieser Anmeldung ist.
  • Die Spanten 14 der Unterschale 12 können verstärkte Innengurte 17a sowie radial verlaufende Verstärkungsrippen 17 aufweisen, welche jeweils zur Erzeugung der erforderlichen Festigkeit der Spanten 14 dienen.
  • Die Ober- und Seitenschale 11 umfaßt bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel eine Trägerstruktur mit aus Fasern verstärktem Material hergestellten Spanten 13 und Stringern 13a und einer aus Fasern verstärktem Material hergestellten Außenhaut 15. Die Außenhaut 15 der Ober- und Seitenschale 11 kann aus kohlefaserverstärktem Kunststoffmaterial hergestellt sein oder aus einem Aluminium-Faser-Verbundmaterial, insbesondere einem Aluminium-Glasfaser-Verbundmaterial.
  • Wie 2 zeigt, sind die Ober- und Seitenschale 11 und die Unterschale 12 im Übergangsbereich 18, 19 mittels einer sogenannten Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche 20 ("GLARE") verbunden, welche aus einem Laminat besteht, in welchem abwechselnd Schichten 21 eines textilen Fasermaterials, insbesondere Glasfasermaterials, und Leichtmetallschichten 22, insbesondere Schichten einer Aluminiumlegierung angeordnet sind. An der der Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche 20 gegenüberlie genden Seite der Haut der Schalen 11, 12 ist eine Dopplung 23 vorgesehen. 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.
  • Die Verbindung zwischen Ober- und Seitenschale 11 einerseits und Unterschale 12 andererseits ist durch eine mehrreihige Nietverbindung 24, 25, insbesondere eine jeweils dreireihige Nietverbindung, hergestellt. Die Nietverbindung 24, 25 kann Titanniete bzw. -bolzen enthalten.
  • Der Aufbau der Verbindung zwischen Ober- und Seitenschale 11 einerseits und Unterschale 12 andererseits ist gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel in 3 dargestellt. An der einen Seite der Verbindung ist wiederum eine Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche 20 angeordnet und an der anderen Seite eine Dopplung 23.
  • 4a) und b) zeigt in einer schematisierten Querschnittsdarstellung bzw. in einer schematisierten perspektivischen, teilweise aufgebrochenen Darstellung, den Aufbau der genannten Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche 20 mit abwechselnd angeordneten Glasfaserschichten 21 und Leichtmetallschichten 22.
  • Die Herstellung einer erfindungsgemäßen Flugzeugrumpfstruktur, wie sie vorstehend beschrieben worden ist, erfolgt gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung durch Herstellen einer Ober- und Seitenschale 11 aus einem Faserverbundmaterial einschließlich deren Trägerstruktur 13, 13a, welche durch Stringer 13a und Spanten 13 gebildet sein kann, mittels eines Klebeprozesses; Herstellen einer Unterschale 12 aus Aluminiumbzw. Leichtmetallmaterial einschließlich ihrer Trägerstruktur 14, 14a, welche wiederum durch Stringer 14a und Spanten 14 ge bildet sein kann; Verbinden der Ober- und Seitenschale 11 mit einer Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche 20 (dies zuerst, um Faserverbundtoleranzen besser ausgleichen zu können); Einsetzen der Ober- und Seitenschale 11 auf die Unterschale 12 in die mit der Ober- und Seitenschale 11 verbundene Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche. Das Vernieten der Glasfaser-Verbundlasche 20 mit der Unterschale 12 kann mittels Nieten, insbesondere mittels Titanbolzen erfolgen. Es erfolgt das Fügen aller Rumpfsegmente in der beschriebenen Weise und dann das Fügen der Rumpfsegmente zum Gesamtrumpf durch Verriegeln der Querstöße wiederum mittels Nieten, insbesondere Titannieten bzw. -bolzen.
  • Die beschriebene Hybridbauweise ist insofern vorteilhaft, als dass für die Ober- und Seitenschale 11 gewichtssparende Faserverbundwerkstoffe verwendet werden, wo die Belastung durch Innendruck aufgrund der Rumpfform mit kleinerem Radius R1 geringer ist und eine Gefährdung durch äußere Einwirkungen geringer ist, während die Verwendung von Leichtmetall- bzw. Aluminiummaterial für die Unterschale 12 vorteilhaft ist in Bezug auf eine höhere Widerstandsfähigkeit gegen äußere Einwirkungen, relativ einfach zu überprüfen und zu reparieren ist und in Bezug auf galvanische Eigenschaften und elektrische Abschirmung vorteilhaft sind als Ableitungsmaßnahme gegenüber elektrischer Aufladung der Oberschale 11 und als Abschirmung von Leitungen und elektronischen Geräten gegen die Umgebung.
    • 10
    Flugzeugrumpf
    11
    Ober- und Seitenschale
    12
    Unterschale
    12a
    mittlerer Bereich
    13
    Spant
    13a
    Stringer
    14
    Spant
    14a
    Stringer
    15
    Außenhaut
    16
    Außenhaut
    17
    Verstärkungsrippen
    17a
    Innengurt
    18
    Übergangsbereich
    19
    Übergangsbereich
    20
    Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche
    21
    Glasfaserschichten
    22
    Leichtmetallschichten
    23
    Dopplung
    24
    Nietverbindung
    25
    Nietverbindung
    30
    Deck

Claims (32)

  1. Flugzeugrumpfstruktur, welche durch mehrere aneinandergefügte, jeweils einen Teil des Flugzeugrumpfs (10) bildende Schalen (11, 12), die eine Trägerstruktur (13, 13a, 14, 14a) und eine an dieser angeordnete, den Flugzeugrumpf (10) druckfest nach außen abdichtende Haut (15, 16) umfassen, aufgebaut ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Flugzeugrumpfstruktur eine Ober- und Seitenschale (11) und eine Unterschale (12) umfaßt, von denen die Unterschale (12) einen Radius (R2) aufweist, der im wesentlichen deutlich größer ist als der Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11), wobei die Ober- und Seitenschale (11) und die Unterschale (12) an sich in Flugzeuglängsrichtung erstreckenden Übergangsbereichen (18, 19) aneinandergefügt sind, und dass die Trägerstruktur (13, 13a) der Unterschale (12) in Hinblick auf ihre Festigkeit so ausgebildet ist, dass sie die Innendruckbelastung der Unterschale (12) ohne Verwendung eines Hauptquerträgers aufzunehmen in der Lage ist.
  2. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der über den Umfang gemittelte Radius (R2) der Unterschale (12) mehr als das 1,2-fache des über den Umfang Bemittelten Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  3. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der über den Umfang Bemittelte Radius (R2) der Unterschale (12) mehr als das 1,5-fache des über dem Umfang Bemittelten Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  4. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der über den Umfang gemittelte Radius (R2) der Unterschale (12) mehr als der 2-fache des über den Umfang gemittelten Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  5. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Ober- und Seitenschale (11) einen im wesentlichen konstanten Radius (R1) aufweist.
  6. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) einen sich von der Flugzeugmitte nach beiden Seiten erstreckenden mittleren Bereich (12a) mit einem im wesentlichen konstanten Radius (R2) aufweist und an den Seiten (12b, 12c) nahe den Übergangsbereichen (18, 19) einen kleineren Radius aufweist, so dass die Unterschale (12) glatt in die Ober- und Seitenschale (11) übergeht.
  7. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) im mittleren Bereich (12a) einen Radius (R2) aufweist, der mehr als das 1,3-fache des Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  8. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) im mittleren Bereich (12a) einen Radius (R2) aufweist, der mehr als das 2-fache des Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  9. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) im mittleren Bereich (12a) einen Radius (R2) aufweist, der mehr als das 2,5-fache des Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11) beträgt.
  10. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) bezüglich der Umfangsrichtung in einem Stück hergestellt ist.
  11. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Ober- und Seitenschale (11) bezüglich der Umfangsrichtung in mehreren Teilschalen hergestellt ist.
  12. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Unterschale (12) aus Leichtmetallkomponenten hergestellt ist.
  13. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Ober- und Seitenschale (11) aus faserverstärkten Komponenten hergestellt ist.
  14. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 12 und 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Flugzeugrumpfstruktur in Hybridbauweise mit einer Unterschale (12) aus Leichtmetallkomponenten und einer Ober- und Seitenschale (11) aus faserverstärkten Komponenten hergestellt ist.
  15. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 12 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerstruktur der Unterschale (12) in Umfangsrichtung verlaufende Spanten (14) enthält, welche eine wesentlich größere Höhe aufweisen als entsprechende Spanten der Ober- und Seitenschale (11).
  16. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die in Umfangsrichtung verlaufenden Spanten (14) der Unterschale (12) eine zur Mitte hin zunehmende Höhe aufweisen.
  17. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Spanten (14) der Unterschale (12) verstärkte Innengurte (17a) aufweisen.
  18. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 15, 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Spanten (14) der Unterschale (12) radial verlaufende Verstärkungsrippen (17) aufweisen.
  19. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Ober- und Seitenschale (11) eine Trägerstruktur mit aus faserverstärktem Material hergestellten Spanten (13) und Stringern (13a) und einer aus faserverstärktem Material hergestellten Außenhaut (15) umfaßt.
  20. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenhaut (15) der Ober- und Seitenschale (11) aus kohlefaserverstärktem Kunststoffmaterial hergestellt ist.
  21. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenhaut (15) der Ober- und Seitenschale (11) aus Aluminium-Glasfaser-Verbundmaterial hergestellt ist.
  22. Flugzeugrumpfstruktur nach einem der Ansprüche 14 bis 21, dadurch gekennzeichnet, dass die Ober- und Seitenschale (11) und die Unterschale (12) im Übergangsbereich (18, 19) mittels einer Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche (20) mit in einem Laminat abwechselnd angeordneten Glasfaserschichten (21) und Leichtmetallschichten (22) verbunden sind.
  23. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, dass an der Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche (20) eine Dopplung (23) vorgesehen ist.
  24. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 22 oder 23, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindung zwischen Ober- und Seitenschale (11) einerseits und Unterschale (12) andererseits durch eine mehrreihige Nietverbindung (24, 25) hergestellt ist.
  25. Flugzeugrumpfstruktur nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, dass die Nietverbindung (24, 25) Titanniete enthält.
  26. Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur, welche durch mehrere aneinandergefügte, jeweils einen Teil des Flugzeugrumpfs (10) bildende Schalen (11, 12), die eine Trägerstruktur (13, 13a, 14, 14a) und eine an dieser angeordnete, den Flugzeugrumpf (10) druckfest nach außen abdichtende Haut (15, 16) umfassen, aufgebaut ist, wobei die Flugzeugrumpfstruktur eine Ober- und Seitenschale (11) und eine Unterschale (12) umfaßt, von denen die Unterschale (12) einen Radius (R2) aufweist, der im wesentlichen deutlich größer ist als der Radius (R1) der Ober- und Seitenschale (11), wobei die Ober- und Seitenschale (11) und die Unterschale (12) an sich in Flugzeuglängsrichtung erstreckenden Übergangsbereichen (18, 19) aneinandergefügte sind, und wobei die Trägerstruktur (14, 14a) der Unterschale (12) in Hinblick auf ihre Festigkeit so ausgebildet ist, dass sie die Innendruckbelastung der Unterschale (12) ohne Verwendung eines Hauptquerträgers aufzunehmen in der Lage ist, gekennzeichnet durch Herstellen der Ober- und Seitenschale (11) aus einem Faserverbundmaterial einschließlich Trägerstruktur (13, 13a); Herstellen der Unterschale (12) aus Aluminiummaterial einschließlich Trägerstruktur (14, 14a); Verbinden der Ober- und Seitenschale (11) mit einer Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche, die in einem Laminat abwechselnd angeordnete Glasfaserschichten (21) und Leichtmetallschichten (22) enthält; Ansetzen der Ober- und Seitenschale (11) an die Unterschale (12) einschließlich der an der Ober- und Seitenschale (11) überstehenden Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche (20); Verbinden der Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche mit der Unterschale (12).
  27. Verfahren nach Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, dass das Herstellen der Ober- und Seitenschale (11) aus dem Faserverbundmaterial einem Klebeprozeß von in der Trägerstruktur enthaltenen Stringern (13a) und Spanten (13) und Außenhaut (15) enthält.
  28. Verfahren nach Anspruch 26 oder 27, dadurch gekennzeichnet, dass das Herstellen der Unterschale (12) aus Aluminiummaterial ein Herstellen von Stringern (14a) und Spanten (14) und Außenhaut (16) umfaßt.
  29. Verfahren nach Anspruch 26, 27 oder 28, dadurch gekennzeichnet, dass das Verbinden der Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche (20) mit der Ober- und Seitenschale (11) und der Unterschale (12) ein Vernieten mittels Titanbolzen (24, 25) umfaßt.
  30. Verfahren nach einem der Ansprüche 26 bis 29, dadurch gekennzeichnet, dass das Verbinden der Ober- und Seitenschale (11) und der Unterschale (12) das Anbringen einer Dopplung (23) an der Glasfaser-Aluminium-Verbundlasche (20) umfaßt.
  31. Verfahren nach einem der Ansprüche 26 bis 30, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren das Herstellen aller wesentlichen Rumpfsegmente und das Fügen und Verbinden der Rumpfsegmente zum Gesamtrumpf umfaßt.
  32. Verfahren nach einem der Ansprüche 26 bis 31, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren ein Verriegeln der Querstöße zwischen den Rumpfsektionen mittels Titanbolzen umfaßt.
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