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Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf einen Rumpf bei einem Luft- oder Raumfahrzeug. Insbesondere bezieht sich die vorliegende Erfindung auf eine Brandschutzeinrichtung bei einem Rumpf eines Verkehrs- und/oder Transportflugzeugs.
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Im Zuge der Verbesserung der Durchbrandsicherheit von Flugzeugen wird der dafür gültige Paragraph FAR § 25.856 (b) demnächst für alle neuen Verkehrsflugzeuge gültig werden. Die Forderung besteht darin, eine Durchbrand-Sicherheitszeit von 4 Minuten zu gewährleisten, so dass im Falle eines Feuers außerhalb der Kabine genügend Zeit zur Evakuierung der Passagiere verbleibt. Dies wird im Allgemeinen durch Sicherstellen einer besonderen Präparierung der ohnehin vorhandenen, innerhalb der tragenden Struktur liegenden Isolierung versucht.
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Verkehrsflugzeugrümpfe bestehen im Allgemeinen aus mittels Stringern und Spanten quer- und längsversteiften Tragkonstruktionen, welche die Außenhaut stützen. Diese Einheiten, auch Schalen genannt, werden zu Sektionen bzw. Röhrenabschnitten zusammengefügt und bilden im weiteren Zusammenbau in der Summe den Druckrumpf.
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Die Flugzeugkabine ist dabei mit einer thermischen und akustischen Isolierung versehen, die zwischen der Flugzeugkabine und der Außenhaut des Flugzeugs angeordnet ist. Um in einem Brandfall die Flugzeugkabine zu schützen, wird eine solche Isolierung aus einem durchbrand-resistenten Material hergestellt.
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Dabei müssen jedoch die Durchbrüche zur Kabinenventilation entsprechend angepasst werden. Die Durchbrüche zur Kabinenventilation müssen dabei im Brandfall mit Klappen verschließbar gestaltet sein, so dass ein sich Ausbreiten des Feuers durch eine Art Kamineffekt verhindert wird. Andererseits müssen die Klappen im Normalzustand geöffnet sein, so dass eine Lüftung der Kabine möglich ist. Das Öffnen und Schließen der Klappen muss dabei entsprechend gesteuert und gewartet werden. Ein solches kompliziertes Klappensystem führt jedoch einerseits zu zusätzlichem Gewicht und andererseits zu beträchtlichen Herstellungs- und Wartungskasten. Ein weiteres Problem ist, dass die Isolierung keine tragende Struktur bildet. Das bedeutet, dass wenn die Außenhaut im Brandfall durchschmilzt, die Isolierung keine tragende Funktion übernehmen kann und daher der Kabinenraum in sich zusammenfällt.
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Aus dem Stand der Technik, wie er in der
DE 199 56 394 A1 offenbart ist, ist ein Hybridwerkstoff bekannt, bei dem zwischen Metalllagen Prepeglagen bestehend aus Glasfasern und Epoxy-Harz angeordnet werden. Die verschiedenen Lagen werden anschließend im Autoklav-Verfahren miteinander verklebt und können beispielsweise als Hautfeldern für einen Druckrumpf verwendet werden.
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Des Weiteren ist aus der
DE 10 2004 001 078 A1 ein Flugzeugrumpf bekannt, dessen Rumpfstruktur neben anderen Bauelementen, die alle Bestandteile des Festigkeitsverbandes des Rumpfwerkes sind und an dessen Kräfteaufnahme beteiligt sind, eine Außenhaut umfasst, die aus jeweils unterschiedlichen Werkstoffen bestehend ist, deren Bauweise schubsteif ist und die als tragendes Element in den Festigkeitsverband zur Aufnahme und Übertragung der auf sie einwirkenden Kräfte und Momente einbezogen ist. Die Außenhaut ist mit einem durchbrandsicheren Halbzeug aus einem nichtmetallischen Werkstoff oder einem feuerfesten metallenen Werkstoff ausgeführt, wobei sich das Halbzeug durch weitere Bearbeitung umformen lässt.
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Außerdem ist aus der
DE 101 56 125 A1 ein metallfaserverstärkter Verbundwerkstoff bekannt, bestehend aus miteinander verbundenen, alternierend angeordneten Metallschichten und Verstärkungsschichten. Die Verstärkungsschichten enthalten Fasern aus hochfestem, metallischen Material, die in Form eines losen Gewirks zwischen den Metallschichten angeordnet sind, um einen Materialüberschuss an Fasern in den Verstärkungsschichten zu schaffen, so dass die Fasern in dem durch einen thermo-mechanischen Prozess verschweißten Verbundwerkstoff aufgrund des Materialüberschusses gelängt sind.
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Aus der
DE 10 2004 001 049 B4 ist eine Isolierpaket-Anordnung zur Innenisolierung eines Flugzeugrumpfes bekannt. Die Isolierpaket-Anordnung schließt einen Feuerübergriff der von außerhalb der Flugzeugumgebung einwirkenden Flammen eines Brandherdes bis in den Kabinenraum des Flugzeuges aus, wobei der Aufbau und die Befestigung eines Isolierpaketes an der Rumpfstruktur derart umgesetzt ist, dass der Kabinenbereich des Flugzeuges vor einem Feuerübergriff von außerhalb der Flugzeugumgebung geschützt und eine Evakuierung der Passagiere aus dem Fahrzeug deutlich erleichtert ist.
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Obwohl auf beliebige Rumpfarten anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrundeliegende Problematik in Bezug auf einen Rumpf eines Verkehrsflugzeuges näher erläutert.
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Rümpfe moderner Verkehrsflugzeuge weisen grundsätzlich eine aus einer außenseitigen Haut und Strukturbauteilen bestehende Rumpfanordnung auf. Die Strukturbauteile, also beispielsweise Stringer oder Spanten, sind dabei mit der Haut insbesondere für eine hohe Stabilität des Rumpfs verbunden. Die Haut wird dabei bisher im Wesentlichen aus Aluminium bzw. einer Aluminiumlegierung hergestellt. Dieses schmilzt jedoch bei einem Brand verhältnismäßig schnell (zirka 30 Sekunden) und bildet daher allein keinen ausreichenden Durchbrandschutz.
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Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Rumpf bereitzustellen, der in einem Brandfall einen ausreichenden Durchbrandschutz über > 4 Minuten Dauer gewährleistet.
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Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch einen Rumpf mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
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Demgemäß wird ein Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeugs bereitgestellt, wobei zumindest die Außenhaut einer Rumpfsektion aus glasfaserverstärkten Aluminium-Laminat (zum Beispiel GLARE®) besteht, um eine Sicherheitszone für Passagiere in einem Brandfall zu bilden.
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Die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Idee besteht darin, bei einem Rumpf zumindest eine Rumpfsektion bzw. einen Rumpfabschitt aus dem glasfaserverstärkten Aluminium-Laminat bereitzustellen, um eine Sicherheitszone bzw. Brandschutzzone in dem Rumpf zu bilden, in die sich Passagiere in einem Brandfall flüchten können. Es wird von den Erfindern empfohlen, die Sicherheitszone so groß zu gestalten, dass sie alle im Luftfahrtzeug befindlichen Passagiere, mindestens aber die der Geschäftsreiseklasse, aufnehmen kann.
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Eine solche Rumpfsektion hat den Vorteil gegenüber Isolierungen aus einem Feuer hemmenden oder durchbrandresistenten Material, dass sie in einem Brandfall über eine längere Zeit formstabil bleibt. Dadurch können sich Passagiere in diesen Bereich des Rumpfs flüchten und es kann Zeit gewonnen werden, um diese Passagiere zu evakuieren.
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Somit erlaubt es die Erfindung wenigstens eine Rumpfsektion bereitzustellen, die beispielsweise bei einem Brand von außen über längere Zeit einen Durchbrandschutz bereitstellt und dabei formstabil bleibt, so dass der Teil des Rumpfs für eine gewisse Zeit bestehen bleibt, ohne in sich zusammenzufallen.
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In den Unteransprüchen finden sich weitere Ausgestaltungen der Erfindung.
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In einer erfindungsgemäßen Ausführungsform ist die eine Sicherheitszone bildende Rumpfsektion im vorderen Kabinenbereich des Rumpfs vorgesehen, beispielsweise im Kabinenbereich hinter dem Cockpit. Alternativ oder zusätzlich ist die eine Sicherheitszone bildende Rumpfsektion im hinteren Kabinenbereich des Rumpfs angeordnet, beispielsweise im Kabinenbereich vor dem hinteren Druckschott. Dadurch können, wenn beispielsweise ein Brand im Bereich der Flügel auftritt, Passagiere in den vorderen bzw. hinteren Bereich des Rumpfs, d. h. in die eine Sicherheitszone bildende Rumpfsektion, fluchten.
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In einer weiteren alternativen Ausführungsform der Erfindung kann die eine Sicherheitszone bildende Rumpfsektion auch zusätzlich im mittleren Kabinenbereich des Rumpfs angeordnet sein, beispielsweise im Bereich der Flügel oder sich über den gesamten Kabinenbereich des Rumpfs erstrecken. Grundsätzlich können auch mehr als ein oder zwei Rumpfsektionen aus dem Werkstoff GLARE® vorgesehen sein, je nach Größe des Flugzeugs beispielsweise. Dabei können ein oder mehrere Rumpfsektionen gemäß der Erfindung beispielsweise in den Bereichen vorgesehen sein, wo sich Ausgänge bzw. Notausgänge befinden.
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In einer anderen erfindungsgemäßen Ausführungsform sind ein Teil oder alle Verbindungselemente zum Verbinden von Teilen die die eine Sicherheitszone bildenden Rumpfsektion bilden, wie beispielsweise die Haut bzw. die Hautplatten, Stringer, Spanten und/oder Clips usw. aus einem Material, das größerer Hitze im Brandfall zumindest eine gewisse Zeitlang standhält, wie beispielsweise Titan und/oder einer Titanlegierung oder einem anderen geeigneten Material oder Materialkombination.
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Gemäß einer weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsform umfasst die Werkstoffkombination GLARE® dabei sog. Standard-GLARE (Glass-Fibre Reinforced Aluminium) und/oder ein sog. HSS-GLARE (High Static Strength – Glass-Fibre Reinforced Aluminium). Grundsätzlich sind jedoch auch andere Arten von geeigneten Faser-Metall-Laminaten (FML) denkbar, die in ihren Eigenschaften vergleich dem bisher bekannten GLARE oder HSS-GLARE sind, in jedem Fall was die Durchbrandresistenz betrifft und die Formstabilität über eine gewisse Zeit im Fall eines Brandes.
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In einer weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsform kann der Rumpf zusätzlich mit einer thermischen und/oder akustischen Isolierung versehen sein. Die Isolierung kann dabei beispielsweise Feuer hemmend oder durchbrandresistent ausgebildet sein, muss es aber nicht zwangsläufig, da die Rumpfsektion aus der Werkstoffkombination GLARE® bzw. einem vergleichbaren Material bereits einen Durchbrandschutz bereitstellt.
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Der erfindungsgemäße Rumpf kann beispielsweise in Verkehrs- bzw. Passagier- und Transportflugzeugen eingesetzt werden. Grundsätzlich kann er aber auch bei Raumfahrzeugen verwendet werden.
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Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
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Von den Figuren zeigen:
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1a, b perspektivische Ansichten einer versteiften Haut gemäß dem Stand der Technik;
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2 eine schematische Darstellung einer Rumpfschale, die aus Hautelementen gemäß der 1a und 1b gefertigt ist,
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3 eine perspektivische Ansicht einer versteiften Haut, die mit einer Isolierung versehen ist gemäß dem Stand der Technik;
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4 einen Ausschnitt der versteiften Haut gemäß 3;
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5 eine schematische Ansicht des Aufbaus des Faser-Metall-Laminats gemäß der Erfindung; und
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6 eine schematische Seitenansicht eines Flugzeugrumpfs gemäß der Erfindung.
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In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
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In den 1a und 1b ist jeweils eine perspektivische Ansicht eines Hautelements 10, beispielsweise eines Außenhautelements eines Flugzeugs, dargestellt. Bei Flugzeugen werden Druckrümpfe im Allgemeinem aus mehreren Schalen integral aus solchen Hautelementen 10 hergestellt.
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Das Hautelement 10 besteht dabei beispielsweise aus einer Haut 12 bzw. Hautplatte und Stringern 14 zur Längsversteifung. Des Weiteren sind in Querrichtung Spanten 16 vorgesehen, die beispielsweise mittels Clips 18 oder Schubkämmen an der Hautplatte 12 befestigt werden.
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Die Rumpfsektionsschalen 20, bestehend aus mehreren Hautelementen, werden hierbei mit den Spanten in Teilschalen vorgefertigt und im Endzusammenbau in großen Vorrichtungen zu einer Sektion zusammengefügt. Eine solche Sektion ist schematisch in einer Vorderansicht in 2 gezeigt.
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Die Wärmeisolation 22 wird über alle Teile bestehend aus Haut bzw. Hautplatte 12, Stringer 14 und Spanten 16 innen angebracht, um somit die Passagiere vor Umgebungs-Temperaturen der Außenluft im Bereich bis zu –70°C in großer Höhe und bis zu +50°C am Boden zu schützen, wenn das Flugzeug der Sonne ausgesetzt ist.
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Diese Isolierung 22 wird, wie oben beschrieben, durchbrandresistent hergestellt, um dem FAR § 25.856 (b) gerecht zu werden. Gemäß FAR § 25.856 (b) wird die nachzuweisende Durchbrandzeit von 1,5 Minuten auf 4 Minuten erhöht, so dass im Falle eines Feuers außerhalb der Kabine mehr Zeit zur Evakuierung der Passagiere verbleibt. Aus diesem Grund müsste die aktuell eingesetzte Isolierung in Kombination mit einer Aluminium-Rumpfhaut in größerem Volumen eingesetzt werden, was zu Mehrgewicht führen würde.
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Das Bereitstellen einer durchbrandresistenten Isolierung führt dazu, dass das Flugzeuggewicht erhöht wird und dass notwendige Durchbrüche beispielsweise zur Kabinen-Ventilation besonders mit Schließmechanismen präpariert werden müssten, wie der zuvor beschriebene Klappenmechanismus. Diese Bauweise bringt jedoch eine zusätzliche Gewichtserhöhung mit sich und bildet des Weiteren keine formstabile Tragstruktur, da die Isolationsschicht 22 auf der Innenseite der Außenhaut 12 angeordnet ist.
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In den 3 und 4 ist dabei das versteifte Hautelement 10 gemäß der 1a und 1b gezeigt, wobei das Hautelement 10 zusätzlich mit der Isolierung 22 versehen ist. 4 zeigt dabei einen Ausschnitt des Hautelements 10, bei der die Befestigung der Isolierung 22 an einem Spant 16 vorgesehen ist.
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Versuche lassen hingegen darauf schließen, dass eine Rumpfsektion, deren Außenhaut aus glasfaserverstärktem Aluminium GLARE® hergestellt ist, im Falle eines Brandes von außen über eine längere Zeit formstabil bleibt.
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Bei diesen Versuchen zeigte sich insbesondere, dass die Voraussetzungen des FAR § 25.856 erfüllt werden, wobei eine Durchbrandzeit von 15 Minuten und länger erzielt werden konnte.
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Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird bei der Herstellung einer Rumpfsektion 24 Laminat 26 aus glasfaserverstärktem Aluminium GLARE® eingesetzt. Die Außenhaut der Rumpfsektion 24 wird dabei vollständig aus GLARE hergestellt. Auf diese Weise schafft eine solche Rumpfsektion 24 eine Sicherheitszone für die Passagiere bei einem Brand außerhalb der Fluggastzelle. Grundsätzlich kann die Rumpfsektion 24 dabei in einem vorderen Bereich 28 eines Flugzeugs 30 vorgesehen sein, beispielsweise hinter dem Cockpit oder in einem hinteren Bereich 32 des Flugzeugs 30. Dabei können in diesen Bereichen beispielsweise Ausgänge bzw. Notausgänge 34 vorgesehen sein. Tritt ein Brandfall im Bereich der Flügel bzw. der Triebwerke auf, so haben die Passagiere die Möglichkeit, in die erfindungsgemäße Rumpfsektion 24 im vorderen bzw. hinteren Bereich 28, 32 zu flüchten.
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Dadurch, dass die Rumpfsektion 24 gemäß der Erfindung eine verhältnismäßig lange Durchbrandzeit aufweist und entsprechend länger formstabil bleibt, verbleibt mehr Zeit um die Passagiere in einem solchen Notfall dort zu evakuieren.
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Die oben mit Bezug auf den Stand der Technik erläuterten Nachteile werden dabei durch die neue Bauweise bzw. den erfindungsgemäßen Rumpf aufgehoben. Es werden vorliegend neueste gewichtssparende glasfaserverstärkte Aluminium Laminate GLARE© als Hautplatten bzw. Hautlagen verwendet, d. h. als integrale Einheit für die Schutzzelle an dem Ort, an welchem eine Abwehr gegen Brand notwendigerweise hergestellt werden sollte, um auch die tragende Struktur über einen längeren Zeitraum formstabil zu erhalten. Das heißt, der Werkstoff GLARE® wird nicht einfach partiell am Flugzeug vorgesehen, wie dies bisher der Fall war, um beispielsweise als Durchschlagschutz in einigen Bereichen zu dienen, sondern es wird gezielt zumindest die Außenhaut einer kompletten Rumpfsektion aus diesem Material gebildet, um eine Sicherheitszone im Brandfall zu schaffen.
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Hierbei ist auch denkbar, dass Strukturbauteile beispielsweise wie Stringer, Spanten, Clips und/oder Schubkämme, wahlweise zusätzlich aus dem Material GLARE® im Bereich der Rumpfsektion 26 ausgebildet werden. Die Aufzählung ist dabei lediglich beispielhaft und nicht abschließend. Grundsätzlich bildet aber bereits die Außenhaut aus GLARE® einen geeigneten Durchbrandschutz und eine Formstabilität im Brandfall. Jedoch kann dies weiter unterstützt werden, wenn wie zuvor genannt, zumindest einzelne Strukturbauteile ebenfalls aus GLARE gefertigt werden.
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Da das glasfaserverstärkte Aluminium Laminat GLARE© die Durchbrandsicherheit über einen gewissen Zeitraum gewährleistet und außerdem eine geringere Dichte gegenüber Aluminium-Behäutungen aufweist und damit leichter ist, braucht die Isolierung 22 nicht geändert zu werden und die notwendige Kabinen-Ventilation kann erhalten bleiben. Mit anderen Worten, die herkömmliche Isolierung 22 kann beibehalten und muss nicht notwendigerweise beispielsweise durch eine Flammen hemmende oder durchbrandresistente Isolierung ersetzt werden. Des Weiteren kann auch auf einen komplizierten Klappenmechanismus verzichtet werden, der wie oben beschrieben, Durchbrüche zur Kabinenventilation im Brandfall verschließt, um eine Ausbreitung eines Brandes durch einen Kamineffekt zu verhindern.
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Grundsätzlich kann aber auch eine flamm-hemmende und/oder durchbrand-resistente Isolierung 22 verwendet werden.
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In 5 ist der prinzipielle Aufbau eines glasfaserverstärkten Aluminium Laminats GLARE©, wie es beispielsweise in der Erfindung verwendet werden kann, schematisch dargestellt. Das Laminat 26 besteht dabei beispielsweise aus drei Lagen von Aluminiumblechen 36, wobei zwischen den Aluminiumlagen 36 jeweils eine Glasfasermatte 38 angeordnet ist. Die Materialschichten werden dabei im Autoklav verklebt. Die Anzahl der Lagen aus Aluminiumblechen 36 und Glasfasermatten 38 kann dabei je nach Funktion und Einsatzzweck beliebig variiert werden. Die Darstellung in 5 ist rein beispielhaft und die Erfindung nicht darauf beschränkt.
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Die Zulassung des glasfaserverstärkten Aluminium Laminats GLARE© wurde anhand des Airbus Dokumentes EMF-723/99 dokumentiert und mit Ausgabe 5 von den europäischen und amerikanischen Luftfahrtbehörden sowie von Airbus verabschiedet. In Kapitel C3 von Bericht EMF-723/99 wird die Durchbrandfestigkeit und die Entwicklung toxischer Gase im Brandfall von GLARE© nach genormten Versuchen dargestellt. Beide Kriterien werden gemäß geltenden Vorschriften der Luftfahrtindustrie erfüllt, die Durchbrandzeit beträgt mehr als 15 Minuten.
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Im Brandfall verbrennt bei dem glasfaserverstärkten Aluminium Laminat zunächst die äußere Aluminiumlage, die erste Glasfaserlage bildet dann eine Barriere gegen Durchbrand. Gleichzeitig wird die Temperatur auf der gegenüberliegenden Seite der Flamme bei erträglichen 200°C gehalten.
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Das glasfaserverstärkte Aluminium Laminat GLARE© wird genauso verarbeitet wie herkömmliche Aluminiumbleche. Die Trennstellen an den Blechenden sind beispielsweise mit Titan-Bolzen zu verbinden, um auch hier die strukturelle Integrität zu bewahren. Aluminium-Bolzen würden beispielsweise im Gegensatz zu den Titan-Bolzen schmelzen.
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Verkehrsflugzeugrümpfe bestehen im Allgemeinen aus quer- und längsversteiften Tragkonstruktionen, beispielsweise aus einer Kombination von Stringern und Spanten, welche die Außenhaut stützen. Diese Einheiten, auch Schalen genannt, werden zu Sektionen 20, wie beispielsweise zu Röhrenabschnitten, zusammengefügt und bilden im weiteren Zusammenbau den Druckrumpf.
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Unter Verwendung von glasfaserverstärkten Aluminium-Laminaten GLARE© für die Außenhaut können Flugzeugabschnitte bzw. Rumpfsektionen 24 hergestellt werden, die gegen den Durchbrand über längere Zeit formstabil bleiben und somit einen Rückzugsbereich für die gefährdeten Passagiere bereitstellen bis sie vollständig evakuiert werden können.
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Solche Schutzzellen können, wie in 6 gezeigt ist, beispielsweise im vorderen und/oder hinteren Bereich 28, 34 des Rumpfes eingerichtet sein, um auch bei Flügelbrand Bereiche zu schaffen zu denen man flüchten kann. Beispielsweise sind alle Türen 34 und Tore in diesen Bereichen mit der selben Haut aus glasfaserverstärkten Aluminium Laminat GLARE© hergestellt. Eine Mindestzahl der Verbildungselemente, wie beispielsweise Nieten, Bolzen, Schrauben und/oder Clips usw. sind beispielsweise aus Titanwerkstoffen versehen oder einem anderen hitzbeständigen Material oder Materialkombination.
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Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.
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Bezugszeichenliste
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- 10
- Hautelement
- 12
- Haut
- 14
- Stringer
- 16
- Spant
- 18
- Clip
- 20
- Rumpfsektionsschale
- 22
- Isolierung
- 24
- Rumpfsektion
- 26
- GLARE Laminat
- 28
- vorderer Bereich (Flugzeug)
- 30
- Flugzeug
- 32
- hinterer Bereich (Flugzeug)
- 34
- Ausgang bzw. Notausgang
- 36
- Aluminiumblech
- 38
- Glasfasermatte
