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Die Erfindung betrifft ein Flugzeugrumpfbauteil mit einer Außenwand mit Verstärkungselementen und mit einer Öffnung in der Außenwand. Das Flugzeugrumpfbauteil ist als integrales Faserverbundelement ausgebildet ist, bei dem angrenzend an die Öffnung und die Außenwand ein Verstärkungsfasergelege zur Bildung der Verstärkungselemente angeordnet ist, wobei das Verstärkungsfasergelege integral mit der Außenwand verbunden ist und wobei die Faserausrichtung des Verstärkungsfasergeleges zur Umleitung von Lasten um die Öffnung herum und zur Ableitung von an Lasteinleitpunkten an der Öffnung einwirkenden Lasten in die Seitenflächenbereiche des Flugzeugrumpfbauteils angepasst ist.
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Türumgebungsstrukturen von Flugzeugen werden herkömmlicherweise so aufgebaut, dass ein Gerüst aus Spanten mit Haupt- und Nebenspanten sowie Längsträgern gefertigt wird, auf das die Außenhaut befestigt wird. Die Struktur des Flugzeugrumpfes wird durch große Ausschnitte, wie z. B. für die Türöffnung merklich geschwächt. Statische und dynamische Lasten, die auf die Türumgebungsstruktur einwirken, müssen daher mit Hilfe einer speziell dafür entwickelten und verstärkten Umgebungsstruktur um den großen Ausschnitt herumgeleitet werden. Die Innendruckbeaufschlagung eines Flugzeugrumpfes während des Fluges, hervorgerufen durch den Differenzdruck zwischen Flugzeuginnenseite und Flugzeugaußenseite, wird an diskreten Punkten von der Tür in den Flugzeugrumpf eingeleitet. Die auftretenden Kräfte an diesen diskreten Punkten sorgen für eine lokale Lastüberhöhung, die in geeigneter Weise durch die Türumgebungsstruktur in den Rumpf übertragen werden muss. Die Türumgebungsstruktur stützt demnach den großen Türausschnitt und leitet die Lasten von der Tür in den Rumpf ein.
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Herkömmlicherweise wird die Türumgebungsstruktur in Differentialbauweise hergestellt. Die Funktionen der einzelnen Komponenten, insbesondere der Haupt- und Nebenspanten, der Türlängsträger, der Zwischenkostale und der Rumpfhaut sind klar voneinander getrennt. Die differentielle Bauweise erfordert einen hohen Montageaufwand zum Zusammenfügen der Einzelteile. Dies führt zu einem großen Zeitaufwand und hohen Kosten. Weiterhin entsteht durch das Zusammenfügen vieler Einzelteile eine lange Toleranzkette, so dass die Herstellung der Einzelteile sowie die Montage hoch präzise erfolgen muss. Weiterhin werden im Bereich der Türumgebungsstruktur, links und rechts des Türausschnittes, die Spante des Rumpfes in radialer Richtung fortgeführt und auf Höhe der Lasteinleitungspunkte der Tür werden Zwischenkostale eingesetzt. Hierdurch erhält die Türumgebungsstruktur ihre typische Leiterform.
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Ein Nachteil der Differentialbauweise besteht auch in dem hohen Aufwand für die Reparatur und den Austausch beschädigter Einzelteile im Fehlerfall.
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DE 10 2004 009 020 A1 beschreibt Zwischenkostale für Spanten in Flugzeugen, mit denen eine Last von einem ersten Spant auf einen zweiten Spant und/oder auf die Außenhaut des Flugzeuges abgeleitet werden kann. Mit Hilfe dieser separaten Zwischenkostale ist eine gezielte Kraftübertragung, insbesondere im Bereich von Türausschnitten, möglich.
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DE 10 2007 021 076 A1 offenbart ebenfalls Zwischenkostale oder Zwischenrippen für ein Luftfahrzeug zum Ableiten einer Last von einem Spant auf einen weiteren Spant oder die Außenhaut. Mit Hilfe einer beweglichen Traverse sind Durchführungsbereiche für Systemleitungen leicht zugänglich, ohne dass die Fachwerkstruktur beeinträchtigt wird.
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Auch bei Einsatz von Faserverbundmaterial erfolgt herkömmlicherweise eine Nachbildung der metallischen Differentialbauweise mit Spanten, Längsträger und Zwischenkostale.
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Der Nachteil der herkömmlichen Flugzeugrumpfbauteile besteht im hohen Montageaufwand durch die Zahl der Einzelteile und der notwendigen Einhaltung von Toleranzen. Zudem lassen sich beschädigte Einzelteile nur sehr schwer bis gar nicht austauschen. Die optische Detektierbarkeit eines Schadens ist bei Faserverbundmaterialien schwer oder gar nicht möglich. Dadurch steigt das Risiko, eine beschädigte Struktur erst nach vielen Flugzyklen bei einer umfangreichen Wartung zu entdecken.
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Ein weiteres Problem besteht darin, dass Reparaturen speziell an der Rumpfhaut im Bereich der Tür sehr aufwendig sind, da die Außenhaut sehr hohe Schubbeanspruchung an diesem großen Ausschnitt erfährt.
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US 2006/0234007 A1 beschreibt zum Schutz von Kanten und Detektion von Beschädigungen bei Faserverbundstrukturen einen Kantenschutz z. B. aus Schaummaterial. Dieses kann mit einer zur Detektion von Beschädigungen geeigneten Farbe gestrichen werden.
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DE 10 2008 008 386 A1 offenbart ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundwerkstoff-Bauteils, bei dem als Längsverbände ausgebildete Doppler dem Verlauf von Kraft- und Spannungslinien stromlinienförmig um einen Fensterausschnitt herum laufende Längskraftfluss-Fasern vorgesehen sind. Weiterhin sind als Schubverbände ausgebildete Doppler beabstandet zu den Viereckbereichen des Fensterausschnitts angeordnet. Diese Schubverbände verlaufen diagonal zur Längsachse des Bauteils. Der in dem Beplankungsfeld des herzustellenden Bauteils auftretende Spannungsfluss- und Kraftflussverlauf wird somit um eine Öffnung herum geleitet.
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Ein Problem stellt jedoch noch die Ableitung von auf die Öffnung, z. B. von einer Tür in der Öffnung, einwirkende Lasten in das Flugzeugrumpfbauteil hinein dar.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbessertes Flugzeugrumpfbauteil mit Außenwand, Verstärkungselementen und einer Öffnung in der Außenwand zu schaffen.
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Die Aufgabe wird mit dem Flugzeugrumpfbauteil mit den Merkmalen von Anspruch 1 gelöst.
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Es wird vorgeschlagen, ein Flugzeugrumpfbauteil als integrales Faserverbundelement auszubilden, bei dem die Verstärkungselemente nicht wie üblich diskret aus einzelnen Bauteilen mit jeweils zugeordneter Funktion ausgeführt sind. Vielmehr wird die ausgeprägte Anisotropie von Faserverbundwerkstoffen ausgenutzt, die in Faserlängsrichtung bedeutend höhere Zuglasten aufnehmen können, als quer dazu. Dadurch gelingt es, das Flugzeugrumpfbauteil als integrales Faserverbundelement mit integriertem Verstärkungsfasergelege auszubilden, bei dem die Faserausrichtung zur Optimierung der Umgebungsstruktur der Öffnung angepasst ist. Durch die Faserausrichtung des Verstärkungsfasergeleges gelingt es, die Schnittlasten, welche vom Flugzeugrumpf und z. B. einer großen Öffnung in die Umgebungsstruktur der Öffnung eingeleitet werden, um den großen Ausschnitt, d. h. die Öffnung, herumzuleiten. Explizit ausgeformte Spante und Zwischenkostale in der Umgebung der Öffnung gemäß dem Stand der Technik sind nicht mehr erforderlich, da diese durch eine lastoptimierte Ausrichtung des Verstärkungsfasergeleges ersetzt werden. Das Flugzeugrumpfbauteil führt daher auch zu einer Gewichtsreduktion.
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Die Haupterstreckungsrichtung der Fasern des Verstärkungsfasergeleges ist dabei an die Richtung der auf das Flugzeugrumpfbauteil einwirkenden Lasteinflüsse so angepasst, dass die Fasern die Lastflüsse von der Öffnung weg verteilt in die Randbereiche des Flugzeugrumpfbauteils und die Lastflüsse von den Randbereichen des Flugzeugrumpfbauteils und auf die Außenwand wirkenden Lasten um die Öffnung herum in andere Randbereiche des Flugzeugrumpfbauteils ableitet.
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Hierzu ist ein erstes Laminat eines Verstärkungsfasergeleges mit einer Faserausrichtung in Haupterstreckungsrichtung der Fasern derart vorgesehen, dass sich Verstärkungsfasern von den Seitenkanten des Flugzeugrumpfbauteils diagonal an der Öffnung vorbei zu den Oberkanten und/oder Unterkanten des Flugzeugrumpfbauteils hin erstrecken. Diese erste Schicht des Verstärkungsfasergeleges sorgt somit für die Lastumleitung von auf die Seitenkanten des Flugzeugrumpfbauteils und auf die Außenhaut wirkenden Lasten um die Öffnung herum.
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Zudem ist eine zweite, integral mit dem ersten Laminat gefertigte Struktur eines Verstärkungsfasergeleges mit einer Faserausrichtung in Haupterstreckungsrichtung der Fasern derart vorgesehen, dass sich Verstärkungsfasern von dem an die Öffnung angrenzenden Bereich von der Öffnung weg in Richtung der Seitenkanten erstrecken, wobei mehrere Verstärkungsfaserbündel in Abstand voneinander angeordnet sind.
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Diese zweite Struktur des Verstärkungsfasergeleges dient der Ableitung von auf die Öffnung z. B. von einer Tür in der Öffnung einwirkenden Lasten in das Flugzeugrumpfbauteil hinein und zur möglichst gleichmäßig flächigen Ableitung dieser Last von der Öffnung an den Rumpf in der Umgebung des Flugzeugrumpfbauteils.
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Durch die gezielte Ausrichtung der Fasern der Verstärkungsfasergelege entlang der Lastpfade wird ein sanfter Übergang der Last von der punktuellen Einleitung z. B. an der Tür zur Einleitung in die Außenhaut erreicht. In entsprechender Weise ist auch eine flächige Lasteinleitung z. B. von der Tür in der Öffnung in die Umgebungsstruktur möglich.
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Mit Hilfe des ersten Laminates zur Umleitung der Last um die Öffnung herum und durch die zweite Struktur zur Ableitung von Lasten von der Öffnung nach außen gelingt ein gewichtsparender und an die Lastverteilung optimal angepasster Aufbau des Flugzeugrumpfbauteils so, dass den Anforderungen an eine Lastableitung von Lasteinleitpunkten an der Öffnung genauso Rechnung getragen wird, wie den Anforderungen an eine möglichst gleichmäßige Lastverteilung im Flugzeugrumpfbauteil unter Umleitung von Lasten um die Öffnung herum.
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Die Ableitung der Last von einem Lasteinleitpunkt an der Öffnung zu den Seitenkanten des Flugzeugrumpfbauteils erfolgt dabei nicht nur einfach durch ein direkt vom Lasteinleitpunkt nach außen gerichtetes Verstärkungsfasergelege. Vielmehr erstrecken sich die Verstärkungsfaserbündel mit einem Teil ihrer Länge an einem Randbereich der Öffnung entlang. Die Verstärkungsfaserbündel der zweiten Schicht des Verstärkungsfasergeleges sollten somit die Öffnung insgesamt vorzugsweise vollumfänglich umschließen, um so nicht nur Lasten von bestimmten Lasteinleitpunkten abzuleiten, sondern die Lasten um den Umfang der Öffnung herum aufzunehmen und von dort verteilt über kammartige Verstärkungsfaserbündel nach außen abzuleiten. Die Öffnung wird durch die sich an Randbereichen der Öffnung entlang erstreckenden Verstärkungsfasernbündel auf diese Weise vorteilhaft verstärkt.
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Da bei der Faserausrichtung der Verstärkungsfasergelege die Schnitt- und Türlasten berücksichtigt sind, hat das Flugzeugrumpfbauteil vergleichbare mechanische Eigenschaften wie eine herkömmliche, in Differentialbauweise aufgebaute Struktur.
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Die Öffnung ist vorzugsweise zur Aufnahme einer Flugzeugtür vorgesehen.
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Als Flugzeug im Sinne der vorliegenden Erfindung sind jegliche Luftfahrzeuge zu verstehen, insbesondere jedoch Verkehrsflugzeuge und Hubschrauber, bei denen sich das Flugzeugrumpfbauteil vorteilhaft einsetzen lässt.
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Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Verstärkungsfasergelege mit einer Opferschicht zur Detektion von Beschädigungen beispielsweise durch Schlagbeanspruchung abgedeckt ist.
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Durch Aufbringen einer solchen Opferschicht auf der Außenseite des Flugzeugrumpfbauteils kann ein Schaden an der Umgebungsstruktur der Öffnung vermieden oder zumindest z. B. optisch detektiert werden. Die Opferschicht kann z. B. ein Polymerschaum mit geschlossenporiger Oberfläche sein. Der Polymerschaum absorbiert eine Schlagbeanspruchung bis zu einem bestimmten Maß. Bei Überbeanspruchung kollabieren die Poren und der Schaden wird an der Oberfläche durch eine Ducke sichtbar. Ein ähnliches Prinzip kann auch mit einer Wabenkernstruktur mit dünner Deckschicht als Opferschicht auf der Außenhaut erreicht werden.
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Für den Fall, dass die Umgebungsstruktur der Öffnung beschädigt ist, kann eine komplexe Reparatur vermieden werden. Aufgrund des vollintegralen Flugzeugrumpfbauteils muss nur das Flugzeugrumpfbauteil von dem umgebenden Rumpfbereich gelöst und durch ein neues ersetzt werden.
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Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Flugzeugrumpfbauteil einen separaten von der Außenwand und dem integral mit der Außenwand geformten Verstärkungsfasergelege lösbares Trägerelement für Versorgungsleitungen hat. Um nicht sämtliche Versorgungsleitungen für Elektrik, Luft, Wasser und Hydraulik des Flugzeuges rings um die Öffnung bei einem Austausch des Flugzeugrumpfbauteils demontieren zu müssen, sind diese Versorgungsleitungen auf diesem separaten Trägerelement entkoppelt von dem Flugzeugrumpfbauteil angebracht. Das Trägerelement muss beim Austausch des Flugzeugrumpfbauteils nur von diesem gelöst werden und verbleibt im Flugzeug. Hierzu ist es an nur wenigen definierten und leicht zu demontierenden Lagern mit dem Flugzeugrumpfbauteil lösbar verbunden.
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Dieses separate lösbare Trägerelement für Versorgungsleitungen hat somit einen erheblichen Vorteil im Vergleich zu herkömmlichen Türumgebungsstrukturen, bei denen die Versorgungsleitungen verschachtelt in die Türumgebungsstruktur untergebracht und nur mit großem Aufwand entfernbar sind.
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Die Erfindung wird nachfolgend anhand der beigefügten Zeichnungen mit einem Ausführungsbeispiel näher beschrieben. Es zeigen:
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1 – Skizze eines Flugzeugs mit Öffnungen im Flugzeugrumpf;
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2 – Skizze eines Flugzeugrumpfbauteils mit einer Türöffnung und mit integral geformten Verstärkungsfasergelegen;
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3 – dreidimensionale Ansicht eines Ausschnitts eines Flugzeugrumpfes mit darin eingesetztem Flugzeugrumpfbauteil für eine Türöffnung.
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1 lässt eine Skizze eines Flugzeugs 1 erkennen, in dessen Rumpf 2 Öffnungen 3 für Türen und Fenster vorgesehen sind.
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Diese Bereiche des Rumpfes 2 des Flugzeugs 1 mit den Öffnungen 3 erfordern aufgrund der auf sie wirkenden erhöhten Lasten und der Schwächung durch die Öffnung 3 eine besondere konstruktive Ausgestaltung.
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2 lässt eine Skizze eines erfindungsgemäßen Flugzeugrumpfbauteils 4 zum Einsatz im Bereich einer solchen Öffnung 9, insbesondere einer Türöffnung erkennen. Deutlich wird, dass das Flugzeugrumpfbauteil 4 als integrales Faserverbundelement ausgebildet ist und eine Außenwand 5 (Außenhaut) hat. Angrenzend an diese Außenwand 5 ist integral hiermit ein erstes Laminat 6 eines Verstärkungsfasergeleges 7 geformt. Diese erste Schicht 6 des Verstärkungsfasergeleges 7 dient im Wesentlichen dazu, Lasten von den Seitenkanten 8a, 8b einschließlich der Oberkante 8c und Unterkante 8d um die Öffnung 9 herum in das Flugzeugrumpfbauteil möglichst gleichmäßig verteilt abzuleiten und aus diesen herauszuleiten. Die Faserausrichtung der Fasern dieses Verstärkungsfasergeleges 7 des Laminates 6 ist derart optimiert, dass ihre Haupterstreckungsrichtung von den Seitenkanten 8a, 8b diagonal an der Öffnung 9 vorbei zu den Oberkanten 8c bzw. Unterkanten 8d des Flugzeugrumpfbauteils 4 hin gerichtet sind. An den vier Ecken können weiterhin diagonale Verstärkungsfaserbündel vorgesehen sein, so dass Verstärkungsfasern von einer Seitenkante 8a bzw. 8b in den äußeren Bereich der benachbarten Oberkante 8c bzw. Unterkante 8d bzw. Verstärkungsfasern vom mittleren Bereich der Oberkante 8c bzw. Unterkante 8d in den Außenbereich der jeweiligen Oberkante 8c bzw. Unterkante 8d an der Öffnung 9 vorbeigeführt sind.
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Eine zweite Struktur 10 mit Verstärkungsfasergelege 7 ist vorgesehen, um auf Lasteinleitpunkte an der Öffnung 9 einwirkenden Lasten von der Öffnung 9 weg in das Flugzeugrumpfbauteil 4 zu führen und dort möglicht flächig zu verteilen. Die Haupterstreckungsrichtung der Fasern dieser zweiten Struktur 10 des Verstärkungsfasergeleges 7 ist derart optimiert, dass sich Verstärkungsfasern von dem an die Öffnung 9 angrenzenden Bereich von der Öffnung 9 weg in Richtung der Seitenkanten 8a, 8b oder ggf. der Oberkanten 8c und Unterkanten 8d als Seitenkanten erstrecken. Dabei sind mehrere Verstärkungsfaserbündel im Abstand voneinander angeordnet, so dass sich die Verstärkungsfaserbündel fingerartig von der Öffnung 9 weg erstrecken. Diese Finger der Verstärkungsfaserbündel sind voneinander beabstandet und erstrecken sich derart zueinander, dass eine kammartige Struktur gebildet wird, durch die Last flächig von dem Randbereich der Öffnung 9 in das Flugzeugrumpfbauteil 4 abgeleitet wird. Von dort kann die Last dann relativ gleichmäßig über die Seitenkanten 8a, 8b an die an das Flugzeugrumpfbauteil 4 angrenzenden Rumpfbereiche abgeleitet werden.
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Der Bereich der dargestellten Türumgebungsstruktur wird somit im Ansatz als eine beliebig zu optimierende Struktur betrachtet. Hierzu werden in einem Nahbereich um die Öffnung 9, wie beispielsweise den Türausschnitt, herum die Schnittlasten betrachtet, welche vom Rest der Rumpfstruktur auf die dargestellte Umgebungsstruktur wirken. Zudem werden die Lasten von der Tür auf die Türumgebungsstruktur betrachtet. Insbesondere werden Schubbelastungen als Schnittlasten berücksichtigt.
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Die Verstärkungsfasergelege 7 nutzen nun die ausgeprägte Anisotropie von Faserverbundwerkstoffen aus, die in Faserlängsrichtung bedeutend höhere Zuglasten aufnehmen können, als quer dazu. Das Flugzeugrumpfbauteil 4 wird somit als optimiertes Flächentragwerk mit idealer Faserausrichtung ausgestaltet. Dabei können die Schnittlasten, welche vom Flugzeugrumpf und der Tür in die Türumgebungsstruktur eingeleitet werden, durch die ideale Faserausrichtung entlang der Lastpfade um die große Öffnung 9 herumgeleitet werden. Erkennbar ist, dass das Flugzeugrumpfbauteil nicht an die geometrischen Randbedingungen von bestehenden Spanten und Zwischenkostalen gebunden ist, so dass das Gewicht des Flugzeugrumpfbauteils im Vergleich zu herkömmlichen Türöffnungsstrukturen reduziert werden kann. Die genaue Form der optimierten Struktur ist vom Flugzeugtyp und der konstruktiven Ausgestaltung einer Tür oder Ladeklappe in der Öffnung 9 sowie der Rumpfgestaltung abhängig und muss entsprechend für die vorherrschenden Lasten optimal ausgelegt werden. Wichtig dabei ist die Ausnutzung der optimierten Faserausrichtung so, dass die Zuglasten in Faserlängsrichtung optimal aufgenommen und um die Öffnung 9 herumgeleitet werden.
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Das voll integrale Flugzeugrumpfbauteil 4 kann entweder im Harzinjektionsverfahren in einem Schuss gefertigt werden. Denkbar ist aber auch, dass die ein oder mehreren Schichten von Verstärkungsfasergelegen 7 mit der Außenhaut verklebt oder an die Außenhaut genietet werden. In diesem Falle wären die Verstärkungsfasergelege als Teilmodule herzustellen, die dann mit der Außenhaut integral verbunden werden.
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3 lässt eine Darstellung eines Ausschnitts eines Flugzeugrumpfes 2 mit den üblichen Spanten 11 und Stringern 12 erkennen. Deutlich wird, dass das in 2 dargestellte Flugzeugrumpfbauteil 4 in einen Ausschnitt des Rumpfes 2 eingesetzt ist. Dabei werden über die Spanten 11 und Stringer 12 sowie ggf. über die Außenwand 5 eingeleiteten Lasten über die Verstärkungsfasergelege 7 um die Öffnung 9 herum geleitet. Diese Lastumleitung erfolgt vorzugsweise so, dass der Rumpf 2 nach wie vor trotz der Öffnung 9 und des hierin eingesetzten Flugzeugrumpfbauteils 4 hinreichend stark ist. Die durch die Öffnung 9 hervorgerufene Schwächung des Rumpfes 2 wird durch die Verstärkungsfasergelege 7 ausgeglichen, die integral mit der Außenwand 5 geformt und an die Öffnung 9 und den Lastfluss angepasst sind.
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3 zeigt die Ansicht einer Halbschale des Flugzeugrumpfes 2 von innen auf die Innenseite des Flugzeugrumpfbauteils 4. Dabei sind Trägerelemente 13 für Versorgungsleitungen (nicht dargestellt) erkennbar, die als separate Bauelemente zum Flugzeugrumpfbauteil 4 ausgestaltet sind. Diese Trägerelemente 13 sind an möglichst wenigen Lagern mit dem Flugzeugrumpfbauteil 4 verbunden und tragen Versorgungsleitungen für z. B. Elektrik, Luft, Wasser und Hydraulik des Flugzeuges 1. Durch die Entkoppelung der Trägerelemente 13 von dem Flugzeugrumpfbauteil 4 kann das Flugzeugrumpfbauteil 4 nach Lösen der Lagerung leicht ausgetauscht werden, ohne dass die Versorgungsleitungen entfernt werden müssen.
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Weiterhin kann eine nicht dargestellte optionale Opferschicht auf der Rumpfaußenseite im Bereich der Umgebung der Öffnung 9 bzw. der Tür vorgesehen sein, die das Flugzeugrumpfbauteil 4 vor Schäden schützt und Beschädigungen z. B. optisch sichtbar macht. Schlagschäden auf der Außenwand 5 und der auf der Außenseite der Außenwand 5 angeordneten Opferschicht sind durch Deformierung der Opferschicht optisch durch die plastische Verformung der Opferschicht sichtbar. Solch ein Schaden kann dann leicht erkannt werden und zum Austausch des Flugzeugrumpfbauteils oder lediglich der Opferschicht 4 führen.
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Die Opferschicht kann z. B. ein Polymerschaum mit geschlossenporiger Oberfläche sein. Der Polymerschaum absorbiert eine Schlagbeanspruchung bis zu einem bestimmten Maß. Bei Überbeanspruchung kollabieren die Poren und der Schaden wird an der Oberfläche durch eine Ducke sichtbar. In entsprechender Weise kann die Opferschicht auch mit Hilfe einer Wabenkernstruktur mit dünner Deckschicht als Opferschicht auf der Außenhaut erreicht werden.
