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Die Erfindung betrifft eine Versteifungsstruktur für ein Flächengebilde nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und ein Flugzeug mit einer derartigen Versteifungsstruktur.
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Herkömmlicherweise werden Flugzeugrümpfe über sich in Längsrichtung erstreckende Stringer und über in Umfangsrichtung verlaufende Spanten versteift. Die Stringer sind parallel voneinander beabstandet, wobei zur Erzielung einer ausreichenden Steifigkeit des Rumpfes ein gewisser Mindestabstand nicht überschritten werden darf. Entsprechend viele Stringer sind bei großvolumigen Verkehrsflugzeugen über den Umfang verteilt notwendig.
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Darüber hinaus sind zum Beispiel, wie in der
US 2007/0108347 gezeigt, gitterartige Versteifungsstrukturen bekannt, die eine Vielzahl von zur Flugzeuglängsachse schräg angestellte und sich in einer Ebene kreuzende Steifen aufweisen. Diese gitterartigen Lösungen zeichnen sich durch zahlreiche Maschen auf, wodurch die Steifigkeit, insbesondere die Torsionssteifigkeit, des Flugzeugrumpfes gegenüber den vorbeschriebenen Stringer-Spanten-Lösungen merklich erhöht ist. Nachteilig an den gitterartigen Versteifungsstrukturen ist jedoch die verhältnismäßig aufwendige Anbindung von System-, Kabinenelementen und drgl., da die Steifen zu sämtlichen Flugzeugachsen, insbesondere zur Längs- und zur Hochachse schräg angestellt sind.
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Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine Versteifungsstruktur, die die vorgenannten Nachteile beseitigt und eine flexible Anbindung von Komponenten, Elementen und drgl. ermöglicht, sowie ein Flugzeug mit einem derartig versteiften Rumpf zu schaffen.
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Diese Aufgabe wird gelöst durch eine Versteifungsstruktur mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und durch ein Flugzeug mit den Merkmalen des Patentanspruchs 12.
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Eine erfindungsgemäße Versteifungsstruktur für ein Flächengebilde, insbesondere ein Hautfeld eines Flugzeugrumpfes, hat eine Vielzahl von Steifen, die in Kreuzungsbereichen zusammengeführt sind und geschlossene Maschen begrenzen. Erfindungsgemäß sind über die Steifen Querversteifungen geführt. Hierdurch werden bei der Verwendung in einem Flugzeug zur Rumpfversteifung nahezu beliebig viele Anbindungsbereiche für System-, Kabinenelementen und drgl. geschaffen. Die Anbindung kann losgelöst von den Steifen erfolgen, wodurch diese hinsichtlich ihrer strukturellen Eigenschaften optimiert werden können. Zusätzlich können die Querversteifungen als Versteifungselemente dienen, so dass die Steifen weiter optimiert werden können. Weiterhin ist vorteilhaft, dass die Kombination von gitterartig angeordneten Steifen mit separaten Querversteifungen einfacher herzustellen ist als die Ausbildung eines Versteifungsgitters mit integrierten Querversteifungen. Des Weiteren erlaubt die erfindungsgemäße Lösung die Verwendung von herkömmlichen Quer- bzw. Umfangsversteifungen, so dass bei Ausführung der Steifen als Längsversteifungen bzw. Stringer für die Querversteifungen übliche Spanten eingesetzt werden können.
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Bei einem Ausführungsbeispiel verlaufen die Querversteifungen parallel zueinander. Dies ermöglicht die Anordnung der Querversteifungen in einheitlichen Abständen zueinander und die Fertigung von Querversteifungen mit sich wiederholenden Querschnitten. Gleichzeitig werden die Maschen in einem gleichbleibenden Zyklus unterteilt, so dass zum Beispiel bei einer Teilung einer Masche in drei Einzelmaschen durch zwei Querversteifungen die Größe der Einzelmaschen genau definiert ist und dies bei der Auslegung der Steifen berücksichtigt werden kann. Die Querversteifungen können jedoch auch über die Kreuzungsbereiche geführt sein und somit die Maschen in zwei gleich große Einzelmaschen unterteilen.
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Bevorzugterweise stützen sich die Querversteifungen unmittelbar auf dem Flächengebilde ab, wobei sie eine Querschnittsverjüngung oder eine Querschnittsausnehmung, ein sogenanntes „Mousehole” zum Durchführen der Steifen aufweisen. Dies reduziert die Teileanzahl der Versteifungsstruktur. Zusätzlich können sich die Querversteifungen an den von ihnen gekreuzten Steifen abstützen, wodurch die Stabilität weiter verbessert wird und Belastungen aufgrund der angebundenen System- bzw. Kabinenkomponenten von den Querversteifungen in bzw. über die Steifen in das Hautfeld eingeleitet werden können.
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Bei einem Ausführungsbeispiel sind die Steifen so angeordnet, dass Maschen mit unterschiedlicher Größe gebildet sind. Dies erlaubt die individuelle Berücksichtigung der auf das Flächengebilde wirkenden Belastungen, so dass zum Beispiel in Bereichen mit großen Belastungen die Maschengröße reduziert und in Breichen mit kleinen Belastungen die Maschengröße vergrößert ist.
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Die Profile der Querversteifungen und der Steifen können je nach Ihrer Funktion optimiert und somit unterschiedlich ausgeführt sein. Beispielsweise können die Querversteifungen ein Omega-Profil und die Steifen ein T-Profil oder L-Profil aufweisen.
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Ein erfindungsgemäßes Flugzeug hat einen Rumpf, der durch eine gitterartige Versteifungsstruktur versteift ist, die eine Vielzahl von sich kreuzenden Stringern und eine Vielzahl von über die Stringer geführte Spanten aufweist. Ein derartiger Rumpf zeichnet sich insbesondere durch eine Hohe Steifigkeit und eine hohe Flexibilität bzgl. anzubindender System-, Kabinenelementen und drgl. aus.
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Sonstige vorteilhafte Ausführungsbeispiele sind Gegenstand weiterer Unteransprüche.
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Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematischer Darstellungen näher erläutert. Es zeigen:
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1 eine perspektivische Darstellung eines ersten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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2 eine Detailansicht aus 1,
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3 eine perspektivische Darstellung eines zweiten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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4 eine perspektivische Darstellung eines dritten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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5 eine perspektivische Darstellung eines vierten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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6 eine Detailansicht aus 5,
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7 eine perspektivische Darstellung eines fünften erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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8 eine Detailansicht aus 7,
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9 eine perspektivische Darstellung eines sechsten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels,
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10 eine Detailansicht aus 9, und
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11 eine perspektivische Darstellung eines siebten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels.
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In den Figuren tragen gleiche konstruktive Elemente die gleichen Bezugsziffern, wobei bei mehreren gleichen konstruktiven Elementen in einer Figur aus Gründen der Übersichtlichkeit nur einige dieser konstruktiven Elemente mit einem Bezugszeichen versehen sind.
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1 zeigt eine erfindungsgemäße Versteifungsstruktur 2, die an einem Hautfeld 4 eines Flugzeugrumpfes angebunden ist. Sie besteht vorzugsweise aus einem faserverstärkten Verbundwerkstoff und hat eine Vielzahl von sich in etwa in Längsrichtung des Flugzeugrumpfes erstreckende T-förmige Stringer 6, 8. Die Stringer 6, 8 haben jeweils einen klingenartigen Steg 10 und einen Fußgurt 12 zur Anbindung an das Hautfeld 4. Sie sind in Kreuzungsbereichen 14 zusammengeführt und begrenzen somit eine Vielzahl von gleichgroßen parallelogrammartigen Maschen 16. Die Zusammenführung in den Kreuzungsbereichen 14 erfolgt bei diesem Ausführungsbeispiel integral.
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Die Stringer 6, 8 werden von sich in Umfangsrichtung des Flugzeugrumpfes erstreckende Spanten 18, 20 überbrückt. Die Spanten 18, 20 sind an dem Hautfeld 4 angebunden und verlaufen zwischen den Kreuzungsbereichen 14 parallel zueinander. Ihr Abstand zueinander ist so gewählt, dass jeweils zwei Spanten 18, 20 zwischen zwei Kreuzungsbereichen 14 angeordnet sind und somit die Maschen 16 in jeweils drei Einzelmaschen 22, 24, 26 unterteilt sind, wobei die beiden Einzelmaschen 22, 26 in der Nähe der Kreuzungsbereiche 14 gleichgroß und kleiner als die mittlere Einzelmasche 24 ausgebildet sind.
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Gemäß der Detaildarstellung in 2 hat jeder Spant 18, 20 einen Omega-förmigen Querschnitt mit einem trapezartigen Steg 28 und zwei Fußabschnitten 30, 32 zur Anbindung an das Hautfeld 4. Zur Überbrückung der Stringer 6, 8 sind in dem Steg 28 und in den betreffenden Fußabschnitten 30, 32 Durchbrüche bzw. Ausnehmungen 34, 36 ausgebildet, die entsprechend der Ausrichtung der Stringer 6, 8 zur Längsachse angestellt sind.
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3 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Versteifungsstruktur 2, bei der Omega-Spante 18 über Kreuzungsbereiche 14 von T-förmigen Stringern 6, 8 geführt sind, die eine Vielzahl von geschlossenen Maschen 16 bilden. Zur Überbrückung der Kreuzungsbereiche 14 sind in dem Omega-Spant 18 eine Vielzahl von Querschnittsverjüngungen bzw. Durchbrüchen oder Ausnehmungen 34 ausgebildet. Entsprechend der Anordnung der Spanten 18 werden die Maschen 16 jeweils in zwei gleichgroße dreieckförmige Einzelmaschen 22, 24 unterteilt, so dass gegenüber dem Ausführungsbeispiel in 1 die Maschen 22, 24 vorteilhafterweise die gleiche Größe und Geometrie aufweisen und die Anzahl der Ausnehmungen 34 halbiert ist.
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Gemäß der Darstellung in 4 sieht ein Ausführungsbeispiel vor, die Größe der Maschen 16 derart zu verändern, dass diese eine größer Längserstreckung und eine kleinere Umfangserstreckung als die in 1 gezeigten Maschen 16 aufweisen. Zusätzlich sind bei diesem Ausführungsbeispiel die Omega-Spanten 18, 20 in Längsrichtung verschoben und so in unmittelbarer Nähe der Kreuzungsbereiche 14 angeordnet, so dass drei Einzelmaschen 22, 24, 26 mit jeweils unterschiedlicher Größe entstehen. Dabei weist die in der 4 gezeigte rechte Einzelmasche 26 die kleinste Größe und die mittlere Einzelmasche 24 die größte Größe auf. Vorteilhaft ist in diesem Ausführungsbeispiel gegenüber dem Ausführungsbeispiel in 3 die bessere Zugänglichkeit der Kreuzungsbereiche 14 beispielsweise für Inspektions- oder Reparaturzwecken.
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In 5 ist eine an einem Hautfeld 4 eines Flugzeugrumpfes angebundene gitterartige Versteifungsstruktur 2 in Differentialbauweise gezeigt, deren stringerseitigen Kreuzungsbereiche 14 jeweils von einem durchlaufenden langen Stringer 6 und zwei kurzen Stringern 38, 40 gebildet werden, die über ein Verbindungselement 42 zu einem langen Stringer 8 miteinander verbunden sind. Zwischen den Kreuzungsbereichen 14 sind Omega-Spanten 18, 20 in Umfangsrichtung parallel zueinander angeordnet, die vergleichbar mit den in den vorhergehenden Figuren beschriebenen Omega-Spanten 18, 20 sind, so dass diesbezügliche weitere Erläuterungen entfallen.
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Gemäß der Detaildarstellung in 6 haben die Stringer 6, 38, 40 jeweils einen Steg 10, 44, 46 und einen Fußgurt 12, 48, 50 zur Anbindung an das Hautfeld 4.
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Das Verbindungselement 42 weist zwei L-Profile 52, 54 mit jeweils einem Befestigungsflansch 56 und einem obergurtartigen Schenkel 58 auf. Die Profile 52, 54 sind über die Befestigungsflansche 56 an den Stegen 44, 46 der kurzen Stringer 38, 40 befestigt, wobei zur Durchführung des langen Stringers 6 in den Befestigungsflanschen 56 jeweils ein entsprechender Durchbruch 34 ausgebildet ist. Im montierten Zustand bilden die obergurtartigen Schenkel 58 eine nahezu durchgehende ebene Oberfläche 60, die über einen Längsspalt 62 in der Breite des Stege 48, 50 in zwei Flächenabschnitte unterteilt ist. Die Fußgurte 48, 50 der kurzen Stringer 38, 40 liegen stirnseitig stumpfstoßartig an dem Fußgurt 12 des langen Stringers 6 an. Die Verbindung des Verbindungselements 42 mit den Stegen 44, 46 erfolgt vorzugsweise über Nieten.
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Aufgrund der zweiteiligen Ausführung und dem fehlenden Anschluss des Verbindungselements 42 an den Fußgurten 48, 50 der kurzen Stringer 38, 40 eignet sich diese Lösung insbesondere zum Ausgleich von Bauteil- oder Montagetoleranzen der Versteifungsstruktur 2.
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Die 7 und 8 zeigen ein ähnliches Ausführungsbeispiel wie 5, jedoch weist die hier gezeigte Versteifungsstruktur 2 C-förmige Spanten 18 auf, der im Kreuzungsbereich 14 über das Verbindungselement 42 geführt sind. Die Spanten 18 haben jeweils einen einseitigen Fußgurt 12 zur Anbindung an das Hautfeld 4, einen einseitigen Obergurt 64 und einen zwischen den Gurten 12, 64 angeordneten klingenartigen Steg 10 mit einer Vielzahl von Querschnittsverjüngungen bzw. Durchbrüchen 34 zur Überbrückung der Kreuzungsbereiche 14 der T-förmigen Stringer 6, 38, 40. Zur Stabilisierung der Spanten 18 und zur zusätzlichen Versteifung des Hautfeldes 4 stützen sich die Spanten 18 im Bereich ihres Durchbruchs 34 jeweils flächig auf der Oberfläche 60 der Verbindungselemente 42 ab bzw. sind mit dieser verbunden.
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Die 9 und 10 zeigen Ansichten einer Versteifungsstruktur 2 zur Versteifung eines Hautfeldes 4 eines Flugzeugrumpfes in Integralbauweise. Die Versteifungsstruktur 2 wird von T-förmigen Stringern 6, 8 gebildet, die in Kreuzungsbereichen 14 integral, d. h. einstückig, zusammengeführt sind, so dass ohne die Verwendung eines in den 6 bis 8 gezeigten Verbindungselements 42 eine gitterartige Struktur mit geschlossenen parallelogrammartigen Maschen 16 gebildet ist. Die Kreuzungsbereiche 14 werden jeweils von einem sich in Umfangsrichtung erstreckenden C-förmigen Spant 18, 20 überbrückt. Die Spanten 18, 20 sind parallel zueinander in gleichbleibenden Abständen voneinander angeordnet und stützen sich mit ihrem Fußgurt 12 an dem Hautfeld 4 ab. Sie unterteilen die Maschen 16 in zwei gleichgroße dreieckartige Einzelmaschen 22, 24. Zu Überbrückung der Kreuzungsbereiche 14 weisen die Spanten 18, 20 eine Vielzahl von Querschnittsverjüngungen bzw. Durchbrüchen 34 auf.
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11 zeigt einen Kreuzungsbereich 14 einer erfindungsgemäßen Versteifungsstruktur 2, bei dem ähnlich wie in den 5 bis 8 in Kreuzungsbereichen 14 ein langer Stringer 6 durchgeführt und zwei kurze Stringer 38, 40 über ein Verbindungselement 42 zu einem langen Stringer 8 miteinander verbunden sind. Im Gegensatz zum vorbeschriebenen Ausführungsbeispiel nach den 5 bis 8 ist dieses Verbindungselement 42 jedoch einstückig mit einem die Oberfläche 60 definierenden plattenartigen Grundkörper 66 gebildet.
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Das Verbindungselement 42 hat einen Befestigungsflansch 56, der in Längsrichtung des Grundkörpers 66 verläuft und sich in Richtung des Hautfelds 4 erstreckt. Er ist über einen Längsschlitz 68 halbiert und über einen sich etwa in Querrichtung des Grundkörpers 66 erstreckenden Durchbruch 34 in vier einzelne Flanschsegmente unterteilt. Endseitig weist der Grundkörper 66 vier stufenförmige Laschen 70 mit jeweils einem freien Endabschnitt 72 auf.
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Im montierten Zustand liegen die Stringer 38, 40 mit ihren Fußgurten 48, 50 stumpfstoßartig an dem Fußgurt 12 des durchlaufenden Stringers 6 an. Die Stege 44, 46 der kurzen Stringer 38, 40 tauchen in den Längsschlitz 68 ein, so dass ihre Stege 44, 46 zwischen den Flanschsegmenten des Verbindungselements 2 eingespannt sind. Der lange Stringer 6 ist durch den Durchbruch 34 geführt und die freien Endabschnitte 72 der Laschen 70 sind an den Fußgurten 48, 50 der Stringer 38, 40 befestigt. Die Anbindung des Verbindungselements 42 an den kurzen Stringern 38, 40 erfolgt vorzugsweise über Nieten.
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Das in 11 gezeigte Verbindungselement 2 zeichnet sich insbesondere durch einen sehr günstigen Lastfluss auf, da die Last auch über die an den Fußgurten 48, 50 der Stringer 38, 40 angreifenden freien Endabschnitte 72 aufgenommen und über das Kreuzungsbereich 14 geführt wird. Das Verbindungselement 2 steht mit dem Steg 12 und mit den Fußgurten 48, 50 der miteinander zu verbindenden kurzen Stringer 38, 40 in Wirkverbindung. Zusätzliche Lasteinleitungselemente sind nicht erforderlich. Darüber hinaus ist dieses Verbindungselement 42 verhältnismäßig einfach zu fertigen und zu montieren, insbesondere dann, wenn die Laschen 70 verhältnismäßig flexibel ausgeführt sind und in Querrichtung des Grundkörpers 66 biegsam verschwenkbar sind.
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Die in den 1 bis 11 gezeigten Ausführungsbeispiele können aus Faserverstärkten Verbundwerkstoffen oder aus Metall bzw. Metalllegierungen bestehen. Die Anbindung der Steifen 6, 8, 38, 30, der Querversteifungen 18, 20 sowie der Verbindungselemente 42 kann über herkömmliche Befestigungsmittel wie Nieten oder integral nach zum Beispiel einem Harzinjektionsverfahren erfolgen. Insbesondere die Spanten 18, 20 können mit unterschiedlichen Querschnitten ausgebildet sein und zum Beispiel in einem Pultrusionsprozess hergestellt werden.
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Offenbart ist eine Versteifungsstruktur 2 für einen Rumpf eines Luft- und Raumfahrzeugs mit einer Vielzahl von Steifen 6, 8, 38, 40 die in Kreuzungsbereichen 14 zusammengeführt sind und geschlossene Maschen 16 definieren, wobei über die Steifen 6, 8, 38, 40 Querversteifungen 18, 20 geführt sind, sowie ein Flugzeug mit einer derartige Versteifungsstruktur 2.
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Bezugszeichenliste
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- 2
- Versteifungsstruktur
- 4
- Hautfeld
- 6
- Stringer
- 8
- Stringer
- 10
- Steg
- 12
- Fußgurt
- 14
- Kreuzungsbereich
- 16
- Masche
- 18
- Spant
- 20
- Spant
- 22
- Einzelmasche
- 24
- Einzelmasche
- 26
- Einzelmasche
- 28
- Steg
- 30
- Fußabschnitt
- 32
- Fußabschnitt
- 34
- Durchbruch
- 36
- Durchbruch
- 38
- Stringer
- 40
- Stringer
- 42
- Verbindungselement
- 44
- Steg
- 46
- Steg
- 48
- Fußgurt
- 50
- Fußgurt
- 52
- Profil
- 54
- Profil
- 56
- Befestigungsflansch
- 58
- Schenkel
- 60
- Oberfläche
- 62
- Spalt
- 64
- Obergurt
- 66
- Grundkörper
- 68
- Längsschlitz
- 70
- Lasche
- 72
- Endabschnitt
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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