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Die Erfindung betrifft eine Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
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Derzeit ist es üblich, Türumgebungsstrukturen aus einer Vielzahl von einzelnen Bauteilen mit unterschiedlichen Fertigungsschritten differentiell in der Sektions- bzw. Endmontage herzustellen. Hierbei ist der Montageaufwand erheblich, da für die Herstellung der Hinterbaustruktur eine große Anzahl von Einzelbauteilen und Verbindungselementen erforderlich ist. Dies ist weder eine an einen Faser-Verbund-Werkstoff, beispielsweise CFK, angepasste, noch eine für geringe Zykluszeiten in der Endmontage geeignete Bauweise.
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Neben der differentiellen Bauweise ist es beispielsweise aus der
EP1196325B1 bekannt, eine Türumgebungsstruktur für ein Luftfahrzeug als eine integrale, monolithische Türpanelanordnung auszubilden, die einen Türrahmen aufweist, der einen Türausschnitt zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt. Das Türpanel ist mit einer Außenhaut versehen, der eine Hinterbaustruktur zur Versteifung und Verbindung mit der Flugzeugrumpfstruktur zugeordnet ist.
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Nachteilig bei einer derartigen Struktur sind der hohe Fügeaufwand und die Unterbrechungen der Lastpfade insbesondere in den Eckbereichen der Türumgebungsstruktur. Ferner nachteilig ist, dass die Rumpfhaut zahlreiche Verstärkungen aufweisen muss, so dass neben dem hohen Fertigungsaufwand eine Toleranzproblematik entsteht.
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Weiterer Stand der Technik ist aus der
DE102007015007A1 ,
WO2003104080A1 ,
EP2046636B1 und der
WO2011001081A3 bekannt. Die
DE10 2007015007A1 zeigt ein Türrahmenbauteil aus Titanguss. Die
WO2003104080A1 offenbart eine Flugzeugtür, die aus einem Metallteil spanend hergestellt wird. Aus der
EP2046636B1 geht eine Türrahmenanordnung für Flugzeuge hervor, die einen zickzackförmigen Kern zur Absorption von Aufprallenergie hat. Die
WO2011001081A3 beschreibt einen Türumgebungsspant aus Verbundwerkstoffen, der direkt auf die Rumpfhaut eines Flugzeugs aufgebracht wird.
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Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine hochsteife Türumgebungsanordnung zu schaffen, bei der eine hohe Struktursteifigkeit mit minimalem fertigungs- und montagetechnischem Aufwand ermöglicht ist.
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Diese Aufgabe wird durch eine Türumgebungsanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
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Die erfindungsgemäße Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur mit einer Rumpfhaut, der Versteifungselemente zugeordnet sind, weist eine Türumgebungsstruktur auf, die einen Türausschnitt begrenzt. Erfindungsgemäß ist die Türumgebungsstruktur ein Faserverbundwerkstoff-Bauteil, das integral ausgebildet und mit einer der Rumpfhaut zugewandten Verbindungsfläche versehen ist, die mit einer Auflagefläche der Rumpfhaut verbindbar ist. Die Türumgebungsstruktur ist vorzugsweise mit jeweils einer sich an Türumgebungsspante anschließenden, relativ zu der Flugrichtung vorderen und hinteren Seitenstruktur mit kastenförmigen Boxstrukturen versehen, die mit einem die Verbindungsfläche bildenden äußeren Hautfeld verbunden sind.
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Aufgrund der Aufbringung der vorzugsweise hochintegralen Türumgebungsstruktur auf ein definiertes Plateau der Rumpfseite und des hohen Integrationsgrads ist der Herstell- und Montageaufwand erfindungsgemäß auf ein Minimum reduziert. Die vorzugsweise hochintegrale Türumgebungsstruktur ermöglicht ferner eine homogene, ungestörte Struktur im hochbelasteten Eckbereich der Türumgebungsstruktur. Die Auslegung der Türverstärkungsstruktur kann hierbei in der Frühphase der Entwicklung eines Rumpfes, insbesondere eines CFK-Rumpfes, von der Auslegung des Rumpfes weitgehend entkoppelt werden. Der hohe Integrationsgrad ermöglicht ferner eine Auslagerung der Herstellung der integralen Türumgebungsstruktur an einen Zulieferer. Die Seitenstrukturen dienen neben den Türumgebungsspanten als Versteifungselemente. Die kastenförmigen Seitenstrukturen können vorzugsweise in einem Drapier-, Flecht- und/oder Wickelprozess fertigungstechnisch und strukturmechanisch vorteilhaft ausgebildet werden. Da keine Verstärkungen der Rumpfhaut und der funktionellen Flächen im Bereich der Türumgebungsstruktur erforderlich sind, ist die Fertigung vereinfacht und das Toleranzkonzept verbessert. Insbesondere kann bei einer Designänderung, beispielsweise aufgrund von Laständerungsanpassungen, lediglich das kleinere Tooling der Türumgebungsstruktur angepasst werden, ohne das größere und teurere Tooling der Rumpfstruktur anpassen zu müssen.
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Die Türumgebungsanordnung weist bei einem Ausführungsbeispiel Boxstrukturen auf, die sich im eingebrachten Zustand etwa parallel zur Flugzeuglängsachse erstrecken.
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Die Boxstrukturen sind vorzugsweise benachbart zueinander angeordnet, so dass diese gemeinsame Zwischenwände ausbilden, die ähnlich den Intercostal eine Versteifungs- und Krafteinleitungsfunktion aufweisen. Die Boxstrukturen können so gewählt sein, dass gemeinsamen Zwischenwände der Boxstrukturen der Anzahl und Position der Lasteinleitungselemente der Tür (Doorstops) entsprechen.
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Alternativ oder zusätzlich können sich die Boxenstrukturen im eingebrachten Zustand etwa in Umfangsrichtung der Flugzeugrumpfstruktur erstrecken.
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Als fertigungstechnisch und strukturmechanisch vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn zumindest eine der Boxstrukturen mindestens einen faserverstärkten Sandwichkern, vorzugsweise einen Schaumkern, aufweist.
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Die Türumgebungsstruktur ist bei einer Ausführungsform der Erfindung mit mehreren in Umfangsrichtung der Rumpfstruktur benachbart zueinander angeordneten Sandwichkernen versehen, wobei die seitlichen Intercostalelemente jeweils zwischen den Sandwichkernen angeordnet sind. Bei einer Ausführungsform der Erfindung sind zwischen den benachbarten Boxstrukturen Intercostalelemente angeordnet. Die Einheit aus zwischen Kernen angeordneten, vorzugsweise vorkonfektionierten Intercostalelementen kann mit einem Faserverbundwerkstoff, beispielsweise in einem Flecht- und/oder Wickelprozess, beschichtet werden, so dass eine hochfeste Leichtbaustruktur erreicht wird.
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Die Querschnittsform der Boxstrukturen im eingebrachten Zustand kann zumindest abschnittsweise ausgehend von dem Türausschnitt in und/oder entgegen der Rumpflängsrichtung abnehmend ausgeführt sein. Dadurch wird eine verbesserte, gleichmäßige Krafteinleitung von der Rumpfhaut in die Türumgebungsstruktur erreicht.
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Sonstige vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Bestandteil der weiteren Unteransprüche.
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Die Türumgebungsstruktur kann zumindest einem Türumgebungsspant zugeordnet sein. Als fertigungstechnisch besonders vorteilhaft hat es sich hierbei erwiesen, wenn zwei in Umfangsrichtung der Flugzeugrumpfstruktur geteilte integrale Türumgebungsspante vorgesehen sind, die im Bereich eines Mittenabschnitts des Türausschnitts verbindbar sind. Dadurch sind die höchstbelasteten Eckbereiche des Türausschnitts durchgehend ohne Fügestellen ausgebildet, so dass eine Gewichtseinsparung bei hoher Steifigkeit der Struktur erreicht wird. Die beiden Hälften werden vorzugsweise separat auf den Rumpf aufgebracht, so dass eine zusätzliche Verbesserung des Toleranzmanagements sowie eine Vereinfachung des Fertigungsprozesses erreicht werden.
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Die Türumgebungsstruktur kann vorzugsweise zumindest ein der Rumpfhaut zugewandtes äußeres Hautfeld (Outer Skin) haben, das die Verbindungsfläche zur Rumpfhaut ausbildet. Das äußere Hautfeld dient hierbei als homogene Verbindungsfläche zur Rumpfhaut. Bei dieser Variante sind keine lokalen Hautaufdickungen der Rumpfhaut im Bereich der Türumgebungsstruktur erforderlich. Verstärkungen dieser Art werden ausschließlich im Bereich des äußeren Hautfeldes der Türumgebungsstruktur vorgenommen.
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Die Türumgebungsstruktur kann auch ohne ein der Rumpfhaut zugewandtes äußeres Hautfeld ausgeführt sein. Bei dieser Variante sind der Rumpfhaut vorzugsweise lokale Hautaufdickungen im Bereich der Türumgebungsstruktur zugeordnet.
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Alternativ oder zusätzlich kann die Türumgebungsstruktur ein dem Rumpfinneren zugewandtes inneres Hautfeld (Inner Skin) aufweisen. Das innere Hautfeld erhöht die Biege- und Torsionsteifigkeit der seitlichen Türumgebungsstruktur.
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In den Eckbereichen ist jeweils zumindest eine Verstärkungsstruktur als vorzugsweise integrale Eckenversteifung angeordnet. Vorzugsweise erstrecken sich die Verstärkungsstrukturen im Wesentlichen in Längsrichtung der Rumpfstruktur und sind an der Ober- und Unterseite der Türumgebungsstruktur angeordnet.
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Die Türumgebungsstruktur und/oder die Rumpfstruktur kann als ein Faserverbundwerkstoff-Bauteil, insbesondere ein CFK-Bauteil, ausgebildet sind. Hierbei kann die Türumgebungsstruktur als trockenes Gelege oder Geflecht vorbereitet und anschließend mit Matrixmaterial infiltriert werden.
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Die Sandwichkerne sind vorzugsweise mit einer Vielzahl von diesen durchsetzenden, verstärkenden Faserverbundwerkstoffpins, insbesondere CFK-Pins, versehen. Die Faserverbundwerkstoffpins erhöhen insbesondere die Druckfestigkeit des Sandwichkerns und verbinden die oberen und unteren Decklagen versteifend.
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Eine Flugzeugrumpfstruktur verwendet zumindest eine integral oder zumindest teilintegral ausgebildete und mit einer der Rumpfhaut zugewandten Verbindungsfläche versehene Türumgebungsstruktur, die mit einer Auflagefläche der Rumpfhaut verbindbar ist.
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Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematischer Zeichnungen näher erläutert, wobei die Ausführungsbeispiele in den 6 bis 10b dargestellt sind. Es zeigen:
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1 eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur;
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2 eine Einzeldarstellung einer Hälfte der Türumgebungsstruktur aus 1;
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3 eine Einzeldarstellung der Türumgebungsstruktur aus 2 ohne das innere und äußere Hautfeld;
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4 eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur;
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5a und 5b eine Darstellung zu der Herstellung der Intercostalelemente aus 4;
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6 eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines ersten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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7a und 7b eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines zweiten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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8a bis 8d eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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9a und 9b eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels und
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10a und 10b eine räumliche Darstellung einer Türumgebungsanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels.
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1 zeigt eine Türumgebungsanordnung 1a für eine schematisch dargestellte Flugzeugrumpfstruktur 2 mit einer Rumpfhaut 4, der Stringer 6 und Rumpfspante 8 als Versteifungselemente zugeordnet sind. Die Türumgebungsanordnung 1a weist eine Türumgebungsstruktur 10a auf, die einen Türausschnitt 12 begrenzt.
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Gemäß der Darstellung hat die Türumgebungsstruktur 10a zwei in Umfangsrichtung der Flugzeugrumpfstruktur 2 geteilte Hälften, die im Bereich eines Mittenabschnitts 14 des Türausschnitts 12 über ein nicht dargestelltes, als Frästeil ausgebildetes Verbindungselement verbunden sind. Die Türumgebungsstruktur 10a ist teilintegral ausgebildet und weist eine der Rumpfhaut 4 zugewandte Verbindungsfläche 16 auf, die mit einer Auflagefläche 18 der Rumpfhaut 4 verbindbar ist. Die Türumgebungsstruktur 10a hat ein der Rumpfhaut 4 zugewandtes und mit einem Türumgebungsspant 20 verbundenes äußeres Hautfeld 22 (Outer Skin), das die Verbindungsfläche zur Rumpfhaut 4 ausbildet. Das äußere Hautfeld 22 dient hierbei als homogene Verbindungsfläche zur Rumpfhaut 4. Bei dieser Variante sind keine lokalen Hautaufdickungen der Rumpfhaut im Bereich der Türumgebungsstruktur 10a erforderlich. Verstärkungen dieser Art werden ausschließlich im Bereich des äußeren Hautfeldes 22 der Türumgebungsstruktur vorgenommen.
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Die Hälften der Türumgebungsstruktur 10a sind jeweils als integrales CFK-Bauteil ausgebildet. Hierbei kann die Türumgebungsstruktur 10a als trockenes Gelege oder Geflecht vorbereitet und anschließend mit Matrixmaterial infiltriert werden. Dadurch sind die höchstbelasteten Eckbereiche 24 des Türausschnitts 12 durchgehend ohne Fügestellen ausgebildet, so dass eine Gewichtseinsparung bei hoher Steifigkeit der Struktur erreicht wird. Dies wird im Folgenden anhand 2 näher erläutert, die eine Einzeldarstellung einer Hälfte der Türumgebungsstruktur 10a aus 1 zeigt.
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Gemäß 2 ist die Türumgebungsstruktur 10a neben dem äußeren Hautfeld 22 mit einem dem Rumpfinneren zugewandten inneren Hautfeld 26 (Inner Skin) versehen. Das innere Hautfeld 26 vergrößert die Biege- und Torsionsteifigkeit der seitlichen Türumgebungsstruktur 10a. In den Eckbereichen 24 ist an der Ober- und Unterseite der Türumgebungsstruktur 10a jeweils eine Verstärkungsstruktur 28 als integrale Eckenversteifung angeordnet, die sich im Wesentlichen in Längsrichtung der Rumpfstruktur 2 erstreckt. Die Eckenversteifungsstrukturen 28 wurden mit im Wesentlichen trapezförmigem Querschnitt mittels eines Flechtverfahrens hergestellt.
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Die Türumgebungsstruktur 10a ist ferner mit sich an den Türumgebungsspant 20 anschließenden, relativ zu der Flugrichtung vorderen und hinteren Seitenstrukturen 30a versehen. Die Seitenstrukturen 30a weisen mehrere Steifen, sogenannte Intercostalelemente 32a, auf, die sich etwa parallel zur Flugzeuglängsachse erstrecken, das äußere Hautfeld 22 abschnittsweise überragen und mit der Rumpfstruktur 2 verbindbar sind.
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Die beiden Hälften der Türumgebungsstruktur 10a werden vorkonfektioniert und in einem Schuss infiltriert. Anschließend werden die Hälften durch ein geeignetes Fügeverfahren, beispielsweise Nieten, Schrauben oder Kleben, auf den Rumpf 2 aufgebracht.
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Wie 3 zu entnehmen ist, welche die Türumgebungsstruktur 10a ohne das äußere und innere Hautfeld 22, 26 zeigt, ist der Türumgebungsspant 20 als C-Profil ausgebildet, das mit seiner offenen Seite weg von dem Türausschnitt 12 gerichtet ist. Dieser integral ausgebildete Spant 12 erhöht die Steifigkeit der Türumgebungsstruktur 10a im späteren Anschluss- und Anlagebereich der Flugzeugtür. Der Türumgebungsspant 20 ist als drapierte oder geflochtene CFK-Struktur ausgebildet. Die vorgefertigten Intercostalelemente 32a sind doppel T-förmig ausgebildet und abschnittsweise in dem C-Profil aufgenommen. Die Eckenversteifungsstrukturen 28 sind ebenfalls abschnittsweise in dem C-Profil aufgenommen.
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4 zeigt eine Türumgebungsanordnung 1b, die sich von der in 3 vorbeschriebenen im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass die Türumgebungsstruktur 10b ohne ein der Rumpfhaut 4 zugewandtes äußeres Hautfeld ausgeführt ist. Bei dieser Variante sind der Rumpfhaut 4 integrierte, lokale Hautaufdickungen im Bereich der Türumgebungsstruktur 10b zugeordnet. Der Türumgebungsspant 20 sowie die Intercostalelemente 32a sind hierbei direkt mit der Rumpfhaut 4 verbunden.
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Die Herstellung der Intercostalelemente 32a ist in den 5a und 5b schematisch dargestellt. Die Doppel-T-Profile der Intercostalelemente 32a werden durch Drapieren, Wickeln oder Flechten um einen Kern 34 hergestellt. Der Kern 34 ist an einem ersten Endabschnitt 36 mit einer Schrägfläche 38 versehen und weist an einem zweiten Endabschnitt 40 einen stufenförmig verringerten Querschnitt auf. Das derart vorgefertigte Element wird anschließend getrennt (siehe 5a), so dass zwei Hälften vorliegen. Wie 5b zu entnehmen ist, werden diese Hälften mit ihren Stegflächen 42 zueinander angeordnet, so dass das Doppel-T-Profil erreicht wird. Im Bereich des Endabschnitts 40 ist eine Ausnehmung 44 zur Aufnahme eines Verbindungselements des Türumgebungsspants ausgebildet.
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In den folgenden Ausführungsbeispielen werden erfindungsgemäße Türumgebungsstrukturen mit unterschiedlichen Seitenstrukturen erläutert. Die Strukturen sind anhand von Prinzipskizzen beschrieben, in denen der Türumgebungsspant sowie die Rumpfspanten lediglich schematisch angedeutet sind.
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6 zeigt eine Türumgebungsanordnung 1c gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung, das sich von dem vorbeschriebenen Ausführungsbeispiel im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass die Seitenstrukturen 30b als sich parallel zur Flugzeuglängsachse erstreckende etwa kastenförmige, faserverstärkte Boxstrukturen 46a ausgebildet sind. Die Boxstrukturen 46a weisen jeweils einen im Wesentlichen rechteckigen Querschnitt auf. Die kastenförmigen Seitenstrukturen 46a wurden in einem Flecht-, Drapier- und/oder Wickelprozess fertigungstechnisch und strukturmechanisch vorteilhaft ausgebildet. Jeder Seitenstruktur 30b ist eine Anzahl, beispielsweise acht, benachbart zueinander angeordnete Boxstrukturen 46a derart zugeordnet, dass diese gemeinsame Zwischenwände 48 ausbilden, die ähnlich den Intercostalelementen in Anzahl und Position den Lasteinleitungspunkten der Tür (Doorstops) entsprechen und eine Versteifungs- und Krafteinleitungsfunktion erfüllen. Zur Verbindung der einzelnen Boxen 46a sowie dieser mit dem schematisch dargestellten Türumgebungsspant 20 wird bei dieser Variante ebenfalls ein inneres Hautfeld und ein äußeres Hautfeld appliziert (nicht dargestellt). Die derart vorgefertigte Struktur wird zusammen mit dem Türumgebungsspant 20 in einem Schuss infiltriert.
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Die 7a und 7b zeigen eine Türumgebungsanordnung 1d gemäß einem vierten Ausführungsbeispiel der Erfindung, gemäß dem die Türumgebungsstruktur 10d mit mehreren in Umfangsrichtung der Rumpfstruktur 2 benachbart zueinander angeordneten Boxstrukturen 46b mit Sandwichkernen 50, beispielsweise ROHACELL®-Schaumkernen, versehen ist. Wie insbesondere 7b zu entnehmen ist, die eine Detaildarstellung des Ausschnitts x aus 7a zeigt, sind bei dieser Lösung vorgefertigte Intercostalelemente 32b jeweils zwischen benachbarten Sandwichkernen 50 angeordnet und werden mit diesen verklebt, so dass eine vorgefertigte, bei den weiteren Prozessschritten gut handhabbare Einheit entsteht. Die Querschnittsform der Boxstrukturen 46b ist ausgehend von dem Türausschnitt abnehmend, etwa dreieckförmig ausgeführt. Dadurch wird eine verbesserte, gleichmäßige Krafteinleitung von der Rumpfhaut 4 in die Türumgebungsstruktur 10d erreicht. Die Einheit aus Kernen 50 und zwischen diesen angeordneten, vorgefertigten Intercostalelementen 32b wird mit einem Faserverbundwerkstoff, vorzugsweise in einem Flechtprozess überflochten. Diese Struktur wird anschließend mit dem Türumgebungsspant und dem unteren Hautfeld 22 zusammen infiltriert, so dass eine hochfeste Leichtbaustruktur erreicht wird.
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Die 8a bis 8d zeigen eine Türumgebungsanordnung 1e gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dessen Herstellung zwischen beispielsweise mit Polytetrafluorethylen beschichteten Kernen 52, vorkonfektionierte Intercostalelemente 32c zur Herstellung der Seitenstrukturen 30d angeordnet werden. Unter Verwendung eines textilen Fertigungsprozesses wird diese Struktur anschließend mittels eines Flecht- oder Wickelverfahrens überflochten.
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Wie 8b zu entnehmen ist, welche eine schematische Darstellung eines Kerns 52 zeigt, sind diese derart ausgebildet, dass diese entlang der Symmetrieachse trennbar sind, wobei quasi zwei Seitenstrukturen 30d gleichzeitig überflochten und anschließend getrennt werden. 8c zeigt eine getrennte, überflochtene Kernhälfte 52 zur Ausbildung einer Seitenstruktur 30d.
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Gemäß 8d wird die Seitenstruktur 30d zusammen mit einem an der Innenseite der Seitenstruktur angeordneten C-Profil 54 und dem äußeren Hautfeld 22 infiltriert. Die Türumgebungsstruktur 10e ist zur Gewichtsreduzierung mit in einer Schrägfläche 58 ausgebildeten etwa rechteckigen Ausnehmungen 60 versehen. Die Ausnehmungen 60 sind zwischen den Intercostalelementen 32c angeordnet und mit abgerundeten Eckbereichen versehen. Bei dieser Variante wird der Türumgebungsspant 20 nicht integral mit der Türumgebungsstruktur 10e hergestellt sondern über eine Vernietung 56 verbunden.
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Die 9a und 9b zeigen eine Türumgebungsanordnung 1f gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem die Türumgebungsstruktur 10f zwei Seitenstrukturen 30e aufweist, die jeweils einteilig als eine sich etwa in Umfangsrichtung der Flugzeugrumpfstruktur 2 erstreckende kastenförmige Boxstruktur 62 ausgebildet sind. Die Boxstruktur 62 wird mittels eines Flecht- oder Wickelverfahrens hergestellt. Um die Entformbarkeit der Kerne zu gewährleisten kann die Boxstruktur 62 bis zu einer Rippe aufweisen. Gemäß 9b wird ein C-Profil 64 zur Erhöhung der Steifigkeit und Stabilität an die Boxstruktur 62 seitlich, stirnseitig angebracht. Diese Seitenstruktur wird im trockenen Zustand mit dem Türumgebungsspant 20 und dem unteren Hautfeld verbunden und anschließend in einem Schuss infiltriert. Schrägflächen 66 der Türumgebungsstruktur 10f sind zur Gewichtsreduzierung mit beabstandet zueinander angeordneten, etwa rechteckigen Ausnehmungen 68 mit abgerundeten Eckbereichen versehen. Bei diesem Konzept sind keine Intercostalelemente vorgesehen, so dass die Biegesteifigkeit durch die Seitenstruktur erreicht wird.
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Die 10a und 10b zeigen eine Türumgebungsanordnung 1g gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung, das sich von dem vorbeschriebenen Ausführungsbeispiel im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass die seitlichen Strukturen 30f einen umflochtenen oder umwickelten Sandwichkern 70, beispielsweise einen Schaumkern, aufweisen, so dass eine verbesserte Biegesteifigkeit erreicht wird.
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Wie 10b zu entnehmen ist, ist der Schaumkern 70 mit einer Vielzahl von diesen durchsetzenden, verstärkenden CFK-Pins 72 versehen. Die CFK-Pins 72 sind fachwerkartig angeordnet und erhöhen insbesondere die Druckfestigkeit des Sandwichkerns 70 und verbinden die obere und untere Decklage 74a, b versteifend. Die Seitenstruktur 30f wird zusammen mit dem Türumgebungsspant 20 und dem unteren Hautfeld 22 infiltriert, so dass insgesamt eine hochfeste Leichtbaustruktur erreicht wird.
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Offenbart ist eine Türumgebungsanordnung 1a–g für eine Flugzeugrumpfstruktur 2 mit einer Rumpfhaut 4, der Versteifungselemente 6, 8 zugeordnet sind, wobei die Türumgebungsanordnung 1a–g eine Türumgebungsstruktur 10a–g aufweist, die einen Türausschnitt 12 begrenzt, wobei die Türumgebungsstruktur 10a–g integral oder zumindest teilintegral ausgebildet ist und eine der Rumpfhaut 4 zugewandte Verbindungsfläche 16 aufweist, die mit einer Auflagefläche 18 der Rumpfhaut 4 verbindbar ist. Weiterhin offenbart ist eine Flugzeugrumpfstruktur 2 mit zumindest einer derartigen Türumgebungsanordnung 10a–g.
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Bezugszeichenliste
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- 1a–g
- Türumgebungsanordnung
- 2
- Flugzeugrumpfstruktur
- 4
- Rumpfhaut
- 6
- Stringer
- 8
- Rumpfspant
- 10a–g
- Türumgebungsstruktur
- 12
- Türausschnitt
- 14
- Mittenabschnitt
- 16
- Verbindungsfläche
- 18
- Auflagefläche
- 20
- Türumgebungsspant
- 22
- äußeres Hautfeld
- 24
- Eckbereich
- 26
- inneres Hautfeld
- 28
- Verstärkungsstruktur
- 30a–f
- Seitenstruktur
- 32a–c
- Intercostalelement
- 34
- Kern
- 36
- Endabschnitt
- 38
- Schrägfläche
- 40
- Endabschnitt
- 42
- Stegfläche
- 44
- Ausnehmung
- 46a–b
- Boxstruktur
- 48
- Zwischenwand
- 50
- Sandwichkern
- 52
- Kern
- 54
- C-Profil
- 56
- Vernietung
- 58
- Schrägfläche
- 60
- Ausnehmung
- 62
- Boxstruktur
- 64
- C-Profil
- 66
- Schrägfläche
- 68
- Ausnehmung
- 70
- Sandwichkern
- 72
- CFK-Pin
- 74a, b
- Decklage
