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Die Erfindung betrifft eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
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Derzeit ist es üblich, Flugzeugrumpfstrukturen aus Rumpfschalen herzustellen, denen einzelne im Wesentlichen rechteckige Hautfelder bildende Versteifungsstrukturen zugeordnet sind. Vielfach werden die Rumpfschalen durch unmittelbar mit der Innenfläche der Schale verbundene und in Längsrichtung verlaufende Versteifungsprofile, so genannten Stringern, und darüber kreuzenden Versteifungsprofilen in Umfangsrichtung, so genannten Spanten, ausgeführt. Die jeweiligen Versteifungsprofile werden zumeist in einem differenziellen Montageprozess vorzugsweise mit Nietverbindungen gefügt.
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Neben dieser konventionellen Bauweise ist beispielsweise aus der
US 4,086,378 B1 eine Flugzeugrumpfstruktur mit einem integralen Versteifungsgitter bekannt, das in einer Ebene verlaufende in Art und Gestalt ähnliche Versteifungsprofile aufweist, die Hautfelder in Form gleichschenkliger Dreiecke begrenzen. Diese Gitterstruktur wird als Isogrid bezeichnet. Den einzelnen Hautfeldern sind vorzugsweise Versteifungselemente in Umfangsrichtung an Stelle von Spanten und zusätzliche diagonale Versteifungselemente an Stelle von Stringern zugeordnet. In den Zwischenräumen der diagonalen Versteifungselemente der Rumpfstruktur können Fensterrahmen angeordnet sein. Nachteilig bei einer derartigen Flugzeugrumpfstruktur ist, dass die lasttragenden Versteifungselemente die Wahl der Größe und Form von Rumpfausschnitten wie Fenster-, Tür- und Wartungsausschnitten einschränken. Weiterhin werden die Lastpfade bei durch die Rumpfausschnitte unterbrochenen Versteifungselementen gestört und erfordern lokale Verstärkungen oder Aufdickungen in der Außenhaut und/oder der Versteifungselemente.
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Isogrid-Strukturen werden üblicherweise in zylindrischen Rumpfstrukturen mit konstantem Radius und insbesondere in nicht auf Innendruck belasteten Anwendungen wie etwa Raketenstufen in der Raumfahrt angewandt. Im Fall einer Anwendung bei einer Flugzeugrumpfstruktur erweist sich die in Form und Weite konstante Gitterstruktur eines Isogrids als nicht gewichtsoptimal, da in einem Flugzeugrumpf über den Umfang und in Längsrichtung erheblich unterschiedliche Hauptlastrichtungen und Lastamplituden vorherrschen. Eine in Form und Weite konstante Gitterstruktur kann somit nicht zu einer gewichtsoptimalen Lösung führen.
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Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Flugzeugrumpfstruktur zu schaffen, bei der eine hohe Struktursteifigkeit mit geringem fertigungstechnischem Aufwand und weniger eingeschränkter Größe und Form der Versteifungsstruktur der Rumpfschalen sowie von Rumpfausschnitten bei gleichzeitiger Reduktion des Strukturgewichts ermöglicht ist.
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Diese Aufgabe wird durch eine Flugzeugrumpfstruktur mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
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Die erfindungsgemäße Flugzeugrumpfstruktur ist mit Hautfeldern versehen, der Versteifungselemente in Umfangsrichtung, winklig zur Längsachse angestellte diagonale Versteifungselemente, sogenannte Steifen, und Versteifungsrahmen, insbesondere Fenster- und/oder Türrahmen, zugeordnet sind, die Rumpfausschnitte etwa für Fenster, Türen, Tore und/oder Wartungsöffnungen begrenzen, wobei insbesondere Rumpfausschnitte zur Bildung von Fenstern in einem in Längsrichtung verlaufenden sogenannten Fensterband angeordnet sind. Erfindungsgemäß sind die Versteifungselemente mit zumindest einem der Versteifungsrahmen verbunden. Dadurch ist ein Kraftfluss über den Fenster- oder Türrahmen ermöglicht, so dass insgesamt eine lastoptimierte Struktur erreicht wird, die gegenüber herkömmlichen Strukturen bei gleicher oder höherer Steifigkeit ein geringeres Strukturgewicht aufweist. Hierdurch wird ferner erreicht, dass die Wahl der Ausschnittsgröße und -form freier erfolgen kann, da die Versteifungsrahmen der Rumpfausschnitte den Lastpfad der Versteifungselemente jeweils fortsetzen. Entsprechend kann eine sonst übliche Verstärkung der Außenhaut und/oder der Versteifungselemente in Umfangsrichtung im Bereich des Ausschnitts oder insbesondere im Bereich eines Fensterbands verringert werden, so dass eine weitere Gewichtsreduzierung ermöglicht ist.
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Gemäß einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist zumindest eines der Versteifungselemente mit mindestens einem Eckbereich des Versteifungsrahmens z. B. eines Fenster- und/oder Türrahmens verbunden. Die Versteifungselemente schließen sich hierbei vorzugsweise strahlenförmig an den Versteifungsrahmen an.
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Die Versteifungselemente sind vorzugsweise entsprechend der vorherrschenden Hauptlastrichtung im jeweiligen Rumpfbereich angeordnet und so dimensioniert, dass insgesamt eine Leichtbaustruktur mit hoher Steifigkeit und einer geringen Sensitivität gegen Beulen erreicht wird. Die zuvor genannte Isogrid-Struktur stellt hierbei einen Spezialfall für Hautfelder in Form gleichschenkliger Dreiecke dar.
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Bei einem konkreten Ausführungsbeispiel ist zumindest zwei einander diagonal gegenüberliegenden Eckbereichen des Versteifungsrahmens jeweils mindestens ein mit diesen verbundenes Versteifungselement zugeordnet. Bei einer erfindungsgemäßen Variante ist jedem Eckbereich des Versteifungsrahmens zumindest ein mit diesem verbundenes Versteifungselement zugeordnet. Dadurch wird eine vorteilhafte Krafteinleitung in den Versteifungsrahmen des Ausschnitts und damit ein möglichst gleichmäßiger Lastfluss erreicht. Hierbei kann beispielsweise auf diagonale Versteifungselemente zwischen Fensterausschnitten im Fensterband verzichtet werden.
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Vorzugsweise bestimmen die Winkel der diagonalen Steifen zur Längsachse und die Weite der durch die Steifen gebildeten dreieckigen Hautfelder die Ausschnittsgröße und -form in Abhängigkeit der strukturmechanischen Anforderungen. Die Versteifungsrahmen können erfindungsgemäß im Wesentlichen rechteckig ausgebildet werden, da die Rahmen mittragend sind. Dadurch wird eine gegenüber herkömmlichen Lösungen mit ovalen oder runden Kabinenfenstern vergrößerte Fensterfläche ermöglicht.
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Zwischen zumindest zwei mit mindestens einem Versteifungselement verbundenen Versteifungsrahmen, vorzugsweise einem Fensterrahmen, kann zumindest ein Versteifungsrahmen, vorzugsweise ein Fensterahmen, angeordnet sein, dem weder ein diagonales, noch ein Versteifungselement in Umfangsrichtung zugeordnet ist. Die zumindest in den Eckbereichen ohne Versteifungselemente ausgeführten zwischengeordneten Rahmen sind hierbei innerhalb eines Hautfeldes angeordnet.
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Die Abstände und Winkel der Versteifungselemente zueinander werden vorzugsweise lastabhängig ausgebildet. Als vorteilhaft erweist sich hierbei eine in Umfangsrichtung schrittweise Änderung der Beabstandung der Versteifungselemente. Besonders vorteilhaft ist hierbei eine Änderung der Beabstandung an Positionen mit signifikanten Wechseln der Hauptlastrichtung und Lastamplitude. Bei einer Ausführungsform der Flugzeugrumpfstruktur sind die Abstände der Versteifungselemente zueinander unterhalb eines Fußbodens, beispielsweise des Kabinenbodens, gegenüber den Abständen oberhalb des Fußbodens verringert. Vorzugsweise sind hierzu die Maschenweite halbierende zusätzliche Versteifungselemente vorgesehen.
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In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform wird die zuvor genannte Änderung der Abstände durch zusätzliche Versteifungselemente unmittelbar unterhalb des Fensterbandes ausgeführt. Das Hautfeld kann im Bereich der Versteifungsrahmen, insbesondere der Fenster- und/oder Türrahmen, zumindest ein flächiges Verstärkungsfeld, insbesondere ein Verstärkungshautfeld, aufweisen.
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Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform ist die Anstellung der Versteifungselemente zur Längsachse entlang des Umfangs entsprechend den Änderungen der Hauptlastrichtung angepasst. Dies führt zu geringeren Winkeln zur Flugzeuglängsachse im oberen und unteren Bereich des Flugzeugrumpfes, insbesondere in der maßgeblich auf Zug- und Druck in Längsrichtung belasteten Ober- und Unterschale. In den im Wesentlichen auf Schub belasteten seitlichen Bereichen des Flugzeugrumpfs, den Seitenschalen, werden die Winkel der Versteifungselemente größer eingestellt, so dass diese auf eine Schubbelastung hin optimiert sind. Vorteilhafterweise wird diese Anpassung der Winkel zusammen mit der zuvorgenannten schrittweisen Änderung der Beabstandung der Versteifungselemente ausgeführt.
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Bei einer Flugzeugrumpfstruktur mit zumindest einer oberen Rumpfschale und mindestens einer unteren Rumpfschale hat es sich als vorteilhaft erwiesen, die Schalenstöße derart anzuordnen, dass diese nicht durch den Bereich der Fenster- und/oder Türrahmen verlaufen. Als besonders vorteilhaft hat es sich gezeigt, die Fenster- und/oder Türrahmen unterhalb oberer Schalenstöße anzuordnen. Dadurch werden Durchsetzungen in der Hinterbaustruktur sowie eine technisch anspruchsvolle Verbindung der Hinterbaustruktur mit den Schalen in den Rahmenbereichen vermieden bzw. durch die geringere Anzahl an Versteifungselementen in der oberen Rumpfschale deutlich reduziert.
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Gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung bilden Hautfelder mit den Versteifungselementen eine integrale oder integral gefertigte Rumpfschale aus. Dadurch wird eine Reduktion der Prozessschritte in der Rumpfmontage und eine weitere Gewichtsoptimierung der Rumpfstruktur erreicht.
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Der den Rumpfausschnitt begrenzende Versteifungsrahmen bildet vorzugsweise ein umlaufendes Profil aus, das ein weiterer Bestandteil der Leichtbaustruktur ist und gegenüber bisherigen Bauweisen die strukturmechanische Leistungsfähigkeit verbessert, da auf Fügestellen in diesem hochbelasteten Bereich verzichtet werden kann. Dadurch kann ein zusätzliches Potential zur Reduktion von Montagekosten sowie des Gewichts erreicht werden.
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Die Rumpfschalen werden vorzugsweise als Faserverbundwerkstoff-Bauteil, insbesondere als CFK-Bauteil, hochintegral ausgeführt, um werkstoffspezifische Vorteile optimal ausnutzen zu können. Insbesondere können die Rumpfschalen mittels eines Harzinfusionsverfahrens hergestellt werden.
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Bei einem Ausführungsbeispiel der Flugzeugrumpfstruktur ist zwischen zwei benachbarten Fensterrahmen als Versteifungselement in Umfangsrichtung jeweils ein Rumpfspant, vorzugsweise ein Omega-Rumpfspant, angeordnet. Derartige Omega-Rumpfspanten sind vorteilhaft herstellbar und reduzieren die Anzahl der benötigten Bauteile zur Anbindung an die Rumpfschale und zur seitlichen Stabilisation, sogenannte Clips und Cleats. Die Belastung wird aufgrund der beiden Schenkelfüße des Omega-Rumpfspants auf eine größere Fläche verteilt. Die Lasteinleitung kann durch Verbinden von Fußbodenquerträgern und Stützprofilen über Verbindungselemente mit den Omega-Spanten erfolgen. Lokale Hautverstärkungen und Doppler sind ebenfalls möglich.
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Die Verbindungselemente können integral ausgebildet oder mittels Kleben und/oder Nieten mit den Fußbodenquerträgern, Stützprofilen und Rumpfspanten gefügt werden. Bei bereits auf dem Hautfeld befestigten Omega-Spanten kann die Verbindung mittels sogenannten Blindnieten erfolgen.
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Sonstige vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Bestandteil der weiteren Unteransprüche.
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Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematischer Zeichnungen näher erläutert. Zuvor genannte Versteifungsrahmen von Rumpfausschnitten und deren Anbindung an die Versteifungselemente werden im Folgenden anhand von Fensterausschnitten dargestellt. Es zeigen:
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1 eine räumliche Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines ersten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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2 eine vergrößerte Darstellung des Details Y des Ausschnitts der Flugzeugrumpfstruktur aus 1 im Bereich eines Fensterrahmens;
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3 eine vergrößerte Darstellung des Details X aus 1;
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4 eine räumliche Darstellung einer weiteren Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines zweiten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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5 eine vergrößerte Darstellung aus 4 im Bereich eines Fensterbandes;
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6 eine schematische Querschnittsdarstellung der Rumpfstruktur aus 1;
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7 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines dritten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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8 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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9 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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10 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;
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11 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels und
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12 eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels.
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1 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1a gebildet aus mindestens einer Rumpfschale 2, dem Hautfeld-Vielecke 4 ausbildende diagonale Versteifungselemente 6, sogenannte Steifen, und Versteifungsrahmen 8, insbesondere Fensterrahmen, zugeordnet sind, die Rumpfausschnitte 10, insbesondere Fensterausschnitte, begrenzen. Die Versteifungselemente 6 sind mit den Fensterrahmen 8 in Eckbereichen 12 verbunden. Zwischen den in Eckbereichen 12 mit Versteifungselementen 6 verbundenen Fensterrahmen 8 ist jeweils ein Fensterahmen 14 angeordnet, dem kein Versteifungselement 6 zugeordnet ist. Diese in den Eckbereichen 12 ohne Versteifungselemente 6 ausgeführten zwischengeordneten Fensterrahmen 14 sind hierbei innerhalb eines Hautfeld-Vielecks 4, d. h. innerhalb einer Masche, angeordnet.
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Wie insbesondere 2 zu entnehmen ist, die einen vergrößerten Ausschnitt der Flugzeugrumpfstruktur 1a aus 1 im Bereich eines Fensterrahmens 8 zeigt, ist jeweils ein Versteifungselement 6 mit einem Eckbereich 12 des Fensterrahmens 8 verbunden. Die als T-Profile ausgebildeten Versteifungselemente 6 schließen sich strahlenförmig an den Fensterrahmen 8 an. Der Fensterrahmen 8 bildet ein umlaufendes Profil aus, das ein weiterer Bestandteil der Leichtbaustruktur ist und gegenüber bisherigen Bauweisen die strukturmechanische Leistungsfähigkeit verbessert, da auf Fügestellen in diesem hochbelasteten Bereich verzichtet werden kann. Dadurch wird insgesamt ein optimaler Kraftfluß bei verringertem Strukturgewicht der Rumpfstruktur 1a erreicht. Der Kraftfluss erfolgt abschnittsweise über die Fensterrahmen 8, so dass insgesamt eine belastungsoptimierte Struktur erreicht wird, die gegenüber herkömmlichen Strukturen bei gleicher oder höherer Steifigkeit ein geringeres Strukturgewicht aufweist. Hierdurch wird ferner erreicht, dass die Wahl der Fenstergröße und Fensterform freier erfolgen kann, da die Fensterrahmen 8 den Lastpfad der Versteifungselemente 6 jeweils fortsetzen. Die Versteifungselemente 6 sind in Abhängigkeit der Strukturbelastung angeordnet und dimensioniert. Entsprechend kann eine Verstärkung der Außenhaut im Bereich eines Fensterbands 42 verringert werden, so dass eine weitere Gewichtsreduzierung ermöglicht ist.
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Die Fensterrahmen 8 sind im Wesentlichen rechteckig ausgebildet. Dadurch wird eine gegenüber herkömmlichen Lösungen mit ovalen oder runden Kabinenfenstern vergrößerte Fensterfläche ermöglicht, die den Passagierkomfort verbessert.
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Die Hautfelder 4 bilden mit den Versteifungselementen 6 integral gefertigte Rumpfschalen 2 bzw. 16 aus. Die Rumpfschalen 16 sind als CFK-Faserverbundwerkstoff-Bauteil hochintegral ausgeführt, um die werkstoffspezifischen Vorteile optimal ausnutzen zu können. Insbesondere können die Rumpfschalen 16 mittels eines Harzinfusionsverfahrens hergestellt sein. Dadurch werden eine vereinfachte Herstellung und eine weitere Gewichtsoptimierung der Rumpfstruktur 1 erreicht.
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Die Winkel und Weite der Hautfeld-Vielecke 4 bestimmen die Fenstergröße in Abhängigkeit der strukturmechanischen Anforderungen. Die Abstände der Versteifungselemente 6 zueinander werden belastungsabhängig ausgebildet. Bei der in 1 dargestellten Ausführungsform der Flugzeugrumpfstruktur 1a sind die Abstände der Versteifungselemente 6 zueinander unterhalb eines Kabinenbodens 18 gegenüber den Abständen oberhalb des Kabinenbodens 18 verringert. Hierzu sind die Maschenweite halbierende zusätzliche diagonale Versteifungselemente 20 vorgesehen. Zwischen zwei benachbarten Fensterrahmen 8 ist jeweils ein als Omega-Rumpfspant 22 ausgebildeter Rumpfspant als Versteifungselement in Umfangsrichtung angeordnet. Die Belastung wird aufgrund der zwei Schenkelfüße der Omega-Spanten 22 vorteilhaft auf eine größere Fläche verteilt. Die radiale Lasteinleitung erfolgt durch Verbinden von Fußbodenquerträgern 24 und Stützprofilen 26 über Verbindungselemente 28, 30 (vgl. 3) mit den Omega-Spanten 22.
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Wie 3 zu entnehmen ist, die eine vergrößerte Darstellung des Details X aus 1 zeigt, sind die Fußbodenquerträger 24 über als Laschen ausgebildete Verbindungselemente 28 mit den Rumpfspanten 22 vernietet. Vorteilhafterweise wird der Fußbodenquerträger 24 beidseitig an den Omega-Rumpfspant 22 entweder mit zwei als Laschen ausgebildeten Verbindungselementen 28 verbunden, oder aber mit einem integralen Verbindungselement gleicher Funktion. In gleicher Art und Weise können weitere Stützungselemente des Fußbodens, insbesondere Stützprofile 26 an die Rumpfspante angeschlossen werden.
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4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Flugzeugrumpfstruktur 1b mit T-profilierten Versteifungselementen 6 sowohl in Umfangsrichtung, sowie in einer diagonalen, zur Flugzeuglängsachse winklig angestellten Richtung. Die Fußbodenstruktur und deren Anbindung ist in dieser Figur nicht dargestellt. Anstelle der Omega-Rumpfspanten 22 in 1 ist mittig zu jedem Fensterausschnitt 10 und zwischen jedem Fensterausschnitt 10 ein umlaufendes, sich in Umfangsrichtung erstreckendes Versteifungselement 6 angeordnet. Sowohl die mittig zu den Ausschnitten angeordneten Spanten, sowie die diagonal angeordneten Versteifungselemente schließen sich endseitig an den Fensterrahmen 8 an, wodurch eine Fortführung der Lastpfade gewährleistet ist. Im Gegensatz zum Ausführungsbeispiel in 1 werden durch die Versteifungselemente 6 ausschließlich dreieckige Hautfelder mit im Wesentlichen gleicher Form und Größe gebildet. Gleichwohl werden die diagonalen Versteifungselement 6 entlang des Rumpfumfangs in ihrer Anstellung zur Längsachse kontinuierlich entsprechend der vorherrschenden Hauptlastrichtung angepasst.
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Gemäß 5, der eine vergrößerte Darstellung des Fensterbands 42 aus 4 zu entnehmen ist, schließen sich die mittig zu den Fensterausschnitten angeordneten, als Rumpfspante ausgebildeten Versteifungselemente 6 endseitig an den ovalen Fensterrahmen 8 mittig an, wodurch eine Fortführung der Lastpfade gewährleistet ist. Wie bereits in 2 gezeigt, schließen sich ebenfalls die diagonalen Versteifungselemente 6 endseitig in den Eckbereichen 12 des Fensterrahmens 8 rechtwinklig an.
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Vorteilhafterweise wird das Ausführungsbeispiel aus 1 mit dem Ausführungsbeispiel aus 2 derart kombiniert, dass an geeigneter Stelle eine Reduktion der Versteifungselemente 6 und der Rumpfspanten in 1 erfolgt. Insbesondere vorteilhaft kann diese Reduktion unmittelbar oberhalb des Fensterbands 42 erreicht werden. Dadurch schließt sich der mittig angeordnete Rumpfspant lediglich an der Unterseite des Fensterausschnitts 10 an den Fensterrahmen 8 endseitig an. Entsprechend sind die diagonalen Versteifungselemente 6 derart angeordnet, dass sie sich endseitig nur an jeweils einem der Eckbereiche 12 der oberen Hälfte eines Fensterauschnitts 10 anschließen.
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Wie 6 zu entnehmen ist, die eine schematische Querschnittsdarstellung der Flugzeugrumpfstruktur 1a bzw. 1b aus 1 bzw. 4 zeigt, ist es bei einer Rumpfstruktur 1a oder 1b mit mehreren Rumpfschalen 16a–d vorteilhaft, wenn die Schalenstöße 36a–d derart angeordnet sind, dass diese nicht durch den Bereich der Fensterrahmen verlaufen. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel finden eine obere Rumpfschale 16a und zwei mittlere Rumpfschalen 16b, 16d und eine untere Rumpfschale 16c Verwendung. Als vorteilhaft hat es sich hierbei erwiesen, das Fensterband 42 unterhalb oberer Schalenstöße 36a, 36d anzuordnen.
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7 zeigt eine schematische Darstellung einer Flugzeugrumpfstruktur 1c gemäß eines zweiten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, dass sich von der eingangs beschriebenen Variante im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass jedem Fensterrahmen 8 in den vier Eckbereichen 12 jeweils ein Versteifungselement 6 zugeordnet ist. Mit anderen Worten – die Fensterrahmen 8 sind derart relativ zu den Hautfeld-Vielecken 4 positioniert, dass jeweils alle Eckbereiche 12 mit Versteifungselementen 6 versehen sind und abwechselnd ein Rumpfspant mittig an den Fensterrahmen 8 angebunden und zwischen zwei Fensterrahmen 8 angeordnet ist.
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8 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1d gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, bei dem entsprechend dem Ausführungsbeispiel aus 7 jedem Fensterrahmen 8 in den vier Eckbereichen 12 jeweils ein Versteifungselement 6 zugeordnet ist, wobei die mittig angeordneten Rumpfspante gegenüber dem vorhergehenden Beispiel entfallen.
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9 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1e gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, bei dem jedem zweiten Fensterahmen 8 an allen Eckbereichen 12 Versteifungselemente 6 zugeordnet sind (vgl. 1).
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10 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1f gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, dass sich von den eingangs beschriebenen Varianten im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass lediglich zwei einer Seite des Fensterrahmens 8 zugeordneten Eckbereichen 12 jeweils ein mit diesen verbundenes Versteifungselement 6 zugeordnet ist. Hierbei sind die Versteifungselemente 6 jeweils an benachbarten Seiten der Fensterrahmen 8 angeordnet.
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11 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1g gemäß eines weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, dass sich von den eingangs beschriebenen Varianten im Wesentlichen dadurch unterscheidet, dass zwei einander diagonal gegenüberliegenden Eckbereichen 12 der Fensterrahmen 8 jeweils ein mit diesen verbundenes Versteifungselement 6 zugeordnet ist. Die Versteifungselemente 6 sind jeweils an benachbarten Seiten der Fensterrahmen 8 angeordnet.
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12 zeigt eine Flugzeugrumpfstruktur 1h gemäß eines letzten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels, bei dem die Versteifungselemente 6 nicht durch Fensterrahmen unterbrochen sind sondern eine Vielzahl von Fensterrahmen ausbildende Dreiecksstrukturen 38 begrenzen. Die Versteifungsprofile 6 sind bei dieser Variante ebenfalls als mit dem Hautfeld 2 verbundene oder integrale T-Profile ausgebildet, wobei dreieckige Fensterelemente 40 in die T-Profile eingelegt und an diesen befestigt werden. Dadurch wird ein Fensterband 42 mit großer axialer Erstreckung in einer hochsteifen Struktur ausgebildet.
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Die erfindungsgemäße Flugzeugrumpfstruktur 1a–h ist nicht auf die beschriebenen Varianten mit Fensterrahmen 8 beschränkt, vielmehr kann die erfindungsgemäße Struktur bei alternativen, nicht dargestellten Ausführungsbeispielen mit Türrahmen einer Kabinentüre, eines Frachttors, einer Notausstiegsluke oder einer Mannluke etc. versehen sein.
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Offenbart ist eine Flugzeugrumpfstruktur 1a–h mit mindestens einem Hautfeld 2, dem Hautfeld-Vielecke 4 ausbildende diagonale Versteifungselemente 6 und Versteifungsrahmen 8 für Rumpfausschnitte 10 zugeordnet sind, wobei die Versteifungselemente 6 mit zumindest einem der Versteifungsrahmen 8 zur Ausbildung einer hochsteifen Struktur verbunden sind.
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Bezugszeichenliste
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- 1a–h
- Flugzeugrumpfstruktur
- 2
- Rumpfschale
- 4
- Hautfeld-Vieleck
- 6
- Versteifungselement
- 8
- Versteifungsrahmen
- 10
- Rumpfausschnitt
- 12
- Eckbereich
- 14
- Versteifungsrahmen
- 16a–d
- Rumpfschale
- 18
- Kabinenboden
- 20
- Versteifungselement
- 22
- Rumpfspant
- 24
- Fußbodenquerträger
- 26
- Stützprofil
- 28
- Verbindungselement
- 30
- Verbindungselement
- 32
- Kreuzungsbereich
- 34
- Profilverstärkung
- 36a–d
- Schalenstoß
- 38
- Dreiecksstruktur
- 40
- Fensterelement
- 42
- Fensterband
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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