DE102016210954A1

DE102016210954A1 - Aircraft wall part

Info

Publication number: DE102016210954A1
Application number: DE102016210954.5A
Authority: DE
Inventors: Tim Büllesbach
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2016-06-20
Filing date: 2016-06-20
Publication date: 2018-01-04
Anticipated expiration: 2036-06-21
Also published as: DE102016210954B4

Abstract

Ein Luftfahrzeugwandteil ist beschrieben. Das Luftfahrzeugwandteil umfasst wenigstens einen Teil einer Luftfahrzeughaut mit einer Innen- und einer Außenfläche, wobei die Luftfahrzeughaut eine Außengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet. Das Luftfahrzeugwandteil umfasst ferner einen Rahmen, der an der Innenfläche der Luftfahrzeughaut befestigt ist, wobei der Rahmen eine Seitengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet, und eine druckfeste Folie, die am Rahmen befestigt ist und eine Innengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet. Das Luftfahrzeugwandteil ist an der Innengrenze und der Seitengrenze des Luftfahrzeugwandteils luftdicht abgedichtet. Ferner sind eine Luftfahrzeugtür und ein Luftfahrzeug beschrieben.An aircraft wall part is described. The aircraft wall part comprises at least a part of an aircraft skin having an inner and an outer surface, wherein the aircraft skin forms an outer boundary of the aircraft wall part. The aircraft wall panel further includes a frame attached to the interior surface of the aircraft skin, the frame forming a side boundary of the aircraft wall panel, and a pressure-resistant sheet attached to the frame forming an interior boundary of the aircraft panel wall. The aircraft wall part is hermetically sealed at the inner boundary and the side boundary of the aircraft wall part. Furthermore, an aircraft door and an aircraft are described.

Description

Die vorliegende Offenbarung betrifft Luftfahrzeugwände. Sie betrifft insbesondere ein Luftfahrzeugwandteil. Sie betrifft ferner eine Luftfahrzeugtür und ein Luftfahrzeug.The present disclosure relates to aircraft walls. It relates in particular to an aircraft wall part. It further relates to an aircraft door and an aircraft.

Verschiedene Arten von Luftfahrzeug sind mit Druckkabinen ausgestattet. Bei einem Passagierluftfahrzeug ist beispielsweise ein großes Volumen im Inneren des Luftfahrzeugs druckbeaufschlagt, um den Abfall des Luftdrucks in Reiseflughöhe relativ zu einem Luftdruck am Boden zu verringern. Solch eine Druckbeaufschlagung erzeugt etwa einen Druckunterschied von typischerweise 600 mbar bis 700 mbar zwischen einem Bordluftdruck des Luftfahrzeugs und dem Umgebungsluftdruck auf Reiseflughöhe.Various types of aircraft are equipped with pressurized cabins. For example, in a passenger aircraft, a large volume is pressurized inside the aircraft to reduce the drop in air pressure at cruising altitude relative to ground air pressure. Such pressurization produces, for example, a pressure differential of typically 600 mbar to 700 mbar between an onboard air pressure of the aircraft and the ambient air pressure at cruising altitude.

Eine Grenze zwischen den verschiedenen Druckvolumina wird häufig von der Haut des Luftfahrzeugs gebildet. Die Haut muss daher gegen die Ausdehnungskraft des Bordluftdrucks, die auf die Innenfläche der Haut einwirkt, abgestützt werden. Zum Halten der Haut gegen den Bordluftdruck ist die Haut normalerweise an einer Stützkonstruktion in der Wand des Luftfahrzeugs befestigt, die gleichzeitig zum Stützen einer mechanischen Last, beispielsweise einer statischen Last, des Luftfahrzeugs selbst dient.A boundary between the various print volumes is often formed by the skin of the aircraft. The skin must therefore be supported against the expansive force of the on-board air pressure acting on the inner surface of the skin. To hold the skin against the on-board air pressure, the skin is normally attached to a support structure in the wall of the aircraft which simultaneously serves to support a mechanical load, such as a static load, of the aircraft itself.

Selbst beim Vorhandensein einer Stützstruktur, welche die Luftfahrzeughaut hält, bewirkt aber der Bordluftdruck eine Verformung der Haut, welche die aerodynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeugs beeinträchtigt.However, even in the presence of a support structure holding the aircraft skin, the onboard air pressure causes deformation of the skin, which affects the aerodynamic properties of the aircraft.

Ferner liegt in einigen Teilen des Luftfahrzeugs, beispielsweise im Bereich von Türen oder im oberen Frontbereich eines Passagierluftfahrzeugs, an der Wand des Luftfahrzeugs weniger mechanische Last an als in anderen Teilen. Insbesondere die Türen eines Luftfahrzeugs sind häufig von einer vom Rumpf des Luftfahrzeugs gebildeten Tragekonstruktion ausgenommen. Eine Stützkonstruktion in der Luftfahrzeugtür trägt daher wenig zur Steifigkeit des Luftfahrzeugs als Ganzes bei, sondern dient hauptsächlich zum Stützen der Haut des Luftfahrzeugs gegen den Bordluftdruck. Obwohl statische Anforderungen somit in diesen Bereichen wesentlich geringer sind, erfordert das Stützen der Haut gegen eine Verformung durch den Bordluftdruck dennoch eine Stützkonstruktion ähnlich den Bereichen mit einer höheren statischen Last. Die Stützkonstruktion trägt aber unerwünschterweise zum Gewicht des Luftfahrzeugs und insbesondere zum Gewicht der Türen bei.Furthermore, in some parts of the aircraft, for example in the area of doors or in the upper front region of a passenger aircraft, there is less mechanical load on the wall of the aircraft than in other parts. In particular, the doors of an aircraft are often excluded from a support structure formed by the fuselage of the aircraft. A support structure in the aircraft door therefore contributes little to the rigidity of the aircraft as a whole, but serves primarily to support the skin of the aircraft against the onboard air pressure. Thus, although static requirements are significantly lower in these areas, supporting the skin against deformation by the onboard air pressure still requires a support structure similar to the areas of higher static load. However, the support structure undesirably contributes to the weight of the aircraft and in particular to the weight of the doors.

Ferner können sich bei der durch die Haut des Luftfahrzugs gebildeten Druckgrenze Geräusche, die aus Erschütterungen der Haut resultieren, leicht in und durch das Volumen mit höherem Luftdruck in das Luftfahrzeug fortpflanzen. Dies kann den Komfort während des Flugs beeinträchtigen. Gleichzeitig wird Wärme von einer erwärmten Luftfahrzeugkabine über das Volumen mit höherem Luftdruck bis zur Haut des Luftfahrzeugs übertragen, von wo sie leicht abgeleitet werden kann. Dies beeinträchtigt den Wirkungsgrad einer Heizung der Luftfahrzeugkabine. Es können insbesondere kalte Bereiche in der Nähe der Luftfahrzeugwand vorhanden sein. Beispielsweise kann ein Passagier, der nahe an der Luftfahrzeugwand sitzt, ein Gefühl einer von außerhalb des Luftfahrzeugs durch die Luftfahrzeughaut und in die Luftfahrzeugkabine dringenden Kälte haben. Dies kann den Komfort des Passagiers während des Fluges beeinträchtigen.Further, in the pressure limit formed by the skin of the aircraft, noise resulting from vibration of the skin can easily propagate into and through the volume with higher air pressure in the aircraft. This can affect the comfort during the flight. At the same time, heat is transferred from a heated aircraft cabin over the volume of higher air pressure to the skin of the aircraft, from where it can be easily diverted. This affects the efficiency of a heating of the aircraft cabin. In particular, cold areas may be present in the vicinity of the aircraft wall. For example, a passenger sitting close to the aircraft wall may have a sensation of cold coming from outside the aircraft through the aircraft skin and into the aircraft cabin. This can affect the comfort of the passenger during the flight.

Daher besteht ein Bedarf für eine Technik, welche die beschriebenen Nachteile vermeidet.Therefore, there is a need for a technique which avoids the disadvantages described.

Die vorliegende Offenbarung soll die zuvor beschriebenen Nachteile vermeiden oder wenigstens verringern.The present disclosure is intended to avoid or at least reduce the disadvantages described above.

Gemäß einem ersten Aspekt wird ein Luftfahrzeugwandteil bereitgestellt. Das Luftfahrzeugwandteil umfasst wenigstens einen Teil einer Luftfahrzeughaut mit einer Innen- und einer Außenfläche, wobei die Luftfahrzeughaut eine Außengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet, ein Rahmen an der Innenfläche der Luftfahrzeughaut befestigt ist, der Rahmen eine Seitengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet und eine druckfeste Folie an dem Rahmen befestigt ist sowie eine Innengrenze des Luftfahrzeugwandteils bildet. Das Luftfahrzeugwandteil ist an der Innengrenze und der Seitengrenze des Luftfahrzeugwandteils luftdicht abgedichtet.According to a first aspect, an aircraft wall part is provided. The aircraft panel includes at least a portion of an aircraft skin having an inner and an outer surface, wherein the aircraft skin forms an outer border of the aircraft wall portion, a frame is secured to the inner surface of the aircraft skin, the frame forms a side boundary of the aircraft wall portion, and secures a pressure resistant film to the frame is and forms an inner boundary of the aircraft wall part. The aircraft wall part is hermetically sealed at the inner boundary and the side boundary of the aircraft wall part.

Das Luftfahrzeugwandteil kann so ausgebildet sein, dass ein Luftdruck im Luftfahrzeugwandteil wenigstens im Wesentlichen gleich einem Umgebungsluftdruck des Luftfahrzeugs ist. Das Luftfahrzeugwandteil kann an der Innengrenze und der Seitengrenze gegen einen Druckunterschied zwischen einem Bordluftdruck des Luftfahrzeugs und einem Umgebungsluftdruck des Luftfahrzeugs luftdicht abgedichtet sein. Das Luftfahrzeugwandteil kann an der Innengrenze und der Seitengrenze gegen einen Druckunterschied von bis zu wenigstens 700 mbar luftdicht abgedichtet sein.The aircraft wall part may be configured such that an air pressure in the aircraft wall part is at least substantially equal to an ambient air pressure of the aircraft. The aircraft wall panel may be hermetically sealed at the inner boundary and the side boundary against a pressure difference between an onboard air pressure of the aircraft and an ambient air pressure of the aircraft. The aircraft wall part may be hermetically sealed at the inner boundary and the side boundary against a pressure difference of up to at least 700 mbar.

Beispielsweise kann das Luftfahrzeugwandteil an der Innengrenze und der Seitengrenze gegen einen Druckunterschied von bis zu wenigstens 1,5 bar luftdicht abgedichtet sein. In einem weiteren Beispiel kann das Luftfahrzeugwandteil an der Innengrenze und der Seitengrenze gegen einen Druckunterschied entsprechend bis zu 1,5 Delta-Druck luftdicht abgedichtet sein, wobei 1 Delta-Druck dem Unterschied zwischen einem Luftdruck, der typischerweise an Bord des Luftfahrzeugs herrscht, und einem Umgebungsluftdruck auf Reiseflughöhe entspricht.For example, the aircraft wall part at the inner boundary and the side boundary may be hermetically sealed against a pressure difference of up to at least 1.5 bar. In another example, the aircraft wall panel portion may be hermetically sealed at the inner boundary and the lateral boundary against a pressure differential corresponding to up to 1.5 delta pressure, where delta pressure is the difference between an air pressure typically aboard the aircraft and a delta pressure Ambient air pressure at cruising altitude corresponds.

Das Luftfahrzeugwandteil kann eine Druckgrenze zwischen dem Bordluftdruck und dem Umgebungsluftdruck des Luftfahrzeugs bilden, die an der Innengrenze und/oder Seitengrenze des Luftfahrzeugwandteils angeordnet ist. The aircraft wall part may form a pressure boundary between the on-board air pressure and the ambient air pressure of the aircraft, which is arranged on the inner boundary and / or side boundary of the aircraft wall part.

Die druckfeste Folie kann ein wenigstens im Wesentlichen nicht-elastisches Material umfassen. Zusätzlich oder alternativ dazu kann die druckfeste Folie ein schwer entflammbares, nicht rußendes und/oder gasfreies Material umfassen.The pressure-resistant film may comprise an at least substantially non-elastic material. Additionally or alternatively, the pressure-resistant film may comprise a flame-retardant, non-sooty and / or gas-free material.

Die druckfeste Folie kann durch Kleben und/oder Klemmen an dem Rahmen befestigt sein. Zusätzlich oder als eine Alternative kann die druckfeste Folie am Rahmen durch Schweißen befestigt sein.The pressure-resistant film may be attached to the frame by gluing and / or clamping. Additionally or as an alternative, the pressure-resistant film may be secured to the frame by welding.

Ein Flächengewicht der druckfesten Folie kann kleiner sein als ein Flächengewicht der Luftfahrzeughaut. Beispielsweise kann ein Flächengewicht der druckfesten Folie kleiner sein als 10% eines Flächengewichts der Luftfahrzeughaut.A basis weight of the pressure-resistant film may be smaller than a weight per unit area of the aircraft skin. For example, a basis weight of the pressure-resistant film may be less than 10% of a weight per unit area of the aircraft skin.

Wenigstens ein Teil des Rahmens kann als ein Teil einer Stützkonstruktion einer Wand des Luftfahrzeugs ausgebildet sein. Alternativ kann der Rahmen unabhängig von einer Stützkonstruktion einer Wand des Luftfahrzeugs ausgeführt sein.At least a portion of the frame may be formed as part of a supporting structure of a wall of the aircraft. Alternatively, the frame may be independent of a supporting structure of a wall of the aircraft.

Der Rahmen kann an der Innenfläche der Haut des Luftfahrzeugs befestigt sein, so dass eine luftdichte Abdichtung zwischen dem Rahmen und der Haut gebildet wird.The frame may be attached to the inner surface of the skin of the aircraft so that an airtight seal is formed between the frame and the skin.

Gemäß einem zweiten Aspekt wird eine Luftfahrzeugtür bereitgestellt. Die Luftfahrzeugtür umfasst wenigstens ein Luftfahrzeugwandteil wie vorliegend beschrieben.In a second aspect, an aircraft door is provided. The aircraft door includes at least one aircraft wall part as described herein.

Die Luftfahrzeugtür kann eine Tür zu einer Kabine, einem Cockpit, einem Frachtraum und/oder einem Gepäckraum des Luftfahrzeugs sein.The aircraft door may be a door to a cabin, cockpit, cargo hold and / or luggage space of the aircraft.

Die Luftfahrzeugtür kann mehrere Luftfahrzeugwandteile wie vorliegend beschrieben umfassen. Wenigstens einige der mehreren Luftfahrzeugwandteile können angrenzend aneinander angeordnet sein. Wenigstens einige der mehreren Luftfahrzeugwandteile können mit einem Abstand zueinander angeordnet sein.The aircraft door may include a plurality of aircraft wing panels as described herein. At least some of the plurality of aircraft wall parts may be disposed adjacent to each other. At least some of the plurality of aircraft wing panels may be spaced apart.

Gemäß einem dritten Aspekt wird ein Luftfahrzeug bereitgestellt. Das Luftfahrzeug umfasst wenigstens ein Luftfahrzeugwandteil wie vorliegend beschrieben und/oder wenigstens eine Luftfahrzeugtür wie vorliegend beschrieben.According to a third aspect, an aircraft is provided. The aircraft comprises at least one aircraft wall part as described herein and / or at least one aircraft door as described herein.

Das Luftfahrzeugwandteil und/oder die Luftfahrzeugtür kann/können Teil eines Rumpfes des Luftfahrzeugs sein. Beispielsweise kann/können das Luftfahrzeug-Abteil und/oder die Luftfahrzeugtür im Rumpf des Luftfahrzeugs in einem Bereich einer Kabine des Luftfahrzeugs angeordnet sein. Alternativ kann/können das Luftfahrzeug-Abteil und/oder die Luftfahrzeugtür im Rumpf des Luftfahrzeugs in einem Bereich eines Frachtraums oder eines Gepäckraums des Luftfahrzeugs angeordnet sein.The aircraft wall panel and / or the aircraft door may be part of a fuselage of the aircraft. For example, the aircraft compartment and / or the aircraft door can be arranged in the fuselage of the aircraft in an area of a cabin of the aircraft. Alternatively, the aircraft compartment and / or the aircraft door may be disposed in the fuselage of the aircraft in an area of a cargo hold or a luggage compartment of the aircraft.

Das Luftfahrzeug-Abteil kann in einem Bereich einer Wand des Luftfahrzeugs angeordnet sein, die eine geringe strukturelle Last trägt. In diesem Fall kann eine Stützkonstruktion in der Wand des Luftfahrzeugs im Bereich mit der geringen strukturellen Last leichter sein als in einem Bereich mit einer höheren strukturellen Last.The aircraft compartment may be disposed in a region of a wall of the aircraft that carries a low structural load. In this case, a support structure in the wall of the aircraft may be lighter in the area of low structural load than in an area of higher structural load.

Das Luftfahrzeug kann mehrere wenigstens im Wesentlichen über eine gesamte Länge einer Kabine des Luftfahrzeugs angeordnete Luftfahrzeugwandteile umfassen.The aircraft may comprise a plurality of at least substantially over an entire length of a cabin of the aircraft arranged aircraft wall parts.

Weitere Details, Aufgaben und Vorteile der Erfindung gehen aus den Zeichnungen und der ausführlichen Beschreibung hervor.Further details, objects and advantages of the invention will be apparent from the drawings and the detailed description.

1 zeigt eine schematische Darstellung einer Luftfahrzeugtür. 1 shows a schematic representation of an aircraft door.

2 zeigt eine schematische Darstellung eines Luftfahrzeugwandteils gemäß einer Ausführungsform. 2 shows a schematic representation of an aircraft wall part according to an embodiment.

3 zeigt eine schematische Darstellung einer Luftfahrzeugtür gemäß einer Ausführungsform. 3 shows a schematic representation of an aircraft door according to an embodiment.

4 zeigt eine schematische Darstellung eines Luftfahrzeugs gemäß einer Ausführungsform. 4 shows a schematic representation of an aircraft according to an embodiment.

1 zeigt eine schematische Darstellung einer herkömmlichen Luftfahrzeugtür 100. Im dargestellten Beispiel ist die Luftfahrzeugtür 100 eine Tür eines Luftfahrzeug-Gepäckraums, der sich zum Inneren des Luftfahrzeugs öffnet. Die folgenden Details gelten aber entsprechend für jede beliebige Art einer Luftfahrzeugtür. Die Luftfahrzeugtür 100 ist an ihrer Außenseite von einer Luftfahrzeughaut 110 abgedeckt, die an einer Stützkonstruktion 120 in der Form eines Stützrahmens durch mehrere Verbindungspunkte befestigt ist. Ferner sind Sperrmittel, die in einer Wanddicke der Luftfahrzeugtür 100 angeordnet sind, sowie Teile eines Scharniers zum beweglichen Verbinden der Tür 100 mit einem Luftfahrzeug dargestellt. 1 shows a schematic representation of a conventional aircraft door 100 , In the example shown, the aircraft door 100 a door of an aircraft luggage compartment that opens to the interior of the aircraft. However, the following details apply accordingly to any type of aircraft door. The aircraft door 100 is on its outside of an aircraft skin 110 Covered on a support structure 120 is secured in the form of a support frame by a plurality of connection points. Further, locking means are in a wall thickness of the aircraft door 100 are arranged, and parts of a hinge for movably connecting the door 100 represented with an aircraft.

Im dargestellten Beispiel bildet die Stützkonstruktion 120 der Luftfahrzeugtür 100 ein regelmäßiges Muster von orthogonalen Trägern. Da die Luftfahrzeugtür 100 keinen Teil einer Tragekonstruktion des Luftfahrzeugs bildet, mit der die Luftfahrzeugtür 100 verbunden werden kann, dient die Stützkonstruktion 120 hauptsächlich zum Halten der Haut 110 gegen einen Bordluftdruck des Luftfahrzeugs. Insbesondere zum Vermeiden eines Verformens der Haut 110 unter dem Einfluss des Bordluftdrucks ist ein dichtes Muster von Verbindungspunkten zwischen der Haut 110 und der Stützstruktur 120 durch eine enge Anordnung der Träger zum Bilden der Stützkonstruktion 120 vorgesehen.In the example shown forms the support structure 120 the aircraft door 100 a regular pattern of orthogonal carriers. Because the aircraft door 100 does not form part of a supporting structure of the aircraft with which the aircraft door 100 can be connected, the serves support structure 120 mainly for keeping the skin 110 against an airborne pressure of the aircraft. In particular for avoiding deformation of the skin 110 under the influence of the onboard air pressure is a dense pattern of connection points between the skin 110 and the support structure 120 by a close arrangement of the beams to form the support structure 120 intended.

Wie zuvor beschrieben, bestehen die Nachteile der Luftfahrzeugtür 100 von 1 in der Notwendigkeit einer dichten Stützkonstruktion 120, obgleich die Luftfahrzeugtür 100 einen Teil der Wand des Luftfahrzeugs bildet, der keiner wesentlichen statischen Last unterliegt. Ferner kann selbst bei solch einem dichten Stützmuster beim Einwirken des Bordluftdrucks auf die Luftfahrzeughaut 110 eine Verformung der Haut 110 nicht vollständig vermieden werden. Somit werden die aerodynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeugs beeinträchtigt. Ferner werden bei Erstrecken des Bordluftdruck-Volumens bis zur Haut 110 des Luftfahrzeugs Geräusche aufgrund von Erschütterungen der Haut 110 einfach in das Innere des Luftfahrzeugs übertragen. Gleichzeitig erreicht Wärme von einer erwärmten Kabine des Luftfahrzeugs die Luftfahrzeughaut 110 und kann somit einfach aus der Kabine abgeleitet werden. Dies beeinträchtigt den Wirkungsgrad einer Heizung der Luftfahrzeugkabine. Insbesondere kann ein Passagier, der nahe an der Luftfahrzeugwand sitzt, eine von außerhalb des Luftfahrzeugs durch die Luftfahrzeughaut und in die Luftfahrzeugkabine dringende Kälte spüren. Dies kann den Komfort des Passagiers während des Fluges beeinträchtigen.As described above, there are the disadvantages of the aircraft door 100 from 1 in need of a dense support structure 120 Although the aircraft door 100 forms a part of the wall of the aircraft which is not subject to any significant static load. Further, even with such a dense support pattern when the onboard air pressure is applied to the aircraft skin 110 a deformation of the skin 110 not completely avoided. Thus, the aerodynamic properties of the aircraft are impaired. Further, when extending the onboard air pressure volume to the skin 110 of the aircraft noise due to vibration of the skin 110 simply transferred to the interior of the aircraft. At the same time, heat from a heated cabin of the aircraft reaches the aircraft skin 110 and thus can be easily derived from the cabin. This affects the efficiency of a heating of the aircraft cabin. In particular, a passenger sitting close to the aircraft wall may feel a cold urging from outside the aircraft through the aircraft skin and into the aircraft cabin. This can affect the comfort of the passenger during the flight.

2 zeigt eine schematische Darstellung eines Luftfahrzeugwandteils 200 gemäß einer Ausführungsform. Das Luftfahrzeugwandteil 200 umfasst eine Luftfahrzeughaut 210 und einen an einer Innenseite der Luftfahrzeughaut 210 befestigten Rahmen 220. Das Luftfahrzeugwandteil 200 umfasst ferner eine am Rahmen 220 befestigte druckfeste Folie 230. Die Luftfahrzeughaut 210, der Rahmen 220 und die druckfeste Folie 230 sind so angeordnet, dass sie ein Volumen des Luftfahrzeugwandteils 200 umschließen. Insbesondere bildet die Haut 210 eine Außengrenze, bildet der Rahmen 220 eine Seitengrenze und bildet die Folie 230 eine Innengrenze des Luftfahrzeugwandteils 200. Ferner sind der Rahmen 220 und die druckfeste Folie 230 so angeordnet, dass das Luftfahrzeugwandteil 200 in diesen Teilen des Luftfahrzeugwandteils 200 luftdicht abgedichtet ist. 2 shows a schematic representation of an aircraft wall part 200 according to one embodiment. The aircraft wall part 200 includes an aircraft skin 210 and one on an inside of the aircraft skin 210 fixed frame 220 , The aircraft wall part 200 also includes one on the frame 220 attached pressure-resistant film 230 , The aircraft skin 210 , the frame 220 and the pressure-resistant film 230 are arranged to be a volume of the aircraft wall part 200 enclose. In particular, the skin forms 210 an outer border, forms the frame 220 a side border and forms the foil 230 an inner boundary of the aircraft wall part 200 , Further, the frame 220 and the pressure-resistant film 230 arranged so that the aircraft wall part 200 in these parts of the aircraft wall part 200 is sealed airtight.

Das Luftfahrzeugwandteil 200 ermöglicht, dass eine Druckgrenze zwischen dem Bordluftdruck und dem Umgebungsluftdruck auf der Ebene der druckfesten Folie 230 angeordnet ist. Insbesondere ist in einigen Beispielen ein Luftdruck im Luftfahrzeugwandteil 200 wenigstens im Wesentlichen identisch mit einem Umgebungsluftdruck des Luftdrucks, während ein Volumen außerhalb des Luftfahrzeugwandteils 200 auf der Seite der druckfesten Folie 230 mit einem höheren Luftdruck druckbeaufschlagt ist. Zu diesem Zweck ist die Abdichtung des Luftfahrzeugwandteils 200 an ihrer Innen- und Außengrenze in der Lage, dem Druckunterschied zwischen einem Bordluftdruck des Luftfahrzeugs und dem Umgebungsluftdruck des Luftfahrzeugs, wie er im Luftfahrzeugwandteil 200 herrscht, standzuhalten.The aircraft wall part 200 allows a pressure limit between the on-board air pressure and the ambient air pressure at the level of the pressure-resistant film 230 is arranged. In particular, in some examples, there is an air pressure in the aircraft wall part 200 at least substantially identical to an ambient air pressure of the air pressure, while a volume outside the aircraft wall part 200 on the side of the pressure-resistant film 230 is pressurized with a higher air pressure. For this purpose, the sealing of the aircraft wall part 200 at its inner and outer limits capable of the pressure difference between an onboard air pressure of the aircraft and the ambient air pressure of the aircraft, as in the aircraft wall part 200 prevails to withstand.

In einem Beispiel ist das Luftfahrzeugwandteil 200 an der Innengrenze und Seitengrenze gegen einen Druckunterschied von etwa 700 mbar luftdicht abgedichtet. Dies entspricht dem Druckunterschied zwischen einer Luftfahrzeug-Druckkabine und dem Umgebungsluftdruck auf typischen Reiseflughöhen mit typischen Borddrücken. In anderen Beispielen hingegen ist das Luftfahrzeugwandteil 200 ausgebildet, höheren Druckunterschieden, beispielsweise von bis zu 1,5 bar, standzuhalten. In anderen Beispielen ist ein Standhalten gegen höhere Drücke sichergestellt, um bestimmten Druckbedingungen und/oder Sicherheitsanforderungen Rechnung zu tragen. Ferner kann in anderen Beispielen das Luftfahrzeugwandteil an der Innengrenze und der Seitengrenze gegen einen Druckunterschied entsprechend bis zu 1,5 Delta-Druck luftdicht abgedichtet sein, wobei 1 Delta-Druck dem Unterschied zwischen einem Luftdruck, der typischerweise an Bord des Luftfahrzeugs herrscht, und einem Umgebungsluftdruck auf Reiseflughöhe entspricht.In one example, the aircraft wall part is 200 sealed at the inner boundary and side boundary against a pressure difference of about 700 mbar airtight. This corresponds to the pressure difference between an aircraft pressurized cabin and the ambient air pressure at typical cruising altitudes with typical on-board pressures. In other examples, however, the aircraft wall part is 200 designed to withstand higher pressure differences, for example, up to 1.5 bar. In other examples, withstanding higher pressures is ensured to accommodate particular pressure conditions and / or safety requirements. Further, in other examples, the aircraft wall portion at the inner boundary and the side boundary may be hermetically sealed against a pressure differential corresponding to up to 1.5 delta pressure, where delta pressure is the difference between an air pressure typically aboard the aircraft and a delta pressure Ambient air pressure at cruising altitude corresponds.

In einigen Beispielen ist der Rahmen 220 an der Luftfahrzeughaut 210 so befestigt, dass in der Kontaktfläche zwischen dem Rahmen 220 und der Luftfahrzeughaut 210 eine luftdichte Abdichtung erzielt wird. Dies ermöglicht das Halten eines Druckunterschieds zwischen dem Bordluftdruck und dem niedrigeren Luftdruck im Luftfahrzeugwandteil 200. In anderen Beispielen ist eine Vielzahl von Luftfahrzeugwandteilen 200 der beschriebenen Art angrenzend aneinander angeordnet. In einigen dieser Beispiele ist nur eine Abdichtung eines äußeren Umfangs der Anordnung von Luftfahrzeugwandteilen 200 zur Luftfahrzeughaut 210 erforderlich. Zusätzlich sind in anderen Beispielen eines oder mehrere der Luftfahrzeugwandteile 200 ferner in kleinere und wenigstens teilweise abgedichtete Zellen unterteilt.In some examples, the frame is 220 at the aircraft skin 210 so fastened that in the contact area between the frame 220 and the aircraft skin 210 an air-tight seal is achieved. This makes it possible to maintain a pressure difference between the on-board air pressure and the lower air pressure in the aircraft wall part 200 , In other examples, a plurality of aircraft wall parts 200 of the type described adjacent to each other. In some of these examples, only one seal of an outer circumference is the assembly of aircraft wing panels 200 to the aircraft skin 210 required. In addition, in other examples, one or more of the aircraft wall parts 200 further divided into smaller and at least partially sealed cells.

Das Luftfahrzeugwandteil 200 ermöglicht das Anordnen der Druckgrenze zwischen dem Bordluftdruck und dem Umgebungsluftdruck in einem Abstand zur Luftfahrzeughaut 210 und ferner in einem Inneren des Luftfahrzeugs auf der Ebene der druckfesten Folie 230. Zu diesem Zweck weist die druckfeste Folie 230 vorteilhafterweise eine niedrige Elastizität auf. Zusätzlich besteht entsprechend etwaigen Sicherheitsvorschriften in einigen Beispielen die druckfeste Folie 230 aus einem Material, das schwer entflammbar, nicht rußend und/oder gasfrei ist, wenn es Wärme, Glut und/oder Feuer ausgesetzt ist. Ferner ist zum Erzielen einer luftdichten Abdichtung der druckfesten Folie 230 in einer seitlichen Richtung in einigen Beispielen die druckfeste Folie 230 am Rahmen 220 verklebt. In anderen Beispielen ist die Folie 230 durch Klemmen und/oder Schweißen an dem Rahmen 220 befestigt.The aircraft wall part 200 allows the pressure limit to be set between the onboard air pressure and the ambient air pressure at a distance from the aircraft skin 210 and further in an interior of the aircraft at the level of the pressure-resistant film 230 , For this purpose, the pressure-resistant film 230 advantageously a low elasticity. In addition, in accordance with any safety regulations, in some examples, the pressure-resistant film 230 of a material which is flame retardant, sooty and / or gas free, if it is exposed to heat, embers and / or fire. Furthermore, to achieve an airtight seal the pressure-resistant film 230 in a lateral direction, in some examples, the pressure-resistant film 230 at the frame 220 bonded. In other examples, the film is 230 by clamping and / or welding to the frame 220 attached.

3 zeigt eine schematische Darstellung einer Luftfahrzeugtür 300 gemäß einer weiteren Ausführungsform. Analog zur Luftfahrzeugtür 100 von 1 ist die Luftfahrzeugtür 300 von 3 von einer Luftfahrzeughaut 310 abgedeckt, die an einer Stützkonstruktion 320 der Luftfahrzeugtür 300 befestigt ist. Allerdings umfasst im Unterschied zur Luftfahrzeugtür 100 von 1 die Luftfahrzeugtür 300 von 3 ferner eine an der Stützkonstruktion 320 an einer Innenfläche der Luftfahrzeugtür 300 befestigte druckfeste Folie 330. Insbesondere bildet die druckfeste Folie 330 in Kombination mit der Luftfahrzeughaut 310 und der Stützkonstruktion 320 ein Luftfahrzeugwandteil 305 entsprechend dem Luftfahrzeugwandteil 200 von 2. In diesem Kontext dient im in 3 dargestellten Beispiel die Stützkonstruktion 320 als ein Rahmen des Luftfahrzeugwandteils 305. 3 shows a schematic representation of an aircraft door 300 according to a further embodiment. Analogous to the aircraft door 100 from 1 is the aircraft door 300 from 3 from an aircraft skin 310 Covered on a support structure 320 the aircraft door 300 is attached. However, unlike the aircraft door 100 from 1 the aircraft door 300 from 3 also one on the support structure 320 on an inner surface of the aircraft door 300 attached pressure-resistant film 330 , In particular, the pressure-resistant film forms 330 in combination with the aircraft skin 310 and the support structure 320 an aircraft wall part 305 according to the aircraft wall part 200 from 2 , In this context serves in the in 3 illustrated example, the support structure 320 as a frame of the aircraft wall part 305 ,

Die in Verbindung mit dem Luftfahrzeugwandteil 200 von 2 beschriebenen Details gelten entsprechend für das Luftfahrzeugwandteil 305 als Teil der Luftfahrzeugtür 300 von 3. Insbesondere ist durch das Luftfahrzeugwandteil 305 eine Druckgrenze zwischen einem Bordluftdruck des Luftfahrzeugs und dem Umgebungsluftdruck in einem Abstand zur Luftfahrzeughaut 310 und auf der Ebene der druckfesten Folie 330 angeordnet.The in conjunction with the aircraft wall part 200 from 2 described details apply accordingly to the aircraft wall part 305 as part of the aircraft door 300 from 3 , In particular, by the aircraft wall part 305 a pressure limit between an onboard air pressure of the aircraft and the ambient air pressure at a distance to the aircraft skin 310 and at the level of the pressure-resistant film 330 arranged.

Im Unterschied zum in 3 dargestellten Beispiel sind in anderen Beispielen ein oder mehrere Luftfahrzeugwandteile 305 angeordnet, die sich über einen großen Teil der Luftfahrzeugtür 305 erstrecken. Insbesondere sind in einigen Beispielen verschiedene Kästen in der Rahmenkonstruktion der Stützkonstruktion 320 als Luftfahrzeugwandteile in der Art des Luftfahrzeugwandteils 305 ausgebildet. In einigen Beispielen sind Teile der Luftfahrzeugtür 300, in denen bewegliche Teile wie Sperrmittel der Tür 305 oder Scharnierelemente angeordnet sind, von einem Luftfahrzeugwandteil der beschriebenen Art ausgeschlossen. In diesen Beispielen ändert sich eine Druckgrenze zwischen einem Bordluftdruck und einem Umgebungsluftdruck im Bereich der Tür 300 an verschiedenen Teilen der Tür 300. Während sich in einigen Teilen die Druckgrenze auf der Ebene der entsprechenden druckfesten Folie 330 befindet, ist in anderen Teilen die Druckgrenze auf herkömmliche Weise an der Luftfahrzeughaut 310 angeordnet. In diesen Beispielen ist für eine luftdichte Abdichtung zwischen einem Umfang von jeder Anordnung von angrenzenden Luftfahrzeugwandteilen der beschriebenen Art und diesen Teilen der Tür 300, die von solchen Luftfahrzeugwandteilen ausgeschlossen sind, gesorgt. Bei angrenzenden Luftfahrzeugwandteilen 305 wird in einigen Beispielen eine einzelne Folie 330 verwendet, die sich über mehrere Luftfahrzeugwandteilen 305 erstreckt.Unlike in 3 illustrated example, in other examples, one or more aircraft wall parts 305 arranged over a large part of the aircraft door 305 extend. In particular, in some examples, various boxes are in the frame construction of the support structure 320 as aircraft wall parts in the manner of the aircraft wall part 305 educated. In some examples, parts of the aircraft door 300 in which moving parts such as locking means of the door 305 or hinge elements are arranged, excluded from an aircraft wall part of the type described. In these examples, a pressure limit changes between an onboard air pressure and an ambient air pressure in the vicinity of the door 300 on different parts of the door 300 , While in some parts the pressure limit at the level of the corresponding pressure-resistant film 330 is in other parts the pressure limit in a conventional manner on the aircraft skin 310 arranged. In these examples, for an air-tight seal is between a perimeter of each array of adjacent aircraft wall parts of the type described and those parts of the door 300 , which are excluded from such aircraft wall parts, taken care of. At adjacent aircraft wall parts 305 In some examples, this becomes a single slide 330 used, which spread over several aircraft wall parts 305 extends.

Wie zuvor beschrieben verschieben die Anordnung der druckfesten Folie 330 und die luftdichte Abdichtung der erzeugten Luftfahrzeugwandteile 305 die Druckgrenze von der Luftfahrzeughaut 310 weg. Entsprechend wird eine Verformung der Luftfahrzeughaut 310 bei Vorhandensein eines Druckunterschieds zwischen einem Borddruck und einem Umgebungsluftdruck eines Luftfahrzeugs verringert. Auf diese Weise werden die aerodynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeugs verbessert. Ferner sorgt der niedrigere Luftdruck im Luftfahrzeugwandteil 305 auf Reiseflughöhe für eine thermische und akustische Isolierung zwischen der Luftfahrzeughaut 310 und einem Innenraum des Luftfahrzeugs, beispielsweise einer Passagierkabine. Dies verringert die Übertragung von Geräuschen von der Haut 310 in die Luftfahrzeugkabine und ermöglicht gleichzeitig ein effizienteres Heizen des Innenraums des Luftfahrzeugs. Durch die verringerte Verformung der Luftfahrzeughaut 310 aufgrund der verschobenen Druckgrenze kann ebenfalls ein Muster von Verbindungspunkten zwischen der Luftfahrzeughaut 310 und der Stützkonstruktion 320 weniger dicht gestaltet werden und die Stützkonstruktion 320 kann beispielsweise durch Verringern der Zahl von Stützträgern, welche die Stützkonstruktion 320 bilden, leichter gestaltet werden. Auf diese Weise wird das Gewicht des Luftfahrzeugs und insbesondere der Tür 300 verringert.As described above, move the arrangement of the pressure-resistant film 330 and the airtight seal of the generated aircraft wall parts 305 the pressure limit of the aircraft skin 310 path. Accordingly, a deformation of the aircraft skin 310 reduced in the presence of a pressure difference between an on-board pressure and an ambient air pressure of an aircraft. In this way, the aerodynamic properties of the aircraft are improved. Furthermore, the lower air pressure in the aircraft wall part provides 305 at cruising altitude for thermal and acoustic insulation between the aircraft skin 310 and an interior of the aircraft, such as a passenger cabin. This reduces the transmission of noise from the skin 310 into the aircraft cabin while allowing more efficient heating of the interior of the aircraft. Due to the reduced deformation of the aircraft skin 310 Due to the offset pressure limit, a pattern of connection points between the aircraft skin may also be present 310 and the support structure 320 less dense and the support structure 320 For example, by reducing the number of support beams supporting the support structure 320 make it easier to design. In this way, the weight of the aircraft and in particular the door 300 reduced.

4 zeigt eine schematische Darstellung eines Luftfahrzeugs 400 gemäß einer weiteren Ausführungsform. Das Luftfahrzeug 400 umfasst einen Rumpf 402 mit einer Vielzahl von Luftfahrzeugwandteilen 405 der beschriebenen Art und eine Vielzahl von Luftfahrzeugtüren 410 der beschriebenen Art, die im Rumpf 402 des Luftfahrzeugs 400 angeordnet sind. 4 shows a schematic representation of an aircraft 400 according to a further embodiment. The aircraft 400 includes a hull 402 with a variety of aircraft wall parts 405 of the type described and a variety of aircraft doors 410 of the type described in the hull 402 of the aircraft 400 are arranged.

Die in Verbindung mit dem Luftfahrzeugwandteil 200 von 2 und der Luftfahrzeugtür 300 von 3 beschriebenen Details gelten entsprechend für die Luftfahrzeugwandteile 405 und die Luftfahrzeugtüren 410 von 4. Insbesondere sind im in 4 dargestellten Beispiel verschiedene Gruppen von Luftfahrzeugwandteilen 405 teilweise angrenzend aneinander und teilweise getrennt voneinander angeordnet. Zusätzlich sind im in 4 dargestellten Beispiel die Luftfahrzeugwandteile 405 in Bereichen der Luftfahrzeugwand, beispielsweise vor den Flügeln und in oberen Teilen des Luftfahrzeugs 400, angeordnet, in denen eine statische Last auf das Luftfahrzeug typischerweise niedrig ist. Wie zuvor in Verbindung mit 3 beschrieben ermöglicht dies eine leichtere Stützkonstruktion in diesen Teilen des Luftfahrzeugs als bei herkömmlichen Techniken.The in conjunction with the aircraft wall part 200 from 2 and the aircraft door 300 from 3 described details apply accordingly to the aircraft wall parts 405 and the aircraft doors 410 from 4 , In particular, in the 4 illustrated example, various groups of aircraft wall parts 405 partially adjacent to each other and partially separated from each other. In addition, in the 4 illustrated example, the aircraft wall parts 405 in areas of the aircraft wall, for example in front of the wings and in upper parts of the aircraft 400 , arranged in which a static load on the aircraft is typically low. As previously in connection with 3 described this allows a lighter support structure in these parts of the aircraft than in conventional techniques.

In einigen Beispielen sind verschiedene Bereiche der Luftfahrzeugwand als die in 4 dargestellten mit Luftfahrzeugwandteilen 405 der beschriebenen Art ausgestattet. Beispielsweise können Luftfahrzeugwandteile 405 im Wesentlichen entlang der gesamten Länge einer Kabine des Luftfahrzeugs 400 angeordnet sein. Auf diese Weise werden aerodynamische Eigenschaften des Luftfahrzeugs und eine thermische und/oder akustische Isolierung der Kabine weiter verbessert. Ferner sind, während in 4 die Türen 410 als Türen zu einer Kabine des Luftfahrzeugs 400 dargestellt sind, andere Türen des Luftfahrzeugs 400 wie Luken oder Türen eines Frachtraums und/oder eines Gepäckraums des Luftfahrzeugs 400 als Türen der zuvor beschriebenen Art ausgeführt.In some examples, different areas of the aircraft wall than those in FIG 4 shown with aircraft wall parts 405 equipped the described type. For example, aircraft wall parts 405 essentially along the entire length of a cabin of the aircraft 400 be arranged. In this way aerodynamic properties of the aircraft and a thermal and / or acoustic insulation of the cabin are further improved. Furthermore, while in 4 the doors 410 as doors to a cabin of the aircraft 400 are shown, other doors of the aircraft 400 such as hatches or doors of a cargo hold and / or a luggage compartment of the aircraft 400 designed as doors of the type described above.

Claims

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ), comprising: at least part of an aircraft skin ( 210 ; 310 ) having an inner and an outer surface, wherein the aircraft skin forms an outer boundary of the aircraft wall part; a frame attached to the inner surface of the aircraft skin ( 220 ; 320 ), wherein the frame forms a side boundary of the aircraft wall part, and a pressure-resistant film attached to the frame and forming an inner boundary of the aircraft wall part ( 230 ; 330 ), wherein the aircraft wall part at the inner boundary and the side boundary of the aircraft wall part is hermetically sealed.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to claim 1, wherein the aircraft wall part is formed so that an air pressure in the aircraft wall part is at least substantially equal to an ambient air pressure of the aircraft.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to claim 1 or 2, wherein the aircraft wall part at the inner boundary and the side boundary is hermetically sealed against a pressure difference between an on-board air pressure of the aircraft and the ambient air pressure of the aircraft.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein the aircraft wall part at the inner boundary and the side boundary is hermetically sealed against a pressure difference of up to at least 700 mbar.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein the aircraft wall part at the inner boundary and the side boundary is hermetically sealed against a pressure difference of up to at least 1.5 delta pressure.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein the pressure-resistant film ( 230 ; 330 ) comprises a non-elastic material.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein the pressure-resistant film ( 230 ; 330 ) comprises a flame retardant, sooty and / or gas free material.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein the pressure-resistant film ( 230 ; 330 ) by gluing and / or clamping to the frame ( 220 ; 320 ) is attached.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to one of the preceding claims, wherein at least part of the frame ( 220 ; 320 ) is formed as a part of a supporting structure of a wall of the aircraft.

Aircraft wall part ( 200 ; 305 ; 405 ) according to any one of the preceding claims, wherein the frame ( 220 ; 320 ) on the inner surface of the skin ( 210 ; 310 ) of the aircraft is mounted so that an airtight seal between the frame and the skin is formed.

Aircraft door ( 300 ; 410 ) containing at least one aircraft wall part ( 305 ) according to one of claims 1 to 10.

Aircraft ( 400 ), the at least one aircraft wall part ( 405 ) according to one of claims 1 to 10 and / or at least one aircraft door ( 410 ) according to claim 11.

Aircraft ( 400 ) according to claim 12, wherein the aircraft wall part ( 405 ) and / or the aircraft door ( 410 ) Part of a fuselage ( 402 ) of the aircraft is / are.

Aircraft ( 400 ) according to claim 13, wherein the aircraft wall part ( 405 ) is disposed in an area of a wall of the aircraft carrying a low structural load.

Aircraft ( 400 ) according to one of claims 12 to 14, comprising a plurality of at least substantially over an entire length of a cabin of the aircraft aircraft wall parts ( 405 ).