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Gebiet der Technik
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Die Erfindung bezieht sich auf eine
Befestigungsstruktur eines unter dem Rumpf eines Luftfahrzeugs angebrachten
Fahrwerks, über
das die von dem Fahrwerk aufgenommenen Kräfte, wenn dieses ausgefahren
und mit dem Boden in Kontakt ist, auf den Rumpf übertragen werden.
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Die Erfindung ist auf jede Art von
Luftfahrzeug anwendbar. Sie betrifft jedoch insbesondere Großraum-Lastflugzeuge,
in denen mindestens zwei Fahrwerke unter dem Rumpf auf beiden Seiten
mindestens eines ventralen Trägers
angebracht sind und einen integralen Teil desselben bilden.
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Stand der
Technik
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Die Fahrwerke wie das in US 5 000
400B beschriebene, mit denen Luftfahrzeuge ausgerüstet sind,
haben als Hauptfunktion die Verteilung der Lasten des Flugzeugs,
wenn es sich am Boden befindet, das heißt während der Phasen des Rollens,
des Abhebens und des Landens. In dieser Hinsicht muss die Befestigungsstruktur
des Fahrwerks am Rumpf in der Lage sein, die vom Fahrwerk aufgenommene
Last integral zu tragen, wenn das Flugzeug nicht fliegt. Die vom
Fahrwerk aufgenommenen Kräfte
werden nämlich über die
Befestigungsstruktur des Fahrwerks an der Flugzeugstruktur auf den
Rumpf übertragen.
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Wenn dem Flugzeug ein räumliches
Bezugssystem OXYZ zugeordnet ist, bei dem die Achsen OX, OY und
OZ jeweils mit den Longitudinal-, Transversal- und Vertikalachsen
des Flugzeugs koinzidieren, so sind die Hauptkräfte, die auf das Fahrwerk des
Flugzeugs einwirken, gemäß den Achsen
OX, OY und OZ ausgerichtete Kräfte
sowie ein Torsionsmoment, wenn das Flugzeug eine Kurve beschreibt.
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Auf sehr schematische Weise ist in 1 der beigefügten Zeichnungen
eine erste bekannte Befestigungsstruktur eines Fahrwerks an der
Flugzeugstruktur dargestellt. Dieser Montagetyp wird insbesondere
bei den Großraum-Flugzeugen
Boeing 747 eingesetzt, um jedes der unter ihm angebrachten Fahrwerke
mit dem Rumpf zu verbinden.
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Bei einer solchen Struktur sind die
Enden eines mit dem Fahrwerk verbundenen Schaftes 1 in zwei
feststehenden, vom Rumpf getragenen Lagern 2 und 3 aufgenommen.
Im Fall eines lateral unter dem Rumpf angebrachten Fahrwerks ist
das äußere Lager 2 direkt
mit dem Rumpf verbunden, und das innere Lager 3 ist in
einem ventralen Träger
angebracht, der einen integralen Teil des Rumpfes bildet.
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Wie schematisch in 1 dargestellt ist, sind in diesem Fall
Mittel 4 vorgesehen, um den Schaft 1 in dem direkt
am Rumpf des Flugzeugs angebrachten äußeren Lager 2 axial
festzustellen. Wenn eine solche Befestigungsstruktur eingesetzt
wird, setzen sich die longitudinalen und vertikalen Kräfte, die
gemäß den Achsen
OX und OZ ausgeübt
werden, symmetrisch über
die beiden Lager 2 und 3 fort, während die
gemäß der Achse
OY ausgeübten
lateralen Kräfte
nur über
das äußere Lager 2 übertragen
werden. Der Abschnitt des Rumpfes, in dem das äußere Lager 2 montiert
ist, sowie der ventrale Träger,
an dem das innere Lager 3 montiert ist, sind dabei so dimensioniert,
dass sie integral die Kräfte
aufnehmen können,
die auf jedes der Lager übertragen
werden können.
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Bei der Konzeption eines neuen Flugzeugs kann
der ventrale Träger,
an dem das innere Lager 3 angebracht ist, so dimensioniert
sein, dass dieser Träger
in der Lage ist, wirksam alle strukturellen Krafteinwirkungen aufzunehmen,
die auf den Rumpf während
des Flugs einwirken (Biegebeanspruchung, Torsion, etc.). Der Abschnitt
des Rumpfes, in dem das äußere Lager 2 angebracht
ist, muss dabei nicht verstärkt
werden.
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Unter diesen Bedingungen ist die
Verwendung einer Befestigungsstruktur wie der in 1 dargestellten ausgeschlossen. Der nicht-verstärkte Charakter
des Rumpfabschnittes, in dem das äußere Lager 2 angebracht
wäre, würde es nämlich nicht
gestatten, auf sichere Art und Weise die vom Fahrwerk aufgenommenen
Kräfte
auf die Flugzeugstruktur zu übertragen,
wenn sich das Flugzeug am Boden befindet. Übrigens ist es nicht ratsam,
die Dimensionierung des Rumpfteiles zu vergrößern, welcher das äußere Lager 2 haltert,
damit dieser Rumpfabschnitt ohne Risiko die Übertragung der vom Fahrwerk
aufgenommenen Kräfte
auf die Flugzeugstruktur gewährleistet.
Dies würde
nämlich
zu übergroßen Dimensionen
führen,
insbesondere hinsichtlich der Dicke, sowie zu einer inakzeptablen
Kosten- und Masseerhöhung.
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Man könnte in Betracht ziehen, die
in 1 dargestellte Anbringung
umzukehren, das heißt,
das Lager 2 am ventralen Träger
des Flugzeugs anzubringen und das Lager 3 im/an der Rumpfstruktur. Dies
würde jedoch
eine erhebliche Verstärkung
des auf der Seite des ventralen Trägers gelegenen Befestigungsabschnitts
erfordern. Die sich daraus ergebende Zunahme der Masse der Befestigung
steht ebenfalls dem angestrebten Ziel entgegen.
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Außerdem ist anzumerken, dass
der in 1 dargestellte
Befestigungstyp zur Herstellung eines asymmetrischen Schaftes führt. Dies
erfordert die Anwendung zweier unterschiedlicher Matrizen zur Herstellung
der unter dem Rumpf angebrachten Schäfte der Fahrwerke. Wenn man
den sehr kostspieligen Charakter dieses Teils berücksichtigt,
so stellt dies einen beträchtlichen
Nachteil vom wirtschaftlichen Standpunkt her dar.
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Schließlich weist die in 1 dargestellte Anbringung
auch den Nachteil auf, dass der Zusammenbau schwierig vorzunehmen
ist, wenn die beiden Lager 2 und 3 nicht perfekt
ausgerichtet sind, und zwar wegen des feststehenden Charakters dieser Lager.
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In 2 der
beigefügten
Zeichnungen ist auf sehr schematische Art und Weise ein zweiter
bekannter Typ einer Befestigungsstruktur eines Fahrwerks dargestellt.
In diesem Fall wird der Schaft 1 an jedem seiner Enden
von zwei Kugelgelenken 5 und 6 gehaltert. In einem
Großraum-Flugzeug
sind diese Kugelgelenke 5 und 6 jeweils in der
Rumpfstruktur und in dem ventralen Träger, der einen integralen Teil des
Rumpfes bildet, angebracht. Die Verbindung zwischen dem Schaft 1 und
jedem der Kugelgelenke 5 und 6 wird auf vollkommen
symmetrische Weise über zwei
Blockierteile 7 und 8 realisiert. Diese Blockierteile 7 und 8 können die
lateralen Kräfte
nach der Achse OY jeweils an das Kugelgelenk 5 oder das
Kugelgelenk 6 übertragen,
je nachdem, ob diese Kräfte
nach außen
(in 2 nach links) oder
ins Innere des Flugzeugs übertragen
werden.
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Gegenüber dem Typ Befestigungsstruktur, der
vorher mit Bezug auf 1 beschrieben
wurde, hat diese Anbringung die Vorteile, symmetrisch und einfach
im Einbau zu sein.
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Sie führt jedoch wie die vorhergehende
dazu, Kräfte
gemäß der Achse
OY direkt auf den Rumpf über
das Blockierteil 7 und das äußere Kugelgelenk 5 zu übertragen,
wenn diese Kräfte
vom Flugzeug nach außen
gerichtet sind. Wie bereits bemerkt wurde, ist diese Anordnung in
dem Fall eines Flugzeugs neuer Konzeption, dessen ventraler Träger so dimensioniert
worden ist, dass er alle strukturellen Kräfte, die während des Flugs auf den Rumpf
einwirken, aufnimmt, und bei dem infolgedessen der Rumpf auf dieser
Ebene nicht verstärkt
ist, nicht zufriedenstellend.
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Abriss der Erfindung
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Aufgabe der Erfindung ist ein Luftfahrzeug mit
einer Befestigungsstruktur eines unter dem Rumpf des Luftfahrzeugs
angebrachten Fahrwerks, das die Übertragung
der gesamten lateralen, vom Fahrwerk aufgenommenen Kräfte auf
einen mit dem Rumpf verbundenen ventralen Träger ermöglicht, damit es nicht notwendig
ist, die Rumpfstruktur in der Befestigungszone des Fahrwerks zu
verstärken, ohne
dabei die Masse des Flugzeugs noch seine Kosten zu erhöhen.
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Gemäß der Erfindung wird diese
Aufgabe erfüllt
mittels einer Befestigungsstruktur eines Fahrwerks am Rumpf des
Luftfahrzeugs, wobei die Struktur einen Schaft umfasst, der mit
dem Fahrwerk verbunden ist und dessen ins Innere des Luftfahrzeugs und
von diesem nach außen
gerichtete Enden jeweils von einem ventralen Träger bzw. von einer lateralen Armierung
gehaltert sind, die mit dem Rumpf verbunden ist, wobei die Struktur
dadurch gekennzeichnet ist, dass sie außerdem eine Kraftübertragungsstange umfasst,
welche die laterale Armierung mit dem ventralen Träger koaxial
zum Schaft so verbindet, dass vom Schaft auf die laterale Armierung
entlang der Achse des Schafts und vom Luftfahrzeug nach außen gerichtete
Kräfte
auf den ventralen Träger übertragen
werden. Vorteilhafterweise ist jedes der Enden des Schafts jeweils
von dem ventralen Träger bzw.
der lateralen Armierung über
ein Kugelgelenk gehaltert bzw. gelagert.
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In einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung ist der Schaft hohl und die Kraftübertragungsstange ist in dessen
Innerem gelegen.
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Vorteilhafterweise stützt sich
die Kraftübertragungsstange
an der lateralen Armierung und am ventralen Träger so ab, dass sie eine Zugbeanspruchung
ausübt.
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In diesem Fall liegt ein erstes Ende
der Stange vorzugsweise an einer vom Luftfahrzeug nach außen gewandten
Oberfläche
der seitlichen Armierung an, und ein zweites Ende der Stange liegt
an einer ins Innere des Luftfahrzeugs gewandten Oberfläche des ventralen
Trägers
an.
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Die Oberflächen, an denen die ersten und zweiten
Enden der Stange anliegen, sind vorteilhafterweise auf Kappen ausgebildet,
die von der Stange durchquert werden und die jeweils die in der
seitlichen Armierung bzw. im ventralen Träger angebrachten Kugelgelenke
bedecken.
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Vorteilhafterweise ist eines der
beiden Enden der Stange abnehmbar.
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Schließlich sind Schmierungslöcher der
Kugelgelenke vorteilhafterweise in die Endabschnitte der Stange
eingebracht.
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Kurzbeschreibung
der Zeichnungen
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Im folgenden wird anhand eines nicht-einschränkenden
Beispiels eine bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben,
in denen zeigen:
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1,
die bereits beschrieben wurde, eine sehr schematische Darstellung
eines ersten Typs einer Befestigungsstruktur gemäß dem Stand der Technik,
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2,
die bereits beschrieben wurde, eine sehr schematische Darstellung
eines zweiten Typs einer Befestigungsstruktur gemäß dem. Stand
der Technik,
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3 eine
transversale Schnittansicht eines mit zwei Fahrwerken unter dem
Rumpf versehenen Flugzeugs, die mit der Flugzeugstruktur über erfindungsgemäße Befestigungsstrukturen
verbunden sind, und
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4 eine
Schnittansicht, die in vergrößertem Maßstab die
Befestigungsstruktur eines der in 3 dargestellten
Fahrwerke zeigt.
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Detaillierte Beschreibung
einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung
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In 3 ist
auf sehr schematische Weise der zentrale, Teil eines Flugzeugs in
senkrechtem Schnitt zum Hauptfahrwerk dargestellt. Das Flugzeug
umfasst einen Rumpf 10 und einen Boden 12, der
im Innern eine druckbeaufschlagte Kabine 14 begrenzt.
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In seinem in 3 dargestellten Abschnitt ist der Rumpf 10 nach
unten unterhalb des Bodens 12 so beschnitten, dass er zwei
Fahrwerke 16 in zwei Fahrwerkgehäusen 18 aufnehmen
kann. Jedes der Fahrwerkgehäuse 18 ist
vom Flugzeug nach außen durch
eine laterale Armierung 20 begrenzt, die am Rumpf 10 befestigt
ist, und zum Innern des Flugzeugs hin von einem oder zwei ventralen
Träger(n) 22.
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Bei dieser Anordnung sind der/die
ventrale(n) Träger 22 so
dimensioniert, dass er/sie integral alle strukturellen Kräfte aufnehmen
kann/können,
die auf den Rumpf 10 während
des Flugs einwirken (Biegebeanspruchung, Torsion, etc.). Diese Dimensionierung
ermöglicht
es auch, dass der/die ventrale(n) Träger 22 die Hälfte der
auf die Achsen OX und OZ über
die Fahrwerke einwirkenden Kräfte
aufnehmen kann/können,
wenn sich das Flugzeug am Boden befindet. Gemäß der Erfindung nehmen der
oder die ventrale(n) Träger 22 auch
die gesamten lateralen Kräfte
auf, die auf die Fahrwerke gemäß der Achse OY einwirken,
wenn sich das Flugzeug am Boden befindet.
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Dank dieser Anordnung müssen die
lateralen Armierungen 20 nicht verstärkt werden. Gemäß der Erfindung
dienen sie nur dazu, die Hälfte
der entlang den Achsen OX und OZ über das entsprechende Fahrwerk 16 aufgebrachten
Kräfte
auf den Rumpf zu übertragen.
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Eine der Befestigungsstrukturen, über die die
Fahrwerke 16 unter dem Rumpf 10 des Flugzeugs
angebracht sind, werden im folgenden detaillierter unter Bezugnahme
auf die 4 beschrieben.
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Da die beiden Befestigungsstrukturen
identisch sind, bezieht sich die Beschreibung ohne Unterschied auf
die eine oder die andere der Strukturen unter Anwendung einer Spiegelsymmetrie.
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Im Fall eines Luftfahrzeugs mit mehreren Paaren
von Fahrwerken, die unter dem Rumpf angebracht sind, kann für jedes
der Fahrwerke eine Befestigungsstruktur eingesetzt werden, die der
nachfolgend beschriebenen vergleichbar ist.
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Wie in 4 gezeigt
ist, umfasst die Befestigungsstruktur einen Schaft 24,
welcher den oberen Abschnitt des Fahrwerkschenkels 23 bildet,
wenn das Fahrwerk 16 ausgefahren ist. In der dargestellten Ausführungsform,
in der der obere Abschnitt des Fahrwerkschenkels 23 in
etwa ein Y bildet, umfasst der Schaft 24 zwei nach einer
gleichen Achse 25 ausgerichtete zylindrische Abschnitte,
die parallel zur Transversalachse OY des mit dem Flugzeug verknüpften Bezugssystems
OXYZ ist.
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Jeder dieser beiden Schaftabschnitte 24 ist an
einem hohlen Drehgelenk 26 angebracht. Dieses Drehgelenk 26 ist
nach außen
im Verhältnis
zum Fahrwerkschenkel so verlängert,
dass es in eine hohle Kugel 28 des Kugelgelenks penetriert.
Genauer gesagt ist die hohle Kugel 28 des Kugelgelenks
an dem entsprechenden Drehgelenk 26 befestigt, und der
benachbarte Abschnitt des Schafts 24 ist frei am Gelenk 26 drehbar.
Jede der Halbkugeln 28 des Kugelgelenks ist drehbar in
einem Kugelgelenkkörper 30 angebracht,.
der an einem seiner Enden mit einem Hals 30a versehen ist.
Jede der von einer Hohl kugel 28 und einem Kugelgelenkkörper 30 gebildeten Einheiten
bildet ein Kugelgelenk.
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Einer der Kugelgelenkkörper 30,
der vom Flugzeug nach außen
gewandt ist (nach links in 4),
ist in einer die mit dem Rumpf verbundene seitliche Armierung 20 durchsetzenden
Bohrung befestigt. Genauer gesagt stützt sich der Hals 30a dieses
Kugelgelenkkörpers 30 an
einer Fläche 20a der seitlichen
Armierung 20 ab, die zum Inneren des Fahrwerkgehäuses 18 hin
gewandt ist.
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Auf vergleichbare Weise ist der andere
Kugelgelenkkörper 30 (rechts
in 4) in einer Bohrung aufgenommen,
die in den ventralen Träger 22 eingebracht
ist, und der an diesem Kugelgelenkkörper 30 ausgebildete
Hals 30a stützt
sich an der ins Innere des Fahrwerkgehäuses 18 gewandten
Fläche 22a des
ventralen Trägers 22 ab.
Die eben beschriebene Anordnung ermöglicht es einerseits der lateralen
Armierung 20 und andererseits dem ventralen Träger 22,
die Hälfte
der entlang der Achsen OX und OZ von dem Fahrwerk 16 ausgeübten Longitudinal-
und Vertikalkräfte
aufzunehmen, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet.
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Gemäß der Erfindung wird diese
Anordnung von einer speziellen Struktur vervollständigt, welche die
integrale Übertragung
der gesamten, von dem Fahrwerk 16 entlang der Achse OY
ausgeübten
Kräfte
auf den ventralen Träger 22 ermöglicht,
ohne dabei zu einer Überdimensionierung
zu führen
und ohne eine Asymmetrie im Schaft 24 zu erzeugen. Auf
diese Weise kann der Schaft 24 symmetrisch in Bezug auf eine
zu den Achsen OX und OY parallele Mittelebene realisiert werden,
wie 4 veranschaulicht.
Dies reduziert die Herstellungskosten und ermöglicht es, alle Schäfte 24 von
unter dem Rumpf angeordneten Fahrwerken mit Hilfe einer einzigen
Matrix herzustellen.
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Diese spezielle Anordnung ist durch
das Vorhandensein einer Kraftaufnahmestange 32 in der Befestigungsstruktur
gekennzeichnet, welche die laterale Armierung 20 mit dem
ventralen Träger 22 koaxial
zum Schaft 24 derart verbindet, dass eventuell von dem
Schaft 24 auf die laterale Armie rung 20 ausgeübte laterale
Kräfte
vom Luftfahrzeug entlang der Achse OY insgesamt nach außen übertragen
werden.
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Genauer gesagt ist die Kraftaufnahmestange 32 eine
Zugstange mit kreisförmigem
Querschnitt, die verschiebbar in den hohlen Gelenken 26 aufgenommen
ist und so den Schaft 24 und die von den Hohlkugeln 28 und
den Kugelgelenkkörpern 30 gebildeten
Kugelgelenke koaxial durchsetzt.
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An einem ihrer Enden, das so vorgesehen ist,
dass es vom Flugzeug nach außen
gewandt ist (nach links in 4),
umfasst die Kraftaufnahmestange 32 einen Kopf 32a,
der normalerweise in Anlage gegen die Außenfläche einer Kappe 20b gehalten
wird, welche selbst an der Außenfläche der
lateralen Armierung 20 anliegt. Diese Kappe 20b wird von
der Kraftaufnahmestange 32 durchsetzt und bedeckt das von
der Hohlkugel 28 und dem in der lateralen Armierung 20 angebrachten
Kugelgelenkkörper 30 gebildete
Kugelgelenk.
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An ihrem entgegengesetzten, dem Inneren des
Flugzeugs zugewandten Ende (nach rechts in 4) umfasst die Kraftaufnahmestange 32 ein
Gewinde, auf das normalerweise eine Mutter 32b geschraubt
ist. Diese Mutter 32b liegt gegen eine dem Inneren des
Flugzeugs zugewandte, auf einer Kappe 22b ausgebildete
Oberfläche
an. Diese Kappe 22b liegt selbst an einer Oberfläche einer
Zwischenarmierung 21 an, die einstöckig bzw. fest verbunden mit zum
Flugzeuginneren hin gewandten ventralen Trägern 22 ist. Sie bedeckt
das von der Hohlkugel 28 und dem in der Zwischenarmierung 21 angebrachten Kugelgelenkkörper 30 gebildete
Kugelgelenk.
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Wenn die Mutter 32b angezogen
ist, liegt die Kraftaufnahmestange somit gleichzeitig an der lateralen
Armierung 20 und an der Zwischenarmierung 21 an,
so dass sie eine Zugbeanspruchung zwischen diesen beiden Teilen
entlang der Transversalachse OY aufnimmt.
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Der Schaft 24 bildet zwei
Gelenke, die mit einem geringen Spiel axial zwischen den gegenüberliegenden,
zum Innern des Fahrwerkgehäuses 18 hin gewandten
Flächen
angebracht sind, sowie Hälse 30a der
Kugelgelenkkörper 30,
die jeweils in der lateralen Armierung 20 und in der Zwischen armierung 21 angebracht
sind.
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Wenn das Fahrwerk 16 einer
lateralen Kraft zum Innern des Flugzeugs gemäß der Achse OY ausgesetzt ist,
kommt demnach der Abschnitt des Schafts 24, der dem ventralen
Träger
am nächsten gelegen
ist, gegen den Hals 30a des in letzterem angebrachten Kugelgelenkkörpers 30 zur
Anlage. Diese laterale Kraft wird also direkt auf die Zwischenarmierung 21 übertragen,
die mit dem ventralen Träger 22 über den
Hals 30a des entsprechenden Kugelgelenkkörpers 30 verbunden
ist.
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Wenn demgegenüber das Fahrwerk 16 einer vom
Flugzeug nach außen
entlang der Achse OY gerichteten lateralen Kraft ausgesetzt ist,
kommt der Abschnitt des Schafts 24, der der lateralen Armierung 20 am
nächsten
gelegen ist, zur Anlage gegen den Hals des in dieser Armierung angebrachten
Kugelgelenkkörpers 30.
Diese laterale Kraft wird dabei auf die Armierung 20 ausgeübt, die
sie insgesamt auf die Kraftaufnahmestange 32 über die
Kappe 20b und den Kopf 32a der Stange überträgt. Seinerseits überträgt die Kraftaufnahmestange 32 auf
die Zwischenarmierung 21, die mit dem ventralen Träger 22 verbunden
ist, über
die Schraube 32b und die Kappe 22b die laterale
Kraft, die gemäß der Achse
OY vom Flugzeug nach außen
ausgeübt
wird.
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Infolgedessen erfährt die laterale Armierung 20 keine
laterale Kraft entlang der Achse OY. Sie muss also nicht verstärkt werden,
so dass die Masse der Befestigungsstruktur nicht vermehrt wird.
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Wie auch in 4 dargestellt ist, sind vorteilhafterweise
Schmierlöcher 34 in
die Stange 32 in jedem ihrer Endabschnitte eingearbeitet,
um die Zuführung
des Schmierfettes zu den Gelenken an den Stellen, an denen es nötig ist,
zu ermöglichen.
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Wie bereits bemerkt wurde, bewahrt
die beschriebene Anordnung die Symmetrie des Schafts 24 in
Bezug auf eine zur Achse OY senkrechte Ebene. Auf diese Weise wird
eine erhebliche Einsparung erzielt, wenn man die Kosten der zur
Realisierung eines solchen Teils notwendigen Matrize berücksich tigt.
Tatsächlich
ermöglicht
es diese symmetrische Eigenschaft des Schafts 24, in der
gleichen Matrize die Schäfte
der rechten und linken, unter dem Rumpf angeordneten Fahrwerke auszuführen.
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Außerdem wird die Montage der
Struktur durch das Vorhandensein von zwischen das äußere Ende
des Schafts 24 und die laterale Armierung 20 sowie
zwischen das innere Ende des Schafts 24 und die Zwischenarmierung 21 eingefügte Kugelgelenke erleichtert.
Eventuelle Ausrichtungsfehler von in der lateralen Armierung 20 und
in der Zwischenarmierung 21 ausgebildeten Löchern werden
einfach von diesen Kugelgelenken ausgeglichen.
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Die Erfindung ist selbstverständlich nicht
auf die soeben als Beispiel beschriebene Ausführungsform beschränkt, sondern
deckt sämtliche
Varianten derselben ab. So ist anzumerken, dass eine solche Befestigungsstruktur
sowohl auf ein Flugzeug anwendbar ist, das mit einem einzigen ventralen
Träger ausgestattet
ist, als auch auf ein Flugzeug, das mit zwei voneinander getrennten
ventralen Trägern
ausgestattet ist.