DE60029963T2 - Lasttragende Strukturen - Google Patents
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Description
- Gebiet der Erfindung
- Die Erfindung betrifft lasttragende Strukturen und insbesondere Strukturen zur Verwendung in Flugzeugen, beispielsweise Druckschotten.
- Hintergrund der Erfindung
- Primäre lasttragende Strukturen in Flugzeugen sind typischerweise aus einer Anzahl von einzelnen Teilen hergestellt, welche miteinander verbunden werden, beispielsweise durch Verschweißen, Vernieten oder andere Verfahren, um die gewünschte Struktur auszubilden. Die Übertragung von Lasten von einem Teil zu angrenzenden Teilen in der Anordnung ist durch die verwendeten Verbindungsmethoden bestimmt, und häufig wird eine beträchtliche Anstrengung investiert, um solche Lastübertragungen zu analysieren und um die Struktur so auszugestalten, dass die Lastübertragungen optimiert werden. Insbesondere ist es bei dem Design von Flugzeugstrukturen häufig wünschenswert, eine „ausfallsichere" Struktur bereitzustellen, wobei, falls der primäre Lastpfad aufgrund eines Versagens eines Teils oder einer Verbindung zwischen zwei Teilen entlang des primären Lastwegs versagt, es wenigstens einen alternativen Lastpfad gibt, welcher dazu in der Lage ist, die erforderliche Belastungsgrenzenfähigkeit der Struktur sicher bereitzustellen. Ausfallsicherheit ist ein Mittel, eine Einhaltung der Flugtüchtigkeitsstandards nach den Bundesluftfahrtregelungen (Federal Aviation Regulations) Abschnitt 25.571 nachzuweisen.
- Die Herstellungskosten einer lasttragenden Struktur können potentiell durch Einsetzen von monolithischen Herstellungsverfahren verringert werden, so dass getrennte Teile in eine einzige integrale Struktur vereinigt werden, wodurch die Notwendigkeit, viele Teile herzustellen und die Teile miteinander zu verbinden, beseitigt wird. Wenn monolithische Strukturen eingesetzt werden, wird jedoch typischerweise keine Anstrengung unternommen, mehrere oder alternative Lastpfade zur Verfügung zu stellen.
- Zusammenfassung der Erfindung
- Die vorliegende Erfindung stellt eine lasttragende Struktur bereit, welche eine einzigartige monolithische Konstruktion einsetzt, so dass mehrere Lastpfade existieren. Die Erfindung ist besonders geeignet, wenn sie auf die Herstellung von Flugzeugstrukturen angewandt wird, beispielsweise Druckschotten.
- Erfindungsgemäß wird eine lasttragende Struktur, welche eingerichtet ist, um als ein Abschnitt einer Grenzfläche zu dienen, welche einen unter Überdruck gesetzten oder ausgepumpten Raum umgibt, bereitgestellt, welche redundante Lastpfade aufweist. Die lasttragende Struktur umfasst eine erste Wandung, eine erste äußere Befestigungsstruktur, welche an dem Außenrand der ersten Wandung angebracht ist, eine von der ersten Wandung beabstandete zweite Wandung, wobei sich Innenoberflächen der Wandungen gegenüberliegen, eine an dem Außenrand der zweiten Wandung angebrachte zweite äußere Befestigungsstruktur und Versteifungen, welche zwischen den ersten und zweiten Wandungen angeordnet und an den Innenoberflächen derselben angebracht sind. Die Versteifungen sind integral mit wenigstens einer der Wandungen hergestellt, um so ein monolithisches Metallteil auszubilden. Die ersten und zweiten äußeren Befestigungsstrukturen sind eingerichtet, um die lasttragende Struktur an einer weiteren Struktur der Grenzfläche zu befes tigen, welche den unter Überdruck gesetzten oder ausgepumpten Raum umschließt. Entsprechend definiert die lasttragende Struktur mehrere Lastpfade von den Wandungen zu der weiteren Struktur.
- Gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung kann die lasttragende Struktur für einen unter Überdruck gesetzten Raum einen plötzlichen Druckabfall des Raums und ein folgendes „Herausblasen" („Blow Out") der Struktur in dem Fall eines Versagens der Wandung verhindern, welche dem unter Überdruck gesetzten Fluid ausgesetzt ist. Zu diesem Zweck definiert die Wandung, welche dem Druck nicht ausgesetzt ist, wenigstens eine Öffnung durch sich, so dass, falls die dem Druck ausgesetzte Wandung versagt, Fluiddruck durch die Öffnung abgebaut wird, so dass die Druckabbaurate beschränkt ist.
- Die Erfindung stellt weiterhin eine solche lasttragende Struktur in der Form eines Druckschotts für ein druckbelüftetes Abteil eines Flugzeugs bereit, wobei die äußeren Befestigungsstrukturen eingerichtet sind, um das Schott an einer Rumpfstruktur des Flugzeugs anzubringen. Das Schott umfasst bevorzugt interkostale Elemente, welche integral mit einer der Wandungen hergestellt sind und im Allgemeinen axial von dieser hervorragen, und eine entsprechende äußere Befestigungsstruktur, wobei die interkostalen Elemente dazu dienen, das Schott an der Rumpfstruktur des Flugzeugs anzubringen. Bei einem Ausführungsbeispiel ist das Schott eingerichtet, um an der Rumpfstruktur angebracht zu werden, wobei die erste Wandung in das druckbelüftete Abteil zeigt und die zweite Wandung von diesem nach außen zeigt, und wobei die zweite Wandung die Öffnung für einen kontrollierten Druckabbau definiert. Alternativ kann die Öffnung in der ersten Wandung de finiert sein. Die in das druckbelüftete Abteil zeigende Wandung umfasst bevorzugt Träger, welche an der Außenoberfläche derselben angebracht sind, um Stellen zum Anbringen von Flugzeugsystemen und/oder anderen Strukturelementen, beispielsweise Bodenträger oder Halterungen, bereitzustellen.
- Vorteilhaft umfassen die zwischen den Wandungen angeordneten Versteifungen radiale Versteifungen, welche von zentralen Bereichen der Wandungen in Richtung der Außenränder der Wandungen strahlenförmig nach außen wegführen. Die Versteifungen umfassen bevorzugt weiterhin Umfangsversteifungen, welche sich im Allgemeinen umfangs zwischen den radialen Versteifungen erstrecken und zusammen wenigstens einen Ring ausbilden, welcher die zentralen Bereiche der Wandungen umgibt.
- Kurze Beschreibung der Zeichnung
- Die obigen und andere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der folgenden Beschreibung bestimmter bevorzugter Ausführungsbeispiele derselben besser ersichtlich, wenn sie in Verbindung mit den beigefügten Figuren betrachtet wird, wobei:
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1 eine Perspektivansicht, im Allgemeinen achtern mit Blick nach vorne, eines Druckschotts für ein Flugzeug gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist; -
2 eine Vorderansicht des Schotts von1 mit Blick achtern ist; -
3 eine teilweise Perspektivansicht der radialen Versteifungen und der Umfangsversteifungen für das Druckschott von1 ist; -
4 eine Querschnittsansicht der Befestigungsringe und interkostalen Flansche des Schotts von1 in einer axialen-radialen Ebene ist, welche die Befestigungsringe und die integralen interkostalen Flansche an einer Rumpfhaut angebracht darstellt; -
5 eine Perspektivansicht, im Allgemeinen von vorne mit Blick achtern, des Schotts von1 ist, welche verschiedene in dem Schott angefertigte Schnitte für eine Reihe von Druckbelastungstests darstellt, um wahrscheinliche Beschädigungsszenarios zu simulieren; -
6 eine Vorderansicht einer unter Überdruck gesetzten Tür ist, welche nicht erfindungsgemäß ist; -
7 ein Querschnitt entlang einer Linie 7-7 von6 ist; -
8 eine Vorderansicht einer weiteren, nicht unter Überdruck gesetzten Tür ist, welche nicht erfindungsgemäß ist; -
9 ein Querschnitt entlang einer Linie 9-9 von8 ist; und -
10 eine Perspektivansicht einer noch weiteren Türeinfassungsstruktur ist, welche nicht erfindungsgemäß ist. - Detaillierte Beschreibung der Figuren
- Die vorliegende Erfindung wird nun im Folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren vollständiger beschrieben werden, in welchen bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfin dung dargestellt sind. Diese Erfindung kann jedoch in vielen verschiedenen Formen ausgeführt werden und sollte nicht als auf die hier dargelegten Ausführungsbeispiele beschränkt ausgelegt werden; vielmehr werden diese Ausführungsbeispiele bereitgestellt, so dass diese Offenbarung vollständig und geschlossen ist, und werden Fachleuten den Umfang der Erfindung vollständig vermitteln. Ähnliche Ziffern beziehen sich durchgängig auf ähnliche Elemente.
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1 –5 beziehen sich auf ein erstes bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung in der Form eines Druckschotts20 für ein druckbelüftetes Abteil eines Flugzeugs. Das Schott20 ist eingerichtet, um als ein vorderes Druckschott benachbart zu einer nicht druckbelüfteten Radarnase eines Flugzeugs verwendet zu werden. Das Schott20 umfasst eine hintere Wandung22 , welche ausgestaltet ist, um einer Druckbelastung standzuhalten, wenn das Flugzeugabteil relativ zu einem Umgebungsluftdruck außerhalb des Flugzeugs unter Überdruck gesetzt wird, und eine redundante vordere Wandung24 , welche axial von der hinteren Wandung22 beabstandet ist. Ein hinterer Befestigungsring26 ist an dem Außenrand der hinteren Wandung22 hergestellt, wobei der hintere Ring26 eingerichtet ist, um an der Haut28 des Flugzeugrumpfs beispielsweise durch (nicht gezeigte) Befestiger befestigt zu werden (4 ). Ein vorderer Befestigungsring30 ist an dem Außenrand der vorderen Wandung24 hergestellt und ist auf ähnliche Weise eingerichtet, um an der Rumpfhaut28 befestigt zu werden. - Die vordere Wandung
24 ist mit der hinteren Wandung22 durch eine Mehrzahl von länglichen radialen Versteifungen32 und Umfangsversteifungen34 verbunden, welche in3 einzeln dargestellt sind, und welche zwischen den Wandungen angeordnet und mit den gegenüberliegenden Innenflächen derselben verbunden sind. Nach der vorliegenden Erfindung sind die Versteifungen32 ,34 integral mit wenigstens einer der Wandungen22 ,24 hergestellt, um so eine einteilige monolithische Struktur auszubilden. Zusätzlich ist jede Wandung22 ,24 bevorzugt integral mit ihrem jeweiligen Befestigungsring26 ,30 hergestellt, so dass die Wandung und der Befestigungsring eine einteilige monolithische Struktur umfassen. Weiter bevorzugt sind die Wandungen22 ,24 , die Befestigungsringe26 ,30 und die Versteifungen32 ,34 alle integral als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Unabhängig davon, ob beide Wandungen22 ,24 integral hergestellt sind, stellt die monolithische Struktur alternative Lastpfade für den Fall eines Versagens einer Struktureinrichtung bereit. - Das Schott
20 umfasst bevorzugt auch interkostale Flansche36 , welche mit der hinteren Wandung22 und dem hinteren Befestigungsring26 verbunden sind. Die interkostalen Flansche36 erstrecken sich im Allgemeinen von dem hinteren Befestigungsring26 axial in einer Richtung nach achtern und werden verwendet, um das Schott20 an einer bestehenden Hilfsrahmenstruktur38 des Flugzeugs anzubringen, welche achtern von dem Schott angeordnet ist, wie in4 dargestellt ist. Halteeinrichtungen40 werden verwendet, um die interkostalen Flansche36 an der Rahmenstruktur38 anzubringen. Die interkostalen Flansche36 sind auch an der Rumpfhaut28 befestigt, beispielsweise mit Befestigern (welche nicht dargestellt sind, obwohl geeignete Stellen für Befestiger in4 durch kurze doppelt gestrichelte Linienabschnitte angezeigt sind). Bevorzugt sind die interkostalen Flansche36 integral mit der hinteren Wandung22 und dem hinteren Befestigungsring26 als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die hintere Wandung22 weist auch bevorzugt eine Mehrzahl von Befestigungsträgern42 auf, welche an ihrer äußeren (nach hinten zeigenden) Oberfläche befestigt sind, um verschiedene Flugzeugsystemkomponenten und/oder andere strukturelle Elemente an dem Schott20 anzubringen. Ein ausfallsicheres Zugband oder ein ausfallsicherer Ring43 , welcher bzw. welches bevorzugt eine Verlängerung eines Radarnasenwulstdichtungsdrückers ausbildet, ist bevorzugt zwischen dem vorderen Befestigungsring30 und dem hinteren Befestigungsring26 angekoppelt und verbindet die Befestigungsringe mit der Rumpfhaut28 . Das ausfallsichere Zugband43 kann Abschnitte umfassen, welche sich nach hinten erstrecken und zu den interkostalen Flanschen36 ausgerichtet sind, um so Befestigerstellen bereitzustellen, welche mit denjenigen der interkostalen Flansche36 gemeinsam sind. - Die vordere Wandung
24 definiert vorteilhaft wenigstens eine Durchgang oder eine Öffnung44 durch sich. Ein Verstärkungsflansch45 ist um den Umfang der Öffnung44 hergestellt. Wenn das Flugzeugabteil druckbelüftet ist, ist die hintere Wandung22 einer Druckdifferenz ausgesetzt, welche in der Richtung nach vorne wirkt. Die hintere Wandung22 ist bevorzugt gewölbt oder konvex in der hinteren Richtung, und die Druckbelastung auf die hintere Wandung22 setzt die hintere Wandung somit unter Kompression. Die vordere Wandung24 ist außerhalb des druckbelüfteten Bereichs des Flugzeugs angeordnet und umfasst die Öffnung44 und weist somit eine gleiche Druckbelastung an ihren entgegengesetzten Flächen auf. Die vordere Wandung24 ist bevorzugt gewölbt oder konvex in der Richtung nach vorne. Die Drucklasten auf die hintere Wandung22 , welche durch die Versteifungen32 ,34 übertragen werden, setzen die vordere Wandung24 unter Spannung, aber die hintere Wandung22 umfasst die primäre lasttragende Wandung für das Schott20 . Die vordere Wandung24 ist ausgestaltet, um wenigstens den maximalen Nicht-Drucklasten standhalten zu kön nen, welche das Schott20 in einem Worst-Case-Szenario erfahren könnte. - In dem Fall, dass die vordere Wandung
24 versagt, kann die hintere Wandung22 die Drucklast und andere Nicht-Drucklasten, welche auf das Schott ausgeübt werden, tragen. Falls die hintere Wandung22 versagt, wird Druck mit einer kontrollierten Rate durch die Öffnung44 in der vorderen Wandung24 abgebaut, so dass eine rasche Dekompression verhindert wird, und die Nicht-Drucklasten auf das Schott werden von der vorderen Wandung24 getragen. Die Öffnung44 ermöglicht auch eine Überprüfung der Innenoberflächen der hinteren Wandung22 . - Eine (nicht dargestellte) alternative erfindungsgemäße Konfiguration umfasst eine vordere Druckwandung und eine redundante hintere Wandung, welche mit Löchern perforiert ist, welche gleich einer Fläche sind, die kleiner als die berechnete Fläche für einen Blow-Out des Rumpfs ist. In diesem Fall würde, falls die vordere Wandung versagt, die hintere Wandung eine rasche Dekompression durch eine kontrollierte Abgabe von Druck durch die Löcher verhindern, und die hintere Wandung würde die Nicht-Drucklasten tragen. Falls die hintere Wandung versagt, trägt die vordere Wandung die Drucklasten und die Nicht-Drucklasten, welche auf das Schott ausgeübt werden.
- Ein vorderes Druckschott, welches typisch für eine in einem Flugzeug vom Typ 737 verwendete Struktur ist und welches im Wesentlichen dem oben beschriebenen Schott
20 entspricht, wurde durch ein Sandgussverfahren aus einer Aluminiumlegierung hergestellt und wurde einer Reihe von Druckbelastungstests unterworfen, bei welchen verschiedene Abschnitte des Schotts absichtlich geschnitten wurden, um eine Rissbildung oder eine Beschädigung in Bereichen zu simulieren, welche durch Finite-Elemente-Analysen als wahrscheinliche Stellen für den Beginn von Rissen und als wahrscheinliche Richtungen, entlang welcher Risse während des Gebrauchs wachsen können, identifiziert wurden. Das Schott wurde auf eine Weise ähnlich zu der in4 gezeigten in einer Struktur installiert, welche typisch für einen 737-Flugzeugrumpf ist. Eine Reihe von sieben Beschädigungssimulationen wurde an dem Schott durchgeführt, und nach jeder Simulation wurde das Schott mit dem ausfallsicheren Druck von 10,3 Psi belastet. Keine Reparaturen wurden während der Testreihe vorgenommen.5 stellt die sieben Beschädigungssimulationen dar, welche durchgeführt wurden und welche mit A bis G bezeichnet sind. - Die Beschädigung A umfasste einen durch die vordere Wandung
24 angefertigten Schnitt, welcher die Wandung24 von dem vorderen Befestigungsring30 entlang eines Umfangsbogens trennte, welcher sich über zwei Felder erstreckte, wobei ein Feld als ein Abschnitt der Wandung definiert ist, welcher zwischen zwei benachbarten radialen Versteifungen32 begrenzt ist. Die Beschädigung B umfasste einen sich radial erstreckenden Schnitt, welcher durch den Öffnungsflansch45 und durch die vordere Wandung24 nach außen zu einer der Umfangsversteifungen34 angefertigt wurde. Die Beschädigung C umfasste eine Verlängerung des Schnitts B nach außen bis zu einem Punkt ungefähr in der Mitte zwischen der Umfangsversteifung34 und dem vorderen Befestigungsring30 . Die Beschädigung D umfasste eine Verlängerung des Schnitts C nach außen zu dem vorderen Befestigungsring30 . Die Beschädigung E umfasste einen Zwei-Felder-Schnitt in der vorderen Wandung24 gerade außerhalb der Umfangsversteifung34 und auch ein Durchschneiden der radialen Versteifung32 , welche die zwei Felder trennt. Die Beschädigung F umfasste einen Zwei-Felder-Schnitt in der hinteren Wandung22 , um die hintere Wandung von dem hinteren Be festigungsring26 zu trennen. Die Beschädigung G umfasste einen radialen Schnitt in der hinteren Wandung22 von dem hinteren Befestigungsring26 nach innen zu der Umfangsversteifung34 . - Das Schott hielt erfolgreich der ausfallsicheren Belastung von 10,3 Psi nach jeder Beschädigungssimulation stand, wobei keine dauerhafte Verformung beobachtet wurde. Nach dem abschließenden Test wurde der Testdruck erhöht, bis bei einem Druck von 21,1 Psi, welcher den äußersten Lastdruck von 18,0 Psi überschritt, ein destruktives Versagen des Schotts eintrat.
- Die erfindungsgemäßen monolithischen Strukturen können vorteilhaft durch Gießen, beispielsweise durch einen Sandguss oder durch ein Modellausschmelzverfahren, hergestellt werden.
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6 und7 zeigen eine Tür60 für ein druckbelüftetes Flugzeugabteil, welche nicht erfindungsgemäß ist. Die Tür60 umfasst eine äußere Wandung oder Haut62 zum Tragen einer Druckbelastung, eine innere Wandung64 , welche darin definierte Öffnungen66 aufweist, und Versteifungen68 , welche zwischen den äußeren und inneren Wandung angekoppelt sind und sich auch bezüglich der inneren Wandung nach innen erstrecken. Die Versteifungen68 umfassen T-förmige Träger, welche sich entlang von Längen- und Breitenrichtungen der Tür erstrecken und eine rechteckförmige Gitterstruktur ausbilden. Die innere Wandung64 und die Versteifungen68 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung62 kann als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann alternativ separat hergestellt und dann an den Außenseiten der Versteifungen68 angebracht werden (beispielsweise durch Verscheißen oder ein anderes geeignetes Verfahren). Die Tür60 umfasst bevorzugt auch Türstoppeinbauteile70 , welche an den Innenseiten der Versteifungen68 angebracht sind und entlang der Seiten der Tür angebracht sind, und welche sowohl an die innere Wandung64 als auch an die äußere Wandung62 ankoppeln. -
8 und9 zeigen eine nicht unter Überdruck gesetzte Tür80 , welche nicht in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ist. Die Tür80 weist eine äußere Wandung82 , eine mit Öffnungen86 perforierte innere Wandung84 und Versteifungen88 auf, welche die inneren und äußeren Wandungen verbinden. Die innere Wandung84 und die Versteifungen88 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung82 kann integral als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann separat hergestellt und dann an Außenseiten der Versteifungen88 angebracht werden. -
10 zeigt eine Türeinfassungsstruktur100 , welche nicht in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ist. Die Türeinfassungsstruktur100 umfasst eine äußere Wandung102 , eine mit Öffnungen106 perforierte innere Wandung104 und plattenförmige Versteifungen108 , welche die inneren und äußeren Wandungen verbinden. Die Wandungen definieren eine Türeingangsöffnung109 , welche im Flug durch eine (nicht gezeigte) Tür geschlossen ist. Die Versteifungen108 unterteilen die Türeinfassungsstruktur100 in eine Mehrzahl von schachtelförmigen Elementen, welche jeweils eine Öffnungen106 aufweisen. Die innere Wandung104 und die Versteifungen108 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung102 kann integral als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann separat hergestellt und dann an Außenseiten der Versteifungen108 angebracht werden. Die Struktur100 umfasst integrale interkostale Befestigungsflansche110 entlang ihrer entgegengesetzten vertikalen Seitenkanten für eine Befestigung an benachbarten Rahmenabschnitten des Rumpfs. Zusätzliche Befestigungsflansche112 sind entlang der unteren horizontalen Kante der Struktur für eine Verbindung mit Bodenträgern des Flugzeugs vorgesehen, und Flansche114 sind entlang der oberen horizontalen Kante für eine Verbindung mit Deckenträgern vorgesehen. Einem Versagen eines Elements entlang des Innenrands der Struktur100 wird durch eine Lastübertragung zu einer ähnlichen Einrichtung an dem Außenrand Rechnung getragen. - Fachleuten in dem einschlägigen Gebiet der Technik werden viele Abwandlungen und andere Ausführungsbeispiele der Erfindung in den Sinn kommen, welche den Vorteil der Lehren aufweisen, die in den vorhergehenden Beschreibungen und den zugehörigen Figuren dargestellt wurden. Daher sollte es sich verstehen, dass die Erfindung nicht auf die speziellen offenbarten Ausführungsbeispiele zu beschränken ist, und dass Abwandlungen und andere Ausführungsbeispiele in den Umfang der beigefügten Ansprüche einbezogen sein sollen. Obwohl hier spezifische Ausdrücke verwendet werden, werden sie nur in einem allgemeinen und beschreibenden Sinn und nicht zu Zwecken einer Beschränkung verwendet.
Claims (12)
- Lasttragende Struktur (
20 ) zum Ausbilden eines Abschnitts einer Grenzfläche, auf welche ein Fluiddruck ausgeübt wird, umfassend: eine erste Wandung (22 ), welche entgegengesetzte Oberflächen und einen Außenrand aufweist; eine erste äußere Befestigungsstruktur (26 ), welche an dem Außenrand der ersten Wandung angebracht ist; eine zweite Wandung (24 ), welche entgegengesetzte Oberflächen und einen Außenrand aufweist, wobei die ersten und zweiten Wandungen voneinander beabstandet sind, wobei eine der Oberflächen der ersten Wandung einer der Oberflächen der zweiten Wandung gegenüberliegt; eine zweite äußere Befestigungsstruktur (30 ), welche an dem Außenrand der zweiten Wandung angebracht ist; und Versteifungen (32 ,34 ), welche zwischen den ersten und zweiten Wandungen angeordnet sind und an den gegenüberliegenden Oberflächen derselben angebracht sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Versteifungen integral mit wenigstens einer der Wandungen hergestellt sind, um so ein monolithisches Metallteil auszubilden; und dass die ersten und zweiten Befestigungsstrukturen eingerichtet sind, um die lasttragende Struktur an einer weiteren Struktur der Grenzfläche anzubringen, wobei die lasttragende Struktur mehrfache redundante Lastpfade von den Wandungen zu der weiteren Struktur definiert. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 1, wobei eine der Wandungen wenigstens eine Öffnung (44 ) durch sich definiert, so dass, falls die andere Wandung versagt, der auf die andere Wandung wirkende Fluiddruck durch die Öffnung abgebaut wird, um so die Druckabbaurate zu beschränken. - Lasttragende Struktur nach Anspruch 1 oder 2, welche als ein Druckschott (
20 ) für ein druckbelüftetes Abteil eines Flugzeugs hergestellt ist, wobei die äußeren Befestigungsstrukturen eingerichtet sind, um das Schott an einer Rumpfstruktur des Flugzeugs anzubringen. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 3, welche weiterhin interkostale Elemente (36 ), die integral mit einer der Wandungen hergestellt sind und im Allgemeinen axial von dieser hervorragen, und eine entsprechende äußere Befestigungsstruktur umfassen, wobei die interkostalen Elemente dazu dienen, die lasttragende Struktur an der Rumpfstruktur des Flugzeugs anzubringen. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 3 oder 4, wobei die lasttragende Struktur eingerichtet ist, um an einer Rumpfstruktur angebracht zu sein, wobei die erste Wandung in das druckbelüftete Abteil zeigt und die zweite Wandung die Öffnung (44 ) für einen kontrollierten Druckabbau definiert. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 5, wobei die Oberfläche der ersten Wandung, welche in das Abteil zeigt, daran angebrachte Träger (42 ) umfasst, um Stellen zur Befestigung anderer Gegenstände an der Struktur bereitzustellen. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 5 oder 6, wobei die erste Wandung die Öffnung für einen kontrollierten Druckabbau definiert. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach einem der Ansprüche 1–7, wobei die Versteifungen (32 ,34 ) radiale Versteifungen umfassen, welche von zentralen Bereichen der Wandungen in Richtung der Außenränder der Wandungen strahlenförmig nach außen weg führen. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 8, wobei die Versteifungen (32 ,34 ) weiterhin Umfangsversteifungen (34 ) umfassen, welche sich im Allgemeinen umfangs zwischen den radialen Versteifungen (32 ) erstrecken und zusammen wenigstens einen Ring ausbilden, welcher die zentralen Bereiche der Wandungen umgibt. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach einem der Ansprüche 3–9, wobei: die vordere Befestigungsstruktur einen vorderen Befestigungsring (30 ) umfasst, welcher mit dem Außenrand der vorderen Wandung (24 ) verbunden ist, wobei die vordere Wandung und der vordere Befestigungsring integral als eine einteilige Struktur ausgebildet sind, und wobei der vordere Befestigungsring eingerichtet ist, um an Innenoberflächen der Rumpfstruktur angebracht zu werden; und wobei die hintere Befestigungsstruktur einen hinteren Befestigungsring (26 ) umfasst, welcher mit dem Außenrand der hinteren Wandung (22 ) verbunden ist, wobei die hintere Wandung und der hintere Befestigungsring integral als eine einteilige Struktur hergestellt sind, und wobei der hintere Befestigungsring eingerichtet ist, um an Innenoberflächen der Rumpfstruktur angebracht zu werden, wobei die hintere Wandung axial von der vorderen Wandung beabstandet ist. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach Anspruch 10, wobei die Versteifungen (32 ,34 ) und die Wandungen (22 ,24 ) integral mit einer Befestigungsstruktur hergestellt sind, so dass die Versteifungen und die Wandungen eine einteilige monolithische Struktur mit der Befestigungsstruktur ausbilden. - Lasttragende Struktur (
20 ) nach einem der Ansprüche 1–11, wobei die monolithische oder einteilige Struktur aus einer Guss-Aluminiumlegierung besteht.
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