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Gebiet der Erfindung
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Die Erfindung betrifft ein Druckschott gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1, wie es aus der
US 5143276 A bekannt ist.
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Hintergrund der Erfindung
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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 primäre 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.
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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.
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Zusammenfassung der Erfindung
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Die vorliegende Erfindung stellt ein Druckschott gemäß Anspruch 1 bereit.
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Die vorliegende Erfindung stellt ein Druckschott bereit, welches eine einzigartige monolithische Konstruktion einsetzt, so dass mehrere Lastpfade existieren. Die Erfindung wird zur Herstellung von Druckschotten angewandt.
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Erfindungsgemäß wird ein Druckschott, welches eingerichtet ist, um als ein Abschnitt einer Grenzfläche zu dienen, welche einen unter Druck stehenden oder ausgepumpten Raum umgibt, bereitgestellt, welches redundante Lastpfade aufweist. Das Druckschott 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 das Druckschott an einer Rumpfstruktur der Grenzfläche zu befestigen, welche den unter Überdruck stehenden oder ausgepumpten Raum umschließt. Entsprechend definiert das Druckschott mehrere Lastpfade von den Wandungen zu der weiteren Struktur.
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Gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung kann das Druckschott für einen unter Druck stehenden 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 stehenden 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.
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Die Erfindung stellt ein Druckschott für ein unter Druck stehendes 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 und einer entsprechenden äußeren Befestigungsstruktur hergestellt sind und im Allgemeinen axial von dieser hervorragen, 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 unter Druck stehende 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 definiert sein. Die in das unter Druck stehende 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.
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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.
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Kurze Beschreibung der Zeichnung
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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 werden, 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;
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2 eine Vorderansicht des Schotts von 1 mit Blick achtern ist;
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3 eine teilweise Perspektivansicht der radialen Versteifungen und der Umfangsversteifungen für das Druckschott von 1 ist;
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4 eine Querschnittsansicht der Befestigungsringe und interkostalen Flansche des Schotts von 1 in einer axialenradialen Ebene ist, welche die Befestigungsringe und die integralen interkostalen Flansche an einer Rumpfhaut angebracht darstellt;
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5 eine Perspektivansicht, im Allgemeinen von vorne mit Blick achtern, des Schotts von 1 ist, welche verschiedene in dem Schott angefertigte Schnitte für eine Reihe von Druckbelastungstests darstellt, um wahrscheinliche Beschädigungsszenarios zu simulieren;
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6 eine Vorderansicht einer unter Druck stehenden Tür ist, welche nicht erfindungsgemäß ist;
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7 ein Querschnitt entlang einer Linie 7-7 von 6 ist;
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8 eine Vorderansicht einer weiteren, nicht unter Druck stehenden Tür ist, welche nicht erfindungsgemäß ist;
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9 ein Querschnitt entlang einer Linie 9-9 von 8 ist; und
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10 eine Perspektivansicht einer noch weiteren Türeinfassungsstruktur ist, welche nicht erfindungsgemäß ist.
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Detaillierte Beschreibung der Figuren
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Die vorliegende Erfindung wird nun im Folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren vollständiger beschrieben werden, in welchen bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung 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 Druckschotts 20 für ein unter Druck stehendes Abteil eines Flugzeugs. Das Schott 20 ist eingerichtet, um als ein vorderes Druckschott benachbart zu einer nicht druckbelüfteten Radarnase eines Flugzeugs verwendet zu werden. Das Schott 20 umfasst eine hintere Wandung 22, welche ausgestaltet ist, um einer Druckbelastung standzuhalten, wenn das Flugzeugabteil relativ zu einem Umgebungsluftdruck außerhalb des Flugzeugs unter Druck steht, und eine redundante vordere Wandung 24, welche axial von der hinteren Wandung 22 beabstandet ist. Ein hinterer Befestigungsring 26 ist an dem Außenrand der hinteren Wandung 22 hergestellt, wobei der hintere Ring 26 eingerichtet ist, um an der Haut 28 des Flugzeugrumpfs beispielsweise durch (nicht gezeigte) Befestiger befestigt zu werden (4). Ein vorderer Befestigungsring 30 ist an dem Außenrand der vorderen Wandung 24 hergestellt und ist auf ähnliche Weise eingerichtet, um an der Rumpfhaut 28 befestigt zu werden.
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Die vordere Wandung 24 ist mit der hinteren Wandung 22 durch eine Mehrzahl von länglichen radialen Versteifungen 32 und Umfangsversteifungen 34 verbunden, welche in 3 einzeln dargestellt sind, und welche zwischen den Wandungen angeordnet und mit den gegenüberliegenden Innenflächen derselben verbunden sind. Nach der vorliegenden Erfindung sind die Versteifungen 32, 34 integral mit wenigstens einer der Wandungen 22, 24 hergestellt, um so eine einteilige monolithische Struktur auszubilden. Zusätzlich ist jede Wandung 22, 24 bevorzugt integral mit ihrem jeweiligen Befestigungsring 26, 30 hergestellt, so dass die Wandung und der Befestigungsring eine einteilige monolithische Struktur umfassen. Weiter bevorzugt sind die Wandungen 22, 24, die Befestigungsringe 26, 30 und die Versteifungen 32, 34 alle integral als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Unabhängig davon, ob beide Wandungen 22, 24 integral hergestellt sind, stellt die monolithische Struktur alternative Lastpfade für den Fall eines Versagens einer Struktureinrichtung bereit.
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Das Schott 20 umfasst bevorzugt auch interkostale Flansche 36, welche mit der hinteren Wandung 22 und dem hinteren Befestigungsring 26 verbunden sind. Die interkostalen Flansche 36 erstrecken sich im Allgemeinen von dem hinteren Befestigungsring 26 axial in einer Richtung nach achtern und werden verwendet, um das Schott 20 an einer bestehenden Hilfsrahmenstruktur 38 des Flugzeugs anzubringen, welche achtern von dem Schott angeordnet ist, wie in 4 dargestellt ist. Halteeinrichtungen 40 werden verwendet, um die interkostalen Flansche 36 an der Rahmenstruktur 38 anzubringen. Die interkostalen Flansche 36 sind auch an der Rumpfhaut 28 befestigt, beispielsweise mit Befestigern (welche nicht dargestellt sind, obwohl geeignete Stellen für Befestiger in 4 durch kurze doppelt gestrichelte Linienabschnitte angezeigt sind). Bevorzugt sind die interkostalen Flansche 36 integral mit der hinteren Wandung 22 und dem hinteren Befestigungsring 26 als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die hintere Wandung 22 weist auch bevorzugt eine Mehrzahl von Befestigungsträgern 42 auf, welche an ihrer äußeren (nach hinten zeigenden) Oberfläche befestigt sind, um verschiedene Flugzeugsystemkomponenten und/oder andere strukturelle Elemente an dem Schott 20 anzubringen. Ein ausfallsicheres Zugband oder ein ausfallsicherer Ring 43, welcher bzw. welches bevorzugt eine Verlängerung eines Radarnasenwulstdichtungsdrückers ausbildet, ist vorteilhaft zwischen dem vorderen Befestigungsring 30 und dem hinteren Befestigungsring 26 angekoppelt und verbindet die Befestigungsringe mit der Rumpfhaut 28. Das ausfallsichere Zugband 43 kann Abschnitte umfassen, welche sich nach hinten erstrecken und zu den interkostalen Flanschen 36 ausgerichtet sind, um so Befestigerstellen bereitzustellen, welche mit denjenigen der interkostalen Flansche 36 gemeinsam sind.
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Die vordere Wandung 24 definiert vorteilhaft wenigstens einen Durchgang oder eine Öffnung 44 durch sich. Ein Verstärkungsflansch 45 ist um den Umfang der Öffnung 44 hergestellt. Wenn das Flugzeugabteil unter Druck steht, ist die hintere Wandung 22 einer Druckdifferenz ausgesetzt, welche in der Richtung nach vorne wirkt. Die hintere Wandung 22 ist bevorzugt gewölbt oder konvex in der hinteren Richtung, und die Druckbelastung auf die hintere Wandung 22 setzt die hintere Wandung somit unter Kompression. Die vordere Wandung 24 ist außerhalb des unter Druck stehenden Bereichs des Flugzeugs angeordnet und umfasst die Öffnung 44 und weist somit eine gleiche Druckbelastung an ihren entgegengesetzten Flächen auf. Die vordere Wandung 24 ist bevorzugt gewölbt oder konvex in der Richtung nach vorne. Die Drucklasten auf die hintere Wandung 22, welche durch die Versteifungen 32, 34 übertragen werden, setzen die vordere Wandung 24 unter Spannung, aber die hintere Wandung 22 umfasst die primäre lasttragende Wandung für das Schott 20. Die vordere Wandung 24 ist ausgestaltet, um wenigstens den maximalen Nicht-Drucklasten standhalten zu können, welche das Schott 20 in einem Worst-Case-Szenario erfahren könnte.
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In dem Fall, dass die vordere Wandung 24 versagt, kann die hintere Wandung 22 die Drucklast und andere Nicht-Drucklasten, welche auf das Schott ausgeübt werden, tragen. Falls die hintere Wandung 22 versagt, wird Druck mit einer kontrollierten Rate durch die Öffnung 44 in der vorderen Wandung 24 abgebaut, so dass eine rasche Dekompression verhindert wird, und die Nicht-Drucklasten auf das Schott werden von der vorderen Wandung 24 getragen. Die Öffnung 44 ermöglicht auch eine Überprüfung der Innenoberflächen der hinteren Wandung 22.
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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 Rumpfes 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.
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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 in 4 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.
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Die Beschädigung A umfasste einen durch die vordere Wandung 24 angefertigten Schnitt, welcher die Wandung 24 von dem vorderen Befestigungsring 30 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 Versteifungen 32 begrenzt ist. Die Beschädigung B umfasste einen sich radial erstreckenden Schnitt, welcher durch den Öffnungsflansch 45 und durch die vordere Wandung 24 nach außen zu einer der Umfangsversteifungen 34 angefertigt wurde. Die Beschädigung C umfasste eine Verlängerung des Schnitts B nach außen bis zu einem Punkt ungefähr in der Mitte zwischen der Umfangsversteifung 34 und dem vorderen Befestigungsring 30. Die Beschädigung D umfasste eine Verlängerung des Schnitts C nach außen zu dem vorderen Befestigungsring 30. Die Beschädigung E umfasste einen Zwei-Felder-Schnitt in der vorderen Wandung 24 gerade außerhalb der Umfangsversteifung 34 und auch ein Durchschneiden der radialen Versteifung 32, welche die zwei Felder trennt. Die Beschädigung F umfasste einen Zwei-Felder-Schnitt in der hinteren Wandung 22, um die hintere Wandung von dem hinteren Befestigungsring 26 zu trennen. Die Beschädigung G umfasste einen radialen Schnitt in der hinteren Wandung 22 von dem hinteren Befestigungsring 26 nach innen zu der Umfangsversteifung 34.
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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.
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Die erfindungsgemäßen monolithischen Strukturen können vorteilhaft durch Gießen, beispielsweise durch einen Sandguss oder durch ein Modellausschmelzverfahren, hergestellt werden.
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6 und 7 zeigen eine Tür 60 für ein unter Druck stehendes Flugzeugabteil, welche nicht erfindungsgemäß ist. Die Tür 60 umfasst eine äußere Wandung oder Haut 62 zum Tragen einer Druckbelastung, eine innere Wandung 64, welche darin definierte Öffnungen 66 aufweist, und Versteifungen 68, welche zwischen den äußeren und inneren Wandung angekoppelt sind und sich auch bezüglich der inneren Wandung nach innen erstrecken. Die Versteifungen 68 umfassen T-förmige Träger, welche sich entlang von Längen- und Breitenrichtungen der Tür erstrecken und eine rechteckförmige Gitterstruktur ausbilden. Die innere Wandung 64 und die Versteifungen 68 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung 62 kann als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann alternativ separat hergestellt und dann an den Außenseiten der Versteifungen 68 angebracht werden (beispielsweise durch Verschweißen oder ein anderes geeignetes Verfahren). Die Tür 60 umfasst bevorzugt auch Türstoppeinbauteile 70, welche an den Innenseiten der Versteifungen 68 angebracht sind und entlang der Seiten der Tür angebracht sind, und welche sowohl an die innere Wandung 64 als auch an die äußere Wandung 62 ankoppeln.
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8 und 9 zeigen eine nicht unter Überdruck gesetzte Tür 80, welche nicht erfindungsgemäß ist. Die Tür 80 weist eine äußere Wandung 82, eine mit Öffnungen 86 perforierte innere Wandung 84 und Versteifungen 88 auf, welche die inneren und äußeren Wandungen verbinden. Die innere Wandung 84 und die Versteifungen 88 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung 82 kann integral als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann separat hergestellt und dann an Außenseiten der Versteifungen 88 angebracht werden.
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10 zeigt eine Türeinfassungsstruktur 100, welche nicht erfindungsgemäß ist. Die Türeinfassungsstruktur 100 umfasst eine äußere Wandung 102, eine mit Öffnungen 106 perforierte innere Wandung 104 und plattenförmige Versteifungen 108, welche die inneren und äußeren Wandungen verbinden. Die Wandungen definieren eine Türeingangsöffnung 109, welche im Flug durch eine (nicht gezeigte) Tür geschlossen ist. Die Versteifungen 108 unterteilen die Türeinfassungsstruktur 100 in eine Mehrzahl von schachtelförmigen Elementen, welche jeweils eine Öffnung 106 aufweisen. Die innere Wandung 104 und die Versteifungen 108 werden zusammen als eine einteilige monolithische Struktur hergestellt. Die äußere Wandung 102 kann integral als ein Teil dieser monolithischen Struktur hergestellt werden oder kann separat hergestellt und dann an Außenseiten der Versteifungen 108 angebracht werden. Die Struktur 100 umfasst integrale interkostale Befestigungsflansche 110 entlang ihrer entgegengesetzten vertikalen Seitenkanten für eine Befestigung an benachbarten Rahmenabschnitten des Rumpfs. Zusätzliche Befestigungsflansche 112 sind entlang der unteren horizontalen Kante der Struktur für eine Verbindung mit Bodenträgern des Flugzeugs vorgesehen, und Flansche 114 sind entlang der oberen horizontalen Kante für eine Verbindung mit Deckenträgern vorgesehen. Einem Versagen eines Elements entlang des Innenrands der Struktur 100 wird durch eine Lastübertragung zu einer ähnlichen Einrichtung an dem Außenrand Rechnung getragen.
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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.
