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Gebiet der Technik
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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich allgemein auf ein Luftfahrzeug
mit einem Cockpit-Boden, der insbesondere mehrere Längsträger aufweist,
die mit mehreren Querträgern
zusammengebaut sind.
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Stand der Technik
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Bekannterweise
hat der Cockpit-Boden eines Luftfahrzeugs eine Form, die an die
Verjüngung des
Rumpfes angepasst ist, die in diesem Teil des Luftfahrzeugs anzutreffen
ist, und zwar insofern als seine Breite nach vorne hin abnimmt.
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Außerdem kann
sich diese Art von Boden nach hinten bis zu einem Kabinenabschnitt
des Luftfahrzeugs erstrecken, und bildet allgemeiner gesagt den
Boden des ganzen Nasen- bzw. Bugabschnitts des Luftfahrzeugs.
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Solche
Böden werden
hierbei so ausgestaltet, dass sie mehreren spezifischen Bedürfnissen
genügen,
wie z. B. der Notwendigkeit, Öffnungen
für die Eingliederung
von Steuerknüppel
und der zentralen Konsole des Cockpits zu bieten, das Gehen der
Insassen des Luftfahrzeugs zu ermöglichen, die Installation verschiedener
Einrichtungen zu gestatten, wie z. B. elektrischer Möbel oder
von Sitzen, die Aufnahme mechanischer Belastungen zu gewährleisten,
die im Fall eines Crashs des Luftfahrzeugs auftreten, oder auch
den unteren Abschnitt des oberen Teils dieses Luftfahrzeugs elektromagnetisch
zu isolieren.
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Der
technische Hintergrund der Anordnung eines Luftfahrzeugbodens ist
durch das Dokument
US-A-4479621 veranschaulicht.
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Aus
dem Stand der Technik sind Cockpit-Böden bekannt, welche metallische
Längsträger und Querträger aufweisen,
die beispielsweise aus Aluminium oder einer seiner Legierungen hergestellt
sind, um eine gute mechanische Steifigkeit zu bieten. Außerdem wird
die Gesamtsteifigkeit eines solchen Bodens durch das Vorhandensein
von Kästen
verstärkt, die
durch Aneinanderfügen
von oberen und/oder unteren Metallblechen auf einem Abschnitt der
von den Längsträgern und
Querträgern
gebildeten Einheit erreicht wird.
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Es
ist anzumerken, dass die an den lateralen Enden des Bodens befindlichen
Kästen
auch als Befestigungsmittel dieses Bodens an dem Rumpfrahmen des
Cockpits dienen, und infolgedessen dank ihrer Positionierung zwischen
den Rahmen ermöglichen,
eine Funktion der Aufnahme von Belastungen zu erfüllen, die
in der Longitudinalrichtung ausgeübt werden und zwischen einer
Hauptstruktur des Bodens und dem Rumpfrahmen des Cockpits verlaufen. Es
wird darauf hingewiesen, dass diese Kräfte, die in einer Longitudinalrichtung
ausgeübt
werden, hauptsächlich
im Fall eines Crashs des Luftfahrzeugs auftreten und dazu führen, dass
der Boden stark nach vorne gegen die Rumpfrahmen drückt. Außerdem kann
diese Art von Belastungskräften
auch während der
Phasen der Druckbeaufschlagung des Luftfahrzeugs auftreten und ein
Aufbauchen des Cockpits hervorrufen. Die Intensität dieser
Kräfte
ist hierbei aber viel geringer als die bei einem Crash des Luftfahrzeugs
zu beobachtende.
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Andererseits
sind die Abschnitte der Einheit, die nicht mit Kästen versehen sind, durch eine
obere Verkleidung vom Bienenwaben-Sandwich-Typ bedeckt, was insbesondere
ermöglicht,
dass die Insassen auf dem Boden gehen können.
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Bei
dieser Art der Ausführung
nach dem Stand der Technik hat sich ein Hauptnachteil ergeben, der
von der Benutzung der Kästen
herrührt,
um die Aufnahme der Kräfte
zu gewährleisten,
die in der Longitudinalrichtung des Luftfahrzeugs auftreten.
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Die
Montage der Kästen
an dem Rahmen des Rumpfes ist nämlich
langwierig und mühsam
umzusetzen, da es notwendig sein kann, eine sukzessive Demontage
und Montage der unteren und oberen Häute bzw. Verkleidungen dieser
Kästen
vorzunehmen.
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Abriss der Erfindung
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Aufgabe
der Erfindung ist es demnach, ein Luftfahrzeug vorzuschlagen, das
einen Cockpit-Boden aufweist, wobei dieser Boden zumindest teilweise
den oben genannten Nachteil in Bezug auf die Ausführungen
nach dem Stand der Technik beseitigt. Hierzu wird ein Cockpit-Boden
für ein
Luftfahrzeug vorgeschlagen, wobei dieser Boden mehrere Längsträger aufweist,
die sich in einer Längsrichtung
des Luftfahrzeugs erstrecken, sowie mehrere Querträger, die
an den Längsträgern angebracht
sind und sich in einer Querrichtung des Luftfahrzeugs erstrecken, wobei
die Längsträger und
Querträger
eine Primärstruktur
des Bodens bilden und letzterer auch Befestigungsmittel umfasst,
die seine Montage am Rumpf des Luftfahrzeugs ermöglichen. Gemäß der Erfindung
umfassen die Befestigungsmittel mehrere Kurbelteile zur Aufnahme
von in der Längsrichtung
einwirkenden Kräften,
wobei die Kurbelteile jeweils ein mit der Hauptstruktur verbundenes
hinteres Ende und ein mit dem Rumpf zu verbindendes vorderes Ende
aufweisen, so dass jedes Kurbelteil derart ausgerichtet ist, dass
es von einer Mitte des Bodens nach vorne beabstandet ist.
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Es
wird darauf hingewiesen, dass das vordere Ende der Kurbelteil dazu
vorgesehen ist, mit dem Rumpf verbunden zu werden und vorzugsweise
mit einem Längsflügel des
Rumpfes, der an dem Rahmen des Rumpfes fest angebracht ist.
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Vorteilhafterweise
stellen die Kurbelteile des Bodens gemäß der Erfindung die Aufnahme
von Kräften
sicher, die in der Longitudinalrichtung ausgeübt werden, und sie können einfach
und rasch am Rumpf des Luftfahrzeugs angebracht werden, indem lediglich
eine Montage ihres Vorderendes an diesem Rumpf vorgenommen wird,
beispielsweise auf gelenkige Art. In diesem Zusammenhang gestattet
die Tatsache, das Vorderende an einem Längsflügel des Rumpfes anzubringen,
der fest an dem Rumpfrahmen montiert ist, sowie vorzugsweise an
einer Außenhaut
dieses Rumpfes, die Kräfte
bzw. Belastungen auf sehr homogene Weise zu zerstreuen bzw. abzuleiten.
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Es
ist offensichtlich, dass die für
die Anbringung solcher Kurbelteile erforderlichen Arbeiten viel weniger
mühsam
sind als die auf die sukzessive Demontage und Montage der unteren
und oberen Verkleidungen der Kästen
gerichteten Arbeiten, wie dies früher der Fall war.
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Übrigens
ist die Lösung
mit den Kurbelteilen der Verjüngung
der Breite des Rumpfes, die im Cockpitteil des Luftfahrzeugs vorhanden
ist, vollkommen angepasst.
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Selbstverständlich sind
die so angeordneten Kurbelteile dazu vorgesehen, im Fall eines Crashs des
Luftfahrzeugs komprimiert zu werden, und während der Druckbeaufschlagungsphasen
des Luftfahrzeugs, die ein Aufblasen des betreffenden Abteils hervorruft,
im Zug beansprucht zu werden. Es wird jedoch darauf hingewiesen,
dass die Hauptrolle dieser Kurbelteile die Kraftaufnahme im Fall
eines Crashs des Luftfahrzeugs ist, wobei die Kraftaufnahmefunktion,
die in den Druckbeaufschlagungsphasen in der Longitudinalrichtung
erfolgt, lediglich sekundär
ist.
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Infolgedessen
hat ein solcher Cockpit-Boden den Vorteil, Kurbelteile zur Kraftaufnahme
longitudinal aufnehmen zu können,
deren Länge
in Bezug auf Kurbelteile, die so ausgerichtet wären, dass sie von einer Mitte
des Fußbodens
nach hinten beabstandet sind, wesentlich verringert ist, und zwar
wegen der Verjüngung
des Rumpfes nach vorne, die auf Höhe dieses Cockpitteils des
Luftfahrzeugs stattfindet. Die Verringerung der Länge der
Kurbelteile ermöglicht
es somit, die Entflammungsprobleme bei Kompressionsphasen dieser
Kurbelteile, die im Fall eines Crashs des Luftfahrzeugs auftreten,
erheblich zu reduzieren.
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Vorzugsweise
ist das hintere Ende jedes der Kurbelteile mit einem Ende eines
der Längsträger und/oder
einem Ende eines der Querträger über ein Beschlagteil
verbunden. In einem solchen Fall, in dem das hintere Ende jedes
Kurbelteils mit der Peripherie der Hauptstruktur verbunden ist,
kann man vorsehen, dass jedes einem Kurbelteil zugeordnete Beschlagteil
einerseits fest an einem Ende eines der Längsträger und/oder an einem Ende
eines der Querträger
angebracht ist, und andererseits gelenkig am hinteren Ende des zugeordneten
Kurbelteils angebracht ist. Im Hinblick darauf ist die Lösung, die darauf
abzielt, das hintere Ende jedes der Kurbelteile mit einem Ende eines
der Längsträger zu verbinden, gegenüber derjenigen
hinsichtlich der Verbindung dieses hinteren Endes mit einem Ende
eines der Querträger
bevorzugt, da es die Längsträger sind,
die so dimensioniert sind, dass sie in der Longitudinalrichtung
einwirkende Kräfte
korrekt aufnehmen können.
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Indem
auch vorgesehen ist, dass die Gelenkverbindung zwischen dem Beschlagteil
und dem hinteren Ende des zugeordneten Kurbelteils in einer Vertikalrichtung
des Luftfahrzeugs ausgerichtet ist und dass das vordere Ende dieses
Kurbelteils am Rumpf über
eine ebenfalls in der Vertikalrichtung ausgerichtete Gelenkverbindung
angebracht ist, ergibt sich hieraus, dass jedes Kurbelteil lediglich
zur Aufnahme von Kräften
geeignet ist, die in der Longitudinalrichtung des Luftfahrzeugs
einwirken und zwischen dem Längsflügel des
betreffenden Rumpfes und der Hauptstruktur des Bodens verlaufen.
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Bevorzugterweise
ist jedes Beschlagteil auch fest an einer Haut bzw. Umhüllung angebracht, mit
der es in Kontakt steht, wobei diese Umhüllung, welche die Hauptstruktur
des Bodens bedeckt, zwischen der Hauptstruktur und dem Beschlagteil
gelegen ist.
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Mit
anderen Worten ist das Beschlagteil einstückig mit der Hauptstruktur
und der über
dieser angebrachten oberen Haut bzw. Umhüllung ausgebildet, so dass
die über
das Kurbelteil verlaufenden Kräfte
gleichzeitig auf diese beiden Elemente übertragen werden können, und
sich dann über
letztere weiter verbreiten. Außerdem
ist es klar, dass die Verbindung des Kurbelteils mit der oberen
Umhüllung eine
bessere Ausbreitung der übertragenen
Kräfte ermöglicht.
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Wie
schon erwähnt
wurden, kann vorgesehen werden, dass das vordere Ende jedes der
Kurbelteile dazu bestimmt ist, auf gelenkige Weise am Rumpf des
Luftfahrzeugs angebracht zu werden, und vorzugsweise auf einem Längsflügel des
Rumpfes, der an dem Rumpfrahmen angebracht ist.
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Vorzugsweise
befindet sich jedes Kurbelteil in einer Ebene, die gemeinsam durch
die Longitudinal- und Transversalrichtungen festgelegt ist, und
ist in Bezug auf diese Longitudinalrichtung um einen zwischen 0° und 30° gelegenen
Winkel geneigt. Außerdem
ist jedes Kurbelteil, wie schon erwähnt wurde, und wegen der Verschmälerung des
Rumpfes, die auf diesem Niveau anzutreffen ist, derart ausgerichtet,
dass es von einer Mitte des Bodens nach vorne hin beabstandet ist,
wobei der Betrag dieser Beabstandung natürlich mit dem für den o.
g. Winkel gewählten
Wert verbunden ist.
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Es
kann vorgesehen sein, dass die Längsträger und
die Querträger,
die zusammen die Hauptstruktur des Bodens bilden, alle aus Verbundmaterial
hergestellt sind. Dies ermöglicht
es vorteilhafterweise, eine erhebliche Verringerung der Gesamtmasse
dieses Bodens zu erzielen. Es wird darauf hingewiesen, dass die
festzustellende Verringerung der Masse über 20% in Bezug auf herkömmliche
Lösungen
aus dem Stand der Technik, die Metallmaterialien einsetzen, erreichen
kann.
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Übrigens
sind die Querträger
und Längsträger aus
Verbundmaterial vorteilhafterweise nicht mehr den vorher auftretenden
Korrosionsrisiken ausgesetzt.
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Schließlich ist
anzumerken, dass die Art des bei dem Boden gemäß der Erfindung verwendeten Materials
kompatibel mit der Gesamtheit der spezifischen, oben erwähnten Bedürfnisse
ist, insbesondere was die mechanische Kraftaufnahme im Fall eines Crashs
des Luftfahrzeugs angeht.
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Vorzugsweise
sind die Längsträger und
die Querträger
aus einem Verbundmaterial auf der Basis von mit Harz getränkten Kohlenstofffasern
hergestellt. Dieses Harz ist vorzugsweise ein thermoplastisches
Harz, wie z. B. das PEEK-, PEKK-, PPS-Harz etc..
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Das
PEEK-Harz ist zwar wegen seiner hohen mechanischen Beanspruchbarkeit,
die es leisten kann, bevorzugt, es können aber auch andere Arten thermoplastischer
Harze eingesetzt werden, wie z. B. das oben erwähnte sogenannte PPS-Harz, das durch
Polymerisierung von Phenylensulfid erhalten wird. Außerdem könnten auch
bei Wärme
aushärtbare
Harze verwendet werden.
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Weitere
Vorteile und Eigenschaften der Erfindung gehen aus der detaillierten,
nicht-einschränkenden
folgenden Beschreibung hervor.
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Kurzbeschreibung der Zeichnungen
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Diese
Beschreibung erfolgt mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen, in denen
zeigen:
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1 eine
auseinandergezogene, perspektivische Teil-Schnittansicht eines Nasen-
bzw. Bugabschnitts eines Luftfahrzeugs, wobei letzterer einen Cockpit-Boden
gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung aufweist,
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2 eine
perspektivische Ansicht der Primärstruktur
des in 1 dargestellten Cockpit-Bodens,
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3 eine
perspektivische vergrößerte Teilansicht
der 2, die insbesondere die Montageanordnung zwischen
den Längsträger- und
Querträger-Abschnitten
zeigt,
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4 eine
perspektivische Teilansicht des in 1 gezeigten
Cockpit-Bodens, wobei der Boden ohne seine Umhüllung dargestellt ist,
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5 eine
Draufsicht auf den in Fig. gezeigten Cockpit-Boden, die dem im 4 dargestellten Boden
entspricht, an dem eine Außenhaut
angebracht ist, sowie Befestigungsmittel, die dessen Montage an
dem Rumpfrahmen des Cockpits ermöglichen,
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6 eine
perspektivische Ansicht, die im einzelnen die in 5 gezeigten
Befestigungsmittel darstellt, und
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7 eine
vergrößerte Teilansicht
der Darstellung der 6, wobei ein Rumpfabschnitt
des Luftfahrzeugs hinzugefügt
ist.
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Detaillierte Beschreibung einer bevorzugten
Ausführungsform
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In 1 ist
teilweise das Vorderteil eines Luftfahrzeugs 1 und im einzelnen
der Nasenabschnitt dieses Luftfahrzeugs dargestellt, der einen Cockpit-Boden 4 gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung aufweist.
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In
der gesamten folgenden Beschreibung wird übereinkunftsgemäß X als
Longitudinalrichtung des Luftfahrzeugs 1 bezeichnet, Y
als die transversal in Bezug auf das Luftfahrzeug ausgerichtete
Richtung, und Z als die Vertikalrichtung, wobei diese drei Richtungen
untereinander orthogonal sind.
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Andererseits
sind die Begriffe "vorne" und "hinten" bezüglich einer
Vorwärtsbewegungsrichtung des
Luftfahrzeugs anzusehen, die infolge der von den Triebwerken des
Luftfahrzeugs ausgeübten Schubkraft
auftritt, wobei diese Richtung schematisch durch den Pfeil 6 dargestellt
ist.
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Wie
in 1 zu erkennen ist, erstreckt sich der Cockpit-Boden 4 in
einer Ebene XY auf im wesentlichen der gesamten Länge des
Nasenabschnitts 2 des Luftfahrzeugs und ist an dessen Rumpf 7 angebracht.
Wie im einzelnen später
erläutert
wird, ist der Cockpit-Boden 4 einerseits an Längsflügeln des Rumpfes 7b angebracht,
die wiederum fest am Rumpfrahmen 7a und an einer Außenhaut
des Rumpfes 7c montiert sind, und andererseits fest an ebendiesem
Rumpfrahmen 7a. Es ist anzumerken, dass die Rahmen 7a untereinander
in der Richtung X des Luftfahrzeugs beabstandet sind und auf beiden Seiten
des Bodens 4 in der Y-Richtung verteilt sind.
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Außerdem verfügt der Boden 4 über eine Form,
die sich in der Richtung Y nach vorne hin verjüngt, und zwar in dem Maße der Verjüngung des Rumpfes 7 in
ebendieser Richtung.
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Andererseits
kann der Nasenabschnitt 2 einen vorderen Raum eines Steuerpostens 8 sowie
einen hinteren Kabinenraum 10 aufweisen, wobei diese beiden
Räume 8, 10 für gewöhnlich durch
eine Trennwand (nicht dargestellt) abgetrennt sind. Allgemeiner
gesagt erstrecken sich der Nasenabschnitt eines Luftfahrzeugs und
der Cockpit-Boden über
etwa 10% der Gesamtlänge
dieses Luftfahrzeugs in der X-Richtung, d. h. über einige Meter hinweg, beispielsweise über 3 bis
5 Meter. Wenn das Luftfahrzeug hauptsächlich zum Transport von Fracht
und/oder Militärausrüstungen
bestimmt ist, ist beispielsweise sein Nasenabschnitt nach hinten
von einer Zone begrenzt, die zum Lagern der eben genannten Elemente
vorgesehen ist.
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Wie
dargestellt ist, kann der Cockpit-Boden 4 eventuell aus
zwei unterschiedlichen Abschnitten gebildet sein, die mechanisch
zusammengefügt
werden, wobei die Trennung zwischen einem vorderen Abschnitt 4a und
einem hinteren Abschnitt 4b des Bodens beispielsweise auf
Höhe der
den Vorderraum des Steuerpostens 8 und den hinteren Kabinenraum 10 trennenden
Trennwand gelegen ist. Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern,
wird bei der folgenden Beschreibung trotzdem davon ausgegangen, dass
der Cockpit-Boden 4 ein einziges Element bildet, das sich
im wesentlichen von einem Ende zum andern des Nasenabschnitts 2 des
Luftfahrzeugs erstreckt.
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Es
wird nun auf 2 eingegangen, in der eine Primär- oder Hauptstruktur 12 des
in 1 gezeigten Bodens 4 zu erkennen ist,
wobei diese Primärstruktur 12 durch
eine Baueinheit zwischen mehreren Längsträgern 14, die sich
in der X-Richtung erstrecken, und mehreren Querträgern 16,
die sich in der Y-Richtung des Luftfahrzeugs erstrecken, gebildet
ist. Es ist darauf hinzuweisen, dass diese Primärstruktur 12 einen
wichtigen Teil der Gesamtsteifigkeit des Cockpit-Bodens 4 gewährleistet.
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Die
Längsträger 14,
die beispielsweise zu sechst vorgesehen sind, sind jeweils aus einem
Verbundmaterial hergestellt, vorzugsweise aus einem thermoplastischen
Verbundmaterial, das mittels Kohlenstofffaserfältelungen, die mit PEEK-, PEKK-
oder PPS-Harz durchtränkt
sind.
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Jeder
Längsträger 14 weist
hierbei vorzugsweise einen transversalen Querschnitt in Form eines C ähnlich einer
um 90° gedrehten
U-Form auf, die besonders leicht mittels einer Stanzpresse erhältlich ist, wobei
letztere es auch gestattet, leicht ein C herzustellen, dessen obere
und untere Zweige sowie deren Basis im wesentlichen die gleiche
Dicke aufweisen, die beispielsweise zwischen 2 und 5 Millimeter
liegt.
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Auf
analoge Weise sind die Querträger 16, die beispielsweise
zu siebt vorgesehen sind, ebenfalls aus einem Verbundmaterial hergestellt,
vorzugsweise aus einem thermoplastischen Verbundmaterial, das mittels
mit PEEK-, PEKK- oder PPS-Harz durchtränkten Kohlenstofffaser-Bündeln erhalten wird.
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Jeder
Querträger 16 weist
hierbei auch vorzugsweise einen Querschnitt in Form eines C ähnlich einer
um 90° gekippten
U-Form auf, deren obere und untere Zweige und deren Basis im wesentlichen
die gleiche Dicke haben, die beispielsweise zwischen 2 und 5 Millimetern
liegt.
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Vorzugsweise
ist jeder Querträger 16 aus
einem einzigen Stück
hergestellt und erstreckt sich in der Y-Richtung auf der gesamten
Breite der Primärstruktur 12.
Demgegenüber
ist jeder Längsträger 14 in
Wirklichkeit aus mehreren Längsträgerabschnitten 14a zusammengesetzt
und erstreckt sich in der X-Richtung auf der gesamten Länge der
Primärstruktur 12.
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Genauer
gesagt ist jeder Längsträgerabschnitt 14a eines
bestimmten Längsträgers 14 zwischen
zwei direkt aufeinanderfolgenden Querträgern 15 in der Richtung
X positioniert und verfügt über zwei
Enden, die jeweils starr an eben diesen direkt aufeinanderfolgenden
Querträgern 16 anmontiert sind.
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In
diesem Zusammenhang ist anzumerken, dass der Vorteil einer solchen
Konfiguration in der Tatsache begründet liegt, dass die oberen
Zweige oder Leisten der Längsträgerabschnitte 14a und
der Querträger 16 in
einer gleichen Ebene XY angeordnet sind, wobei diese oberen Zweige
eines C infolgedessen gestatten, zusammen eine obere plane Oberfläche der
Primärstruktur 12 zu
bilden.
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3 zeigt
beispielhaft, dass die Längsträgerabschnitte 14a an
den Querträgern 16 mittels
Verbindungselementen 20 anmontiert sind, die ebenfalls jeweils
aus einem Verbundmaterial hergestellt sind, vorzugsweise aus einem
thermoplastischen Verbundmaterial, das mittels mit PEEK-Harz, PEKK-Harz
oder PPS-Harz durchtränkten
Kohlenstofffaser-Bündeln erhalten
wird.
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Insgesamt
ist jedes Verbindungselement 20 aus drei planen Flächen gebildet,
die gemeinsam eine Kofferecke bilden. Mit anderen Worten umfasst ein
Element 20 eine erste plane Fläche 32, die in einer
XZ-Ebene ausgerichtet ist, eine zweite plane Fläche 34, die in einer
YZ-Ebene ausgerichtet ist, sowie eine dritte plane Fläche 36,
die in einer XY-Ebene ausgerichtet ist, wobei jede dieser drei Flächen über zwei
(nicht bezeichnete) Verbindungsgrate verfügt, die jeweils die Verbindung
mit den beiden anderen Flächen
herstellen. Außerdem
verfügen
die drei Flächen 32, 34, 36 vorzugsweise über ein-
und dieselbe Dicke, und sie vereinigen sich alle in einer im wesentlichen
abgerundeten Zone 37.
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Es
wird nun auf 4 eingegangen, in der ein Abschnitt
des Cockpit-Bodens 4 zu erkennen ist, wobei dieser Boden 4 die
Hauptstruktur 12 aufweist, an der die peripheren Längsträger 42 anmontiert sind,
wobei letztere identisch oder ähnlich
den Längsträgerabschnitten 14 der
Hauptstruktur 12 sind. Wie aus 4 klar hervorgeht,
gestatten die peripheren Längsträger 42 eine
Verbindung untereinander und von je zwei Enden der Querträger 16 der Primärstruktur 12.
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Als
veranschaulichendes Beispiel wird angeführt, dass der Boden 4 auch
mit einem kleinen Längsträger 44 versehen
ist, der hinter der Primärstruktur 12 gelegen
ist und mit einem hinteren Querträger 16 eine Ausnehmung 46 in
der Struktur 12 festlegt, wobei diese Ausnehmung 46 zur
Aufnahme einer Leiter (nicht dargestellt) ausgelegt ist, deren obere
Stufe sich in Nähe
des kleinen Längsträgers 44 befindet.
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Andererseits
sind vordere Sekundär-Längsträger 48, 49,
die vorzugsweise zu viert vorgesehen und aus einem thermoplastischen
Verbundmaterial hergestellt sind, das mittels PEEK-, PEKK- oder PPS-Harze
und Kohlenstofffaserbündeln
erhalten wird, fest mit dem vordersten Querträger 16 der Primärstruktur 12 verbunden.
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Die
beiden Sekundär-Längsträger 48,
die sich am weitesten in der Mitte befinden, begrenzen zusammen
einen Raum 50 zur Aufnahme einer zentralen Konsole des
Cockpits (nicht dargestellt) und können jeweils in der Verlängerung eines
Längsträgers 14 der
Struktur 12 gelegen sein. Außerdem können sie miteinander an der
Vorderseite mittels eines kleinen Querträgers 51 verbunden
sein, der auch die zentrale Konsole haltern kann.
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Andererseits
begrenzen die beiden Sekundär-Längsträger 49, die sich lateral
befinden, jeweils mit einem der zwei Sekundär-Längsträger 48 einen Raum 52 zur
Aufnahme von Steuerknüppeln
(nicht dargestellt), so dass die beiden erhaltenen Räume 52 auf
beiden Seiten des Raums 50 in der Transversalrichtung Y
des Luftfahrzeugs gelegen sind.
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Der
Cockpit-Boden 4 weist außerdem Versteifungselemente 54 auf,
die sich vorzugsweise in der Y-Richtung zwischen den Querträgern 16 der
Primärstruktur 12 erstrecken.
Die Versteifungselemente 54 sind beispielsweise aus einem
Verbundmaterial hergestellt, vorzugsweise aus einem thermoplastischen
Verbundmaterial, das mittels PEEK-, PEKK- oder PPS-Harzen und Bündeln von
Kohlenstofffasern gewonnen wird, und sind beispielsweise in einer Anzahl
zwischen zwei und fünf
zwischen den direkt in der X-Richtung aufeinanderfolgenden Querträgern 16 vorgesehen.
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Die
oberen Abschnitte der Versteifungslemente 54 legen gemeinsam
eine obere Oberfläche fest,
die mit die oberen Oberfläche
der Primärstruktur 12 zusammenfällt, auf
der eine Haut bzw. Umhüllung 62 aufgebracht
ist, wie sie in 5 dargestellt ist.
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Diese
Umhüllung 62 ist
starr an den Längsträgern 14,
den Querträgern 16 sowie
an den Versteifungselementen 54 angebracht. Hierzu ist
anzumerken, dass diese Elemente 54 vorzugsweise an einer unteren
Oberfläche
der Umhüllung 62 angebracht werden,
beispielsweise durch Vernieten, bevor die untere Oberfläche dieser
Umhüllung 62 an
den oberen Zweigen der Längsträger 14 und
der Querträger 16 anmontiert
wird.
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Auch
hier wird die Haut bzw. Umhüllung 62 vorzugsweise
aus einem Verbundmaterial in einer im wesentlichen konstanten Dicke
hergestellt, und vorzugsweise aus einem thermoplastischen Verbundmaterial,
das mittels PEEK-, PEKK- oder
PPS-Harz und Kohlenstofffaser-Bündeln
erhalten wird.
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In 5,
in der die Primärstruktur 12 nicht von
einer unteren Umhüllung
bedeckt ist, ist somit zu beachten, dass die obere Umhüllung 62 lediglich Halbkästen mit
den Längsträgern 14 und
den Querträgern 16 bildet.
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Wiederum
in 5 ist zu erkennen, dass der Boden 4 mit
Befestigungsmitteln 64 versehen ist, die dessen Montage
am Rumpf 7 gestatten, und insbesondere an den Längsflügeln 7b sowie
an dem Rumpfrahmen 7a.
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Allgemein
sind die Befestigungsmittel 64 aus mehreren Gelenkverbindungen 66 gebildet,
die eine Drehung in der X-Richtung gestatten, sowie aus mehreren
Kurbelteilen 68, welche für die Aufnahme der in der gleichen
X-Richtung ausgeübten
und zwischen der starren Struktur 12 und dem Rumpf 7 (in dieser 5 nicht
dargestellt) verlaufenden Kräfte sorgen.
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Was
die Gelenkverbindungen 66 betrifft, die im folgenden kurz
beschrieben werden, so ist jede von ihnen an einem Ende eines der
Querträger 16 angebracht,
und zwar so, dass sie an einem in seiner Nähe gelegenen Rumpfrahmen 7a befestigt
werden kann. Genauer gesagt trägt
jeder Querträger 16 des Bodens 4 zwei
Gelenkverbindungen 66, die jeweils an seinen beiden Enden
angeordnet sind.
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Allgemein
gestattet das Vorhandensein einer solchen Gelenkverbindung 66 zwischen
einem Querträger 16 und
einem zugeordneten Rumpfrahmen 7a, über einen echten Freiheitsgrad
zwischen diesen zwei Elementen zu verfügen, was zur Folge hat, das Moment
um die Längsrichtung
X herum, das sich bei den Ausführungen
nach dem Stand der Technik findet, bei denen ein solches Moment
effektiv über
die Rumpfrahmen 7a und die Querträger 16 des Bodens 4 hauptsächlich während der
Druckbeaufschlagungsphase des Luftfahrzeugs eingeführt wird,
zu beseitigen.
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So
sind diese Gelenkverbindungen 66 also in der Lage, die
Kraftaufnahme der in der Y- und Z-Richtung ausgeübten Kräfte, die zwischen der starren Struktur 12 und
dem Rumpfrahmen 7a des Cockpits verlaufen, aufzunehmen.
Was die Aufnahme der Kräfte
betrifft, die in der X-Richtung ausgeübt werden und zwischen der
starren Struktur 12 und dem Rumpf 7 des Cockpits
verlaufen, so wird diese von den Kurbelteilen 68 bewerkstelligt,
die nachstehend beschrieben werden.
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Aus
der gleichzeitigen Bezugnahme auf die 5 und 6 ist
zu erkennen, dass die Befestigungsmittel 64 sechs Kurbelteile 68 aufweisen,
die auf symmetrische Weise in Bezug auf eine XZ-Ebene, welche den
Boden 4 in seiner Mitte durchsetzt, verteilt sind und somit
durch eine longitudinale Hauptachse (nicht dargestellt) des Luftfahrzeugs
verlaufen.
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Selbstverständlich kann
die Anzahl von Kraftaufnahme-Kurbelteilen 68 in
Abhängigkeit
von den bestehenden Bedürfnissen
angepasst werden, ohne über
den Rahmen der Erfindung hinauszugehen.
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Bei
dieser bevorzugten Ausführungsform, bei
der jede der vier Seiten des Bodens 4 mit drei Kurbelteilen 68 versehen
ist, ist anzumerken, dass jedes dieser Kurbelteile 68 einem
Beschlagteil 70 zugeordnet ist, der fest an der oberen
Umhüllung 62 angebracht
ist, sowie an einem Ende eines der Längsträger 14 und/oder an
einem Ende eines der Querträger 16,
wobei die Lösung
der Anbringung an einem Ende eines der Längsträger 14 bevorzugt ist.
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Genauer
gesagt ist jedes Beschlagteil 70 an der oberen Umhüllung 62 angeordnet,
an der es mittels herkömmlichen
Montagemitteln vom Nietentyp fest angebracht ist, wobei diese Montagemittel
der Reihe nach von oben nach unten das Beschlagteil 70,
die Umhüllung 62 und
mindestens einen Teil eines Endes eines der Längsträger 14 und/oder einen Teil
eines Endes eines der Querträger 16 durchsetzen.
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Jedes
Beschlagteil 70, das also an einem Umfangsabschnitt der
starren Struktur 12 befestigt ist, erstreckt sich so, dass
es teilweise aus eben dieser Struktur 12 in der X-Richtung
und/oder in der Y-Richtung vorsteht, so dass dieser vorstehende
Abschnitt des Beschlagteils 70 auf einfache Weise an einem
hinteren Ende des zugeordneten Kurbelteils 68 angebracht
werden kann.
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Die
Montage erfolgt hierbei mittels einer Gelenkverbindung 72,
die zwischen dem Beschlagteil 70 und dem hinteren Ende
des zugeordneten Kurbelteils 68 angeordnet ist, wobei diese
Gelenkverbindung 72 in der Z-Richtung des Luftfahrzeugs
ausgerichtet ist und insbesondere dazu dient, Fertigungsspiele auszugleichen.
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Desgleichen
ist das Vorderende jedes Kurbelteils 68 seinerseits dazu
vorgesehen, am Längsflügel 7b angebracht
zu werden, der fest an dem Rumpfrahmen 7a und an der Außenhaut
des Rumpfes 7c (in 6 nicht
dargestellt) mittels einer Gelenkverbindung 74, die in
der Z-Richtung ausgerichtet ist, angebracht ist, so dass diese Kurbelteile 68 lediglich
die in der X-Richtung ausgeübten
und zwischen den Längsflügeln 7b und
der Hauptstruktur 12 verlaufenden Kräfte aufnehmen.
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Es
wird nun speziell auf 7 eingegangen, wobei auf detaillierte
Weise die Anordnung zwischen den verschiedenen Elementen des Rumpfes 7 und der
Kurbelteile 68 des Bodens 4 beschrieben ist.
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In
dieser 7 ist lediglich die linke Vorderseite des Cockpits
zu erkennen, es versteht sich jedoch, dass die rechte Vorderseite
identisch ist. Deswegen wird letztere nicht weiter beschrieben.
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Zunächst ist
zu erkennen, wie dies auch in 1 dargestellt
ist, dass der Rumpf 7 die fest an dem Rumpfrahmen 7a angebrachte
Außenhaut
bzw. äußere Umhüllung 7c aufweist,
die sich jeweils insgesamt in einer YZ-Ebene erstreckt. Außerdem umfasst
der Rumpf 7 den Längsflügel 7b,
der seinerseits insgesamt in einer XY-Ebene gelegen ist, vorzugsweise
identisch zu der, in der sich die obere Umhüllung 62 befindet,
welche die Hauptstruktur 12 des Bodens 4 bedeckt.
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Der
Längsflügel 7b,
der in 7 gekürzt
dargestellt ist, kann aus mehreren Teilstücken hergestellt sein, beispielsweise
zwei, und ist fest an dem Rahmen 7a sowie an der Außenhaut 7c vorzugsweise
mittels (nicht dargestellten) Winkelprofilen angebracht. In diesem
Fall kann vorgesehen sein, dass auf jeder Seite des Cockpits der
Längsflügel 7b sich im
wesentlichen parallel zu der Krümmung
der Außenhaut 7c des
Rumpfes 7, in einer XY-Ebene betrachtet, auf einer Länge von
etwa 2,50 Meter mittels zweier Teilstücke von etwa jeweils 1,25 Meter
erstreckt.
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Um
einen Kontakt und eine Befestigung zwischen einem äußeren Steg 7b1 des
Längsflügels 7b und
der Innenseite der Außenhaut 7c zu
erhalten, weist der Flügel 7b Ausnehmungen 69 auf,
welche den Durchgang der Rumpfrahmen 7a ermöglichen. So
nehmen diese Ausnehmungen 69 jeweils die Form einer auf
der Seite des äußeren Stegs 7b1 offenen
Einkerbung an und erstrecken sich allgemein in der Y-Richtung, und
ihre Form ist im wesentlichen identisch mit einem Querschnitt des
Rahmens 7a, der sie durchsetzen soll.
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Wie
in dieser 7 zu erkennen ist, ist das Vorderende
jedes Kurbelteils 68 mit Hilfe eines Beschlagteils 71 auf
Höhe eines
inneren Stegs des Längsflügels 7b verbunden. Übrigens
ist es zur Gewährleistung
einer guten Verteilung der Kräfte
angebracht, dass jedes Kurbelteil 68 so angeordnet ist, dass
seine fiktive Verlängerung,
d. h. seine virtuelle Sichtlinie, eine Verbindungszone zwischen
der Außenhaut 7c und
einem vor dem betreffenden Kurbelteil 68 gelegenen Rumpfrahmen 7a schneidet.
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Wiederum
gemäß 6 wird
auf detaillierte Weise die Positionierung der drei Beschlagteile 70, die
jeweils den drei Kraftaufnahme-Kurbelteilen 68 zugeordnet
sind, auf einer der beiden Seiten des Bodens 4 beschrieben.
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Zunächst ist,
was das vorderste Kraftaufnahme-Kurbelteil 68 betrifft,
das zugeordnete Beschlagteil 70 über der Umhüllung 62 an einer
Stelle befestigt, die es ihm gestattet, auch mit einem Ende so fest verbunden
zu sein, dass es sich von der Mitte des Bodens 4 nach vorne
hin ausweitet, im Gegensatz zu den peripheren Längsträgern 42, die von der
Mitte des Bodens 4 aus nach hinten auseinandergehen.
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Genauer
gesagt ist jedes der sechs Kurbelteile 68, die vorzugsweise
alle in einer gleichen XY-Ebene angeordnet sind, die geringfügig über derjenigen
der oberen Oberfläche
der Haut bzw. Umhüllung 62 gelegen
ist, um einen Winkel α in
Bezug auf die X-Richtung geneigt, der zwischen 0 und 30° liegt. Vorzugsweise
wird der Wert bzw. die Größe des Winkels α so gewählt, dass
er sie so nahe wie möglich
an 0° liegt,
und kann für
jedes der Kurbelteile 68 unterschiedlich sein. Übrigens
sind diese Kurbelteile 68 jeweils an einem Längsflügel des
Rumpfes 7b befestigt, wie dies mit Bezug auf 7 beschrieben
wurde.
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Außerdem ist
es erwünscht,
keine Kurbelteile mit zu großen
Längen
zu wählen,
um Entzündungsprobleme
bei Kompression zu vermeiden, und auch nicht zu kurze Längen, die
eine Montageregelung schwierig gestalten würden.
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Selbstverständlich können verschiedene Modifikationen
vom Fachmann an dem Cockpit-Boden 4, der vorstehend lediglich
als nichteinschränkendes
Beispiel beschrieben wurde, vorgenommen werden, ohne über den
vom Text der Ansprüche
definierten Rahmen der Erfindung hinauszugehen.