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Die
Erfindung bezieht sich auf eine laminierte Verbundwerkstoffstruktur
zur Erzeugung eines Teils eines Flugzeugs und weiter bezieht sich
die Erfindung auf eine Flugzeug-Tragflügelstruktur oder ein Flugzeug
mit einer derartigen laminierten Verbundwerkstoffstruktur.
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Die
Benutzung von laminierten Verbundwerkstoffen ist in der Flugzeugindustrie
allgemein bekannt. Verbundwerkstoffe werden erfolgreich beispielsweise
für die
Tragflügelbespannung
von Flugzeugen benutzt. Es wurde auch bereits vorgeschlagen, laminierte
Verbundwerkstoffe in Bauteilen zu benutzen, die eine kompliziertere
Gestalt aufweisen, beispielsweise bei einer Rippe eines Tragflügels eines
Passagier-Verkehrsflugzeuges. Derartigen Bauteilen ist gemeinsam,
dass sie im Betrieb verschiedenen Belastungen unterworfen werden
und dass diese Bauteile im Winkel abstehende Abschnitte aufweisen (d.h.
Abschnitte, die sich voneinander unter einem Winkel, gewöhnlich unter
einem rechten Winkel, erstrecken).
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Es
hat sich bei Versuchen herausgestellt, dass es verschiedene Probleme
gibt, die der Benutzung derartiger laminierter Verbundwerkstoffe
bei lasttragenden Bauteilen mit abgewinkelten Abschnitten zugeordnet
sind. Insbesondere haben laminierte Werkstoffe gewöhnlich eine
geringe Dickendurchgangsfestigkeit, d.h. das Material kann aufreißen, wenn
es (relativ niedrigen) Zugspannungen in einer Richtung normal zu
den Materialschichten ausgesetzt wird. Derartige Kräfte werden
nicht notwendigerweise direkt auf das Material ausgeübt, aber
sie können
innerhalb des Materials als Reaktion äußerer Kräfte auftreten, die auf das
Material ausgeübt
werden.
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1 veranschaulicht
ein Beispiel der Probleme, die auftreten können, wenn laminierte Verbundwerkstoffe
benutzt werden, die eine geringe Dickendurchgangsfestigkeit aufweisen. 1 zeigt schematisch
im Schnitt einen Tragflügel
mit einer allgemein C-förmig
gestalteten Rippe 1, die aus laminiertem Verbundwerkstoff
hergestellt und an der oberen Tragflügel-Beplankung 3a und
einer unteren Tragflügel-Beplankung 3b befestigt
ist. Der in dem zwischen der Rippe 1 und den Tragflügel-Beplankungen 3a, 3b definierten
Raum befindliche Brennstoff 2 übt Kräfte auf die Rippe 1 aus,
die schematisch durch Pfeile 2a gekennzeichnet sind (beispielsweise
weil der Brennstoff nur einen Teil des verfügbaren Raumes einnimmt und
so in der Lage ist, sich innerhalb der Tragflügelstruktur zu bewegen und
mit der Rippe 1 zu kollidieren oder weil der Brennstoff
möglicherweise
zufällig
unter Druck gespeichert wurde). Die Versteifungsrippe 1 umfasst
zwei abgewinkelte Abschnitte 7a, 7b, wo die Abschnitte
der Rippe 1 über 90
Grad gekrümmt
sind. Im Betrieb sind die auf die Rippe 1 ausgeübten Kräfte derart,
dass die abgewinkelten Abschnitte 7a, 7b derart
beansprucht werden, dass sie sich auf einen größeren Winkel zu öffnen suchen,
wodurch die inneren und äußeren Oberflächen der
Winkelabschnitte auseinandergedrückt
werden. Derartige Kräfte
können
bewirken, dass die Schichten des laminierten Verbundwerkstoffs in
dem Bereich der Winkelabschnitte 7a, 7b aufblättern und/oder
aufreißen
(1 zeigt derartige Risse/Aufblätterungen schematisch als Fehler 4a, 4b).
Nachdem derartige Risse und/oder Aufblätterungen einmal gebildet sind,
können
sie sich schnell über
die gesamte Struktur fortsetzen.
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Die
US-Patentschrift Nr. 4219980 beschreibt eine Verbundstelle, die
durch Einsatz vernagelter Falten verstärkt ist.
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Der
Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine laminierte Verbundwerkstoffstruktur
zur Erzeugung eines Teils eines Flugzeugs zu schaffen, wobei die
Struktur einen abgewinkelten Abschnitt mit verbessertem Widerstand
gegen Aufblättern
und/oder Aufreißen
aufweist.
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Gemäß der Erfindung
betrifft diese eine laminierte Verbundwerkstoffstruktur zur Erzeugung
eines Teils eines Flugzeugs, wobei die Struktur erste und zweite laminierte
Abschnitte aufweist, die relativ zueinander im Winkel angestellt
sind und ein dritter laminierter Abschnitt kontinuierlich mit dem
ersten und zweiten laminierten Abschnitt und zwischen diesen verläuft, wobei
der dritte laminierte Abschnitt einen ersten Krümmungsbereich zwischen zweiten
und dritten Krümmungsbereichen
aufweist, deren Vorzeichen entgegengesetzt zum Vorzeichen des ersten Krümmungsbereichs
sind und wobei wenigstens einer der Krümmungsbereiche einen Querschnitt
in Form eines Bogens mit einem im Wesentlichen konstanten Krümmungsradius
besitzt.
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Dadurch,
dass in dem dritten Abschnitt sowohl positive als auch negative
Krümmungen
eingeführt
werden, kann die Flexibilität
des dritten Abschnitts im Vergleich mit jenem Fall verbessert werden,
wo die ersten und zweiten Abschnitte nur durch einen Abschnitt mit
einem konstanten Krümmungsradius
getrennt sind. Eine derartige erhöhte Flexibilität vermindert
die Wahrscheinlichkeit der Bildung von Aufblätterungen und/oder Rissen.
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Demgemäß ist es
zweckmäßig, in
dem dritten Abschnitt sowohl Bereiche positiver als auch Bereiche
negativer Krümmung
vorzusehen, um die Flexibilität
des dritten Abschnitts zu erhöhen,
wodurch die Gefahr einer Aufblätterung
vermindert werden kann.
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Die
erfindungsgemäße Anordnung
kann auch die Verhinderung der Ausbreitung von Aufblätterungen
und/oder Rissen unterstützen.
Derartige Fehler setzen sich leichter fort, wenn die Schichten des
Verbundwerkstoffes unter Spannung stehen. Durch Anordnung von Bereichen
entgegengesetzter Krümmung
kann wenigstens ein Bereich des dritten Abschnitts unter einer geringeren
Spannung stehen als es sonst der Fall wäre. Ein solcher Bereich kann sogar
die Schichten unter Druck setzen. Derartige Druckkräfte können in
hohem Maße
die Rissebildung und die Aufblätterung
aufhalten oder begrenzen.
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Außerdem kann
die vorliegende Erfindung die Herstellung von Bauteilen unterstützen, die
die Struktur der Erfindung besitzen. Es ist bekannt, dass bei der
Herstellung laminierter Verbundwerkstoffe mit gekrümmten Oberflächen eine
gewisse Schrumpfung während
der Verarbeitung auftritt, nachdem die Faserstoffschichten des Werkstoffes
ausgelegt wurden und das Material sich im Kunstharz gesetzt hat. Diese
Schrumpfung kann bewirken, dass die gekrümmten Oberflächen "einspringen", d.h. die Krümmung der
Oberfläche
hat eine Tendenz, sich zu vergrößern (d.h.
der Radius der Krümmung
vermindert sich). Es ist zwar möglich,
bis zu einem gewissen Grade das Ausmaß des Einspringens eines gegebenen
Bauteiles vorauszusagen, jedoch wäre es natürlich erwünscht, diesen Effekt zu vermindern.
Indem in dem dritten Abschnitt Bereiche sowohl positiver als auch
negativer Krümmung
angeordnet sind, kann sich daher der weitere Vorteil ergeben, dass
der Effekt des "Einspringens" nach der Herstellung
eines gegebenen Bauteiles begrenzt wird.
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In
den meisten Fällen
werden die Bereiche positiver und negativer Krümmung hintereinander in Richtung
von den ersten nach den zweiten laminierten Abschnitten angebracht.
Die Bereiche positiver und negativer Krümmung sind vorzugsweise unmittelbar
aufeinanderfolgend mit nur geringen oder keinen Bereichen einer
Nullkrümmung
(oder einer nahezu Nullkrümmung)
dazwischen angeordnet.
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Natürlich besteht
die Bedeutung der Anordnung sowohl eines Bereiches positiver Krümmung als
auch eines Bereiches negativer Krümmung darin, dass ein erster
Krümmungsbereich
mit einem Vorzeichen (entweder positiv oder negativ) und ein zweiter Krümmungsbereich
gebildet werden, der in seinem Vorzeichen dem ersten Bereich entgegengesetzt
ist, so dass dann, wenn der erste Krümmungsbereich positiv ist der
zweite Krümmungsbereich
negativ wird und umgekehrt.
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Es
ist klar, dass die Bereiche positiver Krümmung und negativer Krümmung als
konkaver Bereich und als konvexer Bereich angesehen werden können.
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Es
ist klar, dass in Abhängigkeit
von der Dicke der laminierten Abschnitte der Krümmungsradius auf einer Seite
der Struktur sich von dem Krümmungsradius
auf der Gegenseite der Struktur beträchtlich unterscheiden kann.
In einem solchen Fall kann der Krümmungsradius des Bogens zur
Verdeutlichung als Krümmungsradius
in der Mitte der Struktur betrachtet werden. Die Bereiche konstanter Krümmung können natürlich zwischen
Bereichen mit einer Nullkrümmung
und/oder variablen Krümmung angeordnet
sein. Der im Wesentlichen konstante Radius der Krümmung kann
eine Größe haben,
die gleich ist (innerhalb eines Faktors von 10) wie die durchschnittliche
Dicke der ersten und zweiten laminierten Abschnitte.
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Die
Krümmungsbereiche
sind vorzugsweise hintereinander in Richtung zwischen den ersten
und zweiten laminierten Abschnitten angeordnet. Der erste Bereich
hat vorzugsweise eine Krümmung
mit einer Größe, die
nicht irgendeine Krümmung
des zweiten und dritten Bereichs der Krümmung überschreitet. Beispielsweise
hat der erste Bereich einen Krümmungsradius,
der nicht größer ist
als der Krümmungsradius
eines der Krümmungsradien
von zweitem und drittem Krümmungsbereich.
Vorzugsweise liegen die durchschnittlichen Krümmungsradien der Krümmungsbereiche
des dritten Abschnitts innerhalb eines Faktors von 4 und noch zweckmäßigerweise innerhalb
eines Faktors 2 zueinander. Die Krümmungsradien von zweitem und
drittem Krümmungsbereich
können
im Wesentlichen gleich sein. Der dritte Abschnitt kann eine oder
mehrere Wellungen aufweisen und kann allgemein wellenförmig gestaltet sein.
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Der
erste und der zweite laminierte Abschnitt können eine bestimmte Krümmung aufweisen
(beispielsweise kann der erste und der zweite laminierte Abschnitt
eine allgemein sinusförmige
Gestalt besitzen). Allgemein, aber nicht notwendigerweise, sind die
ersten und zweiten laminierten Abschnitte zweckmäßigerweise im Wesentlichen
eben ausgebildet. Es ist jedoch festzustellen, dass der erste und
der zweite laminierte Abschnitt eine leicht gekrümmte Oberfläche haben können, während sie immer noch als im Wesentlichen
eben angesehen werden können.
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Der
erste und der zweite laminierte Abschnitt können einen Winkel zwischen
60° und
120° zueinander
aufweisen, und sie können
beispielsweise quer zueinander verlaufen.
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Vorzugsweise
haben die ersten und die zweiten und die dritten Abschnitte einen
im Wesentlichen konstanten Querschnitt und der Querschnitt umfasst sämtliche
ersten, zweiten und dritten Abschnitte.
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Die
Struktur kann wenigstens einen Teil einer Versteifungsrippe für den Tragflügel eines
Flugzeugs bilden. Bei dem weiter unten beschriebenen Ausführungsbeispiel
ist die Struktur eine Versteifungsrippe eines Tragflügels eines
Flugzeugs. Falls die Struktur eine Versteifungsrippe oder einen
Teil hiervon bildet, kann der erste Abschnitt der Struktur wenigstens
einen Teil des Abschnitts der Versteifungsrippe bilden, der die
Tragflügel-Beplankung
mit der Rippe verbindet. Ein derartige Versteifungsrippe kann zwei
integral geformte Teile aufweisen, wobei jeder Teil gemäß der Struktur
der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist. Die ersten Abschnitte
einer jeden Struktur bilden die jeweiligen Abschnitte der Rippe,
die die Möglichkeit
schaffen, die obere und die untere Tragflügel-Beplankung an der Versteifungsrippe
festzulegen.
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Die
Struktur kann vorteilhaft auch bei anderen Teilen eines Flugzeugs
benutzt werden, und die Struktur kann beispielsweise wenigstens
einen Teil jener folgenden Flugzeugkomponenten oder Systeme bilden:
einen Holm, einen Holm für
einen Tragflügel,
die Hilfsstruktur des Flügelkastens,
ein Querruder, eine Landeklappe, einen Spoiler, eine Höhenflosse,
einen Teil eines Rumpfrahmens oder des Rumpfes.
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Die
Erfindung betrifft weiter eine Flugzeug-Tragflügelstruktur mit einer erfindunggemäßen beschriebenen
Struktur, beispielsweise mit einer Versteifungsrippe, die die Struktur
der Erfindung verkörpert.
Die Erfindung betrifft weiter ein Flugzeug mit einer erfindungsgemäßen Struktur,
wie diese hierbei beschrieben wird, beispielsweise eine Tragflügelstruktur,
wie sie weiter oben beschrieben wurde.
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Nachstehend
werden Ausführungsbeispiele der
Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
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1 ist
eine schematische Schnittansicht einer Tragflügelstruktur, welche die Probleme
veranschaulicht, die die Erfindung zu lösen sucht;
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2 ist
eine schematische (und nicht maßstäbliche)
Ansicht eines Schnitts einer Tragflügelstruktur mit einer Versteifungsrippe
mit zwei Einbiegungen;
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3 ist
eine schematische perspektivische Ansicht der in 2 dargestellten
Rippe, und
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4 ist
die Ansicht eines Flugzeugs mit der Rippe gemäß 2.
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Eine
Kurzbeschreibung der Rippe gemäß 1 findet
sich in der obigen Beschreibung.
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2 zeigt
einen Teil der Tragflügelstruktur, die
eine Versteifungsrippe 1 aufweist, die an der oberen und
unteren Tragflügel-Beplankung 3a, 3b verbolzt
ist (in den Figuren nur teilweise dargestellt). Die Rippe ist aus
laminiertem Verbundwerkstoff hergestellt. Der Querschnitt der Rippe 1 im
Bereich des in 2 dargestellten Schnittes ist
im Wesentlichen konstant und allgemein C-förmig ausgebildet. Brennstoff 2 wird
in dem Raum gespeichert, der zwischen der Rippe 1 und der
Tragflügel-Beplankung 3a, 3b definiert
ist. Im Betrieb übt
der Brennstoff Kräfte
auf die Rippe 1 aus, die durch Pfeile 2a gekennzeichnet sind.
Die Rippe 1 weist folgende Teile auf: einen allgemein ebenen
oberen Abschnitt 1a, der zur Verbindung mit der oberen
Tragflügel-Beplankung 3a mittels
Bolzen 6a dient; einen allgemein unteren ebenen Abschnitt 1b,
der eine Verbindung mit der unteren Tragflügel-Beplankung 3b mittels
Bolzen 6b bewirkt, wobei die oberen und unteren Abschnitte
allgemein parallel zueinander und im Abstand zueinander angeordnet
sind; und einen mittleren allgemein ebenen Abschnitt 1c,
der zwischen den oberen und unteren Abschnitten 1a, 1b angeordnet
ist und diese über Eckabschnitte
der Rippe 1 verbindet. Der mittlere Abschnitt 1c verläuft im Wesentlichen
senkrecht zu dem oberen und dem unteren Abschnitt 1a, 1b.
Es ist klar, dass oberer, mittlerer und unterer Abschnitt 1a, 1b, 1c der
Rippe 1 als monolithische Struktur ausgebildet sind.
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Die
oberen und unteren Abschnitte 1a, 1b der Rippe
gemäß 1 sind
jeweils mit dem mittleren Abschnitt 1c über einen einfachen gekrümmten Abschnitt
(oder eine Biegung) 7a, 7b verbunden. Jeder gekrümmte Abschnitt 7a, 7b besitzt
einen konstanten Krümmungsradius.
Die Rippe 1 gemäß 2 unterscheidet
sich von jener gemäß 1 dadurch,
dass die jeweiligen Abschnitte der Rippe 1, die zwischen
dem oberen Abschnitt 1a und dem mittleren Abschnitt 1c und
zwischen dem unteren Abschnitt 1b und dem mittleren Abschnitt 1c liegen,
in Form von Einbiegungen 5a, 5b ausgebildet sind.
Es ist klar, dass es im Rahmen der vorliegenden Erfindung liegt,
dass die Einbiegung die Form einer Knickstelle, einer Wellung, einer
Dreifachbiegung (oder einer Biegung höherer Ordnung) oder dergleichen
in der Rippe 1 aufweisen kann. Jede Einbiegung 5a, 5b ist
natürlich
integral mit den Abschnitten der Rippe 1 hergestellt, die
hierdurch verbunden werden.
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Die
Einbiegungen 5a, 5b gemäß 2 umfassen
zwei Bereiche 11 positiver Krümmung (konkave Bereiche, wenn
von der Innenseite der C-förmigen Rippe
her betrachtet) und einen Einzelbereich 12 negativer Krümmung (ein
konvexer Bereich, wenn von der Innenseite der C-förmigen Rippe
her betrachtet), der dazwischen angeordnet ist. (Natürlich kann
je nach dem Standpunkt die Einbiegung als einziger Bereich einer
positiven Krümmung
betrachtet werden, der zwischen zwei Bereichen negativer Krümmung liegt.)
Die Radien der Krümmung
der Bereiche 11 der positiven Krümmung betragen jeweils 13 mm. Der
Radius der Krümmung
des Bereiches 12 der negativen Krümmung beträgt 9 mm. Vergleichsweise ist die
Rippe im Bereich der Einbiegung etwa 4 mm dick. Die in Verbindung
mit der Zeichnung beschriebene Rippe 1 befindet sich im
Tragflügel
in einem Bereich dicht benachbart zum Rumpf, und sie ist daher relativ dick.
Die Rippen, die in der Nähe
der Flügelspitzen liegen,
können
beispielsweise eine Dicke von etwa 5 mm oder weniger haben.
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Die
Form einer jeden Einbiegung 5a, 5b ist derart,
dass der kürzeste
Abstand längs
der Oberfläche
der Einbiegung zwischen den fiktiven Grenzen 21 zwischen
den Abschnitten auf beiden Seiten der Einbiegung länger ist
als es sonst der Fall wäre
(vergleiche beispielsweise die Eckverbindungen 7a, 7b der
Rippe 1 gemäß 1).
Wenn demgemäß die Rippe 1 um
einen gegebenen Betrag gestreckt wird, dann kann die mechanische
Beanspruchung, der die Einbiegung 5a, 5b unterworfen
ist, relativ klein sein, und so können die Beanspruchungen innerhalb
des Eckabschnittes relativ niedrig sein.
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Außerdem haben
die Einbiegungen 5a, 5b jeweils eine Gestalt,
die allgemein kurvenförmig übereinandergehend
ausgebildet ist und die Gestalt ist nicht extrem gefaltet. Demgemäß ist unter
Bezugnahme auf die obere Einbiegung 5a gemäß 2 die Gestalt
nicht so ausgebildet, dass sie weit von dem fiktiven Pfad abweicht,
der direkt die fiktiven Grenzen 21 zwischen der Einbiegung
und den Abschnitten 1a, 1c auf beiden Seiten verbindet.
So ist die Gestalt derart, dass die Richtung an jeder Stelle längs der
durch die Einbiegung 5a beschriebenen fiktiven Route sich von
einer Grenze 21 nach der anderen Grenze 21 bewegt
und eine positive Komponente in der allgemeinen Richtung von einer
Grenze nach der anderen aufweist.
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3 zeigt
die allgemeine Gestalt der Rippe 1 (wobei die Einbiegungen
der Übersichtlichkeit
wegen weggelassen sind). Es ist aus 3 ersichtlich, dass
der Querschnitt in verschiedenen Bereichen im Wesentlichen konstant
ist. Die Rippe 1 hat jedoch über ihre Länge keine konstante Querschnittsgestalt. Beispielsweise weist
die Rippe 1 einen Ausschnitt 8 kreisförmigen Querschnitts
im mittleren Abschnitt 1c auf. Bei diesem Beispiel ist
dieser Ausschnitt 8 vorgesehen, damit die inneren Brennstoffrohre
(nicht dargestellt) hindurchgeführt
werden können.
Es gibt eine große
Anzahl von Konstruktionsgründen,
warum ein Ausschnitt 8 vorhanden sein muss, beispielsweise zum
Durchtritt von Brennstoffleitungen und zur Gewichtserleichterung
der Struktur oder zur Brennstoffübertragung.
Es gibt auch Ausschnitte 9 im Bereich der Grenze zwischen
dem mittleren Abschnitt 1c und dem oberen Abschnitt 1a und
im Bereich der Grenze zwischen dem mittleren Abschnitt 1c und
dem unteren Abschnitt 1b, und diese Ausschnitte 9 sind
vorgesehen, damit die (in 3 nicht
dargestellten) Längsversteifungsträger, die
auch als Aussteifungen bezeichnet werden, durch die Rippe 1 hindurchtreten können. Demgemäß sind die
Einbiegungen nicht kontinuierlich über die Länge der Rippe 1. Die
Rippe 1 umfasst auch einen vertikalen Rippenversteifer 10, der
die Lasttragfähigkeit
der Rippe 1 verbessert.
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Das
Verbundfaser- und Matrixmaterial, das die Rippe 1 bildet,
besteht aus einer Reihe von Schichten aus Kohlenstofffasern, die
in Epoxydharzmaterial eingebettet sind (obgleich die Fasern auch
in einer thermoplastischen Matrix eingebettet sein können). Bei
einer gegebenen Schicht laufen alle Fasern in der gleichen Richtung:
in gewissen Schichten ist es die vertikale Richtung (die hier als
0°-Richtung
bezeichnet werden soll), wie dies in 3 dargestellt ist.
In anderen Schichten verlaufen die Fasern in plus oder minus 45° zu jener
Richtung, und in noch anderen Richtungen verlaufen sie unter 90° zu jener
Richtung. Es ist natürlich
klar, dass diese Schichtrichtungen einfache Beispiele eines typischen
Materials darstellen und dass zahlreiche andere Faserrichtungen benutzt
werden können.
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Da
die Rippe 1 einer komplexen Belastung widerstehen muss,
einschließlich
einer Biegebelastung und einer Scherbelastung, umfasst die Auslegung
der Fasern eine Kombination von Schichten, in denen die Fasern in
unterschiedlichen Richtungen verlaufen. Unterschiedliche Auslegungen
werden für verschiedene
Bereiche der Rippe benutzt. Beispielsweise kann der mittlere Abschnitt 1c (der
gewöhnlich als Steg
der Rippe bezeichnet wird) Auslegungen aufweisen, die von 10/80/10
(d.h. 10% in Nullrichtung, 80% in ±45°-Richtung und 10% in der 90°-Richtung)
verlaufen, und zwar für
Rippen, die am meisten den Scherbelastungen ausgesetzt sind bis
zu 30/40/30 für
Rippen, die größeren Biegebelastungen ausgesetzt
sind. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel
ist die Auslegung der Rippe 1 im mittleren Abschnitt 1c 25/50/25
(d.h. der Abschnitt ist quasi-isotrop). Die oberen und unteren Abschnitte
der Rippe 1a, 1b (die gewöhnlich als Rippenflansch bezeichnet
werden) können
eine Auslegung haben, die zwischen 25/50/25 (quasi-isotrop) und
50/40/10 (Rippenflanschbiegung) schwankt. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel
ist die Auslegung der Rippe 1 im oberen und unteren Abschnitt 1a, 1b 25/50/25.
Demgemäß gibt es
keine Veränderung
in der Auslegung über
die Rippe im Bereich der Einbiegung. (Demgegenüber kann die Rippe unterschiedliche
Auslegungen in verschiedenen Bereichen haben, aber es ist zweckmäßig, dass
die Auslegung im Bereich der Einbiegung im Wesentlichen die gleiche
ist.) Die Rippe 1 wird von sechzehn Schichten aus Fasermaterial
gebildet (nur fünf
Schichten sind in 2 der Übersichtlichkeit wegen dargestellt).
Die Rippe 1 kann in einer geeignet gestalteten Form gemäß bekannten
Herstellungstechniken hergestellt werden.
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Die
Anordnung von Einbiegungen 5a, 5b in der Rippe 1 gemäß 2 ergibt
zahlreiche Vorteile. Im Vergleich mit den einfach gekrümmten Ecken
der Rippe 1 gemäß 1 bewirken
die Einbiegungen 5a, 5b der Rippe in 2:
i) eine verbesserte Flexibilität an
den Ecken ; ii) eine Verminderung der Beanspruchung im Material
im Eckabschnitt der Rippe und iii) werden durchgehende Druckkräfte (im
Bereich 12 der negativen Krümmung) erzeugt und alle drei
der genannten Vorteile lösen
die Probleme, die mit dem Abblättern
oder der Erzeugung von Rissen (und einem Fortschreiten derselben)
an den Ecken verknüpft
sind und die durch Beanspruchungen erzeugt werden, die auf die Rippe 1 beispielsweise
durch den Brennstoff 2 ausgeübt werden. Außerdem unterstützt die
Form der Einbiegungen eine Verminderung der Effekte des "Einspringens" der Rippe nach ihrer
Herstellung.
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4 zeigt
ein Flugzeug 14 mit einem Rumpf 13 mit Tragflügeln 19,
einer Schwanzflosse 17 und einer Seitenleitflosse 18.
Die Tragflügel 19 haben
einen herkömmlichen
Aufbau und besitzen einen Frontflügelholm 20 und einen
Hinterflügelholm 16 im Bereich
der Vorderkante bzw. der Hinterkante des Tragflügels 19. Zwischen
den Holmen 16 und 20 verlaufen Rippen 1.
Jede Rippe hat allgemein die Form der Rippe 1, wie sie
in 2 dargestellt ist (2 zeigt
die Rippe im Querschnitt längs
der Linie A-A gemäß 4).
Die Erfindung ist insbesondere, aber nicht ausschließlich, anwendbar
für größere Flugzeuge,
beispielsweise Passagier-Verkehrsflugzeuge oder Frachtflugzeuge.
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Es
ist klar, dass verschiedene Modifikationen bei dem oben beschriebenen
Ausführungsbeispiel getroffen
werden können,
ohne vom Rahmen der vorliegenden Erfindung abzuweichen. Beispielsweise
brauchen die oberen, mittleren und unteren Abschnitte der Rippe
nicht eben in ihrer Form zu sein und die Rippe könnte stattdessen über ihre
Länge sinusförmig ausgebildet
sein. Auch die beschriebenen Einbiegungen könnten vorteilhafterweise an
anderen strukturellen Teilen des Flugzeugs angeordnet werden, wo
derartige Biegungen oder Ecken erforderlich sind. Die vorliegende
Erfindung ist insbesondere von Vorteil, wenn der strukturelle Teil
eine lasttragende Struktur, beispielsweise eine Struktur ist, die
im Betrieb nicht trivialen Belastungen ausgesetzt ist. Beispielsweise
könnten
die Holme eines Tragflügels
eines Flugzeugs aus laminiertem Verbundwerkstoff mit Einbiegungen
hergestellt werden.