DE69011069T2

DE69011069T2 - Zellenbauteil eines Flugzeuges.

Info

Publication number: DE69011069T2
Application number: DE69011069T
Authority: DE
Inventors: Milton J Torres
Original assignee: STATE OF FLORIDA FOR BENEF; Florida International University FIU
Current assignee: STATE OF FLORIDA FOR BENEF; Florida International University FIU
Priority date: 1989-12-26
Filing date: 1990-12-24
Publication date: 1995-03-30
Anticipated expiration: 2010-12-25
Also published as: ES2063297T3; EP0435650B1; AU637441B2; DE69011069D1; BR9006576A; US5251849A; AU6811890A; JPH04218493A; CA2031928A1; ATE109091T1; AU6848190A; KR910011586A; EP0435650A1

Description

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeugrumpf- oder Zellenbauteil und sie bezieht sich, obwohl die Erfindung nicht hierauf beschränkt ist, insbesondere auf das Bedecken der gesamten Innenoberfläche der Metallbeplankung eines Luftfahrzeuges mit einem Polyisocyanurat-Schaum zwischen benachbarten Schotten zum Zweck der Verringerung der Wahrscheinlichkeit eines strukturellen Ausfalls aufgrund von Metallermüdung, die durch viele Zyklen einer Druckbe- und -entlastung des Luftfahrzeuges hervorgerufen wird.
Mit zunehmendem Alter der Flotte von kommerziellen und militärischen Luftfahrzeugen treten bestimmte zeitverzögerte Probleme immer häufiger auf. Ein Teil dieser Probleme besteht darin, daß bei Flugzeugen eine Metallermüdung aufgrund der zyklischen Druckbeaufschlagung der Kabine beim Aufstieg auf die Reiseflughöhe und einer Druckentlastung der Kabine bei der Landung auftritt. Die zyklische Wirkung des Landens und des Steigens auf die Reiseflughöhe hat bereits einige strukturelle Ausfälle von Luftfahrzeugen hervorgerufen und es wird vorhergesagt, daß dies eine Hauptursache für die Außerdienststellung von im übrigen noch guten Luftfahrzeugen in den kommenden Jahren sein wird. Die Druckbeaufschlagung auf eine Druckdifferenz von ungefähr 82,7 Pa (12 Pfund pro Quadratzoll) in der Höhe hat im Ergebnis eine Kaltverformung der Aluminiumlegierungs-Beplankung mit einer mikroskopischen Rißausbreitung an bestimmten Punkten der Flugzeugbeplankung hervorgerufen. Die Rißausbreitung führt zu einer Metallermüdung und einer möglichen katastrophalen Zerstörung der Beplankung.
Luftfahrzeuge, die im kommerziellen oder militärischen Bereich betrieben werden, sind aufgrund ihrer Konstruktion dazu bestimmt, Passagiere oder Nutzlast von einer Stelle zur anderen befördern. Insbesondere moderne kommerzielle Düsenflugzeuge, die typischerweise von einem Flughafen starten und auf eine Reiseflughöhe steigen, erfordern, daß die Kabine unter Druck gesetzt wird, um im Inneren der Kabine einen Druck aufrechtzuerhalten, der nahe dem Druck in Meeresspiegelhöhe ist, so daß eine Annehmlichkeit für die Passagiere und die Mannschaft sichergestellt wird. Aufgrund der Notwendigkeit, die Kabine in größeren Höhen unter Druck zu setzen, ruft die Druckdifferenz zwischen dem Inneren der Kabine und der äußeren Umgebung eine Auslenkung der Metallbeplankung des Luftfahrzeuges hervor, d.h. die Beplankung wölbt sich nach außen, um den höheren Innendruck abzufangen.
Die Aluminiumplatten, die den Rumpfabschnitt des Flugzeuges bedecken, weisen eine ausreichende Festigkeit auf, um ohne weiteres eine strukturelle Integrität aufrechtzuerhalten, solange der Druck konstant gehalten wird. Das Luftfahrzeug muß jedoch notwendigerweise landen, um die Passagiere von Bord gehen zu lassen, und dies erfordert, daß der Druckunterschied zwischen der Innenseite des Rumpfes und der Umgebung auf Null verringert wird. Bei einem Druckunterschied von Null tritt keine Metallauslenkung oder -ausbeulung auf. Wenn sich der Zyklus wiederholt, tritt ein gewisses Ausmaß an interner Molekül-Umordnung in den die Flugzeugbeplankung bildenden Aluminiumplatten (ähnlich der Kaltverformung von Metall) während jedes Zyklus der Druckbe- und -entlastung auf. Diese Molekülumordnung kann einige der Atomkristalle in der Beplankung verschieben.
Normalerweise verändert das minimale Ausmaß der Ausbiegung, die während des Unterdrucksetzens der Kabine auftritt, das Kristallgitter des Metalls nicht in wesentlichem Ausmaß, solange wie das Metall in einem elastischen Verformungszustand bezüglich der Metallbeanspruchung bleibt. Der Zyklus der Druckbe- und -entlastung wird jedoch über viele zehntausend Landungen und Startvorgängen fortgesetzt, wobei sich entsprechenden Zyklen der Ausbiegung der Beplankung ergeben. Wie bei der Kaltverformung von Metallen wird an einem gewissen Punkt das Metall aufgrund der Umordnung der Atome in dem Kristallgitter härter. Dies vergrößert selbstverständlich den Widerstand des Metalls gegen ein Nachgeben bei einer angelegten Kraft. Wenn die Zyklen fortgesetzt werden, so beginnen keine Haarrisse in der Nähe der verschobenen Atomschichten aufzutreten. Diese kleinen Risse führen dazu, daß die verbleibenden Metallkristalle die Last der getrennten Atome übernehmen müssen, wodurch die Belastung vergrößert wird. Die Belastung ist das Produkt der Kraft geteilt durch die Fläche. Die verbleibenden, die Last tragenden Atome stehen nunmehr unter einer größeren Belastung. Die Atome geben eines nach dem anderen nach, wie dies bei den Teilnehmern eines Seilziehens der Fall sein würde. Die kleinen Risse weiten sich zu kleinen Brüchen und nachfolgend größeren Brüchen aus. Zu irgendeinem Zeitpunkt werden auch die die Last noch haltenden Atome überwunden und es erfolgt in katastrophaler Ausfall.
Eine Lösung dieses Problems würde darin bestehen, daß der Hersteller die Dicke der Aluminiumbeplankung vergrößern könnte, worduch der Außenwand eine zusätzliche Festigkeit erteilt und die Ausbiegung verringert würde, so daß die Metallermüdung nahezu für eine unbegrenzte Zeitdauer verhindert würde. Diese Lösung würde die Kosten vergrößern und, was von größerer Bedeutung ist, das Gewicht des Flugzeuges erhöhen. Das erhöhte Flugzeuggewicht würde andererseits die Nutzlast des Flugzeuges verringern und damit die Betriebskosten pro Passagier-Meile beträchtlich vergrößern. Weiterhin ist diese Lösung für die vielen tausend Flugzeuge, die bereits im Dienst befindlich sind, nicht praktikabel.
Eine bessere Lösung würde darin bestehen, eine Technik und Struktur zu finden, die die vorhandene Aluminiumbeplankung des Flugzeuges verstärken würde. Irgendeine Lösung, die das Problem der Metallermüdung beseitigen oder weit in die Zukunft verschieben würde, indem die vorhandene Aluminiumbeplankung des Flugzeuges verstärkt wird, muß mehrere Forderungen erfüllen. Erstens müssen die Kosten der Lösung annehmbar sein, und zweitens darf die Lösung das Gewicht des Flugzeuges nicht wesentlich vergrößern. Weiterhin darf die Lösung keine Vergrößerung der Feuergefahr in dem Flugzeug im Fall eines Absturzes hervorrufen und diese Lösung darf insbesondere nicht dazu führen, daß giftige Gase bei einem Brand entstehen. Zusätzlich sollte die Lösung von einer derartigen Art sein, daß sie sowohl zur Verbesserung vorhandener Flugzeuge als auch bei der Herstellung neuer Flugzeuge verwendbar ist.
Ein bekanntes Material, das brauchbar sein könnte, um eine Lösung für das Problem der Metallermüdung zu schaffen, ist ein Polyisocyanurat-Schaummaterial. Dieses Material hat eine niedrige Dichte, es brennt nicht und es haftet an den Aluminiumbauteilen eines Flugzeuges an. Weiterhin weist ein Polyisocyanurat-Schaummaterial eine Zugfestigkeit und eine Druckfestigkeit auf, die ausreicht, um die Aluminiumbeplankung an einem Brechen zu hindern, und dieses Material ist in keinem der Lösungsmittel löslich, die sich typischerweise bei einem Flugzeug finden. Zusätzlich ist Polyisocyanurat-Schaum ein ausgezeichnetes Isoliermaterial und es absorbiert Feuchtigkeit nur in unbedeutendem Ausmaß.
Im Stand der Technik wurde die Hinzufügung verschiedener Materialien zu den Bauteilen und zur Beplankung eines Flugzeuges vorgeschlagen. Beispielsweise schlägt die US-A-1 852 146 von E. B. Carns et al mit dem Titel 'Resilient Coating' die Beschichtung der Bauteile eines Flugzeuges mit Gummi vor, um Lärm und Korrision zu verringern und um den Ausfall von Bauteilen bei der massiven Stoßbelastung eines Absturzes zu verringern. Eine ähnliche stoßabsorbierende Lösung beim Aufprall von Fahrzeugen unter Einschluß von Flugzeugen ist in der US-A- 3 687 401 auf den Namen A. E. Moore mit dem Titel 'Light-Weight Wreck-Resistant Cabin' vorgeschlagen. Diese Technik würde nicht den langsam auftretenden Metallermüdungsausfall aufgrund der zyklischen Druckbe- und -entlastungen des Flugzeuges verbessern, es ergibt sich eine Brandgefahr und es würden massive Mengen von Rauch auftreten und weiterhin würde ein zu großes Gewicht dem Flugzeug zugefügt.
Die US-A-2 819 032 auf den Namen A. J. Detrie et al mit dem Titel 'Aircraft Fuselage Having A Panel Damping Material' schlägt die Anbringung von Platten eines schwingungsdämpfenden Materials auf der Innenoberfläche der Aluminiumbeplankung vor, um zu verhindern, daß Schwingungen einen strukturellen Ausfall des Flugzeuges hervorrufen. In diesem Detrie et al-Patent findet sich keine Diskussion hinsichtlich der Metallermüdung aufgrund der Ausdehnung und Zusammenziehung während der Lebensdauer des Flugzeuges. Weiterhin löst die von Detrie et al vorgeschlagene Lösung nicht das Problem, weil die Ausdehnung und Zusammenziehung nicht gedämpft werden kann. Eine ähnliche Dämpfungslösung mit anderen Materialien ist außerdem in der US-A-3 160 549 auf den Namen von D. B. Caldwell et al mit dem Titel 'Vibration Damping Structure' vorgeschlagen.
Die US-A-4 235 398 auf den Namen William R. Johnson mit dem Titel 'Thermal Insulation for Aircraft Fuselage' zeigt einen Flugzeugrumpf mit einem Polyurethan-Schaum, der auf der Innenseite der Aluminiumbeplankung mit Hilfe einer Matrix von Abstandselementen zum Zweck der thermischen Isolation befestigt ist. Diese Art der von Johnson vorgeschlagenen Struktur ergibt keinen Schutz gegen die Metallermüdung aufgrund der zyklischen Kabinen-Druckbe- und -entlastung. Weiterhin brennt das Polyurethanmaterial und es gibt giftige Gase ab, so daß es nicht in Flugzeugen verwendet werden sollte. Andere Verwendungen von Polyurethan in Luftfahrzeugen sind in der US-A-4 081 581 auf den Namen H. E. Littell, Jr. mit dem Titel 'Laminated Aircraft Windshield' gezeigt.
Polyisocyanurat-Kunststoffe sind in der US-A-3 211 703 auf den Namen von L. G. Gilman et al mit dem Titel 'Polyaliphatic Polyisocyanurate Laminating Resing Prepared In The Presence Of A Cocatalyst System' beschrieben.
Polymer-Schäuine wurden zur Verstärkung von Flugzeugflügeln verwendet, wie dies in der US-A-3 519 228 auf den Namen von L. J. Windecker mit dem Titel 'Airfoil Structure' und der US-A-3 645 481 auf den Namen L. R. Purdy mit dem Titel 'Airfoil Structure' beschrieben ist. Das von diesem Problemen gelöste Problem steht jedoch nicht zu dem Problem der Metallermüdung in Beziehung, die durch die zyklische Druckbe- und -entlastung des Rumpfes des Flugzeuges hervorgerufen wird.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein durch ein dünnes Metallmaterial, das an einer Vielzahl von Schotten befestigt ist, gebildetes Flugzeugrumpfbauteil geschaffen, das gekennzeichnet ist durch ein nichtentflammbares Polymer-Schaummaterial, das an der Innenseite des Metallmaterials und an den Schotten befestigt ist.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird weiterhin ein Verfahren zur Verstärkung der Beplankung eines Flugzeugrumpfbauteils geschaffen, wobei diese Beplankung über einer Vielzahl von mit Abstand angeordneten Schotten befestigt ist, und wobei das Verfahren durch den Schritt der Befestigung einer Schicht aus Polymerschaummaterial an der Innenseite der Beplankung und auf den darauf gerichteten Seiten der Schotten gekennzeichnet ist.
Eine bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird im folgenden unter spezieller Bezugnahme auf die folgenden Figuren beschrieben, in denen:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer üblichen Flugzeugrumpfstruktur des Standes der Technik zeigt,
Fig. 2 ein Querschnittsansicht entlang der Linie 2-2 nach Fig. 1 der Aluminiumbeplankung und der Schotte der Struktur nach Fig. 1 zeigt,
Fig. 3 eine perspektivische Ansicht der Flugzeugrumpfstruktur zeigt, bei der an der Innenoberfläche der Aluminiumbeplankung und den darauf gerichteten Seiten der Schotten ein Polyisocyanurat-Schaummaterial befestigt ist,
Fig. 4 eine Querschnittsansicht der Aluminiumbeplankung und der Schotten der in Fig. 3 gezeigten Struktur zeigt,
Fig. 5 eine Technik der Befestigung des Polyisocyanurat- Schaums zeigt,
Fig. 6 eine weitere Technik zur Befestigung des Polyisocyanurat-Schaums zeigt,
Fig. 7 ein axial belastetes Bauteil zeigt, auf das eine Kraft P von jedem seiner Enden einwirkt,
Fig. 8 ein Trägerbauteil zeigt, das durch eine Kraft P ausgelenkt wird,
Fig. 9A einen zusammengesetzten Träger aus einem an einem dünnen Aluminiumblech befestigten Schaummaterial zeigt, und
Fig. 9B das Schaummaterial zeigt, das zu dem zusammengesetzten Träger nach Fig. 9A äquivalent ist.
In den Figuren 1 und 2 ist ein Abschnitt des Rumpfes 10 eines üblichen Flugzeuges gezeigt. Der Rumpf 10 weist einen Rahmen aus Schotten 12 und Längsversteifungen 14 in bekannter Weise auf und er ist von dünnen Aluminiumblechen umgeben, die eine Beplankung 16 bilden. Die Beplankung weist typischerweise eine Dicke von 0,1 cm (0,04 Zoll) auf, soweit sie den Rumpf 10 umgibt, obwohl in bestimmten hochbelasteten Breichen, wie zum Beispiel um das Cockpit an der Vorderseite des Rumpfes 10 herum die Dicke bis zu 0,2 cm (0,08 Zoll) betragen kann. Die Flächen der Aluminiumbeplankung 16 sind an den Schotten 12 mit Hilfe üblicher Befestigungsmittel, wie zum Beispiel Nieten 18 befestigt.
Wenn ein Flugzeug startet und auf eine Höhe steigt, wird der Luftdruck innerhalb des Rumpfes 10 auf ungefähr einer Atmo-Sphäre gehalten, um den Komfort für die Passagiere aufrechtzuerhalten. Der Luftdruck außerhalb des Luftfahrzeuges nimmt jedoch bei Reiseflughöhen um 12192 Meter (40000 Fuß) nahezu auf Null ab. Hierdurch wird ein Druck P gegen die Beplankung 16 in einer Richtung von dem Rumpf 10 nach außen hervorgerufen. Der Druck P bewirkt, daß sich die Beplankung 16 auf eine Position 16' gemäß Fig. 2 ausdehnt. Diese Ausdehnung wird durch die Nieten 18 in den Schotten 12 begrenzt, so daß die Beplankung zwischen jedem Paar von benachbarten Schotten ausgedehnt wird. Diese Ausdehnung ruft eine besondere Belastung an den Nieten 18 hervor, die die Beplankung gegen die Schotten hält. Wenn das Luftfahrzeug landet, so wird die Druckdifferenz P zwischen dem Inneren des Flugzeuges und der Umgebung auf Null verringert, und die Beplankung kehrt auf die nicht ausgedehnte Form 16 nach Fig. 1 zurück.
Nach vielen Zyklen der Ausdehnung und Zusammenziehung kann ein Ausfall aufgrund der Metallermüdung auftreten, und die Beplankung kann sich von den Nieten 18 an den Schotten 12 ablösen und von dem Flugzeug abfallen. Wenn dies eintritt, während sich das Flugzeug im Flug befindet, tritt ein fast momentane Druckverlust im Inneren des Rumpfes 10 auf, mit der Möglichkeit des Verlustes an Leben und Eigentum und in jedem Fall von Schäden.
In den Fig. 3 und 4 ist eine verbesserte Konstruktion eines Flugzeugrumpfes 10 gezeigt. In den Fig. 3 und 4 sind identische Bauteile, die weiter oben anhand der Fig. 1 und 2 beschrieben wurden, mit identischen Bezugsziffern bezeichnet. Das einzige Teil, das der in den Fig. 3 und 4 gezeigten Struktur gegenüber der in den Fig. 1 und 2 gezeigten Struktur hinzugefügt wurde, ist die Schicht aus Polyisocyanurat-Schaum 20, die zwischen der Innenoberfläche 22 der Aluminiumbeplankung 16 und den aufeinander gerichteten Kantenflächen 24 der Schotten ausgebildet ist. Polyisocyanurat-Schaum 20 ist ein gut bekanntes geschlossenzelliges Schaummaterial, und es wird allgemein als Isoliermaterial in Kühlsystemen verwendet. Dieses Material weist viele Vorteile gegenüber anderen Schaummaterialien, wie zum Beispiel Polyuretan auf, so daß es in einem Flugzeug brauchbar ist. Es wurde jedoch bisher bei keinen Flugzeuganwendungen eingesetzt.
Die nützlichen Eigenschaften, die sich für Polyisocyanurat- Schaum ergeben, bestehen darin, daß er nicht brennt, eine geringe Dichte von nicht weniger als 32 kg/m³ (2 Pfund pro Kubikfuß) aufweist und sehr gut an Aluminium anhaftet. Weiterhin ist Polyisocyanurat-Schaum ein ausgezeichneter thermischer Isolator, und er nimmt praktisch keine Feuchtigkeit auf. Zusätzlich ist dieses Material in praktisch keinen Lösungsmitteln lösbar, die sich in einem Flugzeug finden, wie zum Beispiel Benzin, Kerosin oder typischerweise verwendete Reinigungsmittel. Die eine Eigenschaft des Polyisocyanurat-Schaums, die ihn besonders in der in den Fig. 3 und 4 gezeigten Weise vorteilhaft machen, besteht darin, daß die Druck- und Zugfestigkeit ungefähr 241,3 Pa (35 Pfund pro Quadratzoll) beträgt, was wesentlich größer ist, als der Druckunterschied von ungefähr 82,7Pa (12 Pfund pro Quadratzoll) zwischen dem mit Druck beaufschlagten Innenraum des Rumpfes 10 und der umgebenden Atmosphäre in Reiseflughöhen. Obwohl Polyisocyanurat-Schaum spezielle Vorteile bietet, können auch andere geschlossenzellige nicht entflammbare Polymer-Schäume verwendet werden.
Wie dies in den Fig. 3 und 4 zu erkennen ist, ist Schaum 20 in den Kanälen 26 vorgesehen, die durch die Innenseite 22 der Beplankung 16 und den aufeinandergerichteten Seiten 24 der Schotten 12 gebildet sind. Der Schaum 20 kann dadurch aufgebracht werden, daß entweder das Polyisocyanurat-Material in jeden Kanal 26 gegossen wird, wie dies weiter unten unter Bezugnahme auf die Fig. 5 erläutert wird, oder daß das Polyisocyanurat-Material in jeden Kanal 26 eingesprüht wird, wie dies weiter unten unter Bezugnahme auf Fig. 6 beschrieben wird. Unabhängig davon, wie das Polyisocyanurat-Material aufgebracht wird, dehnt es sich uin das ungefähr 30-fache aus und haftet an dem Aluminium sowohl der Oberfläche 22 als auch der Oberflächen 24 in dem Kanal 26 an, wodurch eine einstückige Struktur geschaffen wird. Das Ausmaß der Beanspruchung, die erforderlich ist, um eine Trennung des Schaums 20 von den Aluminiumoberflächen 22 und 24 hervorzurufen, ist größer als die zur Aufteilung des Schaums selbst benötigte Kraft, so daß der Schaum auseinandergerissen wird, bevor er sich als Schicht von dem Aluminium ablöst.
Unter Bezugnahme auf die Fig. 5 und 6 wird die Art des Aufbringens des Polyisocyanurat-Schaums 20 auf der Aluminiumbeplankung 16 beschrieben. Es bestehen zwei Möglichkeiten, wie der Schaum 20 aufgebracht werden kann, und die beiden Möglichkeiten bestehen in einem Gießen, wie dies in Fig. 5 gezeigt ist, und in einem Aufsprühen, wie dies in Fig. 6 gezeigt ist. Unabhängig davon, ob der Schaum 20 durch Gießen oder Aufsprühen aufgebracht wird, vergrößert sich das Volumen des anfänglich aufgebrachten Polyisocyanurat-Materials um ungefähr das 30-fache während der Bildung des Polyisocyanurat-Schaums 20. Zusätzlich muß die Größe der erforderlichen Festigkeit bestimmt werden, und diese Bestimmung beruht teilweise auf dem Abstand zwischen den einzelnen Schotten. Es wird vorgeschlagen, daß, wenn die Schotte 12 einen Abstand von 91,44 cm (3 Fuß) aufweisen, 5,08 Zentimeter (2 Zoll) Schaum 20 aufgetragen werden sollen, während, wenn die Schotte 12 einen Abstand von 1,83 Metern (6 Fuß) aufweisen, 7,62 Zentimeter (3 Zoll) Schaum 20 aufgetragen werden sollten, während, wenn die Schotte 12 einen Abstand von bis zu 1,83 Metern (9 Zoll) aufweisen, 10,16 Zentimeter (4 Zoll) Schaum aufgetragen werden sollten.
Unter Bezugnahme auf Fig. 5 wird zunächst das Verfahren des Gießens des Polyisocyanurat-Materials zur Bildung des Polyisocyanurat-Schaums 20 beschrieben. Um irgendein Material zur Bildung eines Schaums zu gießen, muß eine Form dadurch geschaffen werden, daß der Kanal 26 geschlossen wird, um das Ausgangsmaterial und den resultierenden Schaum 20 festzuhalten. Weil die Form der Schotte 12 in einem Flugzeug allgemein eine eine geschlossene Schleife bildende, von der Kreisform abweichende Form ist, und weil die Schotte 12 über das Flugzeug hinweg keine gleichförmige Größe oder Form aufweisen, muß eine Form entwickelt werden, die für die Verwendung an Schotten mit verschiedener Größe und Form anpaßbar ist. Wie dies in Fig. 5 zu erkennen ist, schließt diese Vorrichtung eine dünne Platte 36 wie zum Beispiel eine im Handel erhältliche hochbelastbare Aluminiumfolie oder ein Glasfaserplatte sowie eine flexible Unterlage 38 ein. Die Unterlage 38 kann durch eine Reihe von seitlich ausdehnbaren schmalen Streifen gebildet sein, die gelenkig aneinander befestigt sind und eine derartige Größe aufweisen, daß sie gegen benachbarte Schotte 12 passen. Die Unterlage 38 kann so ausgebildet sein, daß sie die Folie 36 entweder gegen die nach innen gerichteten Kanten der Schotten 12 gemäß Fig. 5 oder in dem Kanal 26 anordnet, wenn die gewünschte Dicke des Schaums 20 kleiner als die Tiefe des Kanals 26 ist. Dadurch, daß die Unterlage oder Abstützvorrichtung 38 einstellbar und flexibel ist, kann sie zum Gießen des Kunststoffmaterials bei vielen verschieden geformten Schotten 12 verwendet werden.
Bei Anwendung des Gießverfahrens nach Figr. 5 bleibt die Aluminiumfolie 38 an ihrem Platz, nachdem der Schaum 20 aus dem gegossenen Kunststoffmaterial gebildet wurde. Die Folie 36 dient dann zur Erzielung einer zusätzlichen Festigkeit und weiterhin als Dampfsperre, um irgendeine Feuchtigkeitsabsorbtion durch den Schaum 20 zu verhindern. Beim Gießen des Polysiocyanurat-Kunststoffmaterials wird zunächst eine Berechnung des in dem Kanal 26 von der Abstützvorrichtung 38 und der Folie 36 eingeschlossenen Volumens durchgeführt und die richtige Menge an Kunststoffmaterial hinzugefügt, um dieses Volumen zu füllen. Es können ungefähr 32 kg an Kunststoffmaterial pro Kubikmeter (20 Pfund Kunststoffmaterial pro Kubikfuß) des in dem Kanal 26 eingeschlossenen Volumens verwendet werden. Wenn zu viel Kunststoffmaterial hinzugefügt wird, so muß der resultierende überschüssige Schaum 20 mit Hilfe mechanischer Mittel, wie zum Beispiel Messern, Sägen oder anderen Schneidvorrichtungen entfernt werden, weil es kein Lösungsmittel gibt, das den Schaum entfernen kann, ohne die Aluminiumbauteile 12 und 20 zu beschädigen. Jeder Gießvorgang sollte einen Teil jedes eine geschlossene Schleife bildenden Kanals 26 bilden, um das Aufbringen des Materials zu kontrollieren. Es können jedoch auch eine Vielzahl von Abstützvorrichtungen 38 und Folien an ihrem Platz für Teile in unterschiedlichen Kanälen 26 angebracht werden, und mehrere Abschnitte können gleichzeitig gegossen werden. Es sei bemerkt, daß das gegossene Kunststoffmaterial nur wenige Minuten benötigt, um den Schaum zu bilden.
Unter Bezugnahme auf Fig. 6 ist zu erkennen, daß das Polyisocyanurat-Kunststoffmaterial auch unter Verwendung vorhandener Sprühvorrichtungen 40 aufgebracht werden kann. Eine derartige Vorrichtung wird üblicherweise zum Sprühen von Uretanschaummaterialien bei anderen Anwendungen verwendet, wie beispielsweise bei der Wandisolierung. Weil die Umwandlung des Polyisocyanurat-Kunststoffmaterials in einen festen Schaum eine zweistufige Katalysierung erfordert, muß äußerste Sorgfalt bei der Anwendung durch Sprühen angewandt werden. Die Menge des in den Kanal 26 gesprühten Kunststoffmaterials muß zur gewünschten Dicke des resultierenden Schaums 20 in Beziehung stehen, und dies kann von der das Sprühgerät 40 bedienenden Person mit der Übung gelernt werden. Es kann erforderlich sein, die Aluminiumoberflächen in dem Kanal 26 mit einem Lösungsmittel zu reinigen, um Fett und Schmutz vor dem Auf sprühen des Schaums zu entfernen. Dies gilt insbesondere für die Nachrüstung vorhandener Flugzeuge und es kann genauso für neue Flugzeuge erforderlich sein. Diese Reinigung kann auch beim Gießen des Kunststoffmaterials nach Fig. 5 erforderlich sein. Ein Lösungsmittel, das verwendet werden kann, ist Methylenchlorid.
Beim Aufbringen durch Sprühen sollte das Kunststoffmaterial auf einen einzigen, eine geschlossene Schleife bildenden Kanal 26 gleichzeitig aufgebracht werden. Die Zeit, die das flüssige Kunststoffmaterial benötigt, um sich in einen festen Schaum umzuwandeln, reicht aus, um es zu ermöglichen, daß ein vollständiger Kanal während irgendeines gemeinsamen Auftragvorganges besprüht wird. Auch hier gilt, daß wenn überschüssiger Schaum gebildet wird, er durch mechanische Schneideinrichtungen, wie zum Beispiel Messer oder Sägen, beseitigt werden kann.
Der aufgebrachte Schaum 20 und die Aluminiumbeplankung 16 wirken als Verbundeinheit, und die resultierende Auslenkung zwischen der Beplankung 16 ohne Druckbeaufschlagung und der Beplankung 16' während der Druckbeaufschlagung wird wesentlich verringert, wie dies in Fig. 4 gezeigt ist. Dies verhindert das Auftreten zusätzlicher Gleitlinienverschiebungen in dem Metall, weil die Beanspruchungen gut innerhalb des elastischen Bereiches der Schubformänderungskurve gehalten werden. Die Hauptfunktion der Polyisocyanurat-Schaumschicht 20 besteht in der zusätzlichen mechanischen Festigkeit. Der Schaum 20 wirkt nicht nur als Verbundmaterial, sondern die Aluminiumbeplankung 16 wird dadurch verstärkt, daß sie eine Abstützung an jedem Punkt über ihren gesamten Oberflächenbereich aufweist. Sollte ein Riß zukünftig aus irgendeinem Grund auftreten, so wird er an dem Schaum 20 festgehalten und kann sich nicht in den Fahrtwind ausbeulen. Weiterhin wirkt der Schaum 20 als Sperre zum Verhindern des Austrittes von Luft und des sich daraus ergebenden Druckverlustes des Rumpfes 10 als Ergebnis eines kleinen Risses. Zusätzlich zu der zusätzlichen Festigkeit und der Verhinderung des Druckverlustes wirkt der Schaum 20 als ausgezeichneter Schall- und Wärmeisolator, und er wirkt als Sperre gegen Feuer und Hitze im Fall eines Absturzes und er ergibt die zusätzlichen wenigen Minuten für die Passagiere, während der Löschmannschaften in der Lage sein können, das Feuer zu löschen. Weiterhin wirkt, wenn ein Absturz über einer Wasserfläche oder eine Notwasserung erfolgt, die geringe Dichte des Schaums 20 als zusätzlicher Auftrieb und könnte so ein Sinken des Flugzeuges zu verhindern.
Um die theoretische Steifigkeit des Aluminium-/Polyisocyanurat- Verbundmaterials zu berechnen, wird auf die Fig. 7, 8, 9A und 9B Bezug genommen. Diese Berechnungen beruhen auf dem Aufbringen durch Sprühen, wobei keine Aluminiumfolienbahn 36 auf der Rückseite liegt. Die Berechnungen für diese Art von Träger würden noch bessere Ergebnisse ergeben.
In Fig. 7 ist ein axial belastetes Bauteil 28 mit einer Länge 1 und einer Breite A gezeigt. Wenn eine Kraft P in entgegengesetzten Richt4ungen von den beiden Enden des Bauteils 28 aus ausgeübt wird, so dehnt sich das Bauteil 28 um einen Betrag δ aus. Der Betrag 6 kann gemäß der folgenden Gleichung bestimmt werden:
δ = P I/A E worin E der Elastizitätsmodul für das Material des Bauteils 28 ist. Die Steifigkeit des Bauteils 28 kann dann wie folgt ausgedrückt werden:
Steifigkeit = P/δ = A E/I.
Fig. 8 zeigt ein Bauteil 30, das entweder aus einem einzigen Material bestehen kann, wie beispielsweise ein Aluminiumträger, oder das ein Verbundmaterial sein kann, wie zum Beispiel ein mit Schaum bedeckter Aluminiumträger. Für das Bauteil 30 kann die Auslenkung δ durch die folgende Gleichung ausgedrückt werden:
δ = P I³/48.E.I
und die Steifigkeit kann ausgedrückt werden als:
Steifigkeit = P/δ = 48 E I/I³.
Zur Bestimmung der Vergrößerung der Festigkeit eines Schaum- und Aluminium-Verbundbauteils 30 gegenüber einem Aluminiumbauteil allein muß das Steifigkeitsverhältnis bestimmt werden, das wie folgt ist:
Steifigkeitsverhältnis = (Steifigkeit)c=(Steifigkeit)Al
oder:
= EcIc l³Al/EAl lAl l³c
worin I das Trägheitsmoment des speziellen Trägers ist.
In Fig. 9A ist die Aluminiumbeplankung 16 und der Schaum 20 bei einem Aufbau gemäß den Fig. 3 und 4 schematisch als Verbundträger 32 gezeigt. Der Verbundträger 32 weist eine Breite W auf, und die Dicke des Schaums 20 ist tf, während die Dicke des Aluminiums tAl ist, und die neutrale Achse 34 bei y liegt. Weil die Breite der Aluminiumbeplankung 16 und des Schaums 20 gleich ist, kann das Steifigkeitsverhältnis wie folgt ausgedrückt werden:
Steifigkeitsverhältnis = Ec Ic/EAl IAl [1]
Man kann den Elastizitätsmodul E sowohl für Aluminium als auch für Polyisocyanurat-Schaum aus verfügbaren Handbüchern ermitteln und stellt fest, daß:
Ec/EAl = 1/n = 1/40 ist.
Weil n = 40 ist, kann der Verbundträger nach Fig. 9A wie in Fig. 9B gezeigt sein. Dies heißt, daß die neutrale Achse 34 durch die folgende Gleichung bestimmt werden kann:
(wtf) (tf/2+tAl)+(nwtAl) (tAl/2)=y (n w tAl+wtf)
oder
y=(tf²/2+n tAl/2+tf tAl)/(n tAl+tf) [2]
Aus Fig. 9B kann das Trägheitsmoment I wie folgt berechnet werden:
Ic=(w tf³)/12+(w tf{(tf/2)+tAl y}²+ (n w tAl³)/12+(n w tAl){y-(tAl/2)}2 [3]
Das Trägheitsmoment für die Aluminiumbeplankung 12 ist:
IAl=w tAl³/12 [4]
Aus der Gleichung [1] wird das Steifigkeitsverhältnis dann zu:
Steifigkeitsverhältnis = (1/n) (Ic/IAl) [5]
und eine Berechnung des Steifigkeitsverhältnisses der Gleichung (5) unter Verwendung der Gleichungen [3] und [4] ergibt die folgenden Ergebnisse: Tabelle I Dicke in cm Steifigkeitsverhältnis Aluminium Schaum
Dies bedeutet, daß wenn 5,08 cm (2 Zoll) Polyisocyanurat-Schaum 20auf eine 0,1 cm (0,04 Zoll) starke Aluminiumbeplankung 16 aufgetragen wird, daß Verbundmaterial eine Steifigkeit aufweist, die 7461 mal so groß ist, wie die der Aluminiumbeplankung 16 allein. Entsprechend ist das Ausmaß der Auslenkung der Beplankung des Rumpfes 10 mit aufgetragenem Schaum 20 beträchtlich kleiner, und das Metallermüdungsproblem wird entsprechend verringert.

Claims

1. Flugzeugrumpfbauteil (10), das durch ein dünnes Metallmaterial (16) gebildet wird, das an einer Vielzahl von Schotten (12) befestigt ist, dadurch gekennzeichnet, daß ein nichtentflammbares Polymerschaummaterial (20) auf der Innenseite des Metallmaterials (16) und an den Schotten (12) befestigt sind.

2. Flugzeugrumpfbauteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Polymerschaummaterial (20) eine Druckfestigkeit und Zugfestigkeit aufweist, die ausreichend ist, um einen Bruch des Metallmaterials (16) zu verhindern, der aufgrund der durch die dauernde Druckbe- und -entlastung des Flugzeugrumpfbauteils (10) hervorgerufenen Ausdehnung und der Zusammenziehung des Metallmaterial (16) auftritt.

3. Flugzeugrumpfbauteil nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Polymerschaummaterial (20) ein geschlossenzelliges Material ist.

4. Flugzeugrumpfbauteil nach Anspruch 1, 2 oder 3 dadurch gekennzeichnet, daß das Polymerschaummaterial (20) ein Isoliermaterial ist.

5. Flugzeugrumpfbauteil nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4 dadurch gekennzeichnet, daß das Polymerschaummaterial (20) ein Polyisocyanuratschaum ist.

6. Flugzeugrumpfbauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Polymerschaummaterial (20) mit einer Dicke von mindestens ungefähr 5,08 cm (2 Zoll) aufgetragen ist.

7. Verfahren zur Verstärkung der Beplankung (16) eines Flugzeugrumpfbauteils (10) wobei die Beplankung über einer Vielzahl von im Abstand zueinander angeordneten Schotten (12) befestigt ist, wobei das Verfahren gekennzeichnet ist durch den Schritt der Befestigung einer Schicht (20) aus Polymerschaummaterial auf der Innenseite der Beplankung (16) und den gegenüberliegenden Seiten (24) der Schotten (12).

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaummaterial (20) so ausgewählt ist, daß es eine Druckfestigkeit und Zugfestigkeit aufweist, die ausreicht, um einen Bruch der Beplankung (16) aufgrund der sich aus der dauernden Druckbe- und -entlastung des Flugzeugs (10) ergebenden Ausdehnung und Zusammenziehung der Beplankung (16) zu verhindern.

9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaummaterial (20) ein Polyisocyanuratschaum ist.

10. Verfahren nach Anspruch 7, 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt der Befestigung das Befestigen des Schaummaterial (20) mit einer Dicke von mindestens angenähert 5,08 cm (2 Zoll) einschließt.

11. Verfahren nach Anspruch 7, 8, 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt der Befestigung das Aufsprühen von Materialien auf die Innenseite der Beplankung zwischen benachbarten Schotten (12) einschließt, um nachfolgend die Bildung des Schaumes (20) hervorzurufen.

12. Verfahren nach Anspruch 7, 8, 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Verfahrensschritt der Befestigung die Anbringung eines biegsamen Materials (36 und 38) gegen die Innenseite der Schotten und das Gießen des Polymermaterials zur Bildung des Schaumes (20) zwischen der Innenseite der Beplankung (10) und des Folienmaterials (36 und 38) einschließt.