DE882645C

DE882645C - Fuselage

Info

Publication number: DE882645C
Application number: DED6703D
Authority: DE
Inventors: Bela Barenyi
Original assignee: Daimler Benz AG
Current assignee: Daimler Benz AG
Priority date: 1943-03-23
Filing date: 1943-03-23
Publication date: 1953-07-09

Description

Flugzeugrumpf Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugzeugrumpf, der sich insbesondere für Flugzeuge mit kleinem Rumpfquerschnitt, beispielsweise Jagdflugzeuge, eignet.Aircraft fuselage The invention relates to an aircraft fuselage, which is particularly suitable for aircraft with a small fuselage cross-section, for example Fighter aircraft, is suitable.

Die Erfindung besteht darin, daß ein in der waagerechten Rumpfmittelebene im wesentlichen die ganze Rumpflänge durchlaufender Trägerrahmen mit zwei entsprechend der Form der Rumpfverkleidung nach außen gewölbten Längsträgern zur Anwendung kommt.The invention consists in that one in the horizontal fuselage center plane substantially the entire length of the fuselage continuous support frame with two corresponding the shape of the fuselage cladding outwardly curved longitudinal members is used.

Gegenüber den in Gitter-, Schalenbauweise usw. hergestellten bekannten Flugzeugrümpfen unterscheidet sich die Erfindung vorteilhaft durch große Zugänglichkeit und günstige Raumausnutzung. Des weiteren kann dieAußenhaut, die nur noch eine reine Verkleidung bildet, äußerst leicht ausgebildet und in beliebiger Weise unterteilt und abnehmbar sein, da sämtliche Kräfte ausschließlich durch den Trägerrahmen aufgenommen werden.Compared to the known in lattice, shell construction, etc. The invention advantageously differs from aircraft fuselages in that it is easily accessible and favorable use of space. Furthermore, the outer skin, which is only a pure Forming cladding, formed extremely easily and divided in any way and be removable, since all forces are absorbed exclusively by the support frame will.

Ein besonderer Vorteil ist darin zu sehen, daß die bei den bekannten Bauweisen notwendigen örtlichen Verstärkungen zur Befestigung von Geräten usw. bei der Erfindung in Wegfall kommen, da sämtliche Ausrüstungsgegenstände und Apparate unmittelbar und ohne irgendwelche Verstärkungselemente am Trägerrahmen angeordnet werden.A particular advantage can be seen in the fact that the known Construction methods necessary local reinforcements for the attachment of devices, etc. the invention come in omission, since all equipment and apparatus arranged directly and without any reinforcing elements on the support frame will.

Weitere Merkmale und Vorzüge der Erfindung gehen aus der Beschreibung und Zeichnung hervor. Die Zeichnung veranschaulicht in beispielsweiser Darstellung den Erfindungsgegenstand, und zwar zeigt Abb. i eine Seitenansicht eines mit dem erfindungsgemäßen Trägerrahmen ausgestatteten Flugzeugrumpfes, =Abb: 2 eine - Draufsicht --au`E - -den Trägerrahmen finit dem von diesem getragenen Triebwerk und dem Führersitz, Abb. 3 einen Querschnitt durch, den Rumpf in Höhe des Führerraumes bei herausgnommenem Sitz und Steuereinrichtung nach der Linie A-A gemäß Abb. i, wobei die Längsträger in die Rumpfverkleidung einbezogen sind und ein kastenförmiges Profil aufweisen, Abb-. 4 den gleichenQuerschnitt durch denRumpf, wobei die Längsträger in die Rumpfverkleidung einbezogen sind und ein U-förmiges Profil aufweisen, Abb. 5 den gleichen Querschnitt durch den Rumpf, wobei die Längsträger kastenförmig ausgebildet. sind und auf der Innenseite der Rumpfverkleidung verlaufen, und -Abh. 6 den gleichen Querschnitt durch den Rumpf; wobei -die Längsträger durch zwei- ineinandergeschobene U-Profile gebildet sind und auf der Innenseite der Rumpfverkleidung verlaufen.Further features and advantages of the invention emerge from the description and drawing. The drawing illustrates by way of example the subject of the invention, namely Fig. i shows a side view of one with the aircraft fuselage equipped with the carrier frame according to the invention, = Fig: 2 a - plan view --au`E - - the support frame finite the engine carried by this and the driver's seat, Fig. 3, a cross-section through the fuselage at the height of the driver's cab with the seat and control device removed, along line A-A according to Fig. i, wherein the side members are included in the fuselage fairing and a box-shaped Have profile, fig-. 4 shows the same cross-section through the fuselage, with the side members are included in the fuselage fairing and have a U-shaped profile, Fig. 5 shows the same cross-section through the fuselage, the longitudinal members being box-shaped. and run on the inside of the fuselage fairing, and -Abh. 6 the same Cross section through the fuselage; where -the longitudinal beams are pushed into one another by two U-profiles are formed and run on the inside of the fuselage fairing.

Wie aus Abb. i und 2 ersichtlich, =besteht der Flugzeugrumpf im wesentlichen aus einem in der waagerechten Rumpfmittelebene angeordneten Trägerrahmen, dessen Längsträger io, i i nach außen -gewölbt und in Längsrichtung der aerodynamischen Formgebung der Rumpfverkleidung 12 angepaßt sind (Abb: 2). Die Längsträger i o, i i- bilden gemäß Abb. 3 und 4 Teile der Rumpfverkleidung 12, deren Halbschalen mit ihren Rändern an den Seitenkanten der Längsträger fest oder lösbar verbunden sind. Da der Trägerrahmen der einzige tragende Konstruktionsteil des Flugzeugs darstellt, kann die Rumpfverkleidung äußerst leicht ausgebildet werden. Dadurch wird die- Möglichkeit gegeben; Teile der Rumpfverkleidung 12, vorzugsweise den etwa in der Mitte des Rumpfes den Führerraum umschließenden Teil 12' der Rumpfverkleidung 12, ringsherum aus einem durchsichtigen. Workstoff, _ beispielsweise .Sicherheitsglas,- herzustellen: Durch diese Maßnahme erhält der Flugzeugführer sehr gute Sichtverhältnisse nach allen Seiten.As can be seen from Fig. I and 2, the fuselage essentially consists from a carrier frame arranged in the horizontal fuselage center plane, whose Longitudinal beams io, i i outward-arched and in the longitudinal direction of the aerodynamic Shaping of the fuselage fairing 12 are adapted (Fig: 2). The side members i o, i i- form parts of the fuselage fairing 12, the half-shells thereof, as shown in FIGS. 3 and 4 with their edges firmly or detachably connected to the side edges of the side members are. Since the support frame is the only supporting structural part of the aircraft, the fuselage fairing can be made extremely light. This makes the- possibility given; Parts of the fuselage fairing 12, preferably approximately in the middle of the fuselage the part 12 'of the fuselage fairing 12, which surrounds the driver's compartment, consists of a see-through. Workstoff, _ for example .Safety glass, - to manufacture: Through this measure gives the pilot very good visibility after all Pages.

Die Unterbrechung des Rumpfes durch ringsum durchsichtige Teile bewirkt aber auch eine Verschleierung der Umrisse des fliegenden Flugzeugs, -so daß Ziel- und Treffsicherheit des angreifenden Gegners wesentlich beeinträchtigt werden.The interruption of the fuselage is caused by transparent parts all around but also a concealment of the outlines of the flying aircraft, so that the target and accuracy of the attacking opponent are significantly impaired.

Der Führersitz 13 mitsamt den Steuereinrichtungen 14 sowie das Triebwerk 15 sind zwischen den Längsträgern io, i i, 'gegebenenfalls unter Zwischenschaltung -elastischer' Lager 16 und _f7, aufgehängt.The driver's seat 13 together with the control devices 14 and the engine 15 are suspended between the longitudinal members io, ii, 'optionally with the interposition of -elastic' bearings 16 and _f7.

Der Flügelholm 18 und der Leitwerkholm i g durchdringen die Längsträger io, i i und bewirken eine wesentliche Versteifung des Trägerrahmens.The wing spar 18 and the tail spar i g penetrate the side members io, i i and cause a substantial stiffening of the support frame.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Aircraft fuselage, characterized by a in the horizontal fuselage center plane extending essentially the entire length of the fuselage Carrier frame with two curved outwards according to the shape of the fuselage fairing Side members.

2. aircraft fuselage according to claim i, characterized in that the Longitudinal beam (iö, i i) an open or closed profile, preferably box profile. exhibit.

3. aircraft fuselage according to claim i and 2; characterized in that the Longitudinal members (i o; i i) wholly or partially form parts of the fuselage fairing (12).

4. aircraft fuselage according to claim i to 3, characterized in that the fuselage lining (r2) consists of half-shells known per se, the edges of which are connected to the corresponding Side edges. the longitudinal beam - (io, ii) butt and there fixed or detachable with these are connected.

5. aircraft fuselage according to claim 4, characterized in that the approximately in the middle of the fuselage, the part (z2) of the shell cladding enclosing the driver's compartment (r2) all around consists of transparent material, for example safety glass.

6. aircraft fuselage according to claim z to 5, characterized in that the driver's seat da.ß (13) together with the control devices (14) between the. Side members (i o, i i), optionally with the interposition of elastic means, is suspended.

7. Fuselage according to claim z, characterized in that the wing spar or spars (ig) and / or the tail spars (2o) completely or partially penetrate the longitudinal members (io, i i) and are permanently or detachably connected to them. B. aircraft fuselage according to claim i, characterized in that the engine (i8) from the front ends of the side members on the one hand and the cross member (wing spar) on the other.