EP2519438A2 - Flugzeugrumpf und hautfeld - Google Patents

Flugzeugrumpf und hautfeld

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EP2519438A2
EP2519438A2 EP10803250A EP10803250A EP2519438A2 EP 2519438 A2 EP2519438 A2 EP 2519438A2 EP 10803250 A EP10803250 A EP 10803250A EP 10803250 A EP10803250 A EP 10803250A EP 2519438 A2 EP2519438 A2 EP 2519438A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
longitudinal
reinforcements
stiffeners
skin
hull according
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP10803250A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Torsten Noebel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP2519438A2 publication Critical patent/EP2519438A2/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/60—UAVs characterised by the material
    • B64U20/65—Composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials

Definitions

  • the invention relates to an aircraft fuselage according to the preamble of patent claim 1 and to a skin panel for such an aircraft fuselage.
  • Aircraft hulls are traditionally made of metal with a rear structure of a variety of longitudinal and
  • Circumferential stiffeners executed. The production of such
  • Aircraft hulls is in particular the high number of parts
  • the hulls and their rear structures are usually a copy of the metallic hulls. This means that longitudinal stiffeners absorb the longitudinal loads, peripheral stiffeners, the circumferential loads and moments, and the skin primarily the internal pressure as well as longitudinal and thrust loads.
  • Object of the present invention is an aircraft fuselage, which eliminates the aforementioned disadvantages and targeted
  • Composite material for an aircraft has a skin and a
  • fuselage according to the invention are the main functions of
  • the skin absorbs only shear loads and internal pressure, while only a few local longitudinal reinforcements transmit exclusively or almost exclusively longitudinal loads.
  • the circumferential stiffeners are still a priority
  • the skin can be made very soft by means of a suitable laminate structure in the longitudinal direction, so that it by the resulting low
  • Stiffness also has low voltages. These cause at least pressure bumps to start later.
  • the skin can be better optimized, since priority only the
  • the local reinforcements cause a local increase in rigidity and prevent bulging.
  • only very few longitudinal stiffeners are necessary. It is conceivable, for example, to reduce the longitudinal reinforcements by a factor of 6 to 12.
  • the necessary number of longitudinal reinforcements is determined, among other things, by fail-safe requirements. For example, a provision provides that in the event of an uncontrollable engine destruction in which
  • the reinforcements are formed as inside elevations, which have a larger L Lucassais transverse or circumferential extension.
  • they act as a kind of longitudinally arranged one behind the other single longitudinal stiffeners. They may be integrally formed with the skin or subsequently connected to it, for example by means of an adhesive method.
  • the reinforcements can be both as a hollow body and as
  • Be formed full body Preferably, they are as
  • Hollow body formed with foam cores as this is to achieve a maximum local stiffening of the skin with a minimum weight.
  • the reinforcements preferably form rows in both the longitudinal and circumferential directions, between which the
  • Circumferentially arranged offset to one another or a reinforcement may for example have twice the length and / or a different height or extent in the radial direction than adjacent reinforcements.
  • Fuselage areas with high local loads positioned at a different distance and / or in a different number than in trunk areas with low local loads to each other or
  • the reinforcements are designed such that substantially fewer longitudinal reinforcements are formed as longitudinal reinforcing rows.
  • embodiments provide only four, eight or twelve longitudinal stiffeners to distribute evenly over the inner circumference of the hull.
  • longitudinal reinforcements have a foot portion from which extend two approximately parallel blade-like webs.
  • the circumferential reinforcements have, for example, a C-like profile with a lower flange, a top flange, a web connecting the two straps and an inner belt.
  • Such longitudinal and circumferential stiffeners are easy to produce in terms of manufacturing technology.
  • the shape or the profile of the longitudinal and circumferential stiffeners is variable.
  • circumferential stiffeners with an omega profile are also conceivable.
  • Composite for an aircraft fuselage has a variety of inside local stiffeners. This allows the skin field targeted locally according to the loads occurring
  • FIG. 1 shows a cross section through a first fuselage according to the invention
  • FIG. 4 is a plan view of a skin panel according to the invention.
  • Figures 5 and 6 are cross-sections of inventive local
  • FIG. 7 shows a longitudinal section through a local reinforcement according to the invention from FIG. 4.
  • identical structural elements carry the same
  • Hull 2 has a skin 4 made of a plurality of skin panels 6 joined together along their longitudinal sides.
  • the individual skin panels 6 such as, for example, an upper shell, a lower shell and two side shells interconnecting the lower and the upper shell are not shown as separate components.
  • the skin panels 6 are made of fiber-reinforced composite materials like CFK or CFRP and have on their inner surface 8 a
  • Composite materials which is formed of a few longitudinal stiffeners 10, a plurality of circumferential stiffeners 12 and a plurality of local reinforcements 14.
  • Circumferential stiffeners 12 and the reinforcements 14 extend over the entire inner circumference of the fuselage 2 or spread over it, however, only a portion of the circumferential stiffeners 12 and a small number of reinforcements 14 are shown for reasons of clarity.
  • longitudinal stiffeners 10 are provided, which are distributed in pairs diametrically on and evenly spaced from each other over the inner circumference of the hull 2.
  • Longitudinal stiffeners 10 are positioned on the transverse axis 18.
  • the longitudinal stiffeners 10, as shown in Figure 3, each have two approximately parallel blade-like ridges 20, 22, which is approximately orthogonal of a foot portion 24 with a left outer belt 26, a right as shown in the figure
  • Outer belt 28 and a between the outer straps 26, 28 and the webs 20, 22 arranged inner belt 30 extend.
  • Foot portion 24 is curved according to the inner surface 8 of the skin 4 or skin panels 6 formed (not shown), so that the webs 20, 22 are employed upon closer inspection slightly to each other. Due to the total low number of
  • Longitudinal stiffeners 10 have these in the longitudinal direction of a particularly rigid laminate.
  • the reinforcements 14, as shown in Figure 4 in plan view a lenticular shape with a greater longitudinal than transverse or circumferential extent and are arranged in the longitudinal direction 32 and in the circumferential direction 34 in rows behind or next to each other from each other. As shown in the longitudinal section of FIG. 5, they each have a circumferential foot section 36, which encompasses a bump-shaped or hill-like elevation 38.
  • the survey 38 defines a cavity in which a foam-like core 40 is arranged.
  • the reinforcements 14 are spaced apart from one another by their circumferential foot sections, however, an embodiment shown in FIG.
  • Foot sections 36a, 36b flush into one another, so that in the circumferential direction, a flat transition surface 42 between
  • the elevations 38 in each case run out gently into their circumferential foot section 36 so that no sudden or stepped transitions between the foot sections 36 and the elevations 38 are formed.
  • the circumferential stiffeners 12 are arranged next to one another in the longitudinal direction, a reinforcement 14 being arranged in each case between two adjacent circumferential stiffeners 12a, 12b. They each have a substantially C-shaped profile with a lower flange 44, with which they engage the inner surface 8 of the skin panels 6 and the skin 4, a top flange 46, a webbing connecting the straps 44, 46 and one of the Belts 44, 46 facing away from inner belt 50.
  • a hull 2 is disclosed of a fiber reinforced

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Abstract

Offenbart ist ein Rumpf (2) aus einem faserverstärkten Verbundmaterial für ein Flugzeug mit einer Haut (4) und mit einer Vielzahl von Umfangsversteifungen (12) und nur einer geringen Anzahl von Längsversteifungen (10), wobei die Haut (4) eine Vielzahl von lokalen Verstärkungen (14) aufweist, sowie ein Hautfeld (6) zur Bildung eines derartigen Rumpfes.

Description

Beschreibung
Flugzeugrumpf und Hautfeld Die Erfindung betrifft einen Flugzeugrumpf nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 sowie ein Hautfeld für einen derartigen Flugzeugrumpf .
Flugzeugrümpfe werden traditionell in Metallbauweise mit einer Hinterbaustruktur aus einer Vielzahl von Längs- und
Umfangsversteifungen ausgeführt. Die Herstellung derartiger
Flugzeugrümpfe ist zwar sehr gut zu beherrschen, jedoch weisen die Flugrümpfe aufgrund der Metallwerkstoffe ein verhältnismäßig hohes Gewicht auf. Neben dem hohen Gewicht der metallischen
Flugzeugrümpfe ist insbesondere die hohe Teileanzahl der
Längsversteifungen und deren Anbindung bzw. Integration sehr aufwändig. Daher ist in jüngster Zeit verstärkt die Tendenz zu beobachten, die metallischen Rümpfe durch Rümpfe aus
faserverstärkten Verbundmaterialien zu ersetzen. Dabei sind die Rümpfe sowie deren Hinterbaustruktur meistens eine Kopie der metallischen Rümpfe. Dies bedeutet, dass Längsversteifungen die Längslasten, Umfangsversteifungen die Umfangslasten und -momente und die Haut vorrangig den Innendruck sowie Längs- und Schublasten aufnehmen .
Darüber hinaus wird, wie zum Beispiel in der US 2007/0108347 AI gezeigt, versucht, die herkömmliche Anordnung der Längs- und Umfangsversteifungen durch eine integrale gitterartige
Versteifungsstruktur zu ersetzen, bei der eine Vielzahl von in einer Ebene liegenden und zur Längsachse des Rumpfes schräg angestellte Steifen in Kreuzungsbereichen zusammengeführt sind. Problematisch bei der Verbundbauweise mit der gitterartigen Hinterbaustruktur ist jedoch die hohe Steifenanzahl und deren Zusammenführung in den Kreuzungsbereichen, was aufwändige
Fertigungsvorrichtungen erfordert. Ferner ist die gitterartige Hinterbaustruktur nicht optimal auf auftretende Belastungen ausgelegt, sondern stellt eher einen Kompromiss zur Aufnahme sämtlicher zu erwartenden Belastungen dar.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, einen Flugzeugrumpf, der die vorgenannten Nachteile beseitigt und gezielt auf
auftretende Belastungen eingestellt ist, sowie ein Hautfeld für einen derartigen Flugzeugrumpf zu schaffen.
Diese Aufgabe wird gelöst durch einen Flugzeugrumpf mit den
Merkmalen des Patentanspruchs 1 und durch ein Hautfeld mit den Merkmalen des Patentanspruchs 11.
Ein erfindungsgemäßer Rumpf aus einem faserverstärkten
Verbundmaterial für ein Flugzeug weist eine Haut und eine
Hinterbaustruktur aus Längs- und Umfangsversteifungen zur
Versteifung der Haut auf. Erfindungsgemäß ist an der Haut eine Vielzahl von lokalen Verstärkungen ausgebildet. Bei dem
erfindungsgemäßen Rumpf werden die Hauptfunktionen der
strukturellen Elemente wie Haut und Hinterbaustruktur neu
geordnet. Die Haut nimmt im Wesentlichen nur noch Schublasten und den Innendruck auf, während wenige lokale Längsversteifungen ausschließlich bzw. nahezu ausschließlich Längslasten übertragen. Die Umfangsversteifungen nehmen nach wie vor vorrangig
Umfangslasten bzw. -momente auf. Somit kann die Haut mittels eines geeigneten Laminataufbaus in Längsrichtung sehr weich gestaltet werden, so dass diese durch die so entstehende niedrige
Steifigkeit auch geringe Spannungen aufweist. Diese führen dazu, dass zumindest Druckbeulen später einsetzen. Für die Schublasten kann die Haut besser optimiert werden, da vorrangig nur die
Schublasten und der Innendruck im Vordergrund stehen. Die lokalen Verstärkungen bewirken dabei eine lokale Steifigkeitserhöhung und verhindern das Beulen. Somit sind im Vergleich zu herkömmlichen Flugzeugrümpfen nur noch sehr wenige Längsversteifungen notwendig. Vorstellbar ist z.B. eine Reduzierung der Langsversteifungen um den Faktor 6 bis 12. Die notwendige Anzahl der Längsversteifungen wird dabei unter anderem von Fail-Safe-Anforderungen bestimmt. So sieht zum Beispiel eine Vorschrift vor, dass im Falle einer unkontrollierbaren Triebwerkszerstörung, bei dem sich
umherfliegende Rotorblätter in den Rumpf schneiden, der Rumpf für eine sichere Landung dann immer noch eine gewisse Stabilität aufweisen muss. D.h., selbst wenn im optimalen Fall weniger
Längsversteifungen notwendig wären, so können aufgrund von Crash- Vorschriften mehr Längsversteifungen notwendig sein.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Verstärkungen als innenseitige Erhebungen ausgebildet, die eine größere Längsais Quer- bzw. Umfangserstreckung aufweisen. Insofern wirken sie quasi als eine Vielzahl von in Längsrichtung hintereinander angeordneten Einzellängsversteifungen. Sie können integral mit der Haut ausgebildet sein oder nachträglich an dieser beispielsweise mittels eines Klebeverfahrens angebunden sein. Ein
Ausführungsbeispiel sieht vor, die Verstärkungen dadurch
auszubilden, dass die Materialstärke der Haut lokal verringert wird, so dass eine Vielzahl von sickenartigen Vertiefungen gebildet wird, die über die nicht dickenreduzierten
Hautabschnitte, die dann die Verstärkungen bilden, voneinander beabstandet sind.
Die Verstärkungen können sowohl als Hohlkörper als auch als
Vollkörper ausgebildet sein. Bevorzugterweise sind sie als
Hohlkörper mit Schaumkernen ausgebildet, da hierdurch bei einem minimalen Gewicht eine maximale lokale Versteifung der Haut zu erreichen ist.
Die Verstärkungen bilden bevorzugterweise sowohl in Längs- als auch in Umfangsrichtung Reihen, zwischen denen sich die
Umfangsversteifungen und vereinzelnd die Längsversteifungen erstrecken, so dass die Umfangs- bzw. Längsversteifungen
unmittelbar an der Haut angebunden sind. Ein Ausführungsbeispiel sieht jedoch auch, dass die Umfangs- bzw. Längsversteifungen über Fußabschnitte der Verstärkungen an der Haut angebunden sind. Die Anordnung der Verstärkungen zueinander, ihre Anzahl und ihre Größe und ihre Form richtet sich nach den auftretenden lokalen
Belastungen und kann somit innerhalb des Rumpfes stark variieren. So können die Verstärkungen in Längsrichtung und/oder
Umfangsrichtung auch zueinander versetzt angeordnet sein oder eine Verstärkung kann zum Beispiel die doppelte Länge und/oder eine andere Höhe bzw. Erstreckung in radialer Richtung als benachbarte Verstärkungen aufweisen. Ebenso können die Verstärkungen in
Rumpfbereichen mit hohen lokalen Belastungen in einem anderen Abstand und/oder in einer anderen Anzahl als in Rumpfbereichen mit geringen lokalen Belastungen zueinander positioniert bzw.
vorhanden sein.
Insbesondere sind die Verstärkungen derart ausgeführt, dass wesentlich weniger Längsversteifungen als Längsverstärkungsreihen ausgebildet sind. So sehen Ausführungsbeispiele vor, lediglich vier, acht oder zwölf Längsversteifungen gleichmäßig über den Innenumfang des Rumpfes zu verteilen.
Bevorzugte, da besonders einfach herzustellende Längsversteifungen weisen einen Fußabschnitt auf, von dem sich zwei in etwa parallele klingenartige Stege erstrecken. Die Umfangsversteifungen weisen beispielsweise ein C-artiges Profil mit einem Untergurt, einem Obergurt, einem die beiden Gurte miteinander verbindenden Steg und mit einem Innengurt auf. Derartige Längs- und Umfangsversteifungen sind fertigungstechnisch einfach herzustellen. Die Form bzw. das Profil der Längs- und Umfangsversteifungen ist jedoch variabel. Beispielsweise sind auch Umfangsversteifungen mit einem Omega- Profil vorstellbar.
Ein erfindungsgemäßes Hautfeld aus einem faserverstärkten
Verbundmaterial für einen Flugzeugrumpf hat eine Vielzahl von innenseitigen lokalen Versteifungen. Dies erlaubt das Hautfeld gezielt lokal entsprechend den auftretenden Belastungen
einzustellen und ermöglicht somit eine wesentliche Reduzierung von Längsversteifungen . Sonstige vorteilhafte Ausführungsbei spiele sind Gegenstand weiterer Unteransprüche . Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematisch Darstellungen näher erläutert. Es zeigen:
Figur 1 einen Querschnitt durch einen ersten erfindungsgemäßen Rumpf,
Figur 2 einen Querschnitt durch einen zweiten erfindungsgemäßen Rumpf,
Figur 3 einen Querschnitt durch eine erfindungsgemäße
Längsversteifung,
Figur 4 eine Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes Hautfeld,
Figuren 5 und 6 Querschnitte durch erfindungsgemäße lokale
Verstärkungen aus Figur 4, und
Figur 7 einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße lokale Verstärkung aus Figur 4. In den Figuren tragen gleiche konstruktive Elemente die gleichen
Bezugsziffern, wobei bei mehreren gleichen konstruktiven Elementen in einer Figur aus Gründen der Übersichtlichkeit lediglich einige der Elemente mit einer Bezugsziffer versehen sind. Gemäß der Querschnittsdarstellung in Figur 1 weist ein
erfindungsgemäßer Rumpf 2 eine Haut 4 auf, die aus einer Vielzahl von entlang ihrer Längsseiten miteinander verbundenen Hautfeldern 6 hergestellt ist. Aus Gründen der Übersichtlichkeit sind die einzelnen Hautfelder 6 wie zum Beispiel eine Oberschale, eine Unterschale und zwei die Unter- und die Oberschale miteinander verbindenden Seitenschalen nicht als separate Bauteile gezeigt. Die Hautfelder 6 bestehen aus faserverstärktem Verbundmaterialen wie CFK bzw. CFRP und weisen an ihrer Innenfläche 8 eine
Hinterbaustruktur aus ebenfalls faserverstärkten
Verbundmaterialien auf, die aus wenigen Längsversteifungen 10, einer Vielzahl von Umfangsversteifungen 12 sowie einer Vielzahl von lokalen Verstärkungen 14 gebildet ist. Die
Umfangsversteifungen 12 sowie die Verstärkungen 14 erstrecken sich über den gesamten Innenumfang des Rumpfes 2 bzw. verteilen sich über diesen, jedoch ist aus Gründen der Übersichtlichkeit nur ein Abschnitt der Umfangsversteifungen 12 sowie eine geringe Anzahl der Verstärkungen 14 dargestellt.
In dem gezeigten Beispiel sind 8 Längsversteifungen 10 vorgesehen, die jeweils paarweise diametral an dem und gleichmäßig voneinander beabstandet über den Innenumfang des Rumpfes 2 verteilt sind.
Dabei liegen jeweils vier Längsversteifungen 10 bzw. zwei
Längsversteifungspaare symmetrisch bzw. nahezu symmetrisch auf der Hochachse 16 und der Querachse 18 des Rumpfes 2.
Gemäß der Darstellung in Figur 2 ist es jedoch auch vorstellbar, die Anzahl der Längsversteifungen 10 zu verändern, beispielsweise auf vier Längsversteifungen zu reduzieren, wobei jeweils zwei Längsversteifungen auf der Hochachse 16 und zwei
Längsversteifungen 10 auf der Querachse 18 positioniert sind. Die Längsversteifungen 10 haben, wie in Figur 3 gezeigt, jeweils zwei in etwa parallel verlaufende klingenartige Stege 20, 22, die sich etwa orthogonal von einem Fußabschnitt 24 mit einem gemäß der Darstellung in der Figur linken Außengurt 26, einem rechten
Außengurt 28 und einem zwischen den Außengurten 26, 28 bzw. den Stegen 20, 22 angeordneten Innengurt 30 erstrecken. Der
Fußabschnitt 24 ist entsprechend der Innenfläche 8 der Haut 4 bzw. Hautfelder 6 gekrümmt ausgebildet (nicht gezeigt) , so dass die Stege 20, 22 bei genauer Betrachtung leicht zueinander angestellt sind. Aufgrund der insgesamt geringen Anzahl von
Längsversteifungen 10 weisen diese in Längsrichtung ein besonders steifes Laminat auf. Die Verstärkungen 14 haben gemäß der Darstellung in Figur 4 in Draufsicht eine linsenartige Gestalt mit einer größeren Längs- als Quer- bzw. Umfangserstreckung und sind in Längsrichtung 32 sowie in Umfangsrichtung 34 in Reihen hinter- bzw. nebeneinander voneinander beabstandet angeordnet. Sie weisen jeweils wie in dem Längsschnitt nach Figur 5 gezeigt einen umlaufenden Fußabschnitt 36 auf, der eine beulen- bzw. hügelartige Erhebung 38 umgreift. Die Erhebung 38 begrenzt einen Hohlraum, in dem ein schaumartiger Kern 40 angeordnet ist. Die Verstärkungen 14 sind mit ihren umlaufenden Fußabschnitten voneinander beabstandet, jedoch sieht ein in Figur 6 gezeigtes Ausführungsbeispiel vor, dass die
Fußabschnitte 36a, 36b bündig ineinander übergehen, so dass in Umfangsrichtung eine ebene Übergangsfläche 42 zwischen
benachbarten Verstärkungen 14a, 14b gebildet ist.
Gemäß dem Längsschnitt in Figur 7 laufen die Erhebungen 38 jeweils sanft endseitig in ihren umlaufenden Fußabschnitt 36 aus, so dass keine sprunghaften bzw. stufenartigen Übergänge zwischen den Fußabschnitten 36 und den Erhebungen 38 gebildet sind.
Gemäß Figur 7 sind die Umfangsversteifungen 12 in Längsrichtung nebeneinander angeordnet, wobei jeweils zwischen zwei benachbarten Umfangsversteifungen 12a, 12b eine Verstärkung 14 angeordnet ist. Sie haben jeweils ein im Wesentlichen C-förmiges Profil mit einem Untergurt 44, mit dem sie an der Innenfläche 8 der Hautfelder 6 bzw. der Haut 4 angreifen, einem Obergurt 46, einen die Gurte 44, 46 miteinander verbindenden Steg 48 sowie einem von den Gurten 44, 46 abgewandten Innengurt 50. Offenbart ist ein Rumpf 2 aus einem faserverstärkten
Verbundmaterial für ein Flugzeug mit einer Haut 4 und mit einer Vielzahl von Umfangsversteifungen 12 und nur einer geringen Anzahl von Längsversteifungen 10, wobei die Haut 4 eine Vielzahl von lokalen Verstärkungen 14 aufweist, sowie ein Hautfeld 6 zur
Bildung eines derartigen Rumpfes. Bezugs zeichenliste
Rumpf
Haut
Hautfelder
Innenfläche
Längsversteifung
Umfangsversteifung
Verstärkung
Hochachse
Querachse
Steg
Steg
Fußabschnitt
Außengurt
Außengurt
Innengurt
Längsrichtung
Umfangsriehtung
Fußabschnitt
Erhebung
Kern
Übergangsfläche
Untergut
Obergurt
Steg
Innengurt

Claims

Patentansprüche 1. Rumpf aus einem faserverstärkten Verbundmaterial für ein
Flugzeug mit einer Haut (4) und mit einer Hinterbaustruktur aus Längsversteifungen (10) und Umfangsversteifungen (12) zur
Versteifung der Haut (4), dadurch gekennzeichnet, dass die Haut (4) eine Vielzahl von lokalen Verstärkungen (14) aufweist.
2. Rumpf nach Anspruch 1, wobei die Verstärkungen (14) als innenseitige Erhebungen ausgebildet sind.
3. Rumpf nach Anspruch 1 oder 3, wobei die Verstärkungen (14) eine größere Längs- als Querstreckung aufweisen.
4. Rumpf nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei die Verstärkungen (14) integral mit der Haut (4) ausgebildet sind.
5. Rumpf nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die
Verstärkungen (14) als Hohlkörper ausgeführt sind
6. Rumpf nach Anspruch 4, wobei die Verstärkungen (14) einen Schaumkern (40) haben.
7. Rumpf nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die
Verstärkungen Längsreihen und Umfangsreihen bilden, zwischen denen sich die Umfangsversteifungen (12) und vereinzelnd die
Längsversteifungen (10) erstrecken.
8. Rumpf nach Anspruch 7, wobei mehr Längsreihen der Verstärkungen (14) als Längsversteifungen (10) vorgesehen sind.
9. Rumpf nach Anspruch einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei 4, 8 oder 12 Längsversteifungen (10) vorgesehen sind, die jeweils paarweise diametral zueinander angeordnet sind.
10. Rumpf nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Längsversteifungen (10) zwei in etwa parallele Stegabschnitte (20, 22) aufweisen.
11. Hautfeld (6) aus einem faserverstärkten Verbundmaterial für einen Flugzeugrumpf mit einer Vielzahl von innenseitigen lokalen Versteifungen (14) .
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