EP3924249A1 - Fuselage of a lightweight transport aircraft - Google Patents

Fuselage of a lightweight transport aircraft

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Publication number
EP3924249A1
EP3924249A1 EP20760542.9A EP20760542A EP3924249A1 EP 3924249 A1 EP3924249 A1 EP 3924249A1 EP 20760542 A EP20760542 A EP 20760542A EP 3924249 A1 EP3924249 A1 EP 3924249A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
radii
arcs
cross
section
aircraft
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP20760542.9A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Alexandr N. KORNEEV
Viktor K. SOLOVYOV
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.)
Research And Engineering Co Nik LLC
Original Assignee
Research And Engineering Co Nik LLC
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Filing date
Publication date
Application filed by Research And Engineering Co Nik LLC filed Critical Research And Engineering Co Nik LLC
Publication of EP3924249A1 publication Critical patent/EP3924249A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current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
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • 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
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • 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
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1415—Cargo doors, e.g. incorporating ramps
    • 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
    • B64C2001/0045—Fuselages characterised by special shapes

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft construction, namely to the type of fuselage of transport aircraft.
  • Aircraft fuselages of various cross-sectional shapes are currently known.
  • the size and shape of the fuselage cross-section are determined by the intended use of the aircraft.
  • the shape of the fuselage cross-section of an aircraft varies from round to rectangular to an intermediate oval shape with different ratios of the main dimensions of width and height.
  • the shape of the fuselage cross-section of transport aircraft is determined by the largest dimensions of the transported goods.
  • the dimensions of the transported freight, which are decisive for the transport, are becoming increasingly important, especially for light aircraft / small aircraft.
  • An aircraft is known (Al Kowaljow "Das L-410 UVP-Flugzeug", Verlag “Transport” 1988) with a fuselage consisting of a strength association, which includes reinforced and normal frames, longitudinal stiffeners (stringers) and a smooth load-bearing outer skin. Frames and longitudinal stiffeners form a framework. The load-bearing outer skin is connected to the framework. The fuselage cross-section has a rectangular shape, the rectangle having rounded corners. The ratio of the car width to the car height is 1.15.
  • the cargo version of the aircraft is equipped with a large cargo hatch in the rear of the fuselage. The cargo hatch is designed for loading the cargo to be transported. No pivoting loading ramps or cargo hatches are provided in the aircraft.
  • the fuselage of the aircraft is short and has a rectangular cross-sectional shape with rounded corners. Such a shape of the fuselage cross-section enables even large self-propelled machines of the vehicle type "Jeep" to be accommodated therein.
  • the fuselage has poor flow. This creates additional aerodynamic resistance.
  • the aircraft is equipped with a flat folding ramp. The ramp enables large vehicles to be loaded using their own propulsion power.
  • a fuselage of an aircraft is known (RU 2481236, B64C 1/00).
  • the fuselage comprises a front, a middle and a rear part.
  • the cross-sectional shape of the central part of the fuselage is flattened and consists of four circular arc sections connected one behind the other.
  • the radius of curvature of the arcs that correspond to the top and bottom of the fuselage is greater than the radius of curvature of the arcs that correspond to the sides of the fuselage.
  • the flattened shape of the fuselage helps to increase the usable volume and offers additional space for accommodating passengers and cargo in the aircraft cabin.
  • this fuselage shape ensures better aerodynamics compared to the conventional cylindrical cross-section.
  • An oval shape of the fuselage cross-section, which is only formed by two radii, is not, however, optimized for a specifically specified payload. This is particularly relevant with regard to light short-haul transport aircraft.
  • the aircraft which is closest to the present invention has a fuselage with a non-circular cross-section. Its shape is formed by four circular sections on the top, bottom and both sides. These four sections are executed by three radii.
  • a downwardly pivotable loading ramp is arranged in the rear part of the fuselage.
  • the proposed fuselage arrangement makes it relatively easy to convert the aircraft from a passenger version to a cargo version and back.
  • the proposed hull arrangement enables large containers to be loaded through a cargo hatch in the rear part of the hull.
  • the shortcoming of this technical solution consists in the impossibility of obtaining an optimal fuselage cross-section by creating four circular segments that are executed by three radii.
  • the object of the present invention is to expand the functionality and efficiency of a light transport aircraft that is designed for use on short routes.
  • the technical effect to be achieved through the application of the invention is to enable loading and unloading as well as the transport of various loads with the maximum possible dimensions for this aircraft class. At the same time, maximum rigidity and strength of the fuselage and good aerodynamic properties of the aircraft are achieved.
  • the shaping according to the invention of the aircraft fuselage in a front, rear and, in particular, central part is achieved by the shaping according to the invention of the aircraft fuselage in a front, rear and, in particular, central part.
  • the front part has a shape that tapers towards the fuselage nose which is favorable to the flow.
  • the central part has an elliptical-cylindrical shape with a constant cross section along the longitudinal axis of the aircraft.
  • the rear part has a convergent, aerodynamically favorable shape that tapers towards the end of the fuselage.
  • a width of the middle part is greater than a height of the middle part.
  • the outline of the cross section of the middle part is formed by a connection of at least eight arcs. These are designed with at least five radii.
  • the outline has arcs on its top and bottom, the two sides and connecting arcs between the top and bottom and the sides.
  • the centers of the radii of the arches, the top and bottom lie on a vertical axis of symmetry of the cross section of the central part.
  • the centers of the radii of the lateral arcs are shifted in relation to the axis of symmetry of the aircraft.
  • the radii of the connecting arcs of the top and the sides are larger than the radii of the connecting arcs of the bottom and the sides.
  • the centers of the radii of the connecting arches of the upper The te and the sides are arranged horizontally at a smaller distance from one another than the centers of the radii of the connecting arcs of the underside and the sides.
  • a cargo flap system is mounted in the opening of the loading hatch, comprising a downwardly pivotable loading ramp, lateral outwardly pivotable flaps and an upwardly pivotable central flap.
  • the outline of the cross section of the middle part is designed with a ratio of the total width to the total height of 1.33.
  • the outline of the cross section of the central part is formed by arcs with the following relative radii in relation to the height of the central part: arcs of the top - 1.07H, arcs of the underside - 3.11 H, arcs of the sides - 0.91 H , upper connecting arcs - 0.38H and lower connecting arcs - 0.24H.
  • the center points of the radii of the arcs of the sides are arranged as the corresponding arcs in relation to the vertical axis of symmetry of the cross section of the central part on the respective opposite side of the axis of symmetry.
  • the cargo flap system is mounted in the opening of the loading hatch and, when closed, forms the strength association of the rear part (3) with the surrounding structures of the construction.
  • the claimed aircraft fuselage (FIG. 1) has a front part 1, a middle part 2 and a rear part 3.
  • the front part 1 has a shape that is favorable for flow and tapers along the longitudinal axis of the aircraft towards the nose of the fuselage.
  • the central part 2 is designed in the form of an elliptical cylinder with a constant cross section along the longitudinal axis of the aircraft.
  • the rear part 3 has a convergent shape which is favorable in terms of flow technology and which tapers towards the end of the fuselage along the longitudinal axis of the aircraft.
  • the middle part 2 of the fuselage in the form of an elliptical cylinder has a complex cross-sectional shape with a horizontal alignment of the major axis of the ellipse.
  • the fuselage cross-section has a ratio of the overall dimensions of the width B to the height H of 1, 33 executed.
  • the shape of the fuselage cross-section is carried out by means of a geometric construction using arches with different radii R1 -R5. This cross-sectional shape best meets the requirement of minimizing the cross-sectional area, while at the same time storing and transporting large cargo including self-propelled wheeled vehicles and good aerodynamic flow conditions.
  • the optimized shape of the fuselage cross-section of the middle part 2 according to the invention is formed by the construction of arches with several radii R1-R5, including: an arch of the upper side with a radius R1, an arch of the upper side with a radius R5, arcs of the sides with radii R3, upper connecting arcs with radii R2 and lower connecting arcs with radii R4.
  • This shape of the fuselage cross-section offers the following advantages compared to the round shape with an equivalent area: Increase in width by 9% and decrease in height by 16%.
  • Fig. 3 shows the relationship between the proposed and a round hull shape with the same cross-sectional area. It shows that the proposed cross-section has a filling in the lower half of the cross-section.
  • the increase in the width of the cross-section of the fuselage in its lower part enables air cargo containers such as 2AK-0.7 and LD3-45 or self-propelled vehicles such as UAZ "Patriot” etc. to be freely positioned.
  • the existing aircraft generally have a relative fuselage cross-section of around 10% in relation to the ratio of the largest fuselage cross-sectional area to the wing area.
  • the fuselages of the existing aircraft are compact, which can be traced back to the endeavor to find a reasonable compromise between the aerodynamic resistance of the aircraft fuselage, its weight and its capacity. Comparable fuselage cross-sectional dimensions of the central part of other aircraft in relation to the cross-section of the invention are shown in FIG.
  • the existing aircraft of the types An-28, An-38, L-410, Short SC.7, Do-228, Twin Otter, Y-12F (China) with a take-off weight of up to 8600 kg are manufactured according to the conventional aerodynamic scheme.
  • the fuselages of these aircraft are rectangular in shape with rounded corners.
  • the aircraft cabins of these aircraft can contain two to three seats in a row, either according to a seating configuration "1 + 1" or according to a seating configuration "1 + 2".
  • Characteristic features of the invention include a specific shape of the cross section. The size of the cross-section with this shape considerably exceeds all known closest technical solutions.
  • the cabin width according to the proposed technical solution corresponds to the maximum cabin width of the widest solution of the L-410 to date ( 1.92m) by 36%.
  • the cabin height exceeds the maximum cabin height of the so far highest solution of the Y-12F (1.84m) by 10%.
  • the proposed invention enables five seats to be accommodated in a row in the passenger version according to a seat configuration "2 + 3" (FIG. 5).
  • a system of cargo flaps 4, 5, 6 (FIG. 6) is provided for carrying out loading and unloading work in the tapering rear part of the fuselage 3.
  • the system has a downwardly pivotable loading ramp 4, lateral outwardly pivotable flaps 5 and a narrow central flap 6.
  • the loading ramp 4 is used for loading, unloading and storing goods to be transported.
  • the lateral leaf-shaped flaps 5 (FIG.
  • the loading ramp 4 forms an extension of the loading area on which the payload can be placed.
  • the cargo flap system of the cargo hold offers various possibilities to use the flaps 5, 6 and the loading ramp 4 in different configurations. At the same time, all the flaps 5, 6 and the loading ramp 4 are only opened on the ground during the loading and unloading work.
  • the maximum efficiency can be achieved with the invention in relation to light transport aircraft if the total area of the transported one-piece cargo takes up a considerable area of the cargo hold of the aircraft.
  • the proposed shape of the fuselage cross-section of the central part 2 enables the width of the cargo floor to be increased significantly. As a result, the overall length of the aircraft can in turn be reduced by maintaining the permissible center of gravity range.
  • the proposed system of cargo flaps 4, 5, 6 and the methods for opening them make it possible to carry out loading and unloading work using loading-optimized technology and systems in the convergent rear part of the fuselage.

Abstract

The problem addressed by the present invention is that of enhancing the functionality and efficiency of a lightweight aircraft designed for use on short-haul routes. The technical effect to be achieved by the use of the invention is that of allowing the loading and unloading and the transport of different freight having maximum possible dimensions for this aircraft class. At the same time, maximum stiffness and strength of the fuselage and good aerodynamic properties of the aircraft are achieved.

Description

Rumpf eines leichten Transportflugzeugs Fuselage of a light transport aircraft
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet des Flugzeugbaus, näm- lich auf die Rumpfbauart von Transportflugzeugen. The present invention relates to the field of aircraft construction, namely to the type of fuselage of transport aircraft.
Derzeit sind Flugzeugrümpfe verschiedener Querschnittsformen bekannt. In je- dem konkreten Fall werden die Größe und die Form des Rumpfquerschnitts durch den Verwendungszweck des Flugzeugs bestimmt. In der Regel variiert die Form des Rumpfquerschnitts eines Flugzeugs von rund über rechteckig bis hin zu einer ovalen Zwischenform mit unterschiedlichen Verhältnissen der Haupt- abmessungen von Breite und Höhe. Die Form des Rumpfquerschnitts von Transportflugzeugen wird durch die größten Abmessungen der beförderten Gü- ter bestimmt. Die für den Transport maßgebenden Abmessungen der beförder- ten Fracht wird besonders für Leichtflugzeuge / Kleinflugzeuge immer wichtiger. Bekannt ist ein Flugzeug (A.l. Kowaljow „Das L-410 UVP-Flugzeug“, Verlag "Transport" 1988) mit einem Rumpf, bestehend aus einem Festigkeitsverband, der verstärkte und normale Spanten, Längsversteifungen (Stringer) und eine glatte tragende Außenhaut umfasst. Spanten und Längsversteifungen bilden ein Gerippe. Die tragende Außenhaut ist mit dem Gerippe verbunden. Der Rumpf- querschnitt weist eine rechteckige Form auf, wobei das Rechteck abgerundete Ecken aufweist. Das Verhältnis der Kabinenbreite zur Kabinenhöhe beträgt 1 ,15. Die Frachtversion des Flugzeugs ist im Hinterteil des Rumpfes mit einer großen Frachtluke ausgerüstet. Die Frachtluke ist für die Beladung mit der zu beför- dernden Fracht ausgelegt. Im Flugzeug sind keine schwenkbaren Laderampen oder Frachtklappen vorgesehen. Aircraft fuselages of various cross-sectional shapes are currently known. In each specific case, the size and shape of the fuselage cross-section are determined by the intended use of the aircraft. As a rule, the shape of the fuselage cross-section of an aircraft varies from round to rectangular to an intermediate oval shape with different ratios of the main dimensions of width and height. The shape of the fuselage cross-section of transport aircraft is determined by the largest dimensions of the transported goods. The dimensions of the transported freight, which are decisive for the transport, are becoming increasingly important, especially for light aircraft / small aircraft. An aircraft is known (Al Kowaljow "Das L-410 UVP-Flugzeug", Verlag "Transport" 1988) with a fuselage consisting of a strength association, which includes reinforced and normal frames, longitudinal stiffeners (stringers) and a smooth load-bearing outer skin. Frames and longitudinal stiffeners form a framework. The load-bearing outer skin is connected to the framework. The fuselage cross-section has a rectangular shape, the rectangle having rounded corners. The ratio of the car width to the car height is 1.15. The cargo version of the aircraft is equipped with a large cargo hatch in the rear of the fuselage. The cargo hatch is designed for loading the cargo to be transported. No pivoting loading ramps or cargo hatches are provided in the aircraft.
Der Mangel dieser bekannten technischen Lösung besteht darin, dass eine Be- lademöglichkeit für Transportgeräte und Luftfrachtbehälter fehlt. Dies ist durch die Form und die Größe des Frachtraum-Querschnitts und das Fehlen einer La- derampe bedingt. The shortcoming of this known technical solution is that there is no loading facility for transport equipment and air freight containers. This is due to the shape and size of the cargo hold cross section and the lack of a loading ramp.
Bekannt ist das Leichtflugzeug Short SC.7 "Skyvan" (Ursprünglicher Hersteller Short Brothers, übernommen von Bombardier), ein leichtes Mehrzweckflugzeug, das für den Einsatz auf Kurzstrecken entwickelt wurde. Der Rumpf des Flug- zeugs ist kurz und hat eine rechteckige Querschnittsform mit abgerundeten Ecken. Eine solche Form des Rumpfquerschnitts ermöglicht es selbst große selbstfahrende Maschinen des Fahrzeugtyps "Jeep" darin unterzubringen. Auf- grund eines flachen Rumpfbodens und einer steilen Abschrägung des Rumpfhin- terteils ist der Rumpf jedoch schlecht angeströmt. Dadurch entsteht zusätzlicher aerodynamischer Widerstand. Das Flugzeug ist mit einer flachen Klapprampe ausgestattet. Die Rampe ermöglicht es große Fahrzeuge mittels deren eigener Triebkraft zu verladen. Bekannt ist ein Rumpf eines Luftfahrzeugs (RU 2481236, B64C 1/00). Der Rumpf umfasst einen Vorder-, einen Mittel- und einen Hinterteil. Die Quer- -chnittsform des Mittelteils des Rumpfes ist abgeflacht und besteht aus vier hintereinander verbundenen Kreisbogenabschnitten. Der Krümmungsradius der Kreisbögen, die der Rumpfober- und der -Unterseite entsprechen, ist größer als der Krümmungsradius der Kreisbögen, die den Seiten des Rumpfes entspre- chen. Die abgeflachte Rumpfform trägt zu einer Erhöhung des Nutzvolumens bei und bietet zusätzlichen Raum zur Unterbringung von Passagieren sowie Fracht in der Flugzeugkabine. Darüber hinaus stellt diese Rumpfform eine bessere Ae- rodynamik gegenüber dem herkömmlichen zylinderförmigen Querschnitt sicher. Eine ovale Form des Rumpfquerschnitts, die nur durch zwei Radien gebildet ist, ist jedoch nicht für eine spezifisch vorgegebene Zuladung optimiert. Dies ist be- sonders hinsichtlich leichter Kurzstrecken-Transportflugzeuge relevant. Well known is the Short SC.7 "Skyvan" light aircraft (original manufacturer Short Brothers, taken over by Bombardier), a light multi-purpose aircraft that was developed for use on short routes. The fuselage of the aircraft is short and has a rectangular cross-sectional shape with rounded corners. Such a shape of the fuselage cross-section enables even large self-propelled machines of the vehicle type "Jeep" to be accommodated therein. However, due to the flat bottom of the fuselage and a steep bevel of the rear part of the fuselage, the fuselage has poor flow. This creates additional aerodynamic resistance. The aircraft is equipped with a flat folding ramp. The ramp enables large vehicles to be loaded using their own propulsion power. A fuselage of an aircraft is known (RU 2481236, B64C 1/00). The fuselage comprises a front, a middle and a rear part. The cross-sectional shape of the central part of the fuselage is flattened and consists of four circular arc sections connected one behind the other. The radius of curvature of the arcs that correspond to the top and bottom of the fuselage is greater than the radius of curvature of the arcs that correspond to the sides of the fuselage. The flattened shape of the fuselage helps to increase the usable volume and offers additional space for accommodating passengers and cargo in the aircraft cabin. In addition, this fuselage shape ensures better aerodynamics compared to the conventional cylindrical cross-section. An oval shape of the fuselage cross-section, which is only formed by two radii, is not, however, optimized for a specifically specified payload. This is particularly relevant with regard to light short-haul transport aircraft.
Das der vorliegenden Erfindung nächstkommende Luftfahrzeug (RU 2148534, B64C 1/00) weist einen Rumpf mit einem unrunden Querschnitt auf. Dessen Form ist durch vier Kreisabschnitte der Oberseite, der Unterseite und den beiden Seiten gebildet. Diese vier Abschnitte sind durch drei Radien ausgeführt. Im Rumpfhinterteil ist eine nach unten schwenkbare Laderampe angeordnet. Die vorgeschlagene Rumpfanordnung macht es relativ einfach, das Flugzeug von einer Passagierversion in eine Frachtversion und zurück umzurüsten. Darüber hinaus ermöglicht die vorgeschlagene Rumpfanordnung eine Beladung mit Großcontainern durch eine Frachtluke im Rumpfhinterteii. The aircraft (RU 2148534, B64C 1/00) which is closest to the present invention has a fuselage with a non-circular cross-section. Its shape is formed by four circular sections on the top, bottom and both sides. These four sections are executed by three radii. A downwardly pivotable loading ramp is arranged in the rear part of the fuselage. The proposed fuselage arrangement makes it relatively easy to convert the aircraft from a passenger version to a cargo version and back. In addition, the proposed hull arrangement enables large containers to be loaded through a cargo hatch in the rear part of the hull.
Der Mangel dieser technischen Lösung besteht in der Unmöglichkeit, einen op- timalen Rumpfquerschnitt durch das Erstellen von vier Kreisabschnitten zu er- halten, die durch drei Radien ausgeführt sind. Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Funktionalität und Effizienz eines leichten Transportflugzeugs, das für den Einsatz auf Kurzstre- cken ausgelegt ist, zu erweitern. The shortcoming of this technical solution consists in the impossibility of obtaining an optimal fuselage cross-section by creating four circular segments that are executed by three radii. The object of the present invention is to expand the functionality and efficiency of a light transport aircraft that is designed for use on short routes.
Der durch die Anwendung der Erfindung zu erreichende technische Effekt be- steht darin, die Beladung und Entladung sowie den Transport verschiedener Frachten mit maximal möglichen Abmessungen für diese Flugzeugklasse zu er- möglichen. Gleichzeitig sind eine maximale Steifigkeit und Festigkeit des Rump- fes sowie gute aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs erreicht. The technical effect to be achieved through the application of the invention is to enable loading and unloading as well as the transport of various loads with the maximum possible dimensions for this aircraft class. At the same time, maximum rigidity and strength of the fuselage and good aerodynamic properties of the aircraft are achieved.
Der genannte technische Effekt wird durch die erfindungsgemäße Formgebung des Flugzeugrumpfs in einem Vorder-, Hinter- und insbesondere Mittelteil er- reicht. Das Vorderteil weist entlang der Fiugzeuglängsachse eine sich zur Rumpfnase hin verjüngende strömungsgünstige Form auf. Der Mittelteil weist eines elliptisch-zylindrische Form mit konstantem Querschnitt entlang der Flug- zeuglängsachse auf. Das Hinterteil weist entlang der Flugzeuglängsachse eine konvergente, strömungstechnisch günstige, sich zum Rumpfende hin verjüngen- de Form auf. Dabei eine Breite des Mittelteils größer als eine Höhe des Mittel- teils. Der Umriss des Querschnitts des Mittelteils ist durch eine Verbindung von mindestens acht Bögen gebildet ist. Diese sind mit mindestens fünf Radien aus- geführt. Dabei weist der Umriss Bögen auf seiner Ober- und Unterseite, den bei- den Seiten und Verbindungsbögen zwischen der Ober- und Unterseite und den Seiten auf. Die Mittelpunkte der Radien der Bögen, der Ober- und Unterseite liegen auf einer vertikalen Symmetrieachse des Querschnitts des Mittelteils. Die Mittelpunkte der Radien der seitlichen Bögen sind in Bezug zur Symmetrieachse des Flugzeugs verschoben. Die Radien der Verbindungsbögen der Oberseite und der Seiten sind größer als die Radien der Verbindungsbögen der Unterseite und der Seiten. Die Mittelpunkte der Radien der Verbindungsbögen der Obersei- te und der Seiten sind horizontal in einem kleineren Abstand zueinander ange- ordnet als die Mittelpunkte der Radien der Verbindungsbögen der Unterseite und der Seiten. Der vertikale Abstand zwischen den Mittelpunkten der Radien der Verbindungsbögen der Ober- und Unterseite und den Seiten ist proportional zur Höhe des Umrisses. In der Öffnung der Ladeluke ist ein Frachtklappen-System montiert, aufweisend eine nach unten schwenkbare Laderampe, seitliche nach außen schwenkbare Klappen und eine nach oben schwenkbare Mittelklappe. The technical effect mentioned is achieved by the shaping according to the invention of the aircraft fuselage in a front, rear and, in particular, central part. Along the longitudinal axis of the aircraft, the front part has a shape that tapers towards the fuselage nose which is favorable to the flow. The central part has an elliptical-cylindrical shape with a constant cross section along the longitudinal axis of the aircraft. Along the longitudinal axis of the aircraft, the rear part has a convergent, aerodynamically favorable shape that tapers towards the end of the fuselage. A width of the middle part is greater than a height of the middle part. The outline of the cross section of the middle part is formed by a connection of at least eight arcs. These are designed with at least five radii. The outline has arcs on its top and bottom, the two sides and connecting arcs between the top and bottom and the sides. The centers of the radii of the arches, the top and bottom lie on a vertical axis of symmetry of the cross section of the central part. The centers of the radii of the lateral arcs are shifted in relation to the axis of symmetry of the aircraft. The radii of the connecting arcs of the top and the sides are larger than the radii of the connecting arcs of the bottom and the sides. The centers of the radii of the connecting arches of the upper The te and the sides are arranged horizontally at a smaller distance from one another than the centers of the radii of the connecting arcs of the underside and the sides. The vertical distance between the centers of the radii of the connecting arcs of the top and bottom and the sides is proportional to the height of the outline. A cargo flap system is mounted in the opening of the loading hatch, comprising a downwardly pivotable loading ramp, lateral outwardly pivotable flaps and an upwardly pivotable central flap.
Weitere Verbesserungen ergeben sich aus den Merkmalen der Unteransprüche. In einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist der Umriss des Querschnitts des Mittelteils mit einem Verhältnis der Gesamtbreite zur Gesamt- höhe von 1 ,33 ausgeführt. Further improvements result from the features of the subclaims. In a first advantageous embodiment of the invention, the outline of the cross section of the middle part is designed with a ratio of the total width to the total height of 1.33.
In einer zweiten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist der Umriss des Querschnitts des Mittelteils durch Bögen mit folgenden relativen Radien im Ver- hältnis zur Höhe des Mittelteils gebildet: Bogen der Oberseite - 1.07H, Bogen der Unterseite - 3.11 H, Bögen der Seiten - 0.91 H, obere Verbindungsbögen - 0.38H und untere Verbindungsbögen - 0.24H. In a second advantageous embodiment of the invention, the outline of the cross section of the central part is formed by arcs with the following relative radii in relation to the height of the central part: arcs of the top - 1.07H, arcs of the underside - 3.11 H, arcs of the sides - 0.91 H , upper connecting arcs - 0.38H and lower connecting arcs - 0.24H.
In einer dritten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung sind die Mittelpunkte der Radien der Bögen der Seiten in Bezug auf die vertikale Symmetrieachse des Querschnitts des Mittelteils auf der jeweils gegenüberliegenden Seite der Sym- -etrieachse als die entsprechenden Bögen angeordnet. In a third advantageous embodiment of the invention, the center points of the radii of the arcs of the sides are arranged as the corresponding arcs in relation to the vertical axis of symmetry of the cross section of the central part on the respective opposite side of the axis of symmetry.
In einer vierten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist das Frachtklappen- System in der Öffnung der Ladeluke montiert und bildet im geschlossenen Zu- stand mit den sie umgebenden Strukturen der Konstruktion den Festigkeitsver- band des Hinterteils (3). Die Erfindung wird anhand der folgenden Zeichnungen und der Beschreibung näher erläutert. Es zeigen: In a fourth advantageous embodiment of the invention, the cargo flap system is mounted in the opening of the loading hatch and, when closed, forms the strength association of the rear part (3) with the surrounding structures of the construction. The invention is explained in more detail with reference to the following drawings and the description. Show it:
Fig. 1 die Gesamtansicht eines leichten Transportflugzeugs, 1 shows the general view of a light transport aircraft,
Fig. 2 den vorgeschlagenen Rumpfquerschnitt des Mittelteils, 2 shows the proposed trunk cross-section of the middle part,
Fig. 3 einen runden Rumpfquerschnitt gegenüber dem vorgeschlagenen 3 shows a round fuselage cross-section compared to the proposed one
Rumpfquerschnitt, Trunk cross-section,
Fig. 4 die Abmessungen und die Form des vorgeschlagenen Rumpf- querschnitts gegenüber den Rümpfen ähnlicher Flugzeuge, 4 shows the dimensions and shape of the proposed fuselage cross-section compared to the fuselages of similar aircraft,
Fig. 5 den vorgeschlagenen Rumpfquerschnitt einer Passagierkabine, 5 shows the proposed fuselage cross-section of a passenger cabin,
Fig. 6 das Frachtklappen-System mit geöffneter mittlerer Klappe, 6 shows the cargo flap system with the middle flap open,
Fig. 7 das Frachtklappen-System mit komplett geöffneten Klappen 7 shows the cargo flap system with the flaps completely open
Der beanspruchte Flugzeugrumpf (Fig. 1 ) weist ein Vorderteil 1 , ein Mittelteil 2 und ein Hinterteil 3 auf. Das Vorderteil 1 weist eine strömungsgünstige Form auf, die sich entlang der Ffugzeugfängsachse zur Rumpfnase hin verjüngt. Das Mit- telteil 2 ist in Form eines elliptischen Zylinders mit konstantem Querschnitt ent- lang der Flugzeuglängsachse ausgeführt. Das Hinterteil 3 hat eine strömungs- technisch günstige konvergente Formgebung, die sich entlang der Flug- zeuglängsachse zum Rumpfende hin verjüngt. Der Mittelteil 2 des Rumpfes in Form eines elliptischen Zylinders hat eine kom- plexe Querschnittsform mit horizontaler Ausrichtung der großen Achse der Ellip- se. Der Rumpfquerschnitt ist in einer der Ausführungsformen mit einem Verhält- nis der Gesamtabmessungen der Breite B zur Höhe H von 1 ,33 ausgeführt. Die Form des Rumpfquerschnitts wird durch eine geometrische Konstruktion anhand von Bögen mit unterschiedlichen Radien R1 -R5 ausgeführt. Diese Querschnitts- form entspricht am besten der Anforderung, die Querschnittsfläche zu minimie- ren, bei gleichzeitiger Unterbringung und Transport großer Frachtgüter ein- -chließlich selbstfahrender Radfahrzeuge sowie guter aerodynamischer Strö- mungsverhältnisse. The claimed aircraft fuselage (FIG. 1) has a front part 1, a middle part 2 and a rear part 3. The front part 1 has a shape that is favorable for flow and tapers along the longitudinal axis of the aircraft towards the nose of the fuselage. The central part 2 is designed in the form of an elliptical cylinder with a constant cross section along the longitudinal axis of the aircraft. The rear part 3 has a convergent shape which is favorable in terms of flow technology and which tapers towards the end of the fuselage along the longitudinal axis of the aircraft. The middle part 2 of the fuselage in the form of an elliptical cylinder has a complex cross-sectional shape with a horizontal alignment of the major axis of the ellipse. In one of the embodiments, the fuselage cross-section has a ratio of the overall dimensions of the width B to the height H of 1, 33 executed. The shape of the fuselage cross-section is carried out by means of a geometric construction using arches with different radii R1 -R5. This cross-sectional shape best meets the requirement of minimizing the cross-sectional area, while at the same time storing and transporting large cargo including self-propelled wheeled vehicles and good aerodynamic flow conditions.
Die optimierte Form des Rumpfquerschnitts des Mittelteils 2 gemäß der Erfin- dung (Fig. 2) ist durch die Konstruktion von Bögen mit mehreren Radien R1-R5 gebildet, darunter: ein Bogen der Oberseite mit einem Radius R1 , ein Bogen der Oberseite mit einem Radius R5, Bögen der Seiten mit Radien R3, obere Verbin- dungsbögen mit Radien R2 und untere Verbindungsbögen mit Radien R4. The optimized shape of the fuselage cross-section of the middle part 2 according to the invention (FIG. 2) is formed by the construction of arches with several radii R1-R5, including: an arch of the upper side with a radius R1, an arch of the upper side with a radius R5, arcs of the sides with radii R3, upper connecting arcs with radii R2 and lower connecting arcs with radii R4.
Die relativen Koordinatenwerte X, Y der Mittelpunkte O1 -O5 der Radien R (R1- R5) der Bögen und die relativen Radien R (R1 -R5) der Bögen jeweils im Ver- hältnis zur Höhe H des Rumpfmittelteils 2 gemäß einer der Ausführungsformen des Rumpfes sind in Tabelle 1 dargestellt. The relative coordinate values X, Y of the centers O 1 -O 5 of the radii R (R1-R5) of the arches and the relative radii R (R1-R5) of the arches in relation to the height H of the fuselage center part 2 according to one of the embodiments of the trunk are shown in Table 1.
Tabelle 1 Table 1
Diese Form des Rumpfquerschnitts bietet im Vergleich zur runden Form mit äquivalenter Fläche folgende Vorteile: Zunahme der Breite um 9 % und Abnah- me der Höhe um 16 %. This shape of the fuselage cross-section offers the following advantages compared to the round shape with an equivalent area: Increase in width by 9% and decrease in height by 16%.
Fig. 3 zeigt das Verhältnis der vorgeschlagenen und einer runden Rumpfform bei gleicher Querschnittsffäche. Es zeigt, dass der vorgeschlagene Querschnitt eine Füllung in der unteren Hälfte des Querschnitts aufweist. Die Vergrößerung der Breite des Rumpfquerschnitts in seinem unteren Teil ermöglicht es, Luftfracht- behälter wie 2AK-0,7 und LD3-45 oder selbstfahrende Fahrzeuge wie UAZ "Pat- riot" usw. frei zu platzieren. Fig. 3 shows the relationship between the proposed and a round hull shape with the same cross-sectional area. It shows that the proposed cross-section has a filling in the lower half of the cross-section. The increase in the width of the cross-section of the fuselage in its lower part enables air cargo containers such as 2AK-0.7 and LD3-45 or self-propelled vehicles such as UAZ "Patriot" etc. to be freely positioned.
Die vorhandenen Flugzeuge haben in der Regel in Bezug auf das Verhältnis der größten Rumpfquerschnittsfläche zur Flügelfläche einen relativen Rumpfquer- schnitt von etwa 10 %. Die Rümpfe der vorhandenen Flugzeuge sind kompakt, was auf das Bestreben zurückzuführen ist, einen sinnvollen Kompromiss zwi- schen dem aerodynamischen Widerstand des Flugzeugrumpfes, seinem Gewicht und seiner Kapazität zu finden. Vergieichbare Rumpfquerschnittsabmessungen des Mittelteils von anderen Flugzeugen in Bezug auf den Querschnitt der Erfindung sind in Fig. 4 darge- stelll. Die bestehenden Flugzeuge des Typs An-28, An-38, L-410, Short SC.7, Do-228, Twin Otter, Y-12F (China) mit einem Abfluggewicht bis 8600 kg sind nach dem herkömmlichen aerodynamischen Schema hergestellt. Die Rümpfe dieser Flugzeuge haben eine rechteckige Form mit abgerundeten Ecken. Alle oben genannten Flugzeuge können sowohl als Passagier- als auch als Fracht- version mit entsprechender Umrüstung der Flugzeugkabine betrieben werden. In der Passagierversion können die Flugzeugkabinen dieser Flugzeuge zwei bis drei Sitze in einer Reihe enthalten, entweder nach einer Sitzplatzkonfiguration "1 + 1 " oder nach einer Sitzplatzkonfiguration "1 +2". Zu den kennzeichnenden Merkmalen der Erfindung gehört eine spezifische Form des Querschnitts. Die Größe des Querschnitts mit dieser Form übertrifft alle bekannten nächstliegen- den technischen Lösungen um ein Beträchtliches. Beim Vergleich der tatsächli- chen Abmessungen der Passagier-(Fracht~)Kabinen der bekannten Flugzeuge mit der erfindungsgemäßen Kabine kann festgestellt werden, dass die Kabinen- breite gemäß der vorgeschlagenen technischen Lösung die maximale Kabinen- breite der bisher breitesten Lösung der L-410 (1 ,92m) um 36 % übersteigt. Die Kabinenhöhe übersteigt die maximale Kabinenhöhe der bisher höchsten Lösung der Y-12F (1 ,84m) um 10 %. Somit ermöglicht die vorgeschlagene Erfindung, in der Passagierversion fünf Sitze in einer Reihe nach einer Sitzplatzkonfiguration "2+3" unterzubringen (Fig. 5). Zur Durchführung von Be- und Entladearbeiten im sich verjüngenden Rumpfhinterteil 3 ist ein System von Frachtklappen 4, 5, 6 (Fig. 6) vorgesehen. Das System weist eine nach unten schwenkbare Laderam- pe 4, seitliche nach außen schwenkbare Klappen 5 und eine schmale Mittelklap- pe 6 auf. Die Laderampe 4 dient der Be- und Entladung sowie der Lagerung von Transportgut. Die seitlichen blattförmigen Klappen 5 (Fig. 7) öffnen sich seit- wärts nur am Boden bei Be- und Entladearbeiten ähnlich zu den Klappen von Mi- 8-Hubschraubern. Die Mittelklappe 6 ist hochkiappbar und nach deren Hoch- klappen für den Ausstieg von z. B. Fallschirmspringern oder für den Abwurf von Fracht vorgesehen. Im geschlossenen Zustand des Systems bilden die Fracht- klappen 4, 5, 6 mit den sie umgebenden Strukturen der Konstruktion den Festig- keitsverband des Rumpfhinterteils 3. The existing aircraft generally have a relative fuselage cross-section of around 10% in relation to the ratio of the largest fuselage cross-sectional area to the wing area. The fuselages of the existing aircraft are compact, which can be traced back to the endeavor to find a reasonable compromise between the aerodynamic resistance of the aircraft fuselage, its weight and its capacity. Comparable fuselage cross-sectional dimensions of the central part of other aircraft in relation to the cross-section of the invention are shown in FIG. The existing aircraft of the types An-28, An-38, L-410, Short SC.7, Do-228, Twin Otter, Y-12F (China) with a take-off weight of up to 8600 kg are manufactured according to the conventional aerodynamic scheme. The fuselages of these aircraft are rectangular in shape with rounded corners. All of the above-mentioned aircraft can be operated as both passenger and cargo versions with the appropriate conversion of the aircraft cabin. In the passenger version, the aircraft cabins of these aircraft can contain two to three seats in a row, either according to a seating configuration "1 + 1" or according to a seating configuration "1 + 2". Characteristic features of the invention include a specific shape of the cross section. The size of the cross-section with this shape considerably exceeds all known closest technical solutions. When comparing the actual dimensions of the passenger (freight) cabins of the known aircraft with the cabin according to the invention, it can be determined that the cabin width according to the proposed technical solution corresponds to the maximum cabin width of the widest solution of the L-410 to date ( 1.92m) by 36%. The cabin height exceeds the maximum cabin height of the so far highest solution of the Y-12F (1.84m) by 10%. Thus, the proposed invention enables five seats to be accommodated in a row in the passenger version according to a seat configuration "2 + 3" (FIG. 5). A system of cargo flaps 4, 5, 6 (FIG. 6) is provided for carrying out loading and unloading work in the tapering rear part of the fuselage 3. The system has a downwardly pivotable loading ramp 4, lateral outwardly pivotable flaps 5 and a narrow central flap 6. The loading ramp 4 is used for loading, unloading and storing goods to be transported. The lateral leaf-shaped flaps 5 (FIG. 7) only open sideways on the floor during loading and unloading work, similar to the flaps of Mi 8 helicopters. The middle flap 6 can be folded up and, after it has been folded up, for exiting z. B. Parachutists or intended for the dropping of cargo. In the closed state of the system, the cargo flaps 4, 5, 6 with the structures of the construction surrounding them form the strength bond of the rear part 3 of the fuselage.
Wenn die Frachtluke geschlossen ist, bildet die Laderampe 4 eine Verlängerung der Ladefläche, auf der die Nutzlast platziert werden kann. Das Frachtklappen- System des Frachtraums bietet verschiedene Möglichkeiten die Klappen 5, 6 und die Laderampe 4 in unterschiedlichen Konfigurationen einzusetzen. Gleich- zeitig werden alle Klappen 5, 6 und die Laderampe 4 nur am Boden während der Be- und Entladearbeiten geöffnet. When the cargo hatch is closed, the loading ramp 4 forms an extension of the loading area on which the payload can be placed. The cargo flap system of the cargo hold offers various possibilities to use the flaps 5, 6 and the loading ramp 4 in different configurations. At the same time, all the flaps 5, 6 and the loading ramp 4 are only opened on the ground during the loading and unloading work.
Der maximale Nutzeffekt kann mit der Erfindung bezogen auf leichte Transport- flugzeuge erreicht werden, wenn die Gesamtfläche der beförderten einteiligen Frachtgüter eine erhebliche Fläche des Frachtraums des Flugzeugs einnimmt. The maximum efficiency can be achieved with the invention in relation to light transport aircraft if the total area of the transported one-piece cargo takes up a considerable area of the cargo hold of the aircraft.
Die vorgeschlagene Form des Rumpfquerschnitts des Mittelteils 2 ermöglicht eine deutliche Vergrößerung der Breite des Frachtbodens. Dadurch kann wiede- rum die Gesamtlänge des Flugzeugs verringert werden, indem der zulässige Schwerpunktlagenbereich eingehalten wird. The proposed shape of the fuselage cross-section of the central part 2 enables the width of the cargo floor to be increased significantly. As a result, the overall length of the aircraft can in turn be reduced by maintaining the permissible center of gravity range.
Das vorgeschlagene System der Frachtklappen 4, 5, 6 und die Verfahren zum Öffnen von diesen ermöglichen es, Be- und Entladearbeiten ladeoptimierter Technik und Anlagen im konvergenten Rumpfhinterteil durchzuführen. The proposed system of cargo flaps 4, 5, 6 and the methods for opening them make it possible to carry out loading and unloading work using loading-optimized technology and systems in the convergent rear part of the fuselage.

Claims

A n s p r ü c h e Expectations
1. Rumpf eines Seichten Flugzeugs, der ein Vorderteil (1 ), ein Hinterteil (3), ein Mittelteil (2), ein Gerippe und eine Öffnung einer Ladeluke aufweist, wobei sich das Vorderteil (1 ) und das Hinterteil (3) entlang einer Flugzeuglängsachse in Richtung der Flugzeugenden verjüngen, wobei ein Querschnitt des Mittelteils (2) eine elliptisch-zylindrische Form mit konstantem Querschnitt entlang der Flugzeuglängsachse aufweist, wobei ein Umriss des Querschnitts des Mittelteils (2) Bögen mit unterschiedlichen Radien aufweist, wobei Mittelpunkte der Radien von oberen und unteren Bögen auf einer vertikalen Symmetrieachse liegen, wobei Mittelpunkte der Radien von seitlichen Bögen in Bezug auf die vertikale Symmetrieachse des Querschnitts des Mittelteils (2) verschoben sind, wobei das Gerippe einen Festigkeitsverband aufweist, der verstärkte und normale Spanten, Längsversteifungen (Stringer), sowie eine glatte tragende Außenhaut aufweist und wobei die Öffnung der Ladeluke im unteren Bereich des Hinterteils (3) ausgeführt ist, 1. Fuselage of a shallow aircraft, which has a front part (1), a rear part (3), a middle part (2), a framework and an opening of a loading hatch, the front part (1) and the rear part (3) along a Taper the aircraft longitudinal axis in the direction of the aircraft ends, a cross-section of the central part (2) having an elliptical-cylindrical shape with a constant cross-section along the aircraft longitudinal axis, an outline of the cross-section of the central part (2) having arcs with different radii, with centers of the radii from the top and lower arches lie on a vertical axis of symmetry, the centers of the radii of lateral arches being displaced with respect to the vertical axis of symmetry of the cross-section of the central part (2), the framework having a strength association, the reinforced and normal ribs, longitudinal stiffeners (stringers), as well as having a smooth load-bearing outer skin and wherein the opening of the loading hatch in the lower area of the H is carried out internally (3),
dadurch gekennzeichnet, characterized,
dass eine Breite (B) des Mittelteils (2) größer als eine Höhe (H) des Mittelteils (2) ist, that a width (B) of the central part (2) is greater than a height (H) of the central part (2),
dass der Umriss des Querschnitts des Mittelteils (2) durch eine Verbindung von mindestens acht Bögen gebildet ist, die mit mindestens fünf Radien (R1-R5) ausgeführt sind, wobei der Umriss Bögen auf seiner Ober- und Unterseite, den beiden Seiten und Verbindungsbögen zwischen der Ober- und Unterseite und den Seiten aufweist, that the outline of the cross section of the middle part (2) is formed by a connection of at least eight arcs, which are made with at least five radii (R1-R5), the outline arcs on its top and bottom, the two sides and connecting arcs between the top, bottom and sides,
dass die Mittelpunkte (O1, O5) der Radien (R1 , R5) der Bögen, der Ober- und Unterseite auf einer vertikalen Symmetrieachse des Querschnitts des Mittelteils liegen, dass die Mittelpunkte (O2-O4) der Radien (R2-R4) der seitlichen Bögen inthat the center points (O 1 , O 5 ) of the radii (R1, R5) of the arches, the top and bottom lie on a vertical axis of symmetry of the cross-section of the middle part, that the center points (O2-O4) of the radii (R2-R4) of the lateral arcs in
Bezug zur Symmetrieachse des Flugzeugs verschoben sind, Are shifted in relation to the plane of symmetry,
dass die Radien (R2) der Verbindungsbögen der Oberseite und der Seiten größer sind als die Radien (R4) der Verbindungsbögen der Unterseite und der that the radii (R2) of the connecting arcs of the top and the sides are larger than the radii (R4) of the connecting arcs of the bottom and the
Seiten, Pages,
dass die Mittelpunkte (O2} der Radien (R2) der Verbindungsbögen der Oberseite und der Seiten horizontal in einem kleineren Abstand zueinander angeordnet sind als die Mittelpunkte (O4) der Radien (R4) der Verbindungsbögen der Unterseite und der Seiten, that the center points (O2} of the radii (R2) of the connecting arcs of the top and the sides are horizontally arranged at a smaller distance from one another than the center points (O4) of the radii (R4) of the connecting arcs of the bottom and the sides,
dass der vertikale Abstand zwischen den Mittelpunkten (O2, O4) der Radien (R2, R4) der Verbindungsbögen der Ober- und Unterseite und den Seiten proportional zur Höhe (H) des Umrisses ist und that the vertical distance between the centers (O2, O4) of the radii (R2, R4) of the connecting arcs of the top and bottom and the sides is proportional to the height (H) of the outline and
dass in der Öffnung der Ladeiuke ein Frachtklappen-System montiert ist, aufweisend eine nach unten schwenkbare Laderampe (4), seitliche nach außen schwenkbare Klappen (5) und eine nach oben schwenkbare Mittelklappe (6). that a cargo flap system is mounted in the opening of the loading bay, having a downwardly pivotable loading ramp (4), lateral outwardly pivotable flaps (5) and an upwardly pivotable middle flap (6).
2. Rumpf nach Anspruch 1 , 2. fuselage according to claim 1,
dadurch gekennzeichnet, characterized,
dass der Umriss des Querschnitts des Mittelteils (2) mit einem Verhältnis der Gesamtbreite (B) zur Gesamthöhe (H) von 1 ,33 ausgeführt ist. that the outline of the cross section of the central part (2) is designed with a ratio of the total width (B) to the total height (H) of 1.33.
3. Rumpf nach Anspruch 1 , 3. fuselage according to claim 1,
dadurch gekennzeichnet, characterized,
dass der Umriss des Querschnitts des Mittelteils (2) durch Bögen mit folgenden relativen Radien (R1-R5) im Verhältnis zur Höhe (H) des Mittelteils (2) gebildet ist: Bogen der Oberseite - 1.07H, that the outline of the cross-section of the central part (2) is formed by arcs with the following relative radii (R1-R5) in relation to the height (H) of the central part (2): Top arch - 1.07H,
obere Verbindungsbögen - 0.38H, upper connecting arch - 0.38H,
Bögen der Seiten - 0.91 H, Arches of the sides - 0.91 H,
untere Verbindungsbögen - 0.24H und lower connecting arcs - 0.24H and
Bogen der Unterseite - 3.11 H. Arch of the bottom - 3.11 H.
4. Rumpf nach Anspruch 1 , 4. fuselage according to claim 1,
dadurch gekennzeichnet, characterized,
dass die Mittelpunkte (O3) der Radien (R3) der Bögen der Seiten in Bezug auf die vertikale Symmetrieachse des Querschnitts des Mittelteils (2) auf der jeweils gegenüberliegenden Seite der Symmetrieachse als die entsprechenden Bögen angeordnet sind. that the center points (O 3 ) of the radii (R3) of the arcs of the sides with respect to the vertical axis of symmetry of the cross-section of the central part (2) are arranged on the respective opposite side of the axis of symmetry than the corresponding arcs.
5. Rumpf nach Anspruch 1 , 5. fuselage according to claim 1,
dadurch gekennzeichnet, characterized,
dass das Frachtklappen-System in der Öffnung der Ladeluke montiert ist und im geschlossenen Zustand mit den sie umgebenden Strukturen der Konstruktion den Festigkeitsverband des Hinterteils (3) bildet. that the cargo flap system is mounted in the opening of the loading hatch and, when closed, forms the structural bond of the rear part (3) with the surrounding structures of the construction.
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