DE102005003296B4 - Hull rear section of an airplane - Google Patents
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Abstract
Zur
Anbindung des Höhen-
und Seitenleitwerkes angepasste als lasttragende Struktur ausgebildete,
im Wesentlichen tonnenförmige
Rumpfhecksektion eines Flugzeugs mit in Querebenen verlaufenden
Spanten, in Längsrichtung
verlaufenden Stringern und einer Außenbeplankung und mit einer
im Wesentlichen horizontal verlaufenden Queröffnung für die Hindurchführung des
Höhenleitwerks,
gekennzeichnet durch folgende Merkmale:
a) Die Rumpfhecksektion
(2) besteht aus einem in Flugrichtung (F) vorderen Seitenleitwerksabschnitt
(SA) und einem hinteren Höhenleitwerksabschnitt
(HA), die steif miteinander verbunden sind;
b) Der Seitenleitwerksabschnitt
(SA) umfasst Endspante (20, 40) mit jeweils in der Spantebene aussteifendem
Tragwerk aus Versteifungsstreben (Horizontalstreben HS, Vertikalstreben
VS, Diagonalstreben DS), die quasi-orthogonal zueinander ausgerichtet
sind;
c) Knotenpunkte (KN, ZKN), der Versteifungsstreben (HS, VS,
DS) eines Endspantes (20) sind mit Knotenpunkten (KN) des anderen
Endspantes (40) über
zur Flugrichtung (F) geneigte Raumstreben (RS) verbunden.Adapted for connection to the vertical stabilizer and vertical stabilizer, designed as a load-bearing structure, substantially barrel-shaped fuselage tail section of an aircraft with transverse planes in spars, longitudinally extending stringers and a Außenbeplankung and with a substantially horizontally extending transverse opening for the passage of the tailplane, characterized by the following features :
a) The fuselage tail section (2) consists of an in the direction of flight (F) front rudder section (SA) and a rear horizontal tail section (HA), which are rigidly connected to each other;
b) The vertical stabilizer section (SA) comprises end ribs (20, 40) with stiffening struts (horizontal struts HS, vertical struts VS, diagonal struts DS) that stiffen each other in the plane of the ribs, which are oriented quasi-orthogonal to one another;
c) Nodes (CN, ZKN), the stiffening struts (HS, VS, DS) of Endspantes (20) are connected to nodes (CN) of the other Endspantes (40) over the flight direction (F) inclined space struts (RS).
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine zur Anbindung des Höhen- und Seitenleitwerkes angepasste als lasttragende Struktur ausgebildete, im Wesentlichen tonnenförmige Rumpfhecksektion eines Flugzeugs mit in Querebenen verlaufenden Spanten, in Längsrichtung verlaufenden Stringern und einer Außenbeplankung und mit einer im Wesentlichen horizontal verlaufenden Queröffnung für die Hindurchführung des Höhenleitwerks.The The invention relates to a connection for the height and Vertical tail adapted as a load-bearing structure, essentially barrel-shaped Fuselage rear section of an aircraft with transverse planes Frames, in longitudinal direction extending stringers and a Außenbeplankung and with a substantially horizontally extending transverse opening for the passage of the Tailplane.
Die Rumpfhecksektion eines Flugzeugs, insbesondere eines Transportflugzeugs, an welcher Höhen- und Seitenleitwerk angeschlossen sind, erfordert wegen der Einleitung großer Leitwerkskräfte hohe Tragfähigkeit. Konventionelle Gestaltungen der Struktur solcher Rumpfhecksektionen orientieren sich an der traditionellen Stringer-Spant-Außenhaut-Bauweise mit lokaler Lasteinleitung der Leitwerkskräfte. Diese lokalen Lasteintragungen führen zu erheblichen lokalen Spannungserhöhungen, insbesondere am Rumpfausschnitt des Höhenleitwerks und bedingen dadurch erhebliche Materialstärken und dadurch wiederum erhebliches Mehrgewicht. Ein zu schweres Rumpfheck hat darüber hinaus noch den Nachteil einer Verlagerung des Schwerpunktes des Flugzeugs nach hinten. Dadurch verschlechtert sich die statische Stabilität des Flugzeugs. Die erforderliche Kompensation wäre eine Verschiebung der Tragflächen (= des Auftriebspunktes) nach hinten, was wiederum eine Verkleinerung des „aerodynamischen Hebels" zu den Leitwerken zur Folge hat. Durch diese Verkleinerung des Hebels würden größere Leitwerksflächen gebraucht um die Manövrierbarkeit des Flugzeugs beizubehalten, womit sich als Konsequenz wieder eine Erhöhung der Leitwerkskräfte und damit eine Verstärkung und Erhöhung des Gewichts der Struktur der Rumpfsektion ergäbe.The Hull rear section of an aircraft, in particular a transport aircraft, at which altitude and vertical tail are required because of the introduction greater Steering forces high Load capacity. Conventional designs of the structure of such hull rear sections are based on the traditional Stringer-Span outer skin construction with local load transfer of the tail unit. These local load entries lead to significant local voltage increases, especially on the fuselage section of the tailplane and thereby condition considerable material thicknesses and This in turn considerable additional weight. Too heavy a hatchback has about it addition, the disadvantage of a shift of the center of gravity of Plane to the rear. This degrades the static stability of the plane. The required compensation would be a displacement of the wings (= the buoyancy point) to the rear, which in turn is a reduction of the "aerodynamic Levers "to the tail units entails. This reduction in size of the lever would require larger tail surfaces about maneuverability of the aircraft, bringing a consequence as a consequence increase the tail unit and thus a reinforcement and increase the weight of the structure of the fuselage section.
Die WO 2004/089727 A1 beschreibt eine Sicherheitszelle, u.a. geeignet für Flugzeuge. Sie besteht aus einem zumindest aus drei geschlossenen, einander durchdringenden, biegesteif ausgeführten Rahmenebenen aufgebauten Rahmen. Die drei Rahmenebenen sind kraftschlüssig miteinander verbunden und bilden drei einander schneidende Ebenen. Mindestens eine der Rahmenebenen ist horizontal angeordnet und als lasttragende Ebene ausgebildet. In mindestens einer der Rahmenebenen ist ein als Kraftträger ausgeführter Druckring bzw. -ellipse biegesteif und kraftschlüssig angeordnet. Alternativ können zwei einander durchdringende, miteinander kraftschlüssig verbundene und einen vorzugsweise rechten Winkel einschließende Streben vorgesehen sein.The WO 2004/089727 A1 describes a security cell, i.a. suitable for airplanes. It consists of at least three closed, one another penetrating, rigidly executed frame levels built Frame. The three frame levels are positively connected with each other and form three intersecting planes. At least one of Frame levels are arranged horizontally and as a load-bearing level educated. In at least one of the frame planes is a pressure ring designed as a force carrier or ellipse arranged rigid and non-positive. alternative can two interpenetrating, mutually connected and a preferably right angle enclosing struts may be provided.
Für den Anschluss
eines Seitenleitwerks an einen Flugzeugrumpf ist in der
Die
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es deshalb, die Rumpfhecksektion eines Flugzeugs nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 so auszubilden, dass eine möglichst gleichmäßige Verteilung der von den Leitwerken eingeleiteten Kräfte über die gesamte Struktur erfolgt und somit Spannungsspitzen vermieden und dementsprechend Baugewicht für die Strukturelemente und die Gesamtstruktur eingespart werden kann.task Therefore, it is the fuselage rear section of the present invention of an aircraft according to the preamble of patent claim 1 in such a way that one possible even distribution the forces introduced by the tail units over the entire structure takes place and thus spikes avoided and accordingly construction weight for the Structural elements and the overall structure can be saved.
Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, dass die Rumpfhecksektion eines Flugzeugs nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 die folgenden Merkmale aufweist:
- a) Die Rumpfhecksektion besteht aus einem in Flugrichtung vorderen Seitenleitwerksabschnitt (SA) und einem hinteren Höhenleitwerksabschnitt (HA), die steif miteinander verbunden sind;
- b) Der Seitenleitwerksabschnitt (SA) umfasst Endspante mit jeweils in der Spantebene aussteifendem Tragwerk aus Versteifungsstreben (Horizontalstreben HS, Vertikalstreben VS, Diagonalstreben DS), die quasi-orthogonal zueinander ausgerichtet sind;
- c) Knotenpunkte, der Versteifungsstreben eines Endspantes sind mit Knotenpunkten des anderen Endspantes über zur Flugrichtung geneigte Raumstreben (RS) verbunden.
- a) The fuselage tail section consists of an in the direction of flight front rudder section (SA) and a rear horizontal tail section (HA), which are rigidly connected to each other;
- b) The rudder section (SA) comprises Endspante each stiffening in the plane of the support structure of stiffening struts (horizontal struts HS, vertical struts VS, diagonal struts DS), which are aligned quasi-orthogonal to each other;
- c) Nodes, the stiffening struts of Endspantes are connected to nodes of the other Endspantes about inclined to the direction of space (RS).
Der wesentliche Vorteil der erfindungsgemäßen Ausbildung der lasttragenden Struktur besteht in der Verteilung der eingeleiteten Hauptlasten entlang optimaler, innerer Lastpfade, die durch die entsprechende Gestaltung der inneren Struktur der Rumpfhecksektion realisiert werden. Die hier in den Vordergrund gestellte Gestaltung des Seitenleitwerksabschnittes SA mit den aussteifenden Tragwerken und der Verbindung der Endspante durch Raumstreben ergibt eine homogene Last- bzw. Spannungsverteilung. Dabei führt der näherungsweise orthogonal gestaltete Lastpfadverlauf zu den Lastknoten zu einem Maximum an Steifigkeit bei minimalem Materialeinsatz.Of the substantial advantage of the inventive design of the load-bearing Structure consists in the distribution of the introduced main loads along optimal, internal load paths through the corresponding Design of the inner structure of the fuselage tail section realized become. The here in the foreground design of the rudder section SA with the stiffening structures and the connection of the end frame by space struts results in a homogeneous load or stress distribution. It leads the approximate orthogonal designed load path to the load nodes to a maximum in rigidity with minimal use of materials.
Durch die Erfindung werden die Lasten entlang gewichtsoptimaler, innerer Lastpfade aufgenommen und verteilt, um so ein minimales Strukturgewicht zu erreichen. Die inneren Lasten, die sich dadurch ergeben, dass die äußeren durch die Leitwerksanschlüsse eingeleiteten Lasten durch die innere Konstruktion aufgenommen und umgeleitet werden, werden durch die erfindungsgemäße konstruktive Gestaltung der Innenstruktur minimiert, wodurch Spannungsspitzen vermieden werden. Dementsprechend wird hierdurch Baugewicht für die Strukturelemente und die Gesamtstruktur eingespart.The invention accommodates the loads along weight-optimized internal load paths and distributed to achieve a minimum structural weight. The internal loads which result from the fact that the outer loads introduced by the tail connections are absorbed and diverted by the inner construction are minimized by the structural design according to the invention of the inner structure, whereby stress peaks are avoided. Accordingly, this saves construction weight for the structural elements and the overall structure.
Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung einer erfindungsgemäßen Rumpfhecksektion, welche insbesondere orthogonale Lastpfade erreicht, besteht darin, dass die Endspante des Seitenleitwerksabschnittes SA in ihrem oberen Bereich jeweils eine durch obere Versteifungsstreben gebildete V-förmige Kontur aufweisen, wobei die Enden der V-Schenkel mit weiteren Versteifungsstreben ein Paar von oberen Lastknoten ausbilden, in denen die Seitenleitwerksbeschläge befestigt sind. Dies ist effektiv, da im Spantanschlussbereich hauptsächlich eine Schubbelastung vorliegt.A particularly advantageous embodiment of a fuselage tail section according to the invention, which achieves in particular orthogonal load paths, is that the end rib of the vertical stabilizer section SA in its upper Each area formed by an upper stiffening struts V-shaped contour having the ends of the V-legs with further stiffening struts forming a pair of upper load nodes in which the rudder fittings are attached are. This is effective because in the bulkhead area mainly a Shear load is present.
Demselben Ziel der Erreichung orthogonaler Lastpfade dient eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung, die darin besteht, dass im vorderen Endspant des Seitenleitwerksabschnittes SA die weiteren von den oberen Lastknoten ausgehenden Versteifungsstreben Vertikalstreben sind, die sich über Knotenpunkte in der Spantebene V-förmig nach unten verlängern und im wesentlichen im Zentrum der Spantebene in einem Zentralknoten münden.the same The goal of achieving orthogonal load paths is a further advantageous Embodiment of the invention, which consists in that in the front Endspant the rudder section SA, the other of the upper load node outgoing stiffening struts vertical struts are over Extend the nodes in the rib plane V-shaped downwards and essentially in the center of the chip plane in a central node lead.
Die erfindungsgemäße Ausbildung einer Rumpfhecksektion mit weiteren vorteilhaften Ausgestaltungen wird anhand von Ausführungsbeispielen, die in den Zeichnungen dargestellt sind, beschrieben.The inventive training a fuselage tail section with further advantageous embodiments is based on embodiments that are shown in the drawings.
In den Zeichnungen zeigen:In show the drawings:
Das
in
In
Die
in
In
der nebeneinander gezeigten Draufsicht und Seitenansicht des Seitenleitwerksabschnittes
SA in der
In
dem in
Zur
vorteilhaften gleichmäßigen Einleitung der
aus dem Seitenleitwerkskasten aufzunehmenden Stützkräfte in den Seitenleitwerksabschnitt
der Rumpfhecksektion sind die Seitenleitwerksbeschläge
Aus
der vergrößerten Darstellung
des oberen Bereichs des Endspantes
Die
in
Beide
Endspante
Das für die Ausbildung der Struktur des Seitenleitwerksabschnittes geeignete Material ist im Regelfall Leichtmetall; hohe Gewichtseinsparung kann jedoch auch dadurch erzielt werden, dass für die hier vorgeschlagene Topologie der Struktur faserverstärkte Werkstoffe zur Anwendung kommen.The for the Forming the structure of the vertical stabilizer section suitable Material is usually light metal; high weight saving However, this can also be achieved by using the topology proposed here the structure fiber reinforced Materials are used.
Claims (14)
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2607894C2 (en) * | 2011-12-01 | 2017-01-11 | Эйрбас Оперейшнз С.Л. | High loaded aircraft fuselage frame with framed structured wall |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ES2315109B1 (en) * | 2006-06-30 | 2010-01-12 | Airbus España, S.L. | HARDWARE WITH TORSION DRAWER, OF PLASTIC MATERIAL REINFORCED WITH CARBON FIBERS, TO COUPLING A DRIVE / SPINDLE MOTOR ASSEMBLY FOR THE TRIMADO OF A HORIZONTAL STABILIZER OF AN AIRCRAFT. |
ES2385993B1 (en) * | 2008-12-18 | 2013-06-17 | Airbus Operations, S.L. | Rear fuselage of an aircraft with a load introduction zone of a horizontal tail stabilizer and a vertical tail stabilizer comprising load receiving elements of said stabilizers attached to structural elements of the fuselage. |
ES2378702B1 (en) * | 2009-04-21 | 2013-02-28 | Airbus Operations, S.L. | TOOLS FOR THE CATCH OF THE VERTICAL STABILIZER OF TAIL OF AN AIRCRAFT. |
ES2400769B1 (en) | 2010-10-19 | 2014-02-12 | Airbus Operations, S.L. | SEALED HARDWARE FOR THE CATCH OF THE VERTICAL STABILIZER OF TAIL OF AN AIRCRAFT. |
IL223443A (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-30 | Elbit Systems Cyclone Ltd | Composite material structures with integral composite fittings and methods of manufacture |
EP3653490B1 (en) * | 2018-11-16 | 2024-01-03 | Airbus Operations, S.L.U. | Frame assembly for a rear section of an aircraft and rear section of an aircraft comprising said frame assembly |
CN110979630B (en) * | 2019-11-29 | 2021-06-01 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | Composite vertical-fin main box section wing spar root joint considering damage safety and design method |
US11511846B2 (en) * | 2020-05-27 | 2022-11-29 | The Boeing Company | Aircraft with multi spar box connection to fuselage |
CN112278231B (en) * | 2020-09-18 | 2022-05-17 | 浙江大学 | Double-section flapping wing aircraft frame |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4404810A1 (en) * | 1994-02-16 | 1995-08-17 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Tailplane for commercial aircraft |
DE19719915A1 (en) * | 1997-05-13 | 1998-12-03 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Fork component, especially for connection of stabiliser to aircraft's fuselage |
WO2004089727A1 (en) * | 2003-04-07 | 2004-10-21 | Bernard Douet | Module pertaining to a compartment element safety cell for a means of transport |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1394460A (en) * | 1918-01-12 | 1921-10-18 | L W F Engineering Company Inc | Aeroplane construction |
US1392278A (en) * | 1918-10-14 | 1921-09-27 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Fuselage |
US1822943A (en) * | 1926-07-09 | 1931-09-15 | Firm Rohrbach Metall Flugzeugb | Plate wall girder |
GB307620A (en) * | 1928-03-01 | 1929-03-14 | Vincent Justin Burnelli | Improvements in aeroplanes |
US1840901A (en) * | 1931-03-16 | 1932-01-12 | Ford Motor Co | Airplane |
-
2005
- 2005-01-24 DE DE102005003296A patent/DE102005003296B4/en active Active
- 2005-12-09 ES ES200503029A patent/ES2293809B1/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4404810A1 (en) * | 1994-02-16 | 1995-08-17 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Tailplane for commercial aircraft |
DE19719915A1 (en) * | 1997-05-13 | 1998-12-03 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Fork component, especially for connection of stabiliser to aircraft's fuselage |
WO2004089727A1 (en) * | 2003-04-07 | 2004-10-21 | Bernard Douet | Module pertaining to a compartment element safety cell for a means of transport |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2607894C2 (en) * | 2011-12-01 | 2017-01-11 | Эйрбас Оперейшнз С.Л. | High loaded aircraft fuselage frame with framed structured wall |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
ES2293809B1 (en) | 2009-02-16 |
ES2293809A1 (en) | 2008-03-16 |
DE102005003296A1 (en) | 2006-07-27 |
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