DE102017106998A1 - Kabinenverkleidungselement für eine Flugzeugkabine und Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur - Google Patents

Kabinenverkleidungselement für eine Flugzeugkabine und Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur Download PDF

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Kabinenverkleidungselement 18' für eine im Inneren einer Flugzeugrumpfstruktur 12 angeordnete Flugzeugkabine, mit einer Rumpfstrukturseite 30, und einer Kabinenseite 32. Das Kabinenverkleidungselement 18' weist auf seiner Rumpfstrukturseite 30 zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht 34', 34" auf. Die Erfindung betrifft auch einen Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur, mit mindestens einem außenhautseitigen Fußabschnitt, und einem kabinenseitigen Kopfabschnitt. Der Spant weist an einer kabinenzugewandten Seite des Kopfabschnitts zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht auf. Durch die Heizlackschichten 34', 34" ist es möglich, eine sonst Spantköpfe umgebende Isolierung wegzulassen und somit die Kabinenbreite zu vergrößern.

Description

  • Gebiet der Erfindung
  • Die Erfindung betrifft ein Kabinenverkleidungselement für eine im Inneren einer Flugzeugrumpfstruktur angeordnete Flugzeugkabine sowie einen Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur. Die Erfindung betrifft hierbei sowohl den Thermalhaushalt eines Flugzeugrumpfes als auch Aspekte der Bauraumnutzung innerhalb des Flugzeugrumpfs.
  • Hintergrund der Erfindung
  • Um das Kondensieren von feuchter Luft an strukturellen Kältebrücken zu verhindern und aus Gründen des thermischen Komforts, wird das Innere der Flugzeugkabine gegenüber der weiter außen liegenden Flugzeugrumpfstruktur isoliert. Die thermischen Anforderungen an solche Isolierungen sind hoch, da insbesondere die Temperatur der Flugzeugumgebung im Verlauf einer normalen Flugmission Schwankungen zwischen vergleichsweise extremen Temperaturen unterworfen sein kann, wohingegen im Inneren der Flugzeugkabine typischerweise gleichbleibende moderate Temperaturen gewünscht sind.
  • Der Aufbau einer solchen Isolierung ist im Wesentlichen in so genannte Primärisolierung und Sekundärisolierung unterteilt. Die Primärisolierung wird in der Regel an der Flugzeugrumpfstruktur angeordnet und befestigt, wohingegen die Sekundärisolierung an den seitlichen Kabinenverkleidungselementen vorgesehen ist. Die Primärisolierung überdeckt typischerweise die Rumpfspante vollständig, das heißt ebenfalls die der Kabine zugewandten Spantköpfe. Die äußere Begrenzung der Flugzeugkabine wird beispielsweise in ihrer Längsausdehnung durch eine Vielzahl von aneinander gereihten Kabinenverkleidungselementen gebildet, wobei jedes Kabinenverkleidungselement mittelbar an der Flugzeugrumpfstruktur befestigt ist. Die Primärisolierung und die Sekundärisolierung sind typischerweise aus Isoliermatten gebildet, die in ihrem Inneren mit Glaswolle gefüllt sind.
  • Dabei werden, um den zur Verfügung stehenden Raum möglichst effizient zu nutzen, die Kabinenverkleidungselemente so nah wie möglich an der Flugzeugrumpfstruktur positioniert, wobei im Bereich zwischen Spantköpfen und Kabinenverkleidungselementen nahezu kein Zwischenraum mehr verbleibt. Lediglich ein kleiner Luftspalt existiert dort.
  • Um den Komfort für Flugzeugpassagiere zu erhöhen, ist es zum einen erstrebenswert den Thermalhaushalt eines Flugzeugrumpfes zu verbessern und zum anderen den zur Verfügung stehenden Bauraum innerhalb des Flugzeugrumpfs noch besser zu nutzen.
  • Es ist die Aufgabe der Erfindung, ein System aus beispielsweise einem Kabinenverkleidungselement und/oder einem Spant bereitzustellen welches diese Bestreben ermöglicht.
  • Beschreibung der Erfindung
  • Die Aufgabe der Erfindung wird zum einen gelöst durch ein Kabinenverkleidungselement für eine im Inneren einer Flugzeugrumpfstruktur angeordnete Flugzeugkabine, mit einer Rumpfstrukturseite und einer Kabinenseite, wobei das Kabinenverkleidungselement auf seiner Rumpfstrukturseite zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht aufweist.
  • Die Aufgabe der Erfindung wird ebenfalls gelöst durch einen Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur, mit mindestens einem außenhautseitigen Fußabschnitt, und einem kabinenseitigen Kopfabschnitt, wobei der Spant an einer kabinenzugewandten Seite des Kopfabschnitts zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht aufweist.
  • Der Grundgedanke der Erfindung ist, anstelle einer den Spantkopf umgebenden Isolierung einen elektrischen Heizlack einzusetzen. Die Erfinder haben erkannt, dass durch die Nutzung elektrischer Energie, um die Heizlackschichten zu erwärmen, eine Kompensation des Wärmeverlusts aufgrund der fehlenden Isolierung am Kopfabschnitt des Spants erfolgen kann. Aufgrund dessen, dass mit dem erfindungsgemäßen Spant bzw. mit dem erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselement an den Spantköpfen keine Isolierung mehr vorgesehen sein muss (insbesondere keine Isoliermatten, die in Richtung der Kabinenmitte auftragen), ist es möglich, Kabinenverkleidungselemente näher an der Flugzeugrumpfstruktur zu installieren und somit den nutzbaren Kabineninnendurchmesser zu vergrößern. Dies wiederum kann den Kabinenkomfort für Passagiere erhöhen. Es versteht sich, dass sich der mit der Erfindung einhergehende Raumgewinn auf beiden Kabinenseiten einstellt.
  • Im eingebauten Zustand des erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselements kommt die Heizlackschicht an einem Kopfabschnitt eines herkömmlichen oder erfindungsgemäßen Spants der Flugzeugrumpfstruktur zu liegen, und zwar ohne dass an diesem eine Isolierung vorgesehen ist. Durch das erfindungsgemäße Kabinenverkleidungselement bzw. den erfindungsgemäßen Spant kann auf eine Spantkopfisolierung verzichtet werden. Mit anderen Worten: das erfindungsgemäße Kabinenverkleidungselement bzw. der erfindungsgemäße Spant kompensieren das Fehlen einer Spantkopfisolierung durch die elektrisch beheizbare Heizlackschicht, welche am Kabinenverkleidungselement und/oder am Spant vorgesehen ist.
  • Aufgrund dessen, dass die Heizlackschicht an dem Kopfabschnitt des Spants angeordnet ist und keine Isolierung im Bereich des Spantkopfes vorgesehen ist, kann sowohl die thermische Isolation im Bereich des Spantkopfs aufrechterhalten werden, als auch das Kabinenverkleidungselement im eingebauten Zustand näher an den Spant heran positioniert werden.
  • Unter der Rumpfstrukturseite des Kabinenverkleidungselements wird diejenige Seite des Kabinenverkleidungselements verstanden, die in der normalen Einbauposition des Kabinenverkleidungselements der nächstgelegenen Flugzeugrumpfstruktur zugewandt ist. Unter der Kabinenseite des Kabinenverkleidungselements wird diejenige Seite des Kabinenverkleidungselements verstanden, die in der normalen Einbauposition des Kabinenverkleidungselements dem Kabineninneren zugewandt ist. Die Flugzeugrumpfstruktur umfasst typischerweise Spante (engl. „Frames“) mit einem außenhautseitigen Fußabschnitt und einem kabinenseitigen Kopfabschnitt sowie Längsversteifungselemente (engl. „Stringer“).
  • Unter einem Heizlack wird ein elektrisch leitfähiger Lack verstanden, der bei Anliegen von Strom und/oder Spannung im Lack Wärme und somit unter anderem eine Wärmestrahlung erzeugt. Der Heizlack kann elektrisch leitfähige Polymere enthalten, insbesondere kohlenstoffbasierte Polymere. Die elektrische Leitfähigkeit wird durch das Hinzufügen von Kohlenstoffteilchen in der Regel verbessert. Bevorzugt ist das spezifische Gewicht des die Heizlackschicht bildenden Heizlacks kleiner als 200 g/m2. Heizlackschichten mit derartigen spezifischen Gewichten haben sich in der Praxis als besonders geeignet erwiesen.
  • Es wird ein System bevorzugt, umfassend ein erfindungsgemäßes Kabinenverkleidungselement und/oder einen erfindungsgemäßen Spant. Grundsätzlich ist es möglich, ein System bereitzustellen, das sowohl erfindungsgemäße Kabinenverkleidungselemente als auch erfindungsgemäße Spante aufweist. Damit kann die Wirkungsweise der dann pro Spant vorgesehenen Heizlackschichten erhöht werden.
  • Bevorzugt ist ferner eine Ausführungsform des Systems bei der im Bereich der Heizlackschicht keine kabinenverkleidungselementseitige oder spantkopfseitige Isolierung angeordnet ist. Insbesondere sind gemäß dieser Ausführungsform in diesem Bereich keine Isoliermatten vorgesehen. Durch das Fehlen der kabinenverkleidungselementseitigen und/oder spantkopfseitigen Isolierung ist es möglich, die Einbauposition des Kabinenverkleidungselements näher an die außen liegende Flugzeugrumpfstruktur heran zu rücken. Dadurch wird der nutzbare Kabinenraum, insbesondere der nutzbare Kabinendurchmesser, und somit der Passagierkomfort vergrößert.
  • Bevorzugt ist auch eine weitere Ausführungsform des Systems, bei der die Heizlackschicht eine streifenförmige Ausdehnung aufweist, deren Streifenbreite einer Spantkopfbreite im Wesentlichen entspricht. Durch die streifenförmige Ausdehnung der Heizlackschicht, ist diese der üblichen geometrischen Form des Spantkopfs (bzw. der kabinenseitigen Oberflächenform des Spantkopfs) angepasst und kann somit seine die fehlende Isolierung kompensierende Wirkung effizient entfalten.
  • Bei einer ebenfalls bevorzugten Ausführungsform des Systems beträgt die Dicke der Heizlackschicht zwischen 0,1 mm und 0,5 mm, insbesondere beträgt die Dicke der Heizlackschicht 0,3 mm. Bei entsprechenden Dicken der Heizlackschicht kann einerseits die Kompensationswirkung für die fehlende Isolierung gewährleistet werden, zum anderen wird ein signifikanter Raumgewinn im Kabineninneren erreicht. Im Vergleich zu vorbekannten Lösungen mit reiner Glaswolle-Isolierung lassen sich somit große Verbesserungen bezüglich des erreichbaren Passagierkomforts erzielen.
  • Es ist ferner eine Ausführungsform des Systems bevorzugt, bei dem zwischen der Heizlackschicht und dem Kabinenverkleidungselement und/oder zwischen der Heizlackschicht und dem Spant eine elektrisch isolierende Schutzschicht vorgesehen ist. Die elektrisch isolierende Schutzschicht entkoppelt die Heizlackschicht sowie deren elektrische Ansteuerung bzw. Stromversorgung in elektrischer Hinsicht von der Rumpfstruktur.
  • Es ist auch eine Ausführungsform des Systems bevorzugt, die ferner umfasst: Zwei Stromleiter, mit denen die jeweiligen elektrischen Pole der Heizlackschichten elektrisch verbindbar sind, und eine Stromquelle, mit der die Stromleiter elektrisch verbindbar sind. Bei der Stromquelle kann es sich beispielsweise um eine flugzeugbordseitige Gleichstromquelle handeln. Um den Sicherheitsanforderungen im Kabinenbereich zu genügen, sind Spannungsniveaus von ca. 28 Volt für die Stromquelle bevorzugt. Um das erfindungsgemäße System bei Bedarf ein- und auszuschalten, kann eine entsprechende Schaltvorrichtung vorgesehen sein. Wenn eine Vielzahl von in Flugzeugkabinenlängsrichtung hintereinander angeordneten Kabinenverkleidungselementen vorgesehen sind, ist die Stromquelle typischerweise im Bereich des ersten oder letzten Kabinenverkleidungselements angeordnet (also im vorderen oder hinteren Flugzeugrumpfbereich). Es versteht sich, dass die Stromquelle alternativ auch an anderen Orten des Flugzeugs bzw. des Flugzeugrumpfes angeordnet sein kann. Eine Leistungsdichte von ca. 200 W/m2 ist anzustreben, um das elektrische Beheizen der Heizlackschichten in ausreichendem Maße sicherzustellen. Die Stromleiter können beispielsweise einzeln oder gemeinsam entweder in oder an den Kabinenverkleidungselementen oder im Bereich der Flugzeugrumpfstruktur als elektrische Kabel in Flugzeuglängsrichtung verlaufen. Alternativ zu elektrischen Kabeln können Stromleiter auch als Stromschienen ausgeführt sein.
  • Bei einer bevorzugten Weiterbildung der vorhergehenden Ausführungsform des Systems umfasst das System eine Mehrzahl an Kabinenverkleidungselementen, wobei zumindest eine der beiden Stromleiter durch abschnittsweise in benachbarte Kabinenverkleidungselemente integrierte Stromschienen gebildet ist. Auf diese Weise kann der Installationsaufwand vorteilhaft reduziert werden. Durch das Einsetzen der Kabinenverkleidungselemente in ihre Einbauposition an der Rumpfstruktur wird somit nach und nach der Stromleiter als eine Hintereinanderreihung mehrerer Stromschienen vollständig zusammengesetzt. Zur Integration einzelner Stromschienen in die jeweiligen Kabinenverkleidungselemente können die Stromschienen beispielsweise in die Kabinenverkleidungselemente einlaminiert sein. Alternativ oder zusätzlich können zur Integration der Stromschienen in die jeweiligen Kabinenverkleidungselemente auch in jedem Kabinenverkleidungselement, bevorzugt in einem bodennahen Bereich des Kabinenverkleidungselements, Aufnahmen oder Nuten den Kabinenverkleidungselementen vorgesehen sein. Es versteht sich, dass nicht nur einer der beiden Stromleiter als Stromschienen in die Kabinenverkleidungselemente integriert sein muss, sondern dass es ebenso möglich und vorteilhaft ist, beide oder weitere Stromleiter durch abschnittsweise in benachbarte Kabinenverkleidungselemente integrierte Stromschienen zu bilden. Dasselbe gilt natürlich im Hinblick auf die mögliche Integration von Aufnahmen bzw. Nuten in die Kabinenverkleidungselemente. Die Stromschienen können beispielsweise aus Kupfer gebildet sein und einen rechteckförmigen oder quadratischen Querschnitt aufweisen.
  • Bei einer bevorzugten weiteren Weiterbildung weisen die Kabinenverkleidungselemente zur elektrischen Kontaktierung benachbarter Stromschienen elektrische Verbindungsmittel auf. Die elektrischen Verbindungsmittel können beispielsweise als eine schnellschließende elektrische Stecker- Buchse-Verbindung ausgebildet sein (engl. „sliding quick connector“ oder „click-and-fit“). Auf diese Weise kann die Herstellung der elektrischen Verbindung zwischen den benachbarten Kabinenverkleidungselementen besonders schnell und einfach sowie sicher erfolgen.
  • Schließlich wird ein Flugzeug bevorzugt, mit einem erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselement, und/oder einem erfindungsgemäßen Spant, und/oder einem erfindungsgemäßen System. Ein solches erfindungsgemäßes Flugzeug macht von den Vorteilen des oder der Kabinenverkleidungselemente bzw. Spante Gebrauch, indem eine in ihrem Querschnitt größere und mithin komfortablere Passagierkabine bereitgestellt wird. Strukturelle Modifikationen der bestehenden Flugzeugrumpfstruktur sind dabei vorteilhafterweise nicht erforderlich.
  • Die oben beschriebenen Aspekte und weitere Aspekte, Merkmale und Vorteile der Erfindung können ebenfalls aus den Beispielen der Ausführungsformen entnommen werden, welche im Folgenden unter Bezugnahme auf die anhängenden Zeichnungen beschrieben werden.
  • Figurenliste
  • In den Figuren werden gleiche Bezugszeichen für gleiche oder zumindest ähnliche Elemente, Komponenten oder Aspekte verwendet. Es wird angemerkt, dass im Folgenden eine Ausführungsform im Detail beschrieben wird, die lediglich illustrativ und nicht beschränkend ist. In den Ansprüchen schließt das Wort „aufweisend“ nicht andere Elemente aus und der unbestimmte Artikel „ein“ schließt eine Mehrzahl nicht aus. Alleinig der Umstand, dass bestimmte Merkmale in verschiedenen abhängigen Ansprüchen genannt sind, beschränkt nicht den Gegenstand der Erfindung. Auch Kombinationen dieser Merkmale können vorteilhaft eingesetzt werden. Die Bezugszeichen in den Ansprüchen sollen nicht den Umfang der Ansprüche beschränken. Die Figuren sind nicht maßstäblich zu verstehen sondern haben nur schematischen und illustrativen Charakter. Es zeigen
    • 1 einen Querschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand gemäß dem Stand der Technik, umfassend eine Flugzeugrumpfstruktur und ein Kabinenverkleidungselement,
    • 2 einen Längsschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand gemäß dem Stand der Technik, umfassend einen vollständig isolierten Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur,
    • 3 eine seitliche Ansicht eines erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselements,
    • 4 einen Längsschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand mit einem erfindungsgemäßen Spant,
    • 5 eine seitliche Ansicht erfindungsgemäßer Verbindungsmittel von benachbarten Kabinenverkleidungselementen,
    • 6 Ansichten in Flugzeuglängsrichtung auf die Verbindungsmittel der Kabinenverkleidungselemente aus 5, und
    • 7 eine Seitenansicht eines erfindungsgemäßen Flugzeuges.
  • 1 zeigt eine herkömmliche Flugzeugrumpfwand 10 im Querschnitt. Die Flugzeugrumpfwand 10 umfasst zum einen eine Flugzeugrumpfstruktur 12 mit einer Außenhaut 14 und eine an der Flugzeugrumpfstruktur 12 befestigte Primärisolierung 16. Zum anderen umfasst die Flugzeugrumpfwand 10 ein kabinenseitig angeordnetes Kabinenverkleidungselement 18 mit einer Sekundärisolierung 20. Die Primärisolierung 16 überdeckt typischerweise die außenhautseitige Flugzeugrumpfstruktur 12 vollständig. Die Primärisolierung 16 und die Sekundärisolierung 20 sind typischerweise aus Isoliermatten gebildet, die in ihrem Inneren mit Glaswolle gefüllt sind. Durch das Anordnen der Primär- und Sekundärisolierung 16, 20 in der Flugzeugrumpfwand 10 wird der Wärmehaushalt und die Temperatureinstellung in der Flugzeugkabine mit beeinflusst. Die Flugzeugkabine wird unter anderem durch eine Mehrzahl benachbarter und in Flugzeuglängsrichtung nebeneinander angeordneter Kabinenverkleidungselemente 18 begrenzt, wobei jedes Kabinenverkleidungselement 18 mittelbar an der Flugzeugrumpfstruktur 12 befestigt ist.
  • In 2 ist ein Längsschnitt durch eine herkömmliche Flugzeugrumpfstruktur 12 dargestellt. Die Außenhaut 14 ist an einem Spant 22 befestigt, der einen außenhautseitigen Fußabschnitt 24 und einen kabinenseitigen Kopfabschnitt 26 aufweist. Die Flugzeugrumpfstruktur 12, also die Außenhaut 14 und der Spant 22, sind vollständig von der Isolierung 16 bedeckt. Im Bereich des Fußabschnitts 26 des Spants 22 ist die Isolierung 16, welche Isoliermatten aus Glaswolle umfasst, durch beidseitige Clips 28 an dem Spant 22 befestigt. Bei der bekannten Flugzeugrumpfstruktur 12 ist die Isolierung 16 auch im Bereich des Kopfabschnitts 26, insbesondere um diesen herum, angeordnet, sodass diese in Kabinenrichtung hin in etwa um die Isolierungsdicke D aufträgt.
  • Die 3 zeigt ein erfindungsgemäßes Kabinenverkleidungselement 18'. Dieses Kabinenverkleidungselement 18' ist dazu geeignet, an einer Flugzeugrumpfstruktur (beispielsweise der in 1 beschriebenen Flugzeugrumpfstruktur 12) kabinenseitig montiert zu werden. Es weist eine Rumpfstrukturseite 30 und eine Kabinenseite 32 auf, wobei auf seiner Rumpfstrukturseite 30 zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht 34 vorgesehen ist. Bei der Heizlackschicht 34 handelt es sich um eine dünne Schicht eines Heizlacks, der bei Anliegen von Strom und/oder Spannung Wärme erzeugt. Als Heizlacke werden insbesondere elektrisch leitfähige kohlenstoffbasierte Polymere bevorzugt.
  • Erfindungsgemäß ist die Heizlackschicht 34 in denjenigen Bereichen der Rumpfstrukturseite 32 an dem Kabinenverkleidungselement 18' angeordnet, der im eingebauten Zustand des Kabinenverkleidungselements 18' den jeweiligen Spanten 22, insbesondere den jeweiligen Kopfabschnitten 26 unmittelbar gegenüber liegen. In der 3 ist dies eine in einem mittigen Bereich am Kabinenverkleidungselement 18' angeordnete Heizlackschicht 34' sowie zwei in den Bereichen der vorderen und hinteren Ränder 36 des Kabinenverkleidungselements 18' angeordnete Heizlackschichten 34". Die Heizlackschichten 34', 34"weisen eine streifenförmige Ausdehnung auf, deren Streifenbreite B einer Spantkopfbreite S (vgl. 4) im Wesentlichen entspricht. In der 3 beträgt die Streifenbreite der an den vorderen und hinteren Rändern 36 aufgebrachten Heizlackschicht in etwa die halbe Spantkopfbreite S/2, sodass zusammen mit dem jeweils benachbarten Kabinenverkleidungselement 18' wieder ca. die volle Spantkopfbreite S erreicht wird.
  • Somit kommen im eingebauten Zustand des erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselements 18' die Heizlackschichten 34', 34" an den jeweils korrespondierenden Kopfabschnitten 26 der gegenüberliegenden Spante 22 der Flugzeugrumpfstruktur 12 zu liegen, und zwar ohne dass an den Kopfabschnitten 26 der gegenüberliegenden Spante 22 eine Isolierung 16 vorgesehen ist (vgl. 4). Mit anderen Worten: Im Bereich der Heizlackschicht 34 ist keine spantkopfseitige oder kabinenverkleidungselementseitige Isolierung 16 angeordnet. Durch das erfindungsgemäße Kabinenverkleidungselement 18' kann somit vorteilhafterweise auf eine Spantkopfisolierung verzichtet werden, denn durch die Nutzung elektrischer Energie, um die Heizlackschichten 34', 34" zu erwärmen, kann eine Kompensation des Wärmeverlusts durch das Fehlen der Isolierung am Kopfabschnitt 26 erfolgen.
  • Mit dem Kabinenverkleidungselement 18' wird ein System 38 bereitgestellt, durch das an den Spanten 22 keine Isolierung mehr vorgesehen sein muss, die in Richtung der Kabinenmitte hin typischerweise um die Isolierungsdicke D aufträgt (vgl. 2). Die Dicke der Heizlackschichten 34', 34" kann bevorzugt zwischen 0,1 mm und 0,5 mm betragen. Somit ist es möglich, die Kabinenverkleidungselemente 18' näher an der Flugzeugrumpfstruktur 12 zu installieren und somit den nutzbaren Kabineninnendurchmesser zu vergrößern. Mit anderen Worten: Durch das Kabinenverkleidungselement 18' kann der Abstand zwischen der Rumpfstruktur 12 und dem Kabinenverkleidungselement 18' verringert werden.
  • Das System 38 kann unabhängig davon, ob es das Kabinenverkleidungselement 18' und/oder den Spant 22 gemäß 4 umfasst, ferner zwei Stromleiter 40 aufweisen, mit denen die jeweiligen elektrischen Pole 42', 42" der Heizlackschichten 34', 34" elektrisch verbindbar sind. Des Weiteren umfasst das System 38 auch eine Stromquelle 44, mit der die Stromleiter 40 elektrisch verbindbar sind. Typischerweise weist das System 38 eine Mehrzahl an Kabinenverkleidungselementen 18' auf. Diese sind dann entlang der Kabinenlängsrichtung an der Flugzeugrumpfstruktur 12 angeordnet. Die beiden Stromleiter 40 sind durch abschnittsweise in benachbarte Kabinenverkleidungselemente 18' integrierte Stromschienen gebildet.
  • In 4 ist eine alternative Ausführungsform der Erfindung in Form eines Spants 22' dargestellt. Der Spant 22' weist mindestens einen außenhautseitigen Fußabschnitt 24 und einen kabinenseitigen Kopfabschnitt 26 auf, wobei der Spant 22' an einer kabinenzugewandten Seite des Kopfabschnitts 26 zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht 46 aufweist. Bei der Heizlackschicht 46 handelt es sich, wie bei der Alternative des Kabinenverkleidungselements 18', um eine Schicht eines Heizlacks, der bei Anliegen von elektrischem Strom und/oder Spannung Wärme erzeugt. Die Dicke der Heizlackschicht 46 beträgt ebenfalls bevorzugt zwischen 0,1 mm und 0,5 mm. Die Heizlackschicht 46 ist an der kabinenzugewandten Seite des Spants 22' angeordnet, wodurch die Heizlackschicht 46 im montierten Zustand des Kabinenverkleidungselements 16 nahe dessen Rumpfstrukturseite 30 zu liegen kommt. Die Heizlackschicht 46 weist eine streifenförmige Ausdehnung auf, deren Streifenbreite C der Spantkopfbreite S (vgl. 4) im Wesentlichen entspricht. Um die Heizlackschicht 46 elektrisch von der Rumpfstruktur 12 zu entkoppeln kann zwischen der Heizlackschicht 46 und dem Spant 22' eine elektrisch isolierende Schutzschicht vorgesehen sein (nicht dargestellt).
  • Auf diese Weise kommen im Montagezustand eines Kabinenverkleidungselementes 18, 18' die Heizlackschichten 46 der Spante 22' an der Rumpfstrukturseite 30 des Kabinenverkleidungselementes 18, 18' zu liegen und zwar ohne dass an den Kopfabschnitten 26 eine Isolierung angeordnet ist (Das Kabinenverkleidungselement 18 kann dann auch herkömmlich, d.h. ohne die erfindungsgemäße Heizlackschicht 34, ausgebildet sein). Demgemäß ist im Bereich der Heizlackschicht 46 keine spantkopfseitige oder kabinenverkleidungselementseitige Isolierung 16 vorgesehen. Mit dem erfindungsgemäßen Spant 22' wird ein System 48 bereitgestellt, durch das an den Kopfabschnitten 26 keine Isolierung mehr erforderlich ist, die in Richtung der Kabinenmitte hin typischerweise um die Isolierungsdicke D auftragen würde (vgl. 2). Somit ist es möglich, die Kabinenverkleidungselemente 18, 18' näher an der Flugzeugrumpfstruktur 12 zu installieren und somit den nutzbaren Kabineninnendurchmesser zu vergrößern.
  • Die 5 und 6 zeigen ausschnittsweise eine seitliche sowie flugzeuglängsgerichtete Ansicht zweier benachbarter Kabinenverkleidungselemente 18' gemäß 3 im Bereich der durch Stromschienen ausgebildeten Stromleiter 40. Die Kabinenverkleidungselemente 18' weisen zur elektrischen Kontaktierung der jeweils benachbarten Stromschienen elektrische Verbindungsmittel 50, 52 auf. Die entsprechenden männlichen und weiblichen Verbindungsmittel 50, 52 können zum Beispiel als schnellschließende elektrische Stecker- Buchsen-Elemente ausgebildet sein. Hierfür können jeweils an den männlichen und weiblichen Verbindungsmitteln 50, 52 Federelemente vorgesehen sein, die eine sichere und dauerhafte Kontaktierung gewährleisten.
  • Die 7 zeigt schließlich ein Flugzeug 54 in dessen Inneren Kabinenverkleidungselemente 18' und/oder Spante 22', und/oder ein entsprechendes System 38,48 vorgesehen sind.
  • Bezugszeichenliste
    • 10
    Flugzeugrumpfwand
    12
    Flugzeugrumpfstruktur
    14
    Außenhaut
    16
    Primärisolierung
    18
    Kabinenverkleidungselement (Stand der Technik)
    18'
    Kabinenverkleidungselement (erfindungsgemäß)
    20
    Sekundärisolierung
    22
    Spant (Stand der Technik)
    22'
    Spant (erfindungsgemäß)
    24
    Fußabschnitt
    26
    Kopfabschnitt
    28
    Clips
    30
    Rumpfstrukturseite
    32
    Kabinenseite
    34
    Heizlackschicht für Kabinenverkleidungselement (erfindungsgemäß)
    34'
    Heizlackschicht für Kabinenverkleidungselement (erfindungsgemäß)
    34"
    Heizlackschicht für Kabinenverkleidungselement (erfindungsgemäß)
    36
    Ränder des Kabinenverkleidungselements
    38
    System
    40
    Stromleiter
    42'
    elektrischer Pol
    42"
    elektrischer Pol
    44
    Stromquelle
    46
    Heizlackschicht für Spant (erfindungsgemäß)
    48
    System
    50
    elektrisches Verbindungsmittel, weiblich
    52
    elektrisches Verbindungsmittel, männlich
    54
    Flugzeug (erfindungsgemäß)
    B
    Streifenbreite
    C
    Streifenbreite
    S
    Spantkopfbreite

Claims (11)

  1. Kabinenverkleidungselement (18') für eine im Inneren einer Flugzeugrumpfstruktur (12) angeordnete Flugzeugkabine, mit einer Rumpfstrukturseite (30), und einer Kabinenseite (32), dadurch gekennzeichnet, dass das Kabinenverkleidungselement (18') auf seiner Rumpfstrukturseite (30) zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht (34', 34") aufweist.
  2. Spant (22') für eine Flugzeugrumpfstruktur (12), mit mindestens einem außenhautseitigen Fußabschnitt (24), und einem kabinenseitigen Kopfabschnitt (26), dadurch gekennzeichnet, dass der Spant (22') an einer kabinenzugewandten Seite des Kopfabschnitts (26) zumindest bereichsweise eine elektrisch kontaktierbare Heizlackschicht (46) aufweist.
  3. System (38, 48) umfassend ein Kabinenverkleidungselement (18') nach Anspruch 1 und/oder einen Spant (22') nach Anspruch 2.
  4. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Heizlackschicht (34', 34", 46) keine kabinenverkleidungselementseitige oder spantkopfseitige Isolierung (16), insbesondere keine Isoliermatten, angeordnet ist.
  5. System nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Heizlackschicht (34', 34", 46) eine streifenförmige Ausdehnung aufweist, deren Streifenbreite (B, C) einer Spantkopfbreite (S) im Wesentlichen entspricht.
  6. System nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke der Heizlackschicht (34', 34", 46) zwischen 0,1 mm und 0,5 mm beträgt, insbesondere dass die Dicke der Heizlackschicht (34', 34", 46) 0,3 mm, beträgt.
  7. System nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der Heizlackschicht (34', 34") und dem Kabinenverkleidungselement (18') und/oder zwischen der Heizlackschicht (46) und dem Spant (22') eine elektrisch isolierende Schutzschicht (#) vorgesehen ist.
  8. System nach einem der Ansprüche 3 bis 7, ferner umfassend, zwei Stromleiter (40), mit denen die jeweiligen elektrischen Pole (42', 42") der Heizlackschichten (34', 34") elektrisch verbindbar sind, und eine Stromquelle (44), mit der die Stromleiter (40) elektrisch verbindbar sind.
  9. System nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das System (38, 48) eine Mehrzahl an Kabinenverkleidungselementen (18') umfasst, wobei zumindest einer der beiden Stromleiter (40) durch abschnittsweise in benachbarte Kabinenverkleidungselemente (18') integrierte Stromschienen gebildet ist.
  10. System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Kabinenverkleidungselemente (18') zur elektrischen Kontaktierung benachbarter Stromschienen elektrische Verbindungsmittel (50, 52) aufweisen.
  11. Flugzeug (54) umfassend: ein Kabinenverkleidungselement (18') nach Anspruch 1, und/oder einen Spant (22') nach Anspruch 2, und/oder ein System (38, 48) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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