DE19848122C2 - Protection device for a fuselage tail of an aircraft - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Schutzvorrichtung für ein Rumpfheck eines Flugzeu­ ges gegen einen direkten Kontakt der hinteren unteren Rumpfsektionen mit der Piste während eines Start- und Landevorganges, wobei die Vorrichtung ein Ver­ stärkungsgerüst aufweist und am Verstärkungsgerüst Mittel zur Energie­ dämpfung und/oder Energieabsorption sowie Mittel zur Lasteinleitung vorgese­ hen sind.The invention relates to a protective device for a fuselage tail of an aircraft against direct contact of the lower rear fuselage sections with the Runway during a takeoff and landing, the device ver has reinforcement structure and on the reinforcement structure means for energy damping and / or energy absorption as well as means for load introduction hen are.

Ein direkter Kontakt des Rumpfhecks eines Flugzeuges mit der Piste, ein soge­ nannter "Tailstrike" beim Start- bzw. Landevorgang führt zu hohen Belastungen am Flugzeugrumpf und kann in schweren Fällen zur Zerstörung der Rumpf­ struktur führen und somit die Flugsicherheit gefährden.A direct contact of the fuselage tail of an aircraft with the runway, a so-called the so-called "tail strike" during takeoff or landing leads to high loads on the fuselage and in severe cases can destroy the fuselage structure and thus endanger flight safety.

Für den Serienflugverkehr sind solche "Tailstrikes" normalerweise nur bei Flug­ zeugen mit einer gewissen Rumpfgeometrie, z. B. ein niedriges Fahrwerk in Kombination mit einem langen Rumpfheck zu befürchten. Es ist bekannt, für solche Flugzeuge eine Schutzvorrichtung an der hinteren unteren Rumpfsektion anzuordnen, die eine Bodenberührung registriert und die Piloten warnt, da ein "Tailstrike" durch den großen Abstand zwischen Cockpit und Aufsetzpunkt nicht immer wahrgenommen wird.For serial air traffic, such "tail strikes" are usually only when flying testify with a certain hull geometry, e.g. B. a low chassis in  Combination with a long trunk tail to fear. It is famous for such aircraft have a protective device on the rear lower fuselage section to arrange, which registers a ground contact and warns the pilots as a "Tailstrike" due to the large distance between the cockpit and the touchdown point is not always perceived.

Aus US 4 815 678 ist eine Schutzvorrichtung bekannt, die permanent am Rumpfheck befestigt ist und bei einem "Tailstrike" an einem Aufsetzpunkt mittels eines crashfähigen Aluminiumelementes eine Energieabsorption erreicht und damit eine Überlastung der Rumpfstruktur verhindert wird. Ein "Tailstrike" kann anhand des verformten Aluminiumelementes leicht bei einer optischen Inspektion erkannt werden.From US 4,815,678 a protective device is known which is permanently on Hull tail is attached and at a "tail strike" at a touchdown point energy absorption achieved by means of a crash-capable aluminum element and thus an overload of the fuselage structure is prevented. A "tail strike" can easily be based on the deformed aluminum element with an optical Inspection can be recognized.

Aus CH-Z.: Interavia, Heft 9/1969, S. 1523 sowie aus US-Z.: Aviation Week, Heft 28, Dez. 1967, Seite 26 ist ein Hecksporn zum Schutz des Rumpfheckes an einer Concorde gezeigt. Dieser Hecksporn ist permanent am Flugzeug vor­ gesehen und wird zum Start oder zur Landung ausgefahren.From CH-Z .: Interavia, issue 9/1969, p. 1523 and from US-Z .: Aviation Week, Booklet 28, Dec. 1967, page 26 is a rear spur to protect the fuselage rear shown on a Concorde. This tail spur is permanently in front of the aircraft seen and is extended to takeoff or landing.

Unabhängig von der Rumpfgeometrie eines Flugzeuges ist es für die Flugver­ suchsphase, d. h. beim Einfliegen von neuen Flugzeugen, insbesondere bei Versuchen zur Ermittlung der minimalen Abhebegeschwindigkeit eines Flug­ zeuges - sogenannten VMU-Versuchen - aber zwingenderweise notwendig, temporär eine Schutzvorrichtung an der hinteren unteren Rumpfsektion vor­ zusehen. Bei diesem VMU-Versuch wird das Flugzeug beim Start absichtlich mit dem Heck auf der Startbahn aufgesetzt. Denn nur bei einem maximalem Anstellwinkel kann der maximale Auftrieb, der für die minimale Abhebe­ geschwindigkeit benötigt wird, erreicht werden. Bei aufgesetztem Heck wird die Geschwindigkeit erhöht, bis das Flugzeug erstmals von der Piste abhebt. Diese Momentangeschwindigkeit (= VMU) wird registriert, da deren Bestimmung eine von der Luftfahrtbehörde vorgeschriebene Pflicht ist.Regardless of the fuselage geometry of an aircraft, it is for the aviation search phase, d. H. when flying in new aircraft, especially with Try to determine the minimum take-off speed of a flight stuff - so-called VMU tests - but absolutely necessary, temporarily a protective device on the rear lower fuselage section watching. In this VMU attempt, the aircraft is intentionally included in the takeoff put on the stern on the runway. Because only at a maximum Angle of attack can be the maximum lift necessary for the minimum lift speed is needed to be achieved. With the tail on the speed increases until the aircraft takes off from the runway for the first time. This instantaneous speed (= VMU) is registered because it is determined is an obligation prescribed by the aviation authority.

Bei einem weiteren Flugversuch, dem Take-off-performance-Test (TOP), bei dem das Flugzeug unter verschiedenen Startbedingungen abhebt, kann es ebenfalls vorkommen, daß ein Bodenkontakt mit dem Heck auftritt. Im Unterschied zum VMU-Versuch sind die hierbei auftretenden Lasten deutlich höher und auch die Lage des Aufsetzpunktes kann nicht genau definiert werden, da durch die durch das Ausfedern des Hauptfahrwerks bewirkte Rotation des Flugzeuges beim Abheben des Flugzeuges das Verschieben des Aufsetzpunktes sogar bis zur Heckspitze erfolgen kann. Das Anbringen einer Schutzvorrichtung für Flugversuche ist somit zum Schutz der Rumpfstruktur notwendig und erfor­ dert derzeit einen erheblichen Aufwand. Es wird am möglichen Aufsetzpunkt ein starr montierter Träger mit einer Schleifplatte am Rumpfheck vorgesehen. Innerhalb des Rumpfes ist eine aufwendige Rumpfverstärkung notwendig, da der Rumpf am Aufsetzpunkt mit der Piste keine ausreichenden Lasten aufneh­ men kann und eine zusätzliche Strukturverstärkung vor Zerstörung der Rumpf­ struktur schützt. Nachteilig ist dabei, daß für die Flugversuche sämtliche Syste­ me, die normalerweise in dem verstärkten Strukturteil untergebracht sind - beispielsweise Abwassertanks und Leitungen zum Hilfstriebwerk APU -, ausge­ baut und verlegt werden müssen. Durch den Einbau von Verstärkungsstreben ergibt sich insgesamt eine sehr starre Konstruktion, deren innere Kräfte beim "Tailstrike" entsprechend hoch werden und so insbesondere in den Übergangs­ bereichen von verstärkter Struktur zur normalen Struktur kritische, zerstörungs­ anfällige Zonen entstehen. Aufgrund dieser Probleme und einem zu hohen Kostenaufwand für die Rückrüstung ist es derzeit üblich, nach Beendigung der Versuche die untere Rumpfschale komplett auszuwechseln, was ebenfalls erhebliche zusätzliche Kosten verursacht.In another flight test, the take-off performance test (TOP), at which the aircraft takes off under different take-off conditions, it can also occur that there is ground contact with the rear. The difference  for the VMU test, the loads that occur are significantly higher and the location of the touchdown point cannot be precisely defined, either by the rotation of the main chassis caused by the rebound Aircraft when lifting the aircraft, moving the touchdown point can even take place up to the stern tip. Attaching a protective device for flight tests is therefore necessary and necessary to protect the fuselage structure currently a considerable effort. It will be at the possible touchdown point a rigidly mounted carrier with a sanding plate is provided on the fuselage tail. A complex hull reinforcement is necessary inside the fuselage, because the fuselage at the point of touchdown with the runway does not bear sufficient loads men and an additional structural reinforcement before destruction of the fuselage structure protects. The disadvantage here is that all the systems for the flight tests me, which are normally housed in the reinforced structural part - For example, waste water tanks and lines to the APU - auxiliary engine builds and must be relocated. By installing reinforcing struts the overall result is a very rigid construction, the internal forces of which "Tailstrike" get high accordingly and especially in the transition areas from reinforced structure to normal structure critical, destructive vulnerable zones arise. Because of these problems and too high Retrofitting is currently common after termination of the Try to completely replace the lower fuselage shell, which is also incurs significant additional costs.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine temporäre Schutzvorrich­ tung der eingangs genannten Art zu schaffen, die zuverlässig Rumpfschäden am Flugzeug vermeidet und die Kosten für das Ein- und Rückrüsten der Schutz­ vorrichtung erheblich minimiert, wobei insbesondere eine Verlegung von Flug­ zeugsystemteilen vermieden und der Montageaufwand reduziert werden soll.The invention is therefore based on the object of a temporary protective device tion of the type mentioned to create the reliable trunk damage avoids and the cost of installing and retrofitting the protection device significantly minimized, in particular a relocation of flight parts of the system are avoided and the assembly effort is to be reduced.

Diese Aufgabe wird bei einer gattungsgemäßen Vorrichtung mit den im Patent­ anspruch 1 genannten Maßnahmen gelöst. This object is achieved in a generic device with the in the patent Claim 1 measures resolved.  

Dabei ist insbesondere von Vorteil, daß im Inneren des Rumpfes keine Installa­ tion von Strukturverstärkungen notwendig ist und auch im Bereich des Rumpf­ hecks angeordnete Seriensysteme (beispielsweise Abwassertanks, bleed-air- Leitungen) nicht verlegt bzw. ausgebaut werden müssen, was den Montageauf­ wand erheblich senkt. Rumpfschäden bei einem "Tailstrike" können zuverlässig vermieden werden und nur eine vorgegebene Maximallast wird in den Flug­ zeugrumpf geleitet. Die Krafteinleitung in den Flugzeugrumpf ist vorteilhaft gelöst.It is particularly advantageous that there is no installa inside the fuselage tion of structural reinforcements is necessary and also in the area of the trunk Series systems arranged at the rear (e.g. waste water tanks, bleed-air Cables) do not have to be installed or removed, which wall significantly lowers. Hull damage during a "tail strike" can be reliable be avoided and only a predetermined maximum load is put into flight headed body. The introduction of force into the fuselage is advantageous solved.

Weiterbildungen und vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen 2 bis 13 angegeben.Further developments and advantageous refinements are in the subclaims 2 to 13 specified.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt, welches nachstehend anhand der Fig. 1 bis 10 näher beschrieben wird. In den Figu­ ren sind gleiche Bauteile mit gleichen Bezugszeichen versehen.In the drawing, an embodiment of the invention is shown, which is described below with reference to FIGS. 1 to 10. In the figures, the same components are provided with the same reference numerals.

Es zeigtIt shows

Fig. 1 eine Schutzvorrichtung für ein Rumpfheck eines Flugzeu­ ges in perspektivischer Darstellung, Fig. 1 is a protection device for a rear fuselage of an Airplanes ges in perspective view,

Fig. 2 eine Ansicht von vorn auf die Schutzvorrichtung mit einer Darstellung des Kraftflusses im Verstärkungsgerüst, Fig. 2 is a front view of the protection device with a representation of the power flow in the reinforcing framework,

Fig. 3 die Seitenansicht der Schutzvorrichtung mit einer Darstel­ lung des Kraftflusses im Verstärkungsgerüst, Fig. 3 is a side view of the protective device having a lung depicting the flow of force in the reinforcing framework,

Fig. 4 einen Längsträger in einer Explosionsdarstellung, Fig. 4 is a longitudinal carrier in an exploded view;

Fig. 5 den Längsträger in einer Seitenansicht in einer ersten Aus­ führungsform, Fig 5 guide form. The longitudinal member in a side view in a first stop,

Fig. 6 den Längsträger in einer Seitenansicht in einer zweiten Ausführungsform im Ausgangszustand, Fig. 6 the longitudinal support, in a side view in a second embodiment in the initial state

Fig. 7 den Längsträger in einer Seitenansicht in einer zweiten Ausführungsform im Endzustand, Fig. 7 shows the longitudinal beam, in a side view in a second embodiment in the final state

Fig. 8 eine Montageschiene für die Befestigung der Schutzvor­ richtung am Flugzeugrumpf und Fig. 8 is a mounting rail for fastening the Schutzvor direction on the fuselage and

Fig. 9 und 10 eine Perspektivdarstellung der an einen Flugzeugrumpf montierten Schutzvorrichtung im Ausgangszustand und im Endzustand. FIGS. 9 and 10 a perspective view of the mounted on an aircraft fuselage protection device in the initial state and the final state.

In Fig. 1 ist eine Schutzvorrichtung 1 für ein Rumpfheck eines Flugzeuges gezeigt, die eine direkte Bodenberührung der hinteren unteren Rumpfsektion mit der Piste, einen sogenannten "Tailstrike", während des Start- bzw. Landevor­ ganges verhindern soll und somit einer möglichen Zerstörung des Rumpfheckes vorbeugt.In Fig. 1, a protective device 1 for a fuselage tail of an aircraft is shown, which should prevent direct contact with the ground of the rear lower fuselage section with the runway, a so-called "tail strike", during the take-off or landing process and thus possible destruction of the fuselage tail prevents.

Bei einem ungedämpften "Tailstrike" ist der Lastverlauf dadurch gekennzeich­ net, daß eine hohe Lastspitze im Moment des Pistenkontaktes auftritt und daran im Anschluß ein steiler Abfall der Last erfolgt. Eine maximal mögliche Belastung des Rumpfes kann dabei überschritten werden und strukturelle Be­ schädigungen hervorrufen. Mit der erfindungsgemäßen Schutzvorrichtung 1 ist dies zu verhindern. Es kann nur noch zu einer Bodenberührung kommen, die keine strukturelle Beschädigung des Rumpfheckes nach sich zieht. Dafür weist die Schutzvorrichtung 1 ein Verstärkungsgerüst 2 auf, welches aus mehreren halbkreisförmigen und an den Flugzeugrumpf angepaßten Querträgern 3, 4, 5, 6 und 7 besteht, die vorzugsweise mit einer Gummischutzauflage (beispielhaft ist Gummischutzauflage 8 gezeigt) versehen sind, um Beschädigungen an der Flugzeugoberfläche zu vermeiden. Die Gummischutzauflagen 8 auf der Innensei­ te der Querträger 3 bis 7 dienen ebenfalls einer gleichmäßigen Lastverteilung. Die Querträger 3 bis 7 bestehen vorzugsweise aus T-Profilen, wobei jeweils die Oberseite im Bereich der Spanten an der Rumpfstruktur anliegt. In der gezeigten Ausführungsform erstreckt sich somit das Verstärkungsgerüst 2 in Flugzeug­ längsrichtung über fünf Spanten. An Abstützelementen 9, 10, 11, 12 und 13 bzw. 9', 10', 11', 12' und 13' (mit vertikalen und horizontalen Streben) ist jeweils links und rechts des Rumpfheckes in Flugzeuglängsrichtung ein Längs­ träger 14 bzw. 15 angeordnet. Am Längsträger 14 bzw. 15 sind Mittel zur Energiedämpfung und/oder Energieabsorption sowie Mittel zur Lasteinleitung vorgesehen. Damit wurde der bislang eine Aufsetzpunkt in zwei seitlich vom Rumpf liegende Aufsetzpunkte, an denen Aufsetzeinrichtungen 20 und 21 vorgesehen sind, aufgeteilt, wodurch eine bessere Lastverteilung im betroffenen Rumpfbereich erreicht wird. Es ergibt sich weiter­ hin eine Verringerung des Abstandes zwischen Piste und Rumpf, womit eine qualitative Verbesserung der Durchführung des VMU-Versuches erreicht wird. Zur axialen Versteifung sind am Verstärkungsgerüst 2 vier Profilelemente 16, 17, 18 und 19 vorgesehen, wobei zwei Profilelemente 16 und 17 an einer Seite des Rumpfes und zwei Profilelemente 18 und 19 an der anderen Seite des Rumpfes angeordnet sind und mit einem Ende jeweils am vorderen bzw. hinte­ ren Querträger 3 bzw. 7 und mit dem anderen Ende schräg, um eine Spantlänge versetzt am Längsträger 14 bzw. 15 befestigt sind.In the case of an undamped "tail strike", the load profile is characterized in that a high load peak occurs at the moment of piste contact and then there is a steep drop in the load. The maximum possible stress on the fuselage can be exceeded and structural damage can be caused. This can be prevented with the protective device 1 according to the invention. It can only come into contact with the ground without causing structural damage to the fuselage tail. For this purpose, the protective device 1 has a reinforcement frame 2 , which consists of a plurality of semicircular cross members 3 , 4 , 5 , 6 and 7 which are adapted to the fuselage and which are preferably provided with a rubber protective pad (for example, rubber protective pad 8 is shown) to prevent damage to the Avoid aircraft surface. The rubber protective pads 8 on the inner side of the cross member 3 to 7 also serve to distribute the load evenly. The cross members 3 to 7 preferably consist of T-profiles, the upper side in each case abutting the hull structure in the area of the frames. In the embodiment shown, the reinforcement frame 2 thus extends in the aircraft in the longitudinal direction over five frames. On support elements 9 , 10 , 11 , 12 and 13 or 9 ', 10 ', 11 ', 12 ' and 13 '(with vertical and horizontal struts) is a longitudinal carrier 14 and 15 respectively left and right of the fuselage tail in the longitudinal direction of the aircraft arranged. Means for energy damping and / or energy absorption as well as means for load introduction are provided on the longitudinal beam 14 or 15 . The previously one touchdown point was thus divided into two touchdown points lying to the side of the fuselage, at which touchdown devices 20 and 21 are provided, as a result of which a better load distribution in the fuselage area concerned is achieved. There is a further reduction in the distance between runway and trunk, which improves the quality of the VMU test. For axial stiffening, two profile elements 16 , 17 , 18 and 19 are provided on the reinforcement frame 2 , two profile elements 16 and 17 being arranged on one side of the fuselage and two profile elements 18 and 19 on the other side of the fuselage and with one end in each case on the front or rear ren cross members 3 and 7 and with the other end obliquely, offset by a frame length on the side members 14 and 15 are attached.

In den Fig. 2 und 3 ist ersichtlich, wie über die Längsträger 14 und 15 und dem Verstärkungsgerüst 2 die Lasteinleitung in den Flugzeugrumpf 33 erfolgt. In FIGS. 2 and 3, like the longitudinal supports 14 and 15 and the reinforcing frame 2 is visible, carried the loads on the aircraft fuselage 33rd

Bei den bisher üblichen Schutzvorrichtungen erfolgte die Lasteinleitung am Auf­ setzpunkt des Rumpfheckes auf den Boden, wobei im Moment des Bodenkon­ taktes eine hohe Lastspitze auftritt, die Rumpfstrukturverstärkungen erforder­ ten. Eine bessere Lasteinleitung wird erzielt, wenn eine auf den Umfang ver­ teilte Lasteinleitung erfolgt. Die Kräfte werden über zwei Aufsetzpunkte 20 und 21 in die Längsträger 14 und 15 und von dort über das Verstärkungsge­ rüst 2 in den Flugzeugrumpf eingeleitet. Um Strukturverstärkungen im Inneren des Rumpfes entbehrlich zu machen, ist das Verstärkungsgerüst 2 zusammen mit der Stabkonstruktion von Abstützelementen 9 bis 13, 9' bis 13' (bestehend aus vertikalen und horizontalen Streben) und von Profilelementen 16 bis 19 als steife Konstruktion außerhalb des Rumpfes vorgesehen. Die Abstützelemente sind vorzugsweise als U-Profile ausgebildet, wobei die Hauptlast über diese U- Profile in die umlaufenden, T-profilförmigen Querträger 3 bis 7 eingeleitet wird, was eine gleichmäßige Verteilung der Lasten über einen größeren Rumpfbereich ermöglicht ("Hängematteneffekt").In the previously common protective devices, the load was introduced at the point of contact of the rear of the fuselage on the floor, with a high load peak occurring at the moment of contact with the floor, which required reinforcement of the fuselage structure. A better load introduction is achieved if the load is distributed over the circumference. The forces are introduced via two mounting points 20 and 21 into the side members 14 and 15 and from there via the reinforcement frame 2 into the fuselage. In order to make structural reinforcements in the interior of the fuselage unnecessary, the reinforcement frame 2 together with the rod construction of supporting elements 9 to 13 , 9 'to 13 ' (consisting of vertical and horizontal struts) and profile elements 16 to 19 is provided as a rigid construction outside the fuselage , The supporting elements are preferably designed as U-profiles, the main load being introduced via these U-profiles into the circumferential, T-profile-shaped cross members 3 to 7 , which enables the loads to be distributed evenly over a larger hull area ("hammock effect").

In der Fig. 4 ist der Längsträger 14 (bzw. identisch 15) als Einzelteil in einer Explosionsdarstellung gezeigt. Der Längsträger 14 bzw. 15 ist jeweils seitlich des Flugzeugrumpfes am Verstärkungsgerüst 2 angeordnet. Am entsprechen­ den Längsträger 14 (bzw. 15) ist die Aufsetzeinrichtung 20 (bzw. 21) vorgesehen, an dem vorzugsweise eine Schleifplatte 22 angeordnet ist. Der Längsträger 14 besteht aus einem nach unten offenen U-Profil, welches eine Schwinge 23 auf­ nehmen kann. Die Lasteinleitung in den durch eine hohe Biegesteifigkeit ge­ kennzeichneten Längsträger 14 erfolgt vorzugsweise im mittleren Bereich des Längsträgers 14 über die Schwinge 23 mit daran angeordneter Schleifplatte 22 und den Gummipuffern 26A bis 26D. Die Schwinge 23 ist an einem Ende das Längsträgers 14 über einen Bolzen 24 mit dem Längsträger 14 drehbar ver­ bunden. Ein Sicherungselement 25 begrenzt das mögliche Herausrutschen des Bolzens 24. An der Unterseite der Schwinge 23 ist die Schleifplatte 22 an­ geordnet, die die Reibungskräfte während des "Tailstrikes" aufnimmt und auswechselbar gestaltet ist. Zwischen der Oberseite der Schwinge 23 und der Innenseite des Längsträgers 14 sind Gummielemente 26A bis 26D angeordnet, die eine elastische Abfederung und Dämpfung beim Aufsetzen der Schutzvor­ richtung 1 ermöglichen.In FIG. 4, the longitudinal members 14 (or identical 15) shown as an individual part in an exploded view. The longitudinal beam 14 or 15 is arranged on the reinforcement frame 2 on the side of the fuselage. On the corresponding longitudinal member 14 (or 15), the attachment device 20 (or 21) is provided, on which a grinding plate 22 is preferably arranged. The longitudinal member 14 consists of a downwardly open U-profile, which a rocker 23 can take on. The loads on the ge by a high flexural rigidity marked longitudinal support 14 is preferably carried out in the central region of the longitudinal support 14 on the rocker 23 with arranged thereon, the abrasive plate 22 and the rubber buffers 26 A to 26 D. The swing arm 23 is at one end of the longitudinal member 14 through a Bolt 24 rotatably connected to the side member 14 . A securing element 25 limits the possible slipping out of the bolt 24 . On the underside of the rocker 23 , the grinding plate 22 is arranged, which absorbs the frictional forces during the "tail strike" and is designed to be exchangeable. Between the top of the rocker 23 and the inside of the side member 14 rubber elements 26 A to 26 D are arranged, which allow elastic cushioning and damping when putting on the Schutzvor direction 1 .

Die Schwinge weist weiterhin eine Aufnahme 27 für Energieabsorber auf. Solche Energieabsorber können durch plastische Deformation Energie aufneh­ men und damit bei hohen Belastungen durch einen "Tailstrike" Energie auf­ brauchen, die dann nicht mehr in den Flugzeugrumpf eingeleitet werden muß. Solche Energieabsorber sind sinnvoll, wenn beispielsweise beim TOP-Versuch über eine Maximallast (Grenzbelastung derzeit 300 kN) hinausgehende Spitzen­ lasten auftreten, die abgebaut werden müssen. Diese Energieabsorber sind auswechselbar gestaltet, einerseits um nach einer Energieaufnahme und einer plastischen Verformung ausgetauscht werden zu können und andererseits um bei Nichtanwendung, d. h. nur Nutzung der Gummielemente, einen Anschlag 28 für die Gummielemente in der Aufnahme 27 vorzusehen. Eine solche Anwen­ dung ist sinnvoll beim VMU-Versuch, bei dem aufgrund der geringeren Rotation des Flugzeuges nur geringere Lasten auftreten, die von insgesamt vier Gummi­ puffern je Seite aufgenommen werden können.The rocker also has a receptacle 27 for energy absorbers. Such energy absorbers can absorb energy through plastic deformation and thus need energy at high loads due to a "tail strike", which then no longer has to be introduced into the fuselage. Such energy absorbers are useful if, for example, the TOP test exceeds a maximum load (maximum load currently 300 kN) and there are peak loads that have to be reduced. These energy absorbers are designed to be exchangeable, on the one hand in order to be able to be replaced after energy absorption and plastic deformation, and on the other hand to provide a stop 28 for the rubber elements in the receptacle 27 when not in use, ie only using the rubber elements. Such an application is useful in the VMU test, in which due to the lower rotation of the aircraft only lower loads occur, which can be absorbed by a total of four rubber buffers per side.

In Fig. 5 ist der Längsträger 14 in einer ersten Ausführungsform für diese Anwendung gezeigt. Die Schwinge 23 wird im eingefahrenen Zustand mittels einer Rastvorrichtung 30 in einer vorbestimmten Lage zum Längsträger 14 gesi­ chert. So ist nur ein Einfedern in die Gummielemente 26A bis 26D möglich. Die Aufnahme 27 ist mit einem Einsatz 28 versehen, der für die inneren Gummipuf­ fer 26B und 26C als Anschlag dient.In Fig. 5 the longitudinal carrier is shown in a first embodiment for this application 14. The rocker 23 is secured in the retracted state by means of a locking device 30 in a predetermined position to the side member 14 . Thus, only compression in the rubber elements 26 A to 26 D is possible. The receptacle 27 is provided with an insert 28 which serves as a stop for the inner rubber buffer 26 B and 26 C.

In den Fig. 6 und 7 ist der Längsträger 14 in einer zweiten Ausführungsform ersichtlich. Fig. 6 zeigt den Längsträger 14 im Ausgangszustand vor einem "Tailstrike". In Fig. 7 ist der Längsträger 14 im Zustand nach einem "Tailstrike" mit Überschreiten der Maximallast ersichtlich. Diese Ausführungsform enthält zusätzlich zur ersten Ausführungsform mit elastischen Dämpfungselementen, vorzugsweise Gummipuffern 26A bis 26D, einen Energieabsorber 29. Der Ener­ gieabsorber 29 besteht vorzugsweise aus einem Crashmaterial, welches durch plastische Deformation Energie aufnehmen kann. Eine solche Ausführungsform ist einsetzbar für die TOP-Versuche, bei denen es zum Überschreiten der zuläs­ sigen Maximallast von 300 kN kommen kann. Als Crashmaterial ist Material in Wabenbaustruktur oder Metallschaum einsetzbar. Es gibt bekannte Verfahren zur Herstellung von Metallschaum, wobei zunächst pulverrisiertes Metall, vor­ zugsweise Aluminium, und Treibmittel gemischt und verdichtet wird und durch nachfolgendes Erhitzen auf Temperaturen oberhalb des Schmelzpunktes des Aluminiums das Halbzeug expandiert. Durch unterschiedliche Mischungen können somit Metallschäume mit unterschiedlichen Absorptionscharakteristiken erzeugt werden, beispielsweise läßt sich die Grenzspannung, d. h. die Span­ nung, ab der die plastische Verformung eintritt, einstellen. So kann das Ab­ sorptionsverhalten des Metallschaums genau dem geforderten Lastverlauf angepaßt werden. Durch eine leichte Bearbeitbarkeit des Metallschaums können benötigte Energieabsorber in variablen Formen hergestellt werden. Metall­ schaum ist als bevorzugtes Material in der gezeigten Ausführungsform ver­ wendet worden. Der aus Metallschaum bestehende Energieabsorber 29 ist in Form und Abmessungen der Aufnahme 27 angepaßt. Er wird in die Aufnah­ me 27 eingesetzt und ist auswechselbar, um nach einem Crash mit plastischer Deformation den Metallschaumkörper 29 austauschen oder bei einer Umrüstung auf die VMU-Versuche den Einsatz 28 in die Aufnahme 27 einbringen zu kön­ nen. Die Bauhöhe des Energieabsorbers 29 ist so gewählt, daß für die gefor­ derte zu absorbierende Energie ein ausreichender Deformationsweg vorhanden ist. An der Oberseite des Energieabsorbers 29 ist eine Anschlagfläche 29A vorgesehen. Solange eine Maximallast (gefordert sind 300 kN) nicht erreicht sind, werden nur die inneren Gummipuffer 26B und 26C durch den Kontakt mit der Anschlagfläche 29A elastisch deformiert. Die Anschlagfläche 29A könnte sich in einer weiteren Ausführungsform auch über alle Gummipuffer 26A bis 26D erstrecken. Erst bei Überschreiten der Maximallast wird der Metallschaum­ körper 29 plastisch deformiert. Dieser Endzustand ist in Fig. 7 ersichtlich. Sobald der Metallschaumkörper 29 vollständig deformiert ist, schlägt die Schwinge 23 an die Gummipuffer, in der bevorzugten Lösung an die beiden äußeren Gummipuffer 26A und 26D. In dieser Position wird über die Rastvor­ richtung 30 die Schwinge 23 arretiert, um ein Auspendeln der Schwinge 23 zu verhindern.In Figs. 6 and 7 of the longitudinal beams 14 in a second embodiment can be seen. Fig. 6 shows the longitudinal member 14 in the initial state before a "tailstrike". In Fig. 7, the longitudinal member 14 is visible in the state after a "tailstrike" having exceeded the maximum load. This embodiment contains, in addition to the first embodiment with elastic damping elements, preferably rubber buffers 26 A to 26 D, an energy absorber 29 . The energy absorber 29 preferably consists of a crash material which can absorb energy through plastic deformation. Such an embodiment can be used for the TOP tests, in which the permissible maximum load of 300 kN can be exceeded. Material in honeycomb structure or metal foam can be used as the crash material. There are known methods for producing metal foam, in which case first powdered metal, preferably aluminum, and blowing agent are mixed and compressed and the semi-finished product expands by subsequent heating to temperatures above the melting point of the aluminum. Different foams can thus be used to produce metal foams with different absorption characteristics, for example the limit voltage, ie the voltage from which the plastic deformation occurs, can be set. From the sorption behavior of the metal foam can be adapted exactly to the required load profile. Due to the fact that the metal foam is easy to work with, the required energy absorbers can be produced in variable shapes. Metal foam has been used as the preferred material in the embodiment shown. The energy absorber 29 made of metal foam is adapted in the shape and dimensions of the receptacle 27 . It is used in the receptacle me 27 and is interchangeable to replace the metal foam body 29 after a crash with plastic deformation or to insert the insert 28 into the receptacle 27 when upgrading to the VMU tests. The overall height of the energy absorber 29 is chosen so that there is a sufficient deformation path for the required energy to be absorbed. A stop surface 29 A is provided on the upper side of the energy absorber 29 . As long as a maximum load (300 kN is required) is not reached, only the inner rubber buffers 26 B and 26 C are elastically deformed by contact with the stop surface 29 A. In a further embodiment, the stop surface 29 A could also extend over all rubber buffers 26 A to 26 D. Only when the maximum load is exceeded is the metal foam body 29 plastically deformed. This final state can be seen in FIG. 7. As soon as the metal foam body 29 is completely deformed, the rocker 23 strikes the rubber buffer, in the preferred solution to the two outer rubber buffers 26 A and 26 D. In this position, the rocker 23 is locked via the locking device 30 in order to swing the rocker out 23 to prevent.

In Fig. 8 ist eine Montageschiene 31 ersichtlich, die zur Befestigung der Schutzvorrichtung 1 am Flugzeugrumpf vorgesehen ist. An jeder Seite des Flugzeugrumpfes ist zumindest eine solche Montageschiene 31 vorgesehen. Am Flugzeugrumpf erfolgt die Befestigung der Montageschiene 31 vorzugs­ weise an den Nietreihen, mit denen die Stringer an der Rumpfhaut befestigt sind. Nach Abschluß der Flugversuche können diese Montageschienen 31 demontiert werden und die entstandenen Nietbohrungen im Flugzeugrumpf können mit Seriennieten verschlossen werden.In FIG. 8, a mounting rail 31 is visible, which is provided for fastening the protector 1 on the aircraft fuselage. At least one such mounting rail 31 is provided on each side of the fuselage. On the fuselage, the mounting rail 31 is preferably attached to the rows of rivets with which the stringers are attached to the fuselage skin. After the end of the flight tests, these mounting rails 31 can be dismantled and the rivet holes that are created in the fuselage can be closed with serial rivets.

Die Montageschiene 31 weist in der gezeigten Ausführung einen L-förmigen Querschnitt auf und erstreckt sich in Flugzeuglängsrichtung über fünf Spante. Es sind Trägeraufnahmen 32A bis 32E vorgesehen, die jeweils ein Ende vom Querträger 3 bis 7 aufnehmen können. Im Bereich der Trägeraufnahmen 32A bis 32E ist die Montageschiene 31 durch Rippen verstärkt.In the embodiment shown, the mounting rail 31 has an L-shaped cross section and extends over five ribs in the longitudinal direction of the aircraft. Carrier receptacles 32 A to 32 E are provided, each of which can receive one end of the cross member 3 to 7 . In the area of the carrier receptacles 32 A to 32 E, the mounting rail 31 is reinforced by ribs.

In den Fig. 9 und 10 ist eine an den Flugzeugrumpf 33 montierte Schutzvor­ richtung 1 in Perspektivdarstellung gezeigt. Die Montage der Schutzvorrich­ tung 1 erfolgt mittels der am Flugzeugrumpf befestigten zwei Montageschienen (ersichtlich ist nur eine Montageschiene 31 auf der rechten Flugzeugrumpf­ seite). In die Trägeraufnahmen 32A bis 32E werden die Enden vom Querträger 3 bis 7 gesetzt und vorzugsweise angeschraubt. Zwischen Montageschiene 31 und Verstärkungsgerüst 2 ist notwendigerweise eine Pufferzone bzw. Lücke vorzusehen, um eine Lasteinleitung über die Schiene 31 zu vermeiden. Die Oberseiten der Querträger 3 bis 7, die vorzugsweise mit Schutzauflagen ver­ sehen sind, liegen vollständig am Rumpf an. Somit wird das Verstärkungsge­ rüst 2 unter den Flugzeugrumpf 33 gespannt und bei einem "Tailstrike" werden die Lasten über diese Auflageflächen in den Rumpf geleitet. Die bei einem Auf­ setzen entstehende Last wird über die beiden Längsträger 14 und 15 in das Verstärkungsgerüst 2 geleitet. Wenn eine festgelegte Maximallast überschritten wird, wird durch plastische Deformation der Energieabsorber 29 Energie abge­ baut, die dann nicht mehr in den Flugzeugrumpf 33 eingeleitet werden muß. In FIGS. 9 and 10 is mounted on the fuselage 33 protection from device 1 in perspective view shown. The protection device 1 is mounted by means of the two mounting rails attached to the fuselage (only one mounting rail 31 is visible on the right fuselage side). In the carrier receptacles 32 A to 32 E, the ends of the cross member 3 to 7 are placed and preferably screwed. A buffer zone or gap must necessarily be provided between the mounting rail 31 and the reinforcement frame 2 in order to avoid load introduction via the rail 31 . The tops of the cross members 3 to 7 , which are preferably seen with protective pads ver, lie completely against the fuselage. Thus, the reinforcement structure 2 is stretched under the fuselage 33 and in the case of a "tail strike" the loads are conducted into the fuselage via these contact surfaces. The resulting load is placed on the two side members 14 and 15 in the reinforcement frame 2 . If a specified maximum load is exceeded, 29 energy is built up by plastic deformation of the energy absorber, which then no longer has to be introduced into the fuselage 33 .

In Fig. 9 ist der Ausgangszustand ersichtlich, bei dem noch kein "Tailstrike" aufgetreten ist. Die Schwinge 23 ist entsprechend dem verwendeten Energie­ absorber 29 um die Achse 24 ausgeschwenkt. In Fig. 10 ist die Schutzvor­ richtung 1 nach einem "Tailstrike" mit hoher Last ersichtlich. Die Energieabsor­ ber 29 sind verbraucht und die Schwinge 23 ist in ihrer Endposition in die Rastvorrichtung 30 eingerastet. In Fig. 9, the initial state can be seen has occurred in the no "tailstrike". The rocker 23 is pivoted about the axis 24 in accordance with the energy absorber 29 used . In Fig. 10, the Schutzvor device 1 can be seen after a "tail strike" with a high load. The energy absorber 29 are used up and the rocker 23 is locked in its end position in the locking device 30 .

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11

Schutzvorrichtung
guard

22

Verstärkungsgerüst
reinforcing framework

3-73-7

Querträger
crossbeam

88th

Gummischutzauflage
Protective rubber pad

9-139-13

und and

99

'-'-

1313

' Abstützelemente
'' Support elements

1414

Längsträger (rechts)
Side member (right)

1515

Längsträger (links)
Side member (left)

1616

bis to

1919

Profilelemente
profile elements

2020

, .

2121

Aufsetzpunkte
placement points

2222

Schleifplatte
sanding plate

2323

Schwinge
wing

2424

Bolzen
bolt

2525

Sicherungselement
fuse element

2626

Gummipuffer
rubber buffers

2727

Aufnahme für Metallschaumkern
Holder for metal foam core

2828

Einsatz in Aufnahme Use in recording

2727

2929

Energieabsorber (Metallschaumkern)
Energy absorber (metal foam core)

2929

A Anschlagfläche
A stop surface

3030

Rastvorrichtung
locking device

3131

Montageschiene
mounting rail

3232

A-A-

3232

E Trägeraufnahme
E beam holder

3333

Flugzeugrumpf
fuselage

Claims (13)

1. Schutzvorrichtung für ein Rumpfheck eines Flugzeuges gegen einen direkten Kontakt der hinteren unteren Rumpfsektionen mit der Piste während eines Start- und Landevorganges, wobei die Vorrichtung (1) ein Verstärkungsgerüst (2) aufweist und am Verstärkungsgerüst (2) Mittel zur Energiedämpfung und/oder Energieabsorption (26A bis 26D, 29) sowie Mittel zur Lasteinleitung (14, 15, 2) vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, dass das Verstärkungsgerüst (2) mindestens zwei, an den Flugzeugrumpfquerschnitt angepasste Querträger (3, 4, 5, 6, 7) und mindestens je einen zu Flugzeuglängsachse seitlich beabstandeten Längsträger (14, 15) aufweist, wobei die Querträger (3, 4, 5, 6, 7) mit den Längsträgern (14, 15) verbunden sind und eine Lasteinleitung über den jeweiligen Längsträger (14, 15) und das Verstärkungsgerüst (2) in den Flugzeugrumpf (33) erfolgt und zumindest je Längsträger eine Aufsetzeinrichtung (20, 21) vorgesehen ist. 1. Protection device for a fuselage tail of an aircraft against direct contact of the rear lower fuselage sections with the runway during a take-off and landing process, the device ( 1 ) having a reinforcement frame ( 2 ) and on the reinforcement frame ( 2 ) means for energy damping and / or Energy absorption ( 26 A to 26 D, 29 ) and means for load introduction ( 14 , 15 , 2 ) are provided, characterized in that the reinforcement frame ( 2 ) has at least two cross members ( 3 , 4 , 5 , 6 , adapted to the aircraft fuselage cross section ) . 7 ) and at least one longitudinal member ( 14 , 15 ) laterally spaced from the longitudinal axis of the aircraft, the transverse members ( 3 , 4 , 5 , 6 , 7 ) being connected to the longitudinal members ( 14 , 15 ) and a load being introduced via the respective longitudinal member ( 14 , 15 ) and the reinforcement frame ( 2 ) in the fuselage ( 33 ) and at least one attachment device ( 20 , 21 ) is provided for each side member , 2. Schutzvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Querträger (3, 4, 5, 6, 7) über horizontale und vertikale Ab­ stützelemente (9, 10, 11, 12, 13) mit jeweils einem Längsträger (14, 15) verbunden sind. 2. Protection device according to claim 1, characterized in that the cross member ( 3 , 4 , 5 , 6 , 7 ) via horizontal and vertical support elements ( 9 , 10 , 11 , 12 , 13 ) each having a longitudinal member ( 14 , 15 ) are connected. 3. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Verstärkungsgerüst (2) Profilelemente (16, 17, 18, 19) zur axialen Sicherung der Schutzvorrichtung aufweist. 3. Protection device according to one of claims 1 or 2, characterized in that the reinforcement frame ( 2 ) has profile elements ( 16 , 17 , 18 , 19 ) for axially securing the protection device. 4. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die zum Flugzeugrumpf hinweisenden Flächen der Querträger (3, 4, 5, 6, 7) mit Gummischutzauflagen (8) versehen sind.4. Protection device according to one of claims 1 to 3, characterized in that the surfaces of the crossmember pointing to the fuselage ( 3 , 4 , 5 , 6 , 7 ) are provided with rubber protective pads ( 8 ). 5. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Aufsetzpunkte (20, 21) an zwei in Richtung der Flugzeuglängsachse verlaufenden und zur Mittelachse beabstandeten Längsträgern (14, 15) angeordnet sind.5. Protection device according to one of claims 1 to 4, characterized in that the mounting points ( 20 , 21 ) on two in the direction of the aircraft longitudinal axis and spaced from the central axis spaced longitudinal members ( 14 , 15 ) are arranged. 6. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Längsträger (14, 15) im wesentlichen ein nach unten offenes, u- förmiges Profil aufweist, welches eine drehbar gelagerte Schwinge (23) umfaßt, an deren Unterseite eine Schleifplatte (22) abgeordnet ist und zwischen Schwinge (23) und Längsträger (14; 15) die Mittel zur Energie­ dämpfung und Energieabsorption (26A bis 26D, 29) angeordnet sind.6. Protection device according to one of claims 1 to 5, characterized in that the longitudinal member ( 14 , 15 ) has a downwardly open, U-shaped profile which comprises a rotatably mounted rocker ( 23 ), on the underside of which a grinding plate ( 22 ) is arranged and between the rocker ( 23 ) and side member ( 14 ; 15 ) the means for energy damping and energy absorption ( 26 A to 26 D, 29 ) are arranged. 7. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß als Mittel zur Energiedämpfung Gummipuffer (26A, 26B, 26C, 26D) vorgesehen sind.7. Protection device according to one of claims 1 to 6, characterized in that rubber buffers ( 26 A, 26 B, 26 C, 26 D) are provided as means for energy damping. 8. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Gummipuffer (26A, 26B, 26C, 26D) innerhalb des nach unten offe­ nen U-Profils angeordnet sind und an der Oberseite der Schwinge (23) Anschlagflächen vorgesehen sind. 8. Protection device according to one of claims 1 to 7, characterized in that the rubber buffers ( 26 A, 26 B, 26 C, 26 D) are arranged within the downwardly open U-profile and on the top of the rocker ( 23 ) Stop surfaces are provided. 9. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß als Mittel zur Energieabsorption ein Metallschaumkern (29) vorgesehen ist.9. Protection device according to one of claims 1 to 8, characterized in that a metal foam core ( 29 ) is provided as a means for energy absorption. 10. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Metallschaumkern (29) in einer in der Schwinge (23) vorgesehenen Aufnahme (27) anordenbar ist.10. Protection device according to one of claims 1 to 9, characterized in that the metal foam core ( 29 ) in a in the rocker ( 23 ) provided receptacle ( 27 ) can be arranged. 11. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein Einsatzelement (28) in der in der Schwinge (23) vorgesehenen Auf­ nahme (27) anordenbar ist.11. Protection device according to one of claims 1 to 9, characterized in that an insert element ( 28 ) in the provided in the rocker ( 23 ) on receiving ( 27 ) can be arranged. 12. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß eine Rastvorrichtung (30) am Längsträger (14; 15) zum Halten der Schwinge (23) in einer vorbestimmten Position vorgesehen ist.12. Protection device according to one of claims 1 to 11, characterized in that a latching device ( 30 ) is provided on the side member ( 14 ; 15 ) for holding the rocker ( 23 ) in a predetermined position. 13. Schutzvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß Montageschienen (31) am Flugzeugrumpf (33) zur Befestigung des Verstärkungsgerüst (2) vorgesehen sind.13. Protection device according to one of claims 1 to 12, characterized in that mounting rails ( 31 ) on the fuselage ( 33 ) are provided for fastening the reinforcement frame ( 2 ).