DE3906170A1 - Druckspant - Google Patents
DruckspantInfo
- Publication number
- DE3906170A1 DE3906170A1 DE19893906170 DE3906170A DE3906170A1 DE 3906170 A1 DE3906170 A1 DE 3906170A1 DE 19893906170 DE19893906170 DE 19893906170 DE 3906170 A DE3906170 A DE 3906170A DE 3906170 A1 DE3906170 A1 DE 3906170A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- pressure frame
- edge
- fiber
- pressure
- stiffeners
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/10—Bulkheads
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft einen Druckspant aus Faserverbund
werkstoffen für ein Flugzeug mit Druckrumpf.
Gegenwärtig werden die Druckspante, die den Abschluß einer
bedruckten Flugzeugzelle bilden, aus Metall (meistens Alu-
Legierung und Titan) in differenzierter Bauweise herge
stellt. Aus Sicherheitsgründen werden Rißstopper eingebaut,
da die verwendeten Metalle eine relativ ungünstige Rißfort
schrittsgeschwindigkeit aufweisen. So besteht beispielsweise
der zukünftige Druckspant des Airbus A330/A340 aus ca. 50
Einzelteilen.
Das Flugzeug Beechcraft Starship der amerikanischen Beech
Aircraft Corporation hat einen Druckrumpf aus Faserverbund
werkstoff. Der hintere Druckspant besteht aus einer ebenen
Sandwichplatte (Wabenkern mit zwei Deckplatten) aus Kunst
stoff. Zur Stabilisierung sind aufgebrachte Aussteifungen
(Rippen) notwendig.
Aufgabe der Erfindung ist es, einen Druckrumpf vorzuschla
gen, der leicht ist, billig herzustellen und einfach einzu
bauen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst von einem Druck
spant mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Ausführungen der
Erfindung sind Gegenstände von Unteransprüchen.
Erfindungsgemäß wird ein, insbesondere monolithischer, Druck
spant in Kalottenform verwendet, die eine hohe Stabilität
bei geringem Materialverbrauch und damit geringem Gewicht
ergibt. Durch den flachen Übergang zum Rumpf werden die für
Fasermaterialien ungünstigen rechten Winkel vermieden. An
den besonders beanspruchten Randbereichen werden erfindungs
gemäß weitere Lagen von Faserverbundwerkstoff integriert,
die aus einer besonders steifen Faserart (z.B. Kohlefaser)
bestehen.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird der Druckspant
in Hybridbauweise hergestellt, das heißt in der Mitte
werden andere Materialien (elastischere) als am Rand ver
wendet. Diese elastischen Materialien (Kevlar) können bei
Verletzungen (Beschuß, Kerben) einen Rißfortschritt ver
hindern. Um Verbindungselemente einzusparen, kann der ge
samte Druckspant "insitu" (das heißt in einem Arbeitsgang)
im Autoklaven ausgehärtet werden.
Das günstige Rißfortschrittverhalten von FVW, die Vielfalt
der Variationsmöglichkeiten hinsichtlich Faserauswahl und
der örtlichen Verstärkungsmatrix, verbunden mit der Möglich
keit der Insitu-Aushärtung, stellen technische Merkmale dar,
die gegenüber einer Metallbauweise erhebliche Vorteile auf
zeigen.
Dies sind unter anderem
- - Reduzierung der Herstellkosten um ca. 60
- - Reduzierung des Gewichts ca. 40
- - Höhere Lebensdauer
- - Bessere Damage Tolerance-Bedingungen
- - Keine Abdicht- und Dichtigkeitsprobleme
- - Geringerer Fertigungsmittel-Aufwand
- - Geringere Prüfkosten
- - Kürzere Durchlaufzeiten
- - Geringerer Investitionsaufwand.
Der erfindungsgemäße Druckspant hat die Form einer Kalotte,
die an ihren Rändern eine stärkere Krümmung als im Mittel
teil aufweist, so daß der Rand parallel zum Flugzeugrumpf
verläuft, wodurch sich eine einfache, dem organischen
Material angepaßte Befestigungsmöglichkeit (Einkleben,
Einnieten) ergibt. Der Rand kann also - entsprechend dem
Querschnitt des Flugzeugrumpfs - Zylinderform oder Kegel
form aufweisen. Die Kegelform eignet sich besonders für den
hinteren Druckspant, weil in diesem Bereich in der Regel
der Flugzeugrumpf konisch zusammengeführt wird.
Die Verstärkungen am Rand werden bevorzugt durch Einlagerung
weiterer Faserschichten hergestellt. Dabei werden Fasern
verwendet, die die Steifigkeit erhöhen (z.B. Kohlefasern).
Zum Beispiel kann der Rand mehr als doppelt so stark ausge
bildet sein wie die Mitte der Kalotte.
Verstärkungen (Aufdickungen) können auch zusätzlich an ande
ren Stellen vorgesehen sein, wodurch der Druckspant den je
weiligen Anforderungen angepaßt werden kann.
Die Fasern können praktisch in allen bekannten Gelegearten
verwendet werden: Gewebe, Gewirk oder unidirektionale Ge
lege. Durch Verdrehen der einzelnen Fasergelege gegenein
ander ergibt sich so ein homogener Aufbau. Als Fasermateria
lien und als Harzmaterialien können alle für den Flugzeugbau
bekannten Stoffe eingesetzt werden. Als besonders geeignet
hat sich erwiesen: Kevlar für den Mittelbereich - und den
Rand - wegen seiner Zähigkeit und der guten Elastizität, was
ein besseres Rißfortschrittverhalten zeigt und Einlagern von
Kohlefasern am Rand, die dort die Steifigkeit erhöhen.
Die Erfindung wird anhand einer Figur näher erläutert.
Diese Figur zeigt schematisch den Schnitt durch einen Heck
abschnitt eines Flugzeugs 1, bei dem der Rumpf konisch zu
sammenläuft. Der erfindungsgemäße Druckspant 2 hat im
wesentlichen eine Kalottenform. Die der Druckkabine zuge
wandte Seite (links) ist konkav. An den Rändern 2 a weicht
die Form in dieser Ausführung von der Kalotte ab und ist
dem Rumpfquerschnitt angepaßt, sie verläuft parallel dazu,
wodurch eine leichte Befestigung durch Nieten, Verschweißen
oder Verkleben am Rumpf erfolgen kann.
Der Druckspant 2 ist an den Randbereichen 2 a durch Einlagern
weiterer Faserschichten verstärkt. In einer konkrekten Aus
führung hat der Druckspant 2 einen Durchmesser von 1950 mm,
einen Krümmungsradius in der Mitte von ≈ 3000 mm und einge
lagerte Verstärkungen auf den äußeren ≈ 250 mm. In der Mitte
ist der Druckspant 2 aus 10 Lagen Kevlar aufgebaut, am Rand
sind zusätzlich 14 Lagen CFK eingearbeitet.
Bevorzugt wird der Druckspant in seiner Mitte aus 5 bis 15
Schichten hergestellt. Als Randverstärkungen werden bevor
zugt 10 bis 20 Lagen hinzugefügt.
Möglich, aber nicht gezeigt, sind Ausführungen des Druck
spants mit Aussteifungen, die je nach Anforderung aufge
bracht werden können. Diese können zum einen durch Integra
tion weiterer Faser/Harz-Schichten erfolgen (Aufdickungen)
oder zum anderen durch Aufbringen von Stringern, Spanten
oder Profilen beliebiger Art.
Das Aufbringen kann in einem Arbeitsgang - Insitu - erfolgen
oder nachträglich durch herkömmliche Verbindungsmittel, z.B.
durch Kleben oder Nieten. Bei dem kalottenförmigen Druck
spant können z.B. Aussteifungsprofile in radialer Richtung
auf die konvexe Seite des Körpers aufgebracht werden. Eine,
nicht gezeigte, Ausführung enthält z.B. 8 Versteifungen, die
radial angeordnet sind, den Mittelbereich freilassen und zum
Rand des Bauteils führen.
Claims (6)
1. Druckspant (2) aus Faserverbundwerkstoff für ein Flug
zeug (1) mit Druckrumpf, gekennzeichnet
durch
- - eine Kalottenform, die am Rand fließend in eine dem Flugzeugquerschnitt entsprechende Form übergeht,
- - eine Verstärkung im Randbereich durch Einlagerung weiterer Faserschichten,
- - Verwendung von steifen Fasermaterialien (CFK) zu mindest in den Randverstärkungsschichten.
2. Druckspant (2) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß er am Rand (2 a) Zylinder- oder Kegelform aufweist.
3. Druckspant (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß er auch im Bereich außerhalb
des Randes mit Verstärkungen oder Aufdickungen versehen
ist.
4. Druckspant (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, daß er aus gleichartigen oder
unterschiedlichen Fasergeweben oder aus unidirektionalem
Material hergestellt ist.
5. Druckspant (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
gekennzeichnet durch die Verwendung einer relativ ela
stischen Faser (Kevlar) in der Mitte und die Verwendung
von Kohlefasern für die Randverstärkungsschichten.
6. Druckspant (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
gekennzeichnet durch zusätzliche Aussteifungen mit Pro
filen aller Art, wobei der gesamte Druckspant mit den
Aussteifungen in einem ausgehärtet wird (Insitu), oder
die Versteifungen nachträglich und mit herkömmlichen
Verbindungsverfahren befestigt wurden (monolithischer
Aufbau).
Priority Applications (8)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893906170 DE3906170A1 (de) | 1989-02-28 | 1989-02-28 | Druckspant |
DE3923871A DE3923871A1 (de) | 1989-02-28 | 1989-07-19 | Druckspant |
DE58908189T DE58908189D1 (de) | 1989-02-28 | 1989-09-30 | Druckspant. |
ES89118176T ES2061866T3 (es) | 1989-02-28 | 1989-09-30 | Cuaderna de presion. |
EP89118176A EP0387400B1 (de) | 1989-02-28 | 1989-09-30 | Druckspant |
JP2020364A JPH02234897A (ja) | 1989-02-28 | 1990-01-30 | 圧力隔壁 |
BR909000851A BR9000851A (pt) | 1989-02-28 | 1990-02-22 | Caverna de pressao |
US07/485,949 US5062589A (en) | 1989-02-28 | 1990-02-27 | Fiber reinforced pressure bulkhead with integrated frame |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19893906170 DE3906170A1 (de) | 1989-02-28 | 1989-02-28 | Druckspant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3906170A1 true DE3906170A1 (de) | 1990-08-30 |
DE3906170C2 DE3906170C2 (de) | 1992-02-27 |
Family
ID=6375080
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19893906170 Granted DE3906170A1 (de) | 1989-02-28 | 1989-02-28 | Druckspant |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3906170A1 (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3923871A1 (de) * | 1989-02-28 | 1991-01-31 | Dornier Luftfahrt | Druckspant |
DE19652172A1 (de) * | 1996-12-14 | 1998-06-18 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Druckspant für einen Flugzeugrumpf |
DE102013224233A1 (de) | 2013-11-27 | 2015-05-28 | Airbus Operations Gmbh | Druckschott für ein Flugzeug und Vorrichtung sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugstrukturbauteils |
EP2886444A1 (de) * | 2013-12-20 | 2015-06-24 | Airbus SAS | Faltbare Druckwand für Luftfahrzeug, und mit einer solchen Druckwand ausgestattetes Luftfahrzeug |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3534719A1 (de) * | 1985-09-28 | 1987-04-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Druckwand fuer einen unter inneren ueberdruck setzbaren rumpf eines luftfahrzeuges |
-
1989
- 1989-02-28 DE DE19893906170 patent/DE3906170A1/de active Granted
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3534719A1 (de) * | 1985-09-28 | 1987-04-02 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Druckwand fuer einen unter inneren ueberdruck setzbaren rumpf eines luftfahrzeuges |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3923871A1 (de) * | 1989-02-28 | 1991-01-31 | Dornier Luftfahrt | Druckspant |
DE19652172A1 (de) * | 1996-12-14 | 1998-06-18 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Druckspant für einen Flugzeugrumpf |
DE19652172C2 (de) * | 1996-12-14 | 1998-09-17 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Druckspant für einen Flugzeugrumpf |
US5934616A (en) * | 1996-12-14 | 1999-08-10 | Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh | Aircraft pressure bulkhead |
DE102013224233A1 (de) | 2013-11-27 | 2015-05-28 | Airbus Operations Gmbh | Druckschott für ein Flugzeug und Vorrichtung sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugstrukturbauteils |
EP2886446A2 (de) | 2013-11-27 | 2015-06-24 | Airbus Operations GmbH | Druckschott für ein Flugzeug |
US9637215B2 (en) | 2013-11-27 | 2017-05-02 | Airbus Operations Gmbh | Pressure bulkhead for an aircraft and device as well as method for manufacturing an aircraft structural component |
EP2886444A1 (de) * | 2013-12-20 | 2015-06-24 | Airbus SAS | Faltbare Druckwand für Luftfahrzeug, und mit einer solchen Druckwand ausgestattetes Luftfahrzeug |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3906170C2 (de) | 1992-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3923871A1 (de) | Druckspant | |
DE102006044093B4 (de) | Scheibenersatz zum Ausfüllen eines Fensterrahmens | |
EP2331318B1 (de) | Faserverbundbauteil zur energieabsorption im crash-fall für ein luft- oder raumfahrzeug, rumpfstrukturabschnitt eines luft- oder raumfahrzeugs und luft- oder raumfahrzeug | |
DE102006051989B4 (de) | Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit | |
DE102007052140A1 (de) | Struktur, insbesondere Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs | |
EP2254788A2 (de) | Verfahren zur herstellung eines fvw-bauteils, fvw-bauteil sowie ein fvw-rumpfteil eines flugzeugs | |
DE102010014265B4 (de) | Türrahmenanordnung mit einer Tür für einen Rumpf insbesondere für Luft- oder Raumfahrzeuge | |
EP0847916A2 (de) | Druckspant für einen Flugzeugrumpf | |
DE102006026170B4 (de) | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung | |
DE60102315T2 (de) | Haut-/Druckwandstruktur | |
DE102009035265A1 (de) | Druckrumpf eines Luft- oder Raumfahrzeuges mit Druckkalotte | |
DE102005030939A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines im Wesentlichen schalenförmigen Bauteils | |
EP1666354B1 (de) | Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale | |
EP0732262B1 (de) | Flugzeugtragelement | |
EP2240363B1 (de) | Lasttragendes und schadenstolerantes laminatflugzeugfenster und verfahren zu seiner herstellung | |
DE10111896B4 (de) | Ring für die Verbindung zweier rotationssymmetrischer Strukturteile | |
WO2011066950A1 (de) | Flugzeugrumpfbauteil | |
DE3906170C2 (de) | ||
DE2424068C3 (de) | Verfahren zur Herstellung einer Verbundschicht | |
DE102006057255A1 (de) | Verfahren zur Reparatur der Außenbeplankung einer Flugzeugstruktur und Flugzeugstruktur mit reparierter Außenplankung | |
DE102004025378B4 (de) | Fensterrahmen für Flugzeuge | |
DE3115791A1 (de) | Verbindungskonstruktion fuer fachwerkelemente von flugzeug-zellen oder -fluegeln o.dgl. aus verbundmaterialien auf faserbasis und verfahren zu ihrer herstellung | |
DE3726909A1 (de) | Quertriebskoerper | |
DE102014221356B4 (de) | Baugruppe mit Einzelkomponenten aus einem faserverstärkten Verbundmaterial | |
DE102012110862B4 (de) | Flächenbauteil für ein Luftfahrzeug und Herstellungsverfahren hierfür |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OM8 | Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law | ||
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
AG | Has addition no. |
Ref country code: DE Ref document number: 3923871 Format of ref document f/p: P |
|
AG | Has addition no. |
Ref country code: DE Ref document number: 3923871 Format of ref document f/p: P |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
AG | Has addition no. |
Ref country code: DE Ref document number: 3923871 Format of ref document f/p: P |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |