WO2018177449A1 - 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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WO2018177449A1
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cabin
aircraft
lining element
cabin lining
fuselage structure
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Stephan Risse
Rainer Müller
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Airbus Operations Gmbh
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    • H05B2203/00—Aspects relating to Ohmic resistive heating covered by group H05B3/00
    • H05B2203/016—Heaters using particular connecting means

Definitions

  • the invention relates to a cabin lining element for an aircraft cabin arranged in the interior of an aircraft fuselage structure and to a frame for an aircraft fuselage structure.
  • the invention relates both to the thermal budget of an aircraft fuselage and to aspects of the use of space within the aircraft fuselage.
  • the interior of the aircraft cabin is isolated from the fuselage structure located farther outboard.
  • the thermal requirements for such insulation are high, since in particular the temperature of the aircraft environment during a normal flight mission can be subject to fluctuations between comparatively extreme temperatures, whereas inside the aircraft cabin
  • the primary insulation is in
  • CONFIRMATION COPY usually disposed on the aircraft fuselage structure and fastened, whereas the secondary insulation is provided on the side cabin panel elements.
  • the primary insulation typically completely covers the hull frame, that is, also the former heads facing the cabin.
  • the 5 outer boundary of the aircraft cabin is, for example, in her
  • Cabin trim element is indirectly attached to the aircraft fuselage structure.
  • the primary insulation and the secondary insulation are typically formed of insulating mats filled with glass wool in their interior.
  • the object of the invention is achieved by a
  • Cabin side where the cabin lining element on its fuselage structure side at least partially has an electrically contactable Schut Wein.
  • the object of the invention is also achieved by a bulkhead for an aircraft fuselage structure, with at least one outer skin-side foot portion, and a cabin-side head portion, wherein the frame on a
  • Cabin facing side of the head portion at least partially has an electrically contactable Thompsonlack Mrs.
  • the basic idea of the invention is to use an electrical heating lacquer instead of an insulation surrounding the bulkhead.
  • the inventors have realized that by using electrical energy to heat the heating varnish layers, compensation for heat loss due to the lack of insulation at the head portion of the span can be made. Due to the fact that with the frame according to the invention or with the inventive
  • Cabin lining element on the former heads insulation no longer needs to be provided (especially no insulating mats, which apply towards the center of the cabin), it is possible to install cabin lining elements closer to the fuselage structure and thus the usable
  • the heating lacquer layer comes to rest on a head section of a conventional or inventive frame of the fuselage structure, without insulation being provided thereon.
  • cabin lining element according to the invention or the former according to the invention can be dispensed with a bulkhead insulation.
  • Cabin lining element according to the invention or the bulkhead according to the invention compensate for the lack of a bulkhead insulation by the electrically heatable heating lacquer layer which is provided on the cabin lining element and / or on the bulkhead. Due to the fact that the Edellack Mrs is arranged at the head portion of the bulkhead and no insulation in the region of the bulkhead is provided, both the thermal insulation in the bulkhead area can be maintained, and the cabin lining element can be positioned closer to the bulkhead in the installed state.
  • the hull structure side of the cabin lining element is understood to mean that side of the cabin lining element which, in the normal installation position of the cabin lining element, is the closest one
  • Cabin lining element will be that side of the
  • the aircraft fuselage structure typically includes frames having an outer skin-side foot portion and a cabin-side head portion, and longitudinal stiffeners.
  • a heating lacquer is understood as meaning an electrically conductive lacquer which generates heat and thus, inter alia, heat radiation when current and / or voltage are present in the lacquer.
  • the heating lacquer may contain electrically conductive polymers, in particular carbon-based polymers.
  • the electrical conductivity is usually improved by the addition of carbon particles.
  • the specific weight of the heating lacquer forming the heating lacquer layer is preferably less than 200 g / m 2 .
  • a system is preferred, comprising an inventive
  • an embodiment of the system in which no cabin-lining-element-side or bulkhead-side insulation is arranged in the region of the heating-lacquer layer is preferred.
  • no insulating mats are provided in this area. Due to the absence of the cabin panel-side and / or bulkhead-side insulation, it is possible to move the installation position of the cabin panel element closer to the outer aircraft fuselage structure. As a result, the usable cabin space, in particular the usable cabin diameter, and thus the passenger comfort is increased.
  • the heating lacquer layer has a strip-shaped extension whose strip width substantially corresponds to a bulkhead width. Due to the strip-shaped extent of the Edellack Anlagen, this is the usual geometric shape of the bulkhead (or the cabin-side surface shape of the bulkhead) adapted and thus can develop its lack of insulation compensating effect efficiently.
  • the thickness of the Edellack Mrs is between 0.1 mm and 0.5 mm, in particular, the thickness of the Edellack Mrs is 0.3 mm. At appropriate thicknesses of
  • An embodiment of the system is furthermore preferred in which an electrically insulating protective layer is provided between the heating lacquer layer and the cabin lining element and / or between the heating lacquer layer and the bulkhead is provided.
  • the electrically insulating protective layer decouples the
  • An embodiment of the system is also preferred, which further comprises: two current conductors, with which the respective electrical poles of the
  • the power source may be, for example, an on-board DC source.
  • a corresponding switching device may be provided.
  • Cabin lining elements are provided, is the power source
  • the power source can alternatively be arranged at other locations of the aircraft or the fuselage.
  • a power density of about 200 W / m 2 is to be striven for in order to ensure the electrical heating of the Schulack Anlagenen sufficiently.
  • the conductors can, for example, individually or collectively either in or on the
  • current conductors can also be designed as busbars.
  • the system comprises a plurality of cabin lining elements, wherein at least one of the two current conductors is formed by busbars integrated in sections in adjacent cabin lining elements.
  • the installation cost can be reduced advantageously.
  • the busbars may be laminated, for example, in the cabin lining elements. Alternatively or additionally, the integration of the busbars in the respective
  • Cabin lining elements may also be provided in each cabin lining element, preferably in a ground-level area of the cabin lining element, receptacles or grooves in the cabin lining elements. It is understood that not only one of the two current conductors must be integrated as busbars in the cabin lining elements, but that it is also possible and advantageous to form both or further current conductors by busbars integrated in sections in adjacent cabin lining elements. The same naturally applies with regard to the possible integration of receptacles or grooves in the cabin lining elements.
  • the busbars may for example be formed of copper and have a rectangular or square cross-section.
  • Connecting means may for example be designed as a quick-closing electrical plug-socket connection ("sliding quick connector” or “click-and-fit") In this way, the production of the electrical connection between the adjacent cabin lining elements can be particularly quick and easy as well safely done.
  • Cabin lining element, and / or a frame according to the invention, and / or a system according to the invention makes use of the advantages of the cabin lining elements or frames by providing a passenger cabin which is larger in its cross-section and thus more comfortable. Structural modifications of existing aircraft fuselage structure are advantageously not required.
  • FIG. 1 shows a cross section through an aircraft fuselage outer wall according to the prior art, comprising an aircraft fuselage structure and a cabin lining element,
  • FIG. 2 shows a longitudinal section through an aircraft fuselage outer wall according to the prior art, comprising a completely insulated bulkhead for an aircraft fuselage structure
  • Figure 3 is a side view of an inventive Cabin lining element
  • FIG. 4 shows a longitudinal section through an aircraft fuselage outer wall with a frame according to the invention
  • FIG. 5 shows a side view of connecting means according to the invention of adjacent cabin lining elements
  • Figure 6 views in the aircraft longitudinal direction on the connecting means of
  • Figure 7 is a side view of an aircraft according to the invention.
  • Fig. 1 shows a conventional fuselage wall 10 in cross section.
  • the aircraft fuselage wall 10 comprises, on the one hand, an aircraft fuselage structure 12 with an outer skin 14 and a primary insulation 16 fastened to the aircraft fuselage structure 12.
  • the aircraft fuselage wall 10 comprises a cabin lining element 18 arranged on the cabin side
  • the primary insulation 16 typically completely covers the outer skin-side fuselage structure 12.
  • the primary insulation 16 and the secondary insulation 20 are typically formed of insulating mats filled with glass wool in their interior.
  • the aircraft cabin is delimited by a plurality of adjacent cabin lining elements 18, which are arranged side by side in the longitudinal direction of the aircraft and each one
  • Cabin lining element 18 is indirectly attached to the aircraft fuselage structure 12.
  • a longitudinal section through a conventional aircraft fuselage structure 12 is shown.
  • the outer skin 14 is attached to a bulkhead 22, which has an outer skin-side foot portion 24 and a cabin-side head portion 26 having.
  • the fuselage structure 12, that is the outer skin 14 and the bulkhead 22, are completely covered by the insulation 16.
  • the insulation 16 which comprises insulating glass wool, attached by clips 28 on both sides of the bulkhead 22.
  • the insulation 16 is also arranged in the region of the head section 26, in particular around it, so that it is applied in the direction of the cabin approximately by the insulation thickness D.
  • FIG. 3 shows a cabin lining element 18 'according to the invention.
  • This cabin lining element 18 ' is adapted to a
  • Aircraft fuselage structure (for example, that described in FIG. 1
  • Aircraft fuselage structure 12 to be mounted on the cab side. It has a fuselage structure side 30 and a cabin side 32, wherein on its
  • Hull structure side 30 at least partially an electrically contactable Banklack Mrs 34 is provided.
  • the heating lacquer layer 34 is a thin layer of a heating lacquer which generates heat when current and / or voltage are applied.
  • heating coatings in particular electrically conductive carbon-based polymers are preferred.
  • the heating lacquer layer 34 is arranged in those regions of the fuselage structure side 32 on the cabin lining element 18 ', which in the installed state of the cabin lining element 18' lie directly opposite the respective frames 22, in particular the respective head sections 26.
  • this is a heating lacquer layer 34 'arranged in a central region on the cabin lining element 18', and two in the regions of the front and rear edges 36 of FIG
  • the heating lacquer layers 34 ', 34 "have a strip-shaped extension whose strip width B substantially corresponds to a bulkhead width S (see FIG. In FIG. 3, the strip width of the heating lacquer layer applied to the front and rear edges 36 is approximately half the bulkhead width S / 2, so that together with the respectively adjacent cabin lining element 18 '. again about the full bulkhead width S is reached.
  • the cabin-lining element 18 'according to the invention can advantageously dispense with a spud-head insulation, as by using electrical energy to supply the heating-varnish layers 34', 34 " Heat recovery can be compensated for by the lack of insulation at the head portion 26.
  • a system 38 is provided, by means of which insulation no longer has to be provided on the ribs 22, which in the direction of the center of the cabin is typically applied by the insulation thickness D (see FIG.
  • Cabin trim elements 18 ' closer to the fuselage structure 12 to install and thus increase the usable cabin interior diameter. In other words, by the cabin lining element 18 ', the distance between the fuselage structure 12 and the cabin lining element 18' can be reduced.
  • the system 38 irrespective of whether it comprises the cabin lining element 8 'and / or the bulkhead 22 according to FIG. 4, can furthermore have two current conductors 40, with which the respective electrical poles 42', 42 "of the electrical pole 42 '
  • system 38 also includes a current source 44, with which the current conductors 40 are electrically connected are connectable.
  • the system 38 has a plurality
  • the two current conductors 40 are by sections in adjacent
  • the bulkhead 22 ' has at least one outer skin side
  • the thickness of the Edellacktik 46 is also preferably between 0, 1 mm and 0.5 mm.
  • the Edellacktik 46 is disposed on the cabin side facing the bulkhead 22 ', whereby the Schulack scaffold 46 in the assembled state of
  • the heating lacquer layer 46 has a strip-shaped extension whose strip width C essentially corresponds to the former head width S (see FIG.
  • an electrically insulating protective layer may be provided between the heating lacquer layer 46 and the bulkhead 22 '(not shown).
  • FIGS. 5 and 6 show sections of a lateral as well as
  • the corresponding male and female connecting means 50, 52 may for example be designed as quick-closing electrical plug-socket elements.
  • each of the male and female connecting means 50, 52 spring elements may be provided which provide a safe and durable
  • FIG. 7 shows an aircraft 54 in its interior

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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

Kabinenverkleidungselement für eine Flugzeugkabine und Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur
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
BESTÄTIGUNGSKOPIE 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 5 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 i o 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 15 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 20 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 25 diese Bestreben ermöglicht.
Beschreibung der Erfindung
30 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 Rumpf Strukturseite 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.
Beschreibung der Zeichnungen
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
Figur 1 einen Querschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand gemäß dem Stand der Technik, umfassend eine Flugzeugrumpfstruktur und ein Kabinenverkleidungselement,
Figur 2 einen Längsschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand gemäß dem Stand der Technik, umfassend einen vollständig isolierten Spant für eine Flugzeugrumpfstruktur,
Figur 3 eine seitliche Ansicht eines erfindungsgemäßen Kabinenverkleidungselements
Figur 4 einen Längsschnitt durch eine Flugzeugrumpfaußenwand mit einem erfindungsgemäßen Spant,
Figur 5 eine seitliche Ansicht erfindungsgemäßer Verbindungsmittel von benachbarten Kabinenverkleidungselementen,
Figur 6 Ansichten in Flugzeuglängsrichtung auf die Verbindungsmittel der
Kabinenverkleidungselemente aus Fig. 5, und
Figur 7 eine Seitenansicht eines erfindungsgemäßen Flugzeuges.
Fig. 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 Fig. 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 Fig. 3 zeigt ein erfindungsgemäßes Kabinenverkleidungselement 18'. Dieses Kabinenverkleidungselement 18' ist dazu geeignet, an einer
Flugzeugrumpfstruktur (beispielsweise der in Fig. 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 Figur 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. Fig. 4) im Wesentlichen entspricht. In der Fig. 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. Fig. 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. Fig. 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 8' und/oder den Spant 22 gemäß Fig. 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 Fig. 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. Fig. 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 Rumpf Strukturseite 30 des Kabinenverkletdungselement.es 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. Fig. 2). Somit ist es möglich, die Kabinenverkleidungselemente 18, 18' näher an der Flugzeugrumpfstruktur 12 zu installieren und somit den nutzbaren
Kabineninnendurchmesser zu vergrößern.
Die Fig. 5 und Fig. 6 zeigen ausschnittsweise eine seitliche sowie
flugzeuglängsgerichtete Ansicht zweier benachbarter
Kabinenverkleidungselemente 18' gemäß Fig. 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 Fig. 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 Rum pf stru kt u rseite
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 Streifen breite
C Streifen breite
S Spantkopfbreite

Claims

Patentansprüche
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 Spantkopf breite (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.
1 1. 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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