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WO2003000546A2 - Strukturelement für ein luftfahrzeug - Google Patents

Strukturelement für ein luftfahrzeug Download PDF

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Publication number
WO2003000546A2
WO2003000546A2 PCT/EP2002/006859 EP0206859W WO03000546A2 WO 2003000546 A2 WO2003000546 A2 WO 2003000546A2 EP 0206859 W EP0206859 W EP 0206859W WO 03000546 A2 WO03000546 A2 WO 03000546A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
energy
structural element
intermediate layer
layer
absorbing intermediate
Prior art date
Application number
PCT/EP2002/006859
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2003000546A3 (de
Inventor
Josef Mendler
Original Assignee
Fairchild-Dornier Gmbh
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Fairchild-Dornier Gmbh filed Critical Fairchild-Dornier Gmbh
Priority to AU2002321095A priority Critical patent/AU2002321095A1/en
Publication of WO2003000546A2 publication Critical patent/WO2003000546A2/de
Publication of WO2003000546A3 publication Critical patent/WO2003000546A3/de

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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
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots

Definitions

  • the present invention relates to a structural element for areas of an aircraft which, when the aircraft is at a standstill and / or in flight, due to the impact of objects such as, for. B. birds, stones, etc. are threatened.
  • Aircraft structures or the structural elements that form the aircraft structures are within the scope of the application spectrum, i. H. Standstill, drive or flight, an aircraft in various scenarios burdened by the impact of objects (impact). Examples of this are bird strikes, broken rotor disks in main and auxiliary engines, chipping of undercarriage tire pieces, stone chips, falling tools during maintenance work, etc.
  • the outer skin and other areas of the aircraft that are threatened by the occurrence of such objects must have certain, usually appropriate Adhere to the prescribed minimum load limits. For example, after a collision with a bird in accordance with the JAR / FAR ⁇ 25.631 regulation, an aircraft must be able to continue the flight safely and to make a safe landing.
  • the areas of an aircraft that are essentially affected are the nose boxes of the supporting structure or the wing, the nose boxes of the vertical and vertical stabilizers, the fuselage structures, such as, for. B. Cockpit, Radom, Farings, landing gear doors, nose landing gear shaft, etc., the flaps as well as the slats and the Kruger flaps.
  • the structural elements concerned must withstand the impact of an object to the extent that the continuation of a safe flight and the implementation of a safe landing are guaranteed. In the case of nose boxes, for example, it is assumed that this component is destroyed by a bird impact, but at the same time the bird loses kinetic energy, so that the remaining residual energy can be absorbed by the front spar without serious damage.
  • the usual procedure for dimensioning the corresponding structural elements threatened by the impact of objects is to increase the wall thicknesses of the structural elements to such an extent that the conditions or regulations specified for the respective area of the aircraft or the respective case are met.
  • wing nose boxes made of aluminum such as. B. 3.1354
  • a nose radius of approx. 40 mm and a spacing of the nose box ribs of approx. 130 mm wall thicknesses of the external structural elements used in the order of 2.5 mm.
  • wall thicknesses of up to 4 mm must be achieved.
  • the philosophy is followed of keeping the elongation levels that can be induced in the material of the structural element during the impact of the object in the immediate impact area below the elongation at break, or by reducing the kinetic energy of the impacting object a pronounced flow behavior of the material, such as B. large strains to allow.
  • the required parameters can be determined by suitable structural boundary conditions for the structural element such as. B. curvature of the structural element, wall thickness, freedom of expansion or hindrance (eg appropriate distance of the nose box ribs and the like) and the selection of appropriate materials can be optimized and adjusted.
  • the object of the present invention is thus to provide a structural element for areas of an aircraft which are at risk of hitting objects during standstill and / or in flight, which has a smaller wall thickness and thus a lower weight than conventional structures while at the same time improving the impact resistance having.
  • the object is achieved by a structural element according to claim 1.
  • the structural element according to the invention comprises at least a first cover layer for absorbing and transferring operating loads and ensuring the structural rigidity of the structural element, and an energy-absorbing intermediate layer with a greater elongation at break than the first cover layer for absorbing a substantial part of the kinetic energy when an object hits it the structural element, the energy-absorbing intermediate layer being connected to the first cover layer in such a way that, when the structural element is installed, objects striking the structural element in a predetermined area of an aircraft first strike the first cover layer and that at least part of the energy-absorbing intermediate layer is displaceable relative to the first cover layer.
  • the structural element according to the invention therefore has the advantage that the wall thickness of the structural elements of the corresponding areas of the aircraft and thus the weight can be significantly reduced, the impact resistance and the impact resistance being simultaneously reduced. Resistance of the affected structures is increased. Furthermore, the structural element according to the invention avoids the use of additional and thus weight-increasing shock-absorbing sorting additional structures, ie no additional impact absorbers have to be installed in installation spaces which are already narrow. Associated with this is also the avoidance of additional and thus weight-increasing fastening points of such additional energy-absorbing structural elements. Another advantage of the structural element according to the invention is the ease of maintenance, since no additional maintenance and inspection are necessary.
  • the protection of the energy-absorbing intermediate layer which absorbs the essential part of the kinetic energy of an impinging object, is provided by the first cover layer.
  • the structural element according to the invention can be transferred to all areas of an aircraft which are endangered by the impact of objects, such as, for. B. the structure (panels, ribs, bars, nose boxes), tail unit (panels, ribs, bars, nose boxes), fuselage (shells), engine (cladding / containment) and slats (slats, Krüger flaps). Furthermore, the structural element according to the invention can be used for all types of aircraft in which the above requirements must be met, such as. B. aircraft, motor gliders, gliders and rotary wing aircraft.
  • the structural element according to the invention advantageously comprises a second cover layer, which is arranged on the side of the energy-absorbing intermediate layer opposite the first cover layer. This results in an advantageous sandwich construction in which the intermediate energy-absorbing intermediate layer is protected by the first and second cover layers.
  • the energy-absorbing intermediate layer is advantageously connected to the first and possibly the second cover layer only in edge regions. This results in the relative displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and the cover layer in the central region of the structural element.
  • the energy-absorbing intermediate layer advantageously consists of at least one fabric layer, which can be, for example, a layer of dry to low-resin fabric.
  • the energy-absorbing intermediate layer advantageously from a layer of Kevlar and / or from PBO (poly (p-phenylene-2.6 (- benzobisoxazole)).
  • the first and possibly the second cover layer advantageously consist at least partially of metal.
  • the energy-absorbing intermediate layer can be glued to the first and possibly the second cover layer in edge regions.
  • the energy-absorbing intermediate layer can be connected to the first and possibly the second cover layer by rivets in edge regions.
  • the first and possibly the second cover layer and the energy-absorbing intermediate layer form a fiber composite structure.
  • a separating film is advantageously arranged between the energy-absorbing intermediate layer and the first or second cover layer in order to ensure the displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and the first or second cover layer.
  • the energy-absorbing intermediate layer and / or the first or second cover layer advantageously have a surface coating such that the displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and the first or second cover layer is ensured.
  • the first and possibly the second cover layer and the energy-absorbing intermediate layer are advantageously bonded at the edge in such a way that the energy-absorbing intermediate layer is essentially protected against the effects of moisture.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of an aircraft
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of part of an aircraft fuselage
  • FIG. 3 shows a schematic perspective view of an aerofoil of the aircraft shown in FIG. 1,
  • FIG. 4 shows a schematic view of a first exemplary embodiment of a structural element according to the invention
  • 5 shows a section along the line AA of the structural element shown in FIG. 4,
  • FIG. 6 shows a second exemplary embodiment of a structural element according to the invention.
  • Fig. 7 is a section along the line B-B of the structural element shown in Fig. 6.
  • Fig. 1 shows a perspective view of an aircraft 1 to illustrate the areas that are at standstill, travel and / or flight by the impact of objects such as. B. birds, stones, etc. are threatened.
  • the structural element according to the invention can be used in all such areas of the aircraft shown in FIG. 1. It should be emphasized here that the use of the structural element according to the invention is not limited to aircraft, but can be used in any type of aircraft in which similar or identical conditions are imposed on the structural elements used.
  • the structural element according to the invention can be used, for example, in the areas of the aircraft 1 which can be seen in FIG. 1. These areas are, for example, the fuselage 2 of the aircraft 1, the wing structure with the wings 3 on both sides of the fuselage, and the tail unit 4 at the rear of the aircraft 1. Also the engine 5 and its cowling in the example shown in FIG. 1 arranged in the nose of the aircraft can serve as an area of application for the structural element according to the invention.
  • the wings 3 each have a landing flap 6, an aileron 7, a trim flap 8 on the side of the aileron 7 facing the fuselage and a bow edge 9 approximately in the center of the aileron 7.
  • the tail 4 comprises a vertically extending fin 10, on the rear edge of a rudder 11 is arranged.
  • a trim flap 12 and a bow edge 13 are arranged on the rudder 11.
  • the tail unit 4 further comprises two horizontally extending elevator units, each comprising a vertical fin 14, on the rear edge of which an elevator 15 is arranged.
  • Each elevator 15 comprises a trim tab 16 and a bow edge 17. All of the elements shown on the aircraft 1 of FIG. 1 and also other elements (not shown) are potentially threatened by the striking of objects and can therefore serve as areas of application for the structural element according to the invention.
  • FIG. 2 shows a schematic perspective view of a fuselage part 2 in a shell construction, as is often used in modern aircraft.
  • the outer skin 18 is essentially formed from structural elements 19 according to the invention.
  • the structure of the fuselage part 2 is determined by frames 20 and longitudinal members 21, to which the structural elements 19 according to the invention are attached as the outer skin 18.
  • the structural elements 19 form the actual outer skin of the fuselage 2, the frames 20 and longitudinal members 21 can also be designed as structural elements with the type according to the invention.
  • FIG. 3 shows a schematic perspective view of a wing 3 of the aircraft 1 shown in FIG. 1 in detail.
  • the wing 3 comprises one or more longitudinal spars 24 and ribs 25 which are arranged transversely to the longitudinal spar (s) 24 and form the inner structure of the wing 3.
  • the outer skin 22 of the wing 3 is formed by structural elements 23 according to the invention, which cover the ribs 25 and possibly also the spars 24 and are fastened to them.
  • a structural element 23 can for example extend between two adjacent ribs 25.
  • the upper part of the spar 24 is exposed, so that for example this part of the spar 24 can also be formed by a structural element with the construction according to the invention.
  • the wing 3 comprises at its end facing away from the fuselage an end cap or a rim 26, the outer skin of which may also consist of structural elements according to the invention.
  • the two exemplary embodiments of the structural element 27 or 33 according to the invention shown in FIGS. 4 to 7 comprise at least a first cover layer 28 or 34 for absorbing and transmitting operating loads and for ensuring the dimensional stability of the structural element 27 or 33, and an energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 with a greater elongation at break than the first cover layer 28 or 34 for absorbing a substantial part of the kinetic energy during Impact of an object on the structure element.
  • the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is connected to the first cover layer 28 or 34 in such a way that in the installed state of the structural element 27 or 33, objects hitting the structural element in a predetermined area of an aircraft 1 first hit the first cover layer 28 or 34 and that at least part of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is displaceable relative to the first cover layer 28 or 34.
  • the structural element 27 or 33 according to the invention comprises a second cover layer 29 or 35 which is arranged on the side of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 opposite the first cover layer 28 or 34 ,
  • This sandwich construction has the advantage of additional mechanical protection of the internal energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 and can optionally also be used as an additional load-transmitting element.
  • the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is connected to the first and the second cover layer only in edge regions, so that the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is located in the central region of the structural element 27 or 33 when one strikes Object can move freely relative to the first and second cover layers and there is no impediment to expansion.
  • the first and second cover layers stabilize the intermediate, flexible and resilient energy-absorbing intermediate layer 30 and 36, the first cover layer 28 and 34, as the first layer concerned, reducing the kinetic energy of an incident object.
  • the first and second cover layers have a lower elongation at break than the intermediate energy-absorbing intermediate layer 30 or 36. When an object strikes, the maximum elongation at break of the second cover layer is reached with a time offset of approximately 0.5 msec.
  • the kinetic energy of the impacting object is essentially absorbed by the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36, which increases as a result of the greater elongation at break as the first and second cover layers and deform by the relative displaceability and can therefore contribute effectively to energy absorption.
  • the absence of a connection in the central region between the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 and the first or second cover layer prevents expansion and thus achieving maximum energy absorption.
  • the energy absorption capacity of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is increased in particular by the shape of the structural element 27 or 33.
  • the energy absorption capacity is particularly high for the examples of a convex shape shown in FIGS. 4 and 6, as is used, for example, for the structural elements on the nose boxes of the supporting structure and tail structure, etc.
  • the dimensional stability of the structural element 27 or 33 is ensured by the first and the second cover layer.
  • the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 advantageously consists of a fabric layer made of dry to low-resin fabric layers made of Kevlar or PBO (poly (p-phenylene-2.6) -benzobisoxazole).
  • the first and second cover layers 28 and 29 of the first exemplary embodiment of the structural element 27 according to the invention shown in FIGS. 4 and 5 together with the intermediate energy-absorbing intermediate layer 30 form a fiber composite structure in plate or shell construction.
  • the energy-absorbing intermediate layer 30 is between the first and the second cover layer in the course of the production in the autoclave cycle
  • the energy-absorbing intermediate layer 30, which consists of fabric, is not impregnated with resin during the curing process; this can be done, for example, by separating films 31 between the energy-absorbing intermediate layer 30 and the first or second cover layer 28 or
  • the fixing or fastening of the energy-absorbing intermediate layer 30 between the first and the second cover layers 28 and 29 can be controlled in a targeted manner by applying resin or cutting back the separating films 31 as part of the manufacturing process.
  • the result of this procedure is that the energy-absorbing intermediate layer 30 in the middle region, i. H. for example in the area of the separating foils 31, displaceable and freely movable relative to the first and second cover layers 28 and 29, while it is connected in the edge area 32 to the first and second cover layers 28 and 29.
  • the side embodiments of the structural element 33 according to the invention shown in FIGS. 6 and 7 are the first and the second cover layers 35 and 37 made of a metallic structure, such as, for example, a metal structure.
  • B a metal sheet.
  • the energy-absorbing intermediate layer 36 is fixed between the first and the second metallic cover layer 34 or 35, for example, by gluing in the edge region, or also by riveting by means of rivets 37, as shown in FIG. 6. Since the energy-absorbing intermediate layer 36 only in Edge regions is connected to the first and second cover layers 34 and 35, the relative displaceability is ensured in the central region.
  • Typical elongations at break for the first and second cover layers 34 and 35 made of a metallic structure are between 5 and 10% compared to 0.8 to 1.1% for a first and second cover layer 28 and 29 in a fiber composite structure.
  • the reason for this is the large plastic deformation behavior of metallic structures.
  • the elongation at break of the energy-absorbing intermediate layer 36 of the second exemplary embodiment of the structural element 33 according to the invention should therefore be greater than 5 to 10%, for example 10 to 20%.
  • the energy-absorbing intermediate layer 30 of the first exemplary embodiment of the structural element 27 according to the invention it is sufficient if the elongation at break is greater than 0.8 to 1.1%, for example 1.1 to 10%.

Landscapes

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturelement (27, 33) für Bereiche eines Luftfahrzeugs (1), die bei Stillstand und/oder beim Flug vom Auftreffen von Objekten bedroht sind, mit mindestens einer ersten Deckschicht (28, 34) zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelements (27, 33), und einer energie-absorbierenden Zwischenschicht (30, 36) mit einer grösseren Bruchdehnung als die erste Deckschicht (28, 34) zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auftreffen eines Objekts auf das Strukturelement, wobei die energie-absorbierende Zwischenschicht (30, 36) dergestalt mit der ersten Deckschicht (28, 34) verbunden ist, dass im eingebauten Zustand des Strukturelementes in einem vorbestimmten Bereich eines Luftfahrzeuges (1) auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht treffen, und dass zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht relativ zur ersten Deckschicht verschiebbar ist.

Description

Strükturelement für ein Luftfahrzeug
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturelement für Bereiche eines Luftfahrzeugs, die bei Stillstand und/oder beim Flug des Luftfahrzeugs durch das Auftreffen von Objekten, wie z. B. Vögeln, Steinen, etc., bedroht sind.
Flugzeugstrukturen bzw. die Strukturelemente, die die Flugzeugstrukturen bilden, sind im Rahmen der Einsatzspektren, d. h. Stillstand, Fahrt oder Flug, eines Flugzeugs in verschiedenen Szenarien durch das Auftreffen von Objekten (impact) belastet. Beispiele hierfür sind Vogelschlag, Rotorscheibenbruch in Haupt- bzw. Hilfstriebwerken, Abplatzen von Fahrwerksreifenstücken, Steinschlag, herabfallende Werkzeuge während Wartungsarbeiten usw. Die Außenhaut und weitere Bereiche des Flugzeugs, die durch das Auftreffen derartiger Objekte bedroht sind, müssen gewisse, in der Regel durch entsprechende Vorschriften vorgegebene Mindest-Belastbarkeitsgrenzen einhalten. Beispielsweise muss ein Flugzeug nach einer Kollision mit einem Vogel entsprechend der Vorschrift JAR/FAR § 25.631 in der Lage sein, den Flug sicher fortzuführen sowie eine sichere Landung durchzuführen. Die im Wesenüichen betroffenen Bereiche eines Flugzeugs sind die Nasenkästen des Tragwerkes bzw. der Flügel, die Nasenkästen von Höhen- und Seitenleitwerk, die Rumpf Strukturen, wie z. B. Cockpit, Radom, Farings, Fahrwerkstüren, Bug-Fahrwerksschaft usw., die Landeklappen sowie die Slats und die Krüger-Flaps. Die betroffenen Strukturelemente müssen dabei dem Auftreffen eines Objekts insoweit standhalten, dass die Fortsetzung eines sicheren Fluges und die Durchführung einer sicheren Landung gewährleistet ist. Im Falle von Nasenkästen wird zum Beispiel davon ausgegangen, dass dieses Bauteil durch einen Vogelaufprall zerstört wird, gleichzeitig verliert der Vogel jedoch kinetische Energie, so dass die verbleibende Restenergie vom Vorderholm ohne gravierende Schädigung absorbiert werden kann.
Die übliche Vorgehensweise zum Dimensionieren der entsprechenden, vom Auftreffen von Objekten bedrohten Strukturelemente ist, die Wandstärken der Strukturelemente so weit zu erhöhen, dass die für den jeweiligen Bereich des Flugzeuges bzw. den jeweiligen Fall festgelegten Bedingungen bzw. Vorschriften erfüllt werden. Beispielsweise werden im Falle von Flügel-Nasenkästen aus Aluminium, wie z. B. 3.1354, bei einem Nasenradius von ca. 40 mm und einem Abstand der Nasenkastenrippen von ca. 130 mm Wandstärken der außenliegenden Strukturelemente in der Größenordnung von 2.5 mm verwendet. Werden in Flügel-Nasenkästen kohlenstofffaserverstärkte Kunststoffe eingesetzt, so müssen Wandstärken bis zu 4 mm realisiert werden. In jedem Fall wird bei den bekannten Realisierungen der Strakturelemente die Philosophie verfolgt, die Dehnungsniveaus, die im Werkstoff des Strukturelementes während des Auftreffens des Objekts in unmittelbaren Aufschlagbereich induziert werden können, unterhalb der Bruchdehnung zu halten bzw. einen Abbau der kinetischen Energie des auftreffenden Objektes durch ein ausgeprägtes Fließverhalten des Werkstoffes, wie z. B. große Dehnungen, zu ermöglichen. Die erforderlichen Parameter können durch geeignete konstruktive Randbedingungen für das Strukturelement wie z. B. Krümmung des Strukturelementes, Wandstärke, Dehnungsfreigängigkeit bzw. -behinderung (z.B. entsprechender Abstand der Nasenkastenrippen und dergleichen) und die Auswahl entsprechender Materialien optimiert und eingestellt werden.
Die Gestaltungskriterien derartiger Strukturelemente müssen gleichzeitig den sich teilweise widersprechenden Anforderungen geringer Herstellungsaufwand, Gewichtsminimierung, Wartungsfreundlichkeit, Inspizierbarkeit und eventuell sogar Reparaturmöglichkeit genügen und entsprechend dieser Anfordungen optimiert sein.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist damit, ein Strukturelement für Bereiche eines Luftfahrzeuges bereitzustellen, die bei Stillstand und/oder beim Flug vom Auftreffen von Objekten bedroht sind, das eine geringere Wandstärke und damit ein geringeres Gewicht als herkömmliche Strukturen bei gleichzeitiger Verbesserung des Auftreff- Widerstandes aufweist.
Die Aufgabe wird durch ein Strukturelement gemäß Anspruch 1 gelöst. Das erfindungsgemäße Strukturelement umfasst mindestens eine erste Deckschicht zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelements, und eine energie-absorbierende Zwischenschicht mit einer größeren Bruchdehnung als die erste Deckschicht zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auf treffen eines Objektes auf das Strukturelement, wobei die energie-absorbierende Zwischenschicht dergestalt mit der ersten Deckschicht verbunden ist, dass im eingebauten Zustand des Strukturelements in einen vorbestimmen Bereich eines Luftfahrzeuges auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht treffen und dass zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht relativ zur ersten Deckschicht verschiebbar ist. Das erfindungsgemäße Strukturelement weist daher im Vergleich zu herkömmlichen Strukturen den Vorteil auf, dass die Wandstärke der Strukturelemente der entsprechenden Bereiche des Luftfahrzeuges und damit das Gewicht wesentlich reduziert werden können, wobei gleichzeitig der Auf treffwiderstand bzw. die Impact- Resistenz der betroffenen Strukturen erhöht wird. Weiterhin wird durch das erfmdungsgemäße Strukturelement die Verwendung zusätzlicher und damit gewichtserhöhender stoßäb sortierender Zusatzstrukturen vermieden, d. h. es müssen keine zusätzlichen Impact-Absorber in ohnehin beengten Bauräumen installiert werden. Damit verbunden ist auch die Vermeidung zusätzlicher und damit gewichtserhöhender Befestigungspunkte derartiger zusätzlicher Energie-absorbierender Strukturelemente. Ein weiterer Vorteil des erfϊndungsgemäßen Strukturelementes ist die hohe Wartungsfreundlichkeit, da keine zusätzliche Wartung und Inspektion notwendig sind. Weiterhin ist der Schutz der den wesentlichen Teil der kinetischen Energie eines auftreffenden Objekts aufnehmenden energie-absorbierenden Zwischenschicht durch die erste Deckschicht gegeben. Hierdurch entsteht bei der Fertigungs-Endmontage und bei der Wartung für das Bedienpersonal kein zusätzlicher Aufwand zum Schutz des Strukturelementes, wie beispielsweise beim An- und Abbau von Nasenteilen. Durch die Verwendung spezieller Materialien für die Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht können dabei weitere Gewichtsvorteile erzielt werden.
Das erfindungsgemäße Strukturelement kann auf sämtliche durch das Auftreffen von Objekten gefährdete Bereiche eines Flugzeuges übertragen werden, wie z. B. das Tragwerk (Paneele, Rippen, Holme, Nasenkästen), Leitwerk (Paneele, Rippen, Holme, Nasenkästen), Rumpf (Schalen), Triebwerk (Verkleidung/Containment) und Vorflügel (Slats, Krüger-Flaps). Weiterhin ist das erfindungsgemäße Strukturelement für alle Arten von Luftfahrzeugen einsetzbar, bei denen die obigen Erfordernisse erfüllt werden müssen, wie z. B. Flugzeugen, Motorseglern, Segelflugzeugen und Drehflüglern.
Vorteilhafterweise umfasst das erfmdungsgemäße Strukturelement eine zweite Deckschicht, die auf der der ersten Deckschicht gegenüberliegenden Seite der energie- absorbierenden Zwischenschicht angeordnet ist. Hierdurch ergibt sich eine vorteilhafte Sandwich-Bauweise, bei der die zwischenliegende energie-absorbierende Zwischenschicht von der ersten und zweiten Deckschicht geschützt ist.
Vorteilhafterweise ist die energie-absorbierende Zwischenschicht nur in Randbereichen mit der ersten und ggf. mit der zweiten Deckschicht verbunden. Hierdurch ergibt sich die relative Verschiebbarkeit zwischen der energie-absorbierende Zwischenschicht und der Deckschicht im Mittelbereich des Strukturelementes.
Vorteilhafterweise besteht die energie-absorbierende Zwischenschicht aus zumindest einer Gewebeschicht, die beispielsweise eine Schicht aus trockenem bis harz-armen Gewebe sein kann. Hierbei besteht die energie-absorbierende Zwischenschicht vorteilhafterweise aus einer Schicht Kevlar und/oder aus PBO (Poly(p-phenylene-2.6(- benzobisoxazole) .
In einer ersten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Strukturelementes bestehen die ersten und ggf. die zweite Deckschicht vorteilhafterweise zumindest Teilweise aus Metall. Dabei kann die energie-absorbierende Zwischenschicht in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht verklebt sein. Alternativ oder zusätzlich kann die energie-absorbierende Zwischenschicht in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht durch Nieten verbunden sein.
In einer zweiten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Strukturelements bilden die erste und ggf. die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht eine Faserverbundstruktur. Hierbei ist vorteilhafterweise zwischen der energie- absorbierenden Zwischenschicht und der ersten bzw. der zweiten Deckschicht eine Trennfolie angeordnet, um die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht zu gewährleisten. Alternativ weisen die energie-absorbierende Zwischenschicht und/oder die erste bzw. zweite Deckschicht vorteilhafterweise eine Oberflächenbeschichtung dergestalt auf, dass die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht gewährleistet ist.
Bei beiden Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Strukturelements sind die erste und ggf. die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht am Rand vorteilhafterweise dergestalt verklebt, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht im Wesentlichen vor Feuchtigkeitseinflüssen geschützt ist.
Das erfindungsgemäße Strukturelement wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen in Bezug auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert, in denen zeigen
Fig. 1 eine schematische Perspektivansicht eines Flugzeuges,
Fig. 2 eine schematische Perspektivansicht eines Teils eines Flugzeugrumpfes,
Fig. 3 eine schematische Perspektivansicht einer Tragfläche des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges,
Fig. 4 eine schematische Ansicht eines ersten Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Strukturelements, Fig. 5 einen Schnitt entlang der Linie A-A des in Fig. 4 gezeigten Strukturelementes,
Fig. 6 ein zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Strukturelementes, und
Fig. 7 einen Schnitt entlang der Linie B-B des in Fig. 6 gezeigten Strukturlementes.
Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Flugzeuges 1 zur Verdeutlichung der Bereiche, die bei Stillstand, Fahrt und/oder Flug durch das Auftreffen von Objekten, wie z. B. Vögeln, Steinen, etc. bedroht sind. Das erfindungsgemäße Strukturelement kann in allen derartigen Bereichen des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges Verwendung finden. Dabei ist hervorzuheben, dass die Verwendung des erfindungsgemäßen Strukturelementes nicht auf Flugzeuge beschränkt ist, sondern bei jeder Art von Luftfahrzeugen zum Einsatz kommen kann, bei denen ähnliche oder gleiche Bedingungen an die verwendeten Strukturelemente gestellt werden.
Das erfindungsgemäße Strukturelement, das weiter unten in Bezug auf die Figuren 4 bis 7 im Detail erläutert wird, kann beispielsweise in den Bereichen des Flugzeugs 1 zum Einsatz kommen, die in Fig. 1 zu erkennen sind. Diese Bereiche sind beispielsweise der Rumpf 2 des Flugzeuges 1, das Tragwerk mit den Tragflächen 3 zu beiden Seiten des Rumpfes, sowie das Leitwerk 4 am Heck des Flugzeugs 1. Auch das Triebwerk 5 bzw. dessen Verkleidung im in der Fig. 1 gezeigten Beispiel an der Nase des Flugzeugs angeordnet, kann als Einsatzbereich des erfϊndungsgemäßen Strukturelementes dienen.
Die Tragflächen 3 umfassen im dargestellten Beispiel an ihrer Hinterkante jeweils eine Landeklappe 6, ein Querruder 7, eine Trimmklappe 8 an der dem Rumpf zugewandten Seite des Querruders 7 sowie eine Bügelkante 9 etwa mittig am Querruder 7. Das Leitwerk 4 umfasst eine sich vertikal erstreckende Seitenflosse 10, an dessen hinterer Kante ein Seitenruder 11 angeordnet ist. Am Seitenruder 11 sind eine Trimmklappe 12 und eine Bügelkante 13 angeordnet. Das Leitwerk 4 umfasst weiterhin zwei sich horizontal erstreckende Höhenleitwerke, die jeweils eine Höhenflosse 14 umfassen, an dessen hinterer Kante je ein Höhenruder 15 angeordnet ist. Jedes Höhenruder 15 umfasst eine Trimmklappe 16 und eine Bügelkante 17. Alle am Flugzeug 1 von Fig. 1 gezeigten und auch weitere, nicht dargestellte Elemente sind potentiell durch das Auf treffen von Objekten bedroht und können daher als Einsatzbereiche für das erfindungsgemäße Strukturelement dienen.
In Fig. 2 ist eine schematische Perspektivansicht eines Rumpfteiles 2 in Schalenbauweise dargestellt, wie sie bei modernen Flugzeugen häufig zum Einsatz kommt. Die Außenhaut 18 ist im Wesentlichen aus erfindungsgemäßen Strukturelementen 19 gebildet. Die Struktur des Rumpfteiles 2 wird durch Spanten 20 und Längsträger 21 bestimmt, an denen die erfindungsgemäßen Strukturelemente 19 als Außenhaut 18 befestigt sind. Obwohl die Strukturelemente 19 die eigentliche Außenhaut des Rumpfes 2 bilden, können auch die Spanten 20 und Längsträger 21 als Strukturelemente mit der erfindungsgemäßen Bauart ausgebildet sein.
In Fig. 3 ist eine schematische Perspektivansicht einer Tragfläche 3 des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges 1 im Detail dargestellt. Neben den in Fig. 1 gezeigten Elementen umfasst die Tragfläche 3 einen oder mehrere Längsholme 24 und quer zu dem oder den Längsholmen 24 angeordnete Rippen 25, die die innere Struktur der Tragfläche 3 bilden. Die Außenhaut 22 der Tragfläche 3 wird dabei durch erfindungsgemäße Strukturelemente 23 gebildet, die die Rippen 25 und ggf. auch die Holme 24 überdecken und an ihnen befestigt sind. Ein Strukturelement 23 kann sich dabei beispielsweise jeweils zwischen zwei nebeneinander liegenden Rippen 25 erstrecken. Im in der Fig. 3 gezeigten Beispiel ist der obere Teil des Holmes 24 freiliegend, so dass beispielsweise auch dieser Teil des Holmes 24 durch ein Strukturelement mit der erfindungsgemäßen Bauweise gebildet sein kann. Das Gleiche gilt für die Rippen 25, die ebenfalls als Strukturelemente mit der erfindungsgemäßen Bauweise ausgebildet sein können. Die Tragfläche 3 umfasst an ihrem dem Rumpf abgewandten Ende eine Endkappe bzw. einen Randbogen 26, deren/dessen Außenhaut ebenfalls aus erfindungsgemäßen Strukturelementen bestehen kann.
In den Fig. 4 bis 7 sind zwei Ausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes dargestellt. Die Bauweise des erfindungsgemäßen Strukturelementes basiert dabei auf der Idee, den durch ein auftreffendes Objekt ausgelösten Impuls durch eine maximale Dehnung des Strukturelementes während des Auftreffens zu absorbieren. Hierzu umfassen beide in den Figuren 4 bis 7 dargestellten Ausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bzw. 33 mindestens eine erste Deckschicht 28 bzw. 34 zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelementes 27 bzw. 33, und eine energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 mit einer größeren Bruchdehnung als die erste Deckschicht 28 bzw. 34 zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auftreffen eines Objekts auf das Strukturelement. Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 ist dabei dergestalt mit der ersten Deckschicht 28 bzw. 34 verbunden, dass im eingebauten Zustand des Strukturelementes 27 bzw. 33 in einem vorbestimmten Bereich eines Flugzeuges 1 auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht 28 bzw. 34 treffen und das zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 relativ zur ersten Deckschicht 28 bzw. 34 verschiebbar ist. Bei beiden in den Fig. 4 bis 7 gezeigten Ausführungsbeispielen umfasst das erfindungsgemäße Strukturelement 27 bzw. 33 eine zweite Deckschicht 29 bzw. 35, die auf der der ersten Deckschicht 28 bzw. 34 gegenüberliegenden Seite der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 angeordnet ist. Diese Sandwich-Bauweise hat den Vorteil eines zusätzlichen mechanischen Schutzes der innenliegenden energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 und kann gegebenenfalls auch als zusätzliches lastübertragendes Element eingesetzt werden.
Bei beiden gezeigten Ausführungsbeispielen ist die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 nur in Randbereichen mit der ersten und der zweiten Deckschicht verbunden, so dass sich die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 im mittleren Bereich des Strukturelementes 27 bzw. 33 beim Auftreffen eines Objektes relativ zur ersten und zur zweiten Deckschicht frei verschieben kann und keine Dehnungsbehinderung besteht.
Die Wirkungsweise des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bzw. 33 ist im Folgenden näher erläutert. Die erste und die zweite Deckschicht stabilisieren die dazwischen liegende, flexible und nachgiebige energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36, wobei die erste Deckschicht 28 bzw. 34 als erste betroffene Schicht die kinetische Energie eines auftreffenden Objektes reduziert. Die erste und die zweite Deckschicht weisen eine geringere Bruchdehnung als die zwischenliegende energie- absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 auf. Beim Auftreffen eines Objektes wird nahezu synchron, d. h. mit einem zeitlichen Versatz von ca. 0,5 msec die maximale Bruchdehnung der zweiten Deckschicht erreicht. Nach dem die erste Deckschicht und die zweite Deckschicht beim Auf treffen eines Objekts daher nahezu gleichzeitig ihre maximale Bruchdehnung erreichen, wird die kinetische Energie des auftreffenden Objekts im Wesentlichen durch die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 aufgenommen, die sich infolge der größeren Bruchdehnung stärker als die erste und zweite Deckschicht und durch die relative Verschiebbarkeit verformen und daher wirksam zur Energieabsorption beitragen können. Durch die fehlende Verbindung im mittleren Bereich zwischen der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 und der ersten bzw. zweiten Deckschicht wird eine Dehnungsbehinderung vermieden und damit ein Maximum an Energieabsorption erreicht. Die Energieaufnahmefähigkeit der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 wird dabei insbesondere auch durch die Formgebung des Strukturelementes 27 bzw. 33 erhöht. Besonders hoch ist die Energieaufnahmefähigkeit für die in den Figuren 4 und 6 gezeigten Beispiele einer konvexen Formgebung, wie sie beispielsweise für die Strukturelemente an den Nasenkästen des Tragwerkes und Leitwerkes usw. verwendet wird. Die Formstabilität des Strukturelementes 27 bzw. 33 wird dabei durch die erste und die zweite Deckschicht gewährleistet.
Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 besteht vorteilhafterweise aus einer Gewebeschicht aus trockenem bis harz-armen Gewebelagen aus Kevlar oder PBO (Poly(p-phenylene-2.6)-benzobisoxazole). Die erste und die zweite Deckschicht 28 und 29 des in den Figuren 4 und 5 gezeigten ersten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bilden zusammen mit der zwischenliegenden energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 eine Faserverbundstruktur in Platten- oder Schalenbauweise. Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 wird dabei im Rahmen der Hersteilung beim Autoklav-Zyklus zwischen die erste und die zweite Deckschicht
28 bzw. 29 aus Gewebe eingelegt. Danach wird die energie-absorbierende Zwischenschicht 30, die aus Gewebe besteht, beim Aushärtungsprozess nicht mit Harz durchtränkt, dies kann beispielsweise durch Trennfolien 31 zwischen der energie- absorbierenden Zwischenschicht 30 und der ersten bzw. zweiten Deckschicht 28 bzw.
29 oder durch geeignete Oberflächenbeschichtung des Gewebes der energie- absorbierenden Zwischenschicht 30 oder der ersten bzw. zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 erreicht werden. Gleichzeitig kann im Rahmen des Herstellungsprozesses die Fixierung bzw. Befestigung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 zwischen der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 durch Harzauftrag bzw. Zurückschneiden der Trennfolien 31 gezielt gesteuert werden. Das Resultat dieser Vorgehensweise ist, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 im mittleren Bereich, d. h. beispielsweise im Bereich der Trennfolien 31, gegenüber der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 verschiebbar und frei beweglich, während sie im Randbereich 32 mit der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 verbunden ist.
Die in den Figuren 6 und 7 dargestellten Seitenausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes 33 sind die erste und die zweite Deckschicht 35 bzw. 37 aus einer metallischen Struktur, wie z. B. einem Metallblech, gebildet. Die Fixierung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 36 zwischen der ersten und der zweiten metallischen Deckschicht 34 bzw. 35 erfolgt beispielsweise durch eine Verklebung im Randbereich, oder auch durch eine Vernietung mittels Nieten 37 wie in Fig. 6 dargestellt ist. Da die energie-absorbierende Zwischenschicht 36 nur in Randbereichen mit der ersten und der zweiten Deckschicht 34 bzw. 35 verbunden ist, ist die relative Verschiebbarkeit im mittleren Bereich gewährleistet. Typische Bruchdehnungen für die erste und zweite Deckschicht 34 bzw. 35 aus einer metallischen Struktur liegen zwischen 5 und 10 % im Vergleich zu 0,8 bis 1,1 % bei einer ersten und zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 in einer Faserverbundstruktur. Ursache hierfür ist das große plastische Verformungsverhalten von metallischen Strukturen. Daher sollte die Bruchdehnung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 36 des zweiten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Strukturelements 33 größer als 5 bis 10 % sein, beispielsweise 10 bis 20 % . Für die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 des ersten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäß Strukturelementes 27 ist es ausreichend, wenn die Bruchdehnung größer als 0,8 bis 1,1 %, beispielsweise 1,1 bis 10 % beträgt.
Bei beiden Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Strukturelements 27 bzw. 33 ist es sinnvoll, die erste und die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 am Rand zusätzlich dergestalt zu verkleben, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 vor Feuchtigkeitseinflüssen geschützt ist, um die Verschiebbarkeit der energie-absorbierenden Zwischenschicht auch langfristig zu gewährleisten.

Claims

Ansprüche
1. Strukturelement (27;33) für Bereiche eines Luftfahzeuges (1), die bei Stillstand und/oder beim Flug vom Auftreffen von Objekten bedroht sind, mit mindestens einer ersten Deckschicht (28; 34) zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelements (27; 33), und einer energie- absorbierenden Zwischenschicht (30; 36) mit einer größeren Bruchdehnung als die erste Deckschicht (28; 34) zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auftreffen eines Objektes auf das Strukturelement, wobei die energie- absorbierende Zwischenschicht (30; 36) dergestalt mit der ersten Deckschicht (28; 34) verbunden ist, daß im eingebauten Zustand des Strukturelements in einen vorbestimmten Bereich eines Luftfahrzeugs (1) auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht (28; 34) treffen und daß zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht (30; 36) relativ zur ersten Deckschicht (28; 34) verschiebbar ist.
2. Strukturelement (27; 33) gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine zweite Deckschicht (29; 35), die auf der der ersten Deckschicht (28; 34) gegenüberliegenden Seite der energie-absorbierenden Zwischenschicht (30; 36) angeordnet ist.
3. Strukturelement gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (30; 36) nur in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht verbunden ist.
4. Strukturelement gemäß Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (30; 36) aus zumindest einer Gewebeschicht besteht.
5. Strukturelement gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (30; 36) aus zumindest einer Schicht aus trockenem bis harzarmen Gewebe besteht.
6. Strukturelement gemäß Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (30; 36) aus zumindest einer Schicht Kevlar und/oder PBO besteht.
7. Strukturelement gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und ggf. die zweite Deckschicht (34 bzw. 35) zumindest teilweise aus Metall bestehen.
8. Strukturelement gemäß Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (36) in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht verklebt ist.
9. Strukturelement gemäß Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (36) in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht durch Nieten (37) verbunden ist.
10. Strukturelement gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und ggf. die zweite Deckschicht (28 bzw. 29) und die energie- absorbierende Zwischenschicht eine Faserverbundstruktur bilden.
11. Strukturelement gemäß Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der energie-absorbierenden Zwischenschicht (30) und der ersten bzw. der zweiten Deckschicht (28 bzw. 29) eine Trennfolie (31) angeordnet ist, um die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht zu gewährleisten.
12. Strukturelement gemäß Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht (30) und/oder die erste bzw. die zweite Deckschicht (28 bzw. 29) eine Oberflächenbeschichtung dergestalt aufweisen, daß die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht gewährleistet ist.
13. Strukturelement gemäß einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und ggf. die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht am Rand dergestalt verklebt sind, daß die energie-absorbierende Zwischenschicht im wesentlichen vor Feuchtigkeitseinflüssen geschützt ist.
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