DE102009057010B4

DE102009057010B4 - Door panel assembly for an aircraft fuselage structure and method of making the fuselage structure

Info

Publication number: DE102009057010B4
Application number: DE102009057010.1A
Authority: DE
Inventors: Markus J. Weber; Wolfgang Machunze; Jens-Ulrich Prowe; Paul Jörn; Lars Meyer
Original assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2009-12-04
Filing date: 2009-12-04
Publication date: 2018-05-03
Anticipated expiration: 2029-12-05
Also published as: DE102009057010A1

Abstract

Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur (2), mit einem Türpanel (6), das eine Außenhaut (12) und eine Hinterbaustruktur (16) mit zumindest einem Türrahmen (8) aufweist, wobei der Türrahmen (8) einen Türausschnitt (10) zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt, dadurch gekennzeichnet, dass ein Mittenabschnitt (18) des Türausschnitts (10) zwischen zwei nicht durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten (14c, 14d) der Flugzeugrumpfstruktur (2) im Bereich von zwei benachbarten, durch das Türpanel (6) unterbrochenen Rumpfspanten (14a, 14b) der Flugzeugrumpfstruktur (2) angeordnet ist,wobei die Hinterbaustruktur (16) integral ausgebildete Spantanschlussprofile (20a-d) und Versteifungselemente (22a-d) aufweist, undwobei sich die Versteifungselemente (22a-d) strahlenförmig an den Türrahmen (8) anschließen und jeweils mit zumindest einem der beiden nächsten, nicht durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten (14c, 14d) der Flugzeugrumpfstruktur (2) verbunden sind.A door panel assembly for an aircraft fuselage structure (2) comprising a door panel (6) having an outer skin (12) and a rear frame structure (16) with at least one door frame (8), said door frame (8) having a door cutout (10) for receiving a door frame (8) Limited aircraft door, characterized in that a central portion (18) of the door cutout (10) between two not interrupted by the door panel fuselage (14c, 14d) of the fuselage structure (2) in the region of two adjacent, interrupted by the door panel (6) fuselage frames ( 14a, 14b) of the aircraft fuselage structure (2) is arranged, wherein the rear structure (16) integrally formed Spantanschlussprofile (20a-d) and stiffening elements (22a-d), and wherein the stiffening elements (22a-d) radiate on the door frame (8 ) and connected to at least one of the next two fuselage frames (14c, 14d) of the aircraft fuselage structure (2) which are not interrupted by the door panel.

Description

Die Erfindung betrifft eine Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 sowie ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit einer Türpanelanordnung.The invention relates to a door panel arrangement for an aircraft fuselage structure according to the preamble of patent claim 1 and to a method for producing an aircraft fuselage structure with a door panel arrangement.

Derzeit ist es üblich, Türumgebungsstrukturen aus einer Vielzahl von einzelnen Bauteilen mit unterschiedlichen Fertigungsschritten differentiell in der Sektions- bzw. Endmontage herzustellen. Hierbei ist der Montageaufwand erheblich, da für die Herstellung der Hinterbaustruktur eine große Anzahl von Einzelbauteilen und Verbindungselementen erforderlich ist. Dies ist weder eine an den Werkstoff, beispielsweise CFK, angepasste, noch eine für geringe Zykluszeiten in der Endmontage geeignete Bauweise.At present, it is customary to produce door environment structures from a plurality of individual components with different production steps differentially in the section or final assembly. In this case, the assembly effort is considerable, since a large number of individual components and connecting elements is required for the production of the rear structure. This is neither a construction adapted to the material, for example CFRP, nor suitable for low cycle times in final assembly.

Neben der differentiellen Bauweise ist es beispielsweise aus der EP 1 196 325 B1 bekannt, eine Türumgebungsstruktur für ein Luftfahrzeug als eine integrale, monolithische Türpanelanordnung auszubilden, die einen Türrahmen aufweist, der einen Türausschnitt zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt. Das Türpanel ist mit einer Außenhaut versehen, der eine Hinterbaustruktur zur Versteifung und Verbindung mit der Flugzeugrumpfstruktur zugeordnet ist. Derartige Türumgebungsstrukturen sind zwischen zwei Rumpfspanten der Flugzeugrumpfstruktur angeordnet, wobei die seitlichen Rahmenelemente des Türrahmens mit den Spanten zusammenfallen und ein Mittenabschnitt des Türausschnitts im Bereich eines zentralen Rumpfspants angeordnet ist. Nachteilig bei einer derartigen Struktur ist der durch das Türpanel im Bereich zwischen drei Spanten unterbrochene Lastpfad.In addition to the differential construction, it is for example from the EP 1 196 325 B1 It is known to form an aircraft door environment structure as an integral monolithic door panel assembly having a door frame defining a doorway for receiving an aircraft door. The door panel is provided with an outer skin associated with a stiffening structure for stiffening and connection to the aircraft fuselage structure. Such door environment structures are arranged between two fuselage frames of the fuselage structure, wherein the side frame elements of the door frame coincide with the frames and a center portion of the door cutout is arranged in the region of a central fuselage frame. The disadvantage of such a structure is the load path interrupted by the door panel in the area between three frames.

Die DE 10 2007 015 007 A1 zeigt ein Türrahmenbauteil aus Titanguss und ein Rumpfstrukturbauteil, das eine Hinterbaustruktur mit einem Türrahmen aufweist.The DE 10 2007 015 007 A1 shows a door frame member made of titanium cast iron and a fuselage structural component, which has a rear frame structure with a door frame.

Aus der WO 03/104080 A1 ist eine Flugzeugtür mit einem Rahmen und ein Verfahren zum Zusammenbau, sowie der Endmontage der Flugzeugtür bekannt.From the WO 03/104080 A1 is an aircraft door with a frame and a method of assembly, as well as the final assembly of the aircraft door known.

In der WO 2008/015360 A1 wird auf eine Tür in einem Flugzeugrumpf verwiesen. Die Flugzeugtür umfasst einen äußeren und einen inneren Rahmen.In the WO 2008/015360 A1 is directed to a door in an aircraft fuselage. The aircraft door includes an outer and an inner frame.

Aus der FR 2 947 241 A1 ist eine Schalenstruktur einer Rumpfstruktur bei einer Türaussparung bekannt. Hierbei ist ein Rumpfspant unterbrochen und der Türrahmen fällt mit dem, zu dem unterbrochenen Rumpfspant benachbarten Rumpfspant zusammen.From the FR 2 947 241 A1 is a shell structure of a hull structure at a door opening known. Here, a fuselage frame is interrupted and the door frame coincides with the fuselage bulkhead adjacent to the broken fuselage frame.

In „Moderne Militärflugzeuge“ von Paul Eden und Soph Mong (ISBN: 3-8094-1532-4) ist ein Modell eines Valiant-Tankers beschrieben, bei dem die Einstiegstür einen Spant unterbricht und O-förmig ausgebildet ist.In "Modern Military Aircraft" by Paul Eden and Soph Mong (ISBN: 3-8094-1532-4) a model of a Valiant tanker is described in which the entrance door interrupts a bulkhead and is O-shaped.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine hochsteife Türpanelanordnung für ein Luftfahrzeug und ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit einer derartigen Türpanelanordnung zu schaffen, bei denen eine hohe Struktursteifigkeit mit minimalem fertigungstechnischem Aufwand ermöglicht ist.The invention has for its object to provide a highly rigid door panel assembly for an aircraft and a method for producing an aircraft fuselage structure with such a door panel assembly in which a high structural rigidity is made possible with minimal manufacturing effort.

Diese Aufgabe wird durch eine Türpanelanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 und ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur gemäß Patentanspruch 12 gelöst.This object is achieved by a door panel assembly having the features of patent claim 1 and a method for producing an aircraft fuselage structure according to claim 12.

Die erfindungsgemäße Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur verwendet ein Türpanel, das eine Außenhaut und eine Hinterbaustruktur mit zumindest einem Türrahmen aufweist, der einen Türausschnitt zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt und durch zusätzliche Versteifungselemente gestützt ist. Erfindungsgemäß ist ein Mittenabschnitt des Türausschnitts bzw. ein Mittensegment des Türrahmens zwischen zwei nicht durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten der Flugzeugrumpfstruktur im Bereich von zwei benachbarten, durch das Türpanel unterbrochenen Spanten der Flugzeugrumpfstruktur angeordnet. Gegenüber herkömmlichen Lösungen für Türausschnitte dieser Breite ist der Türausschnitt erfindungsgemäß um etwa einen halben Spantabstand verschoben. Dadurch werden lediglich zwei Rumpfspante unterbrochen anstelle von drei Spanten gemäß der aus dem Stand der Technik bekannten üblichen Bauweise, so dass insgesamt eine belastungsoptimierte Struktur erreicht wird, die gegenüber herkömmlichen Strukturen bei gleicher oder höherer Steifigkeit ein geringeres Strukturgewicht bei kompakterer Baugröße des Türpanels aufweist. Hierdurch wird ferner eine Reduktion der Abmaße des separaten Türpanels und eine im Wesentlichen spantunabhängige Wahl der Türgröße ermöglicht. Weiterhin kann der Bereich des typischen Rumpfs um einen Spantbereich vergrößert werden, so dass sich zusätzlicher Bauraum, beispielsweise für ein weiteres Kabinenfenster oder Systemleitungen, ergibt.The door panel assembly for an aircraft fuselage structure of the present invention utilizes a door panel having an outer skin and a rear structure with at least one door frame defining a doorway for receiving an aircraft door and being supported by additional stiffening members. According to the invention, a middle section of the door cutout or a center segment of the door frame is arranged between two fuselage frames of the fuselage structure not interrupted by the door panel in the region of two adjacent frames of the fuselage structure interrupted by the door panel. Compared to conventional solutions for door cutouts of this width, the door opening according to the invention is displaced by about half a shank distance. As a result, only two fuselage ribs are interrupted instead of three ribs according to the conventional construction known from the prior art, so that overall a load-optimized structure is achieved which has a lower structural weight compared to conventional structures with the same or higher stiffness with a compact size of the door panel. In this way, a reduction of the dimensions of the separate door panel and a substantially spantunabhängige choice of the door size is also possible. Furthermore, the area of the typical fuselage can be increased by one bulkhead area, so that additional installation space, for example for a further cabin window or system lines, results.

Gemäß einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung bildet die Außenhaut mit der Hinterbaustruktur und dem dazugehörigen Türrahmen ein integrales oder integral gefertigtes Türpanel aus. Dadurch werden eine vereinfachte Herstellung und eine weitere Gewichtsoptimierung des Türpanels erreicht. Die Abmaße des Türpanels werden dabei vorzugsweise so gewählt, dass die Außenhaut von der Hinterbaustruktur gestützt und vor Schäden beim Transport und in der Montage bewahrt wird, auch wenn das Türpanel noch nicht am Rumpf montiert ist.According to a particularly preferred embodiment of the invention, the outer skin with the rear frame structure and the associated door frame forms an integral or integrally manufactured door panel. As a result, a simplified production and further weight optimization of the door panel are achieved. The dimensions of the door panel are preferably chosen so that the outer skin supported by the Hinterbaumtruktur and before Damage during transport and assembly is preserved, even if the door panel is not yet mounted on the fuselage.

Das Türpanel wird vorzugsweise als Faserverbundwerkstoff-Bauteil, insbesondere als CFK-Bauteil, hochintegral ausgeführt, um die werkstoffspezifischen Vorteile voll ausnutzen zu können. Aufgrund des gegenüber einer Rumpfschale relativ kleinen, separaten Türpanels können spezifische Fertigungsverfahren eingesetzt, das bei hochintegralen Strukturen bestehende Fertigungsrisiko minimiert und/oder spezifische Materialparameter an lokale Bedürfnisse angepasst werden.The door panel is preferably designed as a fiber composite component, in particular as CFRP component, highly integral in order to fully exploit the material-specific advantages. Due to the relative to a fuselage shell relatively small, separate door panel specific manufacturing processes can be used, which minimizes existing manufacturing risk in highly integrated structures and / or specific material parameters are adapted to local needs.

Zur Verringerung des Reparaturaufwands und dadurch der Kosten kann das separate Türpanel durch geeignete Wahl der Verbindungen zwischen Panel und restlichem Rumpf ausgetauscht werden. Durch die Austauschbarkeit im Falle einer schwerwiegenden Beschädigung müssen in der Türumgebungsstruktur keine hohen Reserven für die Reparierbarkeit vorgehalten werden, so dass eine weitere Gewichtsreduzierung erreicht werden kann.To reduce the expense of repair and thereby the cost, the separate door panel can be replaced by a suitable choice of connections between the panel and the rest of the fuselage. The interchangeability in the event of serious damage does not require high reserves for reparability in the door environment structure so that further weight reduction can be achieved.

Die Hinterbaustruktur ist gemäß der Erfindung mit integral ausgebildeten Spantanschlussprofilen für die Verbindung zu den Rumpfspanten und weiteren Versteifungselementen versehen. Die Versteifungselemente der Hinterbaustruktur sind vorzugsweise in Abhängigkeit der Strukturbelastung angeordnet und dimensioniert, so dass insgesamt eine Leichtbaustruktur mit hoher Steifigkeit erreicht wird.The rear structure is provided according to the invention with integrally formed Spantanschlussprofilen for connection to the fuselage frames and other stiffening elements. The stiffening elements of the rear structure are preferably arranged and dimensioned as a function of the structural load, so that overall a lightweight structure with high rigidity is achieved.

Einige Versteifungselemente sind bei einem Ausführungsbeispiel in Eckbereichen des Türrahmens angeordnet. Erfindungsgemäß sind die Versteifungselemente strahlenförmig an den Türrahmen angeschlossen und jeweils mit zumindest einem der beiden nächsten, nicht durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten verbunden. Dadurch wird ein optimaler Kraftfluß bei verringertem Strukturgewicht des Türpanels erreicht. Beispielsweise wird jeweils ein Profil in den Türecken derart positioniert und ausgelegt, dass es den nächsten und wenn festigkeitsmechanisch erforderlich ggf. auch den übernächsten Spant diagonal erreicht.Some stiffening elements are arranged in one embodiment in corner regions of the door frame. According to the invention, the stiffening elements are radially connected to the door frame and in each case connected to at least one of the two next, not interrupted by the door panel fuselage frames. As a result, an optimal power flow is achieved with reduced structural weight of the door panel. For example, in each case one profile is positioned and designed in the corners of the door in such a way that it reaches the next one and, if required in terms of mechanical strength, possibly also the second after the frame diagonally.

Bei einem konkreten Beispiel einer erfindungsgemäßen Türpanelanordnung werden zwei Rumpfspante durch das Türpanel unterbrochen, wodurch im oberen und unteren Bereich des durchgehenden Türrahmens jeweils zwei Spantanschlussprofile, welche im Wesentlichen in Umfangsrichtung angeordnet sind, als integrale Strukturbauteile positioniert sind. Die Spantanschlussprofile sind jeweils mit einem der unterbrochenen Rumpfspante verbindbar. Dadurch wird eine vorteilhafte Krafteinleitung in den Türrahmen und damit ein homogener Lastpfad erreicht.In a specific example of a door panel arrangement according to the invention, two fuselage frames are interrupted by the door panel, whereby two frame connection profiles, which are arranged substantially in the circumferential direction, are positioned as integral structural components in the upper and lower regions of the continuous door frame. The Spantanschlussprofile are each connected to one of the broken fuselage frame. As a result, an advantageous introduction of force into the door frame and thus a homogeneous load path is achieved.

Die Hinterbaustruktur kann sich parallel zur Flugzeuglängsachse erstreckende Steifen (Intercostal) aufweisen, die beispielsweise als I-, L- oder C-Profile ausgebildet und mit der Rumpfstruktur verbindbar sind. Die Intercostal der Hinterbaustruktur sind vorzugsweise auf Höhe der Lasteinleitungspunkte der Tür, den sogenannten Door Stops, positioniert und somit in Abhängigkeit der Strukturbelastung angeordnet und werden entsprechend dimensioniert.The rear structure may have parallel to the aircraft longitudinal axis extending stiffeners (Intercostal), which are formed for example as I, L or C profiles and connectable to the fuselage structure. The intercostal of the hindleg structure are preferably positioned at the level of the load introduction points of the door, the so-called door stops, and thus arranged as a function of the structural load and are dimensioned accordingly.

Neben der Anordnung der Intercostal im Bereich der Door Stops hat es sich aus fertigungstechnischen Gründen als vorteilhaft erwiesen, wenn die Intercostal zwischen den benachbarten Stringern der Rumpfstruktur angeordnet sind und über Verbindungsprofile (Kupplungselemente), vorzugsweise L-Profile, mit der Außenhaut der Rumpfstruktur verbindbar sind. Um gelenkartige Verformungen zwischen den Panels zu vermeiden, werden die Intercostal mit den Verbindungsprofilen vorzugsweise derart mit der Rumpfstruktur verbunden, dass sich auf beiden Seiten unterschiedliche und vorzugsweise orthogonal zueinander ausgerichtete Verbindungsflächen ergeben, so dass keine Fertigungstoleranzen ausgeglichen werden müssen.In addition to the arrangement of Intercostal in the field of door stops, it has proven to be advantageous for manufacturing reasons, when the Intercostal between the adjacent stringers of the fuselage structure are arranged and connection profiles (coupling elements), preferably L-profiles, are connectable to the outer skin of the fuselage structure , In order to avoid articulated deformations between the panels, the Intercostal with the connection profiles are preferably connected to the fuselage structure in such a way that different and preferably orthogonally aligned connection surfaces result on both sides, so that no manufacturing tolerances have to be compensated.

Der Türrahmen ist bei einer bevorzugten Ausführungsform der Türpanelanordnung als umlaufendes C-Profil ausgebildet, das mit seiner offenen Seite weg von dem Türausschnitt gerichtet ist. Dieser umlaufend ausgebildete Randträger bildet einen weiteren Bestandteil der Leichtbaustruktur aus und verbessert gegenüber bisherigen Bauweisen die strukturmechanische Leistungsfähigkeit, da auf Fügestellen in diesem hochbelasteten Bereich verzichtet werden kann. Dadurch können Montagekosten sowie Gewicht eingespart werden.The door frame is formed in a preferred embodiment of the door panel assembly as a circumferential C-profile, which is directed with its open side away from the door opening. This circumferentially formed edge support forms a further part of the lightweight structure and improves compared to previous designs the structural mechanical performance, as can be dispensed with joints in this highly loaded area. As a result, assembly costs and weight can be saved.

Bei einer Rumpfstruktur, die zumindest eine obere Rumpfschale, insbesondere eine obere Halbschale, und eine untere Rumpfschale, insbesondere eine untere Halbschale, aufweist, ist es vorteilhaft, wenn die Schalenstöße derart angeordnet sind, dass diese nicht durch den Türausschnitt verlaufen. Derzeit werden für zukünftige Flugzeugrümpfe Halbschalenbauweisen favorisiert. Hierbei würde die Trennstelle zwischen der Ober- und der Unterschale durch den Türausschnitt verlaufen. Diese würde wiederum Durchsetzungen in der Hinterbaustruktur sowie eine technisch anspruchsvolle Verbindung der Hinterbaustruktur mit den beiden Halbschalen erfordern und aufgrund der Nietverbindung in den hochbelasteten Bauteilen der Hinterbaustruktur zu einem erhöhten Gewicht führen.In a hull structure having at least one upper hull shell, in particular an upper half shell, and a lower hull shell, in particular a lower half shell, it is advantageous if the shell joints are arranged such that they do not run through the door cutout. Half shell construction is currently favored for future aircraft fuselages. Here, the separation point between the upper and the lower shell would pass through the door opening. This in turn would require enforcement in the hindleg structure and a technically sophisticated connection of the rear structure with the two half shells and lead to an increased weight due to the rivet in the highly stressed components of the staging structure.

Ein erfindungsgemäßes Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur mit einer derartigen Türpanelanordnung umfasst das Ausbilden eines Türpanels mit einer Außenhaut, einem Türrahmen, der einen Türausschnitt zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt, sowie zusätzlichen Versteifungselementen. Anschließend erfolgt das Verbinden des vorgefertigten Türpanels mit der Flugzeugrumpfstruktur, wobei die Mitte des Türausschnitts bezogen auf die Längsachse des Flugzeugs zwischen zwei nicht durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten der Flugzeugrumpfstruktur im Bereich von zwei benachbarten, durch das Türpanel unterbrochenen Rumpfspanten der Flugzeugrumpfstruktur angeordnet wird.An inventive method for producing an aircraft fuselage structure with such a door panel assembly comprises forming a door panel with an outer skin, a door frame having a door opening for receiving a Limited aircraft door, as well as additional stiffening elements. Subsequently, the prefabricated door panel is connected to the aircraft fuselage structure, wherein the center of the door cutout is arranged between two fuselage frames of the fuselage structure not interrupted by the door panel in the region of two adjacent fuselage frames of the fuselage structure interrupted by the door panel.

Bei der Endmontage eines Flugzeugrumpfes werden auch nach dem Zusammenfügen der einzelnen Schalen weitere Systeme und Kabinenelemente in das Flugzeuginnere transportiert, um dort montiert zu werden. Diese Bauteile müssen größtenteils durch die Passagiertür in den Rumpf gebracht werden. Die Größe der Passagiertür limitiert hierbei die Größe der Bauteile. Weiterhin wird die Türstruktur durch den Transport einem erhöhten Schädigungsrisiko ausgesetzt. Erfindungsgemäß wird es daher bevorzugt, wenn das Türpanel erst in einem relativ späten Prozessschritt in den Rumpf montiert wird, so kann es nicht beschädigt werden und die einzubringenden Bauteile können größere Abmessungen aufweisen. Durch die erst späte Montage des Türpanels kann dieses ferner vorteilhaft bei einem Zulieferer hergestellt und bis zu einem maximalen Grad bereits vorausgerüstet werden. Beispielsweise kann die Passagiertür bereits in das Türpanel eingebaut und vorjustiert werden. Die Kabinenausstattung, beispielsweise Sensoren und Systeme, die Kabinenverkleidung, Sitze etc., kann zum Zeitpunkt des Einbaus des Türpanels bereits größtenteils abgeschlossen sein, um so die Durchlaufzeit in der Ausrüstungsmontage (Major Component Assembly) zu verringern.During the final assembly of an aircraft fuselage, further systems and cabin elements are transported into the aircraft interior even after the individual shells have been assembled in order to be mounted there. Most of these components have to be brought into the fuselage through the passenger door. The size of the passenger door limits the size of the components. Furthermore, the door structure is exposed to an increased risk of damage by the transport. According to the invention, it is therefore preferred that when the door panel is mounted in the hull only in a relatively late process step, it can not be damaged and the components to be incorporated may have larger dimensions. As a result of the late installation of the door panel, it can also be advantageously produced by a supplier and pre-equipped to a maximum degree. For example, the passenger door can already be installed in the door panel and pre-adjusted. Cabin equipment, such as sensors and systems, cabin trim, seats, etc., may already be largely terminated at the time the door panel is installed, thus reducing lead time in the major component assembly.

Zur Verbesserung der Stabilität des Fußbodens im Bereich des Türausschnitts der Flugzeugrumpfstruktur, auch bei noch nicht montiertem Türpanel, können die Fußbodenquerträger unterhalb des Ausschnitts mittels vorzugsweise zweier Stützprofile an zumindest jeweils einen Rumpfspant angebunden werden.To improve the stability of the floor in the area of the door cutout of the aircraft fuselage structure, even with the door panel not yet mounted, the floor crossmembers below the cutout can be connected to at least one fuselage frame by means of preferably two support profiles.

Sonstige vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Bestandteil der weiteren Unteransprüche.Other advantageous developments of the invention are part of the further subclaims.

Im Folgenden wird ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand schematischer Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:

1 eine räumliche Darstellung einer erfindungsgemäßen Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur;
2 eine räumliche Darstellung der Türpanelanordnung aus 1 vor der Montage an der Flugzeugrumpfstruktur;
3 eine Draufsicht auf die an der Flugzeugrumpfstruktur montierte Türpanelanordnung aus 1;
4 eine räumliche Darstellung des Details Y aus 3 und
5 eine Darstellung des Details Z aus 3.

In the following, a preferred embodiment of the invention is explained in more detail with reference to schematic drawings. Show it:

1 a spatial representation of a door panel assembly according to the invention for an aircraft fuselage structure;
2 a spatial representation of the door panel assembly 1 before mounting on the fuselage structure;
3 a plan view of the mounted on the aircraft fuselage structure door panel assembly 1 ;
4 a spatial representation of the detail Y out 3 and
5 a representation of the detail Z out 3 ,

1 zeigt eine erfindungsgemäße Türpanelanordnung 1 für eine Flugzeugrumpfstruktur 2, mit einem von außen in einem Ausschnitt 4 der Rumpfstruktur 2 montierten Türpanel 6. 1 shows a door panel assembly according to the invention 1 for an aircraft fuselage structure 2 , with one from the outside in a cutout 4 the hull structure 2 mounted door panel 6 ,

Wie 2 zu entnehmen ist, welche die Türpanelanordnung 1 vor der Montage zeigt, weist das Türpanel 6 auf der Innenseite einen Türrahmen 8 auf, der einen Türausschnitt 10 zur Aufnahme einer nicht dargestellten Flugzeugpassagiertür begrenzt. Das Türpanel 6 hat eine Außenhaut 12, der eine mit Rumpfspanten 14a, 14b der Flugzeugrumpfstruktur 2 verbindbare Hinterbaustruktur 16 zur Versteifung zugeordnet ist. Der Türrahmen 8 ist als umlaufendes C-Profil ausgebildet, das mit seiner offenen Seite weg von dem Türausschnitt 10 gerichtet ist. Dieser umlaufend ausgebildete Randträger 8 erhöht die Steifigkeit des Türpanels 6 im späteren Anschluss- und Anlagebereich der Flugzeugtür. Die Außenhaut 12 bildet mit dem Türrahmen 8 und der Hinterbaustruktur 16 ein integrales Türpanel 6 aus. Dadurch werden eine einfache Herstellung und eine Gewichtsoptimierung des Türpanels 6 bei hoher Steifigkeit erreicht.As 2 it can be seen which the door panel assembly 1 before mounting shows, the door panel points 6 on the inside a door frame 8th on, who has a door opening 10 limited to accommodate an aircraft passenger door, not shown. The door panel 6 has an outer skin 12 , one with hull ribs 14a , 14b of the aircraft fuselage structure 2 connectable rear structure 16 is assigned to stiffening. The door frame 8th is designed as a circumferential C-profile, with its open side away from the door opening 10 is directed. This circumferentially formed edge beam 8th increases the rigidity of the door panel 6 in the later connecting and investment area of the aircraft door. The outer skin 12 forms with the door frame 8th and the hindleg structure 16 an integral door panel 6 out. This results in a simple manufacture and weight optimization of the door panel 6 achieved with high rigidity.

Das Türpanel 6 ist bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel als CFK-Faserverbundwerkstoff-Bauteil hochintegral ausgeführt, um die werkstoffspezifischen Vorteile voll ausnutzen zu können. Aufgrund des gegenüber einer Rumpfschale relativ kleinen, separaten Türpanels 6 können hierbei spezifische Fertigungsverfahren eingesetzt und das bei hochintegralen Strukturen bestehende Fertigungsrisiko minimiert werden.The door panel 6 is executed in the illustrated embodiment as a CFRP fiber composite component highly integrated in order to fully exploit the material-specific advantages can. Due to the relative to a hull shell relatively small, separate door panel 6 In this case, specific manufacturing processes can be used and the manufacturing risk inherent in highly-integrated structures can be minimized.

Wie insbesondere 3 zu entnehmen ist, die eine schematische Draufsicht einer montierten Türpanelanordnung 1 aus 2 zeigt, ist ein Mittenabschnitt oder Mittelsegment 18 des Türausschnitts 10 zwischen den beiden benachbarten Spanten 14a, 14b der Flugzeugrumpfstruktur 2 angeordnet, so dass der Türausschnitt 10 etwa um einen halben Spantabstand gegenüber herkömmlichen Bauweisen verschoben ist. Dadurch werden lediglich zwei Rumpfspante 14a, 14b unterbrochen anstelle von drei Spanten gemäß der üblichen Bauweise, so dass insgesamt eine belastungsoptimierte Struktur erreicht wird, die gegenüber herkömmlichen Strukturen bei gleicher oder höherer Steifigkeit ein geringeres Strukturgewicht bei kompakter Baugröße des Türpanels 6 aufweisen kann. Hierdurch wird ferner eine Reduktion der Abmaße des separaten Türpanels 6 und eine im Wesentlichen spantunabhängige Wahl der Türgröße ermöglicht. Weiterhin kann der Bereich des typischen Rumpfs um einen Spantbereich vergrößert werden, so dass sich zusätzlicher Bauraum, beispielsweise für ein weiteres Kabinenfenster oder die Führung von Systemen, ergibt.In particular 3 it can be seen, which is a schematic plan view of a mounted door panel assembly 1 out 2 shows is a center section or middle section 18 of the door opening 10 between the two adjacent frames 14a , 14b of the aircraft fuselage structure 2 arranged so that the door opening 10 shifted by about half a Spantabstand compared to conventional designs. As a result, only two fuselage frames 14a , 14b interrupted instead of three frames according to the usual construction, so that overall a load-optimized structure is achieved compared to conventional structures with the same or higher stiffness a lower structural weight with compact size of the door panel 6 can have. This also reduces the dimensions of the separate door panel 6 and a substantially frame-independent choice the door size allows. Furthermore, the area of the typical fuselage can be increased by one rib area, so that additional installation space, for example for a further cabin window or the guidance of systems, results.

Die Hinterbaustruktur 16 ist mit integral ausgebildeten Spantanschlussprofilen 20a-d versehen, wobei zwei benachbarte Spantanschlussprofile 20a, 20b oberhalb und zwei benachbarte Spantanschlussprofile 20c, 20d unterhalb des Türrahmens 8 angeordnet sind, die sich in Umfangsrichtung der Flugzeugrumpfstruktur 2 erstrecken. Die Spantanschlussprofile 20a-d sind jeweils mit einem der Endabschnitte der Rumpfspante 14a, 14b verbunden.The hindleg structure 16 is with integral trained Spantanschlussprofilen 20a-d provided, wherein two adjacent Spantanschlussprofile 20a, 20b above and two adjacent Spantanschlussprofile 20c, 20d below the door frame 8th are arranged, extending in the circumferential direction of the fuselage structure 2 extend. The Spantanschlussprofile 20a-d are each with one of the end portions of the hull frame 14a , 14b connected.

Ferner ist die Hinterbaustruktur 16 mit integral ausgebildeten Versteifungs- bzw. Anbindungselementen 22a-d versehen, die in Abhängigkeit der Strukturbelastung angeordnet und dimensioniert sind, so dass insgesamt eine Leichtbaustruktur mit hoher Steifigkeit erreicht wird. Die Versteifungselemente 22a-d sind in Eckbereichen 24 des Türrahmens 8 angeordnet, schließen sich an diesen an und erstrecken sich diagonal, strahlenförmig von dem Türrahmen 8 weg.Furthermore, the Hinterbaumtruktur 16 with integrally formed stiffening or connecting elements 22a-d provided, which are arranged and dimensioned depending on the structural load, so that a total of lightweight construction structure with high rigidity is achieved. The stiffening elements 22a-d are in corner areas 24 of the door frame 8th arranged, close to this and extend diagonally, radiating from the door frame 8th path.

Die Hinterbaustruktur 16 weist sich im Wesentlichen parallel zur Flugzeuglängsachse erstreckende Intercostal 26 auf. Als besonders vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn die Intercostal 26 jeweils in Bereichen zwischen benachbarten Stringern 28 der Rumpfstruktur 2 angeordnet sind und über Verbindungsprofile 30 (Kupplungselemente) mit der Außenhaut 32 der Rumpfstruktur 2 verbunden sind. Die Intercostal 26 sind in Umfangsrichtung im Wesentlichen zueinander parallel beabstandet und verlaufen jeweils in Rumpflängsrichtung bis kurz vor den Rand der Außenhaut 12 des Türpanels 6 (vgl. 2), so dass sich die freien Enden der Intercostal 26 bis zum Rand des Ausschnitts 4 der Rumpfstruktur 2 erstrecken. Die Spantanschlussprofile 20a-d erstrecken sich im Wesentlichen in radialer Richtung des Rumpfes 2 und sind in Rumpflängsrichtung zueinander beabstandet. Die Endabschnitte der Spantanschlussprofile 20a-d erstrecken sich ebenfalls bis kurz vor den Rand der Außenhaut 12 des Türpanels 6 (vgl. 2), so dass sich die freien Enden der Spantanschlussprofile 20a-d bis zum Rand des Ausschnitts 4 der Rumpfstruktur 2 erstrecken. Das Türpanel 6 wird bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel im Randbereich mit der Flugzeugrumpfstruktur 2 vernietet.The hindleg structure 16 has substantially parallel to the aircraft longitudinal axis extending Intercostal 26 on. It has proved particularly advantageous if the Intercostal 26 each in areas between adjacent stringers 28 the hull structure 2 are arranged and via connection profiles 30 (Coupling elements) with the outer skin 32 the hull structure 2 are connected. The Intercostal 26 are circumferentially spaced substantially parallel to each other and extend in the longitudinal direction of the hull until just before the edge of the outer skin 12 of the door panel 6 (see. 2 ), so that the free ends of the Intercostal 26 to the edge of the clipping 4 the hull structure 2 extend. The chip connection profiles 20a-d extend substantially in the radial direction of the hull 2 and are spaced apart in the longitudinal direction of the fuselage. The end sections of the Spantanschlussprofile 20a-d also extend to just before the edge of the outer skin 12 of the door panel 6 (see. 2 ), so that the free ends of the Spantanschlussprofile 20a-d to the edge of the clipping 4 the hull structure 2 extend. The door panel 6 is in the illustrated embodiment in the edge region with the fuselage structure 2 riveted.

Gemäß 4, die eine schematische Darstellung des Details Y aus 3 zeigt, sind die Intercostal 26 als I-Profile ausgebildet und jeweils in Bereichen zwischen benachbarten, als Omega-Profile ausgebildeten Stringern 28 der Rumpfstruktur 2 angeordnet. Die Intercostal 26 sind über L-förmige Verbindungsprofile 30 mit der Außenhaut 32 der Rumpfstruktur 2 verbunden. Die Verbindungsprofile 30 sind hierbei beidseitig eines Verbindungsschenkels 34 der Intercostal 26 angeordnet, wobei ein Schenkel 36 mit dem Intercostal 26 und ein zweiter Schenkel 38 mit der Außenhaut 32 verbunden ist.According to 4 which is a schematic representation of the detail Y out 3 shows are the Intercostal 26 formed as I-profiles and in each case in areas between adjacent, trained as omega profiles stringers 28 the hull structure 2 arranged. The Intercostal 26 are over L-shaped connection profiles 30 with the outer skin 32 the hull structure 2 connected. The connection profiles 30 are here on both sides of a connecting leg 34 the Intercostal 26 arranged, with a leg 36 with the Intercostal 26 and a second leg 38 with the outer skin 32 connected is.

Wie 5 zu entnehmen ist, die eine schematische Darstellung des Details Z aus 3 zeigt, ist ein Fußbodenquerträger 40 unterhalb des Ausschnitts 4 mittels diagonal verlaufenen Stützprofilen 42 im Bereich des Ausschnitts zur Verbesserung der Stabilität des Fußbodens, auch bei noch nicht montiertem Türpanel 6, an den Rumpfspanten 14 angebunden.As 5 can be seen, which is a schematic representation of the detail Z from 3 shows is a floor cross member 40 below the clipping 4 by means of diagonal support profiles 42 in the area of the cut to improve the stability of the floor, even with not yet mounted door panel 6 , attached to the fuselage frames 14.

Die erfindungsgemäße Türpanelanordnung 1 ist nicht auf die beschriebene Panelanordnung für eine Passagiertür beschränkt, vielmehr kann die erfindungsgemäße Türpanelanordnung bei einem alternativen, nicht dargestellten Ausführungsbeispiel als Frachttor, Notausstiegsluke oder Mannluke etc. ausgebildet sein.The door panel assembly according to the invention 1 is not limited to the described panel arrangement for a passenger door, but the door panel assembly according to the invention can be formed in an alternative, not shown embodiment as a cargo door, emergency exit hatch or manhole etc.

Offenbart ist eine Türpanelanordnung 1 für eine Flugzeugrumpfstruktur 2, mit einem Türpanel 6, das eine Außenhaut 12 und eine Hinterbaustruktur (16) aufweist, wobei die Hinterbaustruktur (16) zumindest einen Türrahmen 8 umfasst, der einen Türausschnitt 10 zur Aufnahme einer Flugzeugtür begrenzt, und wobei ein Mittenabschnitt 18 des Türausschnitts 10 zwischen zwei benachbarten Spanten 14a, 14b der Flugzeugrumpfstruktur 2 angeordnet ist. Weiterhin offenbart ist ein Verfahren zur Herstellung einer Flugzeugrumpfstruktur 2 mit einer derartigen Türpanelanordnung 1.Disclosed is a door panel assembly 1 for an aircraft fuselage structure 2 , with a door panel 6 that is an outer skin 12 and a hindleg structure ( 16 ), wherein the hindleg structure ( 16 ) at least one door frame 8th includes a door opening 10 limited to receiving an aircraft door, and wherein a center section 18 of the door opening 10 between two adjacent frames 14a , 14b of the aircraft fuselage structure 2 is arranged. Further disclosed is a method of manufacturing an aircraft fuselage structure 2 with such a door panel assembly 1 ,

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11: TürpanelanordnungDoor panel assembly
22: FlugzeugrumpfstrukturAircraft fuselage structure
44: Ausschnittneckline
66: Türpaneldoor panel
88th: Türrahmendoorframe
1010: Türausschnittdoor cutout
1212: Außenhautshell
14a, b14a, b: Rumpfspantbulkhead
1616: HinterbaustrukturHinterbaustruktur
1818: Mittenabschnitt (Mittensegment)Middle section (middle segment)
20a-d20a-d: SpantanschlussprofilSpantanschlussprofil
22a-d22a-d: Versteifungselementstiffener
2424: Eckbereichcorner
2626: Intercostalintercostal
2828: StringerStringer
3030: Verbindungsprofilconnection profile
3232: Außenhautshell
3434: Verbindungsschenkelconnecting leg
3636: Schenkelleg
3838: Schenkelleg
4040: FußbodenquerträgerFloor beams
4242: Stützprofilsupport profile

Claims

A door panel assembly for an aircraft fuselage structure (2), comprising a door panel (6) having an outer skin (12) and a rear frame structure (16) with at least one door frame (8), said door frame (8) having a door cutout (10) for receiving a door frame (8) Limited aircraft door, characterized in that a central portion (18) of the door cutout (10) between two not interrupted by the door panel fuselage (14c, 14d) of the aircraft fuselage structure (2) in the region of two adjacent, interrupted by the door panel (6) fuselage frames ( 14a, 14b) of the aircraft fuselage structure (2) is arranged, wherein the rear structure (16) has integrally formed Spantanschlussprofile (20a-d) and stiffening elements (22a-d), and wherein the stiffening elements (22a-d) radially to the door frame ( 8) and connected to at least one of the next two fuselage frames (14c, 14d) of the aircraft fuselage structure (2) which are not interrupted by the door panel.

Door panel arrangement after Claim 1 wherein the outer skin (12) with the rear frame structure (16) and the associated door frame (8) forms an integral or integrally manufactured door panel (6).

Door panel arrangement after Claim 1 or 2 wherein the door panel (6) is a fiber composite component.

Door panel arrangement after Claim 1 in that the stiffening elements (22a-22d) form diagonal stiffening elements which are arranged in corner regions (34) of the door frame (8).

Door panel assembly according to one of the preceding claims, wherein two adjacent Spantanschlussprofile (20a, 20b) above and two adjacent Spantanschlussprofile (20c, 20d) are arranged below the door frame (8) extending in the circumferential direction of the aircraft fuselage structure (2) substantially.

Door panel assembly according to one of the preceding claims, wherein the Spantanschlussprofile (20a-d) are each connected to an end portion of the hull frame (14a, 14b) of the aircraft fuselage structure (2).

Door panel arrangement according to one of the preceding claims, wherein the rear structure (16) has approximately parallel to the aircraft longitudinal axis extending lateral stiffeners (26), so-called Intercostal, which are connected to the aircraft fuselage structure (2).

Door panel arrangement after Claim 7 in that the intercostals (26) are respectively arranged in areas between adjacent stringers (28) of the aircraft fuselage structure (2) and connected via connecting profiles (30) to an outer skin (32) of the fuselage structure (2).

Door panel arrangement after Claim 8 , wherein the connection profiles (30) allow tolerance compensation by suitable choice of the connecting surfaces and / or are interchangeable.

Door panel assembly according to one of the preceding claims, wherein the door panel (6) from the outside in the aircraft fuselage structure (2) is mountable and exchangeable.

Door panel assembly according to one of the preceding claims, wherein the door frame (8) is formed as a circumferential C-profile, which is directed with its open side away from the door cutout (10).

Method for producing an aircraft fuselage structure (2) with a door panel arrangement (1) according to one of the preceding claims, with the steps: a) forming a door panel (6) having an outer skin (12) and a Hinterbaumtruktur (16), which comprises at least one door frame (8) defining a door opening (10) for receiving an aircraft door, and b) connecting the prefabricated door panel (6) to the aircraft fuselage structure (2), wherein a center portion (18) of the door cutout (10) between two not interrupted by the door panel fuselage (14c, 14d) of the fuselage structure (2) in the region of two adjacent , through the door panel (6) interrupted fuselage frames (14a, 14b) of the aircraft fuselage structure (2) is arranged.