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Die Erfindung betrifft eine Komponentenanordnung an einer Luftfahrzeugstruktur, insbesondere an einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeuges, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 sowie ein Verfahren zum Einbau einer Komponente in eine Luftfahrzeugstruktur gemäß Patentanspruch 11.
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Die Integration von Komponenten, insbesondere von aerodynamischen Sensoren, wie beispielsweise statischen Druckmessdosen und dgl., in Flugzeugstrukturen ist vielfach Einschränkungen unterworfen, da unterschiedlichste Anforderungen der Komponenten und der Primärstruktur des Flugzeugs zu berücksichtigen sind. Beispielsweise werden an die aerodynamische, kontinuierliche Oberfläche und die Druckdichtigkeit einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeuges hohe Anforderungen gestellt. Hinzu kommen spezielle Systemanforderungen, wie beispielsweise bei Sensoren eine Beheizung. Im Gegensatz zu der Forderung an die aerodynamisch optimale Oberfläche stehen Fertigungstoleranzen der verschiedenen Bauteile. Bei Flugzeugen aus Faserverbundstrukturen spielt insbesondere die hohe Dickentoleranz der Bauteile hierbei eine entscheidende Rolle. Bei komplexen und empfindlichen Systemen können zu große Dickentoleranzen erhebliche Funktionsprobleme verursachen, wie beispielsweise hohe Messfehler, die gerade bei aerodynamischen Messeinrichtungen zu Problemen im Betrieb des Fluggerätes führen können.
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Aus der Druckschrift
EP 1 145 952 A1 ist beispielsweise eine Komponentenanordnung an einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeuges bekannt, die eine mit der Luftfahrzeugstruktur verbundene Befestigungsstruktur für eine der Luftfahrzeugstruktur zuzuordnende statische Druckmessdose, eine sogenannte Integrated Static Probe (ISP), verwendet. Nachteilig bei derartigen Komponentenanordnungen an Luftfahrzeugstrukturen ist, dass es aufgrund von sich aufaddierenden Bauteiltoleranzen zu einer ungenügenden Druckdichtigkeit der Druckmessdoseninstallation kommen kann. Weiterhin nachteilig ist, dass eine zwischen der Druckmessdose und einer aerodynamischen Platte angeordnete, thermisch wirksame Dichtung aufgrund zu hoher Toleranzketten der einzelnen Komponenten beschädigt werden kann oder durch zu große Abstände eine Fehlfunktion durch ungenügenden Kontakt verursacht.
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Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Komponentenanordnung an einer Luftfahrzeugstruktur und ein Verfahren zum Einbau einer Komponente in eine Luftfahrzeugstruktur zu schaffen, bei denen die resultierende Anordnung höchsten Anforderungen an die Betriebssicherheit, Funktion und Aerodynamik genügt.
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Diese Aufgabe wird durch eine Komponentenanordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 sowie mittels eines Verfahrens mit den Merkmalen des Patentanspruchs 11 gelöst.
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Eine erfindungsgemäße Komponentenanordnung an einer Luftfahrzeugstruktur, insbesondere an einer Rumpfstruktur oder Flügelstruktur eines Luftfahrzeuges, verwendet zumindest eine mit der Luftfahrzeugstruktur verbundene Befestigungsstruktur für mindestens eine der Luftfahrzeugstruktur zuzuordnende Komponente, insbesondere einer Messeinrichtung. Erfindungsgemäß ist ferner zumindest ein Komponententräger zur Aufnahme der zu befestigenden Komponente vorgesehen, wobei der Komponententräger mit der Befestigungsstruktur verbindbar ist und sich eine von der Komponente abgewandte Außenfläche des Komponententrägers etwa bündig zu einer Außenfläche der Luftfahrzeugstruktur erstreckt. Der Komponententräger ist vorzugsweise als aerodynamische Platte ausgebildet, wobei die Installation der Komponente, beispielsweise einer statischen Druckmessdose, direkt auf der aerodynamischen Platte erfolgt. Dadurch ist die Toleranz zwischen Komponente und aerodynamischer Platte nur noch von diesen beiden Bauteiltoleranzen abhängig. Ferner vorteilhaft ist die Reduktion der erforderlichen Bauteile, die neben einer Gewichtsreduktion des Gesamtsystems eine Kostenreduzierung ermöglicht. Die Komponentenanordnung kann neben der Rumpfstruktur auch an anderen Strukturbereichen eines Flugzeuges, insbesondere am Flügel vorteilhaft angeordnet werden.
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Gemäß einem besonders bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die Befestigungsstruktur mit einer Innenfläche der Luftfahrzeugstruktur verbunden. Die Befestigungsstruktur wird vorzugsweise derart mit der Luftfahrzeugstruktur verbunden, dass eine Auflagefläche für den Komponententräger einen definierten, etwa gleichmäßigen Abstand zu der Außenfläche der Luftfahrzeugstruktur aufweist. Die beispielsweise als Doppler ausgebildete Befestigungsstruktur wird vorzugsweise auf der Flugzeugaußenhaut von innen mit definierten Abständen befestigt bzw. eingeschimmt. Hierbei wird die Auflagefläche vorzugsweise mittels einer Vorrichtung auf einen definierten Abstand zur äußeren Flugzeugkontur gebracht und mit festem und/oder flüssigem Ausgleichselement (Shim) in einem fest definierten Abstand zur Struktur fixiert, insbesondere vernietet. Dieser Doppler ist neben Befestigungsstruktur vorzugsweise gleichzeitig auch versteifendes Element der Primärflugzeugzelle. Dadurch ist eine weitere Gewichtsreduktion des Gesamtsystems ermöglicht.
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Als besonders vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn der Komponententräger einen Aufnahmeabschnitt zur Aufnahme eines Vorsprungs der zu befestigenden Komponente aufweist. Der Aufnahmeabschnitt kann entsprechend dem Vorsprung der Komponente etwa zylinderförmig ausgebildet sein. Die Komponente wird vorzugsweise mit einer Innenseite des Komponententrägers verbunden.
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Der Aufnahmeabschnitt des Komponententrägers weist bei einer Ausführungsform der Erfindung eine der Komponente zugewandte Anlagefläche auf, die mit einer Flanschfläche der Komponente in Anlage bringbar ist. In diesem Bereich ist die Komponente vorzugsweise mit dem Komponententräger mittels Schrauben verbunden. Der Aufnahmeabschnitt hat vorzugsweise einen etwa ringförmigen Befestigungssteg.
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Erfindungsgemäß hat es sich als vorteilhaft erwiesen, wenn im Bereich der Anlagefläche zumindest eine Dichtung, beispielsweise ein Dichtungsring bzw. eine O-Ring-Dichtung, angeordnet ist. Der Aufnahmeabschnitt hat vorzugsweise eine stirnseitige, der Komponente zugewandte Ringnut zur Aufnahme der O-Ring-Dichtung. Dadurch wird eine optimale Dichtigkeit zwischen Komponententräger und Komponente erreicht.
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Eine Stirnfläche des Vorsprungs der Komponente ist bei einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel im montierten Zustand der Komponentenanordnung über zumindest eine thermisch wirksame Dichtung (Thermal Seal) mit einer Kontaktfläche des Komponententrägers in Anlage. Die Bauteiltoleranzen des Komponententrägers und der Befestigungsstruktur sind bei einer bevorzugten Ausbildung als Metallbauteile in einem zulässigen Bereich für die einwandfreie Funktion der thermischen Dichtung. Diese ist für das Übertragen der Heizleistung von der statischen Druckmessdose zu der aerodynamischen Platte gegen Vereisung vorgesehen. Die thermische Kopplung zwischen Komponente, beispielsweise statischer Druckmessdose, und Komponententräger bzw. aerodynamischer Platte ist hierbei derart optimiert, dass keine Zerstörung oder Fehlfunktion der thermisch wirksamen Dichtung zu Erwarten ist. Das System kann aufgrund der optimierten Verbindung alternativ ohne thermische Dichtung eingesetzt werden.
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Bei einem konkreten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist der Komponententräger etwa topfförmig ausgebildet und in eine Aufnahme der etwa ringförmigen Befestigungsstruktur einsetzbar. Die Montage erfolgt vorzugsweise von einer Innenseite her. Hierbei wird vorzugsweise eine Stützfläche des Komponententrägers in Anlage an eine Auflagefläche der Befestigungsstruktur gebracht. Insgesamt wird dadurch eine einfache Montage der auf ein Minimum reduzierten Bauteile bei ausgezeichneter Dichtigkeit erreicht.
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Vorzugsweise wird der als aerodynamische Platte ausgeführte Komponententräger von innen auf der als Doppler vorgesehenen Befestigungsstruktur befestigt, insbesondere verschraubt. Komponententräger und Befestigungsstruktur sind beispielsweise als Metallbauteile mit engen Bauteiltoleranzen herstellbar. Insbesondere bei Flugzeugstrukturen aus CFK-Faserverbundwerkstoffen sind die Metallbauteile vorzugsweise aus einer Titanlegierung ausgebildet. Aufgrund der sehr exakt möglichen Fertigung von Metallbauteilen sind geringe Bauteiltoleranzen vorhanden, so dass die aerodynamische Platte in einer Ausnehmung der Flugzeugaußenhaut unter minimalsten Abweichungen (Fertigungstoleranzen der Platte selbst) zur Außenkontur des Flugzeugs verschraubt werden kann. Hierdurch wird die aerodynamische Strömungsqualität nur geringstmöglich beeinflusst. Ferner kann ein Tausch der aerodynamischen Platte ohne großen Aufwand im Betrieb des Flugzeugs von innen erfolgen. Die Platte muss nicht einjustiert werden, was einen enormen Zeitvorteil in der Wartung des Teils sowie beim Tausch ermöglicht. Insgesamt wird eine einfache Wartung der aerodynamischen Platte erreicht.
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Der Komponententräger bzw. die aerodynamische Platte ist vorzugsweise als Strukturbauteil ausgelegt. Dadurch kann gegenüber herkömmlichen Lösungen ein Gewichtsvorteil erzielt werden, da die aerodynamische Platte nicht mehr lediglich ein strömungsoptimiertes Verkleidungsteil ist, sondern eine tragende Struktur ausbildet. Die besonders bevorzugte Installation der Platte von innen ermöglicht, dass selbst bei Versagen aller Schraubverbindungen der Platte diese nicht verloren wird, da sie durch den Innendruck nach außen belastet und auch ohne Innendruck noch durch den Dichtungsring in ihrer Position gehalten wird. Vorteilhaft ist ferner, dass die Platte völlig ungestört von Schraubenköpfen auf der aerodynamischen Funktionsfläche ist. Dies ermöglicht eine exaktere Strömungsmessung durch die vollkommen ebene Fläche, die auch durch das Anziehen der Schrauben keine Oberflächenwelligkeiten aufweist. Insgesamt wird eine verbesserte aerodynamische Strömungsgüte für das Messsystem bei vereinfachter Montage und hoher Betriebssicherheit erreicht.
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Vorzugsweise hat der Komponententräger einen etwa L-förmigen Flanschbereich, wobei ein Ringbund mit der Befestigungsstruktur verbindbar ist. Dadurch wird eine definierte, formschlüssige Auflage des Komponententrägers auf der Befestigungsstruktur erreicht.
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Im Flanschbereich ist bevorzugt zumindest eine Dichtung, insbesondere eine O-Ring-Dichtung, angeordnet. Die Dichtung kann einem Schenkel des Flanschbereichs zugeordnet sein. Das heißt, die Druckdichtigkeit zwischen der aerodynamischen Platte und dem Doppler wird vorzugsweise durch eine O-Ring-Umfangsdichtung in einer Nut der aerodynamischen Platte gewährleistet. Diese ermöglicht gleichzeitig eine Zentrierung der aerodynamischen Platte im Doppler. Das aufwändige Abdichten mit einem Dichtmaterial (Sealing etc.) kann gegenüber herkömmlichen Lösungen entfallen, so dass die Montage weiter vereinfacht ist.
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Gemäß einer bevorzugten Ausführungsvariante der Erfindung weist die Befestigungsstruktur einen umlaufend ausgebildeten, vorzugsweise etwa L-förmigen, Versteifungsrand auf. Ein Schenkel des Versteifungsrands erstreckt sich vorzugsweise nach innen in Richtung der Rumpfinnenseite und ein zweiter Schenkel im Wesentlichen parallel zur Rumpfinnenfläche. Die Steifigkeit der Befestigungsstruktur ist dadurch mit geringstem Materialeinsatz erhöht.
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Die Erfindung ist besonders geeignet für die Montage von einer Druckmesseinrichtung, insbesondere einer statischen Druckmessdose an einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeugs. Die zumindest eine Komponente kann jedoch auch ein anderer Sensor, insbesondere ein Temperatursensor oder dgl. sein.
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Das erfindungsgemäße Verfahren zum Einbau einer Komponente an einer Luftfahrzeugstruktur, insbesondere einer Messeinrichtung an einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeuges, ist dadurch gekennzeichnet, dass eine Befestigungsstruktur an der Luftfahrzeugstruktur, insbesondere an deren Innenseite, befestigt wird, wobei die Komponente über einen Komponententräger mit der Befestigungsstruktur verbunden wird und sich eine von der Komponente abgewandte Außenfläche des Komponententrägers etwa bündig zu einer Außenfläche der Luftfahrzeugstruktur erstreckt.
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Sonstige vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Bestandteil der weiteren Unteransprüche.
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Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand schematischer Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:
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1 einen Längsschnitt einer Komponentenanordnung gemäß einem ersten erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel an einer Luftfahrzeugstruktur;
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2 eine dreidimensionale Darstellung der Komponentenanordnung aus 1;
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3 eine dreidimensionale Darstellung einer Komponentenanordnung gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung;
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4 eine weitere dreidimensionale Darstellung der Komponentenanordnung aus 3;
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5 eine Detaildarstellung aus 4 und
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6 eine Detaildarstellung der Komponentenanordnung im Bereich eines Drainagekanals.
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1 zeigt eine Komponentenanordnung 1 an einer Rumpfstruktur 2 eines Luftfahrzeuges 4 mit einer als Doppler ausgebildeten Befestigungsstruktur 6, die mit der Rumpfstruktur 2 verbunden ist und mit einem Komponententräger 8 zur Aufnahme einer zu befestigenden Komponente 10. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die Komponente eine statische Druckmessdose 10, die mittels Komponententräger 8 und Befestigungsstruktur 6 an der Rumpfstruktur 2 befestigt ist. Die Erfindung ist jedoch nicht auf die Anwendung bei der Installation einer statischen Druckmessdose 10 beschränkt, vielmehr ist die Komponentenanordnung 1 auch besonders zur Installation von beispielsweise anderen Sensoren, wie thermischen Sensoren und dgl. geeignet.
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Die Befestigungsstruktur 6 ist mit einer Innenfläche 12 der Rumpfstruktur 2 derart verbunden, dass eine Auflagefläche 14 für den Komponententräger 8 einen definierten, etwa gleichmäßigen Abstand zu einer Außenfläche 16 der Rumpfstruktur 2 aufweist. Hierbei wird die Auflagefläche 14 mittels einer Vorrichtung auf einen definierten Abstand zur äußeren Flugzeugkontur gebracht und mit festem und/oder flüssigem Shim in einem fest definierten Abstand zur Struktur mit dieser vernietet.
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Die Befestigungsstruktur 6 weist einen umlaufend ausgebildeten, etwa L-förmigen Versteifungsrand 18 auf. Ein Schenkel 20 des Versteifungsrands 18 erstreckt sich hierbei nach innen in Richtung der Rumpfinnenseite und ein zweiter Schenkel 22 im Wesentlichen parallel zur Rumpfinnenfläche 12.
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Der Komponententräger 8 ist mit der Befestigungsstruktur 6 verbunden, wobei sich eine von der statischen Druckmessdose 10 abgewandte Außenfläche 24 des Komponententrägers 8 aerodynamisch optimiert, etwa bündig zu der Außenfläche 16 der Rumpfhaut 2 aus Kohlenstofffaserverstärktem-Kunststoff erstreckt. Der Komponententräger 8 ist als kreisförmige, aerodynamische Platte ausgebildet, wobei die Installation der statischen Druckmessdose 10 direkt auf dieser Plattenstruktur erfolgt. Der Komponententräger 8 ist in eine mittige Aufnahme 26 der runden, etwa ringförmigen Befestigungsstruktur 6 einsetzbar. Die Montage erfolgt von einer Innenseite 28 her. Hierbei wird eine Stützfläche 30 eines Ringbundes 32 des Komponententrägers 8 in Anlage an die Auflagefläche 14 eines Flansches 34 der Befestigungsstruktur 6 gebracht.
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Der Komponententräger 8 hat einen mittig angeordneten Aufnahmeabschnitt 36 zur Aufnahme eines etwa zylinderförmigen Vorsprungs 38 der statischen Druckmessdose 10. Der Aufnahmeabschnitt 36 weist einen etwa ringförmigen Befestigungsteg 40 mit einer stirnseitigen, der Druckmessdose 10 zugewandten Ringnut 42 zur Aufnahme eines Dichtungsrings 44 auf. Der Aufnahmeabschnitt 36 ist entsprechend dem Vorsprung 38 der Druckmessdose 10 etwa zylinderförmig ausgebildet und weist eine der Druckmessdose 10 zugewandte Anlagefläche 46 auf, die mit einer Flanschfläche 48 der Druckmessdose 10 im montierten Zustand in Anlage gebracht ist.
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Eine Stirnfläche 50 des Vorsprungs 38 der statischen Druckmessdose 10 ist im montierten Zustand der Komponentenanordnung 1 über eine ringförmige, als Flachdichtung 52 ausgebildete und thermal wirksame Dichtung mit einer Kontaktfläche 54 des Aufnahmeabschnitts 36 des Komponententrägers 8 in Anlage. Die thermische Kopplung zwischen der Druckmessdose 10 und dem Komponententräger 8 ist hierbei derart optimiert, dass eine Vereisung sicher verhindert ist. Die thermische Dichtung 52 bzw. das thermisches Kopplungselement begrenzt einen mittigen, mit Druckmessbohrungen 56 versehenen Bereich des Komponententrägers 8 derart, dass die Druckmessbohrungen 56 mit der statischen Druckmessdose 10 verbunden sind. Als thermisches Kopplungselement kann alternativ oder zusätzlich eine Wärmeleitpaste verwendet werden.
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Wie insbesondere 2 zu entnehmen ist, die eine dreidimensionale Darstellung der Komponentenanordnung 1 aus 1 zeigt, wird die Befestigungsstruktur 6 mit der Rumpfstruktur 2 in einem ringförmigen Befestigungsbereich 58 vernietet. Der als aerodynamische Platte ausgeführte Komponententräger 8 wird von innen auf der als Doppler vorgesehenen Befestigungsstruktur 6 verschraubt. Hierzu hat die statische Druckmessdose 10 eine Befestigungsplatte 60 mit vier in Eckbereichen angeordneten Bohrungen 62 zur Aufnahme nicht dargestellter Befestigungsschrauben. Der Komponententräger 8 und die Befestigungsstruktur 6 sind als Metallbauteile aus einer Titanlegierung mit engen Bauteiltoleranzen ausgebildet. Aufgrund der sehr exakt möglichen Fertigung von derartigen Metallbauteilen sind sehr geringe Bauteiltoleranzen vorhanden, so dass der Komponententräger 8 über die Befestigungsstruktur 6 unter minimalsten Abweichungen in einer Ausnehmung 64 (siehe 1) der Rumpfhaut, relativ zu der Außenkontur des Flugzeugs verschraubt werden kann. Hierdurch wird die aerodynamische Strömungsqualität nur geringstmöglich beeinflusst. Ferner kann ein Tausch der aerodynamischen Platte 8 ohne großen Aufwand im Betrieb des Flugzeugs von innen geschehen. Die Platte 8 muss nicht einjustiert werden, was einen enormen Zeitvorteil in der Wartung des Teils sowie beim Tausch erbringt. Insgesamt wird eine einfache Wartung der aerodynamischen Platte 8 erreicht.
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Der Komponententräger 8 ist als Strukturbauteil ausgelegt und mit einer etwa ringförmigen Versteifungsstruktur 66 versehen, der vier diametral angeordnete Befestigungsflansche 68 mit etwa zylinderförmigem Querschnitt zugeordnet sind. Die Befestigungsflansche 68 sind jeweils mit einer als Sackloch ausgeführten Gewindebohrung oder Sacklochbohrung für ein Gewindeinsert (nicht dargestellt) zur Aufnahme von Befestigungsschrauben bei der Montage der Druckmessdose 10 versehen. Der Komponententräger 8 weist einen etwa L-förmigen Flanschbereich auf, wobei der Ringbund 32 mit der Befestigungsstruktur 6 verbindbar ist. Der Ringbund 32 ist gewichtsoptimiert, etwa sternförmig mit Radien R ausgebildet und mit in radial außenliegenden Bereichen angeordneten Durchgangsbohrungen 70 zur Aufnahme von Befestigungsschrauben versehen. Der Flansch 34 der Befestigungsstruktur 6 ist entsprechend gewichtsoptimiert, etwa sternförmig ausgebildet und mit in radial außenliegenden Bereichen angeordneten jeweils als Sackloch ausgebildeten Gewindebohrungen 72 (siehe 1) versehen. Im Flanschbereich ist ein einem Schenkel 74 des Flanschbereichs zugeordneter Dichtungsring 76 angeordnet (siehe 1). Neben der Dichtwirkung erleichtert diese Dichtung 76 die Zentrierung des Komponententrägers 8 in der Befestigungsstruktur 6. Das aufwändige Abdichten mit einem Sealing etc. kann gegenüber herkömmlichen Lösungen entfallen.
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Aufgrund der Ausbildung des Komponententrägers 8, d. h. der aerodynamischen Platte, als versteiftes Strukturbauteil kann gegenüber herkömmlichen Lösungen ein Gewichtsvorteil erzielt werden, da die aerodynamische Platte 8 nicht mehr nur ein strömungsoptimiertes Verkleidungsteil ist sondern eine tragende Struktur ausbildet. Die dargestellte Installation der Platte 8 von innen ermöglicht, dass selbst bei Versagen aller Schraubverbindungen diese nicht verloren wird, da sie durch den Innendruck nach außen belastet und auch ohne Innendruck noch durch den Dichtungsring 76 in ihrer Position gehalten wird. Vorteilhaft ist ferner, dass die Platte 8 völlig ungestört von Schraubenköpfen auf der aerodynamischen Funktionsfläche ist. Dies ermöglicht eine exaktere Strömungsmessung durch die vollkommen ebene Fläche, die auch nicht durch das Anziehen der Schrauben Oberflächenwelligkeiten aufweist. Insgesamt wird eine verbesserte aerodynamische Strömungsgüte für das Messsystem bei hoher Zuverlässigkeit im Betrieb und vereinfachter Wartung ermöglicht.
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Anhand der 3 bis 6, wird im Folgenden ein zweites erfindungsgemäßes Ausführungsbeispiel erläutert, das sich von dem ersten Ausführungsbeispiel insbesondere durch Handhabungserleichterungen und durch ein Wasserdrainagekonzept unterscheidet. Wie 3 zu entnehmen ist, die eine dreidimensionale Darstellung einer Komponentenanordnung zeigt, ist zur Verbesserung der Entnahme eines Komponententrägers 78 von einer Befestigungsstruktur 80 ein Ringbund 82 des Komponententrägers 78 an zwei einander etwa gegenüberliegenden Seiten zwischen zwei Bohrungen ohne Ausrunden ausgebildet, so dass zwei Handgriffe 84, 86 vorgesehen sind.
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Gemäß 4, die eine weitere dreidimensionale Darstellung der Komponentenanordnung aus 3 zeigt, können alternativ oder zusätzlich Aushebelausnehmungen bzw. Aushebellöcher 88 bis 94 in der Befestigungsstruktur 80 vorgesehen sein. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind vier diametral im Bereich der Befestigungsflansche angeordnete Aushebelausnehmungen 88 bis 94 vorgesehen. Die Aushebelausnehmungen 88 bis 94 weisen, wie insbesondere 5 zu entnehmen ist, die eine Detaildarstellung X aus 4 zeigt, einen etwa rechteckigen Querschnitt auf und sind derart ausgebildet, dass ein Werkzeug, wie beispielsweise ein Schraubendreher, zwischen dem Komponententräger 78 und der Befestigungsstruktur 80 angesetzt werden kann. Mittels einer Schwenk- und/oder Drehbewegung des Werkszeugs kann der Komponententräger 78 aufgrund der Hebelkraft mit geringem Kraftaufwand von der Befestigungsstruktur 80 gelöst werden. Dies ist insbesondere dann vorteilhaft, wenn der Komponententräger 78 nach längerem Betrieb, bspw. durch Wasser und Schmutz, stark an der Befestigungsstruktur 80 anhaftet und ein Austausch, eine Wartung oder eine Inspektion durchgeführt werden soll. Nach dem Lösen mittels Werkzeug kann die Entnahme des Komponententräger 78 mittels der beiden Handgriffe 84, 86 erfolgen.
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Das Wasserdrainagekonzept sieht gemäß 4 einen Drainagekanal 96 in der Befestigungsstruktur 80 vor. Wie 6 zu entnehmen ist, die eine Detaildarstellung der Komponentenanordnung im Bereich des Drainagekanals 96 zeigt, ist im Bereich unter dem Komponententräger 78 eine Drainageausnehmung 98 und im Bereich eines Schenkels 100 des Versteifungsrands der Befestigungsstruktur 80 eine Durchgangsbohrung 102 in der Befestigungsstruktur 80 ausgebildet. Dadurch kann unter dem Komponententräger 78 angesammeltes Wasser durch die Drainageausnehmung 98, den Drainagekanal 96 und die Durchgangsbohrung 102 nach außen ablaufen, so dass korrosionsbedingte Beschädigungen verhindert oder zumindest stark minimiert sind. Das Bohrungsbild sowie die ist Kontur des Komponententrägers 78 und der Befestigungsstruktur 80 sind unregelmäßig ausgebildet, um eine eindeutige Positionierung ohne Fehlermöglichkeit zu erreichen. Insbesondere ist der Bohrungsabstand im Bereich der Drainageanordnung verringert.
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Offenbart ist eine Komponentenanordnung 1 an einer Luftfahrzeugstruktur 2, insbesondere an einer Rumpfstruktur eines Luftfahrzeuges 4, mit zumindest einer mit der Luftfahrzeugstruktur 2 verbundenen Befestigungsstruktur 6, 80 und mindestens einer der Luftfahrzeugstruktur 2 zuzuordnenden Komponente 10, insbesondere einer Messeinrichtung. Erfindungsgemäß ist mindestens ein Komponententräger 8, 78 zur Aufnahme der zu befestigenden Komponente 10 vorgesehen, wobei der Komponententräger 8, 78 mit der Befestigungsstruktur 6 verbindbar ist und sich eine von der Komponente abgewandte Außenfläche 24 des Komponententrägers 8, 78 etwa bündig zu einer Außenfläche 16 der Luftfahrzeugstruktur 2 erstreckt. Weiterhin offenbart ist ein Verfahren zum Einbau einer Komponente 10 in eine Luftfahrzeug-struktur 2 mit einer Befestigungsstruktur 6, 80, wobei die Komponente 10 über einen Komponententräger 8, 78 mit der Befestigungsstruktur 6 verbunden wird und sich eine von der Komponente 10 abgewandte Außenfläche 24 des Komponententrägers 8, 78 etwa bündig zu einer Außenfläche 16 der Luftfahrzeugstruktur 2 erstreckt.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Komponentenanordnung
- 2
- Rumpfstruktur
- 4
- Luftfahrzeug
- 6
- Befestigungsstruktur
- 8
- Komponententräger
- 10
- Komponente
- 12
- Innenfläche
- 14
- Auflagefläche
- 16
- Außenfläche
- 18
- Versteifungsrand
- 20
- Schenkel
- 22
- Schenkel
- 24
- Außenfläche
- 26
- Aufnahme
- 28
- Innenseite
- 30
- Stützfläche
- 32
- Ringbund
- 34
- Flansch
- 36
- Aufnahmeabschnitt
- 38
- Vorsprung
- 40
- Befestigungsteg
- 42
- Ringnut
- 44
- Dichtungsring
- 46
- Anlagefläche
- 48
- Flanschfläche
- 50
- Stirnfläche
- 52
- Flachdichtung
- 54
- Kontaktfläche
- 56
- Druckmessbohrung
- 58
- Befestigungsbereich
- 60
- Befestigungsplatte
- 62
- Bohrung
- 64
- Ausnehmung
- 66
- Versteifungsstruktur
- 68
- Befestigungsflansch
- 70
- Durchgangsbohrung
- 72
- Gewindebohrung
- 74
- Schenkel
- 76
- Dichtungsring
- 78
- Komponententräger
- 80
- Befestigungsstruktur
- 82
- Ringbund
- 84
- Handgriff
- 86
- Handgriff
- 88
- Aushebelausnehmung
- 90
- Aushebelausnehmung
- 92
- Aushebelausnehmung
- 94
- Aushebelausnehmung
- 96
- Drainagekanal
- 98
- Drainageausnehmung
- 100
- Schenkel
- 102
- Durchgangsbohrung
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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