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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeug mit Flügel-Rumpf-Verkleidung. Genauer
betrifft die Erfindung ein Flugzeug, dessen Verkleidung eine große Länge aufweist.
Die Verkleidung des Flugzeugs gemäß der Erfindung besteht aus
zwei unabhängigen
Teilen. Die Erfindung ist anwendbar im Bereich der Luftfahrt.
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Ein
Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Verkleidung, die geeignet
ist, Kompressions- und Biegekräfte
aufzunehmen, die auf die Fortbewegung des Flugzeugs zurückzuführen sind
und auf die Verkleidung übertragen
werden, unabhängig
von der Größe der Verkleidung.
Genauer ist das Ziel der Erfindung also die Verringerung der frontalen
Belastungen, die von der Verkleidung aufgenommen werden. Ein zusätzliches
Ziel der Erfindung ist die Verringerung des Gesamtgewichts eines
mit einer solchen Verkleidung ausgestatteten Flugzeugs.
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Man
kennt auf dem Gebiet der Luftfahrt Flugzeuge mit ventralen Verkleidungen,
die auch unter dem Namen „Belly
Fairing" bekannt
sind. Die Verkleidung ist an der Stelle eines unteren Teils des
Rumpfes des Flugzeugs an der Stelle des Übergangs des Rumpfes zu den
Flügeln
befestigt. Die ventrale Verkleidung deckt den unteren Teil des Rumpfes
ab. Die ventrale Verkleidung in Form eines Bogens ist versehen mit
einer Basis und zwei Längskanten
oder -platten, die seitlich auf beiden Seiten des Rumpfes aufragen.
Jede Platte ist mit einer Ausnehmung versehen, die geeignet ist,
einen Flügel
der Tragflächen des
Flugzeugs durchzulassen.
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Derzeit
ist die Verkleidung am unteren Teil des Rumpfes entlang des Randes
der Verkleidung befestigt. Man kann auch punktuelle Befestigungsvorrichtungen
wie z. B. in der
FR 2 836 890 beschrieben,
hinzufügen,
um die Befestigung der Verkleidung am Rumpf zu optimieren. So kann
z. B. ein Flugzeug mit einer Verkleidung von etwa 20 Meter mit einem Dutzend
solcher punktueller Haltevorrichtungen versehen sein, die gleichmäßig über eine
ganze Fläche der
Verkleidung verteilt sind. Jede punktuelle Haltevorrichtung verbindet
die Verkleidung mit einer inneren Struktur des Rumpfes.
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Eine
solche Lösung
liefert gute Resultate in Bezug auf die Befestigung der Verkleidung
am Rumpf für
Flugzeuge von kleiner und mittlerer Größe. Unter Flugzeug von kleiner
und mittlerer Größe versteht
man Flugzeuge, deren ventrale Verkleidung 25 Meter Länge nicht überschreitet,
d. h. 25 Meter gerechnet vom Bug zum Heck des Flugzeugs, wobei Bug
und Heck in Bezug auf die Fortbewegungsrichtung des Flugzeugs definiert
sind. Tatsächlich
sind die Dimensionen der Verkleidung im Fall eines solchen Flugzeugs
derart, dass die Verkleidung geeignet ist, die Kompressions- und
Biegekräfte
aufzunehmen, denen sie bei der Bewegung des Flugzeugs ausgesetzt
ist.
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Jedoch
geht die Neigung zu immer größeren Flugzeugen,
insbesondere um die Beladung pro Transport zu erhöhen. Die
Größe der damit
verbundenen Verkleidung kann mehr als etwa 30 Meter erreichen. Aufgrund
der Länge
können
bestimmte Bereiche einer solchen Verkleidung großen Kompressionskräften unterworfen
sein, die mit der Biegung des Rumpfes zusammenhängen. Diese Kräfte können nur
schwer von der Verkleidung aufgenommen werden.
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Um
dieses Problem zu lösen,
ist es möglich, eine
große
Anzahl von punktuellen Befestigungsvorrichtungen zu verwenden, um
eine gute Befestigung der Verkleidung auf der ganzen Länge der
Verkleidung am Rumpf sicherzustellen. Jedoch erhöht die Vervielfachung der punktuellen
Befestigungsvorrichtungen beträchtlich
das Gesamtgewicht des Flugzeugs.
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Mit
der Erfindung wird versucht, die oben geschilderten Probleme zu
lösen,
indem eine zweiteilige Verkleidung vorgeschlagen wird. Die beiden
Teile sind strukturell voneinander unabhängig, aber sie sichern die
Kontinuität
der aerodynamischen Form. Jeder Teil ist mit dem Rumpf des Flugzeugs
verbunden durch eine Befestigung eines Randes jedes Teils mit den
inneren Strukturen des Rumpfes. Vorteilhaft ist ein hinteres Ende
der Verkleidung unabhängig
von der übrigen
Verkleidung. Tatsächlich
ist ein hinterer Teil der Verkleidung mit dem hinteren Ende aufgrund seiner
Größe der am
meisten den Kompressions- und Biegekräften ausgesetzte Teil der Verkleidung. Durch
Trennung des hinteren Teils verringert man die Übertragung der frontalen Belastung
entlang des hinteren Abschnitts von einem vorderen Ende bis zu einem
hinteren Ende der Verkleidung. Man verringert außerdem die Anzahl der punktuellen
Befestigungsvorrichtungen, die zur Befestigung der Verkleidung am
Rumpf notwendig sind, da die Verkleidung weniger Kräften ausgesetzt
ist, die die Tendenz haben, sie abzureißen.
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Die
Erfindung betrifft ein Flugzeug gemäß Anspruch 1.
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Gemäß Ausführungsbeispielen
der Erfindung kann das Flugzeug ebenfalls alle oder einen Teil der
folgenden Merkmale aufweisen:
- – ein erster
Teil der Verkleidung weist einen vorderen Abschnitt, einen mittleren
Abschnitt und eine erste Sektion eines hinteren Abschnitts auf,
und ein zweiter Teil der Verkleidung weist eine zweite Sektion des
hinteren Abschnitt auf;
- – der
erste Abschnitt der Verkleidung ist mit vier Vorrichtungen zur punktuellen
Befestigung der besagten ersten Abschnitts auf den internen Strukturen
des Rumpfes versehen;
- – es
weist eine komprimierte Dichtung auf, die zwischen den beiden Abschnitten
der Verkleidung angeordnet ist;
- – es
weist zwei Platten auf, die jeweils fest mit der ersten bzw. der
zweiten Sektion des hinteren Abschnitts der ventralen Verkleidung
verbunden sind und die beiden Platten zumindest teilweise überlappend
sind und übereinander
gleiten können;
- – es
weist eine Zwischenschicht zwischen den beiden Platten auf, die
in der Lage ist, die Reibung zwischen den beiden Platten zu verringern;
- – die
Zwischenschicht besteht aus einem Kunststoffmaterial mit einem geringen
Reibungskoeffizienten;
- – es
weist zumindest eine periphere Verbindungsvorrichtung auf, die in
der Lage ist, eine Peripherie der beiden Teile der ventralen Verkleidung
mit dem Rumpf zu verbinden;
- – die
Verkleidung ist fest mit einem unteren Ende des Rumpfes verbunden;
- – die
Verkleidung ist fest mit einem oberen Teil des Rumpfes verbunden.
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Die
Erfindung wird besser nach Durchsicht der folgenden Beschreibung
und der beigefügten
Figuren verstanden. Die Figuren sollen nur zur Orientierung dienen
und die Erfindung in keiner Weise einschränken. Die Figuren zeigen:
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1:
eine Ansicht eines Flugzeugs mit einer Verkleidung gemäß dem Stand
der Technik von unten;
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2:
eine Ansicht einer Verkleidung gemäß dem Stand der Technik von
unten;
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3:
eine schematische Darstellung einer Verkleidung gemäß einem
Ausführungsbeispiel
der Erfindung;
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4a und 4b:
ein Ausführungsbeispiel einer
randseitigen Verbindungsvorrichtung der Teile einer Verkleidung
gemäß der Erfindung;
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5a bis 5c:
ein zweites Ausführungsbeispiel
einer randseitigen Verbindungsvorrichtung der Teile einer Verkleidung
gemäß der Erfindung;
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6:
ein drittes Ausführungsbeispiel
einer Verbindungsvorrichtung der Teile einer Verkleidung gemäß der Erfindung.
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In 1 kann
man ein Flugzeug 1 mit einer ventralen Verkleidung 2,
wie sie aus dem Stand der Technik bekannt ist, sehen. Die Verkleidung 2 ist
einstückig.
Die Verkleidung 2 ist verbunden mit einem unteren Abschnitt 3 des
Rumpfes 4 des Flugzeugs 1 am Übergang des Rumpfes 4 zum
Flügel 5 des
Flugzeugs 1.
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2 zeigt
detaillierter die Verkleidung 2 gemäß dem Stand der Technik. Die
Verkleidung 2 hat insgesamt die Form eines Bogens. Die
ventrale Verkleidung 2 weist eine Basis 6 und
zwei Kanten 7 und 8 auf, oder Längsplatten,
die seitlich auf beiden Seiten des Rumpfes 4 aufragen (1).
Jede Platte 7 und 8 ist mit einer Aussparung 9 bzw. 10 versehen, die
geeignet ist, einen Flügel 11 bzw. 12 der
Tragflächen 5 des
Flugzeugs 1 durchzulassen.
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Ein
solcher Rumpf 2 ist Kompressions- und Biegekräften unterworfen,
die insbesondere von einer Bewegung A des Flugzeugs 1 herrühren. Tatsächlich ist
die ventrale Verkleidung 2 vorspringend im Verhältnis zum
unteren Teil 3 des Flugzeugs 1 und bietet deshalb
eine Fläche,
an der Abrisskräfte,
Kompressionskräfte
und Biegekräfte
angreifen können.
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Wenn
der Rumpf 2 sehr groß ist,
d. h. 20 Meter Länge überschreitet,
kann die Verkleidung 2 unter Einwirkung der Kräfte nachgeben.
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Die
Erfinder haben festgestellt, dass in so einem Fall ein hinteres
Ende 13 der Verkleidung 2 wegen der Kraftverteilung
noch eher nachgibt, als ein vorderes Ende 14 der Verkleidung 2.
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In
der Erfindung wird eine Verkleidung aus zwei unabhängigen Teilen 101 und 102 vorgeschlagen,
wie in 3 dargestellt. Eine Gesamtform der Verkleidung 100 in
Form eines Bogens wird aufrechterhalten. Vorteilhaft weist der erste
Abschnitt 101 einen vorderen Abschnitt 103 auf,
einen zentralen Abschnitt 104 und eine vordere oder erste
Sektion 106 eines hinteren Abschnitts 105, sowie
der zweite Teil 102 eine hintere oder zweite Sektion 107 des
hinteren Abschnitts 105 aufweist. Der hintere Abschnitt 105,
der am stärksten
den Abrisskräften,
Kompressionskräften
und Biegekräften
ausgesetzt ist, ist in zwei voneinander unabhängige Sektionen 106 und 107 geteilt,
und die von der vorderen Sektion 106 aufgenommenen Kräfte des
hinteren Abschnitts 105 werden nicht mehr oder zumindest
nur noch teilweise auf die hintere Sektion 107 des hinteren
Abschnitts 105 übertragen.
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Natürlich ist
es ebenso möglich,
eine Verkleidung 100 in zwei Teilen zu erstellen, in denen
die Aufteilung der Abschnitte 103, 104 und 105 unterschiedlich
ist. Zum Beispiel kann der erste Teil den vorderen Abschnitt 103 und
einen Teil des zentralen Abschnitts 104 umfassen, während der
zweite Teil die andere Sektion des zentralen Abschnitts 104 und
den hinteren Abschnitt 105 umfasst. Genauso kann der erste Teil 101 den
vorderen Abschnitt 103 und den zentralen Abschnitt 104 umfassen,
während
der zweite Teil 102 den hinteren Abschnitt 105 der
Verkleidung 100 umfasst. In jedem Fall ist das angestrebte
Ziel dasselbe, nämlich
die Übertragung
der Kräfte
entlang der Verkleidung 100 zu dämpfen.
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In
einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel
wie in 3 dargestellt kann man das Flugzeug, das mit der
erfindungsgemäßen Verkleidung 100 ausgestattet
ist, mit punktuellen Befestigungsvorrichtungen 108 ausrüsten. In
jedem Fall erfordert die Verkleidung 100 gemäß der Erfindung
nicht so viele punktuelle Befestigungsvorrichtungen 108 wie die
einstückige
Verkleidung gemäß dem Stand
der Technik. Tatsächlich
sind die Phänomene
der Kompression und der Biegung der Verkleidung 100 durch die
beiden unabhängigen
Teile 101 und 102 verschwunden oder wenigstens
stark reduziert, und die randseitige Befestigung der Verkleidung 101 am
unteren Teil des Rumpfes eines Flugzeugs erlaubt die Befestigung
der Verkleidung 100 am Rumpf. Jedoch kann man vorsehen,
die Verbindung zwischen der Verkleidung 100 und dem Rumpf
durch punktuelle Befestigungsvorrichtungen 108 zu verbessern,
die strategisch auf dem Rumpf angeordnet sind. In dem in 3 dargestellten
Beispiel ist die Verkleidung 100 mit vier punktuellen Befestigungsvorrichtungen 108 ausgerüstet. Zwei
punktuelle Befestigungsvorrichtungen 108 sind an der Stelle
des zentralen Abschnitts 104 der Verkleidung 100 angeordnet,
und zwei andere punktuelle Befestigungsvorrichtungen 108 sind
an der Stelle der vorderen Sektion 106 des hinteren Abschnitts 105 angeordnet.
Je nach der Stelle, an der die Verkleidung 100 getrennt
ist, benutzt man mehr oder weniger Befestigungsvorrichtungen 108,
und man ändert
ihre Positionen entlang der Verkleidung 100. Jede punktuelle
Befestigungsvorrichtung erlaubt die örtliche Halterung der Verkleidung 100 auf
einer internen Struktur (nicht dargestellt) des Rumpfes des Flugzeugs,
an dem sie befestigt ist.
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Um
am besten die Abreißkräfte, die
Kompressionskräfte
und die Biegekräfte
zu absorbieren, wird die Verkleidung 100 so ausgeführt, dass
sich der zweite Teil 102 gegenüber dem ersten Teil 101 verschieben
kann, so dass die Abreißkräfte, die
Kompressionskräfte
und die Biegekräfte,
denen der erste Teil 101 unterworfen ist, zum großen Teil
absorbiert und praktisch nicht auf den zweiten Teil 102 übertragen
werden. Tatsächlich
verfügt
der zweite Teil 102 der Verkleidung 100 in den
beschriebenen Ausführungsbeispielen
nicht über
punktuelle Befestigungsvorrichtungen 108 zwischen dem zweiten
Teil 102 und dem Rumpf. Der zweite Teil 102 der
Verkleidung 100 ist nur durch eine randseitige Befestigung
zwischen der Verkleidung 100 und dem Rumpf mit dem Rumpf
verbunden. Der zweite Teil 102 kann so zumindest teilweise
beweglich gegenüber
dem ersten Teil 101 sein, der wiederum beispielsweise mit
vier punktuellen Befestigungsvorrichtungen 108 versehen
ist. Wenn der erste Teil 101 der Verkleidung 100 nicht
mit punktuellen Befestigungsvorrichtungen 108 versehen
ist, sondern der zweite Teil 102 damit versehen ist, ist
es selbstverständlich,
dass sich der erste Teil 101 gegenüber dem zweiten Teil 102,
der dann feststehend ist, bewegen kann.
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Wie
in den 4a, 4b, 5a und 5c dargestellt,
kann beispielsweise vorgesehen sein, eine komprimierbare Dichtung 200 zwischen den
beiden Teilen 101 und 102 des Rumpfes 100 anzuordnen.
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In
den 4a und 4b ist
ein erstes Ausführungsbeispiel
einer solchen Lösung
dargestellt.
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In 4a ist
die Dichtung 200, die zwischen dem ersten Teil 101 und
dem zweiten Teil 102 der Verkleidung 100 angeordnet
ist, in einem unbelasteten Zustand dargestellt, während die
Dichtung 200 in 4b in
einem belasteten Zustand dargestellt ist. Die vordere Sektion 106 des
hinteren Abschnitts 105 ist mit einer inneren Struktur 109 des
Rumpfes mittels einer ersten vertikalen Stange 201 verbunden,
die eine umfangsseitige Verbindungsvorrichtung bildet. Ein oberes,
d. h. nach dem Inneren des Flugzeugs gerichtetes Ende 202 der
ersten Stange 201 ist fest auf einem Beschlag 110 montiert,
der mit der inneren Struktur 109 des Rumpfes verbunden
ist. Ein unteres Ende 203 entgegen dem oberen Ende 202 der
Stange 201 ist fest auf der vorderen Sektion 106 des
hinteren Abschnitts 105 der Verkleidung 100 montiert. Die
hintere Sektion 107 des hinteren Abschnitts 105 ist
mit der inneren Struktur 109 des Rumpfes durch eine randseitige
Verbindungsvorrichtung verbunden, die aus einer zweiten vertikalen
Stange 204 besteht. Ein oberes Ende 205 der Stange 204 ist
drehbar auf einem Beschlag 111 der inneren Struktur 109 des Rumpfes
montiert. Ein unteres Ende 206 der zweiten Stange 204 ist
drehbar auf der hinteren Sektion 107 des hinteren Abschnitts 105 montiert.
Ein Abstand D zwischen der vorderen Sektion 106 des hinteren
Abschnitts 105 und der hinteren Sektion 107 des
Abschnitts 105 ist ausgefüllt mit der Dichtung 200 in
einem nicht belasteten Zustand.
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In 4b ist
die Dichtung 200 komprimiert. Die hintere Sektion 107 des
hinteren Abschnitts 105 ist in Richtung der vorderen Sektion 106 des
hinteren Abschnitts 105 verschoben. Die Verschiebung der hinteren
Sektion 107 wird ermöglicht
durch eine Drehung der zweiten Stange 204. Die Dichtung 200 wird gequetscht
zwischen der hinteren Sektion 107 und der vorderen Sektion 106 des
hinteren Abschnitts 105. Zum Beispiel ist die Dichtung 200 gebildet
aus einer inneren Struktur 207 aus Schaumstoff, die mit einer äußeren Struktur 208 aus
Gummi überzogen ist.
Eine solche Zusammensetzung erlaubt es der Dichtung 200 in
optimaler Weise die Kompressions- und Biegekräfte aufzunehmen.
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So
kann sich ein Abstand D' zwischen
der vorderen Sektion 106 des hinteren Abschnitts 105 und
der hinteren Sektion 107 des Abschnitts 105 ändern, d.
h., dass die Dichtung 200 in Abhängigkeit von den aufzunehmenden
Kräften
mehr oder weniger komprimiert werden kann.
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In
den 5a bis 5c ist
ein zweites Ausführungsbeispiel
der Verwendung einer komprimierbaren Dichtung 200 zwischen
den beiden Teilen 101 und 102 der erfindungsgemäßen Verkleidung 100 dargestellt.
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In
der 5a kann man eine Gesamtansicht dieses zweiten
Ausführungsbeispiels
erkennen. Die Dichtung 200 ist in einem hufeisenförmigen Rahmen 209 angeordnet.
Ein oberer Teil 210 des Rahmens 209 ist durch
eine Stange 211 mit der internen Struktur 109 des
Rumpfes verbunden, während
ein unterer Teil 212 des Rahmens 209 mit der vorderen
Sektion 106 und mit der hinteren Sektion 107 des
hinteren Abschnitts 105 der Verkleidung 100 verbunden
ist.
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In
den 5b und 5c kann
man detaillierter den Rahmen 209 und die Dichtung 200 in
belastetem und nicht belastetem Zustand sehen. Der untere Teil 212 des
Rahmens 209 umfasst zwei nachgiebige Arme 312 und 214,
die mit der vorderen Sektion 106 bzw. mit der hinteren
Sektion 107 des hinteren Abschnitts 105 verbunden
sind. Wenn die interne Sektion 107 des hinteren Abschnitts 105 sich
an die vordere Sektion 106 des Abschnitts 105 annähert, nähern sich
die Arme 213 und 214 einander an und komprimieren
die Dichtung 200 im Zwischenraum 215 zwischen
den beiden Armen 213 und 214.
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In 6 ist
ein anderes Ausführungsbeispiel für die Verbindung
zwischen dem ersten 101 und dem zweiten Teil 102 der
Verkleidung 100 dargestellt. Die vordere Sektion 106 des
hinteren Abschnitts 105 ist mit einer Platte 112 versehen.
Die hintere Sektion 107 des hinteren Abschnitts 105 ist
mit einer Platte 113 versehen. Ein Umfang jeder Platte 112 und 113 ist
mittels einer Stange 216 und 217 mit der inneren Struktur 109 des
Rumpfes verbunden. Zum Beispiel kann die innere Struktur 109 mit
einem doppelten Beschlag 117 versehen sein, auf der zwei
Stangen 216 und 217 montiert sind. Die Verbindung
zwischen der inneren Struktur 109 und den Platten 112 und 113 ist derart,
dass sich mindestens die Platte 113 seitlich im Verhältnis zur
Platte 112 verschieben kann.
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In
dem in 6 dargestellten Beispiel überlappt die Platte 113 teilweise
die Platte 112, d. h., dass ein Teil 114 der Platte 113 im
Inneren des Rumpfes über
einem Teil 115 der Platte 112, die überlappt,
angeordnet ist. In einem anderen erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel ist es möglich, die
Platten 112 und 113 so zu montieren, dass die Platte 112 die
Platte 113 überlappt.
So können
die Platten 112 und 113 gegeneinander gleiten,
so dass sich die vordere Sektion 106 und die hintere Sektion 107 des
hinteren Abschnitts annähern
oder voneinander entfernen können,
um die Kompressions- und Biegekräfte
aufzunehmen, denen der Rumpf ausgesetzt ist.
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Um
das Gleiten der Platte 113 auf der Platte 112 zu
erleichtern, ist es möglich,
wie in 6 dargestellt, zwischen den Platten 112 und 113 eine
Schicht 116 eines Materials mit geringem Reibungskoeffizienten
anzuordnen. Zum Beispiel kann man zwischen dem Teil 114 der
Platte 113 und dem Teil 115 der Platte 112 eine
Schicht 116 eines Plastikmaterials wie Teflon vorsehen.
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In
jedem Fall sieht man vor, auch jedes Teil 101 und 102 der
Verkleidung 100 mit dem Rumpf 4 durch eine klassische
umfangsseitige Verbindung zu verbinden, um den unteren Teil 3 des
Rumpfes zu schließen.
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Je
nach Anordnung der Tragflächen 5 am Rumpf 4 kann
die Verkleidung 100 mit einem anderen Teil der Tragflächen 4 verbunden
sein. Z. B. ist die Verkleidung 100 mit dem unteren Teil 3 des Rumpfes
verbunden, wenn das Flugzeug mit tiefen Tragflächen 5 ausgerüstet ist,
wie in 1 dargestellt. Im Falle eines Flugzeugs mit hohen
Tragflächen
hingegen ist die Verkleidung auf den Tragflächen angeordnet und verbunden
mit einem oberen Teil des Rumpfes.