DE10129576A1

DE10129576A1 - Structural element for an aircraft

Info

Publication number: DE10129576A1
Application number: DE2001129576
Authority: DE
Inventors: Josef Mendler
Original assignee: Fairchild Dornier GmbH
Current assignee: Fairchild Dornier GmbH
Priority date: 2001-06-20
Filing date: 2001-06-20
Publication date: 2003-01-09
Anticipated expiration: 2021-06-21
Also published as: WO2003000546A3; AU2002321095A1; WO2003000546A2; DE10129576B4

Abstract

The invention relates to a structural element (27, 33) for the areas of an aircraft (1) that are at risk through impact by objects whilst stationary and/or in flight. Said element comprises at least one first cover layer (28, 34), which receives and transfers operational loads and guarantees the rigidity of the structural element (27, 33) and an energy-absorbing intermediate layer (30, 36), with a greater breaking elongation than the first cover layer (28, 34), for absorbing a substantial portion of the kinetic energy at the impact of an object on the structural element. The energy-absorbing intermediate layer (30, 36) is connected to the cover layer (28, 34) in such a way that when the structural element is assembled, objects that impact on said element in a predetermined area of an aircraft (1) first strike the first cover layer and that at least one section of the energy-absorbing intermediate layer can be displaced in relation to the first cover layer.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturelement für Bereiche eines Luftfahrzeugs, die bei Stillstand und/oder beim Flug des Luftfahrzeugs durch das Auftreffen von Objekten, wie z. B. Vögeln, Steinen, etc., bedroht sind. The present invention relates to a structural element for areas of a Aircraft that at standstill and / or when the aircraft is flying through the Impact of objects such as B. birds, stones, etc. are threatened.

Flugzeugstrukturen bzw. die Strukturelemente, die die Flugzeugstrukturen bilden, sind im Rahmen der Einsatzspektren, d. h. Stillstand, Fahrt oder Flug, eines Flugzeugs in verschiedenen Szenarien durch das Auftreffen von Objekten (impact) belastet. Beispiele hierfür sind Vogelschlag, Rotorscheibenbruch in Haupt- bzw. Hilfstriebwerken, Abplatzen von Fahrwerksreifenstücken, Steinschlag, herabfallende Werkzeuge während Wartungsarbeiten usw. Die Außenhaut und weitere Bereiche des Flugzeugs, die durch das Auftreffen derartiger Objekte bedroht sind, müssen gewisse, in der Regel durch entsprechende Vorschriften vorgegebene Mindest-Belastbarkeitsgrenzen einhalten. Beispielsweise muss ein Flugzeug nach einer Kollision mit einem Vogel entsprechend der Vorschrift JAR/FAR § 25.631 in der Lage sein, den Flug sicher fortzuführen sowie eine sichere Landung durchzuführen. Die im Wesentlichen betroffenen Bereiche eines Flugzeugs sind die Nasenkästen des Tragwerkes bzw. der Flügel, die Nasenkästen von Höhen- und Seitenleitwerk, die Rumpfstrukturen, wie z. B. Cockpit, Radom, Farings, Fahrwerkstüren, Bug-Fahrwerksschaft usw., die Landeklappen sowie die Slats und die Krüger-Flaps. Die betroffenen Strukturelemente müssen dabei dem Auftreffen eines Objekts insoweit standhalten, dass die Fortsetzung eines sicheren Fluges und die Durchführung einer sicheren Landung gewährleistet ist. Im Falle von Nasenkästen wird zum Beispiel davon ausgegangen, dass dieses Bauteil durch einen Vogelaufprall zerstört wird, gleichzeitig verliert der Vogel jedoch kinetische Energie, so dass die verbleibende Restenergie vom Vorderholm ohne gravierende Schädigung absorbiert werden kann. Aircraft structures or the structural elements that form the aircraft structures within the scope of the application spectrum, d. H. Standstill, trip or flight, of an airplane in different scenarios impacted by the impact of objects. Examples for this are bird strikes, rotor disk breakage in main and auxiliary engines, Chipping of pieces of undercarriage tires, falling rocks, falling tools during Maintenance work, etc. The outer skin and other areas of the aircraft that pass through the occurrence of such objects are threatened by certain, usually through corresponding regulations comply with the specified minimum load limits. For example, an airplane needs to do so after hitting a bird the regulation JAR / FAR § 25.631 to be able to continue the flight safely as well make a safe landing. The main areas affected by a Aircraft are the nose boxes of the structure or the wing, the nose boxes of Elevator and vertical tail, the fuselage structures such. B. cockpit, radome, farings, Landing gear doors, bow landing gear shaft etc., the flaps as well as the slats and the Kruger flaps. The structural elements concerned must meet the impact of a Object to the extent that the continuation of a safe flight and the Performing a safe landing is guaranteed. In the case of nose boxes for example, assume that this component is destroyed by a bird impact the bird loses kinetic energy at the same time, so the remaining Residual energy from the front spar can be absorbed without serious damage.

Die übliche Vorgehensweise zum Dimensionieren der entsprechenden, vom Auftreffen von Objekten bedrohten Strukturelemente ist, die Wandstärken der Strukturelemente so weit zu erhöhen, dass die für den jeweiligen Bereich des Flugzeuges bzw. den jeweiligen Fall festgelegten Bedingungen bzw. Vorschriften erfüllt werden. Beispielsweise werden im Falle von Flügel-Nasenkästen aus Aluminium, wie z. B. 3.1354, bei einem Nasenradius von ca. 40 mm und einem Abstand der Nasenkastenrippen von ca. 130 mm Wandstärken der außenliegenden Strukturelemente in der Größenordnung von 2.5 mm verwendet. Werden in Flügel-Nasenkästen kohlenstofffaserverstärkte Kunststoffe eingesetzt, so müssen Wandstärken bis zu 4 mm realisiert werden. The usual procedure for dimensioning the corresponding one, from impact structural elements threatened by objects, the wall thicknesses of the structural elements are so to increase far that for the respective area of the aircraft or the conditions or regulations specified in the respective case are met. For example, in the case of wing nose boxes made of aluminum, such as. B. 3.1354, with a nose radius of approx. 40 mm and a distance of Nose box ribs of approx. 130 mm wall thickness of the external structural elements used in the order of 2.5 mm. Are in wing nose boxes carbon fiber reinforced plastics are used, so wall thicknesses up to 4 mm will be realized.

In jedem Fall wird bei den bekannten Realisierungen der Strukturelemente die Philosophie verfolgt, die Dehnungsniveaus, die im Werkstoff des Strukturelementes während des Auftreffens des Objekts in unmittelbaren Aufschlagbereich induziert werden können, unterhalb der Bruchdehnung zu halten bzw. einen Abbau der kinetischen Energie des auftreffenden Objektes durch ein ausgeprägtes Fließverhalten des Werkstoffes, wie z. B. große Dehnungen, zu ermöglichen. Die erforderlichen Parameter können durch geeignete konstruktive Randbedingungen für das Strukturelement wie z. B. Krümmung des Strukturelementes, Wandstärke, Dehnungsfreigängigkeit bzw. -behinderung (z. B. entsprechender Abstand der Nasenkastenrippen und dergleichen) und die Auswahl entsprechender Materialien optimiert und eingestellt werden. In any case, in the known implementations of the structural elements Philosophy follows the levels of elongation in the material of the structural element induced in the immediate impact area during the impact of the object can be kept below the elongation at break or a degradation of the kinetic energy of the impacting object through a pronounced flow behavior the material, such as B. allow large strains. The necessary Parameters can be determined by suitable constructive boundary conditions for the Structural element such as B. curvature of the structural element, wall thickness, Free movement and / or hindrance to expansion (e.g. corresponding distance between Ribs and the like) and the selection of appropriate materials be optimized and adjusted.

Die Gestaltungskriterien derartiger Strukturelemente müssen gleichzeitig den sich teilweise widersprechenden Anforderungen geringer Herstellungsaufwand, Gewichtsminimierung, Wartungsfreundlichkeit, Inspizierbarkeit und eventuell sogar Reparaturmöglichkeit genügen und entsprechend dieser Anfordungen optimiert sein. The design criteria of such structural elements must be the same partially contradicting requirements low manufacturing costs, Weight minimization, ease of maintenance, inspectability and possibly even Repairs are sufficient and optimized according to these requirements.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist damit, ein Strukturelement für Bereiche eines Luftfahrzeuges bereitzustellen, die bei Stillstand und/oder beim Flug vom Auftreffen von Objekten bedroht sind, das eine geringere Wandstärke und damit ein geringeres Gewicht als herkömmliche Strukturen bei gleichzeitiger Verbesserung des Auftreff-Widerstandes aufweist. The object of the present invention is therefore a structural element for areas to provide an aircraft which is at a standstill and / or when flying from Impact of objects are threatened, which means a smaller wall thickness and therefore one less weight than conventional structures while improving the Impact resistance has.

Die Aufgabe wird durch ein Strukturelement gemäß Anspruch 1 gelöst. Das erfindungsgemäße Strukturelement umfasst mindestens eine erste Deckschicht zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelements, und eine energie-absorbierende Zwischenschicht mit einer größeren Bruchdehnung als die erste Deckschicht zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auftreffen eines Objektes auf das Strukturelement, wobei die energie-absorbierende Zwischenschicht dergestalt mit der ersten Deckschicht verbunden ist, dass im eingebauten Zustand des Strukturelements in einen vorbestimmen Bereich eines Luftfahrzeuges auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht treffen und dass zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht relativ zur ersten Deckschicht verschiebbar ist. Das erfindungsgemäße Strukturelement weist daher im Vergleich zu herkömmlichen Strukturen den Vorteil auf, dass die Wandstärke der Strukturelemente der entsprechenden Bereiche des Luftfahrzeuges und damit das Gewicht wesentlich reduziert werden können, wobei gleichzeitig der Auftreffwiderstand bzw. die Impact- Resistenz der betroffenen Strukturen erhöht wird. Weiterhin wird durch das erfindungsgemäße Strukturelement die Verwendung zusätzlicher und damit gewichtserhöhender stoßabsorbierender Zusatzstrukturen vermieden, d. h. es müssen keine zusätzlichen Impact-Absorber in ohnehin beengten Bauräumen installiert werden. Damit verbunden ist auch die Vermeidung zusätzlicher und damit gewichtserhöhender Befestigungspunkte derartiger zusätzlicher Energie-absorbierender Strukturelemente. Ein weiterer Vorteil des erfindungsgemäßen Strukturelementes ist die hohe Wartungsfreundlichkeit, da keine zusätzliche Wartung und Inspektion notwendig sind. Weiterhin ist der Schutz der den wesentlichen Teil der kinetischen Energie eines auftreffenden Objekts aufnehmenden energie-absorbierenden Zwischenschicht durch die erste Deckschicht gegeben. Hierdurch entsteht bei der Fertigungs-Endmontage und bei der Wartung für das Bedienpersonal kein zusätzlicher Aufwand zum Schutz des Strukturelementes, wie beispielsweise beim An- und Abbau von Nasenteilen. Durch die Verwendung spezieller Materialien für die Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht können dabei weitere Gewichtsvorteile erzielt werden. The object is achieved by a structural element according to claim 1. The The structural element according to the invention comprises at least one first cover layer Recording and transmission of operational loads and to ensure the Dimensional rigidity of the structural element, and an energy-absorbing intermediate layer with a greater elongation at break than the first cover layer to accommodate a essential part of the kinetic energy when an object hits the Structural element, the energy-absorbing intermediate layer in such a way with the is connected to the first cover layer that in the installed state of the structural element in a predetermined area of an aircraft hitting the structural element Objects first hit the first top layer and that at least part of the energy-absorbing intermediate layer is displaceable relative to the first cover layer. The structural element according to the invention therefore has a comparison with conventional ones Structures have the advantage that the wall thickness of the structural elements of the corresponding areas of the aircraft and thus the weight significantly can be reduced, while the impact resistance or the impact Resistance of the affected structures is increased. Furthermore, the structural element according to the invention the use of additional and thus weight-increasing shock-absorbing additional structures avoided, d. H. to have to no additional impact absorbers can be installed in confined spaces. This also means avoiding additional and thus weight-increasing Attachment points of such additional energy-absorbing structural elements. Another advantage of the structural element according to the invention is the high one Ease of maintenance, since no additional maintenance and inspection are necessary. Furthermore, the protection of the essential part of the kinetic energy is one incident energy-absorbing intermediate layer through the object given the first top layer. This creates during final assembly and at maintenance for the operating personnel no additional effort to protect the Structural element, such as when attaching and removing nose parts. Through the Use of special materials for the top layer and the energy-absorbing Intermediate layer further weight advantages can be achieved.

Das erfindungsgemäße Strukturelement kann auf sämtliche durch das Auftreffen von Objekten gefährdete Bereiche eines Flugzeuges übertragen werden, wie z. B. das Tragwerk (Paneele, Rippen, Holme, Nasenkästen), Leitwerk (Paneele, Rippen, Holme, Nasenkästen), Rumpf (Schalen), Triebwerk (Verkleidung/Containment) und Vorflügel (Slats, Krüger-Flaps). Weiterhin ist das erfindungsgemäße Strukturelement für alle Arten von Luftfahrzeugen einsetzbar, bei denen die obigen Erfordernisse erfüllt werden müssen, wie z. B. Flugzeugen, Motorseglern, Segelflugzeugen und Drehflüglern. The structural element according to the invention can be applied to all of them by hitting Objects at risk areas of an aircraft are transmitted, such as. B. that Structure (panels, ribs, bars, nose boxes), tail unit (panels, ribs, bars, Nose boxes), fuselage (shells), engine (fairing / containment) and slats (Slats, Kruger flaps). Furthermore, the structural element according to the invention is for everyone Types of aircraft can be used in which the above requirements are met need, such as B. aircraft, motor gliders, gliders and rotary wing aircraft.

Vorteilhafterweise umfasst das erfindungsgemäße Strukturelement eine zweite Deckschicht, die auf der der ersten Deckschicht gegenüberliegenden Seite der energieabsorbierenden Zwischenschicht angeordnet ist. Hierdurch ergibt sich eine vorteilhafte Sandwich-Bauweise, bei der die zwischenliegende energie-absorbierende Zwischenschicht von der ersten und zweiten Deckschicht geschützt ist. The structural element according to the invention advantageously comprises a second one Top layer, which is on the opposite side of the first top layer of the energy-absorbing intermediate layer is arranged. This results in an advantageous one Sandwich construction, in which the intermediate energy-absorbing Intermediate layer is protected by the first and second cover layers.

Vorteilhafterweise ist die energie-absorbierende Zwischenschicht nur in Randbereichen mit der ersten und ggf. mit der zweiten Deckschicht verbunden. Hierdurch ergibt sich die relative Verschiebbarkeit zwischen der energie-absorbierende Zwischenschicht und der Deckschicht im Mittelbereich des Strukturelementes. The energy-absorbing intermediate layer is advantageously only in edge areas connected to the first and possibly the second cover layer. This results in the relative displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and the top layer in the middle area of the structural element.

Vorteilhafterweise besteht die energie-absorbierende Zwischenschicht aus zumindest einer Gewebeschicht, die beispielsweise eine Schicht aus trockenem bis harz-armen Gewebe sein kann. Hierbei besteht die energie-absorbierende Zwischenschicht vorteilhafterweise aus einer Schicht Kevlar und/oder aus PBO (Poly(p-phenylene-2.6(- benzobisoxazole). The energy-absorbing intermediate layer advantageously consists of at least a layer of fabric, for example a layer of dry to low resin Tissue can be. Here there is the energy-absorbing intermediate layer advantageously from a layer of Kevlar and / or from PBO (poly (p-phenylene-2.6 (- benzobisoxazole).

In einer ersten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Strukturelementes bestehen die ersten und ggf. die zweite Deckschicht vorteilhafterweise zumindest Teilweise aus Metall. Dabei kann die energie-absorbierende Zwischenschicht in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht verklebt sein. Alternativ oder zusätzlich kann die energie-absorbierende Zwischenschicht in Randbereichen mit der ersten und ggf. der zweiten Deckschicht durch Nieten verbunden sein. In a first embodiment of the structural element according to the invention first and possibly the second cover layer advantageously at least partially Metal. The energy-absorbing intermediate layer can also be used in edge areas the first and possibly the second cover layer. Alternatively or additionally can the energy-absorbing intermediate layer in edge areas with the first and if necessary, be connected to the second cover layer by riveting.

In einer zweiten Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Strukturelements bilden die erste und ggf. die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht eine Faserverbundstruktur. Hierbei ist vorteilhafterweise zwischen der energieabsorbierenden Zwischenschicht und der ersten bzw. der zweiten Deckschicht eine Trennfolie angeordnet, um die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht zu gewährleisten. Alternativ weisen die energie-absorbierende Zwischenschicht und/oder die erste bzw. zweite Deckschicht vorteilhafterweise eine Oberflächenbeschichtung dergestalt auf, dass die Verschiebbarkeit zwischen energie-absorbierender Zwischenschicht und erster bzw. zweiter Deckschicht gewährleistet ist. In a second embodiment of the structural element according to the invention form the first and possibly the second cover layer and the energy-absorbing intermediate layer Fiber composite structure. Here is advantageously between the energy-absorbing intermediate layer and the first and the second cover layer Separating film arranged to move between energy-absorbing To ensure intermediate layer and first or second cover layer. alternative have the energy-absorbing intermediate layer and / or the first or second Cover layer advantageously a surface coating such that the Slidability between the energy-absorbing intermediate layer and the first or second top layer is guaranteed.

Bei beiden Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Strukturelements sind die erste und ggf. die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht am Rand vorteilhafterweise dergestalt verklebt, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht im Wesentlichen vor Feuchtigkeitseinflüssen geschützt ist. In both configurations of the structural element according to the invention, the first and possibly the second cover layer and the energy-absorbing intermediate layer on the edge advantageously bonded in such a way that the energy-absorbing intermediate layer is essentially protected from the effects of moisture.

Das erfindungsgemäße Strukturelement wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen in Bezug auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert, in denen zeigen The structural element according to the invention is described below with reference to Exemplary embodiments with reference to the accompanying drawings, in show them

Fig. 1 eine schematische Perspektivansicht eines Flugzeuges, Fig. 1 is a schematic perspective view of an aircraft,

Fig. 2 eine schematische Perspektivansicht eines Teils eines Flugzeugrumpfes, Fig. 2 is a schematic perspective view of part of an aircraft fuselage,

Fig. 3 eine schematische Perspektivansicht einer Tragfläche des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges, Fig. 3 is a schematic perspective view of a wing of the aircraft shown in Fig. 1,

Fig. 4 eine schematische Ansicht eines ersten Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Strukturelements, Fig. 4 is a schematic view of a first embodiment of a structural element according to the invention,

Fig. 5 einen Schnitt entlang der Linie A-A des in Fig. 4 gezeigten Strukturelementes, Fig. 5 is a section along the line AA shown in the Fig. 4 structure element,

Fig. 6 ein zweites Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Strukturelementes, und Fig. 6 shows a second embodiment of a structural element according to the invention, and

Fig. 7 einen Schnitt entlang der Linie B-B des in Fig. 6 gezeigten Strukturlementes. FIG. 7 shows a section along line BB of the structural element shown in FIG. 6.

Fig. 1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Flugzeuges 1 zur Verdeutlichung der Bereiche, die bei Stillstand, Fahrt und/oder Flug durch das Auftreffen von Objekten, wie z. B. Vögeln, Steinen, etc. bedroht sind. Das erfindungsgemäße Strukturelement kann in allen derartigen Bereichen des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges Verwendung finden. Dabei ist hervorzuheben, dass die Verwendung des erfindungsgemäßen Strukturelementes nicht auf Flugzeuge beschränkt ist, sondern bei jeder Art von Luftfahrzeugen zum Einsatz kommen kann, bei denen ähnliche oder gleiche Bedingungen an die verwendeten Strukturelemente gestellt werden. Fig. 1 shows a perspective view of an aircraft 1 to illustrate the areas that are at standstill, travel and / or flight by the impact of objects such as. B. birds, stones, etc. are threatened. The structural element according to the invention can be used in all such areas of the aircraft shown in FIG. 1. It should be emphasized here that the use of the structural element according to the invention is not limited to aircraft, but can be used in any type of aircraft in which similar or identical conditions are imposed on the structural elements used.

Das erfindungsgemäße Strukturelement, das weiter unten in Bezug auf die Fig. 4 bis 7 im Detail erläutert wird, kann beispielsweise in den Bereichen des Flugzeugs 1 zum Einsatz kommen, die in Fig. 1 zu erkennen sind. Diese Bereiche sind beispielsweise der Rumpf 2 des Flugzeuges 1, das Tragwerk mit den Tragflächen 3 zu beiden Seiten des Rumpfes, sowie das Leitwerk 4 am Heck des Flugzeugs 1. Auch das Triebwerk 5 bzw. dessen Verkleidung im in der Fig. 1 gezeigten Beispiel an der Nase des Flugzeugs angeordnet, kann als Einsatzbereich des erfindungsgemäßen Strukturelementes dienen. The structural element according to the invention, which is explained in more detail below with reference to FIGS. 4 to 7, can be used, for example, in the areas of the aircraft 1 which can be seen in FIG. 1. These areas are, for example, the fuselage 2 of the aircraft 1 , the wing structure with the wings 3 on both sides of the fuselage, and the tail unit 4 at the rear of the aircraft 1 . The engine 5 or its cowling in the example shown in FIG. 1 arranged on the nose of the aircraft can also serve as an area of application for the structural element according to the invention.

Die Tragflächen 3 umfassen im dargestellten Beispiel an ihrer Hinterkante jeweils eine Landeklappe 6, ein Querruder 7, eine Trimmklappe 8 an der dem Rumpf zugewandten Seite des Querruders 7 sowie eine Bügelkante 9 etwa mittig am Querruder 7. Das Leitwerk 4 umfasst eine sich vertikal erstreckende Seitenflosse 10, an dessen hinterer Kante ein Seitenruder 11 angeordnet ist. Am Seitenruder 11 sind eine Trimmklappe 12 und eine Bügelkante 13 angeordnet. Das Leitwerk 4 umfasst weiterhin zwei sich horizontal erstreckende Höhenleitwerke, die jeweils eine Höhenflosse 14 umfassen, an dessen hinterer Kante je ein Höhenruder 15 angeordnet ist. Jedes Höhenruder 15 umfasst eine Trimmklappe 16 und eine Bügelkante 17. In the example shown, the wings 3 each have a landing flap 6 , an aileron 7 , a trim flap 8 on the side of the aileron 7 facing the fuselage and a bow edge 9 approximately in the center of the aileron 7 on their trailing edge. The tail 4 comprises a vertically extending fin 10 , on the rear edge of which a rudder 11 is arranged. A trim flap 12 and a bow edge 13 are arranged on the rudder 11 . The tail unit 4 further comprises two horizontally extending elevator units, each comprising a vertical fin 14 , on the rear edge of which an elevator 15 is arranged. Each elevator 15 comprises a trim tab 16 and a bow edge 17 .

Alle am Flugzeug 1 von Fig. 1 gezeigten und auch weitere, nicht dargestellte Elemente sind potentiell durch das Auftreffen von Objekten bedroht und können daher als Einsatzbereiche für das erfindungsgemäße Strukturelement dienen. All of the elements shown on the aircraft 1 in FIG. 1 and also other elements (not shown) are potentially threatened by the impact of objects and can therefore serve as areas of application for the structural element according to the invention.

In Fig. 2 ist eine schematische Perspektivansicht eines Rumpfteiles 2 in Schalenbauweise dargestellt, wie sie bei modernen Flugzeugen häufig zum Einsatz kommt. Die Außenhaut 18 ist im Wesentlichen aus erfindungsgemäßen Strukturelementen 19 gebildet. Die Struktur des Rumpfteiles 2 wird durch Spanten 20 und Längsträger 21 bestimmt, an denen die erfindungsgemäßen Strukturelemente 19 als Außenhaut 18 befestigt sind. Obwohl die Strukturelemente 19 die eigentliche Außenhaut des Rumpfes 2 bilden, können auch die Spanten 20 und Längsträger 21 als Strukturelemente mit der erfindungsgemäßen Bauart ausgebildet sein. FIG. 2 shows a schematic perspective view of a fuselage part 2 in a shell construction, as is often used in modern aircraft. The outer skin 18 is essentially formed from structural elements 19 according to the invention. The structure of the fuselage part 2 is determined by frames 20 and longitudinal members 21 , to which the structural elements 19 according to the invention are attached as the outer skin 18 . Although the structural elements 19 form the actual outer skin of the fuselage 2 , the frames 20 and longitudinal members 21 can also be designed as structural elements with the type according to the invention.

In Fig. 3 ist eine schematische Perspektivansicht einer Tragfläche 3 des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges 1 im Detail dargestellt. Neben den in Fig. 1 gezeigten Elementen umfasst die Tragfläche 3 einen oder mehrere Längsholme 24 und quer zu dem oder den Längsholmen 24 angeordnete Rippen 25, die die innere Struktur der Tragfläche 3 bilden. Die Außenhaut 22 der Tragfläche 3 wird dabei durch erfindungsgemäße Strukturelemente 23 gebildet, die die Rippen 25 und ggf. auch die Holme 24 überdecken und an ihnen befestigt sind. Ein Strukturelement 23 kann sich dabei beispielsweise jeweils zwischen zwei nebeneinander liegenden Rippen 25 erstrecken. Im in der Fig. 3 gezeigten Beispiel ist der obere Teil des Holmes 24 freiliegend, so dass beispielsweise auch dieser Teil des Holmes 24 durch ein Strukturelement mit der erfindungsgemäßen Bauweise gebildet sein kann. Das Gleiche gilt für die Rippen 25, die ebenfalls als Strukturelemente mit der erfindungsgemäßen Bauweise ausgebildet sein können. Die Tragfläche 3 umfasst an ihrem dem Rumpf abgewandten Ende eine Endkappe bzw. einen Randbogen 26, deren/dessen Außenhaut ebenfalls aus erfindungsgemäßen Strukturelementen bestehen kann. FIG. 3 shows a schematic perspective view of an aerofoil 3 of the aircraft 1 shown in FIG. 1 in detail. In addition to the results shown in Fig. 1 elements, the supporting surface 3 comprises one or more longitudinal beams 24 and transverse to the longitudinal beams 24 or the ribs 25 arranged, which form the internal structure of the supporting surface 3. The outer skin 22 of the wing 3 is formed by structural elements 23 according to the invention, which cover the ribs 25 and possibly also the spars 24 and are fastened to them. A structural element 23 can for example extend between two adjacent ribs 25 . In the example shown in FIG. 3, the upper part of the spar 24 is exposed, so that for example this part of the spar 24 can also be formed by a structural element with the construction according to the invention. The same applies to the ribs 25 , which can also be designed as structural elements with the construction according to the invention. The wing 3 comprises at its end facing away from the fuselage an end cap or an edge arch 26 , the outer skin of which may also consist of structural elements according to the invention.

In den Fig. 4 bis 7 sind zwei Ausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes dargestellt. Die Bauweise des erfindungsgemäßen Strukturelementes basiert dabei auf der Idee, den durch ein auftreffendes Objekt ausgelösten Impuls durch eine maximale Dehnung des Strukturelementes während des Auftreffens zu absorbieren. Hierzu umfassen beide in den Fig. 4 bis 7 dargestellten Ausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bzw. 33 mindestens eine erste Deckschicht 28 bzw. 34 zur Aufnahme und Übertragung von Betriebslasten und zur Gewährleistung der Formsteifigkeit des Strukturelementes 27 bzw. 33, und eine energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 mit einer größeren Bruchdehnung als die erste Deckschicht 28 bzw. 34 zur Aufnahme eines wesentlichen Teils der kinetischen Energie beim Auftreffen eines Objekts auf das Strukturelement. Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 ist dabei dergestalt mit der ersten Deckschicht 28 bzw. 34 verbunden, dass im eingebauten Zustand des Strukturelementes 27 bzw. 33 in einem vorbestimmten Bereich eines Flugzeuges 1 auf das Strukturelement auftreffende Objekte zuerst auf die erste Deckschicht 28 bzw. 34 treffen und das zumindest ein Teil der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 relativ zur ersten Deckschicht 28 bzw. 34 verschiebbar ist. Bei beiden in den Fig. 4 bis 7 gezeigten Ausführungsbeispielen umfasst das erfindungsgemäße Strukturelement 27 bzw. 33 eine zweite Deckschicht 29 bzw. 35, die auf der der ersten Deckschicht 28 bzw. 34 gegenüberliegenden Seite der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 angeordnet ist. Diese Sandwich-Bauweise hat den Vorteil eines zusätzlichen mechanischen Schutzes der innenliegenden energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 und kann gegebenenfalls auch als zusätzliches lastübertragendes Element eingesetzt werden. In Figs. 4 to 7, two embodiments of the structural element according to the invention are shown. The design of the structural element according to the invention is based on the idea of absorbing the impulse triggered by an impacting object by maximum expansion of the structural element during the impact. For this purpose, both of the exemplary embodiments of the structural element 27 or 33 according to the invention shown in FIGS. 4 to 7 comprise at least a first cover layer 28 or 34 for absorbing and transmitting operating loads and for ensuring the dimensional stability of the structural element 27 or 33 , and an energy-absorbing one Intermediate layer 30 or 36 with a greater elongation at break than the first cover layer 28 or 34 to absorb a substantial part of the kinetic energy when an object hits the structural element. The energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is connected to the first cover layer 28 or 34 in such a way that, when the structural element 27 or 33 is installed, objects striking the structural element in a predetermined area of an aircraft 1 first hit the first cover layer 28 or 34 and that at least part of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is displaceable relative to the first cover layer 28 or 34 . In both of the exemplary embodiments shown in FIGS. 4 to 7, the structural element 27 or 33 according to the invention comprises a second cover layer 29 or 35 which is arranged on the side of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 opposite the first cover layer 28 or 34 , This sandwich construction has the advantage of additional mechanical protection of the internal energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 and can optionally also be used as an additional load-transmitting element.

Bei beiden gezeigten Ausführungsbeispielen ist die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 nur in Randbereichen mit der ersten und der zweiten Deckschicht verbunden, so dass sich die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 im mittleren Bereich des Strukturelementes 27 bzw. 33 beim Auftreffen eines Objektes relativ zur ersten und zur zweiten Deckschicht frei verschieben kann und keine Dehnungsbehinderung besteht. In both of the exemplary embodiments shown, the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is connected to the first and the second cover layer only in edge regions, so that the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is located in the central region of the structural element 27 or 33 when one strikes Object can move freely relative to the first and second cover layers and there is no impediment to expansion.

Die Wirkungsweise des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bzw. 33 ist im Folgenden näher erläutert. Die erste und die zweite Deckschicht stabilisieren die dazwischen liegende, flexible und nachgiebige energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36, wobei die erste Deckschicht 28 bzw. 34 als erste betroffene Schicht die kinetische Energie eines auftreffenden Objektes reduziert. Die erste und die zweite Deckschicht weisen eine geringere Bruchdehnung als die zwischenliegende energieabsorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 auf. Beim Auftreffen eines Objektes wird nahezu synchron, d. h. mit einem zeitlichen Versatz von ca. 0,5 msec die maximale Bruchdehnung der zweiten Deckschicht erreicht. Nach dem die erste Deckschicht und die zweite Deckschicht beim Auftreffen eines Objekts daher nahezu gleichzeitig ihre maximale Bruchdehnung erreichen, wird die kinetische Energie des auftreffenden Objekts im Wesentlichen durch die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 aufgenommen, die sich infolge der größeren Bruchdehnung stärker als die erste und zweite Deckschicht und durch die relative Verschiebbarkeit verformen und daher wirksam zur Energieabsorption beitragen können. Durch die fehlende Verbindung im mittleren Bereich zwischen der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 und der ersten bzw. zweiten Deckschicht wird eine Dehnungsbehinderung vermieden und damit ein Maximum an Energieabsorption erreicht. Die Energieaufnahmefähigkeit der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 bzw. 36 wird dabei insbesondere auch durch die Formgebung des Strukturelementes 27 bzw. 33 erhöht. Besonders hoch ist die Energieaufnahmefähigkeit für die in den Fig. 4 und 6 gezeigten Beispiele einer konvexen Formgebung, wie sie beispielsweise für die Strukturelemente an den Nasenkästen des Tragwerkes und Leitwerkes usw. verwendet wird. Die Formstabilität des Strukturelementes 27 bzw. 33 wird dabei durch die erste und die zweite Deckschicht gewährleistet. The mode of operation of the structural element 27 or 33 according to the invention is explained in more detail below. The first and second cover layers stabilize the intermediate, flexible and resilient energy-absorbing intermediate layer 30 and 36 , the first cover layer 28 and 34, as the first layer concerned, reducing the kinetic energy of an incident object. The first and second cover layers have a lower elongation at break than the intermediate energy-absorbing intermediate layer 30 and 36, respectively. When an object strikes, the maximum elongation at break of the second cover layer is reached with a time offset of approx. 0.5 msec. After the first cover layer and the second cover layer almost simultaneously reach their maximum elongation at break when an object strikes, the kinetic energy of the impacting object is essentially absorbed by the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 , which is stronger than due to the greater elongation at break deform the first and second cover layers and due to the relative displaceability and can therefore contribute effectively to energy absorption. The lack of connection in the central area between the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 and the first or second cover layer prevents expansion and thus achieves a maximum of energy absorption. The energy absorption capacity of the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is increased in particular by the shape of the structural element 27 or 33 . The energy absorption capacity is particularly high for the examples of a convex shape shown in FIGS . 4 and 6, as is used, for example, for the structural elements on the nose boxes of the supporting structure and tail unit, etc. The dimensional stability of the structural element 27 or 33 is ensured by the first and the second cover layer.

Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 besteht vorteilhafterweise aus einer Gewebeschicht aus trockenem bis harz-armen Gewebelagen aus Kevlar oder PBO (Poly(p-phenylene-2.6)-benzobisoxazole). Die erste und die zweite Deckschicht 28 und 29 des in den Fig. 4 und 5 gezeigten ersten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Strukturelementes 27 bilden zusammen mit der zwischenliegenden energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 eine Faserverbundstruktur in Platten- oder Schalenbauweise. Die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 wird dabei im Rahmen der Herstellung beim Autoklav-Zyklus zwischen die erste und die zweite Deckschicht 28 bzw. 29 aus Gewebe eingelegt. Danach wird die energie-absorbierende Zwischenschicht 30, die aus Gewebe besteht, beim Aushärtungsprozess nicht mit Harz durchtränkt, dies kann beispielsweise durch Trennfolien 31 zwischen der energieabsorbierenden Zwischenschicht 30 und der ersten bzw. zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 oder durch geeignete Oberflächenbeschichtung des Gewebes der energieabsorbierenden Zwischenschicht 30 oder der ersten bzw. zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 erreicht werden. Gleichzeitig kann im Rahmen des Herstellungsprozesses die Fixierung bzw. Befestigung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 30 zwischen der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 durch Harzauftrag bzw. Zurückschneiden der Trennfolien 31 gezielt gesteuert werden. Das Resultat dieser Vorgehensweise ist, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 im mittleren Bereich, d. h. beispielsweise im Bereich der Trennfolien 31, gegenüber der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 verschiebbar und frei beweglich, während sie im Randbereich 32 mit der ersten und der zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 verbunden ist. The energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 advantageously consists of a fabric layer made of dry to low-resin fabric layers made of Kevlar or PBO (poly (p-phenylene-2.6) -benzobisoxazole). The first and the second cover layers 28 and 29 of the first exemplary embodiment of the structural element 27 according to the invention shown in FIGS. 4 and 5 together with the intermediate energy-absorbing intermediate layer 30 form a fiber composite structure in plate or shell construction. The energy-absorbing intermediate layer 30 is inserted between the first and the second cover layer 28 or 29 made of fabric during the production in the autoclave cycle. Thereafter, the energy-absorbing intermediate layer 30 , which consists of fabric, is not impregnated with resin during the curing process, this can be done, for example, by separating films 31 between the energy-absorbing intermediate layer 30 and the first or second cover layer 28 or 29, or by a suitable surface coating of the fabric energy-absorbing intermediate layer 30 or the first or second cover layer 28 or 29 can be achieved. At the same time, the fixation or fastening of the energy-absorbing intermediate layer 30 between the first and the second cover layer 28 or 29 can be controlled in a targeted manner by applying resin or cutting back the separating films 31 as part of the manufacturing process. The result of this procedure is that the energy-absorbing intermediate layer 30 is displaceable and freely movable in the central region, that is to say for example in the region of the separating films 31 , relative to the first and second cover layers 28 and 29 , while in the edge region 32 with the first and the second cover layer 28 or 29 is connected.

Die in den Fig. 6 und 7 dargestellten Seitenausführungsbeispiele des erfindungsgemäßen Strukturelementes 33 sind die erste und die zweite Deckschicht 35 bzw. 37 aus einer metallischen Struktur, wie z. B. einem Metallblech, gebildet. Die Fixierung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 36 zwischen der ersten und der zweiten metallischen Deckschicht 34 bzw. 35 erfolgt beispielsweise durch eine Verklebung im Randbereich, oder auch durch eine Vernietung mittels Nieten 37 wie in Fig. 6 dargestellt ist. Da die energie-absorbierende Zwischenschicht 36 nur in Randbereichen mit der ersten und der zweiten Deckschicht 34 bzw. 35 verbunden ist, ist die relative Verschiebbarkeit im mittleren Bereich gewährleistet. Typische Bruchdehnungen für die erste und zweite Deckschicht 34 bzw. 35 aus einer metallischen Struktur liegen zwischen 5 und 10% im Vergleich zu 0,8 bis 1,1% bei einer ersten und zweiten Deckschicht 28 bzw. 29 in einer Faserverbundstruktur. Ursache hierfür ist das große plastische Verformungsverhalten von metallischen Strukturen. Daher sollte die Bruchdehnung der energie-absorbierenden Zwischenschicht 36 des zweiten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Strukturelements 33 größer als 5 bis 10% sein, beispielsweise 10 bis 20%. Für die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 des ersten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäß Strukturelementes 27 ist es ausreichend, wenn die Bruchdehnung größer als 0,8 bis 1,1%, beispielsweise 1,1 bis 10% beträgt. The side embodiments of the structural element 33 according to the invention shown in FIGS. 6 and 7 are the first and the second cover layers 35 and 37 made of a metallic structure, such as. B. a metal sheet. The energy-absorbing intermediate layer 36 is fixed between the first and the second metallic cover layer 34 or 35 , for example, by gluing in the edge region, or also by riveting by means of rivets 37, as shown in FIG. 6. Since the energy-absorbing intermediate layer 36 is connected to the first and second cover layers 34 and 35 only in edge regions, the relative displaceability in the central region is ensured. Typical elongations at break for the first and second cover layers 34 and 35 made of a metallic structure are between 5 and 10% compared to 0.8 to 1.1% for a first and second cover layer 28 and 29 in a fiber composite structure. The reason for this is the large plastic deformation behavior of metallic structures. The elongation at break of the energy-absorbing intermediate layer 36 of the second exemplary embodiment of the structural element 33 according to the invention should therefore be greater than 5 to 10%, for example 10 to 20%. For the energy-absorbing intermediate layer 30 of the first exemplary embodiment of the structural element 27 according to the invention, it is sufficient if the elongation at break is greater than 0.8 to 1.1%, for example 1.1 to 10%.

Bei beiden Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Strukturelements 27 bzw. 33 ist es sinnvoll, die erste und die zweite Deckschicht und die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 am Rand zusätzlich dergestalt zu verkleben, dass die energie-absorbierende Zwischenschicht 30 bzw. 36 vor Feuchtigkeitseinflüssen geschützt ist, um die Verschiebbarkeit der energie-absorbierenden Zwischenschicht auch langfristig zu gewährleisten. In both exemplary embodiments of the structural element 27 or 33 according to the invention, it makes sense to additionally glue the first and the second cover layer and the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 at the edge in such a way that the energy-absorbing intermediate layer 30 or 36 is protected from the effects of moisture is to ensure that the energy-absorbing intermediate layer can also be moved over the long term.

Claims

1. Structural element ( 27 ; 33 ) for areas of an aircraft ( 1 ) which are at risk of hitting objects during standstill and / or during flight, with at least one first cover layer ( 28 ; 34 ) for receiving and transmitting operating loads and for ensuring the stiffness of the structural element ( 27 ; 33 ), and an energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) with a greater elongation at break than the first cover layer ( 28 ; 34 ) for absorbing a substantial part of the kinetic energy when an object hits the structural element, the Energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) is connected to the first cover layer ( 28 ; 34 ) in such a way that, when the structural element is installed, objects striking the structural element in a predetermined area of an aircraft ( 1 ) first hit the first cover layer ( 28 ; 34 ). meet and that at least part of the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) relative to the first cover layer ( 28 ; 34 ) is displaceable.

2. Structural element ( 27 ; 33 ) according to claim 1, characterized in that a second cover layer ( 29 ; 35 ) which is arranged on the side of the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) opposite the first cover layer ( 28 ; 34 ) ,

3. Structural element according to claim 1 or 2, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) is connected to the first and possibly the second cover layer only in edge regions.

4. Structural element according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) consists of at least one fabric layer.

5. Structural element according to claim 4, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) consists of at least one layer of dry to low-resin tissue.

6. Structural element according to claim 4 or 5, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ; 36 ) consists of at least one layer of Kevlar and / or PBO.

7. Structural element according to one of claims 1 to 6, characterized in that the first and optionally the second cover layer ( 34 or 35 ) consist at least partially of metal.

8. Structural element according to claim 7, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 36 ) is bonded to the first and possibly the second cover layer in edge regions.

9. Structural element according to claim 7 or 8, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 36 ) is connected in edge regions to the first and possibly the second cover layer by rivets ( 37 ).

10. Structural element according to one of claims 1 to 6, characterized in that the first and optionally the second cover layer ( 28 and 29 ) and the energy-absorbing intermediate layer form a fiber composite structure.

11. Structural element according to claim 10, characterized in that between the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ) and the first or the second cover layer ( 28 or 29 ) a separating film ( 31 ) is arranged in order to ensure the displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and to ensure the first and second top layers.

12. Structural element according to claim 10, characterized in that the energy-absorbing intermediate layer ( 30 ) and / or the first or the second cover layer ( 28 or 29 ) have a surface coating such that the displaceability between the energy-absorbing intermediate layer and the first or second cover layer is guaranteed.

13. Structural element according to one of claims 1 to 12, characterized, that the first and possibly the second cover layer and the energy-absorbing Intermediate layer are glued to the edge in such a way that the energy-absorbing Intermediate layer is essentially protected from the effects of moisture.