A pressure bulkhead (1) for an aircraft fuselage is depicted and described, having a skin element (3), which has a first surface (7) and a second surface (9), as well as a circumferential edge (11) and a center axis (13), and having a reinforcement assembly (5), which has a plurality of radially disposed reinforcement elements (15), which extend along the first surface (7) in a radial direction between an outer end (17) at the edge (11) of the skin element (3) and an inner end (19), which faces the center axis (13), wherein, as viewed in a cross section, which extends radially along the center axis (13), each of the radially disposed reinforcement elements (15) defines a first contour line (23) and defines a second contour line (25), which is located opposite said first contour line, wherein each contour line (23, 25) extends from the outer end (17, 19) of the radially disposed reinforcement elements (15) to the inner end thereof, and wherein the reinforcement assembly (5) rests with the first contour lines (23) thereof on the first surface (7) of the skin element (3). The object of the invention, which is to provide a pressure bulkhead for an aircraft fuselage that can absorb the occurring pressure loads in as efficient a manner as possible, is achieved in that each of the first and/or second contour lines (23, 25) has a convex course from the outer end (17) in a direction towards the inner end (19), in which the distance between the first contour line (23) and the second contour line (25) increases tangent continuously.

    L'invention concerne une cloison de pressurisation (1) pour un fuselage d'aéronef ayant un élément de revêtement (3), qui possède une première surface (7) et une seconde surface (9), ainsi qu'un bord circonférentiel (11) et un axe central (13), et possédant un ensemble de renforcement (5), qui possède une pluralité d'éléments de renforcement disposés radialement (15), qui s'étendent le long de la première surface (7) dans une direction radiale entre une extrémité externe (17) au niveau du bord (11) de l'élément de revêtement (3) et une extrémité interne (19), qui fait face à l'axe central (13) ; lorsque l'on regarde dans une coupe transversale, qui s'étend radialement le long de l'axe central (13), chacun des éléments de renforcement disposés radialement (15) définit une première ligne de contour (23) et définit une seconde ligne de contour (25), qui est située à l'opposé de ladite première ligne de contour, chaque ligne de contour (23, 25) s'étendant depuis l'extrémité externe (17, 19) des éléments de renforcement disposés radialement (15) vers l'extrémité interne associée, et l'ensemble de renforcement (5) reposant avec les premières lignes de contour (23) de celui-ci sur la première surface (7) (3) de l'élément de revêtement. L'objet de l'invention, qui consiste à pourvoir à une cloison étanche pour un fuselage d'aéronef qui peut absorber les charges de pression se produisant d'une manière aussi efficace que possible, est obtenu en ce que chacune des première et/ou seconde lignes de contour (23, 25) a un tracé convexe à partir de l'extrémité externe (17) dans une direction vers l'extrémité interne (19), dans laquelle la distance entre la première ligne de contour (23) et la seconde ligne de contour (25) augmente tangentiellement en continu.


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    Titel :

    PRESSURE BULKHEAD FOR AN AIRCRAFT FUSELAGE


    Weitere Titelangaben:

    CLOISON ÉTANCHE POUR UN FUSELAGE D'AÉRONEF


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    03.12.2015


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



    Pressure bulkhead for an aircraft fuselage

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