CN102741118A

CN102741118A - 包括内部隔墙的航空器

Info

Publication number: CN102741118A
Application number: CN2010800624471A
Authority: CN
Inventors: F·达泽特
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2009-11-30
Filing date: 2010-11-30
Publication date: 2012-10-17
Anticipated expiration: 2030-11-30
Also published as: WO2011064519A2; WO2011064519A3; US8777160B2; CA2781777A1; CA2781777C; CN102741118B; FR2953193B1; US20120267478A1; FR2953193A1

Abstract

本发明涉及一种航空器，该航空器包括结构元件，例如机身、机翼或机尾，该结构元件包括：壁，该壁将所述元件的内部与外部分离，并包括共同限定所述元件的内部容积的部分；以及至少一个结构隔墙（20），该结构隔墙将区域彼此分离，例如将前部容积（109）和后部容积（111）彼此分离，该隔墙包括至少一个挠性隔板（60）和不连续地支撑所述隔板的至少两个安装件，该隔板能够变形，该安装件优选地是刚性的。

Description

包括内部隔墙的航空器

技术领域

本发明涉及航空器结构部，例如机身。

背景技术

公知的是在飞机的机身内部设置结构隔墙，以将内部容积的两个区域彼此分开。有时力求使这样的隔墙被密封，通过气密或液密。例如，不同于另一个区域，由所述隔墙限定的区域中的一个可以被加压，或者区域中的一个可被用作燃料罐。隔墙和机身壁之间的接合在这样一个角度形成，该角度局部垂直于壁和航空器的主结构的部件，该结构包括框架、加强件、加劲肋、梁等。

在制造飞机时，这样的隔墙可永久安装。然而在改装阶段安装这样的隔墙显得更加恰当，即在原本未被设计用来接收该隔墙的飞机中。这对于已经飞行的飞机尤其适用。

然而，将这样的隔墙放置就位引起许多的问题。

对于一个结构隔墙，其必须能够承受要求的力的水平。为此，已知的是通过鱼尾板将该隔墙紧固至主结构，所述鱼尾板在隔墙的两侧延伸，并包含至少两个部件和多个结构紧固件。事实上，优选地是在不将主结构切成许多部分的情况下将隔墙紧固至机身，从而避免损害机身的机械属性。然而，当力求减轻重量时，这样的布置显得非常重或者对抗疲劳要求苛刻。在这样的情况下，通过胶合剂和大量小的、薄的金属片材件来提供密封，这些金属片材件的放置就位要花费大量时间，因此飞机要长时间停在地面，且该操作是复杂的，所以代价较为昂贵。

此外，隔墙必须合适地适合原始未被设计为接收该隔墙的机身的尺寸。

此外，其必须可以与飞机在使用时机身受到的变形相配合。

发明内容

本发明的一个目的是使得一个结构隔墙被简单快速地放置就位，尤其是在改装的阶段。

为此，本发明提供一种航空器，该航空器包括结构部，例如机身、机翼或机尾，该结构部包括：

·壁，该壁将所述结构部的内部与外部分离，并包括多个片段，所述片段在它们之间限定所述结构部的内部容积；以及

·至少一个结构隔墙，该结构隔墙将所述容积的区域，例如前部区域和后部区域，彼此分离，该隔墙包括至少一个挠性隔板和至少两个支撑件，优选为刚性，其中所述挠性隔板适于变形，所述支撑件以不连续的方式支撑所述隔板。

因此，所述隔板可以将隔墙的尺寸与已经制成的结构部的实际尺寸适配，以及将搁墙的尺寸与航空器在使用时受到的变形适配。此外，支撑件使得该隔墙能够承受必要的结构力，并能够将结构力传递至结构部。隔墙可在短时间内安装在现有的航空器中，因此不用将航空器长时间留在地面。可以用相对简单和廉价的方式执行安装。该安装可以以隔墙被气密或液密的方式执行。尽管本发明的隔墙尤其适合于改装，即使该隔墙可以就位于已经存在的航空器内部，或者至少就位于已经制成的结构部，但是本发明还可以在制造阶段应用，即在航空器的制造期间紧固该隔墙。

所述隔墙优选地通过可拆的装置紧固至结构部。

因此，所述隔墙是可移除的，并且在必要的情况下可被容易快速地移除。隔墙的可移除的性质与其结构性质配合，并在需要时与其密封性质配合。

有利地，所述隔墙以密封方式分离这两个区域。

优选地，所述结构部包括至少一个框架、至少一个加劲肋以及一个在所述框架和所述加劲肋之间形成密封接合的模制块。

有利地，所述隔墙包括至少一个门。

当本发明实施在机身中时，该门可用于例如穿过一个或多个工作人员和/或设备。

有利地，所述隔板由一个加固的弹性体制成。

优选地，所述结构部包括至少一个横向嵌板，所述横向嵌板将所述支撑件连接至结构部的剩余部分。

因此可规定所述嵌板永久紧固至结构部，且不被设计为可从结构部移除，而隔墙的被紧固至嵌板的部分可容易移除。

优选地至少有两个嵌板，以使得支撑件仅通过嵌板独立于隔板被连接至结构部。

有利地，规定每个支撑件包括至少两个梁，该两个梁在远离其端部处连接至彼此。

优选地，每个支撑件以非刚性的方式连接至结构部。

这使得该隔墙与在使用航空器时结构部受到的变形配合。

有利地，每个支撑件呈现一个端部，该端部被安装为相对于壁在至少一个垂直于结构部的纵向方向的方向上移动。

优选地，每个支撑件以非刚性的方式连接至其他支撑件。

因此支撑件相对于彼此可呈现一定量的活动性，还可以使结构隔墙适配结构部受到的变形。

有利地，每个支撑件仅通过其端部连接至其他支撑件。

有利地，所述支撑件是竖直的。

有利地，所述支撑件在隔板的同侧延伸。

因此隔板可变形，并例如呈现弯曲，该弯曲是原始设计具有的曲率的反向，并在隔板的一个段上或者整个隔板上如此，例如在隔墙的两侧具有的压差被颠倒的情况中。

有利地，每个支撑件承载一个隔板段。

有利地，每个支撑件呈现至少一个倾斜的面，以支承所述隔板。

这在支撑件和隔板之间以合适的取向提供了面对面接触，以避免损坏隔板。

有利地，所述隔板由多个分离的部分组成。

有利地，所述隔板被每个具有***形状的支撑件所支撑，例如所述支撑件具有圆柱形和/或球形形状，和/或隔板可从一个支撑件延伸至另一个具有***形状——例如圆柱形和/或球形——的支撑件。

因此与具有平面配置的隔板相比，所述隔板能够更好地承受其在或可能在其单独一侧上受到的压力。

有利地，所述隔板包括多个并排布置的***区。

优选地，所述隔墙包括：

·至少两个隔板段；以及

·至少三个段支撑构件，所述段支撑构件在横向方向上依次排列，在该排列中的中间构件承载两个段，所述段以如下的方式布置：

θ₂＝arctan(tanθ₁×l₁/l₂)

其中

·θ_i，其中i=1或2，标示横向方向和在与中间构件的接合处段i的切向之间的非零角度；以及

·l_i标示承载隔板i的构件的腹板之间的距离，l₁与l₂不同。

这样，在支撑构件之间存在不规则间隔时，以使中间构件上的应力被平衡。因此不需要加固该构件以使得其承受任何特定的不平衡。这使得其能够获得重量更小的隔墙。

在一个实施方案中，结构部是机身。

本发明还提供一种方法，其中，在一个包括结构部——例如机身、机翼或机尾——的壁的航空器中，所述壁分离结构部的外部和内部，并且所述壁的多个片段在它们之间限定所述结构部的内部容积，安装至少一个结构隔墙，以将所述容积的区域彼此分离，将前部区域和后部区域彼此分离，该隔墙包括至少一个挠性隔板和至少两个支撑件，该隔板适合变形，该支撑件以不连续的方式支撑所述隔板，所述安装尤其对已飞行过的航空器执行。

优选地，通过使用可分离的装置将所述隔墙紧固至结构部来执行安装。

优选地，为了航空器部件之间的密封接合，所述航空器部件是细长的，并在相互不平行的主方向上局部延伸：

·在所述这些部件上装配多个铸模部分；以及

·将密封材料注入所述铸模中。

因此通过密封块实现了密封，所述密封块在原位模制在所述部件上。必要时，可进行该密封以与块的两侧之间的压力差相配合。该方法容易在现有的飞机上实施，例如在由于主结构改型而需要调整的飞机上实施。该方法是廉价的，并容易执行。该方法不要求提供永久就位的部件，也不要求安装紧固件，除了那些需要用于保持铸模暂时就位的。该块被制成为具有合适的体积。该方法可重复实施，同时保持对以此方式安装的材料的重量的控制。如果需要，可移除密封的接合，随后在需要时重新形成接合，而不会造成任何结构的损坏。当需要修理或视觉检查航空器内的区域时，该优点是尤其重要的。该方法可使用这样一种密封材料来实施，考虑到航空器使用时结构部件之间的运动该密封材料具有足够挠性。

附图说明

本发明的其他特性和优势进一步通过下文实施方案的描述来体现，所述实施方案通过非限制性实施例，并参考附图给出，在附图中：

图1是本发明的航空器的纵向竖直轴向截面图，示出了隔墙的配置原理；

图2是图1机身的后视图，示出了支撑隔墙的固定元件；

图3是与图2类似的视图，示出了将被紧固至图2的固定元件的隔墙的中心部分；

图4是与图2类似的视图，示出了布置隔板支撑件的原理；

图5是与图4类似的细节图；

图6是图3隔墙的平面VI-VI上的截面图；

图7是图1的细节D的放大图，示出了隔墙的顶部部分如何被紧固；

图8是与图7类似的视图，示出了密封隔板的顶部部分如何紧固，并示出其如何变形；

图9是图1的细节E的放大图，示出了隔板的底部部分如何被紧固；

图10是图5隔墙的平面X-X上的截面图，示出了其侧部部分如何被紧固；

图11和12分别是图6和11的细节F和G的放大图；

图13是图11隔板的各段中的一段的立体图；

图14是截面图，示出了壁的底部部分如何被密封；

图15示出了隔墙在其他位置如何被密封；

图16、17和18是截面图，示出了分别在图17和16的平面XVI-XVI、XVII-XVII以及XVIII-XVIII使用一个铸模来为前述图中的隔墙制造密封块；

图19和20是截面图，示出了铸模部分如何被密封，图19的截面在图17的XIX-XIX平面上；

图21是图17的布置的平面XXI-XXI上的截面图；

图22是与图11类似的视图，示出了当隔墙处于这些力不平衡时隔板60在隔墙的一个梁上施加的力；

图23是与图22类似的视图，其中隔墙处于这些力平衡下；以及

图24是图11的细节G的另一个放大图。

具体实施方式

图1中示出的航空器是重航空器，更准确地是飞机2。飞机2包括总体为细长圆柱形的机身4，水平轴线6作为机身的主轴线。机身的前部具有驾驶员座舱8。飞机设有形成机翼的侧翼（未示出），着陆装置，以及引擎12，所述着陆装置的一部分10在图1中可见。

下文中，参考X、Y、Z直角坐标系，其中X、Y方向是水平的并相互垂直的，X方向平行于轴线6，Z方向是竖直的。

这里假设飞机2的制造已经完成，或者事实上飞机已经飞行过。做法是在改装阶段期间安装一个可移除的密封结构隔墙。该隔墙被设计为是密封的，以气密克服机舱压力，机舱压力仅在隔墙的一侧上存在，具体是在其前端。还期望的是确保在需要时该隔墙被快速安装并快速移除，即在数小时内。

机身具有环形框架14，每个框架总体在垂直于轴线6的平面中延伸，并承载机身的蒙皮28。蒙皮由水平加劲肋116加固，所述水平加劲肋为也紧固至所述框架的型材的形式。框架被布置在相互平行的平面，这些平面沿着轴线6的方向彼此相继排列。这里假设隔墙被安装为总体在垂直于轴线6的平面中延伸，并在从飞机的鼻部开始的连续的框架中的编号30的框架附近。

刚性子组件22被设置以支撑隔墙20，该子组件刚性紧固至机身4，更准确地是永久紧固至机身4。子组件22在隔墙的周缘延伸。子组件22包括框架14的左侧段和右侧段，以及顶部平面嵌板24和底部平面嵌板26。嵌板被直接紧固至蒙皮28。顶部嵌板24从机身蒙皮28连续延伸至飞机机舱的天花板的高度。底部嵌板26从蒙皮28连续延伸至机舱地板的高度。这些嵌板被紧固至飞机的主结构。每个嵌板都是自张紧的，具体地每一个嵌板都设有彼此平行并间隔开的直线竖直细长的张紧器30。顶部嵌板24和底部嵌板26可存在开口110，以允许不同的***穿过所述开口，例如用于空气和液体（例如水）的管道、电缆和计算机线缆等。

参考图3，隔墙20包括子组件32，该子组件32通过使其能够容易和快速地移除的装置被紧固至子组件22。子组件32包括非刚性骨架，非刚性骨架包括刚性部34和可变形挠性区36。在图5中详细示出的本实施例中，共有五个刚性部34和五个可变形的挠性区36。

具体地，刚性部和挠性区从机身的一侧到另一侧交替依次排列，这里在左侧从刚性部34开始，并在图4中由字母“R”和“S”（代表“柔软（souple）”）表示。每个部或每个区在组件32的整个高度上延伸。那些在子组件的中间区的部或区总体为矩形。在该实施例中，在图3、4和5中可看到6个矩形部或区，它们从顶部嵌板24延伸至底部嵌板26，并各自紧固至底部嵌板26。

在该实施例中，刚性部或支撑部34中的每一个包括两个竖直直线梁40，这两个竖直直线梁40彼此间隔开，例如间隔500毫米（mm）。梁优选地被置于与航空器的地板的纵向轨对齐。每个刚性部具有肋间系杆42形式的稳定件，系杆42刚性地互连两个梁。稳定件在距离梁的端部一距离处被紧固至梁，且稳定件沿着梁的高度方向有规律地间隔开，并与梁相互协作以形成梯子形状。以此方式紧固至梁的稳定件42使得每个部34具有刚性。

参考图11和12，每个梁40由截面总体为H形的型材形成。型材的后台板44的形状是平面，而如图12中详细示出的，前台板是总体倒V形，以使得台板的两个侧翼48向后倾斜。因此每个侧翼呈现朝机身的一侧倾斜的竖直平面前部面50，例如相对于横向方向Y形成约30°的角度。

每个稳定件42的形状总体为平面，并在水平平面延伸。稳定件42可呈现孔52，以减小其重量。在该实施例中，其后边缘是直线，而其前边缘54呈现凹形弯曲形状，例如圆形的弧，以使得该边缘的中间部分比其端部部分更靠近后边缘。稳定件42被紧固至相关联的梁40的肋56。边缘54还从侧翼48向后缩，并因此也从侧翼48的前部面50向后缩。

刚性部34中的至少一个可以被布置以接收门74，如图4示出的，或者其他类型的通道，能够使得设备或人员穿过该隔墙。门可设有具有Z形型材的框架，所述型材包括密封垫圈。门可包括自张紧的蒙皮，两个用于支撑铰链和门止挡件的水平配件，一个操作和锁定机构，以及一个安全舷窗。

每个刚性部34承载可变形的挠性隔板60的一段，该段被紧固至梁40以能够移动和变形。具体地，这是一层非金属材料，例如纤维形式的芳纶树脂，例如以Kevlar名称售卖的聚对苯二酰对苯二胺。该树脂通过注入方法嵌入硅树脂层，以使得隔板60被加固，并能够经受在平流层高度飞翔的飞机可受到的那类机舱压差。

特别在图13中示出的隔板60具有相互平行的竖直直线侧边缘62，由此隔板60通过夹在侧翼48和凸缘64之间而被紧固至两个对应的梁的面50。凸缘被紧固至侧翼，例如通过螺栓66、垫圈和位于侧翼后部的栓接螺母68。

如图11特别示出的，隔板段60被紧固至梁，以使得在从一个梁到另一个时，所述隔板段具有非平面的形状，具体地具有圆柱形水平截面的凸起。因此隔板沿着稳定件42的前边缘54延伸，同时保持沿着所有其长度距离前边缘54一距离。隔板的曲率半径例如小于或等于800mm。该隔板被安装以能够颠倒，即反转曲率，以使得曲率中心不再在隔墙前方而是在后方，如虚线60’示出的。该颠倒可例如发生在机舱减压时。

如图13中示出的，隔板段的顶部端部和底部端部70具有这样一个形状，该形状在两个相互垂直的方向上是圆的，尤其是球形。在该实施例中，隔板的顶部和底部边缘72是直线并水平的。

隔墙20的挠性区域36仅由加固的隔板60的一个段形成。该隔板被紧固至最靠近相邻的刚性部34的梁的侧翼48，如图11特别示出的。隔板段的形状和紧固与每个刚性部34的隔板段相同。

因此隔墙20由框架和由所述框架承载的隔板段60组成。

图9示出了一个刚性部34如何紧固至飞机的主结构。底部嵌板26在飞机的地板76下方延伸，与地板的底部面接触。地板被切断以提供与每个梁40对齐的开口78。对于每个梁，配件80被刚性紧固至嵌板26的背面。梁40的底部端部具有延伸部82，延伸部82通过常规连接装置（使用销和球接头）联接至配件80。在刚性部34的一个梁上，该连接适于在三个X、Y和Z方向上承接力，并适于沿着相同方向传递移动。在另一个梁上，到配件的连接适于仅沿着X和Z方向传递力。

在地板76的水平处，在该实施例中通过垫圈提供与每个梁40的密封，垫圈具有的音谱中的音符的形状。因此垫圈84具有圆形型面的底部部分86，底部部分86从其后部面向上延伸有侧壁88。该垫圈的前部和后部由两个垫片90保护。后部垫片夹在垫圈和梁40的前部面之间，而前部垫片90是S形，匹配垫圈的前部面的形状。因此垫圈84被保护免受可能在地板上的致挫物体的伤害。为了在装配和拆卸期间保护垫圈，有利的是在放置就位之前为其预装配两个垫片。

参考图7，在该实施例中，通过连接杆90提供了每个梁40和飞机的主结构之间的顶部部分中的连接。每个连接杆90基本在Z方向延伸。连接杆90的前部联结至框架14，后部联结至梁，两个连接关于铰链轴92铰接，铰链轴92在该实施例中平行于Y方向。由于连接杆在Z方向延伸，因此连接杆仅能在该方向传递力和移动。因此，梁40至少在顶部部分基本可以相对于飞机的主结构移动。在每个刚性部34中，对于任一个梁，连接杆90是固定长度，而与其他梁关联的连接杆90是可调节的长度。尽管这构成了第1程度的超静止的组件，但是组件的几何不精确以及对于一个连接杆可调节的能力使得能够适应此。

在顶部和侧面，隔墙20和紧固至机身的部件之间的密封由隔板61提供，隔板61独立于隔板60，但是优选地由相同的材料制成。隔板61自身承受显著移动，例如，在Y和Z方向上在隔墙的总平面中移动±20mm,在X方向上移动±10mm。因此，在图8中，参考61a示出了隔板的标称配置，参考61b示出了其沿着X方向的后退位置，参考61c示出了其沿着Z方向的凸起位置，最后参考61d示出了凸起和后退的配置。如图8中可看到的，隔板61的顶部端部的边缘刚性紧固至局部水平嵌板100，嵌板100本身在其顶部面一侧紧固至框架14。在该实施例中，该紧固是通过将隔板61夹在嵌板和垫片102之间执行的。如果隔墙20被拆除，则隔板61可留在原处，并以圆柱形配置关于轴线6向后展开，以具有包裹功能。随后隔板61具有图8中示出的配置61e。

图14示出了隔板60如何以密封方式在底部紧固至刚性部34。梁40的底部端部承载横梁102，该横梁102呈现竖直平面底部面104和中间平面面106，中间平面面106平行于Y方向，向X方向倾斜，并稍微朝向上方。隔板60夹在中间平面面106和垫片107之间，垫片107通过合适的装置（未示出）刚性紧固至横梁。隔板的底部端部边缘与音符状垫圈84的顶部边缘间隔一距离。隔板在其顶部部分的密封紧固是以类似的方式执行的。

对于挠性部水平方向的连接，如图15示出的，音符状垫圈的后垫片90呈现面106，并承载隔板60。在该方向，垫圈仅支承在连接至机身的面上。

通过下文的方法安装隔墙。

在待被安装的隔墙的任一侧上，所有***和机舱内衬装饰物被移开超过约500mm的距离。在结构已经安装之后，***和内饰物被放回原位。

永久紧固的刚性子组件22在变换工作期间安装，飞机在此期间，如同常规大修中，卸压载。在保留纵向加强件的整体性的同时，密封以如下文描述的方式在机身和子组件之间建立。为此，每个加劲肋通道被密封，就像不同***的通道一样。

安装可移动的刚性部34被。

此后，安装可移动的挠性部32。

规定将刚性部34的隔板段60紧固至所述刚性部，然后它们被装配至机身。

最后，通过将多个隔板段61类型的或音符类型的垫圈放置在移动被控制的区域的水平方向完成了密封。

参考图10，通过夹在框架的后部面和垫片112之间，隔板60的侧部以密封方式连接至框架14，通过使用螺栓和栓接螺母的组件，垫片112抵靠框架保持刚性就位。

除了在框架延伸穿过加劲肋116以使得基部122围绕加劲肋的位置，框架通过其基部122紧固至蒙皮28。框架和加劲肋在该位置局部相互垂直。框架14和加劲肋116之间框架该侧的接合通过密封材料块118所密封，密封材料块118在原位置被模铸，从而以密封方式将框架连接至加劲肋，并连接至越过加劲肋的蒙皮。具体地，块118由弹性体例如硅树脂制成。参考图16-21，通过包括多个部分126和128的铸模124执行模制。

两个部分126是固体、刚性的，且形式为板。两个部分126通常彼此对称，并位于框架14的腹板的平面的左右两侧。两个部分126中的每一个呈现一个凹口130，该凹口130使得该部分能够跨越加劲肋116，并能通过其基部132与框架14和蒙皮28接触。这些部分126中的每个在其表面全长与框架、蒙皮和加劲肋的外部表面实现接触。通过实施例，并参考图19，该密封通过挠性环形垫圈134实现，挠性环形垫圈位于基部的凹槽136内。在图20示出的变形实施方案中，基部132具有一系列挡板138，挡板138沿基部的宽度依次排列，其中这些挡板中没有任何一个接收垫圈。

部分124由这样的材料制成，该材料被选择以确保其不粘结至注入的弹性体。通过实施例，部分124可由聚四氟乙烯（PTFE）或聚酰胺1制成，1公知为例如丽绚（r il san）。

部分124中的每一个呈现一个腔140，弹性体被注入腔140，且该腔140尤其用于接收框架的底部122。在该腔上方，部分124呈现面142，由此它们与框架14的各个面实现面对面接触。两个部分124通过夹持装置彼此夹靠，所述夹持装置例如平行于加劲肋116延伸的自锁定固定件144和146。这些夹持装置146中的一个被设计为具有V形配置，并穿过框架14和加劲肋116之间，在框架下同时直接与框架接触。这些夹持装置支承部分124的倒角外部面147。

如果加劲肋116是相对简单的形状，则其可足以通过两个部分126执行模制。然而，如该实施例中示出的，加劲肋可以是在一侧打开的S形。因此优选地可使用两个其他部分128用于模制。具体地，这些部分是骨形止挡件，中间窄。这些止挡件***在一个由加劲肋形成的沟槽中，***该沟槽内，并通过弓形夹143保持，弓形夹143将它们垂直地夹持到加劲肋的腹板。止挡件中的每一个可突出于加劲肋上方，如图21示出的。制造止挡件的材料可被选择为使其不会与注入的弹性体粘结。通过实施例，可使用聚合物泡沫封闭这些止挡件。

在该实施例中，还使用由弹性体制成的刚性芯或块149，该刚性芯或块149在注入剩余材料之前被聚合，并直接安装在加劲肋116的沟槽，在面向蒙皮的面150和蒙皮本身之间。具体地，使用两个块149，其中一个置于另一个之上，一个支承蒙皮，另一个支承加劲肋的该面。它们与框架14的腹板对齐安装，然后封闭铸模。这些块提高了模制的垫圈在固化后的整体刚性。

使用端部件连接至液体弹性体的存储罐，通过为注入目的设置的注入孔152，注入仅从部分126中的一个形成。两个部分126设有排放孔，确保腔能够被完全填充。

密封块按如下方式制造。

清空待接收弹性体的区域。

将铸模的两个部分126连同它们的夹持装置放入就位，在框架的前部面和后部面。

安装两个块149。

首先手动压缩两个止挡件，使两个止挡件128被放置就位，该就位通过加劲肋的截面实现。此后通过弓形夹夹持两个止挡件128。

随后注入液体弹性体。在图20的实施例中，在注入期间，一个或多个挡板部分或全部填充有弹性体。特别地，液体与浸没在其中的块149接触。

在弹性体聚合后，两个止挡件128被移除，随后通过切穿自锁定固定件144和146移除板126。一旦部分126被移除，在切割自锁定固定件一次，与被固化的弹性体块118的面（尤其是面147）齐平，自锁定固定件从弹性体块118的面显露出。因此每个固定件的一段永久保留在块内。

这样形成的密封的接头没有隐藏任何结构紧固件，所以框架和蒙皮之间的连接保持可进入，如同加劲肋和蒙皮之间的连接等。

针对每个加劲肋，这些操作在某个框架上执行。对于所有的加劲肋，安装在每个加劲肋通道处的模制的弹性体块118的外部尺寸是相同的，即使根据所考虑的加劲肋段而夹紧肋截面是不同形状和/或尺寸，这也是适用的。这同样适用于组成框架和被考虑的加劲肋之间的空间的通孔（通常称为鼠孔），该空间可以呈现切断（découpe），该切断根据加劲肋的尺寸和框架铺设的方向而不同。框架的不同段还可是不同的尺寸。尽管有尺寸和配置的差别，但上述铸模每次都可使用，这是因为该铸模被选择为具有足够大的尺寸，以使得其能够与所有的情形所配合。

图23示出了在中间梁40上通过其承载的隔板段60施加的力的示意图。下文将解释隔墙如何制成，以使得当两个最接近的梁40距离中间梁不等距时这些力如何平衡。

相反，图22示出了这些力不平衡的情况。

参考l₁标示沿着Y方向测量的中间梁40的腹板和位于左侧并与中间梁40合作支撑左侧段60的梁的腹板之间的距离。类似地，参考l₂标示位于右侧支撑隔板段的梁40的腹板之间的距离。本文假设距离l₁和l₂彼此不同，在该实施例中距离l₂等于距离l₁的约1.5倍。

梁40在其主水平截面受到力F₁和F₂，力F₁由位于其左侧的隔板段施加，力F₂由位于其右侧的隔板段施加。这里假设这些力在水平平面延伸。

角度θ₁标示作用在与隔板的边缘处正切的方向上的力F₁相对于Y方向的角度，角度θ₂标示与力F₂相关的对应角度。在这种情况下，两个角度θ₁和θ₂是相等的。这是因为侧翼48的前部面50也相对于Y方向形成分别相等的角度θ₁和θ₂，凸缘关于梁40的腹板的平面彼此对称。

考虑到这些距离之间的差别，力F₂大于力F₁。由于这两个力作用在关于腹板的平面对称的方向上，因此它们具有合力R，合力R指向后方，且不位于腹板的平面中，而是指向右侧。因此梁40没有以平衡或对称的方式被两个段60所加载。该合力的应用点是梁的水平截面的前端。这产生了围绕截面的惯性中心63的扭转力矩，位于梁的腹板中在其前部边缘和后部边缘之间的一半。因此在惯性中心与合力R之间存在非零的距离d，以使得合力围绕惯性中心产生一个扭转力矩。在这种情况下，梁必须具有足够量的材料以使其能够承受这样的一个扭转力矩，另外其也必须能够以通常方式弯曲力矩和法向力。

在图23的情形中，距离l₁和l₂与图22中相同，但是角度θ₁和θ₂不同。角度是以这样的方式选择，即力F₁和F₂的合力S位于梁40的腹板的平面中，因此平行于X方向。该结果是通过选择侧翼48--该侧翼不再对称--的前部面50的倾斜角度获得，以使其与方向Y分别形成角θ₁和θ₂，例如：

θ₂＝arctan(tanθ₁×l₁/l₂)

与隔板段面对表面接触的面50相对于Y方向分别具有相同的倾斜角度θ₁和θ₂。每个段的形状和/或尺寸被适配以获得该结果。通过实施例，与图22示出的情形相比，有必要增大右侧段的曲率半径。这可能会导致段的重量和体积增大，但是增大是不明显的，且相反，与通过该布置而实现的隔墙作为整体的总的重量节省相比是可忽略的。因此，就不存在多余的扭转合力。

因此，每个隔板段的形状考虑到该段锚固在梁上的实际形状，其本身考虑到梁之间的间隔。这使得隔板段60施加在主结构上的力最小。

在距离l₁和l₂相等的梁上，角度θ₁和θ₂是相等的。

在隔板段的长度的大部分上，每个隔板段由单层浸渍硅树脂的聚对苯二酰对苯二胺制成。隔板可以重每平方米0.5千克（kg/m²）。选择该材料使得每个隔板段的重量最小，并使其强度与由铝合金制成的、厚度0.2mm的隔板相同。这样的铝合金隔板是不可提供的，且由于其易碎性而不适合安装，这意味着出于制造原因，且为了确保其坚固地抵抗人为因素，其需要最少1mm的厚度。因此与铝合金制造的等效隔板相比，可实现约500%的重量节省。然而尽管重量轻，但是该隔板是坚固的。在压力差反转的情况中反转的隔板不会产生问题。隔板段60不仅承受压力和减压的简单应力，而且同时存在可能的来自人为的损坏和磨损。

如图24中示出的，在隔板被夹在垫片64和侧翼48之间的部分，隔板的材料有利的是双层厚度，应理解为在隔板被特别要求的一个区域。可仅通过折叠形成隔板的材料，并通过将加固元件（例如杆67）放置在折叠处以防止折叠变平坦，就可实现该双层厚度。杆67例如具有2mm到3mm范围的直径。具体地，杆由聚酰胺材料制成。杆与垫片64和侧翼48之间的面对面接触区域间隔一距离，并且没有夹在垫片64和侧翼48之间。

杆67可放置在铸模中，该铸模被用于用弹性体材料浸渍树脂。为此，形成单层的浸渍材料接收该杆，并在弹性体聚合之前围绕杆折叠。

面向隔板段60，并与隔板的曲率中心在同一侧，垫片64呈现圆柱形形状的面69，该面69面向隔板，并且其自身的曲率中心位于隔板的相对于面69的一侧上。在隔板被反向的情形中，该面接收隔板，这可在没有撕裂的危险下能够支承在该面上。

上文描述的隔墙20呈现了多种优势。其可被放置就位和移除。通过适应由于飞机被使用而引起的结构变形和需要被密封的不同部分中的几何不准确性（尤其是如果飞机已经制造）的手段，可提供密封。紧固部和刚性部的结合也使密封成为可能。在机身中安装或移除隔墙时，需要被紧固和/或拆卸的紧固件的数量是少的。

通过实施例，移除隔墙需要的时间可小于24小时。隔墙作为整体的重量例如为约800千克（kg）。

利用本发明，两个操作员自己可以非常迅速地安装所述类型的密封隔墙，或者将其移除以使其被取走。这些优点尤其来自这样的事实，即隔墙支撑件的数量是少的，且它们通过若干紧固点被连接至飞机的剩余部分，这些紧固点同样是相对少的。

优选地，隔墙延伸在机身内部容积的横向面积的大部分上。

如图1中可看到的，隔墙20一旦就位就将位于隔墙前方的区域109与位于隔墙后方的区域111分离开。不同于区域111，区域109可以承受机舱压力。或者不同于区域109，区域111可储存液体，例如碳氢燃料。

通过多个将顶部嵌板连接至蒙皮28的配件，可为顶部嵌板24提供稳定，这些配件例如沿着四个连续框架延伸。可以相同的方式为底部嵌板26提供稳定。刚性子组件22可另外包括安装在框架的左侧和右侧的两个特殊的承载垫圈的型材。

当然，在不偏离本发明的范围的情况下可对本发明做出各种不同的改型。

Claims

1.一种航空器（2），其特征在于，该航空器包括结构部，例如机身（4）、机翼或机尾，该结构部包括：

·壁（28），该壁将所述结构部的内部与外部分离，并包括多个片段，所述片段在它们之间限定所述结构部的内部容积；以及

·至少一个结构隔墙（20），该结构隔墙将所述容积的区域彼此分离，例如将前部区域（109）和后部区域（111）彼此分离，该隔墙包括至少一个挠性隔板（60）和至少两个以不连续的方式支撑所述隔板的支撑件（34），所述隔板适合变形，所述支撑件优选是刚性的，所述隔墙（20）通过可分离的装置紧固至所述结构部（4）。

2.根据前述权利要求所述的航空器，其中，每个支撑件仅通过其端部连接至其他支撑件。

3.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述隔墙（20）以密封方式分离这两个区域（109、111），所述结构部优选地包括至少一个框架（14）、至少一个加劲肋（116）以及一个在所述框架和所述加劲肋之间形成密封接合的模制块（118）。

4.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述隔板（60）由加固的弹性体制成。

5.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述结构部（4）包括至少一个横向嵌板（24、26），该横向嵌板将所述支撑件（34）连接至所述结构部的剩余部分，所述嵌板的数量优选地为至少两个，以使得所述支撑件（34）仅通过所述嵌板独立于所述隔板（60）被连接至所述结构部（4）。

6.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述支撑件是竖直的。

7.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述隔板由多个分离的部分组成。

8.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述隔墙（20）包括：

·至少两个隔板段（60）；以及

·至少三个段支撑构件（40），该段支撑构件在横向方向（Y）上依次排列，该排列中的中间构件（40）承载这两个段，所述段以如下的方式布置：

θ₂＝arctan(tanθ₁×l₁/l₂)

其中

·θ_i，其中i=1或2，标示横向方向（Y）和在与中间构件（40）的接合处段i的切向之间的非零角度；以及

·l_i标示承载隔板i的构件（40）的腹板之间的距离，l₁与l₂不同。

9.根据前述权利要求中至少一项所述的航空器，其中，所述结构部是机身（4）。

10.一种方法，其特征在于，在一个包括结构部——例如机身（4）、机翼或机尾——的壁（28）的航空器（2）中，所述壁分离所述结构部的外部和内部，所述壁的多个片段在它们之间限定所述结构部的内部容积，安装至少一个结构隔墙（20），以将所述容积的区域彼此分离，例如将前部区域（109）和后部区域（111）彼此分离，所述隔墙包括至少一个挠性隔板（60）和至少两个以不连续的方式支撑所述隔板的支撑件（34），所述隔板适合变形，尤其对已经飞行过的航空器执行所述安装，通过采用可分离的装置将所述隔墙紧固至所述结构部（4）来执行安装。