BR102017006729B1

BR102017006729B1 - PRESSURE BULKHEAD FOR AN AIRCRAFT, AND METHOD FOR ASSEMBLING A PRESSURE BULKHEAD

Info

Publication number: BR102017006729B1
Application number: BR102017006729-7A
Authority: BR
Inventors: Kyle L. Mcnamara; Edward Frederick Lauser Jr.; David William Bowen; Kevin Andrew Crow; Michael Stephen Niezgoda
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2016-06-17
Filing date: 2017-03-31
Publication date: 2023-05-23

Abstract

Um anteparo de pressão para uma aeronave inclui um conjunto de paredes. O conjunto de paredes inclui uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave. O conjunto de paredes inclui ainda uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo. O formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção para a extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede. Um método para montar um anteparo de pressão é também provido.A pressure bulkhead for an aircraft includes a set of walls. The wall assembly includes a first wall section that extends in a direction not parallel to a length of the aircraft. The wall assembly further includes a second wall section attached to the first wall section wherein the second wall section includes a curved shape. The curved shape includes a convex portion that extends further along the length of the aircraft in a direction towards the rear end of the aircraft than the first wall section. A method for mounting a pressure shield is also provided.

Description

FIELD

[001] A presente invenção se refere a um anteparo de pressão para uma aeronave e mais particularmente a um anteparo de pressão com suporte estrutural.[001] The present invention relates to a pressure bulkhead for an aircraft and more particularly to a pressure bulkhead with structural support.

BACKGROUND

[002] Anteparos de pressão para aeronaves, particularmente um anteparo de pressão traseiro tem tipicamente o formato de domo. O formato de domo tem a capacidade de distribuir cargas exercidas sobre a estrutura em formato de domo como uma carga de membrana efetivamente para a estrutura de fuselagem. Porém, um inconveniente deste anteparo com formato em domo ou hemisférico é que é difícil de rotear sistemas através do anteparo com o anteparo tendo um formato curvo. Rotear sistemas através de um anteparo em formato de domo inclui complexidades de projeto aumentadas uma vez que uma estrutura adicional é necessária para prever superfícies planas para fixação de sistemas. Um anteparo mais plano prevê interfaces mais simples para sistemas da aeronave tais como elétrico, hidráulico e de combustível, assim como, outros sistemas dentro de uma aeronave. Ademais, por causa da natureza longitudinalmente estendida do anteparo em formato de domo que se estende em uma direção ao longo do comprimento da fuselagem, o formato de domo compete com o espaço utilizável da cabina dentro da fuselagem proporcionando uma ineficiente ocupação de espaço dentro da fuselagem.[002] Pressure bulkheads for aircraft, particularly an aft pressure bulkhead, are typically dome-shaped. The dome shape has the ability to distribute loads exerted on the dome structure as a membrane load effectively to the fuselage structure. However, a drawback of this domed or hemispherical shaped bulkhead is that it is difficult to route systems through the bulkhead with the bulkhead having a curved shape. Routing systems through a domed bulkhead adds increased design complexities since additional structure is required to provide flat surfaces for system attachment. A flatter bulkhead provides for simpler interfaces to aircraft systems such as electrical, hydraulic, and fuel, as well as other systems within an aircraft. Furthermore, because of the longitudinally extended nature of the dome bulkhead which extends in one direction along the length of the fuselage, the dome shape competes with usable cabin space within the fuselage by providing an inefficient occupation of space within the fuselage. .

[003] Em contraste, anteparos de pressão para aeronaves foram também construídos para ter um formato mais plano. Um anteparo com uma construção mais plana é mais espacialmente eficiente dentro da fuselagem. Porém, este formato mais plano tipicamente resulta no anteparo ser mais pesado do que um anteparo em formato de domo que, em contraste, distribui mais eficientemente as cargas. Adicionalmente, a construção de anteparo de pressão mais plana requer uma estrutura de suporte mais complexa para resistir a cargas de cisalhamento e flexão que ocorrem a partir da pressurização da fuselagem ser exercida através de uma superfície mais plana. Isto está em contraste com a construção de anteparo em formato de domo que distribui mais eficientemente a carga com melhor trajeto da carga ou distribuição de carga na membrana.[003] In contrast, pressure bulkheads for aircraft were also constructed to have a flatter shape. A bulkhead with a flatter construction is more spatially efficient within the fuselage. However, this flatter shape typically results in the bulkhead being heavier than a dome shaped bulkhead which, in contrast, distributes loads more efficiently. Additionally, flatter pressure bulkhead construction requires a more complex support structure to resist shear and bending loads that occur from airframe pressurization being exerted through a flatter surface. This is in contrast to dome-shaped bulkhead construction which more efficiently distributes the charge with better charge path or charge distribution on the membrane.

SUMMARY

[004] Um exemplo de um anteparo de pressão para uma aeronave inclui um anteparo de pressão que inclui um conjunto de paredes. O conjunto de paredes inclui uma primeira seção de parede que se estende em uma direção não paralela a um comprimento da aeronave. O conjunto de paredes inclui ainda uma segunda seção de parede presa à primeira seção de parede em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo de maneira tal que o formato curvo inclui uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo do comprimento da aeronave em uma direção para a extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede.[004] An example of a pressure bulkhead for an aircraft includes a pressure bulkhead that includes a set of walls. The wall assembly includes a first wall section that extends in a direction not parallel to a length of the aircraft. The wall assembly further includes a second wall section attached to the first wall section wherein the second wall section includes a curved shape such that the curved shape includes a convex portion that extends further along the length of the aircraft. in a direction towards the rear end of the aircraft than the first wall section.

[005] Um exemplo de um método para montar um anteparo de pressão inclui a etapa de posicionar uma primeira seção de parede e uma segunda seção de parede adjacentes uma à outra. O método inclui ainda a etapa de prender a primeira seção de parede à segunda seção de parede, em que a segunda seção de parede inclui um formato curvo com uma porção convexa que se estende ainda mais ao longo de um comprimento da aeronave em uma direção para uma extremidade traseira da aeronave do que a primeira seção de parede, formando uma junta de emenda entre a primeira e a segunda seções de parede e formando um conjunto de paredes.[005] An example of a method for mounting a pressure bulkhead includes the step of positioning a first wall section and a second wall section adjacent to each other. The method further includes the step of attaching the first wall section to the second wall section, wherein the second wall section includes a curved shape with a convex portion extending further along a length of the aircraft in an outward direction. a rear end of the aircraft than the first wall section, forming a seam joint between the first and second wall sections and forming a set of walls.

[006] As características, funções e vantagens que foram discutidas podem ser obtidas independentemente em várias modalidades ou podem ser combinadas em ainda outras modalidades de que mais detalhes podem ser vistos com referência à descrição que se segue e aos desenhos[006] The features, functions and advantages that have been discussed can be obtained independently in various embodiments or can be combined in still other embodiments of which more details can be seen with reference to the following description and drawings

BRIEF SUMMARY OF THE DRAWINGS

[007] A FIG. 1 é uma vista em planta lateral parcial destacada de uma porção traseira de uma aeronave com anteparo em corte transversal;[007] FIG. 1 is an exploded partial side plan view of a rear portion of a bulkhead aircraft in cross-section;

[008] a FIG. 2 é uma vista em perspectiva lateral traseira do conjunto de paredes de anteparo mostrado na FIG. 1 juntamente com longarinas estendendo-se para o lado dianteiro de aeronave;[008] to FIG. 2 is a rear side perspective view of the bulkhead wall assembly shown in FIG. 1 together with spars extending to the forward side of the aircraft;

[009] a FIG. 3 é uma vista em perspectiva lateral dianteira do conjunto de paredes de anteparo da FIG. 2;[009] to FIG. 3 is a front side perspective view of the bulkhead wall assembly of FIG. two;

[0010] a FIG. 4 é uma vista em corte transversal de uma junta de emenda como visto ao longo da linha 4-4 da FIG. 2;[0010] FIG. 4 is a cross-sectional view of a splice joint as viewed along line 4-4 of FIG. two;

[0011] a FIG. 5 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 5-5 na FIG. 3 da preensão por clipe de segunda seção de parede estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes de anteparo;[0011] FIG. 5 is a cross-sectional view as seen along line 5-5 in FIG. 3 of the clip grip of the second wall section extending over the front side of the bulkhead wall assembly;

[0012] a FIG. 6 é uma vista em perspectiva de baixo ampliada parcial destacada do lado traseiro do conjunto de paredes do anteparo da FIG. 2;[0012] FIG. 6 is a partial enlarged bottom perspective view detached from the rear side of the bulkhead wall assembly of FIG. two;

[0013] a FIG. 7 é uma vista em perspectiva ampliada parcial destacada do lado traseiro de conjunto de paredes de anteparo da FIG. 2;[0013] FIG. 7 is an enlarged partial perspective view detached from the rear side of the bulkhead wall assembly of FIG. two;

[0014] a FIG. 8 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 8-8 na FIG. 3 visualizando um apoio intercostal estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes associado com uma viga de suporte primária;[0014] FIG. 8 is a cross-sectional view as seen along line 8-8 in FIG. 3 viewing an intercostal support extending over the front side of the wall assembly associated with a primary support beam;

[0015] a FIG. 9 é uma vista em corte transversal como visto ao longo da linha 9-9 na FIG. 3 visualizando um apoio intercostal estendendo-se sobre o lado dianteiro do conjunto de paredes associado com uma viga de suporte secundária;[0015] FIG. 9 is a cross-sectional view as seen along line 9-9 in FIG. 3 visualizing an intercostal support extending over the front side of the wall assembly associated with a secondary support beam;

DESCRIPTION

[0016] Um anteparo de pressão de uma aeronave, tal como um anteparo de pressão traseiro, tem certas demandas impostas a essa estrutura dependendo da configuração do anteparo. Por exemplo, um anteparo em formato de domo tem benefícios de distribuição de carga e menor peso estrutural do que um anteparo com configuração mais plana. Por outro lado, uma configuração mais plana de um anteparo de pressão frequentemente requer construção mais pesada e sistemas de suporte mais complexos, ainda que permita passagem mais fácil através de sistemas da aeronave através da estrutura de anteparo. O aparelho e método a serem descritos aqui vantajosamente utilizam os benefícios destas diferentes construções de anteparo.[0016] An aircraft pressure bulkhead, such as an aft pressure bulkhead, has certain demands placed on this structure depending on the bulkhead configuration. For example, a dome-shaped bulkhead has load distribution benefits and lower structural weight than a flatter bulkhead configuration. On the other hand, a flatter configuration of a pressure bulkhead often requires heavier construction and more complex support systems, yet still allows for easier passage of aircraft systems through the bulkhead structure. The apparatus and method to be described here advantageously utilize the benefits of these different screen constructions.

[0017] Com referência à FIG. 1, a aeronave 10 inclui uma seção de cauda 12 que é posicionada no lado ou extremidade ou traseira 14 da aeronave 10. O anteparo de pressão 16 é posicionado dentro da aeronave 10 para estabelecer uma separação vedada de do lado traseiro ou não pressurizado 14 da aeronave 10 a partir do lado dianteiro ou pressurizado 18 que inclui uma cabina 20 da aeronave 10. À medida que a aeronave 10 ganha altitude, esta aeronave 10 pressuriza a cabina 20 para proporcionar aos passageiros dentro da cabina 20 um ambiente mais habitável e confortável. Durante o processo de pressurização, força é aplicada contra o anteparo 16 a partir de dentro da cabina 20 em uma direção para o lado traseiro 14 da aeronave 10 e no momento desta pressurização, o lado traseiro 14 experimenta uma redução na pressão de ar como um resultado do lado traseiro 14 não ser vedado por pressão no ambiente exterior da aeronave 10. Quando a aeronave 10 desce em altitude, o lado traseiro 14 da aeronave 10 aumenta em pressão e a pressão da cabina 20 sobre o lado dianteiro 18 é normalizada para ser comparável com a pressão de ar da altitude em que a aeronave 10 pousa.[0017] With reference to FIG. 1, the aircraft 10 includes a tail section 12 which is positioned at the side or end or rear 14 of the aircraft 10. Pressure bulkhead 16 is positioned within the aircraft 10 to establish a sealed separation from the rear or non-pressurized side 14 of the aircraft 10 from the forward or pressurized side 18 which includes a cabin 20 of the aircraft 10. As the aircraft 10 gains altitude, this aircraft 10 pressurizes the cabin 20 to provide the passengers inside the cabin 20 with a more livable and comfortable environment. During the pressurization process, force is applied against the bulkhead 16 from within the cabin 20 in a direction towards the aft side 14 of the aircraft 10 and at the time of this pressurization, the aft side 14 experiences a reduction in air pressure as a as a result of the rear side 14 not being pressure sealed to the outside environment of the aircraft 10. As the aircraft 10 descends in altitude, the rear side 14 of the aircraft 10 increases in pressure and the cabin pressure 20 on the forward side 18 is normalized to be comparable to the air pressure at the altitude at which the aircraft 10 lands.

[0018] O anteparo de pressão 16 inclui um conjunto de paredes 22 que inclui uma primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 que vai ser discutida em mais detalho aqui. O conjunto de suporte anteparo 28 como va9 também ser discutido em mais detalhe aqui prevê suporte ao conjunto de paredes 22 do anteparo 16 particularmente durante a pressurização da cabina 20.[0018] The pressure shield 16 includes a wall assembly 22 that includes a first wall section 24 and a second wall section 26 which will be discussed in more detail here. The bulkhead support assembly 28 as will also be discussed in more detail herein provides support for the wall assembly 22 of the bulkhead 16 particularly during pressurization of the cabin 20.

[0019] A primeira seção de parede 24, como visto nas FIGS. 1-3, estende-se na direção 30 não paralela a um comprimento L da aeronave 10. Nesta modalidade, a primeira seção de parede 24 estende-se em uma direção geralmente transversal 30, relativa ao comprimento L da aeronave 10. A segunda seção de parede 26 é preso à primeira seção de parede 24. A segunda seção de parede 26 inclui um formato curvo 32, como visto na FIG. 1, de maneira tal que o formato curvo 32 inclui uma porção convexa 34 que se estende ainda mais ao longo do comprimento L da aeronave 10 na direção 36 para a extremidade traseira 14 da aeronave 10 do que a primeira seção de parede 24. A primeira seção de parede 24 é construída para ter uma configuração relativamente plana ou para ter alguma curvatura ou contorno conforme necessário. Porém, a primeira seção de parede 24 tem uma configuração mais plana do que a configuração da segunda seção de parede 26. Esta configuração mais plana da primeira seção de parede 24 do que a configuração da segunda seção de parede 26 proporciona à primeira seção de parede 24 uma configuração mais eficiente para passar sistemas tais como elétricos, hidráulicos e de combustível, assim como, outros sistemas através do anteparo 16 através de aberturas 38 como visto nas FIGS. 2 e 3 definidas na primeira seção de parede 24.[0019] The first wall section 24, as seen in FIGS. 1-3, extends in a direction 30 not parallel to a length L of the aircraft 10. In this embodiment, the first wall section 24 extends in a generally transverse direction 30 relative to the length L of the aircraft 10. The second section wall section 26 is attached to first wall section 24. Second wall section 26 includes a curved shape 32, as seen in FIG. 1, such that the curved shape 32 includes a convex portion 34 that extends further along the length L of the aircraft 10 in the direction 36 towards the rear end 14 of the aircraft 10 than the first wall section 24. wall section 24 is constructed to have a relatively flat configuration or to have some curvature or contour as needed. However, the first wall section 24 has a flatter configuration than the second wall section configuration 26. This flatter configuration of the first wall section 24 than the configuration of the second wall section 26 provides the first wall section with 24 a more efficient configuration for passing systems such as electrical, hydraulic and fuel, as well as other systems, through bulkhead 16 through openings 38 as seen in FIGS. 2 and 3 defined in the first wall section 24.

[0020] A segunda seção de parede 26 toma o formato curvo 32 e nesta modalidade um formato em domo 40, como visto na FIG. 1. O formato em domo 40 da segunda seção de parede 26 prevê o benefício de distribuição eficiente das cargas membrana de cargas para fuselagem 42 da aeronave 10. As cargas experimentadas pelo anteparo 16 ocorrem particularmente à medida que a aeronave 10 ganha altitude com o processo de pressurização do lado dianteiro 18 do anteparo 16 que inclui a cabina 20 e o abaixamento de pressão sobre o lado traseiro 14 de anteparo 16. A configuração de formato em domo 40 da segunda seção de parede 26 requer menos peso para a segunda estrutura de parede 26 do que a configuração mais plana de segunda seção de parede 26 e reduz a necessidade para estruturas de suporte mais complexas para suportar a segunda seção de parede 26 do que configurações mais planas iriam requerer.[0020] The second wall section 26 takes the curved shape 32 and in this embodiment a dome shape 40, as seen in FIG. 1. The domed shape 40 of the second wall section 26 provides the benefit of efficiently distributing the membrane loads to the fuselage 42 of the aircraft 10. The loads experienced by the bulkhead 16 occur particularly as the aircraft 10 gains altitude through the process. of pressurization on the front side 18 of the bulkhead 16 which includes the cabin 20 and the pressure drop on the rear side 14 of the bulkhead 16. The domed configuration 40 of the second wall section 26 requires less weight for the second wall structure 26 than the flatter second wall section configuration 26 and reduces the need for more complex support structures to support the second wall section 26 than flatter configurations would require.

[0021] Como pode ser visto nas FIGS. 2 e 3, a segunda seção de parede 26 estende-se em uma direção se afastando da primeira seção de parede 24 de maneira tal que a primeira e a segunda seções de parede 24, 26 estendem-se dentro das internas dimensões da fuselagem 42 para estabelecer uma conexão vedada pressurizada com a fuselagem 42. A primeira e a segunda seções de parede 24, 26 são presos entre si ao longo da junta de emenda 44 que se estende através do conjunto de paredes 22 em uma direção 46 não paralela ao comprimento L da aeronave 10. A junta de emenda 44, como visto na FIG. 4, inclui a primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 posicionadas espaçadas uma da outra ao longo da junta de emenda 44 formando um intervalo 47 entre um primeiro e um segundo membros de parede 24, 26. Uma placa de emenda 48 é posicionada para encostar no primeiro e segundo membros de parede 24 e 26 e pata cobrir o intervalo 47. O membro de junta 47 é rebitado ou preso de outro modo como mencionado para outras fixações de membros aqui, ao primeiro e ao segundo membros de parede 24 e 26 estabelecendo uma conexão vedada pressurizada do primeiro e do segundo membros de parede 24 e 26 ao longo da junta de emenda 44.[0021] As can be seen in FIGS. 2 and 3, the second wall section 26 extends in a direction away from the first wall section 24 such that the first and second wall sections 24, 26 extend within the internal dimensions of the fuselage 42 to establishing a pressurized sealed connection with the fuselage 42. The first and second wall sections 24, 26 are fastened together along the seam 44 which extends across the wall assembly 22 in a direction 46 not parallel to the length L of the aircraft 10. The seam 44, as seen in FIG. 4, includes first wall section 24 and second wall section 26 positioned spaced apart from one another along splice joint 44 forming a gap 47 between first and second wall members 24, 26. A splice plate 48 is positioned to abut the first and second wall members 24 and 26 and to cover the gap 47. The joint member 47 is riveted or otherwise attached as mentioned for other member attachments here, to the first and second wall members 24 and 26 establishing a pressurized sealed connection of the first and second wall members 24 and 26 along the splice joint 44.

[0022] O anteparo de pressão 16 inclui ainda uma estrutura de corda 50, como visto nas FIGS. 2 e 3. A estrutura de corda 50 estende-se em torno do perímetro 51 da primeira e da segunda seções de parede 24, 26 do conjunto de paredes 22. A estrutura de corda 50, como vista na FIG. 5 tem uma configuração de seção transversal geralmente em formato de “T” pois a estrutura de corda estende-se em torno de um perímetro 51 com membros transversais 52 estendendo-se ao longo de e acima de uma película 54 da fuselagem 42. Um membro de haste 56 estende-se se afastando do membro transversal 52 em uma direção se afastando do membro transversal 52. Como discutido em mais detalhe aqui, a estrutura de corda 50 facilita uma conexão vedada entre o conjunto de paredes 22 e fuselagem 42. A segunda seção de parede 26 do conjunto de paredes 22, nesta modalidade, inclui membros de suporte de nervura de reforço 27, como visto nas FIGS. 3 e 5, que se estendem em uma direção radial do formato em domo 40 e prevê suporte estrutural para seção de parede 26 e assistência em distribuição de carga de membrana.[0022] The pressure shield 16 further includes a rope structure 50, as seen in FIGS. 2 and 3. The cord structure 50 extends around the perimeter 51 of the first and second wall sections 24, 26 of the wall assembly 22. The cord structure 50, as seen in FIG. 5 has a generally "T" shaped cross-section configuration as the rope structure extends around a perimeter 51 with cross members 52 extending along and above a skin 54 of the fuselage 42. One member of rod 56 extends away from cross member 52 in a direction away from cross member 52. As discussed in more detail herein, rope structure 50 facilitates a sealed connection between wall assembly 22 and fuselage 42. wall section 26 of wall assembly 22, in this embodiment, includes stiffening rib support members 27, as seen in FIGS. 3 and 5, which extend in a radial direction from the dome shape 40 and provide structural support for wall section 26 and assistance in membrane load distribution.

[0023] Sobre o lado dianteiro 18 do membro de haste 56, uma base 60 de uma cantoneira de fixação de domo 62 estende-se a partir de um topo de membro de haste 56 até o membro transversal 52 da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 5. Como visto nas FIGS. 2 e 3, a cantoneira de fixação de domo 62 inclui duas placas espaçadas 57 e 59 que são posicionadas dentro da longarina 72 para se estendes ao longo de uma base 73 de uma longarina 72, como visto nas FIGS. 3 e 5, em que a longarina 72 toma uma configuração geral em forma de calha nesta modalidade. Assim, como visto na vista da FIG. 5, a placa 59 é mostrada de cantoneira de fixação de domo 62. A fixação da placa 57, não mostrada, nessa vista, é similar àquela descrita aqui para a placa 59.[0023] On the front side 18 of the rod member 56, a base 60 of a dome attachment angle 62 extends from a top of the rod member 56 to the cross member 52 of the rope structure 50, as seen in FIG. 5. As seen in FIGS. 2 and 3, the dome mounting bracket 62 includes two spaced plates 57 and 59 that are positioned within the spar 72 to extend along a base 73 of a spar 72, as seen in FIGS. 3 and 5, in which the girder 72 takes on a general gutter-like configuration in this embodiment. Thus, as seen in the view of FIG. 5, plate 59 is shown with dome attachment bracket 62. Attachment of plate 57, not shown in this view, is similar to that described here for plate 59.

[0024] Na porção superior 61 do membro de haste 56, a base 60 e o membro de haste 56 ensanduicha uma porção do segundo membro de parede 26. Na porção 61 superior do membro de haste 56, o membro de haste 56, o segundo membro de parede 26, a base 60 e a placa 59 são presos em conjunto com rebites esquematicamente mostrados 64. Deve ficar entendido que com referência a rebites como a maneira de fixação conjunta de membros nesta modalidade, outros tipos de fixação podem ser empregados para prender membros tal como com o use de cavilhas, soldagem ou outras fixações conhecidas. Na porção inferior 65 do membro de haste 56, a base 60 da cantoneira de fixação de domo 62 é posicionada encostando em uma outra e o membro de haste 56, a base 60 e a placa 59 são presos em conjunto com rebites esquematicamente mostrados 66 nesta modalidade também.[0024] In the upper portion 61 of the rod member 56, the base 60 and the rod member 56 sandwich a portion of the second wall member 26. In the upper portion 61 of the rod member 56, the rod member 56, the second wall member 26, base 60 and plate 59 are secured together with schematically shown rivets 64. It should be understood that with reference to rivets as the means of fastening members together in this embodiment, other types of fasteners may be employed to fasten members such as with the use of dowels, welding or other known fasteners. At the lower portion 65 of rod member 56, base 60 of dome mounting bracket 62 is positioned abutting one another and rod member 56, base 60 and plate 59 are secured together with rivets schematically shown 66 on this modality too.

[0025] Sobre o lado dianteiro 18 do membro de haste 56 da estrutura de corda 50, a placa 59 de cantoneira de fixação de domo 62 é presa à película 54, com o membro transversal 52 ensanduichado entre a película 54 e a placa 59, com rebites esquematicamente mostrados 68. Estendendo-se ainda mais na direção de lado dianteiro 18 para dentro da cabina 20, a placa 59 de cantoneira de fixação de domo 62 estende-se além do membro transversal 52 da estrutura de corda 50. A placa 59 é presa à película 54 através da base 73 da longarina 72 com rebites esquematicamente mostrados 70. Como resultado destas conexões rebitadas desta modalidade, cargas de membrana originando- se a partir da segunda seção de parede 26 são transferidas para a película 54 da fuselagem 42.[0025] On the front side 18 of the rod member 56 of the rope structure 50, the dome attachment angle plate 59 62 is attached to the film 54, with the cross member 52 sandwiched between the film 54 and the plate 59, with schematically shown rivets 68. Extending further in the forward side direction 18 into cab 20, dome attachment angle plate 59 extends beyond cross member 52 of rope structure 50. Plate 59 is secured to skin 54 through base 73 of spar 72 with schematically shown rivets 70. As a result of these riveted connections of this embodiment, membrane loads originating from second wall section 26 are transferred to skin 54 of fuselage 42.

[0026] Com referência às FIGS. 6 e 7, o anteparo de pressão 16 inclui ainda uma viga de suporte primária 74 posicionada sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22. Nesta modalidade, a viga 74 estende-se ao longo da direção 46 da junta de emenda 44, como visto na FIG. 2. Cada uma dentre a primeira porção de extremidade 76 e uma segunda porção de extremidade oposta 78 da viga de suporte primária 74 é presa à estrutura de corda 50. A interconexão da segunda porção de extremidade 78 com a estrutura de corda 50 e a transferência de cargas recebidas pela viga de suporte primária 74 a partir do conjunto de paredes 22 até o lado dianteiro 18 do anteparo 16 é a mesma que aquela que vai ser descrita para a primeira porção de extremidade 76. Assim a descrição aqui da conexão de primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 vai prever a descrição da conexão e o desempenho da segunda porção de extremidade oposta 78 da viga de suporte primária 74.[0026] With reference to FIGS. 6 and 7, the pressure shield 16 further includes a primary support beam 74 positioned over the rear side 14 of the wall assembly 22. In this embodiment, the beam 74 extends along the direction 46 of the splice joint 44, as seen in FIG. 2. Each of the first end portion 76 and an opposite second end portion 78 of the primary support beam 74 is attached to the rope structure 50. The interconnection of the second end portion 78 with the rope structure 50 and the transfer of loads received by the primary support beam 74 from the set of walls 22 to the front side 18 of the bulkhead 16 is the same as that which will be described for the first end portion 76. Thus the description here of the first portion connection end portion 76 of the primary support beam 74 will provide for the connection description and performance of the second opposite end portion 78 of the primary support beam 74.

[0027] A viga de suporte primária 74 estende-se ao longo da direção 46, como visto na FIG. 3, da junta de emenda 44, como mencionado acima. Durante a pressurização dentro da aeronave 10, a cantoneira de suporte 80, como visto nas FIGS. 4 e 7, recebe carregamento do conjunto de paredes 22 ao longo da junta de emenda 44 e transfere o carregamento para a viga de suporte primária 74. A cantoneira 80 inclui uma primeira porção de extremidade 82 e uma segunda porção de extremidade oposta 84. A primeira porção de extremidade 82 da cantoneira 80 é presa à viga de suporte primária 74 por meio de cavilhas, rebites, soldagem ou outra fixação. A cantoneira 80 estende-se a partir da primeira porção de extremidade 82 que é conectada à viga de suporte primária 74 até a segunda porção de extremidade oposta 84 que é conectada ao conjunto de paredes 22. A segunda porção de extremidade 84 é presa ao conjunto de paredes 22 similarmente por meio de cavilhas, rebites, soldagem ou outra fixação.[0027] The primary support beam 74 extends along the direction 46, as seen in FIG. 3, of splice joint 44, as mentioned above. During pressurization within the aircraft 10, the support brace 80, as seen in FIGS. 4 and 7, receives load from wall assembly 22 along splice joint 44 and transfers load to primary support beam 74. Angle 80 includes a first end portion 82 and an opposing second end portion 84. first end portion 82 of angle brace 80 is attached to primary support beam 74 by means of dowels, rivets, welding or other fastening. Angle 80 extends from the first end portion 82 which is connected to the primary support beam 74 to the opposite second end portion 84 which is connected to the set of walls 22. The second end portion 84 is attached to the set of walls 22 similarly by means of dowels, rivets, welding or other fastening.

[0028] A primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 é presa ao membro de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 86, como visto nas FIGS. 6 e 7. O primeiro conjunto de apoio 86 é posicionado sobre o lado traseiro 14 do membro de corda 50 e a segunda porção de extremidade oposta 78 de viga de suporte primária 74 é presa ao membro de corda 50 com um segundo conjunto de apoio 88 também posicionado sobre o lado traseiro 14 do membro de corda 50. O primeiro conjunto de apoio 86 é ainda preso ao primeiro membro de apoio intercostal 90, como visto nas FIGS. 3, 6 e 8. O primeiro membro de apoio intercostal 90 é posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 de estrutura de corda 50, em que o primeiro membro de apoio intercostal 90 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 do membro de corda 50. O segundo conjunto de apoio 88 é ainda preso a um segundo membro de apoio intercostal 92, como visto na FIG. 3. O segundo membro de apoio intercostal 92 é também posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50, em que o segundo membro de apoio intercostal 92 também se estende em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50.[0028] The first end portion 76 of the primary support beam 74 is attached to the rope member 50 with a first support assembly 86, as seen in FIGS. 6 and 7. The first support assembly 86 is positioned over the rear side 14 of the rope member 50 and the second opposite end portion 78 of primary support beam 74 is attached to the rope member 50 with a second support assembly 88 also positioned on the rear side 14 of the cord member 50. The first support assembly 86 is further attached to the first intercostal support member 90, as seen in FIGS. 3, 6 and 8. The first intercostal support member 90 is positioned over an opposite front side 18 of cord structure 50, wherein the first intercostal support member 90 extends in a direction away from the opposite front side 18 of the cord member 50. The second support assembly 88 is further attached to a second intercostal support member 92, as seen in FIG. 3. The second intercostal support member 92 is also positioned on an opposite front side 18 of the chord structure 50, wherein the second intercostal support member 92 also extends in a direction away from the opposite front side 18 of the chord structure. 50.

[0029] O primeiro conjunto de apoio 86, como visto na FIG. 7, é construído da mesma maneira, nesta modalidade, que o segundo conjunto de apoio 88 (não totalmente mostrado), como visto na FIG. 6. O primeiro conjunto de apoio 86 inclui um primeiro conjunto de orelha 94 que define aberturas 95 espaçadas para pino. O primeiro conjunto de orelha 94 é preso à viga de suporte primária 74 por meio de rebites, cavilhas, soldagem ou outra fixação. O segundo conjunto de orelha 96 que similarmente define aberturas 98 espaçadas para pino é preso à corda 50 como vai ser descrito abaixo. O primeiro conjunto de apoio 86 inclui ainda uma placa conectora 100, nesta modalidade, a placa 100 é uma placa biplana e cada porção de extremidade oposta da placa 100 define uma abertura para pino (não mostrada). Com cada abertura para pino da placa conectora 100 alinhada com as aberturas 95 e 98 espaçadas para pino do primeiro e do segundo conjuntos de orelha 94, 96, respectivamente, os pinos 102 são inseridos através destas aberturas alinhadas estabelecendo uma conexão entre o primeiro e o segundo conjuntos de orelha 94 e 96 e conectando a viga de suporte primária 74 com o primeiro conjunto de apoio 86 à estrutura de corda 50.[0029] The first support assembly 86, as seen in FIG. 7, is constructed in the same manner, in this embodiment, as the second support assembly 88 (not fully shown), as seen in FIG. 6. The first support assembly 86 includes a first ear assembly 94 defining spaced pin openings 95. The first ear assembly 94 is attached to the primary support beam 74 by means of rivets, dowels, welding or other fastening. The second set of lugs 96 that similarly define spaced peg openings 98 are attached to rope 50 as will be described below. The first support assembly 86 further includes a header plate 100, in this embodiment, the plate 100 is a biplane plate and each opposite end portion of the plate 100 defines a pin opening (not shown). With each connector board pin opening 100 aligned with the spaced apart pin openings 95 and 98 of the first and second ear assemblies 94, 96, respectively, the pins 102 are inserted through these aligned openings establishing a connection between the first and second ear assemblies. second ear assemblies 94 and 96 and connecting primary support beam 74 with first support assembly 86 to rope structure 50.

[0030] O primeiro membro de apoio intercostal 90, como visto na FIG. 8 e o segundo membro de apoio intercostal 92, como visto na FIG. 3, são presos ao primeiro conjunto de apoio 86 e ao segundo conjunto de apoio 88, respectivamente. Por sua vez, o primeiro e o segundo conjuntos de apoio intercostais 90 e 92 são presos à película 54 da aeronave 10. As conexões do primeiro e do segundo conjuntos de apoio 86 e 88 sendo presos ao primeiro e ao segundo membros de apoio intercostais 90 e 92, respectivamente são as mesmas nesta modalidade. Similarmente, as conexões do primeiro e do segundo membros de apoio intercostais 90 e 92 à película 54 da aeronave 10 são também realizadas da mesma maneira nesta modalidade.[0030] The first intercostal support member 90, as seen in FIG. 8 and the second intercostal support member 92, as seen in FIG. 3, are attached to the first support assembly 86 and the second support assembly 88, respectively. In turn, the first and second intercostal support assemblies 90 and 92 are attached to the skin 54 of the aircraft 10. The connections of the first and second intercostal support assemblies 86 and 88 being attached to the first and second intercostal support members 90 and 92 respectively are the same in this modality. Similarly, the connections of the first and second intercostal support members 90 and 92 to the skin 54 of the aircraft 10 are also performed in the same manner in this embodiment.

[0031] Com referência à FIG. 8, o primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro conjunto de apoio 86 é mostrado posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 com a haste 56 da estrutura de corda 50 posicionada entre o primeiro conjunto de orelha 96 e o primeiro apoio intercostal 90. Na FIG. 8, o primeiro apoio intercostal 90 é mostrado com uma tela 103 e flanges superior e inferior 104 e 106, respectivamente, como visto na FIG. 3. Também, uma placa posterior 105 do primeiro apoio intercostal 90 estende-se ao longo da tela 103. Na porção superior 61 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites esquematicamente mostrados 108 fixam a tela 103, a placa traseira 105 do primeiro apoio intercostal 90, a haste 56 e o primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro conjunto de apoio 86 conjuntamente. Outras formas de fixação tais como as cavilhamento, soldagem e similares podem ser empregadas como é o caso para outras fixações de rebite empregadas aqui.[0031] With reference to FIG. 8, the first ear assembly 96 of the first support assembly 86 is shown positioned over the rear side 14 of the cord structure 50 with the stem 56 of the cord structure 50 positioned between the first ear assembly 96 and the first intercostal support 90 .In FIG. 8, the first intercostal pad 90 is shown with a screen 103 and upper and lower flanges 104 and 106, respectively, as seen in FIG. 3. Also, a back plate 105 of the first intercostal pad 90 extends along the screen 103. On the upper portion 61 of the rod 56 of the cord structure 50, schematically shown rivets 108 secure the screen 103, the back plate 105 of the first intercostal pad 90, the rod 56 and the first ear assembly 96 of the first pad assembly 86 together. Other forms of fastening such as doweling, welding and the like may be employed as is the case for other rivet fastenings employed here.

[0032] Na porção inferior 65 de haste 56 da estrutura de corda 50, rebites 110, esquematicamente mostrados, fixam a tela 103 e a placa traseira 105 do primeiro apoio intercostal 90 à haste 56. O membro transversal 52 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50 é posicionado entre a tela 103 e o flange inferior 106 do primeiro apoio intercostal 90 por um lado e a película 54 da aeronave 10, pelo outro lado. O membro transversal 52 é preso à tela 103, ao flange inferior 106 e à película 54 com rebites esquematicamente mostrados 112. À medida que o primeiro apoio intercostal 90 estende-se se afastando da haste 56 da estrutura de corda 50 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50, rebites 114 esquematicamente mostrados fixam a tela 103 e o flange inferior 106 do primeiro apoio intercostal 90 à película 54.[0032] In the lower portion 65 of rod 56 of the cord structure 50, rivets 110, schematically shown, secure the screen 103 and the back plate 105 of the first intercostal support 90 to the rod 56. The cross member 52 on the front side 18 of the rope structure 50 is positioned between the screen 103 and lower flange 106 of the first intercostal pad 90 on the one hand and the skin 54 of the aircraft 10 on the other hand. The cross member 52 is attached to the web 103, the lower flange 106 and the film 54 with schematically shown rivets 112. As the first intercostal pad 90 extends away from the stem 56 of the cord structure 50 over the front side 18 of the cord structure 50, schematically shown rivets 114 secure the screen 103 and lower flange 106 of the first intercostal pad 90 to the skin 54.

[0033] Em uma extremidade distal 116 do primeiro apoio intercostal 90, um clipe 118 é preso à tela 103 do primeiro apoio intercostal 90 com rebites 120. Uma extremidade distal 119 do clipe 118 encosta em um clipe 121 da película que se estende até a película 54. O membro transversal 123 do clipe 121 da película sobrepõe-se à película 54 nesta modalidade. Neste exemplo, o clipe 121 da película é preso ao clipe 118 e à nervura 131 com rebites 125 ou por meio de outra fixação como mencionado aqui para fixação de membros. O membro transversal 123 do clipe 121 de película é rebitado na película 54 com rebites 133 esquematicamente mostrados ou por meio de outra fixação como mencionado aqui para fixação de membros. A longarina 72 é visualizada nesta vista posicionada atrás e espaçada do primeiro membro intercostal 90, neste exemplo. Com a fixação do clipe 118 à película 54, isto prevê ancoragem do primeiro membro intercostal 90 de modo a resistir a momento induzido exercido no primeiro membro intercostal 90 a partir do exercer de carga a partir do primeiro conjunto de orelha 96 do primeiro membro de apoio 86 associado com a viga de suporte primária 74.[0033] At a distal end 116 of the first intercostal pad 90, a clip 118 is attached to the screen 103 of the first intercostal pad 90 with rivets 120. A distal end 119 of the clip 118 abuts a clip 121 of the film that extends to the film 54. Cross member 123 of film clip 121 overlaps film 54 in this embodiment. In this example, film clip 121 is attached to clip 118 and rib 131 with rivets 125 or other attachment as mentioned herein for limb attachment. The cross member 123 of the film clip 121 is riveted to the film 54 with schematically shown rivets 133 or by means of other fastening as mentioned herein for fastening members. Stringer 72 is seen in this view positioned behind and spaced from first intercostal member 90 in this example. By attaching the clip 118 to the film 54, this provides for anchoring the first intercostal member 90 so as to resist the induced moment exerted on the first intercostal member 90 from exerting load from the first set of ears 96 of the first support member. 86 associated with primary support beam 74.

[0034] Assim, uma carga exercida sobre o conjunto de paredes 22 durante pressurização é exercida sobre a viga de suporte primária 74 através de cantoneiras 80. A viga de suporte primária 74 transfere, em parte, esta carga para o primeiro e o segundo conjuntos de apoio 86 e 88. Com o primeiro e o segundo conjuntos de apoio 86 e 88 conectados à estrutura de corda 50 em que, por exemplo, o primeiro conjunto de orelha 96, como visto na FIG. 8 se conecta à haste 56 da estrutura de corda 50 e ao primeiro apoio intercostal 90. O primeiro apoio intercostal 90 se conecta a e se ancora com a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10. Este é similarmente o caso para o segundo conjunto de apoio 88 conectando-se à estrutura de corda 50 e o segundo apoio intercostal 92 em que o segundo apoio intercostal 92 se conecta a e se ancora com a película 54.[0034] Thus, a load exerted on the set of walls 22 during pressurization is exerted on the primary support beam 74 through angle brackets 80. The primary support beam 74 transfers, in part, this load to the first and second sets braces 86 and 88. With the first and second brace assemblies 86 and 88 connected to the rope structure 50 where, for example, the first ear assembly 96, as seen in FIG. 8 connects to the rod 56 of the rope structure 50 and the first intercostal support 90. The first intercostal support 90 connects to and anchors with the skin 54 of the fuselage 42 of the aircraft 10. This is similarly the case for the second support assembly 88 connecting to the cord structure 50 and the second intercostal pad 92 where the second intercostal pad 92 connects to and anchors with the skin 54.

[0035] Suporte adicional para a viga de suporte primária 74 é também provido com pelo menos uma viga de suporte secundária 122, como visto nas FIGS. 6 e 7. Nesta modalidade, quatro vigas de suporte secundárias 122 são posicionadas espaçadas ao longo de um comprimento da viga de suporte primária 74 e cada uma é presa à viga de suporte primária 74 e à estrutura de corda 50. A viga de suporte secundária 122 inclui uma primeira porção de extremidade 124 e uma segunda porção de extremidade oposta 126. A primeira porção de extremidade 124 é conectada à estrutura de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 128 posicionado sobre um lado traseiro 14 da estrutura de corda 50. S segunda porção de extremidade oposta 126 é conectada à viga de suporte primária 74 com um segundo conjunto de apoio 130 posicionado sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22 e da estrutura de corda 50.[0035] Additional support for the primary support beam 74 is also provided with at least one secondary support beam 122, as seen in FIGS. 6 and 7. In this embodiment, four secondary support beams 122 are spaced apart along a length of primary support beam 74 and each is attached to primary support beam 74 and rope structure 50. The secondary support beam 122 includes a first end portion 124 and an opposite second end portion 126. The first end portion 124 is connected to the rope structure 50 with a first support assembly 128 positioned on a rear side 14 of the rope structure 50. S second opposite end portion 126 is connected to the primary support beam 74 with a second support assembly 130 positioned over the rear side 14 of the wall assembly 22 and rope structure 50.

[0036] Como visto na FIG. 7, a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 é presa à estrutura de corda 50 com um primeiro conjunto de apoio 128. O primeiro conjunto de apoio 128 inclui um primeiro conector de orelha 132 que define uma abertura (não mostrada) e é preso à estrutura de corda 50, como vai ser discutido abaixo. A primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 inclui um segundo conector de orelha 134 que define uma abertura 135. Um pino 136 posicionado através da abertura 135, abertura do primeiro conector de orelha 132, forma uma primeira conexão de pino 138 entre a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 e a estrutura de corda 50.[0036] As seen in FIG. 7, the first end portion 124 of the secondary support beam 122 is attached to the rope frame 50 with a first support assembly 128. The first support assembly 128 includes a first ear connector 132 that defines an opening (not shown) and is attached to the rope structure 50, as will be discussed below. The first end portion 124 of the secondary support beam 122 includes a second ear connector 134 that defines an opening 135. A pin 136 positioned through the opening 135, opening of the first ear connector 132, forms a first pin connection 138 between the first end portion 124 of the secondary support beam 122 and the rope structure 50.

[0037] Como visto na FIG. 6, a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 inclui um terceiro conector de orelha 140 que define uma abertura 141 e a viga de suporte primária 74 inclui um quarto conector de orelha 142, que nesta modalidade inclui um furo (não mostrado) que se estende através da viga de suporte primária 74. Com a abertura 141 do terceiro conector de orelha 140 alinhada com a abertura do quarto conector de orelha 142, o pino 144 é posicionado para se estender através da abertura 141 do terceiro conector de orelha 142 e abertura do quarto conector de orelha 142. Com o pino 144 assim posicionado, uma segunda conexão de pino 146 é formada entre a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 e a viga de suporte primária 74.[0037] As seen in FIG. 6, the second end portion 126 of the secondary support beam 122 includes a third ear connector 140 that defines an opening 141, and the primary support beam 74 includes a fourth ear connector 142, which in this embodiment includes a hole (not shown ) extending through primary support beam 74. With opening 141 of third ear connector 140 aligned with opening of fourth ear connector 142, pin 144 is positioned to extend through opening 141 of third ear connector 142 and opening the fourth ear connector 142. With the pin 144 thus positioned, a second pin connection 146 is formed between the second end portion 126 of the secondary support beam 122 and the primary support beam 74.

[0038] A viga de suporte secundária 122 inclui ainda uma perna 148, como visto nas FIGS 6 e 7, que se estende entre primeira e segunda conexões de pino 138, 146 de maneira tal que a segunda conexão de pino 146 é posicionada espaçada ainda mais da primeira seção de parede 24 do conjunto de paredes 22 do que a primeira conexão de pino 138 é espaçada da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 6.[0038] The secondary support beam 122 further includes a leg 148, as seen in FIGS. 6 and 7, which extends between first and second pin connections 138, 146 in such a way that the second pin connection 146 is positioned evenly spaced more of the first wall section 24 of the wall assembly 22 than the first pin connection 138 is spaced from the rope structure 50, as seen in FIG. 6.

[0039] Com referência às FIGS. 2, 3, 7 e 9, o primeiro conjunto de apoio 128 fixa a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 no lado traseiro 14 da estrutura de corda 50. Como vai ser discutido em mais detalhe abaixo, o primeiro conjunto de apoio 128 é preso adicionalmente ao terceiro apoio intercostal 150 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O terceiro apoio intercostal 150 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50 e o terceiro apoio intercostal 150 é preso à película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10.[0039] With reference to FIGS. 2, 3, 7 and 9, the first support assembly 128 attaches the first end portion 124 of the secondary support beam 122 to the rear side 14 of the rope structure 50. As will be discussed in more detail below, the first set of strut 128 is further attached to the third intercostal strut 150 positioned over an opposite front side 18 of the chord structure 50. The third intercostal strut 150 extends in a direction away from the opposite front side 18 of the chord structure 50 and the third strut 150 intercostal 150 is attached to skin 54 of fuselage 42 of aircraft 10.

[0040] Com referência à FIG. 9, o primeiro conjunto de apoio 128 é mostrado com o primeiro conector de orelha 132 do primeiro conjunto de apoio 128 posicionado o sobre lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 com a haste 56 de estrutura de corda 50 posicionada entre o primeiro conector de orelha 132 e o terceiro apoio intercostal 150.[0040] With reference to FIG. 9, the first support assembly 128 is shown with the first ear connector 132 of the first support assembly 128 positioned on the backside 14 of the rope structure 50 with the rod 56 of the rope structure 50 positioned between the first ear connector 132 and the third intercostal support 150.

[0041] Na FIG. 9, o terceiro apoio intercostal 150 é mostrado com a tela 152 e os flanges superior e inferior 154 e 156, respectivamente, como visto na FIG. 3. Também, a placa traseira 158 do terceiro apoio intercostal 150 estende-se ao longo da tela 152. Na porção superior 61 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites esquematicamente mostrados 160 fixam a tela 152, a placa traseira 105 do terceiro apoio intercostal 150, a primeira seção de parede 24, a haste 56 e o primeiro conector de orelha 132 do primeiro conjunto de apoio 128 conjuntamente. Outras formas de fixação tais como as cavilhamento, soldagem e similares podem ser empregadas como é o caso para outras fixações de rebite empregadas aqui.[0041] In FIG. 9, the third intercostal pad 150 is shown with screen 152 and upper and lower flanges 154 and 156, respectively, as seen in FIG. 3. Also, the backplate 158 of the third intercostal pad 150 extends along the screen 152. At the upper portion 61 of the rod 56 of the cord structure 50, schematically shown rivets 160 secure the screen 152, the backplate 105 of the third intercostal pad 150, the first wall section 24, the rod 56 and the first ear connector 132 of the first pad assembly 128 together. Other forms of fastening such as doweling, welding and the like may be employed as is the case for other rivet fastenings employed here.

[0042] Na porção inferior 65 da haste 56 da estrutura de corda 50, rebites 162, esquematicamente mostrados, são usados para fixar a tela 152, a placa traseira 158 do terceiro apoio intercostal 150, a haste 56 e o primeiro conector de orelha 132 de primeiro conjunto de apoio 128 conjuntamente. O membro transversal 52 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50 é posicionado entre a tela 152 e o flange inferior 156 do terceiro apoio intercostal 150 por um lado e a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10, pelo outro lado. O membro transversal 52 é preso à tela 152, ao flange inferior 156 e à película 54 com rebites 164 esquematicamente mostrados. À medida que o terceiro apoio intercostal 150 estende-se se afastando da haste 56 da estrutura de corda 50 sobre o lado dianteiro 18 da estrutura de corda 50, rebites 166, esquematicamente mostrados, fixam a tela 152, o flange inferior156 de terceiro apoio intercostal 150 à película 54 da fuselagem 42.[0042] In the lower portion 65 of the rod 56 of the cord structure 50, rivets 162, schematically shown, are used to fix the screen 152, the back plate 158 of the third intercostal support 150, the rod 56 and the first ear connector 132 of first set of support 128 jointly. The cross member 52 on the front side 18 of the rope structure 50 is positioned between the screen 152 and the lower flange 156 of the third intercostal support 150 on the one hand and the skin 54 of the fuselage 42 of the aircraft 10 on the other hand. Cross member 52 is secured to screen 152, lower flange 156 and film 54 with rivets 164 shown schematically. As the third intercostal pad 150 extends away from the rod 56 of the cord frame 50 over the front side 18 of the cord frame 50, rivets 166, shown schematically, secure the screen 152, the bottom flange 156 of the third intercostal pad 150 to skin 54 of fuselage 42.

[0043] A longarina 72 é visualizada nesta vista posicionada atrás e espaçada do terceiro apoio intercostal 150, neste exemplo. O membro de parede traseiro 168 da viga de suporte secundária 122 estende-se a partir do primeiro conjunto de apoio 128 e encosta no lado traseiro 14 da primeira seção de parede 24. O membro de parede terceiro 168 prevê suporte adicional para a primeira seção de parede 24 durante a pressurização do lado dianteiro 18 dentro da aeronave 10.[0043] The spar 72 is seen in this view positioned behind and spaced from the third intercostal support 150, in this example. The rear wall member 168 of the secondary support beam 122 extends from the first support assembly 128 and abuts the rear side 14 of the first wall section 24. The third wall member 168 provides additional support for the first wall section. wall 24 during pressurization of the front side 18 inside the aircraft 10.

[0044] Assim, uma carga exercida sobre o conjunto de paredes 22 durante a pressurização é exercida sobre a viga de suporte primária 74 através de cantoneiras 80, como discutido anteriormente. A viga de suporte primária 74 transfere, em parte, esta carga para a viga de suporte secundária 122 através do segundo conjunto de apoio 130 para o primeiro conjunto de apoio 128. O primeiro conjunto de apoio 128 é conectado, como descrito acima, à haste 56 da estrutura de corda 50 e ao terceiro apoio intercostal 150, como visto na FIG. 9. O terceiro apoio intercostal 150 por sua vez se conecta a e se ancora com a película 54 da fuselagem 42 da aeronave 10. Este é similarmente o trajeto de carga para a transferência de carga das outras vigas de suporte secundárias 122 desde a viga de suporte primária 74 para o terceiro apoio intercostal 150 e daí para ancoragem na película 54 da fuselagem 42.[0044] Thus, a load exerted on the set of walls 22 during pressurization is exerted on the primary support beam 74 through angle brackets 80, as previously discussed. The primary support beam 74 transfers, in part, this load to the secondary support beam 122 via the second support assembly 130 to the first support assembly 128. The first support assembly 128 is connected, as described above, to the rod 56 of the cord structure 50 and the third intercostal pad 150, as seen in FIG. 9. The third intercostal support 150 in turn connects to and anchors with the skin 54 of the fuselage 42 of the aircraft 10. This is similarly the load path for transferring load of the other secondary support beams 122 from the support beam primary 74 to the third intercostal support 150 and from there to anchoring in the skin 54 of the fuselage 42.

[0045] Um método para montar um anteparo de pressão 16 inclui a etapa de posicionar a primeira seção de parede 24 e a segunda seção de parede 26 adjacentes uma à outra. O método inclui ainda a etapa de prender a primeira seção de parede 24 à segunda seção de parede 26, em que a segunda seção de parede 26 compreende um formato curvo 32 com porção convexa 34 que se estende ainda mais ao longo do comprimento L da aeronave 10 na direção 36 para uma extremidade traseira 14 de aeronave 10 do que a primeira seção de parede 24. A fixação da primeira seção de parede 24 à segunda seção de parede 26 forma uma junta de emenda 44 entre a primeira e a segunda seções de parede 24, 26 e forma o conjunto de paredes 22.[0045] A method of mounting a pressure shield 16 includes the step of positioning the first wall section 24 and the second wall section 26 adjacent to each other. The method further includes the step of attaching the first wall section 24 to the second wall section 26, the second wall section 26 comprising a curved shape 32 with convex portion 34 extending further along the length L of the aircraft. 10 in the direction 36 to a rear end 14 of aircraft 10 than the first wall section 24. Attachment of the first wall section 24 to the second wall section 26 forms a splice joint 44 between the first and second wall sections 24, 26 and forms the wall assembly 22.

[0046] O método inclui ainda uma etapa de posicionar uma estrutura de corda 50 em torno de um perímetro externo 51 do conjunto de paredes 22. Ainda incluída no método é uma etapa de posicionar uma viga de suporte primária 74 sobre o lado traseiro 14 do conjunto de paredes 22 para se estender na direção 46 ao longo da junta de emenda 44 como visto na FIG. 2. Também incluída é a etapa de fixar uma primeira porção de extremidade 76 da viga de suporte primária 74 à estrutura de corda 50 com o primeiro conjunto de apoio 86 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 e fixar o primeiro conjunto de apoio 86 no primeiro membro de apoio intercostal 90 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O primeiro membro intercostal 90 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O método também inclui fixar uma segunda porção de extremidade oposta 78 de viga de suporte primária 74 à estrutura de corda 50 com o segundo conjunto de apoio 88 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 e fixar o segundo conjunto de apoio 88 ao segundo membro de apoio intercostal 92 posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. O segundo membro de apoio intercostal 92 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50.[0046] The method further includes a step of positioning a rope frame 50 around an outer perimeter 51 of the wall assembly 22. Further included in the method is a step of positioning a primary support beam 74 over the rear side 14 of the wall assembly 22 to extend in direction 46 along splice joint 44 as seen in FIG. 2. Also included is the step of attaching a first end portion 76 of the primary support beam 74 to the rope structure 50 with the first support assembly 86 positioned over the rear side 14 of the rope structure 50 and attaching the first set of abutment 86 on the first intercostal support member 90 positioned over an opposite front side 18 of the chord structure 50. The first intercostal member 90 extends in a direction away from the opposite front side 18 of the chord structure 50. The method also includes attaching a second opposite end portion 78 of primary support beam 74 to the rope structure 50 with the second support assembly 88 positioned on the rear side 14 of the rope structure 50 and attaching the second support assembly 88 to the second support member intercostal support member 92 positioned over an opposite front side 18 of the chord structure 50. The second intercostal support member 92 extends in a direction away from the opposite front side 18 of the chord structure 50.

[0047] O método inclui a etapa de fixar cada um dentre o primeiro e oi segundo membros de apoio intercostais 90 e 92 à película 54 da aeronave 10. Além disso, o método inclui ainda fixar a primeira porção de extremidade 124 da viga de suporte secundária 122 à estrutura de corda 50 com o primeiro conjunto de apoio 128 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 formando a primeira conexão de pino 138. Também incluída no método é a etapa de fixar a segunda porção de extremidade 126 da viga de suporte secundária 122 à viga de suporte primária 74 com o segundo conjunto de apoio 130 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 formando a segunda conexão de pino 146. A viga de suporte secundária 122 inclui uma perna 148, como visto na FIG. 7, que se estende entre a primeira e a segunda conexões de pino 138, 146, de maneira tal que a segunda conexão de pino 146 é posicionada espaçada ainda mais da primeira seção de parede 24 do conjunto de paredes 22 do que a primeira conexão de pino 138 é espaçada da estrutura de corda 50, como visto na FIG. 6.[0047] The method includes the step of attaching each of the first and the second intercostal support members 90 and 92 to the skin 54 of the aircraft 10. Furthermore, the method further includes attaching the first end portion 124 of the support beam secondary 122 to the rope structure 50 with the first support assembly 128 positioned over the rear side 14 of the rope structure 50 forming the first pin connection 138. Also included in the method is the step of attaching the second end portion 126 to the beam secondary support beam 122 to the primary support beam 74 with the second support assembly 130 positioned over the rear side 14 of the rope structure 50 forming the second pin connection 146. The secondary support beam 122 includes a leg 148, as seen in Fig. FIG. 7, extending between the first and second stud connections 138, 146, such that the second stud connection 146 is positioned even further apart from the first wall section 24 of the wall assembly 22 than the first stud connection 146. pin 138 is spaced from rope structure 50, as seen in FIG. 6.

[0048] Este método para montar um anteparo de pressão 16 inclui ainda a etapa de fixar o primeiro conjunto de apoio 128, associado com a viga de suporte secundária 122 posicionado sobre o lado traseiro 14 da estrutura de corda 50 ao terceiro apoio intercostal 150 que é posicionado sobre um lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50, como visto nas FIGS. 6 e 9. O terceiro apoio intercostal 150 estende-se em uma direção se afastando do lado dianteiro oposto 18 da estrutura de corda 50. Além disso, este método inclui fixar o terceiro apoio intercostal 150 à película 54 da aeronave 10, como visto na FIG. 9.[0048] This method of assembling a pressure shield 16 further includes the step of attaching the first support assembly 128, associated with the secondary support beam 122 positioned on the rear side 14 of the rope structure 50 to the third intercostal support 150 that is positioned on an opposite front side 18 of the rope structure 50, as seen in FIGS. 6 and 9. The third intercostal pad 150 extends in a direction away from the opposite forward side 18 of the rope structure 50. Furthermore, this method includes attaching the third intercostal pad 150 to the skin 54 of the aircraft 10, as seen in FIG. 9.

[0049] Embora várias modalidades tenham sido descritas acima, esta invenção não é destinada a ser limitada a elas. Podem ser feitas nas modalidades descritas variações que ainda estejam dentro do escopo das reivindicações anexas.[0049] Although various embodiments have been described above, this invention is not intended to be limited thereto. Variations may be made to the described embodiments that are still within the scope of the appended claims.

Claims

1. Pressure shield (16) positionable on an aircraft (10), characterized in that it comprises: a set of walls (22), comprising: a first wall section (24) that extends, when the pressure shield (16) is positioned on the aircraft (10), in a direction (30) not parallel to the length (L) of the aircraft (10); and a second wall section (26) attached to the first wall section (24), the second wall section (26) comprising a curved shape (32) such that the curved shape (32) includes a convex portion (34) extending further along the length (L) of the aircraft (10) in a direction (36) to a rear end (14) of the aircraft (10) than the first wall section (24), in that the first wall section (24) and the second wall section (26) are fastened together along a splice joint (44) that extends across the set of walls (22) in a non-parallel direction (46) the length (L) of the aircraft (10); wherein the pressure shield (16) further comprises: a rope structure (50) facilitating a sealed connection between the wall assembly (22) and fuselage (42) of the aircraft (10), and extending over a perimeter (51 ) of the first and second wall sections (24, 26); and a primary support beam (74) positioned on a rear side (14) of the wall assembly (22) and extending along the direction (46) of the splice joint (44), wherein a first end portion ( 76) and a second opposite end portion (78) of the primary support beam (74) are each attached to the rope structure (50); and the primary support beam (74) extends along the direction (46) of the splice joint (44).

2. Pressure shield (16) according to claim 1, characterized in that the curved shape (32) of the second wall section (26) comprises a dome shape (40).

3. Pressure shield (16) according to claim 1 or 2, characterized in that it extends with the second wall section (26) in a direction away from the first wall section (24).

4. Pressure shield according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the rope structure (50) is attached to the set of walls (22) and to a rib (27) and is attached to a film (54) of the aircraft (10).

5. Pressure shield according to any one of claims 1 to 4, characterized in that the pressure shield (16) further includes a support angle (80) comprising a first end portion (82) and a second portion opposite end portion (84), wherein: the first end portion (82) is attached to the primary support beam (74) and extends from the primary support beam (74) to the second opposite end portion ( 84) in one direction, and the second opposite end portion (84) is attached to the wall assembly (22), wherein the support angle (80) transmits a load force to the primary support beam (74) with the set of walls (22) being pressurized inside the aircraft (10).

6. Pressure bulkhead according to claim 5, characterized in that the first end portion (82) of the primary support beam (84) is attached to the rope structure (50) with a first support assembly (86 ) positioned on a rear side of the rope frame (50) and the opposite end second portion (78) of the primary support beam (76) is attached to the rope frame (50) with a second support assembly (88) positioned on the rear side of the chord structure (50), wherein: the first support assembly (86) is further attached to a first intercostal support member (90) positioned on an opposite front side of the chord structure (50), wherein the first intercostal support member (90) extends in a direction away from the opposite forward side of the chord structure (50); and the second support assembly (88) is further attached to a second intercostal support member (92) positioned on an opposite front side of the cord structure (50), wherein the second intercostal support member extends in a direction towards each other. away from the opposite front side of the rope structure (50); and wherein, optionally, the first intercostal support member (90) and the second intercostal support member (92) are each attached to a skin (54) of the aircraft (10).

7. Pressure screen according to claim 6, characterized in that it further includes at least one secondary support beam (122) comprising: a first end portion (124); and an opposite second end portion (126), wherein: the first end portion (124) is connected to the rope structure (50) with a first support assembly (128) positioned on a rear side of the rope structure ( 50); and the second opposite end portion (126) is connected to the primary support beam (74) with a second support assembly (130) positioned on the rear side of the rope structure (50).

8. Pressure bulkhead according to claim 7, characterized in that the first support assembly (86) holds the first end portion (124) of the at least one secondary support beam (122) to the rope structure ( 50), wherein the first support assembly (128) comprises a first ear connector (132) attached to the rope structure (50) and the first end portion (124) of the at least one secondary support beam (122) comprises a second ear connector (134) such that a pin (136) positioned through the first ear connector (132) and the second ear connector (134) forms a first pin connection (138) between the at least a secondary support beam (122) and the rope structure (50).

9. Pressure shield according to claim 8, characterized in that the second opposite end portion (126) of the at least one secondary support beam (122) comprises a third ear connector (140) and the primary support (74) comprises a fourth ear connector (142) such that a pin (144) positioned across the third ear connector (140) and the fourth ear connector (142) forms a second pin connection (146 ) between the at least one secondary support beam (122) and the primary support beam (74), and wherein, optionally, the at least one secondary support beam (122) further includes a leg (148) extending between the first and second stud connections (138, 146) such that the second stud connection (146) is positioned even further apart from the first wall section (24) of the wall assembly (22) than the first pin connection (138) is spaced from the rope structure (50).

10. Pressure shield according to claim 9, characterized in that with the first support assembly (74) positioned on the rear side of the rope structure (50), the first support assembly (128) is still attached to a third intercostal support member (150) positioned on an opposite front side of the chord structure (50) and extending in a direction away from the opposite front side of the chord structure (50), and wherein, optionally, the third intercostal support member (150) is attached to skin (54) of aircraft (10).

11. Method for assembling a pressure shield (16), characterized in that it comprises the steps of: positioning a first wall section (24) and a second wall section (26) adjacent to each other; forming a seam (44) between the first and second wall sections (24, 26); attach the first wall section (24) to the second wall section (26) along the splice joint (44) that extends through the wall assembly (22) in a direction (46) not parallel to a length (L ) of the aircraft (10), wherein the second wall section (26) comprises a curved shape (32) with a convex portion (34) extending further along the length (L) of an aircraft (10) in a direction to a rear end of the aircraft (10) than the first wall section (24), and forming a set of walls (22); and positioning a primary support beam (74) on a rear side (14) of the wall assembly (22), wherein the primary support beam (74) extends along the direction (46) of the splice joint (44 ), wherein a first end portion (76) and an opposite second end portion (78) of the primary support beam (76) are each attached to a cord structure (50) of the pressure bulkhead (16), the rope structure facilitating a sealed connection between the set of walls (22) and the fuselage (42) of the aircraft (10), which rope structure (50) extends around a perimeter (51) of the first and second sections wall (24, 26), and wherein the primary support beam (74) extends along the direction (46) of the splice joint (44).

12. Method for mounting a pressure shield according to claim 11, characterized in that it further includes a step of positioning the rope structure (50) around an external perimeter (51) of the set of walls (22) .

13. Method for mounting a pressure shield according to claim 12, characterized in that it further includes the steps of: attaching the first end portion (76) of the primary support beam (74) to the rope structure (50) ) with a first support assembly (86) positioned on a rear side of the cord frame (50) and attach the first support assembly (74) to a first intercostal support member (90) positioned on an opposite front side of the frame cord structure (50) wherein the first intercostal support member (90) extends in a direction away from the opposite front side of the cord structure (50); attaching the opposite end second portion (78) of the primary support beam (74) to the rope structure (50) with a second support assembly (88) positioned on the rear side of the rope structure (50) and securing the second support assembly (88) to a second intercostal support member (92) positioned on an opposite front side of the cord structure (50) wherein the second intercostal support member (92) extends in a direction away from the front side opposite the rope structure (50); and securing each of the first and second intercostal support members (90, 92) to a skin (54) of the aircraft (10).

14. Method for mounting a pressure shield according to claim 13, characterized in that it further includes the steps of: attaching a first end portion of at least one secondary support beam (122) to the rope structure (50 ) with a first support assembly (128) positioned on the rear side of the rope structure (50) forming a first pin connection (138); and attaching a second end portion of the at least one secondary support beam (122) to the primary support beam (74) with a second support assembly positioned on the rear side of the rope structure (50) forming a second pin connection (146), wherein the at least one secondary support beam (122) comprises a leg extending between the first and second pin connections (138, 146) such that the second pin connection (146) is positioned spaced even further from the first wall section (24) of the wall assembly (22) than the first pin connection is spaced from the rope structure (50).

15. Method for mounting a pressure shield according to claim 14, characterized in that it further includes the steps of: securing the first support assembly (128) associated with the at least one secondary support beam (122) positioned over the rear side of the cord structure (50) to a third intercostal support member (140) positioned over an opposite front side of the cord structure (50) which extends in a direction away from the opposite front side of the cord structure (50); and securing the third intercostal support member (140) to the skin (54) of the aircraft (10).