CN101873965B - 飞机机身环周接合部处的ω形加固件的拼接 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机机身(1)，其通过在环周接合部(5)处组装至少两个区段(11a、11b)来实施，每个区段包括一蒙皮(12a、12b)和至少一加固件的至少一元件，两元件具有封闭的横截面并通过夹板(3)(30)(300)加以装配。加固件的元件(2a、2b)和夹板(3)(30)(300)由复合材料制成。包括两基板(34、35)(102、112)(303)的夹板通过工作固定部件(7)固定在蒙皮(12a、12b)和加固件元件(2a、2b)上，所述固定部件仅在夹板的基板(34、35)(102、112)(303)上定位。

Description

飞机机身环周接合部处的Ω形加固件的拼接
技术领域
本发明与飞机机身区段组装的领域有关。本发明尤其涉及在环周接合部处通过夹板组装两区段的加固件。
背景技术
飞机机身是通常由多块相互间组装在一起的壁板构成的一种结构。这些壁板在机身内部通过加固框架与加固件被加强。加固框架按基本上与机身纵向轴线垂直的机身截面定位。加固件沿纵向轴线延伸在壁板上。
当机身通过至少两区段的组装实现时，两区段之间的接合部是称为环周形的。在环周形接合部，加固件中断并且呈现加固件的多个基本对齐的加固元件的形式，并且每个区段有一个加强元件。
然而，尽管中断存在，加固件应当承受的作用力应从一个加固元件传递到另一个加固元件。
如图1a上所示的，为了在两区段11a、11b之间组装一个加固件的两个加固元件，在现有技术中已知的是：在加固元件2a、2b的位于环周接合部5处的端部27a、27b添加夹板3，以允许在加固件中力传递的连续性。所述夹板支撑在每个区段11a、11b的相面对的加固元件2a、2b上，并且通过固定部件7例如铆钉，被组装和固定在加固件的元件2a、2b上。
在由金属材料实施的壁板的情形中，金属材料制的加固件一般地具有开放直截面，由于所述直截面的形状，因而是称为I形、J形或T形的加固件。对于具有这类直截面的加固件来说，一般地使用于组装一个加固件的两加固元件的夹板具有L形或J形的直截面。
现今，对于机身壁板、加固框架、加固件和夹板，飞机机身最常见的是以铝合金制造。尽管铝有轻便的特性，但铝在耐腐蚀性和抗结构疲劳方面存在不足，这在大流量式的环周接合部中是特别明显的。
此外，现在，新型材料例如高弹性模量的复合材料，允许为机身的实施考虑比铝更加轻便的解决方案。壁板和加固件因而可由复合材料例如基于浸有树脂的碳纤维的材料实施。
对于这类壁板而言，具有最优结构特征的加固件具有称为Ω形的封闭截面。如图1b上所示，加固件2包括一头部21、两腹板22、23和两基板24、25。所述加固件通过两基板24、25固定在机身壁板的一表面上。
在I、J、T类型的金属材料制的加固件的情形中，J形或L形的夹板通过固定部件固定在加固件的两加固元件中的每一个上，其中所述固定部件布置在基板和腹板上。在加固件具有封闭的直截面的情形中——例如Ω形加固件，布置于腹板上的用以将每个加固元件装配于夹板的固定部件，则是非常难以控制的，这是由于几乎不可能通达加固件封闭截面的内部。
发明内容
本发明提出，在飞机机身的环周接合部处进行具有封闭横截面的一加固件的两元件之间的拼接，其避免了将固定部件布置在加固件的腹板和头部中的必需性，同时保证纵向力传递的连续性。
根据本发明，飞机机身包括至少两区段的环周接合部，每个区段包括：
-蒙皮，
-至少一加固件的至少一元件，
加固件的每个元件：
-在所述环周接合部处与另一元件基本面对地定位，
-包括两腹板，
-包括两基板，
-所述两腹板和两基板与蒙皮确定一封闭截面，
在机身中，一加固件的相面对的两元件通过夹板组装，其特征在于，加固件和夹板是复合材料制的；并且夹板：
-包括两腹板，
-包括两基板，所述基板每个包括一支承面，支承面与元件的基板相接触，
-通过工作的固定部件被固定在蒙皮和元件上，所述工作的固定部件仅定位在夹板的基板上。
在一实施例中，加固件的每个元件包括位于两腹板之间的一头部，从而确定Ω形的加固件直截面。
为了考虑到所有拉伸-压缩的力通过所述元件的基板在加固件的元件之间行进这一事实，加固件的每个元件的每个基板具有一端部区域，所述端部区域具有增大的直截面和大于夹板覆盖距离Da、Db的长度。
优选地，为了使得在加固件中的所有拉伸-压缩力从元件的基板传递到夹板的基板，确定每个覆盖长度Da、Db以允许工作的固定部件布置在所述覆盖长度上。此外，夹板的基板的支承面与加固件的元件的基板在覆盖长度Da、Db上的基本上所有所述支承面上相接触。
在一实施例中，所述支承面是基本平坦的。
在另一实施例中，所述支承面构形成与加固件的元件和蒙皮相接触，同时考虑到所述元件和所述蒙皮的几何形状。
在一实施方式中，夹板包括一头部、两腹板和两基板，从而确定一Ω形的直截面，确定所述直截面的内部尺寸以允许将叠置的夹板固定在加固件的元件上，同时保证夹板的基板与加固件的元件的基板的接触。
优选地，为了保证引流和布置在套箍上的固定部件的检查的功能，夹板的头部包括至少一凹空部分。
在另一实施方式中，所述夹板包括两侧部分，每个侧部分包括一腹板和一基板，所述两侧部分布置在加固件的元件的腹板的每侧上并且通过一中心部分相连接，所述中心部分纵向地布置在加固件的所述元件的端部之间的夹板上并且适于在安装夹板时，使得两侧部分保持彼此相对的位置。
在一实施方式中，为了参与组装的结构部分，所述中心部分在竖直部分的基板的支承面的延伸部分中包括一支承面，该支承面通过工作的固定部件固定在蒙皮上。
在另一实施方式中，为了避免侧部分腹板的弯曲，所述中心部分包括至少一加强肋，所述加强肋基本在夹板的直截面的平面中并且固定在侧部分的腹板上。
在另一实施变型中，为了改善侧部分的稳定性，所述侧部分在与夹板的基板相对的腹板端部包括弯折的边部。
在另一实施方式中，所述夹板包括两个独立的侧部分，其中的第一部分布置在加固件的元件的腹板的一侧，而第二部分在腹板的另一侧。
附图说明
本发明的详细描述参照附图进行，附图中：
图1a已经被引用过，其是通过根据现有技术的夹板组装的加固件的示意图，
图1b已经被引用过，其是具有Ω状横截面的加固件的透视图，
图2是飞机机身的一部分的示意图，
图3a是通过根据本发明的第一实施方式的夹板组装的Ω形加固件的透视示意图，
图3b是组装根据本发明第一实施方式的一Ω形加固件的两加固元件的夹板的透视图，
图4a是通过根据本发明的第二实施方式的夹板组装的Ω形加固件的透视示意图，
图4b、4c、4d、4e是按第二实施方式的夹板的不同示意图，示出夹板的多种实施变型，
图5是通过根据本发明的第三实施方式的夹板组装的Ω形加固件的透视示意图。
具体实施方式
如图2所示，飞机机身1通过在环周接合部5处将至少两个基本呈圆柱形的区段11a、11b加以组装而实现。每个区段11a、11b包括一蒙皮12a、12b，所述蒙皮利用至少一机身壁板实现。在接合部5，壁板相互间通过套箍4组装在一起。
为了保证机身1必需的刚度，所述机身包括加固框架6和加固件。加固框架6、套箍4和壁板在环周接合部被组装起来。
在环周接合部5处，所述加固件被中断并且具有每个加固件呈两个加固元件2a、2b的形式，当组装两区段时所述两个加固元件相面对地就位并且沿机身的纵向轴线延伸在每个区段11a、11b上。一个加固件的所述加固元件2a、2b固定在机身的区段11a、11b的蒙皮12a、12b上。
尽管存在中断，为了将力从加固件的一个元件传递到另一个元件并且因此保证加固件的结构连续性，两元件2a、2b通过一夹板3进行装配。所述夹板支撑在所述两元件的端部27a、27b上，并且通过固定部件7如铆钉固定在加固元件2a、2b上。
在框架6中实施一凹口37，用以保证夹板3的通过并且允许力从一加固元件通过所述夹板传递到另一加固元件。
在图3a到图5所示的实施例中，在具有Ω形状的横截面的封闭截面型加固件的情况下，描述加固件在飞机机身的两区段11a、11b之间的环周接合部5处的装配。
如图3a上所示，加固元件2a包括一头部21a、两腹板22a、23a和两基板24a、25a。所述两基板是基本共面的。每个基板24a、25a与一个腹板22a、23a相连接，所述腹板相对于基板的平面倾斜。所述腹板以距基板基本恒定的距离将头部21a保持。加固元件2a通过两基板24a、25a固定在区段11a的蒙皮12a上。因此，组装在蒙皮12a上的加固件2a有利地构成一种刚性的和坚固的箱体结构。
相似地，加固元件2b包括一头部21b、两腹板22b、23b，并且以相同的方式组装在区段11b的蒙皮12b上。
出于描述实施例的需要，头部21a、相应地21b，具有宽度la、相应地lb。两基板24a、25a，相应地24b、25b，隔开距离da、相应地db。在Ω形加固件的一般情形中，如图3a到图5上所示的，距离da、相应地db，大于宽度la、相应地lb。不过本发明的原理在加固件不符合da大于或等于la、相应地db大于或等于lb的这种条件的情形中也是适用的。
根据本发明且与现有技术要求相反地，保证加固件的加固元件之间力传递的夹板仅通过基板完全地被固定，从而没有任何固定部件固定在腹板或头部上——即固定处于盲区中的位区，这种在盲区中的固定会使得在工业方面几乎不可能实施控制，例如在接合部包括大量固定部件的情形中。
为了达到这一结果，同时保证接合部的结构质量，至少在夹板固定的区域，使夹板和加固元件共同相适配是必要的。
根据图3a所示的第一实施方式，夹板3——其保证一加固件的基本相对就位的两加固元件2a、2b之间的结构连续性，如同加固元件2a、2b那样具有基本呈Ω形的横截面。所述夹板包括一头部31、两腹板32、33和两基板34、35，所述基板包括支承面341、351。所述夹板覆盖位于接合部各侧的两加固元件2a、2b的端部27a、27b，以使得夹板3的头部31覆盖两加固元件2a、2b的端部27a、27b的头部21a、21b，并且使得腹板32、相应地33，覆盖加固元件2a、2b的端部27a、27b的腹板22a、23a、相应地22b、23b。
夹板3的支承面341、相应地351，与加固件的两加固元件2a、2b的端部27a、27b的基板24a、24b、相应地25a、25b相接触，并且在蒙皮12a、相应地12b或套箍4上——这是在当该套箍布置在与加固元件2a、2b处于相同侧的蒙皮12a、12b上时。支承面341、相应地351，通过固定部件7例如铆钉，被固定在基板24a、24b、相应地25a、25b和套箍4或蒙皮12a、12b上。
优选地，夹板3的支承面341、351构形成保证在应布置工作固定部件的所有区域中的接触，并同时考虑到加固元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b和套箍4或蒙皮12a、12b的几何形状。
在另一实施例中，当夹板3的支承面341、351是基本平坦时，布置调整垫以使得夹板3完美接触在加固件的所述加固元件2a、2b和套箍4或蒙皮12a、12b上。
所述夹板3延伸在每个加固元件2a、相应地2b的覆盖长度Da、相应地Db上，以使得安装就位在所述覆盖长度上的固定部件7的数目足够使得所有拉伸-压缩力从加固元件2a、2b的基板24a、24b、相应地25a、25b传递到夹板3的基板34、35。由于夹板3仅在加固元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b上固定，相对于在两区段间的常见夹板固定的一实施方式，覆盖长度Da、Db大于同样固定在加固元件腹板上的夹板的覆盖长度。
为了保证力传递，夹板3的基板34、35的支承面341、351应当必须与加固元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b相接触。为此，夹板3的直截面的内部三维尺寸使得：所述内部尺寸总是大于或等于理论加固件的外部三维尺寸。所述理论加固件的特征在于：考虑到在两加固元件之间的由于制造公差而不可避免的尺寸不确定性和定位公差的不确定性，在相对的位置罩覆所有加固件。
在加固元件2a、2b和夹板3之间的接合处，所有力通过所述加固元件的基板24a、24b、25a、25b从一加固元件传递到另一加固元件。为了考虑到力在所述基板中的增大，加固元件2a、2b的基板的直截面在长度大于覆盖长度Da、Db的端部区域上增大，以使得应力保持在材料的结构限制内。有利地，因而为了保证力的渐进传递并且为了避免增厚基板24a、24b、25a、25b，在加固元件端部和在与夹板进行固定的区域中，每个基板被扩宽。基板的这一扩宽还允许考虑到区段组装时在加固件两元件之间的偏斜允差。
还要确定夹板3的基板34、35在厚度和宽度上的尺寸，以便传递力。优选地，基板34、35的宽度选择成使得：由于加固元件2a、2b的尺寸确定和定位上的允差，夹板的基板34、相应地35，在其整个长度上，总是完全支撑在所述加固元件的基板24a、24b，相应地25a、25b上。
为了保证引流作用和允许对固定部件的控制，对于在套箍4上、Ω形夹板3的头部31下面于环周接合部处实现两区段之间的组装，在所述夹板的头部31中实施至少一凹空部分36。
在图4a所示的第二实施方式中，允许组装Ω形加固件的两加固元件2a、2b的夹板30包括：两个侧部分10、11，每个侧部分具有基本呈L形的横截面；和连接两侧部分10、11的中心部分9，并且中心部分9将两侧部分在预定位置保持在一起，使得所述两个侧部分仅在加固元件2a、2b的基板上支撑。
所述中心部分9的宽度大于加固元件2a或2b的两基板24a、25a或24b、25b之间的距离da或db，以便如同在第一实施方式的情形中描述过的，考虑在两区段11a、11b组装时两加固元件2a、2b之间的偏斜允差。
每个侧部分10、11包括一腹板101、111和一基板102、112，基板包括支承面103、113。所述两侧部分定位在Ω形加固件的加固元件2a、2b的两侧，其腹板101、111定位在Ω形加固件的元件2a、2b的腹板22a、22b，23a、23b侧。夹板30的基板102、112固定在两加固元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b和套箍4或蒙皮12a、12b上。
与第一实施方式相似地，侧部分10、相应地11的支承面103、相应地113，支撑在两加固元件2a、2b的端部27a、27b的基板24a、24b、相应地25a、25b上和套箍4或蒙皮12a、相应地12b上。支承面103、113通过固定部件7分别地在基板24a、24b和25a、25b与套箍4上固定。
侧部分在两加固元件的端部各侧延伸在覆盖长度Da、Db上，覆盖长度Da、Db足够允许布置工作固定部件7和因此保证拉伸-压缩力从元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b传递到夹板30的基板102、112上。
所述中心部分9包括至少一工作的结构区域。安装夹板时，所述中心部分定位在两加固元件2a、2b的两端部27a、27b之间。
在一实施方式中，所述中心部分9的结构部分包括一支承面93，该支承面基本在基板支承面的延长部分中，该支承面93构形成在加固元件的端部27a、27b之间支撑在蒙皮12a、12b或套箍4上。因而所述中心部分的长度小于加固件的两元件2a、2b的两端部27a、27b之间的分隔距离D。
有利地，通过固定部件7例如铆钉，中心部分9被固定在套箍4或蒙皮12a、12b上并且有助于组装的结构质量。
在该第二实施方式的另一实施类型中，如图4b、4c、4d所示的，所述中心部分9还包括至少一加强肋91，所述加强肋基本垂直于侧部分10、11的腹板101、111并且固定在侧部分10、11的所述腹板上。加强肋91的添加允许更好地设置对两侧部分10、11的腹板101、111的加固并且避免两侧部分10、11的腹板101、111的弯曲。
在图4b的示例中，中心部分9包括一个中心肋91，所述中心肋基本垂直于侧部分10、11的腹板101、111。
在图4c的示例中，中心部分9包括两加强肋91，所述两加强肋基本垂直于侧部分10、11的腹板101、111，并且每个所述加强肋定位在所述中心部分的一个自由端部92。
在图4d的示例中，中心部分9仅包括两加强肋91，所述两加强肋基本垂直于侧部分10、11的腹板101、111。所述中心部分9的去除允许节约重量。
在图4e上所示的该第二实施方式的一实施变型中，所述侧部分11、12在与基板102、112相对的腹板101、111端部还包括朝两加固元件的腹板方向的弯折边部104、114，以加强夹板30的稳定性。
在这一示例中，所述夹板包括两侧部分10、11和一中心部分9，所述中心部分9具有一支承面93，支承面93在所述两侧部分的基板102、112的支承面103、113的延伸部分中。
在如图5所示的第三实施方式中，通过一个夹板300实施加固件的两加固元件2a、2b的装配，所述夹板300包括两独立的侧部分305，每个侧部分具有基本呈Z形的横截面，并且布置在加固元件端部的各侧。
每个侧部分305包括一头部301、一腹板302和一基板303，所述基板包括支承面304。
每个侧部分305的头部301布置在两加固元件2a、2b的腹板22a、22b、相应地23a、23b侧。
第一侧部分305的、相应地第二侧部分305的支承面304，支撑在两加固元件2a、2b的端部27a、27b的基板24a、24b、分别地25a、25b上和套箍4或蒙皮12a、12b上。所述支承面304通过固定部件7分别地固定在基板24a、24b和25a、25b与套箍4或蒙皮12a、12b上。
与其他两种实施方式相似地，侧部分305在加固件的两元件的端部各侧延伸在覆盖长度Da、Db上，所述覆盖长度Da、Db足够以允许工作固定部件7的布置并且因此保证拉伸-压缩力从元件2a、2b的基板24a、24b、25a、25b传递到夹板300的基板303。
有利地，所描述的Ω形加固件和不同的夹板全部以复合材料制成。复合材料的使用允许摆脱在金属构件上遇到的热学上的和腐蚀的问题。
在环周接合处的加固件的夹板固定示例，是在封闭截面式加固件的范围内进行描述的，所述封闭截面式加固件具有呈Ω形的横截面，但这一选择对于本发明而言是非限定性的。本发明的实施可适于机身的各种加固件和适于加固件的各种封闭截面，例如梯形横截面或正方形横截面。
本发明因而允许在飞机机身的环周接合部处，得到一加固件的两加固元件之间的拼接，所述加固件具有封闭的横截面，特别地是Ω形的复合材料制加固件，这避免了在加固件的腹板和头部中布置固定部件的必需性，同时保证了纵向力传递的连续性。

Claims (12)

1.飞机机身(1)，其包括至少两区段(11a、11b)的环周接合部(5)，每个区段包括：
-一蒙皮(12a；12b)，
-一加固件的两个加固元件(2a、2b)，
一加固件的每个所述加固元件(2a、2b)：
-在所述环周接合部(5)处与另一加固元件基本面对地定位，
-包括两腹板(22a、23a；22b、23b)和两基板(24a、25a；24b、25b)，所述两腹板和两基板与所述蒙皮确定一封闭截面，
-并包括在所述两腹板(22a、23a；22b、23b)之间的一头部(21a；21b)，从而确定呈Ω形的加固件直截面，
在所述机身中，一加固件的相对两个加固元件(2a、2b)通过一夹板(3；30)予以装配，所述加固件和所述夹板是复合材料制的；
其特征在于，所述夹板(3；30)连接到单一加固件，并且：
-所述夹板包括两个侧部分(10、11)，每个侧部分包括一腹板(32、33；101、111)和一基板(34、35；102、112)，所述基板相互隔开，每个所述基板均包括一支承面(341、351；103、113)，所述支承面与一加固件的每相对两个加固元件(2a、2b)的一基板(24a、25a；24b、25b)相接触，
-所述夹板包括连接所述侧部分的一中心部分(31、9)，
-所述夹板通过工作的固定部件(7)被固定至所述蒙皮(12a、12b)和所述加固元件(2a、2b)，所述工作的固定部件仅定位在所述夹板(3；30)的所述基板(34、35；102、112)上，
所述夹板的中心部分是一头部，该头部与形成所述侧部分的两腹板和两基板确定一基本呈Ω形的直截面。
2.根据权利要求1所述的飞机机身，其特征在于，所述夹板(3、30)延伸在每个加固元件(2a、2b)的覆盖长度(Da、Db)上，以使得安装就位在所述覆盖长度上的工作的固定部件(7)的数目足够使得所有拉伸-压缩力从所述加固元件(2a、2b)的基板(24a、24b、25a、25b)传递到所述夹板(3、30)的基板(34、35；102、112)。
3.根据权利要求2所述的飞机机身，其特征在于，所述夹板(3；30)的基板(34、35；102、112)的支承面(341、351；103、113)与所述加固件的加固元件(2a、2b)的基板(24a、25a、24b、25b)在所述覆盖长度(Da、Db)上在所有所述支承面上相接触。
4.根据权利要求3所述的飞机机身，其特征在于，所述支承面(341、351；103、113)被构形成与所述加固件的加固元件(2a、2b)和所述蒙皮(12a、12b)相接触，同时考虑到所述加固元件和所述蒙皮的几何形状。
5.根据前述权利要求中任一项所述的飞机机身，其特征在于，当所述夹板的中心部分是与形成所述侧部分的两腹板和两基板确定一Ω形的直截面的所述头部时，所述直截面的内部尺寸确定成允许以叠置的方式将所述夹板固定于所述加固件的相对两个加固元件(2a、2b)，同时保证所述夹板的基板与所述加固件的加固元件(2a、2b)的基板相接触。
6.飞机机身(1)，其包括至少两区段(11a、11b)的环周接合部(5)，每个区段包括：
-一蒙皮(12a；12b)，
-一加固件的两个加固元件(2a、2b)，
一加固件的每个所述加固元件(2a、2b)：
-在所述环周接合部(5)处与另一加固元件基本面对地定位，
-包括两腹板(22a、23a；22b、23b)和两基板(24a、25a；24b、25b)，所述两腹板和两基板与所述蒙皮确定一封闭截面，
-并包括在所述两腹板(22a、23a；22b、23b)之间的一头部(21a；21b)，从而确定呈Ω形的加固件直截面，
在所述机身中，一加固件的相对两个加固元件(2a、2b)通过一夹板(3；30)予以装配，所述加固件和所述夹板是复合材料制的；
其特征在于，所述夹板(3；30)连接到单一加固件，并且：
-所述夹板包括两个侧部分(10、11)，每个侧部分包括一腹板(32、33；101、111)和一基板(34、35；102、112)，所述基板相互隔开，每个所述基板均包括一支承面(341、351；103、113)，所述支承面与一加固件的每相对两个加固元件(2a、2b)的一基板(24a、25a；24b、25b)相接触，
-所述夹板包括连接所述侧部分的一中心部分(31、9)，
-所述夹板通过工作的固定部件(7)被固定至所述蒙皮(12a、12b)和所述加固元件(2a、2b)，所述工作的固定部件仅定位在所述夹板(3；30)的所述基板(34、35；102、112)上，
所述夹板的中心部分纵向地布置在一加固件的每两个相对加固元件的位于所述环周接合部(5)处的端部(27a、27b)之间，并且适于在安装就位所述夹板时将所述两个侧部分保持在彼此相对的位置。
7.根据权利要求6所述的飞机机身，其特征在于，所述夹板(3、30)延伸在每个加固元件(2a、2b)的覆盖长度(Da、Db)上，以使得安装就位在所述覆盖长度上的工作的固定部件(7)的数目足够使得所有拉伸-压缩力从所述加固元件(2a、2b)的基板(24a、24b、25a、25b)传递到所述夹板(3、30)的基板(34、35；102、112)。
8.根据权利要求7所述的飞机机身，其特征在于，所述夹板(3；30)的基板(34、35；102、112)的支承面(341、351；103、113)与所述加固件的加固元件(2a、2b)的基板(24a、25a、24b、25b)在所述覆盖长度(Da、Db)上在所有所述支承面上相接触。
9.根据权利要求8所述的飞机机身，其特征在于，所述支承面(341、351；103、113)被构形成与所述加固件的加固元件(2a、2b)和所述蒙皮(12a、12b)相接触，同时考虑到所述加固元件和所述蒙皮的几何形状。
10.根据权利要求6至9中任一项所述的飞机机身，其特征在于，所述中心部分包括一支承面(93)，所述中心部分的所述支承面在所述侧部分(10、11)的基板的支承面的延伸部分中并通过工作的固定部件(7)固定至所述蒙皮(12a、12b)。
11.根据权利要求6至9中任一项所述的飞机机身，其特征在于，所述中心部分包括至少一用于加强所述夹板的稳定性的加强肋(91)，所述加强肋在所述夹板(30)的直截面的平面中并且被固定在所述侧部分(10、11)的腹板上。
12.根据权利要求6至9中任一项所述的飞机机身，其特征在于，所述侧部分(10、11)在与所述夹板的基板相对的所述腹板的端部包括弯折的边部(104、114)。
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