CN106029494A - 用于制造承载的机身板的制造方法以及由此能够制造的机身板 - Google Patents
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Abstract
为了简化飞行器的机身处的系统集成，本发明提出用于制造承载的机身板(10)的制造方法，所述承载的机身板在飞行器的客舱(14)的区域中用于飞行器机身的机身区段，所述制造方法包括：制造具有三明治结构方式的机身板(10)，所述机身板具有作为壳层(18、20)的内板(24)和外表层(28)以及埋入在所述壳层(18、20)之间的作为芯部(22)的填充板(30)，构造外表层(28)作为机身结构(12)的一部分以及作为飞行器机身的外部边界的一部分，构造内板(24)用于客舱(14)的内空间限制部(26)，以及将机身结构(12)的和客舱(14)的和/或飞行器的功能元件(32)集成到填充板(30)中。优选地，壳层(18、20)和填充板通过接合方法在形成共价键的条件下连接。
Description
技术领域
本发明涉及用于制造承载的机身板的制造方法，所述承载的机身板在飞行器的客舱的区域中用于飞行器机身的机身区段。此外，本发明涉及承载的机身板，用于在飞行器的客舱的区域中形成机身区段作为飞行器机身的承载结构的部分。
背景技术
至今如下地实现飞行器、尤其诸如民航飞机的研发、设计和制造，使得由飞机制造商首先设计并且制造承载的机身结构并且而后根据民航飞机的要求设计客舱并且将客舱装配入到机身结构中。因此，当今对于大的飞机制造商、如例如对于空客公司，结构化的飞机机身和客舱包括其装饰元件单独地制造成飞机机身的结构。同样，系统、如飞行系统、娱乐系统、空调系统、控制系统的集成作为单独的工作步骤在结构制造和客舱集成之间发生。该设计虽然在客舱的和所给出的可能的使用目的可变性方面已经证实是合适的，但是导致较大的制造的复杂性。
相对于现有技术相关地，用于飞行器的机身结构的构造例如参照DE 10 2010 013370 A1、EP 2 411 280 B1以及参照Herbeck/Kindervater：Ein neues Designkonzept füreinen CFK-Flugzeugrumpf；Werkstoffkolloquium 2006；Wettbewerb der Werkstoffe；DLR Werkstoffkolloquium 2006(用于CFK飞机机身的新的设计方案；材料学术讨论会2006；材料的比赛；DLR材料学术讨论会2006)。
发明内容
本发明的任务是，降低飞行器机身的设计的和制造的复杂性、节省重量并且优化飞机机身的制造。
为了解决该任务，本发明提出根据权利要求1的用于制造承载的机身板的制造方法以及根据另一独立权利要求的相应的机身板。
本发明的有利的设计方案是从属权利要求的主题。
根据第一方面，本发明实现用于制造承载的机身板的制造方法，所述承载的机身板在飞行器的客舱的区域中用于飞行器机身的机身区段，该方法包括：制造具有三明治结构的机身板，所述机身板具有作为壳层的内板和外表层以及作为芯部的埋入在壳层之间的填充板，同时构造外表层作为机身结构的一部分以及作为飞行器机身的外部的限制部的一部分，构造内板用于客舱的内部空间限制部，以及将机身结构的和客舱的或者飞行器的功能元件集成到填充板中。
制造方法的优选的设计方案的特征在于以下的步骤a)至f)，其中，在整体的在此的公开文件连同权利要求中，选择步骤以a)至f)的表示或者以额外的数字的表示仅仅用以简化参考并且绝没有表明关于步骤的确定的顺序的说明：
a)如下地设计并且制造填充板，使得其构造用于容纳机身结构的和客舱的和/或飞行器的功能元件；
b)为填充板设置机身结构的和/或客舱的和/或飞行器的功能元件；
c)制造外表层作为机身板的壳层；
d)制造内板作为机身板的壳层；
e)将填充板固定到所述壳层中的一个处，以及
f)将另一个壳层固定在填充板处。
优选地，步骤a)、c)和/或d)中的至少两个至少时间部分重合地并且/或者并行地执行。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a1)预装配填充板。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a2)由一种或一种以上的复合材料制成填充板。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a3)由板状材料和填充材料形成的型材元件制成填充板。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a4)为填充板设置芯部材料、尤其是结构化的泡沫。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a5)为填充板设置凸出部和空腔。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a6)为填充板设置接合面，该接合面被准备用于与所述壳层中的至少一个壳层材料接合地连接。
优选地，步骤a)包含如下的步骤中的至少一个：
a7.1)通过RTM技术制造填充板，或者
a7.2)以完全热塑性的复合材料结构方式制造填充板。
优选地，步骤a)包含如下的步骤：
a8)制造具有带有泡沫部分的欧米伽轮廓的填充板。
优选地，步骤b)包含如下的步骤：
b1)在执行步骤e)和f)之前预装配机身结构的和/或客舱的至少一个功能元件到填充板中。
优选地，步骤b)包含如下的步骤：
b2)在步骤e)和f)之间引入机身结构的和/或客舱的至少一个功能元件到固定到机身结构元件处的填充板中。
优选地，步骤b)包含如下的步骤：
b3)在根据步骤a)的制造过程中为填充板设置接片、隔框、肋和/或联接点作为用于机身结构的承载的构造的功能元件。
优选地，步骤b)包含如下的步骤：
b4)安装客舱系统的、飞行系统的和/或机身结构系统的至少一个系统部件作为功能元件到填充元件的至少一个空腔中。
优选地，步骤b)包含如下的步骤：
b5)在执行步骤e)和f)中的至少一个的范围中，引入至少一个功能元件到填充元件的至少一个空腔中并且利用绝缘材料填充空腔并且/或者利用壳层遮盖空腔。
优选地，步骤c)包含如下的步骤：
c1)由金属材料制造外表层。
优选地，步骤c)包含如下的步骤：
c2)由复合材料制造外表层。特别优选地由或者在应用纤维增强材料、如例如CFK的条件下制造外表层。
优选地，步骤c)包含如下的步骤：
c3)制造具有防雷击装置的外表层。
对于可行的防雷击装置的另外的细节参照DE 10 2011 112 518 A1或者DE 102006 046 002 A1。
优选地，步骤c)包含如下的步骤：
c4)如下地制造外表层，即，使得飞行器的防损坏要求得到满足。这例如能够通过为外表层装备损坏监控机构、负载监控机构和/或疲劳监控机构或者通过相应于使用位置分开地制造外表层的结构、例如借助于纤维复合结构的力流相适应的、纤维的纤维走向，通过使用具有相应可变的厚度的拼焊板(Taylored Blanks)等实现。
对于用于可行的防损坏监控机构、负载监控机构和/或疲劳监控机构的另外的细节尤其参照WO 2012/010496、WO2012/055699 A1、DE 10 2008 003 498 A1和WO 2009/071602 A2。
优选地，步骤c)包含如下的步骤：
c5)为外表层设置至少一个定位辅助机构用于将填充板定位在外表层处。
优选地，步骤d)包含如下的步骤：
d1)制造具有先前确定的防火特性的内板。内板尤其能够在防火实施方案中、例如通过相应地材料选择、通过额外地设置防火材料或者类似情况制造。特别有利的是，内板基于功能元件集成到填充板中能够构造有相应较少的打通部或者中断部，其否则可能需要特别的防火措施、如例如防火隔板。
优选地，步骤d)包含如下的步骤：
d2)如下地制造内板，即，使得客舱的防火要求得到满足。
优选地，步骤d)包含如下的步骤：
d3)如下地制造内板，即，使得其适合作为客舱相对于机身结构的外部封闭部。
优选地，步骤d)包含如下的步骤：
d4)在执行相应的步骤e)或者f)时，制造具有用于在内板和填充板之间相对定位的至少一个定位辅助机构的内板。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e1)借助于在一个壳层处先完成的定位辅助机构相对地定位填充板和一个壳层。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e2)将填充板与一个壳层材料接合地连接。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e3)将填充板与一个壳层通过形成共价键连接。优选地，在接合过程中应用连接，其形成共价键、例如从TP至TP的扩散压合。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e4)布置具有敞开的空腔的填充板，从而产生用于将功能元件引入到填充板中的敞开的三明治结构。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e5)在填充板的准备好的接合面处粘结填充板与一个壳层。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e6)能够松开地连接填充板与一个壳层。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e7)借助于功能层能够松开地固定填充板到一个壳层处。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e8)借助于在熔化/溶解操作的条件下——如例如加热——熔化/溶解的粘结剂能够松开地固定填充板到一个壳层处。
优选地，步骤e)包含如下的步骤：
e9)首先仅仅固定填充板到外表层处。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f1)借助于在另一个壳层处先完成的定位辅助机构相对地定位填充板和另一个壳层。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f2)填充板与另一个壳层材料接合地连接。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f3)填充板与另一个壳层通过形成共价键连接。优选地，在接合过程中应用连接，其形成共价键、例如从TP至TP的扩散压合。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f4)在填充板的准备好的接合面处粘结填充板与另一个壳层。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f5)能够松开地连接填充板与另一个壳层。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f6)借助于另一个功能层能够松开地固定填充板到另一个壳层处。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f7)借助于在溶解/熔化操作的条件下溶解/熔化的粘结剂能够松开地固定填充板到另一个壳层处。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f8)在首先固定填充元件到外表层处之后，固定内板到填充元件处。
优选地，步骤f)包含如下的步骤：
f9)在至少一个功能元件引入到空腔中之后，封闭通过填充板的空腔形成的敞开的三明治结构。
根据另外的方面，本发明实现承载的机身板，用于在飞行器的客舱的区域中形成机身区段作为飞行器机身的承载结构的部分，其中，机身板以三明治结构方式地构造有作为壳层的内板和外表层以及作为芯部的埋入在壳层之间的填充板，其中，构造外表层作为机身结构的以及飞行器机身的外部的限制部的一部分，其中，构造内板用于客舱的内空间限制部并且其中，将机身结构的和客舱的或者飞行器的功能元件集成到填充板中。
这种机身板尤其通过执行本发明的制造方法或者说其有利的设计方案制造或者如下地构造，使得其具有与根据本发明的方法或者其有利的设计方案制造的机身板相同的特性和特征。
根据另外的方面，本发明实现含有这种机身板的飞行器机身或者飞行器客舱。
本发明的优选的设计方案的特别的优点接下来更详细地解释。
在传统地制造飞机机身和其客舱中，结构化的飞机机身和客舱包括装饰元件在内被单独地制造成结构。同样，系统集成作为单独的工作步骤在结构制造和客舱集成之间发生。相对于该传统的研发方式和制造方式，利用本发明实现，在制造承载结构期间，飞行器的客舱的功能元件或者说承载结构的功能元件或者还有其它系统的功能元件已经被集成并且结构和客舱制造被转入到整个设计中。
至今，各个功能性性能分别被集成到机身结构中，然而为了决定意义的功能集成还缺少到用于机身制造的决定意义的整个设计中的嵌入，其包括客舱集成和系统集成。
在制造方法的特别优选的设计方案中，在制造用于飞行器机身、如尤其飞机机身的承载的三明治结构期间，发生功能集成。在研发用于飞机机身的三明治结构时，例如客舱要求、系统安装和外表层制造已经集成在共同的研发和制造设计中。
由此产生承载的机身板，其直接地满足客舱的功能、例如防火特性，系统安装的功能和系统的可维护性以及外表层的结构的特性，包括例如防雷击集成或者用于外表层的其它的要求。
该结构方式的扩展——已经在机身制造时考虑客舱要求或者在客舱制造时考虑承载结构的要求——也能够引起将碰撞元件添加到该结构中的可能性。
优选地，通过该设计实现简单的、可分区段地修改和修理，这降低了飞行设备的长期成本并且提高了回收能力。
通过实现已经在结构方式设计方面以及在制造设计方面使用功能集成的材料系统，额外地避免了引入到机身中的重量，该重量通过传统地单独地观察各个工作过程引入。
例如，通过减少铆合连接和螺旋连接以及通过转入到粘结连接或者类似情况，能够实现明显的重量节省和成本节省。
机身结构的和客舱元件的制造的总体集成的结构设计能够简化并且合并系统集成的工作过程，并且由此在制造时的成本能够节省。
附图说明
本发明的实施例此后根据附图更加详细地解释。在此示出：
图1示出通过以三明治结构方式的承载的机身板的剖视图，该三明治结构方式用于构造形成客舱的外壁的一部分的以及同时承载的机身结构的一部分的机身板；
图2能够参照图1地示出在制造图1的机身板时准备阶段的视图。
具体实施方式
图1示出机身板10，其用于形成飞行器、如例如飞机的承载的机身结构12的一部分和客舱14的外壁的一部分。机身板10以三明治结构方式地构造或者说构造成具有内部的壳层18、外部的壳层20和在其之间的芯部22的三明治元件16。
内部的壳层18通过内板24形成，内板用于形成客舱14的内部空间限制部26。
外部的壳层20通过外表层28形成，外表层用于形成机身结构12的一部分以及飞行器机身的外部的限制部的一部分。
芯部22通过填充板30形成，飞行器的机身结构12的、客舱14的或者其它系统的功能元件32集成到填充板中。
因此，机身板10基本上原则上由三个主要元件构造。外表层28和内板24形成壳层18、20。两个壳层18、20通过装配过程相互连接，在连接过程中，预装配的填充板30得到使用。
该预装配的填充板30例如以复合材料方式地、如例如由CFK材料制成地实施并且包含芯部材料34以及准备的接合面36用于使填充板30与壳层18、20连接。
接合面的实施如下地进行，即，使得在构件合并时在聚合物层面上发生材料连接。
填充板30的制造能够借助于RTM技术实现。“RTM”代表Resin Transfer Moulding(树脂传递模塑)，德语例如为“注塑挤压”。树脂传递模塑是用于制造由热固性塑料和/或弹性体形成的成形件的方法。相比于挤压，在此模塑材料借助于活塞或者类似的喷注机构从大多被预热的前腔通过分配通道被喷注到模腔中，在模腔中其在热量和压力的条件下硬化。
填充板30的制造借助于RTM技术尤其也能够大批量地实现，从而也能够达到高的机身生产率。借助于RTM手段也可行的是，制造用于调节接合面36的相应的接口。
通过RTM方法，一件式地构造的填充板30例如能够由集成的、结构化的泡沫38构成，其在硬化的状态中能够用于传递力和载荷。
然而自然地，填充板30的制造也能够以其它方式和方法实现、如例如以完全热塑性的复合材料结构方式。
功能元件32尤其在接合面的端面处和其之间的空腔42处利用接合面36构造有凸出部40。
空腔42能够用于容纳功能元件32并且能够在制造系统设备时被填充以绝缘材料(未示出)。
所使用的结构化的泡沫38的材料同样能够具有绝缘的特性。
这种结构方式实现：
a)内板如下地实施，即，使得飞行器的客舱14的防火要求得到满足；
b)外表层28如下地实施，即，使得飞行器的防雷击要求和防损坏要求也得到满足；以及
c)填充板30以预装配的方式如下地制造，即，使得其承载系统功能。
因为填充板30能够在单独的过程中被制成，所以能够进行不同的实施方案。
在示出的实施例中，除了结构化的泡沫38之外也标示出型材元件44，其一起承担承载的任务。
尤其能够通过结构化的泡沫38和/或型材元件44——可能地与待使用的隔框结合地——传递机身载荷。
例如，在填充板30中能够存在具有泡沫部分的欧米伽轮廓或者还有简单的肋。同样，在填充板30中能够实现联接点。
由此，不仅承载的功能元件32——例如型材元件44，而且还有通过结构化的泡沫38和/或待填充的绝缘材料形成的绝缘的功能元件32，以及还有另外的功能元件32、如例如空调元件、空气引导通道、线缆通道、敷设线缆部等全体都能够集成在填充板30中。
接下来，更加详细地解释用于在图1中示出的机身板10的可行的装配过程。
装配过程优选如下地进行，即，使得通过外表层28形成的外部的壳层20如下地被制成，即，使得用于预装配的填充板30的定位辅助机构(未示出)已经被安装并且用于外表层28与预装配的填充板30的“合并”的相应的准备已经完成。
外表层28例如能够由复合材料、如尤其CFK材料或者由金属的材料或者由混合形式(例如金属和CFK)构成或者构造。
在并行的步骤中，内板24被制成，其同样优选承载定位辅助机构(未示出)并且——如以上说明的那样——具有用作客舱14的相应的特性。
优选预装配的填充板30同样被制成并且相应地装备有系统功能。例如，线缆、绝缘部、通风部等能够在填充板制成时被集成到填充板30中。这些填充板30优选以复合材料、如尤其是CFK或者类似的复合材料实施，用以在内板24和外表层28之间避免热桥。
现在，该装配优选借助于添入的功能层46、48进行。例如，设置由适合于壳层18、20与填充板30材料接合地连接的材料形成的膜。优选地，功能层46、48如下地构造，即，使得连接的松开通过特殊的操作实现。例如，该膜由热熔融的粘结剂52制成。
功能层46、48实现壳层18、20和预装配的填充板30之间结构的连接。
为此，优选地，填充板30首先利用第一功能层46与外表层28连接。现在，产生了敞开的三明治结构，其中，空腔42还处于露出状态。
敞开的三明治结构使得可以将系统进一步安装到机身中。该敞开的三明治结构54在图2中示出。
现在，另外的功能元件32尤其能够安置到空腔42中并且由此机身板10完成装备功能元件32。由此，显著不同的系统能够集成到机身板10中。
如果该装备实现，那么敞开的三明治结构54利用内板24封闭。这同样利用基于第二功能层48的装配过程实现，其中，同样能够使用具有能够熔化的粘结剂52的膜50。
为了拆卸或者修理，形成连接的功能层46能够被使用。例如，在应用热熔融的粘结剂作为用于膜50的材料时，功能层46、48能够被加热并且松开。由此，能够到达集成在填充板30中的功能元件32。
附图标记列表：
10 机身板
12 机身结构
14 客舱
16 三明治元件
18 内部的壳层
20 外部的壳层
22 芯部
24 内板
26 内部空间限制部
28 外表层
30 填充板
32 功能元件
34 芯部材料
36 接合面
38 结构化的泡沫
40 凸出部
42 空腔
44 型材元件
46 第一功能层
48 第二功能层
50 膜
52 粘结剂
54 敞开的三明治结构
Claims (11)
1.一种用于制造承载的机身板(10)的制造方法，所述承载的机身板在飞行器的客舱(14)的区域中用于飞行器机身的机身区段，所述制造方法包括：
制造具有三明治结构方式的机身板(10)，所述机身板具有作为壳层(18、20)的内板(24)和外表层(28)以及作为芯部(22)的埋入在所述壳层(18、20)之间的填充板(30)，同时
构造外表层(28)作为机身结构(12)的一部分以及作为飞行器机身的外部的限制部的一部分，
构造内板(24)用于客舱(14)的内部空间限制部(26)，以及
将机身结构(12)的和客舱(14)的和/或飞行器的功能元件(32)集成到填充板(30)中。
2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于如下的步骤：
a)如下地设计并且制造填充板(30)，使得其构造用于容纳机身结构(12)的和客舱(14)的和/或飞行器的功能元件(32)；
b)为填充板(30)设置机身结构(12)的和/或客舱(14)的和/或飞行器的功能元件(32)；
c)制造外表层(28)作为机身板(10)的壳层(18、20)；
d)制造内板(24)作为机身板(10)的壳层(18、20)；
e)将填充板(30)固定到所述壳层(18、20)中的一个处，以及
f)将另一个壳层(18、20)固定在填充板(30)处。
3.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，
步骤a)包含如下的步骤中的至少一个、多个或者所有：
a1)预装配填充板(30)；
a2)由一种或一种以上的复合材料制成填充板(30)；
a3)由板状材料和填充材料形成的型材元件(44)制成填充板(30)；
a4)为填充板(30)设置芯部材料(34)、尤其是结构化的泡沫(38)；
a5)为填充板(30)设置凸出部(40)和空腔(42)；
a6)为填充板(30)设置接合面(36)，所述接合面被准备用于与所述壳层(18、20)中的至少一个壳层材料接合地连接；
a7.1)通过RTM技术制造填充板(30)；
a7.2)以完全热塑性的复合材料结构方式制造填充板(30)；以及/或者
a8)制造具有带有泡沫部分的欧米伽轮廓的填充板(30)。
4.根据权利要求2或3中任一项所述的制造方法，其特征在于，
步骤b)包含以下的步骤中的至少一个、多个或者所有：
b1)在执行步骤e)和f)之前预装配机身结构(12)的和/或客舱(14)的至少一个功能元件(32)到填充板(30)中；
b2)在步骤e)和f)之间引入机身结构(12)的和/或客舱(14)的至少一个功能元件(32)到固定到机身结构元件处的填充板(30)中；
b3)在根据步骤a)的制造过程中为填充板(30)设置接片、隔框、肋和/或联接点作为用于机身结构(12)的承载的构造的功能元件(32)；
b4)安装客舱系统的、飞行系统的和/或机身结构系统的至少一个系统部件作为功能元件(32)到填充元件的至少一个空腔(42)中；以及/或者
b5)在执行步骤e)和f)中的至少一个的范围中，引入至少一个功能元件(32)到填充元件的至少一个空腔(42)中并且利用绝缘材料填满空腔(42)并且/或者利用壳层(18、20)遮盖空腔(42)。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的制造方法，其特征在于，
步骤c)含有以下的步骤中的至少一个、多个或者所有：
c1)由金属材料制造外表层(28)；
c2)由复合材料、尤其纤维增强材料制造外表层(28)；
c3)制造具有防雷击装置的外表层(28)；
c4)如下地制造外表层(28)，即，使得飞行器的防损坏要求得到满足、尤其通过为外表层(28)装备损坏监控机构或疲劳监控机构；以及/或者
c5)为外表层(28)设置至少一个定位辅助机构用于将填充板(30)定位在外表层(28)处。
6.根据权利要求2至5中任一项所述的制造方法，其特征在于，
步骤d)具有接下来的步骤中的一个、多个或者所有：
d1)制造具有先前确定的防火特性的内板(24)；
d2)如下地制造内板(24)，即，使得客舱(14)的防火要求得到满足；
d3)如下地制造内板(24)，即，使得其适合作为客舱(14)相对于机身结构(12)的外部封闭部；
d4)在执行相应的步骤e)或者f)时，制造具有用于在内板(24)和填充板(30)之间相对定位的至少一个定位辅助机构的内板(24)。
7.根据权利要求2至6中任一项所述的制造方法，其特征在于，
步骤e)含有接下来的步骤中的一个、多个或者所有：
e1)借助于在一个壳层(18)处先完成的定位辅助机构相对地定位填充板(30)和一个壳层(18)；
e2)将填充板(30)与一个壳层(18)材料接合地连接；
e3)将填充板(30)与一个壳层(18)在形成共价键的条件下连接；
e4)布置具有敞开的空腔(42)的填充板(30)，从而产生用于将功能元件(32)引入到填充板(30)中的敞开的三明治结构(54)；
e5)在填充板(30)的准备好的接合面(36)处粘结填充板(30)与一个壳层(18)；
e6)能够松开地连接填充板(30)与一个壳层(18)；
e7)借助于功能层(46、48)能够松开地固定填充板(30)到一个壳层(18)处；
e8)借助于在溶解操作的条件下溶解的粘结剂(52)能够松开地固定填充板(30)到一个壳层(18)处；以及/或者
e9)首先仅仅固定填充板(30)到外表层(28)处。
8.根据权利要求2至7中任一项所述的制造方法，其特征在于，
步骤f)含有接下来的步骤中的一个、多个或者所有：
f1)借助于在另一个壳层(20)处先完成的定位辅助机构相对地定位填充板(30)和另一个壳层(20)；
f2)填充板(30)与另一个壳层(20)材料接合地连接；
f3)填充板(30)与另一个壳层(20)在形成共价键的条件下连接；
f4)在填充板(30)的准备好的接合面(36)处粘结填充板(30)与另一个壳层(20)；
f5)能够松开地连接填充板(30)与另一个壳层(20)；
f6)借助于另一个功能层(48)能够松开地固定填充板(30)到另一个壳层(20)处；
f7)借助于在溶解操作的条件下溶解的粘结剂(52)能够松开地固定填充板(30)到另一个壳层(20)处；以及/或者
f8)在首先固定填充元件到外表层(28)处之后，固定内板(24)到填充元件处；
f9)在至少一个功能元件(32)引入到空腔(42)中之后，封闭通过填充板(30)的空腔(42)形成的敞开的三明治结构(54)。
9.一种承载的机身板(10)，用于在飞行器的客舱(14)的区域中形成机身区段作为飞行器机身的承载结构的一部分，其中，机身板(30)以三明治结构方式地构造有作为壳层(18、20)的内板(24)和外表层(28)以及作为芯部(22)的埋入在壳层(18、20)之间的填充板(30)，
其中，构造外表层(28)作为机身结构(12)的以及飞行器机身的外部的限制部的一部分，
其中，构造内板(24)用于客舱(14)的内部空间限制部(26)，
并且其中，将机身结构(12)的和客舱(14)的或者飞行器的功能元件(32)集成到填充板(30)中。
10.根据权利要求9所述的机身板(30)，所述机身板通过根据权利要求1至8中任一项所述的方法获得。
11.一种飞行器机身或者飞行器客舱，包含根据权利要求9或10中任一项所述的机身板(10)。
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