CN106335625A

CN106335625A - 机身结构和用于制造机身结构的方法

Info

Publication number: CN106335625A
Application number: CN201610537138.4A
Authority: CN
Inventors: 沃尔夫冈·埃尔肯; 梅米什·蒂尔亚基; 安东·阿罗森科
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2015-07-09
Filing date: 2016-07-08
Publication date: 2017-01-18
Also published as: US10486789B2; US20170008607A1; DE102015111160B4; DE102015111160A1

Abstract

本发明涉及机身结构(1)，该机身结构(1)具有压力隔板(10)和布置在压力隔板(10)后面的框架(11a)。机身结构(1)包括具有第一悬臂(13a)和第二悬臂(13b)的第一梁元件(12)，其中，第一梁元件(12)沿机身结构(1)的竖向方向(14)延伸。第一悬臂(13a)和第二悬臂(13b)从第一梁元件(12)沿第一方向(15)朝向框架(11a)突出。两个悬臂(13a，13b)的第一方向(15)相对于机身结构(1)的纵向方向(16)以第一角(α)倾斜。本发明还涉及具有机身结构(1)的飞行器(40)及制造该机身结构(1)的方法。

Description

机身结构和用于制造机身结构的方法

技术领域

本发明涉及用于交通工具的机身结构的组件。具体地，本发明涉及机身结构、具有机身结构的飞行器以及制造机身结构的方法。

背景技术

在现代商用飞行器中，需要在客舱内保持确定的压力水平。这种所谓的机舱压力与环境压力明显不同，在飞行期间尤其如此，使得飞行器的机身结构通过将压力不同区域彼此分开的设计特征而改进。为此，在机身结构内安装有压力隔板，其中，压力隔板将压力不同的这些区域分开。例如，这种压力隔板包括球壳类形式的结构，从而将压力载荷有效引入飞行器的机身结构中。

US 2011/0290940A1描述了一种用于飞行器机身的压力隔板，其中，该压力隔板包括横过机身的截面延伸的扁平蒙皮，其在蒙皮的核心区域中包括腔。

WO 2013/139716A1描述了一种用于飞行器的压力隔板。在这里，压力隔板布置在机身外壳中。压力隔板包括透镜状截面以及具有泡沫芯的夹层结构。

发明内容

本发明的目的是增大交通工具中的机舱空间。

这个目的通过本发明的各个方面的主题解决。可以从本发明的一些方面和下面的描述中得出示例性实施方式。

根据本发明的一方面，指出了一种机身结构。该机身结构包括压力隔板、布置在压力隔板后面的框架以及具有第一悬臂和第二悬臂的第一梁元件。在这里，第一梁元件沿机身结构的竖向方向延伸。第一悬臂和第二悬臂从第一梁元件沿第一方向朝向框架突出。这两个悬臂的第一方向布置成例如在机身结构的俯视图中相对于机身结构的纵向方向以第一角倾斜。

能够通过这种机身结构有效地将施加至压力隔板的压力载荷传递至机身结构中。特别能够将压力隔板设计成使得能够节省机身结构的机舱内的空间。由此，机身结构是飞行器的机身的一部分，例如特别是飞机的一部分。因而，压力隔板用于将机身结构内的压力不同的区域分隔开。例如，客舱——客舱可以是机身结构的一部分——内的区域具有与客舱周围不同的压力。

压力隔板包括平坦的、扁平的、弯曲的或球壳类形式或球形帽状形式的结构。然而，压力隔板优选地设计成平坦或扁平的。由于压力隔板可以朝向飞行器的后部或尾部移位而不会发生压力隔板与布置在飞行器的尾部中的其他结构元件之间的部件的重叠，因而，可以节省客舱内的附加空间。就能够将施加至压力隔板的压力载荷引入机身结构中而言，压力隔板例如设计成平坦的，具有第一悬臂和第二悬臂的第一梁元件安装至压力隔板。因此，第一梁元件通过附接至压力隔板的横向支撑件被安装。例如，这些横向支撑件在压力隔板的表面上沿垂直于纵向方向和/或垂直于竖向方向的水平方向延伸。

在任何情况下，第一梁元件都沿机身结构的竖向方向延伸。第一梁元件可以是也具有扁平或板状或盘状结构的长形元件。这将在附图的描述中进行更详细地说明。

第一梁元件包括从第一梁元件沿第一方向、特别地横向地突出的两个悬臂。由此，两个悬臂从长形的第一梁元件大致垂直地突出。第一悬臂和第二悬臂可以定向成例如大致位于机身结构或飞行器的尾部的方向上。特别地，两个悬臂的第一方向相对于机身结构的纵向方向或飞行器的纵向方向以第一角倾斜。两个悬臂均定向在第一方向上并且因此指向相同方向。第一方向和纵向方向限定第一角，其中，第一角是在机身结构或飞行器的俯视图中测得的。因此，可能的是第一角相对于飞行器的纵向轴线或中轴线以限定角倾斜或者指向离开飞行器的纵向轴线或中轴线的方向。这种关系将在附图的描述中进行更详细地说明。在梁元件处可以提供超过两个悬臂，其中，所述悬臂从梁元件沿第一方向突出。

例如，压力隔板布置在第一框架的区域中。在机身结构内，例如通过第一梁元件结合两个悬臂支承压力隔板，使得施加至压力隔板的压力载荷被有效地引入机身结构中。例如，悬臂沿着机身结构内的两个框架间隔延伸，其中，所述框架分别沿机身结构的纵向方向一个接一个地布置。此外，可能的是两个悬臂进而安装至附加框架，并且因而经由所述附加框架将施加至压力隔板的压力载荷引入机身结构中。在侧视图中，悬臂可以具有渐缩形状，特别在飞行器的尾部的方向上具有渐缩形状。

根据本发明的实施方式，第一悬臂布置在第一梁元件的第一端处并且第二悬臂布置在第一梁元件的第二端处。

例如，第一梁元件为长形部件，第一悬臂在第一梁元件的第一端处从长形的梁元件大致垂直地——即，横向地——突出，并且第二悬臂在第一梁元件的第二端处从长形的梁元件大致垂直地——即，横向地——突出。由此，第一梁元件以及两个悬臂可以是形状扁平的或可以具有板状或盘状结构。因而，可以另外节省重量，并且同时可以确保施加至压力隔板的载荷可靠地传递至机身结构中。

根据本发明的另一实施方式，第一角布置在相对于竖向方向垂直地定向的水平面中。

例如，水平面由相对于竖向方向垂直定位的平面确定或者由机身结构的水平方向和纵向方向确定的平面确定。机身结构的水平方向、竖向方向和纵向方向可以特别形成右手系统。因而，第一角例如是在机身结构的俯视图中测得的，其中，俯视图由沿竖向方向的观察方向限定。特别地，该第一角描述了第一方向相对于机身结构的纵向方向的倾斜度，两个悬臂沿着第一方向从第一梁元件延伸或突出。纵向方向也可以被称为纵向轴线。

根据本发明的另一实施方式，第一方向和/或纵向方向位于水平面中。

因而，第一悬臂以及第二悬臂从长形的第一梁元件大体垂直或完全垂直地突出，长形的第一梁元件自身沿竖向方向延伸。例如，悬臂可以从第一梁元件以突出部、突起部或凸台的形式突出。例如，第一悬臂和第二悬臂沿第一方向指向使得两个悬臂从第一梁元件平行地突出。

根据本发明的另一实施方式，压力隔板是平坦地成形的。

由于该压力隔板与传统球壳类形式压力隔板不同可以朝向机身结构的尾部或飞行器的尾部移位，因而可以节省客舱内的附加空间。平坦或扁平的压力隔板因而可以相对于机身结构的纵向方向大致垂直地定向。特别地，平坦的压力隔板在机身结构的框架的区域中附接至机身结构。

根据本发明的另一实施方式，第一悬臂和第二悬臂通过与第一梁元件间隔开的连接元件彼此连接。因此，连接元件平行于第一梁元件在竖向方向上延伸。

连接元件可以设计为呈梁类形式的部件。例如，连接元件在附加框架的区域中沿竖向方向延伸，并且/或者例如与该附加框架相连接。

根据本发明的另一实施方式，加强元件附连在压力隔板处，加强元件沿水平方向延伸。

例如，该水平方向为上面早已描述的水平方向，该水平方向相对于纵向方向垂直地定向并且/或者相对于机身结构的竖向方向垂直地定向。因而，水平方向和纵向方向确定水平面，第一角位于该水平面中。例如，加强元件布置在压力隔板的表面上，该表面背离客舱并且因而面向飞行器的尾部。例如，加强元件是肋状元件，该肋状元件引起平坦的压力隔板的加强从而确保对作用于压力隔板的压力载荷的安全接收。这些压力载荷经由加强元件传递至第一梁元件。

根据本发明的另一实施方式，机身结构还包括在压力隔板的表面上彼此平行地沿水平方向延伸的多个加强元件。

例如，该表面是上面早已描述的压力隔板的表面，该表面背离客舱。因而，加强元件一起形成肋状结构，肋状结构加强了压力隔板使得能够有效接收作用于压力隔板的压力载荷。然而，还可能的是多个加强元件沿相对于水平方向倾斜的方向延伸。然而，加强元件优选地沿水平方向或竖向方向布置。第一梁元件可以与加强元件直接接触。第一梁元件可以通过加强元件安装至压力隔板或直接安装至压力隔板。

根据本发明的另一实施方式，压力隔板在框架的区域中安装至机身结构，并且在机身结构内将压力彼此不同的两个区域分开。

例如，压力隔板将具有机舱压力的区域和具有环境压力的区域彼此分开。因而，机舱压力和环境压力具有不同的值，特别在飞行器的飞行期间具有不同的值。因而，机舱与机舱周围之间的压力差引起的压力载荷通过压力隔板引入机身结构。特别地，这样的压力载荷引入其他框架，并且随后经由该框架或经由第一梁元件和两个悬臂引入机身结构中。

根据本发明的另一实施方式，机身结构还包括具有第一悬臂和第二悬臂的第二梁元件，其中，第二梁元件沿机身结构的竖向方向延伸。因而，第一悬臂和第二悬臂从第二梁元件沿第二方向朝向框架突出。两个悬臂的第二方向以倾斜形式相对于机身结构的纵向方向以第二角布置。

可能的是第二角也位于水平面中，并且因而例如是在机身结构或飞行器的俯视图中测得的。此外，可能的是第二梁元件的第一悬臂和第二悬臂从该第二元件沿框架的方向突出，第一梁元件的两个悬臂从第一梁元件朝向同一框架突出。在俯视图中，第一方向和第二方向例如相对于纵向方向对称地布置。因而，第一角和第二角可以大小相同。由于除第一梁元件外还布置有第二梁元件，因此压力隔板可以相对于机身结构更加均匀地支承。这确保了作用于压力隔板的压力载荷有效地引入机身结构中。

根据本发明的另一实施方式，第二梁元件的两个悬臂的第二方向和第一梁元件的两个悬臂的第一方向位于水平面中和/或限定锐角。

例如，水平面是上面早已描述的水平面，该水平面由机身结构的纵向方向和水平方向确定，并且垂直于竖向方向定向。第一角以及第二角分别可以是锐角。此外，可能的是第一角和第二角之和形成锐角。

根据本发明的另一实施方式，第一角和第二角大小相同。

因而，可以提供第一梁元件或第二梁元件的相应悬臂关于纵向方向的对称定位从而将作用于压力隔板的载荷均匀地引入机身结构中。

可能的是第一梁元件或第二梁元件也沿机身结构或飞行器的水平方向或横向方向延伸，使得第一梁元件的第一端和第二端在水平方向上相继布置。特别地，可能的是水平面垂直于水平方向布置或定向。因而，相应的悬臂从第一梁元件或第二梁元件突出的第一方向和第二方向可以位于由机身结构的竖向方向和纵向方向确定的平面中。

根据本发明的另一方面，提供了一种包括上述机身结构的飞行器。

例如，机身结构因而可以是飞行器的一部分。例如，飞行器是飞机，特别是客运飞机或货运飞机。

根据本发明的实施方式，第一梁元件的两个悬臂的第一方向和机身结构的纵向方向以朝向飞行器的尾部距离减小的方式发散地延伸。

这是两个悬臂的第一方向相对于机身结构的纵向方向倾斜布置的结果，其中，例如，第一角为锐角。

根据本发明的另一方面，提供了一种制造机身结构的方法。在该方法的步骤中，提供压力隔板。在进一步的步骤中，将框架布置在压力隔板的后面。此外，在本发明的另外的步骤中，提供具有第一悬臂和第二悬臂的第一梁元件。在另外的步骤中布置第一梁元件使得该第一梁元件沿机身结构的竖向方向延伸。在另外的步骤中，对第一悬臂和第二悬臂进行定位使得两个悬臂从第一梁元件沿第一方向朝向框架突出同时两个悬臂的第一方向布置成相对于机身结构的纵向方向以第一角倾斜。

该方法的步骤可以以不同的顺序执行。此外，所述方法的步骤还可以适用于第二梁元件。

附图说明

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的机身结构的立体图。

图2示出了根据本发明的示例性实施方式的机身结构的后视图。

图3示出了根据本发明的另一示例性实施方式的机身结构的立体图。

图4示出了根据本发明的示例性实施方式的机身结构的侧视图。

图5示出了根据本发明的示例性实施方式的机身结构的俯视图。

图6示出了根据本发明的示例性实施方式的机身结构的前视图。

图7示出了具有根据本发明的示例性实施方式的机身结构的飞行器。

图8示出了制造根据本发明的示例性实施方式的机身结构的方法的流程图。

具体实施方式

附图中的表示是示意性的并且并不是按比例的。

如果在下面对附图的描述中，在不同附图中使用相似的附图标记，则这些附图标记指的是相同或相似的元件。然而，可以通过不同的附图标记来指示相同或相似的元件。

图1以立体图示出了机身结构1。该机身结构1包括压力隔板10和关于纵向轴线16布置在压力隔板10后面的框架11a。此外，机身结构1包括第一梁元件12，第一梁元件12具有第一悬臂13a和图1中未示出的第二悬臂。第一梁元件12沿机身结构1的竖向方向14延伸。例如，竖向方向14相对于纵向方向16成直角地布置。第一悬臂13a和第二悬臂13b从第一梁元件12沿第一方向15朝向框架11a突出。梁元件12和/或悬臂13a、13b以盘状形式或板状形式形成。两个悬臂13a，13b的第一方向15相对于机身结构1的纵向方向16以第一角α倾斜地布置。

此外，在图1中示出了机身结构1的外蒙皮23的一部分，外蒙皮沿着框架11a的延伸方向延伸。尾翼26也描绘在图1中并且相对于纵向方向16完全定位在压力隔板10的后面以及第一梁元件12的后面，第一梁元件12附连在压力隔板10处。第一悬臂13a位于梁元件12的第一端17处，其中，第一悬臂13a沿第一方向15延伸。第一梁元件12的第二悬臂13b位于第一梁元件12的第二端18处，其中，第二悬臂13b在图1中未示出。例如，所述第二悬臂13b也沿第一方向15延伸。由此，悬臂13a、13b也可以包括倾斜边缘或不规则形状和轮廓，使得两个悬臂大致沿第一方向15延伸。在具有例如平坦的或扁平形状的压力隔板10处附连有加强元件20。这些加强元件20可以同样为彼此平行地布置在压力隔板10的表面10a上的梁状或肋状元件。由此，加强元件20在压力隔板10的表面10a上例如平行于机身结构1的横向方向或水平方向21延伸。机身结构1还包括第二梁元件22，第二梁元件22同样包括第一悬臂13c和图1中未示出的第二悬臂。第二梁元件22的第一悬臂13c和第二悬臂从第二梁元件22沿第二方向24突出，并且因此朝向框架11a大致对准。第二梁元件22同样沿竖向方向14延伸并且第二梁元件22的第一悬臂13c和第二悬臂的第二方向24以倾斜的方式相对于机身结构1的纵向方向16以第二角β布置。

例如，第一角α或第二角β位于水平面中，其中，该水平面通过水平方向21和纵向方向16确定。因此，该水平面相对于竖向方向14垂直地布置。第一角α或第二角β可以是大小相同的。此外，第一方向15和第二方向24可以分别与纵向方向16限定锐角。还可能的是第一方向15和第二方向24也共同限定锐角。例如，第一角α和/或第二角β小于45°。优选地，第一角α和/或第二角β中的每一者在25°与35°之间。根据示例，第一角α和第二角β大体或完全为30°。

图2示出了机身结构1的后视图。可以认出压力隔板10以及在压力隔板的表面10a上延伸的加强元件20，其中，加强元件20平行于机身结构的水平方向21延伸。此外，示出了尾翼26，尾翼26相对于纵向方向16定位在压力隔板10后面。此外，同样如图1中描绘的，示出了将第一梁元件12的悬臂13a、13b相互连接的连接元件19。附加的连接元件19将第二梁元件22的两个悬臂13c、13d相互连接。由此，两个连接元件19和框架11a大体布置在一个平面中。连接元件19定位在尾翼26的区域中，尾翼26例如是飞行器的尾翼26。此外，在图2中描绘出了外蒙皮23的一部分，外蒙皮23紧靠着压力隔板10的外轮廓。例如，压力隔板10设计成平坦的或扁平的并且位于由竖向方向14和水平方向21确定的竖向平面中。

图3也以立体图示出了机身结构1。第一梁元件12和第二梁元件22以及连接元件19沿竖向方向14延伸。在第一梁元件12与连接元件19之间可以设置有凹部28a，该凹部通过连接元件19、两个悬臂13a、13b以及第一梁元件12界定。同样地，在第二梁元件22与连接元件19之间可以设置有凹部28b，该凹部通过连接元件19、第二梁元件22的两个悬臂13c、13d以及第二梁元件22自身界定。机身结构1可以包括所示附图中未描绘出的其他部件。例如，存在线缆线路、液压线路或其他结构部件。

图4示出了机身结构1的侧视图，其中，可以看到连接元件19将第一梁元件12的两个悬臂13a、13b相互连接并且相对于纵向轴线16布置在尾翼26的前缘26a后面。框架11a布置在连接元件19的区域中，其中，第一梁元件12的悬臂13a、13b朝向该框架延伸。此外，提供了位于压力隔板10的区域中的附加框架11b。第一梁元件12和连接元件19沿竖向方向14和/或垂直于纵向方向16延伸。此外，在图4中示出了机身结构1的外蒙皮23的一部分。例如为优化力或载荷的流动，从第一梁元件或第二梁元件至相应悬臂的过渡部可以具有半径34。

梁元件12具有以平行于竖向方向14的方式测得的高度H。第一悬臂13a具有上边缘32a，上边缘32a在侧视图中相对于水平面以14°的倾斜角布置。此外，第一悬臂13a包括下边缘33a，下边缘33a在侧视图中相对于水平面以9°的倾斜角布置。因此，第一悬臂13a的两个边缘32a、33a相对于水平面倾斜。第一悬臂13a关于竖向方向14的最大竖向延伸M为梁元件12的高度H的约六分之一。第一悬臂13a关于竖向方向14的最小竖向延伸N为梁元件12的高度H的约十分之一。从第一悬臂13a的最大竖向延伸M至最小竖向延伸N的过渡通过第一悬臂13a沿第一方向15的连续渐缩实现。

第二悬臂13b具有上边缘32b，上边缘32b相对于水平面以0°的角布置，即，上边缘32b不倾斜。此外，第二悬臂13b具有相对于水平面以约29°的倾斜角布置的下边缘33b。因此，仅第二悬臂13b的下边缘33b相对于水平面倾斜。第二悬臂13b关于竖向方向14的最大竖向延伸K为梁元件12的高度H的约七分之一。第二悬臂13b关于竖向方向14的最小竖向延伸J为梁元件12的高度H的约三十分之一。从第二悬臂13b的最大竖向延伸K至最小竖向延伸J的过渡通过第二悬臂13b沿第一方向15的连续渐缩实现。在侧视图中，两个悬臂13a、13b的长度X为梁元件12的高度H的约五分之一。由此，由于悬臂13a、13b在图4的成像平面中以倾斜方式突出，因此应考虑到这些尺寸或角可能是投影尺寸或角度。这在图5中所示的俯视图中指出。

图5示出了机身结构1的俯视图，其中，特别可以看到第一梁元件12的悬臂13a、13b的第一方向15以及第二梁元件22的悬臂13c、13d的第二方向24的延伸方向。特别地，第一梁元件12的第一悬臂13a和第二悬臂13b从第一梁元件沿第一方向15突出。由此，第一方向或两个悬臂13a、13b相对于纵向方向16倾斜地布置并且以由水平方向21和纵向方向16确定的水平面为参照。这对第二梁元件22的第一悬臂13c和第二悬臂13d延伸的第二方向24同样适用，其中，第二方向24也布置成相对于纵向方向或纵向轴线16倾斜。特别地，由此尾翼26与压力隔板10之间的距离可以减小。同时，可以确保关于稳定性和机械完整性的要求从而可以将作用于压力隔板10的压力载荷有效地引入机身结构1中。换句话说，以平坦形式设计的压力隔板10可以因第一梁元件12或第二梁元件22的悬臂的倾斜布置相对于纵向方向16向后移位从而使压力隔板至尾翼26仅具有极小的距离。这对悬臂13a、13b或13c、13d平行于纵向方向布置的构型是有利的。此外，在图5中，可以清楚地看到第一角α和第二角β的大小大体或完全相同。对角α、β的测量相对于纵向方向16进行。两个梁元件12、22在压力隔板10处的可能的连接点或接合点可以沿水平方向21布置使得图5中所示的俯视图的压力隔板10分成三个尺寸大致相等的区段。

图6示出了具有扁平的压力隔板10的机身结构1的前视图，其中，压力隔板10位于由水平方向21和竖向方向14确定的平面中。由此，压力隔板10特别将飞行器的具有不同压力——特别在操作状态期间具有不同压力——的两个区域分开。图6中所示的观察方向沿朝向尾部和/或朝向飞行器的尾翼26的方向指向。

图7示出了包括机身结构1的飞行器40。在飞行器40内，扁平的压力隔板10隔开具有不同压力的两个区域30a、30b。由此，区域30a在飞行器40的操作状态期间例如在飞行期间具有机舱压力，机舱压力大于区域30b中的环境压力。例如，区域30b位于飞行器40的尾部41处。图7还示出了第一梁元件12的悬臂13a、13b如何关于纵向方向16延伸超过尾翼26的前缘。这是可能的，因为这些悬臂分别相对于纵向方向16沿第一方向15或第二方向24对准，并且因此相对于纵向方向16倾斜地布置。梁元件12例如通过图7中未示出的加强元件20与压力隔板10相连接。

图8示出了制造机身结构1的方法的流程图。在该方法的步骤S1中，提供平坦的压力隔板10。在进一步的步骤S2中，将框架11a布置在压力隔板10后面。在进一步的步骤S3中，提供具有第一悬臂13a和第二悬臂13b的第一梁元件12。此外，在进一步的步骤S4中，进行第一梁元件12的布置使得第一梁元件12沿机身结构1的竖向方向14延伸。在该方法的进一步的步骤5中，进行第一悬臂13a和第二悬臂13b的对准使得两个悬臂13a、13b从第一梁元件13沿第一方向15朝向框架11a突出同时两个悬臂的第一方向15布置成相对于机身结构1的纵向方向16以第一角α倾斜。在进一步的步骤中，可以提供具有第一悬臂13c和第二悬臂13d的第二梁元件22。

另外，应该指出的是“包括”不排除任何其他元件或步骤，并且“一”或“一个”不排除多个或复数。还应该指出的是参照上面示例性实施方式中的一个示例性实施方式描述的特征或步骤还可以结合上述其他示例性实施方式的其他特征或步骤使用。权利要求中的附图标记不应解释为限制性的。

Claims

1.一种机身结构(1)，包括：

压力隔板(10)；

框架(11a)，所述框架(11a)布置在所述压力隔板(10)后面；

具有第一悬臂(13a)和第二悬臂(13b)的第一梁元件(12)；

其中，所述第一梁元件(12)沿所述机身结构(1)的竖向方向(14)延伸；

其中，所述第一悬臂(13a)和所述第二悬臂(13b)从所述第一梁元件(12)沿第一方向(15)朝向所述框架(11a)突出；并且

其中，所述第一和第二悬臂(13a，13b)的所述第一方向(15)布置成相对于所述机身结构(1)的纵向方向(16)以第一角(α)倾斜。

2.根据权利要求1所述的机身结构，

其中，所述第一悬臂(13a)布置在所述第一梁元件(12)的第一端(17)处并且所述第二悬臂(13b)布置在所述第一梁元件(12)的第二端(18)处。

3.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，

其中，所述第一角(α)位于相对于所述竖向方向(14)垂直地定位的水平面中。

4.根据权利要求3所述的机身结构，

其中，所述第一方向(15)和/或所述纵向方向(16)位于所述水平面中。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，

其中，所述压力隔板(10)具有平坦的形状。

6.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，

其中，所述第一悬臂(13a)和所述第二悬臂(13b)通过与所述第一梁元件(12)间隔开的连接元件(19)相互连接，所述连接元件平行于所述第一梁元件(12)沿所述竖向方向(14)延伸。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，

其中，在所述压力隔板(10)处附连有加强元件(20)，所述加强元件沿水平方向(21)延伸。

8.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，还包括：

多个加强元件(20)，所述多个加强元件(20)在所述压力隔板(10)的表面(10a)上沿所述水平方向(21)彼此平行地延伸。

9.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，

其中，所述压力隔板(10)在框架(11b)的区域中安装至所述机身结构(1)，并且将所述机身结构(1)内的压力不同的两个区域(30a，30b)彼此分开。

10.根据前述权利要求中的任一项所述的机身结构，还包括：

具有第一悬臂(13c)和第二悬臂(13d)的第二梁元件(22)；

其中，所述第二梁元件(22)沿所述机身结构(1)的所述竖向方向(14)延伸；

其中，所述第一悬臂(13c)和所述第二悬臂(13d)从所述第二梁元件(22)沿第二方向(24)朝向所述框架(11a)突出；并且

其中，所述第一和第二悬臂(13c，13d)的所述第二方向(24)布置成相对于所述机身结构(1)的所述纵向方向(16)以第二角(β)倾斜。

11.根据权利要求10所述的机身结构，

其中，所述第二梁元件(22)的所述第一和第二悬臂(13c，13d)的所述第二方向(24)和所述第一梁元件(12)的所述第一和第二悬臂(13a，13b)的所述第一方向(15)位于水平面中和/或限定锐角。

12.根据权利要求10或11所述的机身结构，

其中，所述第一角(α)和所述第二角(β)大小相同。

13.一种飞行器(40)，包括根据前述权利要求中的一项所述的机身结构(1)。

14.根据权利要求13所述的飞行器，

其中，所述机身结构(1)的所述纵向方向(16)和所述第一梁元件(12)的所述第一和第二悬臂(13a，13b)的所述第一方向(15)以朝向所述飞行器(40)的尾部(41)距离减小的方式分散地延伸。

15.一种制造机身结构(1)的方法，包括下述步骤：

提供压力隔板(10)(S1)；

将框架(11a)布置在所述压力隔板(10)后面(S2)；

提供具有第一悬臂(13a)和第二悬臂(13b)的第一梁元件(12)(S3)；

布置所述第一梁元件(12)使得所述第一梁元件(12)沿所述机身结构(1)的竖向方向(14)延伸(S4)；

将所述第一悬臂(13a)和所述第二悬臂(13b)定位成使得所述第一和第二悬臂(13a，13b)从所述第一梁元件(12)沿第一方向(15)朝向所述框架(11a)突出并且所述第一和第二悬臂(13a，13b)的所述第一方向(15)布置成相对于所述机身结构(1)的纵向方向(16)以第一角(α)倾斜(S5)。