CN106536348A - 飞机内衬部件、用于生产飞机内衬部件的方法及飞机组件 - Google Patents

Abstract

一种飞机内衬部件(10)，至少部分地由热塑性泡沫材料组成，并包括第一表面(12)和第二表面(16)，第一表面(12)在飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时面对飞机机舱(14)的内部，第二表面(16)在飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时背对飞机机舱(14)的内部。飞机内衬部件(10)的第二表面(16)包括至少一个支撑段(18a‑18d)和与支撑段(18a‑18d)相邻并相对于支撑段(18a‑18d)凹进的至少一个表面段(20a‑20e)。支撑段(18a‑18d)被定尺寸和布置为使得，当飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时，该支撑段至少在预定负载作用在飞机内衬部件(10)的第一表面(12)上时被支撑在飞机的主结构的元件(24a‑24d)上。

Description

飞机内衬部件、用于生产飞机内衬部件的方法及飞机组件

技术领域

本发明涉及飞机内衬部件、用于生产飞机内衬部件的方法及包括飞机内衬部件的飞机组件。

背景技术

飞机内衬部件用于飞机机舱的视觉设计。此外，它们形成存在于内衬部件和飞机结构之间的空间的机舱侧边界，该空间用作诸如飞机的电气线路、空气或水引导线路或者其它部件之类的大量部件的安装空间。目前安装在现代飞机中的内衬部件一般形成为例如在DE 10 2006 041 787 Al或US 2008/073465 Al、DE 10 2007 041 282 B4或US 2008/081400 Al、或者DE 10 2007 026 296 Al或WO 2008/148537 Al中描述的夹层部件，其具有芯部和施加到芯部的装饰层。

发明内容

本发明的目的在于明确提出一种与常规夹层板相比具有减小的重量的飞机内衬部件。此外，本发明的目的在于明确提出一种用于生产这样的飞机内衬部件的方法和一种包括飞机内衬部件的飞机组件。

该目的通过具有权利要求1的特征的飞机内衬部件、具有权利要求9的特征的用于生产飞机内衬部件的方法以及具有权利要求13的特征的飞机组件实现。

根据本发明的飞机内衬部件至少部分地由热塑性泡沫材料组成。所述飞机内衬部件包括第一表面，该第一表面在所述飞机内衬部件被安装在飞机中时面对飞机机舱的内部。另外，所述飞机内衬部件具有第二表面，该第二表面在所述飞机内衬部件被安装在飞机中时背对所述飞机机舱的内部，即面对所述飞机的主结构和外蒙皮。所述飞机内衬部件的所述第二表面包括至少一个支撑段和与所述支撑段相邻并相对于所述支撑段凹进的至少一个表面段。所述表面段可例如具有成凹形凹进的形状，但是也可以想到所述表面段的任何其它构造。所述支撑段被定尺寸和布置为使得，当所述飞机内衬部件被安装在飞机中时，所述支撑段至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上时被支撑在所述飞机的所述主结构的元件上。

与常规的夹层部件相比，所述飞机内衬部件因此被设计为使得，至少如果需要，即当被加载时，其被支撑在所述飞机的所述主结构的元件上。因此，所述飞机内衬部件所要满足的与所述飞机内衬部件的承载性能有关要求远远低于常规的夹层部件。于是，所述飞机内衬部件可有利地至少主要由热塑性泡沫材料生产。由此，所述飞机内衬部件可被相对简单且节约成本地生产，并且与常规的夹层部件相比特征在于减小的重量。通过将所述内衬部件的所述第二表面形成为具有相对于支撑段凹进的表面段，所述飞机内衬部件相对于常规的夹层部件的重量优势被进一步增加，因为所述飞机内衬部件在凹进的所述表面段的区域中比在所述支撑段的区域中具有更小的厚度。

此外，至少部分地由热塑性泡沫材料组成的所述飞机内衬部件与常规的夹层部件相比具有的优势在于，需要更少的不同材料来生产所述飞机内衬部件，并且所述飞机内衬部件可因此被更简单且节约成本地再利用。另外，所述飞机内衬部件的热塑性泡沫材料的显著特点是良好的吸声性能(即良好的隔音性能)以及良好的隔热性能。这使得能够可选择地减少通常被提供在所述飞机内衬和所述飞机主结构之间的主隔离部的体积并因而减少主隔离部的重量。

所述飞机的所述主结构的至少在被加载时用于支撑所述飞机内衬部件的元件可以例如是所述飞机主结构的平行于所述飞机的纵向轴线延伸的桁条。根据所述飞机内衬部件的尺寸，所述飞机内衬部件的所述第二表面也可以被提供有多个支撑段，该多个支撑段随后分别被定尺寸和布置为使得，在所述飞机内衬部件被安装在飞机中的状态下，该多个支撑段至少在被加载时被支撑在所述飞机的所述主结构的元件上，该元件优选为桁条。类似地，所述飞机内衬部件的所述第二表面也可以具有多个表面段。

当所述飞机内衬部件被安装在飞机中时，提供在所述飞机内衬部件的所述第二表面的区域中的所述支撑段可直接抵靠所述飞机的所述主结构中分配给该支撑段的元件。然而，替代于此，至少在没有负载作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上时，也可以提供在所述飞机内衬部件的所述支撑段与所述飞机主结构的所述元件之间的距离。该距离可以例如为大约5mm。随后可以在所述飞机内衬部件的所述支撑段与所述飞机主结构的所述元件之间布置例如通常能够压缩而不损坏的主隔离元件的一段。

然而，在所述飞机内衬部件的所述支撑段与所述飞机主结构的所述元件之间提供的距离必须在考虑所述飞机内衬部件的变形性能的同时被选择，以使得确保当预定的负载作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上时所述飞机内衬部件如所需要的那样被支撑在所述飞机主结构的所述元件上，并且因此所述飞机内衬部件以及由此所述支撑段沿所述飞机主结构的所述元件的方向被推动。为使所述飞机内衬部件的所述支撑段以负载传递的方式支撑在所述飞机主结构的元件上而必须作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上的预定负载可被限定为例如当人靠在所述飞机内衬部件的所述第一表面时施加到所述飞机内衬部件的第一表面上的手部负载(hand load)。

关于所述飞机内衬部件的基本形状，其可以具有与常规的夹层部件类似的形式。所述飞机内衬部件于是可利用现有紧固点被安装所述飞机结构上。于是不需要对紧固点进行复杂的重新配置，因此所述飞机内衬部件也可以作为替换部件被安装在现有的飞机中。

所述飞机内衬部件在所述支撑段的区域中可以被提供有内中空空间。因此，所述飞机内衬部件的重量可被进一步减小，而不过度影响部件的机械性能。如果需要或要求，所述中空空间的内表面可以被提供有增强结构，诸如增强肋等。

优选地，所述飞机内衬部件在其第一表面的区域中，即在所述飞机内衬部件的在所述飞机内衬部件被安装在飞机中时面对所述飞机机舱的内部的表面的区域中，被提供有防穿孔增强层。因此，可避免对所述飞机内衬部件的不期望的损坏。所述增强层可由例如纤维增强塑料材料组成，特别是碳纤维增强塑料材料。特别地，所述飞机内衬部件在其第一表面的区域中可被提供有由碳纤维增强再生塑料材料制成的增强层。所述防穿孔增强层可被形成为使得其也用作所述飞机内衬部件的所述第一表面的装饰层。然而，替代于此，也可以将另外的装饰层施加到所述增强层。

在所述飞机内衬部件的优选实施例中，窗口被形成在所述飞机内衬部件中。所述飞机内衬部件于是可作为侧衬板被用在飞机机舱中。如果需要，用于接收遮光板的接收通道也可被形成在所述飞机内衬部件中。所述接收通道可以例如为槽形的形式，并且具有能够在所述遮光板被打开并使形成在所述飞机内衬部件中的窗口露出时使所述遮光板被完全接收的长度。

在所述飞机内衬部件的第二表面的区域中，所述飞机内衬部件可被提供有吸声衬垫。所述吸声衬垫可包括例如吸声无纺织物，并进一步提高所述飞机内衬部件的隔音性能。另外地或替代于此，所述飞机内衬部件可在其第二表面的区域中被提供有用于从所述飞机内衬部件的所述第二表面去除冷凝水的通道。用于去除冷凝水的所述通道可例如由肋限定，该肋被形成在所述飞机内衬部件的所述第二表面的区域中，并且在所述飞机内衬部件被安装在飞机中时例如平行于所述飞机主结构的框架延伸，并因此能够实现冷凝水从所述飞机内衬部件的所述第二表面的重力驱动去除。从所述飞机内衬部件的所述第二表面经由所述通道去除的冷凝水可被聚集在例如所述飞机机舱的地板的区域中或地板下的区域中，并从所述飞机去除。通过从所述飞机内衬部件的所述第二表面针对性去除冷凝水，能够有效地防止所述飞机的被布置在所述飞机主结构与所述飞机内衬之间的所述主隔离元件被冷凝水浸湿并由此增加所述飞机的重量。

用于将机舱窗紧固至所述飞机内衬部件的保持件可以与所述飞机内衬部件一体地形成。另外地或替代于此，用于将窗环(window ring)紧固至所述飞机内衬部件的保持件和/或用于将结构窗紧固至所述飞机内衬部件的保持件可以与所述飞机内衬部件一体地形成。然而，也可以想到将所述窗环本身与所述飞机内衬部件一体地形成。所述保持件可被实现为例如被合并在所述热塑性泡沫中的注射成型件的形式。将保持件一体化在所述飞机内衬部件的热塑性泡沫材料中使得粘合连接能够被省去，并由于免除了零散的独立零件而有助于待借助所述保持件紧固的部件与所述飞机内衬部件的连接。

在所述飞机内衬部件的优选实施例中，导管与所述内衬部件一体地形成。所述导管可以是飞机空调系统的在所述飞机内衬部件的所述第二表面的区域中大致平行于所述飞机内衬部件的所述第二表面行进空调管。然而，替代于此，所述导管也可以是用于铺设电气线路的管等。另外地或替代于此，所述飞机空调系统的吹风箱可以与所述飞机内衬部件一体地形成。所述吹风箱可用于例如将经由空调管供应的空气吹入所述飞机机舱中在所述飞机内衬部件上方的区域中。

通过将导管和/或吹风箱一体化到所述飞机内衬部件中，待安装在飞机机舱中的独立部件的数量可进一步减少，并且因此简化这些部件在所述飞机机舱中的安装。然而，如果例如由于预设维护过程而需要与所述飞机内衬部件分立地形成例如以飞机空调系统的空调管和/或吹风箱形式构造的导管，所述飞机内衬部件可在其第二表面的区域中被提供有相应的用于接收所述导管和/或所述吹风箱的容纳部。此外，用于紧固所述导管和/或所述吹风箱的相应保持件可以被一体化在所述飞机内衬部件的泡沫材料中。

另外，仿生负载传递结构可以与所述飞机内衬部件一体地形成。所述仿生负载传递结构可以被实现为例如蜘蛛网状结构的形式，并被一体化在所述飞机内衬部件的热塑性泡沫材料中，以用作所述飞机内衬部件和所述飞机的其它部件之间的负载传递接口。例如，仿生负载传递结构可以在所述支撑段的区域中被一体化在所述飞机内衬部件的泡沫材料中，以便在负载情况下提高从所述飞机内衬部件向所述飞机主结构的相应元件的负载传递。此外，所述飞机内衬部件可以在其与所述飞机的主结构的紧固点的区域中被提供有仿生负载传递结构。

在优选的实施例中，所述飞机内衬部件至少部分地由聚偏二氟乙烯泡沫组成。例如由索尔维公司销售的商标为80000的聚偏二氟乙烯泡沫可被用于生产所述飞机内衬部件。该材料的特征在于良好的耐化学性、良好的抗紫外线性、良好的热稳定性以及良好的阻燃性。而且，根据工艺过程，该材料具有低相对密度并因此具有低重量、良好的隔热性能和触觉舒适性以及柔韧性，还有足够的机械强度。

在根据本发明的用于生产飞机内衬部件的方法中，热塑性泡沫材料被引入模具中。优选地，所述热塑性泡沫材料以小珠的形式被供给到所述模具中。所述模具可以例如是铝模具，其限定待生产的飞机内衬部件的负形(negative form)。被引入所述模具中的所述热塑性泡沫材料被挤压以形成包括第一表面和第二表面的内衬部件。挤压所述热塑性泡沫材料可以在高温下执行。所述飞机内衬部件的成形被执行以使得所述飞机内衬部件的所述第二表面具有至少一个支撑段和与所述支撑段相邻并相对于所述支撑段凹进的至少一个表面段。所述支撑段被定尺寸和布置为使得，当所述飞机内衬部件被安装在飞机中时，所述支撑段至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上时被支撑在所述飞机的主结构的元件上。

所述飞机内衬部件可在所述支撑段的区域中被提供有内中空空间。为此目的，例如对应形状的主体可被提供在所述模具中或者被引入所述模具中。此外，所述飞机内衬部件可在其第一表面的区域中被提供有防穿孔增强层。窗口和/或用于接收遮光板的接收通道可被形成在所述飞机内衬部件中。这些元件也优选地已在成形过程期间由所述模具的对应设计生产。最后，所述飞机内衬部件可在其第二表面的区域中被提供有吸声衬垫和/或用于从所述飞机内衬部件的所述第二表面去除冷凝水的通道。

用于将机舱窗紧固至所述飞机内衬部件的保持件、用于将窗环紧固至所述飞机内衬部件的保持件、用于将结构窗紧固至所述飞机内衬部件的保持件、窗环、导管、飞机空调系统的吹风箱和/或仿生负载传递结构可被引入所述模具中并与所述热塑性泡沫材料压在一起，以将这些部件与所述飞机内衬部件一体地形成。

优选地，用于生产所述飞机内衬部件的所述热塑性泡沫材料为聚偏二氟乙烯泡沫。

根据本发明的飞机组件包括上述飞机内衬部件。此外，所述飞机组件包括所述飞机的主结构的元件，所述飞机内衬部件在所述飞机组件中相对于所述飞机的所述主结构的元件被布置为使得，所述飞机内衬部件的所述支撑段至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件的所述第一表面上时被支撑在所述飞机的所述主结构的所述元件上。所述飞机的所述主结构的所述元件可例如是所述飞机主结构的桁条。

在优选的实施例中，所述飞机组件进一步包括布置在所述飞机内衬部件和所述飞机的所述主结构的所述元件之间的主隔离元件。

所述飞机内衬部件可借助粘扣带(hook-and-loop tape)被紧固至所述飞机的所述主结构。这特别在所述飞机内衬部件具有一定的柔性时是可能的，一定的柔性能够实现粘扣带到所述主结构的附接，特别是到所述主结构的桁条的附接。

附图说明

现在将借助所附示意图更详细地说明本发明的优选实施例，其中

图1示出飞机内衬部件的三维视图，

图2示出被安装在飞机中时的根据图1的飞机内衬部件，

图3示出根据图1的飞机内衬部件的剖视图，和

图4示出根据图1的飞机内衬部件的窗区域的剖视图。

具体实施方式

图1中所示的飞机内衬部件10包括由热塑性泡沫材料组成的基础结构。特别地，飞机内衬部件由聚偏二氟乙烯泡沫制成。为生产飞机内衬部件10，热塑性泡沫材料以小珠的形式被引入模具中并随后在高压和高温下被压成所需的形状。飞机内衬部件10包括第一表面12，该第一表面12在飞机内衬部件10被安装在飞机中时面对飞机机舱14的内部，参见图3。飞机内衬部件10的与第一表面12相反的第二表面16在飞机内衬部件10被安装在飞机中时背对飞机机舱14的内部，这在图1和图2中详细例示。

飞机内衬部件10的第二表面16被提供有四个支撑段18a-18d。分别相对于支撑段18a-18d凹进的表面段20a-20e与支撑段18a-18d相邻延伸。因此，飞机内衬部件10在表面段20a-20e的区域中比在支撑段18a-18d的区域中具有更小的厚度。这使飞机内衬部件10的重量能够最优化。飞机内衬部件10的进一步的重量优化通过为飞机内衬部件10在支撑段18a-18d的区域中提供内中空空间22a-22d来实现，特别参见图1和图3。

如在图2和图3中最佳可见，支撑段18a-18d被定尺寸和布置为使得，在飞机内衬部件10被安装在飞机中时，它们可被支撑在飞机的主结构的以桁条形式构造的元件24a-24d上。因此，不再需要将飞机内衬部件10定尺寸为使得作用在飞机内衬部件10上的所有可能负载都能够由飞机内衬部件10自身承载。相反，作用在飞机内衬部件10上的负载能够经由支撑段18a-18d传递到飞机主结构的元件24a-24d。这能够实现由聚偏二氟乙烯泡沫材料制成的飞机内衬部件10的轻重量设计。飞机内衬部件10与飞机主结构的元件24a-24d一起形成飞机组件100，参见图2。

原则上，可以想到将飞机内衬部件10的支撑段18a-18d形成为使得，在飞机内衬部件10被安装在飞机中时，它们直接抵靠飞机主结构的元件24a-24d。然而，有利地，当没有负载作用在飞机内衬部件10的第一表面12上时，支撑段18a-18d被布置在与飞机主结构的元件24a-24d相距预定距离处。支撑段18a-18d和飞机主结构的相应元件24a-24d之间的距离例如可以为5mm，参见图3。这使得能够在飞机内衬部件10和飞机主结构的元件24a-24d之间布置主隔离元件(图中未示出)。然而，提供在支撑段18a-18d和飞机主结构的元件24a-24d之间的距离应被定尺寸为使得，在预定负载作用在飞机内衬部件10的第一表面12上时，支撑段18a-18d开始抵靠飞机主结构的元件24a-24d，并因而确保飞机内衬部件10的负载传递支撑。预定负载可被限定为例如当人靠在飞机内衬部件10的第一表面12时作用在飞机内衬部件10的第一表面12上的手部负载。

在飞机内衬部件10的第一表面12的区域中，飞机内衬部件10被提供有防穿孔增强层26，见图3。增强层26由碳纤维增强再生塑料材料组成并同时形成确保飞机内衬部件10的美观的装饰层。

在图中所示的实施例中，飞机内衬部件10以侧衬板的形式构造，并被提供有窗口28。窗口28利用面对飞机机舱内部的机舱窗30和面对飞机的主结构的结构窗32以常规方式闭合，见图4。此外，提供有具有把手36的遮光板34，遮光板34可在把手36处被抓握并在闭合位置与打开位置之间移动。当遮光板34处于其使窗口28露出的打开位置时，遮光板34被接收在形成于飞机内衬部件10中的接收通道38中。

在图中所示的飞机内衬部件10的实施例中，环绕窗口28的窗环40与飞机内衬部件10分立地形成。然而，也可以想到将窗环40与飞机内衬部件10一体地形成。同样，如图中所示，用于将机舱窗30紧固至飞机内衬部件10的保持件42、用于将窗环40紧固至飞机内衬部件10的保持件44，和用于将结构窗32紧固至飞机内衬部件10的保持件46可以不被形成为分立的部件，而是与飞机内衬部件10一体地形成。为此目的，可以例如被实现为注射成型部件的形式的保持件42、44、46，可以在合适的模具中与飞机内衬部件10的热塑性泡沫材料压在一起。

以类似的方式，在图1中仅示意性地示出的以例如蜘蛛网形式构造的仿生负载传递结构48可以通过以下方式与飞机内衬部件10一体地形成，即将仿生负载传递结构48与限定飞机内衬部件10的热塑性泡沫材料一起引入模具中并且随后将其与热塑性泡沫材料一起挤压。

飞机内衬部件10的热塑性泡沫材料已具有良好的隔音性能。然而，为进一步提高飞机内衬部件10的吸声性能，飞机内衬部件10在其第二表面16的区域中被附加地提供有吸声衬垫50。吸声衬垫50被实现为吸声无纺织物的形式。

此外，同样在图1中仅示意性地示出的，飞机内衬部件10在其第二表面16的区域中被提供有通道52，用于从飞机内衬部件10的第二表面16去除冷凝水。当飞机内衬部件10被安装在飞机中时，通道52平行于飞机主结构的框架54延伸(见图2)，从而能够将聚集在飞机内衬部件10的第二表面16的区域中的冷凝水沿飞机机舱15的地板或地板下区域的方向进行重力驱动去除。通过提供用于去除飞机内衬部件10的第二表面16的区域中的冷凝水的通道52，能够有效地防止布置在飞机内衬部件10和飞机主结构之间的主隔离元件被冷凝水浸湿并由此以不期望的方式增加飞机的重量。

最后，如从图1和图2中清楚的，飞机内衬部件10在其第二表面16的区域中被提供有用于接收导管58的容纳部56。导管58是飞机空调系统的空调管，其第一端被连接到飞机空调系统的空调单元，并且其第二端通向吹风箱60。由空调系统的空调单元产生的空调空气可经由吹风箱60被吹入飞机机舱14中在飞机内衬部件10上方的区域中。在图中所示的布置中，导管58和吹风箱60与飞机内衬部件10分立地实现。然而，也可以想到将这两个部件或者将至少用于将这两个部件紧固到飞机内衬部件10的保持件与飞机内衬部件10一体地形成。

飞机内衬部件10可经由提供在飞机的主结构上的现有的紧固点连接到飞机的主结构。然而，替代于此，也可以想到借助粘扣带将飞机内衬部件10紧固至飞机的主结构，例如紧固至以桁条形式构造的主结构元件24a-24d。然而，为此目的，内衬部件10应具有一定的柔韧性。

Claims (15)

1.一种飞机内衬部件(10)，其至少部分地由热塑性泡沫材料组成，并且包括：

第一表面(12)，该第一表面(12)在所述飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时面对飞机机舱(14)的内部；和

第二表面(16)，该第二表面(16)在所述飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时背对所述飞机机舱(14)的内部，并且该第二表面(16)包括至少一个支撑段(18a-18d)和与所述支撑段(18a-18d)相邻并相对于所述支撑段(18a-18d)凹进的至少一个表面段(20a-20e)，所述支撑段(18a-18d)被定尺寸和布置为使得，当所述飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时，所述支撑段(18a-18d)至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件(10)的所述第一表面(12)上时被支撑在所述飞机的主结构的元件(24a-24d)上。

2.根据权利要求1所述的飞机内衬部件，其特征在于，所述飞机内衬部件(10)在所述支撑段(18a-18d)的区域中被提供有内中空空间(22a-22d)。

3.根据权利要求1或2所述的飞机内衬部件，其特征在于，所述飞机内衬部件(10)在其第一表面(12)的区域中被提供有防穿孔增强层(26)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞机内衬部件，其特征在于，窗口(28)和/或用于接收遮光板(34)的接收通道(38)被形成在所述飞机内衬部件(10)中。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞机内衬部件，其特征在于，所述飞机内衬部件(10)在其第二表面(16)的区域中被提供有吸声衬垫(50)和/或用于从所述飞机内衬部件(10)的所述第二表面(16)去除冷凝水的通道(52)。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞机内衬部件，其特征在于，

用于将机舱窗(30)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(42)、用于将窗环(40)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(44)、用于将结构窗(32)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(46)、导管(58)和/或飞机空调系统的吹风箱(60)与所述飞机内衬部件(10)一体地形成。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞机内衬部件，其特征在于，仿生负载传递结构(48)与所述飞机内衬部件(10)一体地形成。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞机内衬部件，其特征在于，所述飞机内衬部件(10)至少部分地由聚偏二氟乙烯泡沫组成。

9.一种用于生产飞机内衬部件(10)的方法，具有以下步骤：

将热塑性泡沫材料引入模具中；

挤压引入所述模具中的所述热塑性泡沫材料以形成包括第一表面(12)和第二表面(16)的飞机内衬部件(10)，所述第二表面(16)包括至少一个支撑段(18a-18d)和与所述支撑段(18a-18d)相邻并相对于所述支撑段(18a-18d)凹进的至少一个表面段(20a-20e)，所述支撑段(18a-18d)被定尺寸和布置为使得，当所述飞机内衬部件(10)被安装在飞机中时，所述支撑段(18a-18d)至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件(10)的所述第一表面(12)上时被支撑在所述飞机的主结构的元件(24a-24d)上。

10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，

所述飞机内衬部件(10)在所述支撑段(18a-18d)的区域中被提供有内中空空间(22a-22d)，

所述飞机内衬部件(10)在其第一表面(12)的区域中被提供有防穿孔增强层(26)，

窗口(28)和/或用于接收遮光板(34)的接收通道(38)被形成在所述飞机内衬部件(10)中，和/或

所述飞机内衬部件(10)在其第二表面(16)的区域中被提供有吸声衬垫(50)和/或用于从所述飞机内衬部件(10)的所述第二表面(16)去除冷凝水的通道(52)。

11.根据权利要求9或10所述的方法，其特征在于，

用于将机舱窗(30)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(42)、用于将窗环(40)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(44)、用于将结构窗(32)紧固至所述飞机内衬部件(10)的保持件(46)、导管(58)、飞机空调系统的吹风箱(60)和/或仿生负载传递结构(48)被引入所述模具中并与所述热塑性泡沫材料挤压在一起。

12.根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其特征在于，所述热塑性泡沫材料为聚偏二氟乙烯泡沫。

13.一种飞机组件，具有：

根据权利要求1至8中任一项所述的飞机内衬部件(10)；和

所述飞机的主结构的元件(24a-24d)，所述飞机内衬部件(10)相对于所述飞机的所述主结构的所述元件(24a-24d)被布置为使得，所述飞机内衬部件(10)的所述支撑段(18a-18d)至少在预定负载作用在所述飞机内衬部件(10)的所述第一表面(12)上时被支撑在所述飞机的所述主结构的所述元件(24a-24d)上。

14.根据权利要求13所述的飞机组件，其特征在于布置在所述飞机内衬部件(10)和所述飞机的所述主结构的所述元件(24a-24d)之间的主隔离元件。

15.根据权利要求13或14所述的飞机组件，其特征在于，所述飞机内衬部件(10)借助粘扣带被紧固至所述飞机的所述主结构。