CN106573675A - 飞行器机身的压力舱壁 - Google Patents

Abstract

描绘和描述了一种用于飞行器机身的压力舱壁(1)，其具有蒙皮元件(3)和加强组件(5)，所述蒙皮元件具有第一表面(7)和第二表面(9)以及周向边缘(11)和中心轴线(13)，所述加强组件具有多个径向设置的加强组件(15)，所述加强组件沿着所述第一表面(7)在径向方向中在所述蒙皮元件(3)的边缘(11)处的外端部(17)和面向所述中心轴线(13)的内端部(19)之间延伸，其中，当在沿着所述中心轴线(13)径向延伸的横截面中观察时，每个径向设置的加强组件(15)限定了第一轮廓线(23)并且限定了与所述第一轮廓线相对地定位的第二轮廓线(25)，其中每个轮廓线(23，25)从径向设置的加强组件(15)的外端部(17，19)延伸到其内端部，并且其中所述加强组件(5)以其第一轮廓线(23)搁置在所述蒙皮元件(3)的第一表面(15)上。本发明的目的是提供一种用于飞行器机身的压力舱壁，其能够以尽可能有效的方式吸收出现的压力载荷，所述目的由以下方式实现，每个第一和/或第二轮廓线(23，25))具有从所述外端部(17)朝向所述内端部(19)的方向的凸起路径，在所述凸起路径中所述第一轮廓线(23)和所述第二轮廓线(25)之间的距离切线地连续地增大。

Description

飞行器机身的压力舱壁

技术领域

本发明涉及一种用于具有蒙皮元件并具有加强组件的航空器机身的压力舱壁。压力舱壁最常用于飞行器机身的尾部，以便将暴露于压力的舱室从飞行器的尾部密封，飞行器的尾部不暴露于压力并且具有环境压力，这基本上取决于高度。因此，在从其圆周方向上观察时，压力舱壁具有基本上圆形的形状，其适应于机身的内壁。

蒙皮元件具有第一表面、与第一表面相对定位的第二表面、周向边缘和中心轴线。因此，在第一和第二表面中，一个表面朝向压力侧，也就是说，朝向舱室或相应地加压舱室，并且另一个表面朝向远离舱室的方向、朝向飞行器机身的尾部。所述边缘连接到其中压力舱壁插入或将要插入的飞行器机身结构，或者所述边缘分别适应于所述机身结构的内圆周。所述中心轴线大致垂直于第一和第二表面延伸、并且平行于或大致平行于飞行器机身的纵向轴线延伸。

所述加强组件具有多个径向设置的加强元件，它们沿着蒙皮元件的第一表面延伸并且抵靠着蒙皮元件，在蒙皮元件的边缘处的外端部与面向中心轴线的内端部之间沿径向方向延伸。因此，所述内端部是径向设置的加强元件的最靠近中心轴线的端部。因此，内端部可以位于中心轴线上，例如，当多个径向设置的加强元件在其内端部部彼此连接时的情况。可以在蒙皮元件中在径向设置的加强元件的内端部和中心轴线之间设置通道开口，通过该通道开口，例如电缆和软管或管道的开口系统可以从舱室延伸到尾部。

在从沿着中心轴线径向延伸的横截面中、即在径向设置的加强元件的外端部和内端部之间延伸的横截面中观察时，每个周向设置的加强元件限定了第一轮廓线，并且限定了位于第一轮廓线对面的第二轮廓线。在这种情况下，每个轮廓线从径向设置的加强元件的外端部延伸到其内端部。同时，所述轮廓线形成径向设置的加强元件的外边界线。所述加强组件，也就是说所述径向设置的加强元件，以其第一轮廓线搁置在蒙皮元件的第一表面上。同时，没有附加的蒙皮元件沿着第二轮廓线放置在加强元件上。

背景技术

从现有技术中已知一些这种类型的压力舱壁或类似的压力舱壁。在当前普遍使用的压力舱壁的情况下，蒙皮元件与固定到其上的加强元件一起具有明显的圆顶形曲率，以便能够最好地吸收在舱室压力和压力舱壁所暴露的环境压力之间的压力载荷。因此，加强元件以径向方式设置在蒙皮元件的凸起表面上，其中加强元件沿着其整个路径具有恒定的厚度，也就是说，在所述元件的第一和第二轮廓线之间的距离不改变，由此第一和第二轮廓线的延伸使得它们基本上彼此平行。然而，这种压力舱壁构造的缺点在于，一方面，压力舱壁由于其明显的曲率而占据大量空间，其中所述曲率内的空间为了安全的原因通常是不使用的，另一方面，作为纤维复合工件的压力舱壁的制造是非常复杂的，因为将加强元件设置和附接到所述凸起的蒙皮元件是非常复杂的。

为此，在现有技术中已经进行了各种尝试来制造不是凸起的压力舱壁，其蒙皮元件因而在平面中延伸，没有曲率或仅具有非常小的曲率。

US6,443,392B1中描述了这种不具有曲率的压力舱壁，其具有平坦的蒙皮元件，该蒙皮元件沿着边缘被圆周地支撑，并且相对于机身结构在其中部被多个支撑构件支撑。然而，具有这种设计的压力舱壁需要大量的部件，特别是加强元件，所有这些都必须组装并且涉及不期望的沉重重量。

US2009/0242701A1公开了另一种用于具有无曲率横截面的压力舱壁的替代方案，其中平坦的蒙皮元件由包括彼此垂直延伸的加强元件的框架支撑。从US 2014/0124622A1也已知具有类似设计的压力舱壁。然而，在实践中，压力舱壁的这种构造具有各种缺点，特别是增加了其组装复杂性以及不期望的沉重重量。

DE 10 2012 005 451 A1公开了一种具有夹层结构的压力舱壁，其中两个彼此相对放置的蒙皮元件具有呈透镜形式的轻微曲率并且在它们之间装有泡沫芯。尽管已经证明透镜形横截面对于结构载荷是有利的，也就是说，由于这种结构，压力载荷可以很好地和容易地被吸收和传递，并且在具有夹层结构的压力舱壁的情况下，即具有密封在两个蒙皮元件之间的结构的情况下，它具有相对轻重量的设计，不利的是，所述芯不能容易地检查，例如对于常规检查。

最后，从DE 10 2010 018 933 A1中已知一种压力舱壁，其公开了一种平面蒙皮元件和多个径向延伸的加强元件，并且这些加强元件搁置在蒙皮元件的第一表面上。在背离蒙皮元件的一侧上，加强元件具有第一轮廓线，该第一轮廓线从中心轴线分段地升高，其中，第一轮廓线和抵靠蒙皮元件的第二轮廓线之间的距离增大。然而，已经发现，第一轮廓线的这种不连续的路径，其在截面中逐渐增大，不能够使压力载荷被最佳地吸收或者被传递到机身结构。这又导致以下结果：压力舱壁的尺寸必须被设计以便吸收所产生的载荷，使得必须使用不理想的大量材料，并且因此也导致不理想的沉重重量。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种用于飞行器机身的压力舱壁，其能够以尽可能有效的方式(也就是说，以尽可能少的材料和重量)吸收出现的压力载荷，并且可以将所述压力载荷传递到飞行器保险丝结构。

该目的是这样实现的，第一和/或第二轮廓线具有在从外端部朝向内端部的方向中的凸起路径，其中在第一轮廓线和第二轮廓线之间的距离切线地连续地增大。这不排除提供附加的加强元件，其中第一或第二轮廓线不具有上述形状。因此，该想法是这样设计径向布置的加强元件，使得所述元件的径向横截面具有或分别具有至少沿着其轮廓线的透镜形状的路径，或者具有部分透镜形状的路径。如何形成另一个轮廓线以及两个轮廓中的哪一个表示第一轮廓，也就是说，两个轮廓线中的哪一个抵靠所述蒙皮元件，在这一点上可以保持为开放的、并且是各种实施例的主题。在这种情况下，也可以规定，第一和/或第二轮廓线在各区段中具有弯曲的路径，其中每个区段具有与相邻区段不同的曲率。

在径向布置的加强元件具有这种形状的情况下，可以特别有效地吸收暴露于压力舱室的压力载荷，特别是由压力载荷所引起的弯曲力矩和冲击载荷，并且传递到飞行器机身结构，使得有可能使用最少的材料、并且因此也是最小的压力舱壁重量。

在优选实施例中，在从外端部向内端部观察时，第一轮廓线和/或第二轮廓线具有悬链曲线的形式。因此，所述悬链曲线可以定义如下：

其中所述x轴在径向方向上延伸，使得其垂直于所述中心轴线，其中所述y轴延伸为使得其垂直于所述x轴、并且因此垂直于所述中心轴线，其中a表示放大因子，其中x₀表示顶点到中心轴的距离，并且y₀表示沿着中心轴线的位移。以悬链曲线形式设计的径向设置的加强元件可以将在加强组件(即在径向设置的加强元件)中产生的弯曲载荷和拉伸载荷通过在压力舱壁的两侧上的压力差以特别有效的方式传递。

在一个替代实施例中，在从外端部向内端部观察时，第一轮廓线和/或第二轮廓线具有抛物线的形式。优选地选择抛物线的形状，使得所述形状大致对应于由在压力舱壁两侧上的压力差引起的在压力舱壁中的弯曲力矩的路径。径向设置的加强元件也可以设计成具有抛物线形状，它们可以以特别有效的方式传递所出现的载荷。

在另一个实施例中，在从外端部向内端部观察时，第一和/或第二轮廓线具有圆的一部分的形式。径向布置的加强元件也可以设计成具有圆的一部分的形状，其可以以特别有效的方式传递载荷。

根据一个优选实施例，第一轮廓线具有在从外端部朝向内端部的方向中延伸的凸起路径，其中在第一轮廓线和第二轮廓线之间的距离切线地连续地增大。另一方面，第二轮廓线具有直线的路径，也就是说，不弯曲。加强组件相对于蒙皮元件的这种布置适于以特别有效的方式吸收和传递力。

根据一个替代实施例，第一轮廓线和第二轮廓线都具有在从外端部朝向内端部的方向中延伸的凸起路径，其中第一轮廓线和第二轮廓线之间的距离切线地连续地增大。加强组件相对于蒙皮元件的这种布置可以以特别有效的方式传递力。

在这样做时，当第一表面朝向机身的压力侧、也就是说朝向机舱时，是特别优选的。换句话说，蒙皮元件以这样的方式设置，使得来自舱室的压力直接施加在蒙皮元件的凹侧上。

根据一个替代实施例，第二轮廓线具有在从外端部朝向内端部的方向中延伸的凸起路径，其中第一轮廓线和第二轮廓线之间的距离切线地连续地增大。然而，在这种情况下，第一轮廓线具有直的、也就是说不弯曲的路径。在加强组件相对于蒙皮元件的这种布置的情况下，可以以特别有效的方式传递载荷。

因此，特别优选的是，当提供附加的加强组件时，该附加的加强组件抵靠蒙皮元件的第二表面，并且以类似于所述加强组件的方式设计。在上下文中，“类似地”优选地是指对称的，其中蒙皮元件限定对称轴线，但是也可以表示相对于加强装置不对称的附加加强组件的结构。可以使用附加的加强元件以特别有效的方式传递载荷。还可以优选地设置成，当沿平行于中心轴线的方向观察时，所述附加的加强组件不与所述加强组件对准，因为特别是可以以这种方式改善蒙皮元件的弯曲行为。

因此，当第二表面朝向机身的压力侧、也就是说机舱的压力侧时，也是特别优选的。以这种方式，来自舱室的压力沿第二轮廓线的凸起侧的方向施加，结果由此可以以特别有效的方式传递载荷。

在一个优选实施例中，加强元件具有一个或多个切向设置的加强元件，这些加强元件优选地彼此均匀地间隔开，并且沿着蒙皮元件的第一表面围绕中心轴线在切线方向上延伸，以及从第一轮廓线延伸到第二轮廓线。在这种情况下，切向设置的加强元件与径向设置的加强元件形成交叉点，其中切向设置的加强元件或者固定到径向设置的加强元件、或者与它们形成整体部件。通过切向设置的加强元件，多个径向设置的加强元件可以彼此连接，因此，载荷可以更好地分布在整个加强组件上，使得加强组件具有更强的抵抗力和有效的设计。

在这样做时，特别优选的是，当径向布置的加强元件和切向设置的加强元件相交的两个或更多个交叉点通过对角线布置的加强元件彼此互连。对角线布置的加强元件沿着蒙皮元件的第一表面从第一轮廓线延伸到第二轮廓线，并且在径向布置的加强元件和切向布置的加强元件之间延伸。在这种情况下，各个径向布置的加强元件或切向布置的加强元件可以由位于交叉点外侧的点处的对角线布置的加强元件相交。通过径向布置的加强元件与切向布置的加强元件以及对角线布置的加强元件的组合，产生大致仿生的形式，如在自然界中经常出现的，例如在植物诸如睡莲的叶子的情况下。这种形式是特别有抵抗力的，并且特别有效地将力发布在径向、切向和对角线设置的加强元件之间。

在另一优选实施例中，压力舱壁至少部分地且优选地完全由纤维加强复合材料形成，优选由碳纤维加强材料形成。或者，压力舱壁至少部分地且优选地完全由金属材料形成，优选为铝。在这种情况下，压力舱壁优选地设计成具有整体结构，也就是说，作为单个的、连贯的整体部件。在纤维加强复合材料的情况下，例如，可以使用“真空辅助树脂传递模塑”(VaRTM)方法或使用在高压釜中固化的预浸料元件形成该舱壁，在金属材料的情况下，可以例如从金属块研磨、或者通过“叠层制造技术”(ALM)形成该舱壁。也可以设想，所述加强组件，也就是具体地说所述径向布置的加强元件，可以焊接到蒙皮元件上，这可以例如使用“激光束焊接”方法来实现。

在另一优选实施例中，径向设置的加强元件和/或切向设置的加强元件和/或对角线设置的加强元件被设计为T外廓线的形式，或优选地为TT外廓线的形式，或优选地为TY外廓线的形式。因此，从机械角度看，TT外廓线和TY外廓线优于T外廓线。至少当使用纤维加强复合材料时，TY外廓线相对于TT外廓线是优选的，因为在TY外廓线的情况下，更容易插入或移除所制造的芯材，所述制造的芯材在固化过程中作为各个外廓线之间的支撑件是需要的。替代地或附加地，径向布置的加强元件和/或切向布置的加强元件和/或对角线布置的加强元件也可以设计成TL或C外廓线的形式。还优选的是，加强组件，即径向、切向和对角线设置的加强元件，被设计成夹层设计。因此，径向、切向和对角线设置的加强元件优选地具有封闭的外廓线，例如帽子状外廓线或Ω外廓线。

根据另一优选实施例，用于连接径向设置的加强元件的多个连接元件在径向布置的加强元件的外端部处设置在飞行器机身结构的纵梁上。因此，连接元件可以形成径向设置的加强元件的外端部的一部分，或者可以连接到径向设置的加强元件的外端部。径向布置的加强元件优选地被设计成使得它们可以连接到飞行器机身结构，特别是连接到纵梁，而不将围绕切向方向旋转的弯曲力矩传递到飞行器机身结构，而是仅将拉伸力或压力传递到飞行器机身结构。在这种情况下，连接元件优选地形成内轮廓线和外轮廓线的一部分或其延伸。然而，在具体实施例中，以这样的方式设计连接元件也是有用的：代替上述的到机身的无扭矩连接，选择到机身的抗扭矩连接，其中围绕切向方向旋转的弯曲力矩被从压力舱壁传递到飞行器机身结构。

附图说明

下面基于附图更详细地描述本发明的示例性实施例。附图为：

图1是根据本发明的具有径向和切向设置的加强元件的压力舱壁的示例性实施例的透视图，

图2是图1的压力舱壁的第二透视图的细节，

图3是根据本发明的具有凸的第一轮廓线和直的第二轮廓线的压力舱壁的实施例的示意性侧视图，

图4是根据本发明的具有凸的第一和第二轮廓线的压力舱壁的实施例的示意性侧视图，

图5是根据本发明的具有凸出的第二轮廓线和直的第一轮廓线的压力舱壁的示例性实施例的示意性侧视图，

图6是根据本发明的具有凸的第二轮廓线、直的第一轮廓线以及附加的加强元件的压力舱壁的示例性实施例的示意性侧视图，和

图7是压力舱壁的示例性实施例的切向区段部分的示意性俯视图，所述压力舱壁具有径向设置的加强元件、切向设置的加强元件和对角线设置的加强元件。

具体实施方式

图1示出了用于飞行器机身的压力舱壁1。压力舱壁1具有蒙皮元件3和加强组件5。

蒙皮元件3具有第一表面7和与第一表面7相对定位的第二表面9。此外，蒙皮元件3具有抵靠飞行器机身的内圆周的周向边缘11以及中心轴线13，所述中心轴线延伸为使得其大致垂直于蒙皮元件3并且大致平行于安装有压力舱壁1的飞行器机身的纵向轴线。

加强组件5具有多个径向设置的加强元件15，它们沿着蒙皮元件3的第一表面7延伸并且抵靠所述蒙皮元件，以及在径向方向上在蒙皮元件3的边缘11处的外端部17和面向中心轴线13的内端部19之间延伸。图1和图2所示的示例性实施例具有位于内端部19和中心轴线13之间的开口21，用于使系统通过压力舱壁1。

在沿中心轴线13径向延伸的横截面中看时，每个径向设置的加强元件15限定了第一轮廓线23，并且限定了与第一轮廓线23相对定位的第二轮廓线25。每个轮廓线23、25从径向设置的加强元件15的外端部17延伸到内端部19。加强组件5以其第一轮廓线23搁置在蒙皮元件3的第一表面7上。没有附加的蒙皮元件沿第二轮廓线25抵靠加强组件5，使得在径向设置的加强元件15之间的空间可从该侧接近。

如图1和2所示，除了径向布置的加强元件15之外，加强组件5还具有多个切向设置的加强元件27，所述加强元件27彼此均匀地间隔开，并且在围绕中心轴线13的切线方向上沿着蒙皮元件3的第一表面7延伸并且从第一轮廓线23延伸到第二轮廓线25，由此与径向设置的加强元件15形成交叉点29。在图1和2所示的示例性实施例中，径向和切向设置的加强元件15、27设计成TY外廓线的形式，然而它们也可以设计成TT或T外廓线的形式。在本示例性实施例中，整个压力隔壁1完全由纤维加强复合材料、特别是碳纤维加强材料形成，但也可以由金属材料形成。

如图3至图6所示，通常，第一和/或第二轮廓线23、25中的每一个可以具有在从外端部17朝向内端部19的方向中的凸起的路径，在所述路径中在第一轮廓线23和第二轮廓线25之间的距离切线地连续地增大。在图1和2所示的示例性实施例中，类似于图5中所示的示例性实施例，第二轮廓线25具有在从外端部17朝向内端部19的方向中的凸起路径，其中在第一轮廓线23和第二轮廓线25之间的距离切线地连续地减小，并且其中第一轮廓线23具有直线路径。另外，如图6所示，可以设置补充加强组件31，其抵靠蒙皮元件3的第二表面9，并且以类似于、也就是说对称于第一加强组件5的方式设计，其中蒙皮元件3限定了对称轴。在上面描述和在图1、2、5、6所示的实施例中，压力舱壁1安装在飞行器机身中或分别设置成安装在其中，使得蒙皮元件3的第二表面9朝向飞行器机身即机舱的压力侧33。然而，通常，附加加强组件31的不对称构造也是可行的。

然而，作为其替代方案，如图3和图4所示，第一轮廓线23也可以具有在从外端部17朝向内端部19的方向中延伸的凸起路径，其中在第一轮廓线23和第二轮廓线25之间的距离切线地连续地增大。在这样做时，第二轮廓线25可以具有直线的路径，如图3所示，或者类似地可以具有在从外端部17朝向内端部19的方向中延伸的凸起路径，其中第一轮廓线23和第二轮廓线25之间的距离切线地连续地增大，并且其被设计为与第一轮廓线23对称。在这种情况下，蒙皮元件3的第一表面7可以朝向飞行器机身即机舱的压力侧33。

在所示的所有示例性实施例中，在从外端部17向内端部19观察时，第一轮廓线23或第二轮廓线25具有悬链曲线的形式。然而，可选择地，在从外端部17向内端部19观察时，第一轮廓线23或第二轮廓线25也可以具有抛物线的形状或圆的一部分的形式。

如图7所示，加强组件5可以具有附加的对角线布置的加强元件35，以便支撑蒙皮元件3并加强压力舱壁1，该附加的对角线布置的加强元件连接两个或更多个交叉点29，在该交叉点处径向布置的加强元件15和切向布置的加强元件27相交。所述对角线设置的加强元件35沿着蒙皮元件3的第一表面7从第一轮廓线23延伸到第二轮廓线25，并且在径向设置的加强元件15和切向设置的加强元件27之间延伸。

如图1和2所示，用于连接径向设置的加强元件15的多个连接元件37在径向设置的加强元件15的外端部17处设置在飞行器机身结构的纵梁上，其中已安装或将要安装压力舱壁1。这样，连接元件37形成为径向设置的加强元件15的外端部17的一部分，并且因此同样沿着第一轮廓线23和第二轮廓线25延伸。

Claims (15)

1.一种用于飞行器机身的压力舱壁(1)，

具有蒙皮元件(3)，所述蒙皮元件具有第一表面(7)和与所述第一表面(7)相对地定位的第二表面(9)，以及周向边缘(11)和中心轴线(13)，且

具有加强组件(5)，所述加强组件具有多个径向设置的加强组件(15)，所述加强组件沿着所述蒙皮元件(3)的第一表面(7)在径向方向中在所述蒙皮元件(3)的边缘(11)处的外端部17)和面向所述中心轴线(13)的内端部(19)之间延伸，

其中，当在沿着所述中心轴线(13)径向延伸的横截面中观察时，所述径向设置的加强组件(15)中的每一个限定第一轮廓线(23)和与所述第一轮廓线(23)相对地定位的第二轮廓线(25)，其中每个轮廓线(23，25)从径向设置的加强组件(15)的外端部(17)延伸到所述内端部(19)，和

其中所述加强组件(5)以其第一轮廓线(23)搁置在所述蒙皮元件(3)的第一表面(7)上，

其特征在于：

每个第一和/或第二轮廓线(23，25)具有从外端部(17)在朝向内端部(19)的方向中延伸的凸起路径，在所述凸起路径中第一轮廓线(23)和第二轮廓线(25)之间的距离切线地连续地增大。

2.根据权利要求1所述的压力舱壁，其中，在从所述外端部(17)向所述内端部(19)观察时，所述第一和/或第二轮廓线(23，25)具有悬链曲线形状。

3.根据权利要求1所述的压力舱壁，其中，在从所述外端部(17)到所述内端部(19)观察时，所述第一和/或第二轮廓线(23，25)具有抛物线形状。

4.根据权利要求1所述的压力舱壁，其中，在从所述外端部(17)到所述内端部(19)观察时，所述第一和/或第二轮廓线(23，25)具有圆的一部分的形状。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的压力舱壁，其中所述第一轮廓线(23)具有从所述外端部(17)在朝向所述内端部(19)的方向中延伸的凸起路径，在所述凸起路径中第一轮廓线(23)和第二轮廓线(25)之间的距离切线地连续地增大，并且其中第二轮廓线(25)具有直线路径。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的压力舱壁，其中所述第一轮廓线(23)和所述第二轮廓线(25)都具有从所述外端部(17)在朝向内端部(19)的方向中延伸的凸起路径，在所述凸起路径中第一轮廓线(23)和第二轮廓线(25)之间的距离切线地连续地增大。

7.根据权利要求5或6所述的压力舱壁，其中所述蒙皮元件(3)的所述第一表面(7)朝向所述飞行器机身的所述压力侧(33)定向。

8.根据权利要求1至4中任一项所述的压力舱壁，其中所述第二轮廓线(25)具有从所述外端部(17)在朝向所述内端部(19)的方向中延伸的凸起路径，在所述凸起路径中第一轮廓线(23)和第二轮廓线(25)之间的距离切线地连续地增大，并且其中第一轮廓线(23)具有直线形路径。

9.根据权利要求8所述的压力舱壁，其中设置有附加加强组件(31)，所述附加加强组件抵靠所述蒙皮元件(3)的所述第二表面(9)，并且以与加强组件(5)相似的方式设计。

10.根据权利要求8或9所述的压力舱壁，其中所述蒙皮元件(3)的所述第二表面(9)朝向所述飞行器机身的所述压力侧(33)定向。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的压力舱壁，其中所述加强组件(5)具有一个或多个切向设置的加强组件(27)，所述加强组件沿着所述蒙皮元件(3)的第一表面(7)在围绕所述中心轴线(13)的切线方向中延伸，和从所述第一轮廓线(23)延伸到所述第二轮廓线(25)，并且由此形成与径向设置加强组件(5)的交叉点(29)。

12.根据权利要求11所述的压力舱壁，其中所述径向设置的加强组件(15)和所述切向设置的加强组件(27)相交的两个或更多个交叉点(29)通过对角线设置的加强组件(35)彼此交叉，所述对角线设置的加强组件(35)沿着所述蒙皮元件(3)的第一表面(7)从所述第一轮廓线(23)延伸到所述第二轮廓线(25)，且在径向设置的加强组件(15)和切向设置的加强组件(27)之间延伸。

13.根据权利要求1至12中任一项所述的压力舱壁，其中所述压力舱壁(1)至少部分地由纤维加强复合材料形成或至少部分地由金属材料形成。

14.根据权利要求1至13中任一项所述的压力舱壁，其中径向设置的加强组件(15)和/或切向设置的加强组件(27)和/或对角线设置的加强组件(35)被设计为T外廓线的形式，或优选地为TT外廓线的形式，或更优选地为TY外廓线的形式。

15.根据权利要求1至14中任一项所述的压力舱壁，其中，在所述径向设置的加强组件(15)的外端部(17)处设置有多个连接元件(37)，其中所述连接元件(37)形成径向设置的加强组件(15)的外端部(17)的一部分或被连接到径向设置的加强组件(15)的外端部(17)。