CN109720540A - 运输乘客的飞行器下舱中吸收碰撞能的飞行器机身和模块 - Google Patents

Abstract

本发明描述了一种用于在下舱中运输乘客的飞行器机身、一种用于安装在飞行器机身中的模块以及一种飞行器，飞行器机身具有：机身结构，其具有纵向轴线和内部空间；中间底板，其被固定在机身结构上、延伸穿过内部空间并将内部空间分成上舱和下舱；支撑装置，用于将中间底板支撑在机身结构上，其中，支撑装置以上端固定在中间底板上并且以相反的下端在下舱中固定在机身结构上。此外，从纵向轴线向机身结构观察，支撑装置具有凹入的形状，并且在上下端之间具有能量吸收元件。能量吸收元件配置成使得在飞行器机身的下侧发生限定的碰撞的情况下，能量吸收元件经受限定的塑性变形并且吸收机身结构的与支撑装置的下端连接的部件的限定大小的动能。

Description

运输乘客的飞行器下舱中吸收碰撞能的飞行器机身和模块

技术领域

本发明在第一方面涉及一种用于在下舱中运输乘客的飞行器机身，该飞行器机身具有沿纵向轴线管状延伸并包围内部空间的机身结构。飞行器机身具有中间底板，该中间底板被固定在机身结构上、延伸穿过内部空间、并将该内部空间分成上舱和下舱。最后，飞行器机身具有用于将中间底板支撑在机身结构上的支撑装置，其中，该支撑装置以上端固定在中间底板上并且以相反的下端在下舱中固定在机身结构上。在第二方面，本发明涉及一种具有支撑装置的模块。

背景技术

上舱在飞行器上通常用于运输乘客，下舱通常用作货舱。

下舱的另一个重要目的是在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下为上舱提供碰撞褶皱区(Knautschzone)。在这种情况下，下舱具有现有技术中已知的支撑装置，其被配置为，吸收飞行器机身的下侧的部分动能并且通过塑性变形将其进行转换。通过飞行器机身的下部区域中的支撑装置和机身结构的变形，显著地减小了由于碰撞由于速度突然降低而对上舱中的乘客所产生的加速力。由此将乘客的身体伤害最小化。

通常，在现有技术中使用的是直线形状的支撑装置，即在其两端之间直接的连接线上具有支撑元件的支撑装置。这种直线支撑装置在中间底板和飞行器机身区段之间形成直接的支撑，支撑装置通常与所述飞行器机身区段连接。因此，在发生碰撞的情况下，不能通过支撑装置防止或显著减慢飞行器机身和中间底板之间的相对运动。

为了增加乘客运输能力，希望使用下舱来运输乘客并且希望下舱能够运输乘客。

然而，这样使用下舱是存在问题的。一方面，当使用下舱作为乘客舱时，必须还确保在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下下舱继续提供作为碰撞褶皱区的功能。在现有技术中用于此目的的直线构造的支撑装置的缺点在于，由于它们设置在下舱的侧面区域的近机身区域中，它们极大地限制了乘客座椅的设置，并因此显著减少了可运输的乘客的数量。

另外还必须确保下舱中的乘客能够在碰撞中幸存下来。针对此目的，支撑装置必须在其将动能转换成塑性变形的能力方面进行尺寸设计，使得在发生碰撞期间和之后，在下舱中保证下舱的最小高度。迄今为止在现有技术中使用的支撑装置缺乏相应的尺寸设计，即它们缺乏衰减来自碰撞的动能的能力，无法保证碰撞后下舱的最小高度。确切地说，在已知的飞行器机身中，下舱是允许大幅折叠以便吸收出现的动能的。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种飞行器机身，该飞行器机身在下舱中为乘客提供最大可用空间，并且同时在发生碰撞的情况下吸收动能，使得乘客能够存活并且不低于下舱的最小高度。

根据本发明的第一方面，本发明的目的通过一种用于在下舱中运输乘客的飞行器机身来实现。从下文中得出有利的实施方式。

在根据本发明第一方面的用于在下舱中运输乘客的飞行器机身中，从纵向轴线观察机身结构时，支撑装置具有凹入的形状并且在上端与下端之间具有能量吸收元件。所述能量吸收元件被配置成使得在所述飞行器机身的下侧发生限定的碰撞的情况下，所述能量吸收元件经受限定的塑性变形，并且在此吸收所述机身结构的与所述支撑装置的所述下端连接的部件的限定大小的动能。所限定的塑性变形和所吸收的能量的限定大小选择为：使得在发生碰撞的情况下，在所述飞行器机身的所述下侧的所述机身结构发生最大如此程度的变形，即不低于在所述下舱中设置的乘客座椅的座椅表面与所述中间底板之间的最小高度。

换句话说，根据本发明的第一方面的飞行器机身具有一种机身结构。该机身结构在此具有管的形状，但也可以是飞翼式飞机的乘客区域。飞翼式飞机是没有单独的水平尾翼、竖直稳定翼片或垂直尾翼的飞行器。管状机身结构可以具有横向和纵向加强元件或由横向和纵向加强元件形成。横向和纵向加强元件都增加了机身结构的稳定性和刚性。横向加强元件可以是隔框，其基本上设置在管状机身结构的环周方向上。纵向加强元件可以是所谓的桁条，其基本上沿着垂直于环周方向的轴线、即机身结构的中心纵向轴线(也称为中间轴线)来设置。机身结构还可以具有外蒙皮，其将机身结构的内部，即舱室内部空间在空间上与机身结构的外部环境分开。

此外，飞行器机身具有中间底板，也称为舱室底板。该中间底板水平地延伸穿过机身结构的内部空间，并且优选至少部分地将舱室的内部空间划分为上舱和下舱。在此，上舱优选地设置在下舱上方。中间底板进一步固定在机身结构上，即例如纵向和/或横向加强元件上。上舱可以在此构造成带乘客座位的舱室。下舱可以构造成用于运输乘客的行李和/或货物的货舱。

此外，支撑装置设置在下舱中。该支撑装置可以具有至少一个第一支撑元件。支撑装置具有上端和下端。支撑装置的上端与中间底板固定。支撑装置的下端在下舱中与机身结构的区段固定。在此，支撑装置的上端与支撑装置的下端相反。例如，支撑元件可以固定在横向和/或纵向加强元件上。支撑装置的与机身结构固定的下端形成支撑装置的支座，由此支撑装置可以支撑中间底板。

支撑装置能够以各种方式形成。例如，支撑装置可以具有一个、两个或多个支撑元件。支撑元件可以例如实施成支柱并且具有上端和下端。支柱在此可以描述具有如下在空间上的延伸或范围的元件，该延伸或范围对应于横向和/或纵向加强元件在空间上的延伸或其多倍。支撑元件的上端可以各自与中间底板固定。支撑元件的下端可以各自在下舱中与机身结构的区段固定。例如，支撑元件可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件可以设置在下舱的两个边缘区域中，即在下舱的与外蒙皮相邻的区域中。

但是还可设想的是，让支撑装置具有一个、两个或多个面板状支撑元件，即采用面板形式的支撑元件。面板状支撑元件可以是这样的支撑元件，所述支撑元件不仅具有沿机身结构的环周方向的延伸，而且具有沿机身结构的纵向轴线的延伸。例如，面板状支撑元件可以具有沿飞行器机身的纵向轴线的延伸，所述延伸相当于横向加强元件的间距或该间距的一倍或多倍。此外，面板状支撑元件可以在飞行器机身的环周方向上延伸，所述延伸处于纵向加强元件的间距的范围内或处于该间距的一倍或多倍。最后可设想的是，将多个面板状支撑元件设置在下舱中并且支撑中间底板。面板状支撑元件也可以各自具有上端和下端。在此，支撑元件的上端可以各自与中间底板固定。支撑元件的下端可以各自在下舱中与机身结构的区段固定。例如，支撑元件可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件可以设置在下舱的两个边缘区域中，即在下舱的与外蒙皮相邻的区域中。

从机身结构的纵向轴线观察，支撑装置具有凹入的形状。凹入意味着支撑装置优选地具有在下端和上端之间的区域，该区域不是直线的而是非直线的。特别地，支撑装置可以朝向机身结构弯折或弯曲，并因此远离机身的纵向轴线地弯折或弯曲。

此外支撑装置在上端和下端之间具有能量吸收元件。能量吸收元件可以例如设置在支撑装置的上端和支撑装置的下端之间的限定的局部区域中。但是还可设想的是，使能量吸收元件从上端延伸到下端并且因此整体上延伸过大于一半或甚至整个支撑装置。能量吸收元件被配置为用于吸收动能，特别是来自碰撞的能量。碰撞在此是指这样一种事件，即飞行器机身或机身结构至少在其下侧的区域中经受至少部分地沿飞行器机身的纵轴线方向指向的力。针对碰撞的例子例如是，飞行器在没有展开起落架的情况下，用根据本发明的飞行器机身着陆。

为了模拟这种真正的碰撞，即为了进行碰撞检验，考虑典型机身部分在其下侧上进行限定的垂直降落的情况。这种典型机身部分包括几排座椅，但不包含门或其他结构部件，例如中央翼盒或起落架轴。机身的最低点首先着地。有不同的下降速度，例如25ft/sec(英尺/秒)，以及不同装载状态的组合，即下舱和上舱分别从满到空。优选根据许可基准CS25 ATA 024 CS 25.561考虑碰撞。

能量吸收元件被配置成在飞行器机身的下侧发生限定碰撞的情况下，能量吸收元件吸收限定大小的动能。该动能源自与支撑装置的下端连接的机身结构部件。当吸收来自碰撞的动能时，能量吸收元件经受限定的塑性变形。塑性变形在此描述将来自碰撞的动能转换成其他形式的能量，例如变形能或热量。

由能量吸收元件吸收的能量的限定大小选择成：在飞行器机身的下侧处的机身结构发生碰撞的情况下，下舱不会完全变形。下舱最大如此变形，即在碰撞期间和之后，下舱具有最小高度。最小高度在此描述了设置在下舱中的乘客座椅的座椅表面与中间底板之间的高度或垂直距离。该最小高度通常在1.60m和2.00m之间、优选为1.80m，并且在发生碰撞的情况下不得低于该高度。发生碰撞时，不管遇到什么情况，通过下舱的最小高度为位于下舱的乘客保留“幸存空间”，因此提高了他们的幸存机会。

根据本发明的第一方面的飞行器机身基本上具有两个优点。首先，比起现有技术中使用的传统的直线支撑装置，本支撑装置的凹入形状让下舱中的空间得到更有效的利用。因此，这使得下舱有最大的区域可以用来配备乘客座椅。此外，由于支撑装置具有吸收来自碰撞的动能的能力，并且由此具有防止机身结构运动直至中间底板的能力，因此下舱中运输的乘客的幸存概率显著增加。这尤其归功于由最小高度的形成而确定的、在碰撞期间形成的“幸存空间”。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，支撑装置具有在纵向轴线的方向上彼此相继的多个支撑元件。

支撑元件优选地彼此间隔开并且优选地均匀间隔开。在这种情况下，支撑元件可以构成为具有上端和下端的杆或支柱的样式。杆或支柱在此可以描述为具有在空间上的延伸或范围的元件，所述延伸或范围相当于横向和/或纵向加强元件在空间上的延伸或其多倍。支撑元件的上端可以各自与中间底板固定。支撑元件的下端可以各自与机身结构在下舱中的区段固定。例如，支撑元件可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件可以位于下舱的两个边缘区域或者侧面中，即，设置在下舱的与外蒙皮相邻的区域中，并由此设置在飞行器机身的纵向轴线的左侧和右侧。

然而，还可设想的是，将支撑元件彼此邻接，例如采用如面板一般的扁平结构的形式。这类面板状支撑元件可以是如下支撑元件，所述支撑元件不仅具有沿机身结构的环周方向的延伸，而且具有沿机身结构的纵向轴线的延伸。例如，面板状支撑元件可以在飞行器机身的纵向轴线上延伸，延伸程度相当于横向加强元件的间距或该间距一倍或多倍。此外，面板状支撑元件可以具有在飞行器机身的环周方向上的延伸，所述延伸位于纵向加强元件的间距的范围内，或处于该间距的多倍。最后可设想的是，将多个面板状支撑元件设置在下舱中并且支撑中间底板。面板状支撑元件也可以各自具有上端和下端。在此，支撑元件的上端可以各自与中间底板固定。支撑元件的下端可以各自在下舱中与机身结构的区段固定。例如，支撑元件可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件可以位于下舱的两个边缘区域中，即，设置在下舱的与外蒙皮相邻的区域中，并由此设置在飞行器机身的纵向轴线的左侧和右侧。

该实施方式具有以下优点。一方面，由支撑元件构成的支撑装置的多部件结构导致多个支撑元件能够同时安装在机身结构中。由此，几个技术人员可以同时工作，这显著减少了用于装配支撑元件的安装时间。此外，即使现有的飞行器机身已经使用了现有技术下已知的直线支撑装置，也可以容易且快速地更换单个元件。这是因为，可以每次只用一个根据本发明的机身的支撑元件更换一个支撑元件。因此，在现有飞行器中机身结构的较大部分不必更换。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，至少一个第一支撑元件具有将下区段与上区段连接的离散的能量吸收元件，其中下区段具有支撑装置的下端并且上区段具有支撑装置的上端，并且其中在下区段相对于上区段发生相对运动时，能量吸收元件塑性变形。

离散能量吸收元件是这样一种能量吸收元件，其仅在支撑元件的上端和下端之间空间非常有限的区域中延伸，例如接头、连接点或耦合点的区域。由此，动能的吸收和因此造成的塑性变形局部地集中在支撑元件的离散且特定的区域中。

优选地，下区段可以构造为刚性和/或直的下区段。此外，上区段同样可以构造为刚性和/或直的下区段。还可设想的是，多个或所有支撑元件构造为和第一支撑元件相同的形式或者在飞行器机身的限定区域中与第一支撑元件不同。

该实施方式具有易于设计和制造的优点。此外，与现有技术的直线支撑装置相比，具有离散能量吸收元件的这种第一支撑元件的结构可以提供更大的可用空间。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，能量吸收元件具有弹簧元件，该弹簧元件在弹性范围上可塑性变形，或者与用于吸收能量的阻尼元件组合。

在此，弹簧元件能够以各种方式构成。例如，弹簧元件可以具有螺旋弹簧，该螺旋弹簧在吸收超出其塑性范围的能量时发生卷绕并因此塑性变形。卷绕可以例如这样实现，即螺旋弹簧的第一端固定在下区段上，并且螺旋弹簧的第二端固定在上区段上。

在弹簧元件的另一种形式中，弹簧元件也可以是扭转弹簧。当在上述结构中使用时，这种弹簧也可以在吸收超出其弹性范围的能量时发生弯曲并因此塑性变形。

还可设想的是，弹簧元件是压缩弹簧。在这种情况下，类似于螺旋弹簧，压缩弹簧的第一端可以与支撑元件的下区段连接，压缩弹簧的第二端可以与支撑元件的上区段连接。由此，在支撑元件受力时，压缩弹簧在超出其弹性范围时被挤压。

此外，能量吸收元件可以与至少一个阻尼元件耦合以吸收能量。还可设想的是，将呈螺旋弹簧或压缩弹簧形式的弹簧元件与至少一个阻尼元件耦合。阻尼元件可以是例如流体阻尼器。

弹簧元件和阻尼元件的优点在于它们具有技术上简单的结构，因此维护成本低。此外，它们成本低廉并且被称为可靠的机械构件。由此降低了构造飞行器机身时的成本并且增加了飞行器机身在碰撞情况下的安全性。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，所述下区段和所述上区段铰接地彼此连接，其中所述弹簧元件在所述接头上具有扭转弹簧，和/或其中所述弹簧元件具有线性的压缩弹簧，所述压缩弹簧与所述接头间隔开地固定在所述下区段与所述上区段之间。

铰接连接可以是任何合适的铰接连接，其将下区段与上区段在铰接区域中可移动地连接。典型的铰接类型的示例是万向铰接、滑动铰接、旋转铰接、螺纹铰接、合页铰接、旋转铰接和/或球形铰接。此外，扭转弹簧可以例如是螺旋弹簧。

这种结构的优点是技术上易于实现，并且在例如弹簧损坏的情况下可以简单地、即以花费少的方式维护。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，所述下区段和所述上区段部分地重叠，使得所述下区段的上端位于所述上区段的下端上方，并且其中所述弹簧元件包括线性拉伸弹簧，所述线性拉伸弹簧将所述下区段的所述上端和所述上区段的所述下端相连接并且在所述下区段和所述上区段相对于彼此进行相对运动时承受拉伸负荷并且在此吸收能量。

在这方面，表述“下区段的上端位于上区段的下端上方”应理解为“下区段的上端，其进一步朝向中间底板的方向设置”。

而且，该实施方式的优点在于，它提供构造简单但可靠且成本低廉的结构。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，所述能量吸收元件具有扭转元件，所述扭转元件安装在所述支撑元件的所述下区段的上端与所述上区段的下端之间，并且在所述下区段和所述上区段发生相对旋转运动时相对于彼此扭转并且在此塑性变形。

扭转元件可以例如是扭转弹簧。但是还可设想的是，扭转元件是任何其他可扭转的机械构件。此外，扭转元件的塑性变形通过吸收来自碰撞的动能或者来自上区段和下区段彼此的相对运动的动能而发生。

而且，该结构在设计上易于实现，并且因此提供了可靠和稳固的结构。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，至少一个第一支撑元件具有连续能量吸收元件，所述连续能量吸收元件连续地至少在所述支撑元件的长度的一部分上、优选在其整个长度上分布在所述支撑装置的所述上端与所述下端之间。

连续能量吸收元件是这样的能量吸收元件，其在支撑元件的上端和下端之间的大部分区段或甚至在整个区段上延伸。由此，动能的吸收和由此造成的塑性变形在全局范围发生，并且因此连续地、遍及支撑元件的能量吸收元件的区域地分布。换句话说，支撑元件本身或其部分可以构造和调整成可塑性变形，从而通过塑性变形吸收能量。

例如，连续能量吸收元件可以具有连续弯曲的形状。这种形状可以是均匀的，即在整个形状上构成均等的弯曲半径。针对这种形状的示例可以是均匀的弧形。但是还可设想的是，弯曲半径在局部发生变化。例如，在弯曲半径局部变化的情况下，弯曲半径的弯曲半径的正负号也可以变化。具有局部变化的弯曲半径的这种结构例如可以具有在能量吸收元件的轮廓中看到的蛇形形状。还可设想的是，能量吸收元件的这种构造具有在轮廓中看到的S形。此外可设想的是，能量吸收元件具有连续扭曲或部分扭曲的结构。最后可设想的是，能量吸收元件具有上述可能性的组合。但也有其他类型的连续结构的可能。

该实施方式同样具有易于设计和制造的优点。此外，与现有技术的直线支撑装置相比，具有连续能量吸收元件的第一支撑元件的结构可以提供更大的可用空间。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，至少一个第一支撑元件具有外部支撑的能量吸收元件，所述能量吸收元件在第一端以所述支撑元件固定并且在第二端与所述中间底板或与所述机身结构连接。

至少第一支撑元件的这种结构可以例如具有下区段和上区段。在这种情况下，下区段能够以第一端与机身结构连接，并且上区段能够以第一端与中间底板连接。此外，下区段的第二端与上区段的第二端可以例如用铰接结构铰接地彼此连接。在铰接处或与其相邻的区域中，能量吸收元件能够以第一端固定。此外，能量吸收元件在其第二端处与中间底板或与机身结构连接。能量吸收元件能够以各种方式构成。例如，它能够以上述方式之一构成。

而且，该结构的优点在于，它提供构造简单但可靠且成本低廉的结构。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，能量吸收元件具有线性弹簧元件，该线性弹簧元件超过弹性范围后可塑性变形。

弹簧的优点在于它们是构造简单，并且由此易于制造的构件。此外，它们具有高可靠性，并且能够以少的花费作为单个构件进行交换。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，所述弹簧元件或者形成为压缩弹簧，所述压缩弹簧在一端与所述支撑元件连接并且在相反的另一端与所述中间底板连接；或者形成为拉伸弹簧，所述拉伸弹簧在一端与所述支撑元件连接并且在相反的另一端与所述机身结构连接。

在此，支撑元件的另一端与机身结构的连接尤其是指与飞行器机身下侧的连接。

而且，该结构的优点在于，它提供构造简单但可靠且成本低廉的结构。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，所述能量吸收元件连续地贴靠在所述支撑元件的表面上和贴靠所述中间底板和/或所述机身结构的表面上，使得所述能量吸收元件在所述支撑元件相对于所述中间底板和/或所述机身结构发生相对运动时在它们之间被压缩并且在此在吸收能量的情况下发生塑性变形。

换句话说，能量吸收元件可以是连续的能量吸收元件。这是由于能量吸收元件可以在支撑元件的上端和下端之间的主要区段或整个区段上延伸。在这种情况下，中间底板可以用作支座，能量吸收元件可以与支座建立持久的接触，即通过将能量吸收元件贴靠在中间底板形成接触。在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，动能可以从机身的下侧传递到能量吸收元件。由于与用作支座的中间底板的持久接触，能量吸收元件可以经受压缩，其可以发展成塑性变形。在此，由飞行器机身的下侧传递的动能可以转换成变形能。

然而，还可设想的是，能量吸收元件贴靠在支撑元件和机身结构的表面上，特别是机身下侧的机身结构上。在这种情况下，机身结构可以用作支座，能量吸收元件可以与支座建立持久接触，即通过将能量吸收元件贴靠在机身结构形成接触。在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，动能可以从机身的下侧传递到能量吸收元件。由于与用作支座的机身结构的持久接触，能量吸收元件可以经受压缩，其可以发展成塑性变形。在此，由飞行器机身的下侧传递的动能可以转换成变形能。

支撑元件的这个实施方式具有可以连续吸收能量的优点。此外，这种支撑元件易于制造。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，当从平行于机身结构的纵向轴线的方向观察时，能量吸收元件是弧形的，其中凹入侧指向机身结构的纵向轴线的方向。

这种能量吸收元件是连续能量吸收元件的一个例子。该能量吸收元件可以通过弧形的变形将动能连续地转换为变形能。此外，这样的形状，即从机身结构的纵向轴线看呈凹入、弧形的形状，在下舱中通过支撑元件的设置减小了所需的空间。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，能量吸收元件具有带推进区段的第一区段和带接收元件的第二区段，其中第一区段可相对于推进区段运动，并且其中接收元件被配置为，在推进区段运动时容纳在接收元件的方向上的推进区段。

推进区段可以是例如螺栓。接收元件例如可以是直径小于螺栓直径的孔。然而，接收元件也可以由支撑装置或支撑元件的区段或中间底板或机身结构的区段构成。推进区段可以设置在例如支撑元件的上区段并且接收元件可以设置在支撑元件的下区段上。支撑元件的上区段可以相对于支撑元件的下区段运动。因此，推进区段，即例如螺栓，可以相对于接收元件，即例如孔，并且也可以在其方向上运动。然而，还可设想的是，将能量吸收元件构造为所谓的“碰撞元件”。在此，碰撞元件具有这样的区段，即该区段通过运动，即例如相对于中间底板的区段、机身结构的区段或支撑装置或支撑元件的区段的推动运动，发生塑性变形并且吸收动能。换句话说，碰撞元件可能会“被碰撞”，即变形，并因此将定向的动能比如通过压缩转换成非定向或定向的变形能。

在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，支撑元件现在可以将动能传递到能量吸收元件。吸收的动能以及在推进区段和接收元件之间产生的相对运动现在可以导致推进区段的螺栓被推动到接收元件的孔中。在这种情况下，接收元件的孔由于其较小直径而对螺栓的材料形成剪切作用，即，使得螺栓塑性变形。

此外，推进区段也可以设置在支撑元件的下区段上，而接收元件设置在支撑元件的上区段上。最后，还可设想的是，将推进区段或接收元件设置在飞行器机身的下侧的机身结构上或中间底板上，并且设置相应的配对件，即在支撑元件的下区段或支撑元件的上区段上设置接收元件或推动区段。

这种设置还具有提供可靠且成本低廉的能量吸收元件的优点。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，能量吸收元件具有变形元件，其中变形元件被配置为，在吸收动能时通过弯曲、转动、压缩或剪切作用经受塑性变形。

这种变形元件能够以各种方式构造而成，因此制造成本低并且可以适应能量吸收元件或支撑装置在飞行器机身中的位置。

在根据本发明的第一方面的实施方式中，机身结构具有能量吸收区域，所述机身结构具有能量吸收区域，所述能量吸收区域设置为平行于所述纵向轴线的理想弯曲线，并且被配置成在发生碰撞的情况下经受塑性变形并且吸收能量，其中所述理想弯曲线设置在所述支撑装置固定在所述机身结构上的位置的上方。

换句话说，机身结构可以具有被配置成用于吸收能量的区段。这样的区段也可以称为理想弯曲线。该区段可以例如沿着平行于机身结构的纵向轴线延伸的线延伸。但是，还可设想让该区段沿其他方向延伸。还可设想的是，将这样的区段设置在下舱中的机身结构的两侧，即在下舱的左侧和右侧。该设置可以例如关于一个平面对称，该平面由沿机身结构的纵向轴线和垂直于中间底板并且穿过纵向轴线的线展开。此外，用于吸收能量的区段，即理想弯曲线，可以设置在支撑装置与飞行器机身的下部的机身结构的连接部之上，并且由此进一步朝向中间底板的方向设置。还可设想的是，机身结构的每侧设置有多于一条的理想弯曲线。最后可设想的是，理想弯曲线面状地构成有沿环周方向的延伸和沿纵向轴线的延伸。

在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，现在除了支撑装置外动能还可以通过理想弯曲线吸收。此时，理想弯曲线可以这样塑性变形，即，使得与理想弯曲线相邻的区域至少部分地向外运动，即远离机身结构的纵向轴线地运动。换句话说，理想弯曲线向外“弯折”。这增加了机身结构和支撑装置之间的空间。这个扩大的空间现在可以被例如发生了塑性变形的支撑装置占据，而支撑装置不会与机身结构或设置在其上的外蒙皮碰撞。

这样做的优点是，除了支撑装置之外，动能也可以通过机身结构吸收。此外，机身结构或外蒙皮保持完整，因为通过塑性变形的支撑装置与机身结构或设置在其上的外蒙皮之间的空间的扩大防止了碰撞。

另外，本发明的目的还通过本发明的第二方面，即通过安装在飞行器机身中的模块实现。根据本发明的第二方面的用于安装在飞行器机身中的模块包括：支撑装置，以及壁板，其沿纵向轴线并沿环周方向延伸，其中所述支撑装置具有下端和上端，其中所述下端被配置成与所述飞行器机身的下舱中的机身结构连接，并且所述上端被配置成与所述飞行器机身中的中间底板连接，其中所述壁板与所述支撑装置连接，其中从所述纵向轴线观察，所述支撑装置具有凹入的形状，其中所述支撑装置在所述上端与所述下端之间具有能量吸收元件，其中所述能量吸收元件被配置成使得在所述飞行器机身的下侧发生限定的碰撞的情况下，所述能量吸收元件经受限定的塑性变形，并且在此吸收所述机身结构的与所述支撑装置的所述下端连接的部件的限定大小的动能，前提是所述支撑装置的所述下端与所述飞行器机身的所述下舱中的所述机身结构连接并且所述支撑装置的所述上端与所述飞行器机身中的所述中间底板连接，并且其中所限定的塑性变形和所吸收的能量的限定大小选择为：使得在发生碰撞的情况下，在所述飞行器机身的所述下侧上的所述机身结构发生最大如此程度的变形，即不低于在所述下舱中设置的乘客座椅的座椅表面与所述中间底板之间的最小高度。

换句话说，根据本发明的第二方面的模块被设置成用于安装在飞行器机身中。模块可以是具有多个元件的装置，这些元件一起形成模块。该模块也可以作为较小单元安装在较大单元中，例如飞行器机身中。在模块安装在飞行器机身中的状态中，模块可以与飞行器机身相互作用。可以在模块上和飞行器机身中设置相应的固定装置。飞行器机身和模块的固定装置可以被配置成用于将模块安装在飞行器机身中，例如以位置固定的方式。

机身结构可以具有管的形状，但也可以是飞翼式飞机的乘客区域。飞翼式飞机是没有单独的水平尾翼、竖直稳定翼片或垂直尾翼的飞行器。管状机身结构可以具有横向和纵向加强元件或由横向和纵向加强元件形成。横向和纵向加强元件都增加了机身结构的稳定性和刚性。横向加强元件可以是隔框，其基本上设置在管状机身结构的环周方向上。纵向加强元件可以是所谓的桁条，其基本上沿着垂直于环周方向的轴线、即机身结构的中心纵向轴线(也称为中间轴线)来设置。机身结构还可以具有外蒙皮，其将机身结构的内部，即舱室内部空间在空间上与机身结构的外部环境分开。

此外，飞行器机身具有中间底板，也称为舱室底板。该中间底板可以水平地延伸穿过机身结构的内部空间，并且优选地至少部分地将舱室的内部空间划分为上舱和下舱。在此，上舱优选地设置在下舱上方。中间底板可以进一步固定在机身结构上，即例如纵向和/或横向加强元件上。上舱可以在此构造成带乘客座位的舱室。下舱可以构造成用于运输乘客的行李和/或货物的货舱。

该模块具有支撑装置。该支撑装置可以具有至少一个第一支撑元件。支撑装置具有上端和下端。支撑装置的上端被配置成与中间底板连接或固定。支撑装置的下端被配置成用于与机身结构在下舱中的区段固定。在此，支撑装置的上端能够与支撑装置的下端相反。

例如，当模块安装在飞行器机身中时，支撑装置可以固定在横向和/或纵向加强元件上。在这种情况下，支撑装置的与机身结构固定的下端可以形成支撑装置的支座，由此支撑装置可以支撑中间底板。

此外，该模块具有壁板。尤其地，壁板可以是壁衬板元件。壁板沿纵向轴线以及沿环周方向延伸。在此，当模块安装在飞行器机身中时，模块的纵向轴线可以是飞行器机身的同一个纵向轴线。然而，还可设想的是，当模块未安装在飞行器机身中时，模块的纵向轴线描述模块的沿模块纵向轴线的轴线，然而其中当模块安装在飞行器机身中时，模块的纵向轴线可以与飞行器机身的纵向轴线重合。当模块安装在飞行器机身中时，环周方向可以是飞行器机身的环周方向。还可设想的是，当模块未安装在飞行器机身中时，环周方向描述模块沿着垂直于模块纵向轴线的方向、优选是弯曲方向的方向，其中当模块安装在飞行器机身中时，模块的环周方向可以与飞行器机身的环周方向重合。因此，壁板可以构造成板状元件，其中该板状元件可以不具有或具有至少一个带曲率半径的弯曲部。

此外，壁板与支撑装置连接。连接可以是直接连接或间接连接。直接连接可以是这样的连接，即其中壁板的表面的至少一部分贴靠在支撑装置的表面的一部分上。间接连接可以是这样的连接，即其中壁板的表面的至少一部分贴靠在中间元件或一组中间元件的一部分上。那么支撑装置的表面的一部分又可以贴靠在中间元件或一组中间元件的表面的至少另一部分上。

支撑装置能够以各种方式形成。例如，支撑装置可以具有一个、两个或多个支撑元件。支撑元件可以例如实施成支柱并且具有上端和下端。支柱在此可以描述具有如下在空间上的延伸或范围的元件，该延伸或范围对应于在飞行器机身中的横向和/或纵向加强元件在空间上的延伸或其多倍。

从纵向轴线L观察、例如从机身结构或飞行器机身的纵向轴线观察，支撑装置具有凹入的形状。凹入意味着支撑装置优选地具有如下在下端和上端之间的区域，该区域不是直线的而是非直线的。尤其地，支撑装置可以远离飞行器机身的纵向轴线地弯折或弯曲。

此外支撑装置在上端和下端之间具有能量吸收元件。能量吸收元件可以例如设置在支撑装置的上端和支撑装置的下端之间的限定的局部区域中。但是也可设想的是，使能量吸收元件从支撑装置的上端延伸到支撑装置的下端并且因此整体上延伸过大于一半或甚至整个支撑装置。

能量吸收元件被配置成用于吸收动能，尤其来自飞行器机身的下侧的限定碰撞的能量，前提是模块安装在飞行器机身中、即支撑装置的下端与飞行器机身的下舱中的机身结构连接并且支撑装置的上端与飞行器机身中的中间底板连接。在这种情况下，能量吸收元件被配置成经受限定的塑性变形，并且由此吸收机身结构的与支撑装置的下端连接的部件的限定大小的动能。

由能量吸收元件吸收的能量的限定大小和限定的塑性变形选择为：使得在发生碰撞的情况下，飞行器机身的下侧上的机身结构发生最大如此程度的变形，即，使得不低于在下舱中设置的乘客座椅中的乘客座椅的座椅表面与中间底板之间的最小高度。因此，能量吸收元件从飞行器机身的下侧的机身结构吸收如此限定大小的动能，即，使得下舱没有完全变形，并且在碰撞期间和之后在下舱中存在针对乘客的“幸存空间”。在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，该幸存空间增加了下舱中乘客的幸存机会。在此下舱发生最大如此程度的变形，即，使得在碰撞期间和之后，下舱具有最小高度。最小高度在此描述了设置在下舱中的乘客座椅的座椅表面与中间底板之间的高度或垂直距离。在发生碰撞的情况下，不得低于此最小高度。通过下舱的最小高度，在发生碰撞的任何情况下仍然有针对处于下舱中的乘客的“幸存空间”，因此增加了他们的幸存机会。

根据本发明的第二方面的模块具有能够以简单的方式方法安装在飞行器机身中的优点。此外，模块可以在飞行器机身外部就已经制造完成，因此只有最终组装必须在飞行器机身现场完成，从而最小化安装模块所需的时间。这导致飞行器机身或飞行器的构造过程中的效率提高。

此外，通过模块的节省空间的构造减少了支撑装置在下舱中所需的空间体积。因此释放的空间体积因此也可以用于设置乘客座椅。

最后，该模块凭借其将动能转换为塑性变形能的能力总体上实现安全或更安全地运输下舱中的乘客，并显著增加在下舱中运输的乘客幸存的可能性。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板具有铰链区域，该铰链区域邻近结构元件的能量吸收元件设置。

在此，铰链区域可以是将壁板的上区段与壁板的下区段连接的区域。铰链区域可以具有至少一个铰链，其被配置成用于将壁板的上区段与壁板的下区段可移动地连接起来。该至少一个铰链可以实施成使得仅在克服最小力之后才存在铰链的移动性。在克服最小力之前，该至少一个铰链可以是刚性连接。此外，铰链区域可以设置在能量吸收元件的区域中。最后可设想的是，设置一个以上的铰链区域。例如，两个铰链区域可以基本上彼此平行地定向并且沿环周方向间隔开。

铰链区域的优点在于，在飞行器机身的下侧发生碰撞和能量吸收元件通过塑性变形吸收能量的情况下，壁板可以跟随支撑装置朝向机身结构方向的运动。这防止了壁板在支撑装置或能量吸收元件发生塑性变形时以不受控制的方式受到损坏以及乘客因壁板被抛出的部分而受伤。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板和/或支撑装置具有连接元件，这些连接元件被配置成用于与另一模块的连接元件连接。

该另一模块在此可以是根据本发明的第二方面的模块。然而，还可设想的是，该另一模块是不同构造的模块。例如，该另一模块可以是仅具有一个壁板和用于固定在机身结构和/或中间底板上的固定元件的模块。尤其地，该另一模块可以是不具有支撑装置的模块。在本文中，连接元件可以是用于连接模块的任何合适的元件。对于这种连接元件，例如是螺钉和孔、夹紧连接器和/或插塞连接器。

这种构造在将模块安装在飞行器中时提供了更大程度的灵活性。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，模块包括显示元件，该显示元件被配置成用于显示飞行器的外部视图。

显示元件可以例如全面地设置在整个壁板上，或仅设置在壁板的上区段或仅设置在某些区域中、例如以典型的飞行器舱室的窗口形式。显示在显示元件上的内容可以是例如运动图像、一个或多个室外相机的实时图像或静止图像。

通过在模块中使用显示元件，提高了作为乘客舱的下舱的乘客的舒适性。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，从平行于机身结构的纵向轴线的方向观察，支撑装置和/或壁板的沿纵向轴线方向定向的外表面具有S形。

在由S形形成的壁板的区段中，可以例如形成储存空间，乘客可以在该储存空间中存放行李。此外，可设想的是，通过S形形成如下区段，所述区段可以通过合适的尺寸设计和材料选择同样在发生碰撞的情况下吸收能量。然后，这样的区段可以用作附加的能量吸收元件。最后，可设想的是，将储存空间和附加的能量吸收元件组合起来。

因此，S形增强了乘客的舒适性和/或可以有助于增加乘客的安全性和幸存机会。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板通过铰链区域分成壁板的上区段和壁板的下区段，其中壁板的上区段在壁板的下区段的后面或前面可以朝向壁板的下区段移动。

换句话说，壁板的上区段可以例如沿着相对于壁板的下区段的环周方向并朝向壁板的下区段移动。还可设想的是，壁板的下区段可以沿着相对于壁板的上区段的环周方向并朝向壁板的上区段移动。为此，壁板的移动区段可以具有固定装置，利用该固定装置，移动区段与支撑结构连接。同时，固定装置可以允许沿环周方向的运动，其优选地可以在发生碰撞的情况下与支撑元件的运动分离。但是还可能的是，上区段或下区段随着模块的支撑元件的运动与支撑元件一起运动，并且因此例如远离纵向轴线地移动或弯折。

壁板的相对运动的能力具有以下优点：在飞行器机身的下侧发生碰撞和能量吸收元件通过塑性变形吸收能量的情况下，壁板可以跟随例如由于与其耦合的支撑装置朝向机身结构的运动。这防止了壁板在支撑装置或能量吸收元件发生塑性变形时以不受控制的方式受到损坏以及乘客因壁板的被抛出的部分而受伤。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板具有为线缆、线路和/或管道提供至少一个容纳部和/或固定部的区段。

这种区段优选地设置在壁板的背侧上。壁板的背侧在此可以是壁板的背离纵向轴线的表面。用于容纳和/或固定线缆和线路的典型区段可以是：线缆通道、夹具、夹子、卡箍、可以敷设线缆的导管或带有模块化支架的导轨系统。用于容纳和/或固定管道的典型区段可以是：管箍、通道、管道滑轨、圆形夹板、管夹或带模块化支架的导轨系统。

设置至少一个这样的区段具有的优点是，在安装模块期间能够以少的花费敷设线缆、线路和/或管道。这反过来又节省了时间并提高了效率。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板具有如下区段，该区段提供了储存空间。

储存空间是用于容纳诸如行李箱或救生衣之类的物品的空间。

在壁板的区段中提供储存空间具有以下优点：坐邻近壁板或模块处的乘客可以将他的行李件放置在该储存空间中并且从而在其位置中例如具有增加的腿部空间。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，储存空间设置在壁板的下区段中。

例如储存空间可以设置在远离壁板的下区段的区域中，例如以盒子的形式。但是还可设想的是，储存空间如此嵌入壁板的下区段中，即，使得具有储存空间的壁板与不具有储存空间的壁板在壁板内侧上在视觉上仅因用于接近该储存空间的开口而不同。在此，壁板的内侧可以是壁板的面向纵向轴线的一侧。

通过在壁板的下区段设置储存空间，壁板的上区段可以独立地、例如通过设置显示元件来使用。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，壁板具有横向于纵向轴线的侧表面，并且与支撑装置在侧表面之一的至少一部分中连接。

这些侧表面可以优选地是这样的表面，所述表面在一个区域中与壁板的内侧连接并且在另一个区域中与壁板的背侧连接，并且背向壁板。

壁板与支撑装置的这种连接具有的优点是，这种连接能够以技术上简单的方式制造，因此可以在组装模块时快速地进行。这提高了组装模块的效率。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，支撑装置具有至少一个支撑元件，其中支撑元件具有能量吸收元件，其中支撑元件和/或能量吸收元件从平行于机身结构的纵向轴线的方向来看是弧形的，其中在机身结构的纵向轴线的方向上显示出凹入侧。

这种能量吸收元件是连续能量吸收元件的一个例子。连续能量吸收元件是这样的能量吸收元件，其在支撑元件的上端和下端之间的主要区段或甚至整个区段上延伸。由此，动能的吸收和由此造成的塑性变形在全局范围发生，并且因此连续地、遍及支撑元件的能量吸收元件的区域地分布。换句话说，支撑元件本身或其部分可以构成和调整成可塑性变形，从而通过塑性变形吸收能量。

该能量吸收元件可以通过弧形的变形将动能连续地转换为变形能。此外，这样的形状，即从机身结构的纵向轴线看凹入的、呈弧形的形状，在下舱中通过模块的设置减小了所需的空间。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，模块具有带有至少第一支撑元件的支撑装置，其中第一支撑元件具有将下区段与上区段连接的离散的能量吸收元件，其中下区段具有支撑装置的下端并且上区段具有支撑装置的上端，并且其中在下区段相对于上区段发生相对运动时，能量吸收元件塑性变形。

离散能量吸收元件是如下能量吸收元件，其仅在支撑元件的上端和下端之间空间非常有限的区域，例如接头、连接点或耦合点的区域中延伸。由此，动能的吸收和因此造成的塑性变形局部地集中在支撑元件的离散且特定的区域中。

优选地，下区段可以构造为刚性和/或直的下区段。此外，上区段同样可以构造为刚性和/或直的下区段。还可设想的是，多个或所有支撑元件与第一支撑元件相同的构成或者在飞行器机身的限定区域中与第一支撑元件不同。

该实施方式具有易于设计和制造的优点。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，支撑装置或能量吸收元件具有弹簧元件，该弹簧元件超过弹性范围后可塑性变形，或者该弹簧元件与用于吸收能量的阻尼元件组合。

在此，弹簧元件能够以各种方式构成。例如，弹簧元件可以具有螺旋弹簧，该螺旋弹簧在吸收超出其塑性范围的能量时发生卷绕并因此塑性变形。卷绕可以例如这样实现，即螺旋弹簧的第一端固定在下区段上，并且螺旋弹簧的第二端固定在上区段上。

在弹簧元件的另一种形式中，弹簧元件也可以是扭转弹簧。当在上述结构中使用时，这种弹簧也可以在吸收超出其塑性范围的能量时发生弯曲并因此塑性变形。

还可设想的是，弹簧元件是压缩弹簧。在这种情况下，类似于螺旋弹簧，压缩弹簧的第一端可以与支撑元件的下区段连接，压缩弹簧的第二端可以与支撑元件的上区段连接。由此，在支撑元件被操纵时，压缩弹簧在超出其弹性范围时被挤压。

此外，能量吸收元件可以与至少一个阻尼元件耦合以吸收能量。还可设想的是，将呈螺旋弹簧或压缩弹簧形式的弹簧元件与至少一个阻尼元件耦合。阻尼元件可以是例如流体阻尼器。

弹簧元件和阻尼元件的优点在于它们具有技术上简单的结构，因此维护成本低。此外，它们成本低廉并且已知为可靠的机械构件。由此降低了构造模块时的成本并且在发生碰撞的情况下在安装了模块时增加了飞行器机身的安全性。

在根据本发明的第二方面的实施方式中，当模块安装在飞行器机身中时，所述能量吸收元件连续地贴靠在所述支撑元件的表面上和所述中间底板和/或所述机身结构的表面上，使得所述能量吸收元件在所述支撑元件相对于所述中间底板和/或所述机身结构发生相对运动时在它们之间被压缩并且在此在吸收能量的情况下发生塑性变形。

换句话说，能量吸收元件可以是连续的能量吸收元件。这是由于能量吸收元件可以在支撑元件的上端和下端之间的主要区段或整个区段上延伸。当已安装模块时，中间底板可以用作支座，能量吸收元件可以与支座具有持久的接触，即通过能量吸收元件贴靠在中间底板上形成的接触。在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，当已安装模块时，动能可以从飞行器机身的下侧传递到能量吸收元件上。由于与用作支座的中间底板的持久接触，能量吸收元件可以经受压缩，其可以发展成塑性变形。在此，由飞行器机身的下侧传递的动能可以转换成变形能。

然而还可设想的是，当已安装模块时，能量吸收元件贴靠在支撑元件的和机身结构的表面上，尤其是飞行器机身的下侧的机身结构上。在这种情况下，机身结构可以用作支座，能量吸收元件可以与支座建立持久接触，即通过能量吸收元件贴靠在机身结构上形成的接触。在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，当已安装模块时，动能可以从飞行器机身的下侧传递到能量吸收元件上。由于与用作支座的机身结构的持久接触，能量吸收元件可以经受压缩，其可以发展成塑性变形。在此，由飞行器机身的下侧传递的动能可以转换成变形能。

此外还可设想的是，在模块已安装在飞行器机身中并且能量吸收元件以其表面贴靠在机身结构的表面的情况下，能量吸收元件可以构造成壁板的一部分。尤其，在这种情况下，能量吸收元件可以构造成储存空间或容器。该容器可以通过相应的尺寸设计和结构被配置成在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下吸收来自飞行器机身下侧的动能并且经受塑性变形。

具有这种支撑元件的模块的该实施方式具有能够连续吸收能量的优点。此外，具有以这种方式实施的支撑元件的这种模块易于制造。

此外，该目的通过具有根据本发明的第一方面的飞行器机身和/或根据本发明的第二方面的模块的飞行器来实现。

这种飞行器的优点是可以在下舱中运输乘客。此外，通过设置在飞行器中的飞行器机身和/或至少一个模块，可以显著提高在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下下舱中乘客的幸存概率。

在具有带有机身结构和根据本发明的第二方面的模块的飞行器机身的飞行器的实施方式中，机身结构具有能量吸收区域，所述机身结构具有能量吸收区域，所述能量吸收区域设置为平行于所述纵向轴线的理想弯曲线并且被配置成在发生碰撞的情况下经受塑性变形并且吸收能量，其中所述理想弯曲线设置在所述支撑装置固定在所述机身结构上的位置的上方。

换句话说，机身结构可以具有被配置成用于吸收能量的区段。这样的区段也可以称为理想弯曲线。该区段可以例如沿着平行于机身结构的纵向轴线延伸的线延伸。但是，还可设想让该区段沿其他方向延伸。还可设想的是，将这样的区段设置在下舱中的机身结构的两侧，即在下舱的左侧和右侧。该设置可以例如关于如下平面对称，该平面由沿机身结构的纵向轴线的线和垂直于中间底板并且穿过纵向轴线的线展开。此外，用于吸收能量的区段，即理想弯曲线，在模块的支撑装置与飞行器机身的下部的机身结构的连接部之上，并且由此进一步朝向中间底板的方向设置。还可设想的是，机身结构的每侧设置有多于一条的理想弯曲线。最后可设想的是，理想弯曲线面状地构成有沿环周方向的延伸和沿纵向轴线的方向的延伸。

在飞行器机身的下侧发生碰撞的情况下，现在除了模块或者其支撑装置外动能还可以通过理想弯曲线吸收。此时，理想弯曲线可以塑性变形为：使得与理想弯曲线相邻的区域至少部分地向外运动，即远离机身结构的纵向轴线地运动。换句话说，理想弯曲线向外“弯折”。在此，扩大了机身结构和模块的支撑装置之间的空间。这个扩大的空间现在可以例如由塑性变形的支撑装置占据，而支撑装置不与机身结构或设置在其上的外蒙皮发生碰撞。

这具有的优点是，除了模块或者其支撑装置之外，动能也可以通过机身结构吸收。此外，机身结构或外蒙皮保持完整，因为通过塑性变形的支撑装置与机身结构或设置在其上的外蒙皮之间的空间的扩大防止了碰撞。

附图说明

下面参考仅仅例示性的示意图描述根据本发明的发明，其中

图1示出了具有根据本发明的飞行器机身和/或模块的飞行器的实施方式，

图2示出了穿过图1中的飞行器机身的横截面的一部分，

图3示意性地示出了现有技术中的支撑装置和根据本发明的飞行器机身和/或模块的支撑装置，

图4示出了根据本发明的飞行器机身和/或模块的支撑装置的工作方式的示意图，

图5至12示出了根据本发明的飞行器机身和/或模块的支撑装置的优选的实施方式，

图13示出了当与第二模块组装时根据本发明的模块的优选实施方式，

图14示出了根据本发明的带有安装在其上的线缆系统的模块的优选实施方式，并且

图15示出了根据本发明的模块的多个已安装的实施方式。

具体实施方式

图1示出了具有根据本发明的第一方面的飞行器机身3和根据本发明的第二方面的模块的飞行器1。飞行器1或飞行器机身3具有纵向轴线L。纵向轴线L平行于飞行器1在直线飞行中的飞行方向F。

图2示出了来自图1的飞行器机身3的一部分的横截面。飞行器机身3在此具有机身结构5。机身结构5在此具有管的形状，但也可以是飞翼式飞机的乘客区域。飞翼式飞机是没有单独的尾翼、竖直稳定翼片或垂直尾翼的飞行器。管状机身结构5可以具有横向和纵向加强元件或由横向和纵向加强元件形成。横向和纵向加强元件都增加了机身结构5的稳定性和刚性。横向加强元件可以是隔框，其基本上设置在管状机身结构5的环周方向U上。纵向加强元件可以是所谓的桁条，其基本上沿着垂直于环周方向U的轴线、即机身结构5的中心纵向轴线L来设置。机身结构5还可以具有外蒙皮7，其将机身结构5的内部空间9、即舱室内部空间在空间上与机身结构5的外部环境分开。

此外，飞行器机身3具有中间底板11，也称为舱室底板。该中间底板水平地延伸穿过机身结构5的内部空间9，并且优选至少部分地将舱室的内部空间9划分为上舱13和下舱15。在此，上舱13优选地设置在下舱15上方。中间底板11此外固定在机身结构5上，即例如纵向和/或横向加强元件上。上舱13在此可以构造成具有乘客座椅17的舱室，这些乘客座椅具有用于乘客的座位。下舱15可以构造成用于运输乘客的行李和/或货物的货舱。

此外，支撑装置19设置在下舱15中。支撑装置19可以具有至少一个第一支撑元件21。支撑装置19具有上端23和下端25。支撑装置19的上端23与中间底板11固定。支撑装置19的下端25与机身结构5在下舱15中的区段固定。在此，支撑装置19的上端23与支撑装置19的下端25相反。例如，支撑装置19可以固定在横向和/或纵向加强元件上。支撑装置19的与机身结构5固定的下端25形成支撑装置19的支座，由此支撑装置19可以支撑中间底板11。

支撑装置19能够以各种方式形成。例如，支撑装置19可以具有一个、两个或多个支撑元件21。支撑元件21可以例如实施成支柱并且具有上端和下端。支柱在此可以描述具有如下在空间上的延伸或范围的元件，该延伸或范围对应于横向和/或纵向加强元件在空间上的延伸或其多倍。支撑元件21的上端可以各自与中间底板11固定。支撑元件21的下端可以各自与机身结构5在下舱15中的区段固定。例如，支撑元件21可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件可以设置在下舱15的两个边缘区域中，即在下舱15的与外蒙皮7相邻的区域中。

但是也可设想的是，支撑装置19具有一个、两个或多个面板状支撑元件21，即采用面板形式的支撑元件21。面板状支撑元件21可以是这样的支撑元件21，即其具有沿环周方向U的延伸，以及沿机身结构5的纵向轴线L的延伸。例如，面板状支撑元件21可以具有在飞行器机身3的纵向轴线L上的延伸，所述延伸处于横向加强元件的间距的范围内，或处于该间距的一倍或多倍。此外，面板状支撑元件21可以具有在飞行器机身3的环周方向U上的延伸，所述延伸处于纵向加强元件的间距的范围内，或处于该间距的一倍或多倍。最后可设想的是，将多个面板状支撑元件21设置在下舱15中并且支撑中间底板11。面板状支撑元件21也可以各自具有上端和下端。在此，支撑元件21的上端可以各自与中间底板11固定。支撑元件21的下端可以各自与机身结构5在下舱15中的区段固定。例如，支撑元件21可以各自固定在一个或多个横向和/或纵向加强元件上。支撑元件21可以设置在下舱15的两个边缘区域中，即在下舱15的与外蒙皮7相邻的区域中。

从机身结构5的纵向轴线L观察，支撑装置19具有凹入的形状。凹入的形状意味着支撑装置19优选地具有在下端23和上端25之间的区域，该区域不是直线的而是非直线的。特别地，支撑装置19可以朝向机身结构5弯折或弯曲，并因此远离机身3的纵向轴线L地弯折或弯曲。

此外支撑装置19在上端23和下端25之间具有能量吸收元件27。能量吸收元件27可以例如设置在支撑装置19的上端23和支撑装置19的下端25之间的限定的局部区域中。但是也可设想的是，能量吸收元件27从上端23延伸到下端25并且因此整体上延伸过大于一半的支撑装置19或甚至整个支撑装置19。能量吸收元件27被配置为用于吸收动能，特别是来自碰撞的能量。

能量吸收元件27此外被配置为，使得在飞行器机身3的下侧29发生限定的碰撞的情况下，能量吸收元件27吸收限定大小的动能。该动能源自机身结构5的与支撑装置19的下端25连接的部分。当承受或者说吸收来自碰撞的动能时，能量吸收元件27经受限定的塑性变形。塑性变形在此是指将来自碰撞的动能转换成另一种能量形式，例如变形能或热量。

此外，图2示出了飞行器机身3的横截面中的模块35。模块35设置用于安装在飞行器机身3中，并且在图2中以内置的、即已安装的状态示出。

模块35具有支撑装置37。支撑装置37可以具有至少一个第一支撑元件39。支撑装置37具有上端41和下端43。支撑装置37的上端41被配置成，用于与中间底板11连接或固定。支撑装置37的下端43被配置成，用于与机身结构5在下舱15中的区段固定。在此，支撑装置37的上端41可以与支撑装置37的下端43相反。例如，当模块35安装在飞行器机身3中时，支撑装置37可以固定在横向和/或纵向加强元件上。在这种情况下，支撑装置37的与机身结构5固定的下端43可以形成支撑装置37的支座，由此支撑装置37可以支撑中间底板11。

此外，模块35具有壁板44。尤其地，壁板44可以是壁衬板元件。壁板44沿纵向轴线L并沿着环周方向U延伸。在此，当模块35安装在飞行器机身3中时，模块35的纵向轴线L可以是飞行器机身3的同一个纵向轴线L。然而，还可设想的是，当模块35未安装在飞行器机身3中时，模块的纵向轴线L描述模块35在模块35的纵向轴线上的轴线，但其中当模块35安装在飞行器机身3中时，模块35的纵向轴线L可以与飞行器机身3的纵向轴线L重合。当模块35安装在飞行器机身3中时，环周方向U可以是飞行器机身3的环周方向U。还可设想的是，当模块35未安装在飞行器机身3中时，环周方向U描述模块35在沿着垂直于模块35的纵向轴线L的方向上的方向，优选地是弯曲的方向，其中当模块35安装在飞行器机身3中时，模块35的环周方向U可以与飞行器机身3的环周方向U重合。因此，壁板44可以构造成板状元件，其中该板状元件可以不具有或具有至少一个带曲率半径的弯曲部。

此外，壁板44与支撑装置37连接。连接可以是直接连接或间接连接。直接连接可以是这样的连接，即其中壁板44的表面的至少一部分贴靠在支撑装置37的表面的一部分上。间接连接可以是这样的连接，即其中壁板44的表面的至少一部分贴靠在中间元件的一部分或一组中间元件的一部分上。那么支撑装置37的表面的一部分又可以贴靠在中间元件的表面的或一组中间元件的表面的至少另一部分上。

支撑装置37能够以各种方式构造而成。例如，支撑装置37可以具有一个、两个或多个支撑元件39。支撑元件39可以例如实施成支柱并且具有上端和下端。支柱在此可以描述为具有在空间上的延伸或范围的元件，所述延伸或所述范围相当于在飞行器机身3中的横向和/或纵向加强元件的空间延伸或其多倍。

支撑装置37具有从纵向轴线L观察、例如从机身结构5或飞行器机身3的纵向轴线L观察凹入的形状。凹入意味着支撑装置37优选地具有在下端43和上端41之间的区域，该区域不是直线的而是非直线的。尤其地，支撑装置37可以远离飞行器机身3的纵向轴线L地弯折或弯曲。

此外支撑装置37在上端41和下端43之间具有能量吸收元件45。能量吸收元件45可以例如设置在支撑装置37的上端41和支撑装置37的下端43之间的限定的局部区域中。但是也可设想的是，使能量吸收元件45从支撑装置37的上端41延伸到支撑装置37的下端43并且因此整体上延伸过大于一半的支撑装置37或甚至整个支撑装置37。

如同支撑装置的能量吸收元件27一样，能量吸收元件45被配置成用于：在模块35如图2所示安装在飞行器机身3中、也就是模块35的支撑装置37的下端43与飞行器机身3的下舱15中的机身结构3连接时，并且在支撑装置37的上端43与飞行器机身3中的中间底板11连接时，吸收动能，尤其是来自飞行器机身3的下侧29的限定的碰撞的能量。在这种情况下，能量吸收元件45被配置成经受限定的塑性变形，并且由此吸收机身结构5的与支撑装置37的下端43连接的部件的限定大小的动能。塑性变形在此是指从碰撞中的动能转换成另一种形式的能量，例如变形能或热量。

在飞行器机身3的支撑装置19中和在模块35的支撑装置37中，由能量吸收元件27或45吸收的限定大小的能量被选择为相等的。

由飞行器机身3的支撑装置19的能量吸收元件27吸收的能量的限定大小选择为：使得在飞行器机身3的下侧29处的机身结构5发生碰撞的情况下，下舱15不会完全变形。下舱15最多如此变形：使得在碰撞期间和之后下舱15具有最小高度MH。最小高度MH在此描述了设置在下舱中的乘客座椅的座椅表面与中间底板之间的高度或垂直距离。换句话说，最小高度MH是下舱15的高度UH减去座椅表面31超出下舱15的底部33的高度SH。在发生碰撞的情况下，不得低于此最小高度MH。通过下舱15的最小高度MH，在发生碰撞的任何情况下仍然保留针对位于下舱中的乘客的“幸存空间”，因此增加了他们的幸存机会。

这同样适用于模块35的能量吸收元件45：由能量吸收元件45吸收的能量的限定大小和限定的塑性变形选择为：使得在发生碰撞的情况下，飞行器机身3的下侧29处的机身结构5发生最大如此程度的变形，即，使得不低于在下舱15中设置的乘客座椅17的乘客座椅的座椅表面31与中间底板11之间的最小高度MH。因此，能量吸收元件45从飞行器机身3的下侧29的机身结构5吸收如此限定大小的动能：使得下舱15没有完全变形，并且在碰撞期间和之后在下舱15中存在针对乘客的“幸存空间”。在飞行器机身3的下侧29发生碰撞的情况下，该幸存空间增加了下舱15中乘客的幸存机会。在此，下舱15最多如此变形：使得在碰撞期间和之后下舱15具有最小高度MH。最小高度MH在此描述了设置在下舱15中的乘客座椅17的座椅表面31与中间底板11之间的高度或垂直距离。换句话说，正如在飞行器机身3的支撑装置19中那样，最小高度MH描述了下舱15的高度UH减去座椅表面31超出下舱15的底部33的高度SH。该最小高度MH在当前情况下为1.80m，并且在发生碰撞的情况下不得低于该高度。通过下舱15的最小高度MH，在发生碰撞的任何情况下仍然保留针对处于下舱15中的乘客的“幸存空间”，因此增加了他们的幸存机会。

此外，理想弯曲线47设置在机身结构5中。理想弯曲线47提供能量吸收区域，该能量吸收区域直线地平行于纵向轴线L设置。理想弯曲线47还被配置成在飞行器机身3的下侧29发生碰撞的情况下经受塑性变形并吸收能量。为此，理想弯曲线47设置在飞行器机身3的支撑装置19和/或模块35的支撑装置37固定在机身结构3的位置的上方(即进一步朝向中间底板11的方向)。

如图2所示，飞行器机身3或安装在飞行器机身中的模块35的支撑装置19、37具有如下优点：由于支撑装置19或模块35在下舱15中的基本上凹入的形状，与具有在中间底板11和机身结构5上的相同安装点的呈直线的支撑结构相比，支撑装置19或模块35的空间需求显著降低。因此，由于飞行器机身3和模块35的支撑装置19的凹入形状而不需要的下舱15中的空间也可以用于安置乘客。此外，飞行器机身3的支撑装置19的能量吸收元件27和模块35的能量吸收元件45都确保了在发生碰撞时乘客的幸存。

在图3中阐明了飞行器机身3和模块35的支撑装置19的两个实施方式的不同空间需求。

图3a、3b示出了来自图2中的下舱15的截面的一部分。在此，图3a示出了根据本发明的支撑装置19，其以其上端23固定在中间底板11上的上安装点49处。此外，支撑装置19以其下端25固定在机身结构5上的下安装点51上。此外，在上安装点49和下安装点51之间示出了直接的直线连接53，其可以是现有技术中的直接的直线支撑装置。最后，与直接的直线连接53相比，由根据本发明的支撑装置19的凹入形状释放的空间55a在图3a中通过阴影线示出。

对于图3b中的模块35也产生类似的空间优势。在图3b中，模块35的上端41固定到中间底板11上的上安装点57。模块35的下端43固定在机身结构5的下安装点59。在这种情况下，也示出了直接的直线连接53，其可以对应于现有技术中的直线支撑装置。模块35还具有储存空间61。如图3a中所示，由于模块35而不太需要的且与直接的直线连接53相比所释放的空间55b在图3b中通过阴影线示出。应该注意的是，阴影线只强调“开放”的自由空间。除了这个“开放”的空间、即从模块35外部直接可使用的空间外，还应算入储存空间61。在储存空间61中，可以例如存放乘客的行李件或者可以用作垃圾桶。

图3a和3b中的阴影区域清楚地示出了空间优势，即空间增益，其通过飞行器机身3的根据本发明的支撑装置19或通过模块35来获得。

图4示出了根据本发明的第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的实施方式的示意性结构。在此，支撑装置19具有至少一个第一支撑元件21。第一支撑元件21具有下区段63和上区段65，该下区段和该上区段通过能量吸收元件27连接。下区段63具有下端25。下端25固定在机身结构5上的下安装点51上。上端23固定在中间底板11上的上安装点49上。

图4中所示的能量吸收元件27是离散的能量吸收元件27。离散能量吸收元件27是这样一种能量吸收元件27，其仅在支撑元件21的上端和下端43之间空间非常有限的区域，例如接头、连接点或耦合点的区域中延伸。由此，动能的吸收和因此造成的塑性变形局部地集中在支撑元件21的离散且特定的区域中。

离散能量吸收元件27如下发挥作用。在飞行器机身3的下侧29发生碰撞的情况下，支撑元件21经受力F₁。由于支撑元件21既连接到机身结构5又连接到中间底板11，并且中间底板11用作支座，因此支撑元件21经受与力F₁基本相反的反作用力F₂。此外，由于能量吸收元件吸收动能的能力，能量吸收元件提供了另一个反作用力组件，其与反作用力F₂形成整个反作用力。

能量吸收元件27在发生碰撞的情况下吸收动能，从而在背离纵向轴线L的方向A上变形。由此产生支撑元件21沿背离纵向轴线L的方向A定向的运动，其具有水平偏移V₁和竖直偏移V₂。在支撑元件21吸收了限定的能量之后，它占据图4中虚线所示的位置。在这种情况下，支撑装置19的支撑元件21的能量吸收元件27吸收了如此多的能量：使得不低于飞行器机身3的下舱15中的最小高度MH，并且因此停留在其中的乘客具有明显的幸存概率。

图5示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的在图4中示意性地示出的支撑元件21的另一实施方式。

在此，支撑元件21具有能量吸收元件27、弹簧元件67，该弹簧元件在弹性范围上可塑性变形。还可设想的是，使支撑元件具有至少一个阻尼元件69，该阻尼元件与弹簧元件67组合用于吸收能量。

此外，下区段63和上区段65是铰接的，即以接头71彼此连接，其中弹簧元件67在接头71上具有扭转弹簧。弹簧元件67也可以具有线性压缩弹簧，其在下区段63和上区段65之间与接头71间隔开地固定。

图6示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的在图4中示意性地示出的支撑元件21的另一实施方式。

在支撑元件21中，能量吸收元件27具有扭转元件73。扭转元件73安装在支撑元件21的下区段63的上端23和上区段65的下端25之间。此外，扭转元件73在下区段63和上区段65的相对旋转运动期间相对于彼此扭转，并且在此塑性变形。

图7示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的在图4中示意性地示出的支撑元件21的另一实施方式。

在该实施方式中，至少一个第一支撑元件21也具有离散的能量吸收元件27，其将下区段63与上区段65连接。下区段63具有下端25并且上区段65具有支撑装置19的上端23。

此外，下区段63和上区段65部分地重叠，使得下区段的上端在上区段的下端上面。弹簧元件67包括线性拉伸弹簧75，其连接下区段的上端和上区段的下端，并且在下区段63和上区段65相对于彼此的相对运动时承受拉伸负荷并且在此吸收能量。

最后，飞行器机身3的机身结构5具有能量吸收区域。该能量吸收区域设置并被配置成平行于纵向轴线L的理想弯曲线47，以在发生碰撞的情况下经受塑性变形并且吸收能量。在此，理想弯曲线47设置在支撑装置19固定在机身结构5上的位置的上方。

图8示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的支撑元件21的实施方式。在该实施方式中，支撑装置19具有至少一个第一支撑元件21，连续能量吸收元件27。所述连续能量吸收元件27连续地、例如以弧形件77的形式至少在支撑元件21的长度的一部分上、优选在其整个长度上在支撑装置19的上端23和下端25之间分布。支撑元件21在其上端23处固定在中间底板11上的上安装点49上。此外，支撑元件21在其端部25处连接在机身结构5上的下安装点51上。

连续能量吸收元件27是这样的能量吸收元件27，其在支撑元件19的上端23和下端25之间的大部分区段或甚至在整个区段上延伸。由此，动能的吸收和由此塑性变形在全局范围发生，并且因此连续地、遍及支撑元件21的能量吸收元件27的区域地分布。换句话说，支撑元件21本身或其部分可以构造和调整成塑性变形的样式，从而通过塑性变形吸收能量。

连续能量吸收元件27如下发挥作用。在飞行器机身3的下侧29发生碰撞的情况下，支撑元件21经受力F₁。由于支撑元件21既连接到机身结构5又连接到中间底板11，并且中间底板11用作支座，因此支撑元件21经受与力F₁基本相反的反作用力F₂。此外，由于其吸收动能的能力，能量吸收元件提供了另一个反作用力组件，其与反作用力F₂共同形成整个反作用力。

能量吸收元件27在发生碰撞的情况下吸收动能，并且由此在背离纵向轴线L的方向A上持续变形。由此产生支撑元件21沿背离纵向轴线L的方向A定向的运动，其具有水平偏移V₁和竖直偏移V₂。在支撑元件21吸收了限定的能量之后，它占据图8中虚线所示的位置。在这种情况下，支撑装置19的支撑元件21的能量吸收元件27吸收了如此多的能量，即，使得不低于飞行器机身3的下舱15中的最小高度MH，并且因此停留在其中的乘客具有明显的幸存概率。

此外，能量吸收元件27可以在支撑元件21相对于中间底板11和/或机身结构5进行相对运动时在它们之间被压缩，并且在此在吸收能量的情况下塑性变形。

图9示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的支撑装置19的支撑元件21的实施方式。

在该实施方式中，至少一个第一支撑元件21具有外部支撑的能量吸收元件27。该外部支撑的能量吸收元件27在第一端79处与支撑元件21固定。此外，能量吸收元件27在第二端81处与中间底板11或与机身结构5连接。

此外，能量吸收元件27具有线性弹簧元件67，其超过弹性范围后可塑性变形。弹簧元件67形成为压缩弹簧，该压缩弹簧在第一端79与支撑元件21连接，并且在相反的另一第二端81处与中间底板11连接。然而，弹簧元件67也可以形成为拉伸弹簧，该拉伸弹簧在第一端79处与支撑元件21连接并且在相反的另一第二端81处与机身结构5连接。

图10和11各自示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的在图9中所示的支撑装置19的另一实施方式。

在图10的实施方式中，实施为所谓的碰撞元件的能量吸收元件27连续地贴靠在支撑元件21的表面83以及中间底板11的表面85上，使得能量吸收元件27在支撑元件21相对于中间底板11相对运动时在它们之间被压缩并且在此在吸收能量的情况下塑性变形。

在图11的实施方式中，能量吸收元件27也实施为碰撞元件。能量吸收元件27如此设置在支撑元件21的下区段63和上区段65之间：使得在由于下区段63和上区段65的相对运动而发生碰撞的情况下，碰撞元件塑性变形并因此从碰撞中吸收动能。

图12示出了根据本发明第一方面的飞行器机身3的在图9中所示的支撑装置19的另一实施方式。在该实施方式中，能量吸收元件27连续地贴靠在支撑元件21的表面上和机身结构的表面上，并且同样可以构造为碰撞元件。由此，能量吸收元件27可以在支撑元件21相对于机身结构5进行相对运动时在它们之间被压缩，并且在此在吸收能量的情况下塑性变形。此外还可设想的是，除了构造为碰撞元件的能量吸收元件27之外，设置另一能量吸收元件28。该另一能量吸收元件可以例如将支撑元件的上区段65和下区段63彼此连接起来。

图13示出了根据本发明的第二方面的模块35的实施方式。

模块35具有支撑装置37和壁板44，该壁板沿纵向轴线L并沿环周方向U延伸。支撑装置37具有下端87和上端89。下端87被配置成与飞行器机身3的下舱15中的机身结构5连接。上端89被配置成与飞行器机身3中的中间底板11连接。壁板44还与支撑装置37连接。从纵向轴线L观察，支撑装置37具有凹入的形状。

此外，在上端89和下端87之间设置有能量吸收元件45，其被配置成使得在飞行器机身3的下侧29发生限定的碰撞的情况下，当模块35安装在飞行器机身3中时，能量吸收元件45经受限定的塑性变形。由于限定的塑性变形，机身结构5的与支撑装置37的下端87连接的部件的限定大小的动能被吸收。为此，支撑装置37的下端87必须与飞行器机身3的下舱15中的机身结构5连接。此外，支撑装置37的上端89必须与飞行器机身3中的中间底板11连接。

此外，壁板44具有壁板44的上区段91和壁板44的下区段93。壁板44的上区段91与壁板44的下区段93通过铰接区域95可移动地连接。由此，当支撑装置37在远离纵向轴线L的方向上移动时，壁板44的上区段93和下区段95可以跟随该移动而不会断裂。

此外，在壁板44的下区段93中设置有储存空间97，其可以通过手柄99打开。在储存空间97中，可以例如储存乘客的行李件。

图13还示出了第二模块101。该第二模块可以是根据本发明的第二方面的模块。然而还可行的是，第二模块仅具有壁板44，其具有上区段91和下区段93以及设置在下区段93中的储存空间97。第二模块101可以与模块35通过固定装置103连接。此外，第二模块101(如模块35一样)具有用于安装在机身结构5上的固定装置105。

图14以示意性的侧视图示出了根据本发明第二方面的在图13中所示的模块35的实施方式。模块35具有区段107，其为线缆、线路和/或管道提供至少一个容纳部109和/或固定部。该区段107设置在壁板44的背侧111上。壁板44的背侧111在此是壁板44的背离纵向轴线L的表面并且与内侧113相反。

图15同样示出了根据本发明第二方面的在图13中所示的模块35的多个实施方式。在图15中，多个模块35彼此固定。此外，每个模块35都具有显示元件115。借助于显示元件115，显示例如飞行器1的外部视图。

Claims (15)

1.一种用于在下舱(15)中运输乘客的飞行器机身(3)，所述飞行器机身具有：

机身结构(3)，其沿纵向轴线(L)呈管状延伸并包围内部空间(9)；

中间底板(11)，所述中间底板被固定在所述机身结构(5)上、(水平地)延伸穿过所述内部空间(9)、并将所述内部空间分成上舱(13)和下舱(15)；

用于将所述中间底板(11)支撑在所述机身结构(5)上的支撑装置(19)，其中所述支撑装置(19)以上端(23)固定在所述中间底板(11)上并且以相反的下端(25)在下舱(15)中固定在所述机身结构(5)上，其特征在于，

从所述纵轴线(L)向所述机身结构(5)观察，所述支撑装置(19)具有凹入的形状，

所述支撑装置(19)在所述上端(23)与所述下端(25)之间具有能量吸收元件(27)，并且

所述能量吸收元件(27)被配置成使得在所述飞行器机身(3)的下侧(29)发生限定的碰撞的情况下，所述能量吸收元件(27)经受限定的塑性变形，并且所述能量吸收元件在此吸收所述机身结构(5)的与所述支撑装置(19)的所述下端(25)连接的部件的限定大小的动能，并且所限定的塑性变形和所吸收的能量的限定大小选择为：使得在发生碰撞的情况下，在所述飞行器机身(3)的所述下侧(29)的所述机身结构(5)发生最大如此程度的变形，即不低于在所述下舱(15)中设置的乘客座椅(17)的座椅表面(31)与所述中间底板(11)之间的最小高度(MH)。

2.根据权利要求1所述的飞行器机身(3)，其中所述支撑装置(27)具有在所述纵向轴线(L)的方向上彼此相继的多个支撑元件(21)。

3.根据权利要求2所述的飞行器机身(3)，其中至少一个第一支撑元件(21)具有将下区段(63)与上区段(65)连接的离散的能量吸收元件(27)，其中所述下区段(63)具有所述支撑装置(19)的所述下端(25)，并且所述上区段(65)具有所述支撑装置的所述上端(23)，并且其中在所述下区段(63)相对于所述上区段(65)发生相对运动时，所述能量吸收元件(27)塑性变形。

4.根据权利要求3所述的飞行器机身(3)，其中所述能量吸收元件(27)具有弹簧元件(67)，所述弹簧元件超过弹性范围后塑性变形，或者所述弹簧元件与阻尼元件(69)组合以用于吸收能量。

5.根据权利要求4所述的飞行器机身(3)，其中所述下区段(63)和所述上区段(65)铰接地彼此连接，其中所述弹簧元件(67)在所述接头(71)处具有扭转弹簧，和/或其中所述弹簧元件(67)具有线性的压缩弹簧，所述压缩弹簧与所述接头(71)间隔开地固定在所述下区段与所述上区段之间。

6.根据权利要求4所述的飞行器机身(3)，其中所述下区段(63)和所述上区段(65)部分地重叠，使得所述下区段(63)的上端位于所述上区段(65)的下端上方，并且其中所述弹簧元件(67)包括线性拉伸弹簧，所述线性拉伸弹簧将所述下区段(63)的所述上端和所述上区段(65)的所述下端相连接，并且所述线性拉伸弹簧在所述下区段和所述上区段(63，65)相对于彼此进行相对运动时承受拉伸负荷并且在此吸收能量。

7.根据权利要求3所述的飞行器机身(3)，其中所述能量吸收元件(27)具有扭转元件(73)，所述扭转元件安装在所述支撑元件(21)的所述下区段(63)的上端与所述上区段(65)的下端之间，并且所述扭转元件在所述下区段和所述上区段(63，65)发生相对旋转运动时相对于彼此扭转并且在此塑性变形。

8.根据权利要求2所述的飞行器机身(3)，其中至少一个第一支撑元件(21)具有连续能量吸收元件(27)，所述连续能量吸收元件连续地至少在所述支撑元件(21)的长度的一部分上、优选在其整个长度上分布在所述支撑装置(19)的所述上端与所述下端(23、25)之间。

9.根据权利要求2所述的飞行器机身(3)，其中至少一个第一支撑元件(21)具有外部支撑的能量吸收元件(27)，所述能量吸收元件在第一端(79)与所述支撑元件(21)固定，并且在第二端(81)与所述中间底板(11)或与所述机身结构(5)连接。

10.根据权利要求9所述的飞行器机身(3)，其中所述能量吸收元件(27)具有线性弹簧元件(67)，所述线性弹簧元件超过所述弹性范围后能塑性变形。

11.根据权利要求10所述的飞行器机身(3)，其中所述弹簧元件(67)或者形成为压缩弹簧，所述压缩弹簧在一端与所述支撑元件(21)连接并且在相反的另一端与所述中间底板(11)连接；或者形成为拉伸弹簧，所述拉伸弹簧在一端与所述支撑元件(21)连接并且在相反的另一端与所述机身结构(5)连接。

12.根据权利要求2所述的飞行器机身(3)，其中所述能量吸收元件(27)连续地贴靠在所述支撑元件(21)的表面上和所述中间底板(11)和/或所述机身结构(5)的表面上，使得所述能量吸收元件(27)在所述支撑元件(21)相对于所述中间底板(11)和/或所述机身结构(5)发生相对运动时在它们之间被压缩并且在此在吸收能量的情况下发生塑性变形。

13.根据前述权利要求之一所述的飞行器机身(3)，其特征在于，所述机身结构(5)具有能量吸收区域，所述能量吸收区域设置为平行于所述纵向轴线(L)的理想弯曲线(47)，并且被配置成在发生碰撞的情况下经受塑性变形并且吸收能量，其中所述理想弯曲线(47)设置在所述支撑装置(19)固定在所述机身结构(5)上的位置的上方。

14.一种用于安装在飞行器机身(3)中的模块(35)，所述模块具有：

支撑装置(37)，以及

壁板(44)，其沿纵向轴线(L)并沿环周方向(U)延伸，

其中所述支撑装置(37)具有下端(41)和上端(43)，其中所述下端(41)被配置成与所述飞行器机身(3)的下舱(15)中的机身结构(5)连接，并且所述上端(43)被配置成与所述飞行器机身(3)中的中间底板(11)连接，

其中所述壁板(44)与所述支撑装置(37)连接，

其中从所述纵向轴线(L)观察，所述支撑装置(37)具有凹入的形状，

其中所述支撑装置(37)在所述上端(41)与所述下端(43)之间具有能量吸收元件(45)，

其中所述能量吸收元件(45)被配置成：使得在所述飞行器机身(3)的下侧(29)发生限定的碰撞的情况下，在所述模块(35)安装在飞行器机身(3)中时，所述能量吸收元件(45)经受限定的塑性变形并且在此吸收所述机身结构(5)的与所述支撑装置(37)的所述下端(43)连接的部件的限定大小的动能，前提是所述支撑装置(37)的所述下端(43)与所述飞行器机身(3)的所述下舱(15)中的所述机身结构(5)连接并且所述支撑装置(37)的所述上端(41)与所述飞行器机身(3)中的所述中间底板(11)连接，并且

其中所限定的塑性变形和所吸收的能量的限定大小选择为：使得在发生碰撞的情况下，在所述飞行器机身(3)的所述下侧(29)的所述机身结构(5)发生最大如此程度的变形，即，不低于在所述下舱(15)中设置的乘客座椅(17)的座椅表面(31)与所述中间底板(11)之间的最小高度(MH)。

15.一种飞行器，其具有根据权利要求1所述的飞行器机身或具有根据权利要求14所述的模块。