CN110733625A - 压力舱壁和安装方法 - Google Patents

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CN110733625A CN201910653511.6A CN201910653511A CN110733625A CN 110733625 A CN110733625 A CN 110733625A CN 201910653511 A CN201910653511 A CN 201910653511A CN 110733625 A CN110733625 A CN 110733625A
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Abstract

压力舱壁和安装方法。公开了一种航空器的压力舱壁和相关的安装方法。压力舱壁包括上舱壁部分和下舱壁部分，上舱壁部分将设置在航空器的地板上方的第一加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，下舱壁部分将设置在航空器的地板下方的第二加压舱室与航空器的非加压区密封分隔。安装方法可以包括在上舱壁部分之前安装下舱壁部分，以便于安装其他部件。

Description

压力舱壁和安装方法
技术领域
本公开总体上涉及航空器，更具体地说，涉及航空器的压力舱壁。
背景技术
后压力舱壁通常用在航空器机身的尾部中，以便在航空器的加压客舱与航空器的尾部之间提供密封，航空器的尾部基本上处于会根据航空器的海拔高度而变化的环境压力下。压力舱壁通常具有与机身的内壁基本一致的外部圆形。在一些航空器上，具有传统金属构造的后压力舱壁可能相对较重，并可能对重量和平衡管理造成挑战。此外，由于可能有几个系统(例如，电动、液压、气动)贯穿件穿过后压力舱壁，所以传统后压力舱壁的安装可能是耗时和劳动密集型的。需要得到改进。
发明内容
一方面，本公开描述了一种航空器的压力舱壁。压力舱壁包括:
上舱壁部分，其将设置在航空器的地板上方的第一加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，上舱壁部分主要由纤维增强复合材料制成；和
下舱壁部分，其将设置在航空器的地板下方的第二加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，下舱壁部分主要由金属材料制成。
上舱壁部分可以是基本非平面的。
上舱壁部分可以是圆顶形的。
下舱壁部分可以是基本平面的。
上舱壁部分可以比下舱壁部分跨越更大的面积。
上舱壁部分的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的20％至40％之间。
上舱壁部分的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的25％至35％之间。
上舱壁部分的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的大约30％。
实施例可以包括上述特征的组合。
另一方面，本公开描述了一种航空器的压力舱壁。压力舱壁包括:
上舱壁部分，其将设置在航空器的地板上方的第一加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，上舱壁部分是基本非平面的；和
下舱壁部分，其将设置在航空器的地板下方的第二加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，下舱壁部分是基本平面的。
上舱壁部分可以是圆顶形的。
上舱壁部分可以比下舱壁部分跨越更大的面积。
上舱壁部分可以包括纤维增强复合材料，下舱壁部分可以包括金属材料。
纤维增强复合材料的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的20％至40％之间。
纤维增强复合材料的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的25％至35％之间。
纤维增强复合材料的重量可以占上舱壁部分和下舱壁部分的组合重量的大约30％。
实施例可以包括上述特征的组合。
在另一方面，本公开描述了一种包括如本文所述的压力舱壁的航空器。
另一方面，本公开描述了一种用于在航空器中安装后压力舱壁的方法。该方法包括：
在航空器中安装下舱壁部分，下舱壁部分被构造用以：在航空器的操作期间，下舱壁部分将设置在航空器的地板下方的加压舱室与航空器的非加压区分隔；和
在安装下舱壁部分之后，在航空器中安装上舱壁部分，上舱壁部分被配构造用以：在航空器的操作期间，上舱壁部分将设置在航空器的地板上方的加压舱室与航空器的非加压区分隔。
该方法可以包括：在安装下舱壁部分之后和安装上舱壁部分之前，在航空器的非加压区中安装一个或多个部件。
该方法可以包括：在安装下舱壁部分之后和安装上舱壁部分之前，穿过下舱壁部分建立一个或多个系统贯穿件。
该方法可以包括：在安装下舱壁部分之后和安装上舱壁部分之前，穿过下舱壁部分建立一个或多个电连接。
该方法可以包括：在安装下舱壁部分之后和安装上舱壁部分之前，穿过下舱壁部分建立一个或多个流体连接。
该方法可以包括：在安装上舱壁部分之前，形成穿过上舱壁部分的一个或多个系统贯穿孔。
该方法可以包括：在安装上舱壁部分之后，穿过上舱壁部分建立一个或多个系统贯穿件。
该方法可以包括：在安装下舱壁部分之后和安装上舱壁部分之前，将一个或多个部件安装在设置于航空器的地板下方的舱室内。
在一些实施例中，下舱壁部分是基本平面的，上舱壁部分是基本非平面的。
在一些实施例中，上舱壁部分主要由纤维增强复合材料制成，下舱壁部分主要由金属材料制成。
在一些实施例中，上舱壁部分比下舱壁部分跨越更大的面积。
实施例可以包括上述特征的组合。
从下面包括的详细描述和附图中，本申请主题的这些和其他方面的进一步细节将变得明显。
附图说明
现在参考附图，其中：
图1是包括压力舱壁的示例性航空器的俯视平面图；
图2是安装在图1的航空器机身的内部的示例性压力舱壁的透视图；
图3是从压力舱壁后部的位置沿航空器机身的纵向轴线观察的图2的压力舱壁的立面图；
图4是图2的压力舱壁的示意性侧轮廓；
图5是压力舱壁的上部与航空器的机身之间的示例性结构连接的示意性侧视图；
图6是压力舱壁的上部与压力舱壁的下部之间的示例性结构连接的示意性侧视图；
图7是用于在航空器中安装压力舱壁的方法的流程图；和
图8是压力舱壁的下部的部分的放大透视图，管道延伸穿过该部分。
具体实施方式
以下公开内容涉及一种压力舱壁构造，其用于将航空器的加压区与航空器的非加压区密封分隔。在一些实施例中，压力舱壁可以包括上舱壁部分和下舱壁部分，上舱壁部分将设置在航空器的地板上方的第一加压舱室与航空器的非加压区密封分隔，下舱壁部分将设置在航空器的地板下方的第二加压舱室与航空器的非加压区密封分隔。在一些实施例中，上舱壁部分可以由纤维增强复合材料制成，下舱壁部分可以由金属材料制成。在一些实施例中，压力舱壁的总重量可以低于基本上整体由金属材料制成的相当的单件压力舱壁。
单独的上舱壁部分和下舱壁部分可以在航空器的组装期间单独地在不同时间安装在航空器上。例如，可以首先安装下舱壁部分，而在还没有安装上舱壁部分的情况下，可以在航空器上进行其他安装步骤。在其他安装步骤期间没有上舱壁部分可以增加额外人员参与所述其他安装步骤的接近性(access)。这可以便于安装并减少安装时间，尤其是在压力舱壁是后压力舱壁并且压力舱壁的后部空间(例如，在较小航空器的尾部)相对较小但仍然包含航空器中不同系统的几个部件的情况下。
在一些实施例中，上舱壁部分可以是基本非平面的，下舱壁部分可以是基本平面的。基本平面的下舱壁部分也能够便于系统在航空器中的安装，并且也便于系统贯穿件穿过下舱壁部分的安装。
在各种实施例中，本文公开的压力舱壁可以具有其他相关联的优点。例如，(例如，整个)复合上舱壁部分可以位于航空器的地板上方，其中可以降低与上舱壁部分相关联的电偶腐蚀的风险。金属下舱壁部分可促进系统的电气接地，并提供系统贯穿件在那里穿过定位的灵活性。在一些实施例中，与现有压力舱壁相关联的生产和组装成本相比，本文公开的压力舱壁可以促进生产和组装成本的降低。此外，与跨越航空器的地板上方和下方区域的另一更大的圆顶形复合舱壁相比，仅在地板上方使用非平面(例如圆顶形)的上舱壁部分能够允许更浅的圆顶形上舱壁部分。
通过参考附图来描述各种实施例的各方面。
图1是示例性航空器10的俯视平面图，其包括如本文所述的压力舱壁12。航空器10可以是任何类型的航空器，例如适用于民用航空的公司航空器(例如商务机)、私人航空器、商用航空器和客机。例如，航空器10可以是窄体双引擎喷气式班机，或者可以是超远程商务机。航空器10可以是固定翼航空器。航空器10可以包括机翼14、机身16、一个或多个发动机18和尾翼20。
压力舱壁12可以是后压力舱壁，也可以称为机尾压力舱壁。航空器10可以包括设置在机身16的内部且在压力舱壁12的前方的加压区22，以及设置在机身16的内部且在压力舱壁12的后方的非加压区24。加压区22可以包括例如航空器10的客舱、货物区和/或驾驶舱。航空器10可以包括合适的加压系统(未示出)，该加压系统被构造用以在航空器10的飞行期间在加压区22内保持期望的压力，以便在较高海拔高度飞行时为乘客和机组人员保持安全舒适的环境。非加压区24可以设置在航空器10的尾部/后部，并且可以包括航空器10的一个或多个系统的一个或多个部件26。例如，在各种实施例中，部件26可以包括或作为以下一个或多个部件的一部分：辅助动力单元(APU)、燃料箱/系统、电气系统的部件、液压系统的部件、环境控制系统(ECS)的部件以及火灾探测和灭火系统(FIDEX)的部件。在一些商务机中，为了尽可能使客舱没有系统管道和部件26，优选地将一些或大多数的系统部件26设置在航空器10的尾部。一些部件26也可以位于航空器10的加压区22中，并且可以经由延伸穿过压力舱壁12的系统贯穿件28(馈通)连接到非加压区24中的部件26。
压力舱壁12可以被构造用以提供与机身16的压力(即气密)密封，以便在航空器10的操作(例如飞行)期间帮助维持加压区22内的压力。因此，压力舱壁12和系统贯穿件28可以被构造用以承受由加压区22与非加压区24之间的压差施加到其上的加压载荷。
图2是安装在航空器10的机身16的内部的示例性压力舱壁12的透视图。压力舱壁12可以是设置在航空器10的客舱的后部的后压力舱壁。压力舱壁12可以包括上舱壁部分12U和下舱壁部分12L。上舱壁部分12U和下舱壁部分12L可以是单独的部件(例如，面板)，其可以由不同的材料制成，并分别在不同的时间安装在航空器10内。
图3是从压力舱壁12的后方的位置沿航空器10的机身16的纵向轴线L(见图1)观察的压力舱壁12的立面图。
图4是压力舱壁12在沿着机身16的纵向轴线L延伸的竖直平面中的示意性侧轮廓。
参照图2至4，上舱壁部分12U可以被构造用以将设置在航空器10的地板30上方的第一加压舱室22A与航空器10的非加压区24密封分隔。下舱壁部分12L可以被构造用以将设置在航空器10的地板30下方的第二加压舱室22B与航空器10的非加压区24密封分隔。在航空器10的一些构造中，第一加压舱室22A可以是客舱，第二加压舱室22B可以是货舱/行李舱，或一个或多个航空器系统的部件位于其中的加压设备(例如航空电子设备)舱。
在一些实施例中，上舱壁部分12U的至少大部分可以由纤维增强复合材料制成。例如，上舱壁部分12U可以主要(例如，基本上，大部分)或完全由纤维增强复合材料制成。例如，在各种实施例中，上舱壁部分12U具有的纤维增强复合材料的体积百分比(fraction)可以大于50％(例如，在50％和100％之间)、等于或大于60％、等于或大于70％、等于或大于80％、或者等于或大于90％。
例如，这种纤维增强复合材料可以是碳纤维增强材料(例如，聚合物)。上舱壁部分12U可以是基本非平面(例如，弯曲的圆顶形)的面板，其中形成有一个或多个穿过其中的孔32，以建立穿过上舱壁部分12U的一个或多个系统贯穿件28。上舱壁部分12U可以是整体结构，或者换句话说，是单个的、连贯的、一体式部件。在一些实施例中，上舱壁部分12U可以使用例如自动纤维放置(AFP)工艺(也称为“高级纤维放置”)来形成。在一些实施例中，上舱壁部分12U可以使用“真空辅助树脂传递模制”(VaRTM)方法，或者使用在高压釜中固化的预浸渍(即，“预浸”)元件来形成。在其他实施例中，上舱壁部分12U的至少大部分可以由合适的金属材料制成。
上舱壁部分12U可以安装在航空器10中，使得凸侧上舱壁部分12U面向航空器10的非加压区24。上舱壁部分12U的这种安装和圆顶形构造可以提供一种有效结构，其能够吸收加压舱室22A与处于环境压力下的非加压区24之间的压力载荷。在各种实施例中，上舱壁部分12U可以具有基本恒定或变化的壁厚。在一些实施例中，上舱壁部分12U可以具有一体的加强件。
在一些实施例中，下舱壁部分12L的至少大部分可以由金属材料制成，例如合适的铝基合金或钛基合金。下舱壁部分12L可以主要(例如，基本上，大部分)或完全由金属材料制成。例如，在各种实施例中，下舱壁部分12L具有的金属材料的体积百分比可以大于50％(例如，在50％与100％之间)、等于或大于60％、等于或大于70％、等于或大于80％、或者等于或大于90％。
在一些实施例中，下舱壁部分12L或至少其大部分可以是基本平面的。下舱壁部分12L可以包括与一个或多个增强加固件36结合的基本平板34。平板34和加固件36可以被制造成单独的部件，这些部件随后被组装(例如紧固)在一起以形成下舱壁部分12L。替代地，平板34和加固件36可以制造成单个整体结构，或者换句话说，制造成单个的、连贯的、一体式部件。例如，下舱壁部分12L可以由金属块加工而成。下舱壁部分12L可以具有穿过其形成的一个或多个孔32，以建立穿过下舱壁部分12L的一个或多个系统贯穿件28。下舱壁部分12L的基本平面的构造可以有助于穿过其中的系统贯穿件28的安装。下舱壁部分12L的金属材料可以有助于形成附加贯穿件28，所述附加贯穿件28可能在安装部件26期间是需要的。出于结构完整性的原因，向金属材料中添加贯穿件28有时会比向纤维增强复合材料中添加未预料到的贯穿件28更容易。在一些实施例中，下舱壁部分12L可以包含比上舱壁部分12U更多数量的系统贯穿件28。在其他实施例中，下舱壁部分12L的至少大部分可以由合适的纤维增强复合材料制成。
如图2至4所示，上舱壁部分12U可以大于下舱壁部分12L。例如，与下舱壁部分12L相比，上舱壁部分12U可以在机身16的内部上跨越更大的面积。在各种实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积大50％至300％。例如，在各种实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积大出约50％、约100％、约150％、约200％、约250％或约300％。在一些实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积大100％至200％。在一些实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积大200％至300％。在一些实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积至少大100％。在一些实施例中，上舱壁部分12U可跨越的面积比下舱壁部分12L可跨越的面积至少大200％。
由于上舱壁部分12U的高效结构构造以及使用了纤维增强复合材料，在一些实施例中，上舱壁部分12U可以比下舱壁部分12L更轻。在一些实施例中，上舱壁部分12U的重量可以占上舱壁部分12U和下舱壁部分12L的组合重量的20％至40％之间。在一些实施例中，上舱壁部分12U的重量可以占上舱壁部分12U和下舱壁部分12L的组合重量的25％至35％之间。在各种实施例中，上舱壁部分12U的重量可以占上舱壁部分12U和下舱壁部分12L的组合重量的约20％、约25％、约30％、约35％或约40％。
图5是航空器10的上舱壁部分12U与机身16之间的示例性结构连接的示意性侧轮廓图。上舱壁部分12U可以经由框架38和一个或多个角构件40支撑并固定到机身16。框架38可以固定(例如紧固)到机身16，并且可以围绕上舱壁部分12U延伸。框架38可以由合适的金属材料制成，例如铝基合金或钛基合金。角构件40可以在上舱壁部分12U与框架38之间建立中间结构连接。角构件40可以固定(例如紧固)到框架38和上舱壁部分12U，并且可以围绕上舱壁部分12U延伸。在一些实施例中，角构件40可以由合适的金属材料制成，例如铝基合金或钛基合金。在一些实施例中，角构件40可以由合适的纤维增强复合材料制成。在一些实施例中，角构件40可以与框架38成一体(即，具有与框架38成整体的构造)。在一些实施例中，框架38和/或角构件40也可以固定(例如紧固)到机身16的一个或多个肋间部分42或其他结构构件。图5所示的结构连接也可以根据已知或其他方法构造成被充分密封，以便承受加压载荷。
图6是上舱壁部分12U与下舱壁部分12L之间的示例性结构连接的示意性侧轮廓图。上舱壁部分12U可以经由框架38和一个或多个角构件40支撑并固定到地板30上。框架38可以固定(例如紧固)到地板30上，并且可以围绕上舱壁部分12U延伸。角构件40可以在上舱壁部分12U与框架38之间建立结构连接。角构件40可以固定(例如紧固)到框架38和上舱壁部分12U，并且可以围绕上舱壁部分12U延伸。下舱壁部分12L可以固定(例如紧固)到框架38。在一些实施例中，框架38和/或下舱壁部分12L也可以固定(例如紧固)到航空器10的一个或多个地板梁44或其他结构构件。例如，下舱壁部分12L的下部可以根据已知或其他方法固定(例如紧固)到航空器10的合适结构构件。图6所示的结构连接也可以根据已知或其他方法构造成被充分密封，以便承受加压载荷。
图7是用于在航空器10中安装压力舱壁12的方法100的流程图。参照图2，压力舱壁12的安装可以在图2所示的机身16的一部分已经与机身16的尾部(后机身)部分组装之后进行，该尾部设置在图2所示的机身16的一部分的后部。方法100可以包括在不同时间且作为单独部件来安装下舱壁部分12L和上舱壁部分12U。压力舱壁12的安装可以在图2所示的机身部分安装到一个或多个其他前机身部分之前进行，使得在图2所示的机身部分的前端具有相对大的开口，用于将下舱壁部分12L和上舱壁部分12U插入机身16内。方法100可以包括安装下舱壁部分12L(见图7中的方框102)，然后安装上舱壁部分12U(见图7中的方框106)。如下所述，在下舱壁部分12L和上舱壁部分12U的安装之间，可以执行其他安装步骤(见图7中的方框104)。
在一些较小的航空器中，设置在压力舱壁12后方的后机身部分可能相对较小，并且还可能容纳各种航空器系统的部件26。在某些情况下，在这些系统的组装过程中，后机身部分只能容纳一个人，因此导致较长的组装时间。方法100允许首先将下舱壁部分12L安装在机身16内部，然后在安装上舱壁部分12U之前，允许执行一个或多个其他的组装步骤。在所述其他安装步骤中没有上舱壁部分12U，这可以为一个或多个另外的人参与所述其他安装步骤提供接近性，从而促进较短的组装时间。
应当理解，方法100的安装步骤可以是部分或完整的安装步骤。例如，出于方法100的目的，下舱壁部分12L和上舱壁部分12U的安装可以包括将这些部件放置在机身16内它们相应的最终组装位置处或附近，而不必完成与下舱壁部分12L和/或上舱壁部分12U相关联的所有组装步骤。
框104中提及的其他安装步骤可以包括在安装下舱壁部分12L之后和安装上舱壁部分12U之前，在航空器10的非加压区(例如，后机身部分)中安装一个或多个部件26。所述其他安装步骤可以包括在安装下舱壁部分12L之后和安装上舱壁部分12U之前，将一个或多个部件26安装在航空器10的地板30下方的加压舱室22B中。所述其他安装步骤可以包括在非加压区24中的部件26与加压舱室22B中的部件26之间并因此穿过下舱壁部分12L建立(例如，电、流体、燃料、液压、气动)连接。因此，所述其他安装步骤可以包括在安装下舱壁部分12L之后和安装上舱壁部分12U之前，穿过下舱壁部分12L建立一个或多个(例如，密封的)系统贯穿件28。
一旦已经执行了期望的系统安装步骤，并且已经建立了穿过下舱壁部分12L的期望的系统贯穿件28，则上舱壁部分12U可以经由图2所示的在机身部分的前端处的相对较大的开口安装在机身16中。在一些实施例中，用于穿过上舱壁部分12U建立系统贯穿件28的孔32可以在将上舱壁部分12U安装在机身16内之前形成在上舱壁部分12U中。例如，这种孔32可以在复合物制造过程中形成在机身16的外部，或者可以在上舱壁部分12U已经固结之后例如通过钻孔形成。在上舱壁部分12U安装在机身16中之后，然后可以穿过上舱壁部分12U建立一个或多个(例如，电、流体、液压、燃料、气动)系统贯穿件28。
图8是下舱壁部分12L的一部分的放大透视图，示例性的系统贯穿件28穿过该部分。如上所述，系统贯穿件28可以在布置于压力舱壁12的相反侧上的部件26之间提供电和/或流体(例如，空气、燃料、水、液压流体)连通。在各种实施例中，系统贯穿件28可以包括延伸穿过下舱壁部分12L或上舱壁部分12U的管道46。系统贯穿件28可以在导管46与下舱壁部分12L和上舱壁部分12U之间提供压力密封界面。
以上描述仅是示例性的，相关领域的技术人员将认识到，在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施例进行改变。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以以其他特定形式实施。本公开旨在覆盖和包含技术中所有合适的变化。根据对本公开的回顾，属于本发明范围内的修改对于本领域技术人员来说将是明显的，并且这些修改旨在落到所附的权利要求内。此外，权利要求的范围不应受实例中阐述的优选实施例的限制，而是应给出与整体描述一致的最广泛的解释。

Claims (28)

1.一种航空器的压力舱壁，所述压力舱壁包括:
上舱壁部分，所述上舱壁部分将设置在所述航空器的地板上方的第一加压舱室与所述航空器的非加压区密封分隔，所述上舱壁部分主要由纤维增强复合材料制成；和
下舱壁部分，所述下舱壁部分将设置在所述航空器的地板下方的第二加压舱室与所述航空器的非加压区密封分隔，所述下舱壁部分主要由金属材料制成。
2.根据权利要求1所述的压力舱壁，其中所述上舱壁部分是基本非平面的。
3.根据权利要求1所述的压力舱壁，其中，所述上舱壁部分是圆顶形的。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的压力舱壁，其中所述下舱壁部分是基本平面的。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的压力舱壁，其中所述上舱壁部分比所述下舱壁部分跨越更大的面积。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的压力舱壁，其中所述上舱壁部分的重量占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的20％至40％之间。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的压力舱壁，其中所述上舱壁部分的重量占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的25％至35％之间。
8.根据权利要求1至5中任一项所述的压力舱壁，其中，所述上舱壁部分的重量约占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的30％。
9.一种航空器，包括根据权利要求1至8中任一项所述的压力舱壁。
10.一种航空器的压力舱壁，所述压力舱壁包括:
上舱壁部分，所述上舱壁部分将设置在所述航空器的地板上方的第一加压舱室与所述航空器的非加压区密封分隔，所述上舱壁部分是基本非平面的；和
下舱壁部分，所述下舱壁部分将设置在所述航空器的地板下方的第二加压舱室与所述航空器的非加压区密封分隔，所述下舱壁部分是基本平面的。
11.根据权利要求10所述的压力舱壁，其中，所述上舱壁部分是圆顶形的。
12.根据权利要求10或11所述的压力舱壁，其中，所述上舱壁部分比所述下舱壁部分跨越更大的面积。
13.根据权利要求10至12中任一项所述的压力舱壁，其中，所述上舱壁部分包括纤维增强复合材料，所述下舱壁部分包括金属材料。
14.根据权利要求13所述的压力舱壁，其中所述纤维增强复合材料的重量占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的20％和40％之间。
15.根据权利要求13所述的压力舱壁，其中所述纤维增强复合材料的重量占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的25％和35％之间。
16.根据权利要求13所述的压力舱壁，其中，所述纤维增强复合材料的重量占所述上舱壁部分和所述下舱壁部分的组合重量的约30％。
17.一种航空器，包括根据权利要求10至16中任一项所述的压力舱壁。
18.一种用于在航空器中安装后压力舱壁的方法，所述方法包括:
在所述航空器中安装下舱壁部分，所述下舱壁部分被构造用以：在所述航空器的操作期间，所述下舱壁部分将设置在所述航空器的地板下方的加压舱室与所述航空器的非加压区分隔；和
在安装所述下舱壁部分之后，在所述航空器中安装上舱壁部分，所述上舱壁部分被构造用以：在所述航空器的操作期间，所述上舱壁部分将设置在所述航空器的地板上方的加压舱室与所述航空器的非加压区分隔。
19.根据权利要求18所述的方法，包括：在安装所述下舱壁部分之后和安装所述上舱壁部分之前，在所述航空器的非加压区中安装一个或多个部件。
20.根据权利要求18或19所述的方法，包括：在安装所述下舱壁部分之后和安装所述上舱壁部分之前，穿过所述下舱壁部分建立一个或多个系统贯穿件。
21.根据权利要求18至20中任一项所述的方法，包括：在安装所述下舱壁部分之后和安装所述上舱壁部分之前，穿过所述下舱壁部分建立一个或多个电连接。
22.根据权利要求18至21中任一项所述的方法，包括：在安装所述下舱壁部分之后和安装所述上舱壁部分之前，穿过所述下舱壁部分建立一个或多个流体连接。
23.根据权利要求18至22中任一项所述的方法，包括：在安装所述上舱壁部分之前，形成穿过所述上舱壁部分的一个或多个系统贯穿孔。
24.根据权利要求18至23中任一项所述的方法，包括：在安装所述上舱壁部分之后，穿过所述上舱壁部分建立一个或多个系统贯穿件。
25.根据权利要求18至24中任一项所述的方法，包括：在安装所述下舱壁部分之后和安装所述上舱壁部分之前，将一个或多个部件安装在设置于所述航空器的地板下方的舱室内。
26.根据权利要求18至25中任一项所述的方法，其中:
所述下舱壁部分是基本平面的；并且
所述上舱壁部分是基本非平面的。
27.根据权利要求18至26中任一项所述的方法，其中:
所述上舱壁部分主要由纤维增强复合材料制成；并且
所述下舱壁部分主要由金属材料制成。
28.根据权利要求18至27中任一项所述的方法，其中所述上舱壁部分比所述下舱壁部分跨越更大的面积。
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