CN112977790A - 用于压力舱面组件的纵梁接头 - Google Patents

用于压力舱面组件的纵梁接头 Download PDF

Info

Publication number
CN112977790A
CN112977790A CN202011475249.XA CN202011475249A CN112977790A CN 112977790 A CN112977790 A CN 112977790A CN 202011475249 A CN202011475249 A CN 202011475249A CN 112977790 A CN112977790 A CN 112977790A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flange
deck
stringer
pressure
central member
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011475249.XA
Other languages
English (en)
Inventor
M·R·麦克劳克林
S·D·英厄姆
D·J·考克斯
C·B·洛克林
D·武科萨夫
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN112977790A publication Critical patent/CN112977790A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/18—Floors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/009—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like comprising decompression panels or valves for pressure equalisation in fuselages or floors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Rod-Shaped Construction Members (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于压力舱面组件的纵梁接头。用于机身的压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘。第一凸缘包括第一上侧和第一下侧。第二凸缘包括第二上侧和第二下侧。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段。第一舱面节段沿着第一凸缘的第一下侧接合到纵梁的第一凸缘。第二舱面节段沿着第二凸缘的第二下侧接合到纵梁的第二凸缘。

Description

用于压力舱面组件的纵梁接头
技术领域
本公开总体上涉及飞行器机身，并且更具体地涉及用于飞行器机身的压力舱面组件(pressure deck assembly)。
背景技术
一些飞行器的机身构造有压力舱面组件，该压力舱面组件有时被称为“压力舱面”或“水平压力舱面”。压力舱面组件形成将机身的高度分成不同舱室的分隔结构，例如以支撑舱室(例如，乘客舱室、货物舱室等)的地板，以将加压舱室(例如，乘客舱室、货物舱室等)与未加压舱室(例如，轮舱等)分开等。压力舱面组件有时包括沿着机身的长度延伸的纵梁。
一些飞行器的工作环境要求机身包括尽可能多的耐腐蚀部件。然而，例如与耐腐蚀复合材料如碳纤维相比，耐腐蚀金属如钛可能相对较重。因此，可能不太希望由耐腐蚀金属制造压力舱面组件的纵梁。此外，虽然一些耐腐蚀复合材料比许多耐腐蚀金属轻，但是一些耐腐蚀复合材料的层间张力(ILT)能力可能不足以承受在飞行器的工作期间施加在压力舱面组件上的压力载荷。
发明内容
在一个方面，提供了一种用于机身的压力舱面组件。压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘。第一凸缘包括第一上侧和第一下侧。第二凸缘包括第二上侧和第二下侧。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段。第一舱面节段沿着第一凸缘的第一下侧接合到纵梁的第一凸缘。第二舱面节段沿着第二凸缘的第二下侧接合到纵梁的第二凸缘。
在另一方面，提供了一种用于机身的压力舱面组件。压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘。第一凸缘与中心构件形成纵梁的第一拐角。第二凸缘与中心构件形成纵梁的第二拐角。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段。第一舱面节段接合到纵梁的第一凸缘，使得第一舱面节段在纵梁的第一拐角的外侧延伸。第二舱面节段接合到纵梁的第二凸缘，使得第二舱面节段在纵梁的第二拐角的外侧延伸。
在另一方面，提供了一种用于飞行器的机身。机身包括压力舱面组件，该压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的凸缘。凸缘包括上侧和下侧。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括舱面节段。舱面节段沿着凸缘的下侧接合到纵梁的凸缘。
附图说明
图1是示出根据实现的用于飞行器的机身的压力舱面组件的节段的立体图。
图2是根据实现的图1中所示的机身的横截面视图。
图3是根据实现的图1中所示的压力舱面组件节段的正视图。
图4是图1中所示的压力舱面组件节段的一部分的横截面视图，示出了根据实现的压力舱面组件的压力舱面和纵梁之间的接头。
图5是示出根据实现的穿过图4中所示的接头的载荷路径的横截面视图。
图6是飞行器的实现的示意图。
图7是飞行器生产和维修方法的实现的方框图。
具体实施方式
当结合附图阅读时，将更好地理解前述发明内容以及某些实施方式和实现的以下详细描述。如本文所用，以单数叙述且前面有词语“一”或“一个”的元件或步骤应理解为不一定排除元件或步骤的复数。此外，对“一个实施方式”或“一个实现”的引用不旨在被解释为排除也结合了所记载的特征的附加实施方式或实现的存在。此外，除非明确地相反地陈述，否则“包括”或“具有”特定性质的一个元件或多个元件的实施方式可包括不具有该性质的附加元件。
尽管使用了诸如“顶部”、“底部”、“上部”、“下部”、“竖直”等的各种空间和方向术语来描述本公开的实施方式和实现，但是应当理解，这些词语仅相对于附图中所示的定向使用。该定向可以被颠倒、旋转或以其它方式改变，使得如果该结构被翻转180度，则顶侧变为底侧，如果该结构被枢转90度，则顶侧变为左侧或右侧，等等。
本公开的某些实现提供了一种用于机身的压力舱面组件。压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘。第一凸缘包括第一上侧和第一下侧。第二凸缘包括第二上侧和第二下侧。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段。第一舱面节段沿着第一凸缘的第一下侧接合到纵梁的第一凸缘。第二舱面节段沿着第二凸缘的第二下侧接合到纵梁的第二凸缘。
本公开的某些实现提供了一种用于机身的压力舱面组件。压力舱面组件包括沿着机身的翻滚轴线延伸一段长度的纵梁。纵梁包括中心构件和从中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘。第一凸缘与中心构件形成纵梁的第一拐角。第二凸缘与中心构件形成纵梁的第二拐角。压力舱面组件包括压力舱面，该压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段。第一舱面节段接合到纵梁的第一凸缘，使得第一舱面节段在纵梁的第一拐角的外侧延伸。第二舱面节段接合到纵梁的第二凸缘，使得第二舱面节段在纵梁的第二拐角的外侧延伸。
本公开的某些实现使得压力舱面组件的纵梁能够由复合材料制造。本公开的某些实现减小了飞行器机身的压力舱面组件的重量。本公开的某些实现提高了飞行器的操作性能、效率和/或能力。
现在参考附图，在图1中提供了用于飞行器(例如，图6中所示的飞行器300等)的机身102的压力舱面组件100的节段的立体图。机身100沿着机身102和飞行器的翻滚轴线104延伸一段长度(即，纵向地)。机身102沿着机身102和飞行器的俯仰轴线106延伸一定宽度(例如，横向地、水平地等)。机身102沿着机身102和飞行器的偏航轴线108延伸一段高度(例如，竖直地等)。如图1中可见，翻滚轴线104、俯仰轴线106和偏航轴线108相对于彼此垂直地延伸。在飞行器飞行期间，机身102被构造成分别围绕翻滚轴线104、俯仰轴线106和偏航轴线108进行翻滚、俯仰和偏航运动。在示例性实现中，机身102是半硬壳式机身，但是在其它实现中机身102是任何其它类型的机身102。
机身102包括压力舱面组件100。如图1所示，压力舱面组件100沿着机身102的翻滚轴线104延伸。具体地，压力舱面组件100沿着翻滚轴线104延伸一段长度。换句话说，压力舱面组件100的长度沿着机身102的长度纵向地延伸。压力舱面组件100的宽度沿着俯仰轴线106横跨机身102的宽度横向地延伸。
压力舱面组件100形成分隔结构，该分隔结构将机身102的高度沿着机身102的长度的至少一部分分成不同的舱室。在一些实现中，压力舱面组件100是支撑(或直接形成)飞行器的货物舱室和/或乘客舱室(例如，图6中所示的内部舱室306等)的地板的支撑结构。在一些实现中，压力舱面组件100将加压舱室(例如，图6中示出的内部舱室306等)与机身102的一个或多个未加压舱室分开，未加压舱室诸如但不限于轮舱(例如，图6中示出的轮舱320等)和/或类似物。在一些实现中，压力舱面组件100的节段限定压力舱面组件100的长度的一部分(两个或更多个节段中的一个)。在其它实现中，压力舱面组件100的节段限定压力舱面组件100的整个长度。
在示例性实现中，压力舱面组件100的长度大致平行于机身102的翻滚轴线104延伸，并且压力舱面组件100的宽度大致平行于俯仰轴线106延伸，使得当机身102竖直定向(例如，与水平线齐平等)时，压力舱面组件100大致水平地延伸。在其它实现中，压力舱面组件100的长度的至少一个节段相对于机身102的翻滚轴线104以非平行角度(例如，锐角、钝角等)延伸，和/或压力舱面组件100的宽度的至少一个节段相对于机身102的俯仰轴线106以非平行角度(例如，锐角、钝角等)延伸。在一些实现中，压力舱面组件100是机身102的一个或多个舱室的部件(例如，形成一个或多个舱室的支撑结构、形成一个或多个舱室的边界、在一个或多个舱室内延伸等)，所述舱室例如但不限于轮舱(例如，图6中所示的轮舱320等)和/或类似物。
图1中所示的压力舱面组件100在沿着机身102的长度的任何位置(即，沿着翻滚轴线104的长度的任何位置)处延伸。图6示出了根据示例性实现的图1中所示的压力舱面组件100的位置的示例。具体地，压力舱面组件100是机身302的轮舱320的部件(例如，压力舱面组件100形成轮舱320的支撑结构，压力舱面组件100形成轮舱320的边界，压力舱面组件100在轮舱320内延伸，等等)。但是，附加地或替代地，压力舱面组件100具有沿着机身302的长度的任何其它位置，无论这样的位置是否在机身302的轮舱内。例如，在其它实现中，压力舱面组件100形成机身302的除了轮舱之外或替代轮舱的另一部件、结构等的支撑结构。
现在参考图2，机身102的示例性实现至少在压力舱面组件100的位置处(至少当机身102的内部未加压时)包括比高更宽的椭圆形横截面形状。具体地，当机身102的内部未被加压时，机身102在压力舱面组件100处的横截面形状在图2中用虚线指示，该虚线用附图标记102a标记。换句话说，虚线102a示出了机身102在压力舱面组件100的位置处的示例性实现的未加压横截面形状。当机身102的内部被加压时机身102在压力舱面组件100处的示例性实现的横截面形状在图2中用实线102b示出。换句话说，实线102b示出了机身102在压力舱面组件100的位置处的示例性实现的加压横截面形状。
如图2中可见，机身102的由虚线102a所表示的未加压横截面形状是比高更宽的椭圆。具体地，机身102的由虚线102a表示的未加压横截面形状是椭圆形横截面形状，该椭圆形横截面形状沿着俯仰轴线106比沿着偏航轴线108大。如从虚线102a和实线102b的比较中可以看出，与机身102的由虚线102a表示的未加压横截面形状相比，机身102的由实线102b表示的加压横截面形状沿俯仰轴线106较小且沿偏航轴线108较大。因此，机身102的内部的加压在箭头110和112的方向上对机身102施加(例如，增加等)压缩力，该压缩力沿着俯仰轴线106使机身102收缩并且沿着偏航轴线108使机身102扩大。
机身102不限于在压力舱面组件100的位置处包括比高更宽的椭圆形横截面形状。相反，在其它实现中，机身102包括当机身102未加压时在压力舱面组件100的位置处的近似圆形的横截面形状。在其它实现中，机身102包括当机身102未加压时在压力舱面组件100的位置处的比宽更高的椭圆形横截面形状。
再次参考图1，压力舱面组件100包括多个纵梁114和压力舱面116。多个纵梁114中的每一个沿着机身102的翻滚轴线104从端部部分118延伸到相对的端部部分120一段长度。换句话说，多个纵梁114中的每一个的长度沿着机身102的长度纵向延伸。在示例性实现中，多个纵梁114中的每一个的长度大致平行于机身102的翻滚轴线104并且大致垂直于俯仰轴线106和偏航轴线108中的每一个延伸。然而，在其它实现中，多个纵梁114中的一个或多个的长度按照以下方式延伸：(1)相对于机身102的翻滚轴线104以非平行角度(例如锐角、钝角等)延伸；(2)相对于俯仰轴线106以非垂直角度延伸；和/或(3)相对于偏航轴线108以非垂直角度延伸。
可选地，压力舱面组件100包括一个或多个加强肋122，该一个或多个加强肋122接合在多个纵梁114的相邻纵梁之间，例如以便于在本文所示的定向上支撑多个纵梁114的相邻纵梁。多个纵梁114中的每一个包括(例如，由其制造、由其组成等)使多个纵梁114中的每一个能够如本文所述和/或所示起作用的任何材料。例如，在一些实现中，纵梁114包括复合材料(例如，由复合材料制造、由复合材料组成等)，例如但不限于，碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料等。在一个示例中，纵梁114中的一个或多个包括热塑性碳纤维复合材料(例如，由热塑性碳纤维复合材料制造、由热塑性碳纤维复合材料组成等)。在一些其它实现中，纵梁114中的一个或多个包括(例如，由其制造、由其组成等)除了复合材料之外或替代复合材料的另一种材料，例如但不限于钛、铝、钢、两种或更多种金属的合金等。尽管在示例性实现中示出了八个，但是压力舱面组件100包括任何数量的纵梁114。
现在参考图1和图3，压力舱面116沿着多个纵梁114的长度在多个纵梁114之间延伸。具体地，沿着多个纵梁114的长度，压力舱面116沿着俯仰轴线106在多个纵梁114的每对相邻纵梁之间横向地延伸。在示例性实现中，压力舱面116被分成多个离散的(例如，分开的、单独的等)节段，每个节段在对应对的相邻纵梁114之间延伸或者在机身102的对应的纵梁114和对应大梁124(图1中未示出)之间延伸。
例如，图1和图3中所示的压力舱面116的示例性实现包括多个顺应性舱面节段126、中心隔舱舱面节段128和一对相对的端部隔舱舱面节段130。每个顺应性舱面节段126在对应对的相邻纵梁114之间延伸。具体地，顺应性舱面节段126a在对应的纵梁114a和114b之间延伸；顺应性舱面节段126b在对应的纵梁114b和114c之间延伸；顺应性舱面节段126c在对应的纵梁114c和114d之间延伸；顺应性舱面节段126d在对应的纵梁114e和114f之间延伸；顺应性舱面节段126e在对应的纵梁114f和114g之间延伸；并且顺应性舱面节段126f在对应的纵梁114g和114h之间延伸。顺应性舱面节段126a、126b、126c、126d、126e和126f中的每一个在这里可以被称为“第一舱面节段”和/或“第二舱面节段”。中心舱面节段128在此可以被称为“第一舱面节段”和/或“第二舱面节段”。端部隔舱舱面节段130a和130b中的每一个在此可被称为“第一舱面节段”和/或“第二舱面节段”。
如下面将更详细地描述的，并且现在仅参照图3，顺应性舱面节段126a在相应的接头132和134处接合到纵梁114a和114b；顺应性舱面节段126b在相应的接头136和138处接合到纵梁114b和114c；顺应性舱面节段126c在相应的接头140和142处接合到纵梁114c和114d；顺应性舱面节段126d在相应的接头144和146处接合到纵梁114e和114f；顺应性舱面节段126e在相应的接头148和150处接合到纵梁114f和114g；并且顺应性舱面节段126f在相应的接头152和154处接合到纵梁114g和114h。每个顺应性舱面节段126使用任何合适的紧固件接合到对应的纵梁114，所述紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。尽管示出了六个，但是在其它实现中，压力舱面116包括任何其它数量的顺应性舱面节段126(例如，顺应性舱面节段128的数量基于纵梁114的数量等来选择)。
再次参考图1和图3，压力舱面116的每个顺应性舱面节段126是可偏转弹簧。具体地，压力舱面116的每个顺应性舱面节段126可沿着机身102的俯仰轴线106弹性地偏转。因此，压力舱面116的每个顺应性舱面节段126沿着机身102的俯仰轴线106是顺应性的。在示例性实现中，压力舱面116的每个顺应性舱面节段126是悬链形腹板。然而，顺应性舱面节段116中的一个或多个附加地或替代地包括任何类型的顺应性结构，例如但不限于抛物线形状、正弦曲线形状、半径形状和/或类似形状。
压力舱面116的每个顺应性舱面节段126包括(例如，由其制造、由其组成等)使顺应性舱面节段126能够沿着机身102的俯仰轴线106是顺应性的任何材料。例如，在一些实现中，顺应性舱面节段126包括复合材料(例如，由复合材料制造、由复合材料组成等)，例如但不限于碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料等。在一个示例中，顺应性舱面节段126中的一个或多个包括(例如，由热塑性碳纤维复合材料制造、由热塑性碳纤维复合材料组成等)热塑性碳纤维复合材料。在一些其它实现中，顺应性舱面节段126中的一个或多个包括(例如，由其制造、由其组成等)除了复合材料之外或替代复合材料的另一种材料，例如但不限于钛、铝、钢、两种或更多种金属的合金等。
中心隔舱舱面节段128在对应对的相邻纵梁114之间延伸。具体地，中心隔舱舱面节段128在对应的纵梁114d和114e之间延伸。中心隔舱舱面节段128在相应的接头158和160处接合到纵梁114d和114e。中心隔舱舱面节段128使用任何适当的紧固件接合到对应的纵梁114d和114e，所述紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。尽管仅示出了单个中心隔舱舱面节段128，但是在其它实现中，压力舱面116包括任何其它数量的中心隔舱舱面节段128(例如，中心隔舱舱面节段128的数量基于纵梁114的数量等来选择)。
在示例性实现中，中心隔舱舱面节段128是相对刚性的结构(例如，加强结构等)，其沿着纵梁114d和114e之间的大致平面(例如，大致直的等)路径延伸。在其它实现中，中心隔舱舱面节段128沿着机身102的俯仰轴线106是顺应性的(即，沿着机身102的俯仰轴线106是弹性可偏转的)；例如，在一些其它实现中，中心隔舱舱面节段128是悬链形腹板。在一些实现中，并且例如，中心隔舱段128包括抛物线形状、正弦曲线形状、半径形状和/或类似形状。
压力舱面116的中心隔舱舱面节段128包括(例如，由其制造、由其组成等)使得中心隔舱舱面节段128能够如本文所描述和/或示出的那样起作用的任何材料。例如，在一些实现中，中心隔舱舱面节段128包括复合材料(例如由复合材料制造、由复合材料组成等)，例如但不限于碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料等。在一个示例中，中心隔舱舱面节段128包括热塑性碳纤维复合材料(例如，由热塑性碳纤维复合材料制造、由热塑性碳纤维复合材料组成等)。在一些其它实现中，中心隔舱舱面节段包括(例如，由其制造、由其组成等)除了复合材料之外或替代复合材料的另一种材料，例如但不限于钛、铝、钢、两种或更多种金属的合金等。
端部隔舱舱面节段130在机身102的对应纵梁114和对应大梁124之间延伸。具体地，现在仅参照图3，端部隔舱舱面节段130a在纵梁114a和大梁124a之间延伸，而端部隔舱舱面节段130b在纵梁114h和大梁124b之间延伸。端部隔舱舱面节段130a在相应的接头162和164处接合到纵梁114a和大梁124a；并且端部隔舱舱面节段130b在相应的接头166和168处接合到纵梁114h和大梁124b。端部隔舱舱面节段130a和130b使用任何合适的紧固件接合到相应的纵梁114a和114h，紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。端部隔舱舱面节段130a和130b使用任何合适的紧固件接合到相应的大梁124a和124b，紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。
再次参照图1和图3，在示例性实现中，端部隔舱舱面节段130均是相对刚性的结构(例如，加强结构等)，其沿着对应纵梁114和对应大梁124之间的大致平面(例如，大致直的等)路径延伸。在其它实现中，端部隔舱舱面节段130中的一个或两个沿着机身102的俯仰轴线106是顺应性的(即，沿着机身102的俯仰轴线106是弹性可偏转的)；例如，在一些其它实现中，端部隔舱节段130a和/或130b是悬链形腹板。在一些实现中，并且例如，端部隔舱节段130a和/或130b包括抛物线形状、正弦曲线形状、半径形状和/或类似形状。
压力舱面116的每个端部隔舱舱面节段130包括(例如，由其制造、由其组成等)使端部隔舱舱面节段130能够如本文所描述和/或示出的那样起作用的任何材料。例如，在一些实现中，端部隔舱舱面节段130中的一个或两个包括复合材料(例如，由复合材料制造、由复合材料组成等)，例如但不限于碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料等。在一个示例中，每个端部隔舱舱面节段130包括热塑性碳纤维复合材料(例如，由热塑性碳纤维复合材料制造、由热塑性碳纤维复合材料构成等)。在一些其它实现中，端部隔舱舱面节段130中的一个或两个包括(例如，由其制造、由其组成等)除了复合材料之外或替代复合材料的另一种材料，诸如但不限于钛、铝、钢、两种或更多种金属的合金等。
图4示出了根据实现的分别在顺应性舱面节段126b和126c与纵梁114c之间的接头138和140。接头134、142、146、150和154(图3中所示)的构造基本上类似于接头138；并且接头132、136、144、148和152(图3中所示)的构造基本上类似于接头140。因此，接头132、134、136、142、144、146、148、150、152和154将不在本文更详细地描述，但应当理解，接头138和140的构造的性能、载荷路径、益处、优点和/或类似方面同样适用于接头132、134、136、142、144、146、148、150、152和154。此外，在一些实现中，接头160、162和/或168(图3中所示)具有与接头138基本类似的构造，和/或接头158、164和/或166(图3中所示)具有与接头140基本类似的构造，使得接头138和140的构造的性能、载荷路径、益处、优点等分别同样适用于接头160、162、168、158、164和/或166。
如图4所示，纵梁114c包括中心构件170和从中心构件170延伸的相对的凸缘172和174。中心构件170从第一端部部分176至相对的第二端部部分178延伸一段高度。凸缘172和174从中心构件170的第一端部部分176向外延伸。凸缘172包括上侧180和相对的下侧182；凸缘174包括上侧184和相对的下侧186。如图4所示，上侧180和184中的每一个大致面向中心构件170的第二端部部分178，而下侧182和186中的每一个大致背向中心构件170的第二端部部分178。凸缘172和174中的每一个在这里可以被称为“第一”和/或“第二”凸缘。上侧180和184中的每一个在这里可以被称为“第一”和/或“第二”上侧，而下侧182和186中的每一个在这里可以被称为“第一”和/或“第二”下侧。
可选地，纵梁114c的中心构件170具有两件式或多件式构造。例如，图4中所示的纵梁114c的示例性实现的中心构件170包括两个构件节段170a和170b，该两个构件节段170a和170b使用任何合适的紧固件沿着纵梁114c的长度接合在一起，紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。凸缘172从中心构件170的构件节段170a延伸，而凸缘174从中心构件170的构件节段170b延伸。在图4的示例中，示出了诸如螺栓或铆钉的示例性紧固件(未示出)的中心轴线188，以指示构件节段170a和170b接合在一起。应当理解，紧固件的中心轴线188沿着中心构件170的高度的位置仅是示例性的。紧固件的中心轴线188附加地或替代地可具有沿中心构件170的高度的任何其它位置。在其它实现中，纵梁114C的中心构件170由单个构件节段限定，使得中心构件170具有一件式构造。中心构件170的构件节段170a和170b中的每一个在本文中可被称为“第一”构件节段和/或“第二”构件节段。
如图4所示，纵梁114c的凸缘172相对于中心构件170以角度α1从中心构件170延伸，使得凸缘172和中心构件170形成L形。类似地，纵梁114c的凸缘174相对于中心构件170以角度α2从中心构件170延伸，使得凸缘174和中心构件170形成L形。在示例性实现中，角度α1和α2大致相等并且是大于90°的倾斜角度。但是，在其它实现中，由凸缘172和中心构件170限定的L形具有小于大约180°的任何其它角度α1(例如，大约90°的角度α1、小于大约90°的倾斜角度α1、大于大约90°的不同倾斜角度α1等)。此外，在一些其它实现中，由凸缘174和中心构件170限定的L形具有小于大约180°的任何其它角度α2(例如，大约90°的角度α2、小于大约90°的倾斜角度α2、大于大约90°的不同倾斜角度α1等)。在一些其它实现中，由中心构件170以及凸缘172和174限定的L形具有不同值的相应的角度α1和α2。
如图4中还示出的，纵梁114c的凸缘172从中心构件170延伸，使得凸缘172与中心构件170形成纵梁114c的拐角190。拐角190包括由在中心构件170和凸缘172之间的角度α1内延伸的空间体积限定的内侧192。拐角190包括由在中心构件170和凸缘172之间的角度α3内延伸的另一空间体积限定的外侧194。如图4所示，凸缘172的上侧180限定了拐角190的内侧192的一部分，而中心构件170的侧面196限定了拐角190的内侧192的另一部分。中心构件170的与侧面196相对的侧面198限定了拐角190的外侧194的一部分，而凸缘172的下侧182限定了拐角190的外侧194的另一部分。拐角190在此可以被称为“第一”和/或“第二”拐角。
纵梁114c的凸缘174从中心构件170延伸，使得凸缘174与中心构件170形成纵梁114c的拐角200。拐角200包括由在中心构件170和凸缘174之间的角度α2内延伸的空间体积限定的内侧202。如图4所示，凸缘174的上侧184限定了拐角200的内侧202的一部分，而中心构件170的侧面198限定了拐角200的内侧202的另一部分。拐角200包括由在中心构件170与凸缘174之间的角度α4内延伸的另一空间体积限定的外侧204。凸缘174的下侧186限定了拐角200的外侧204的一部分，而中心构件170的侧面196限定了拐角200的外侧204的另一部分。拐角200在本文中可被称为“第一”和/或“第二”拐角。
压力舱面116的顺应性舱面节段126b沿着凸缘172的下侧182接合到纵梁114c的凸缘172。因此，顺应性舱面节段126b接合到纵梁114c的凸缘172，使得顺应性舱面节段126b在纵梁114c的拐角190的外侧194上延伸。类似地，压力舱面116的顺应性舱面节段126c沿着凸缘174的下侧186接合到纵梁114c的凸缘174。顺应性舱面节段126c因此结合到纵梁114c的凸缘174，使得顺应性舱面节段126c在纵梁114c的拐角200的外侧204上延伸。
在示例性实现中，纵梁114C与顺应性舱面节段126B和126C之间的接头138和140分别包括拼接件206。具体地，拼接件206从端部部分208到相对的端部部分210延伸一段长度。如图4所示，拼接件206的端部部分208接合在纵梁114c的凸缘172与压力舱面116的顺应性舱面节段126b之间。拼接件206的端部部分210接合在纵梁114c的凸缘174和压力舱面116的顺应性舱面节段126c之间，也如图4所示。拼接件206的端部部分208和210中的每一个在这里可以被称为“第一”端部部分和/或“第二”端部部分。
拼接件206加强了纵梁114c的中心构件170的构件节段170a和170b之间的接合(例如，连接、接附等)，例如以防止构件节段170a和170b分离等。拼接件206还可以便于提供预定距离D(下面参照图5描述)。在其它实现中，接头138和/或140不包括拼接件206，并且相应的顺应性舱面节段126b和/或126c直接接合到相应的凸缘172和/或174的相应的下侧182和/或186。例如，在其中纵梁114C的中心构件170由单个构件节段限定(即，中心构件170具有一件式构造)的一些实施方式中可以不包括拼接件206。
拼接件206包括(例如，由其制造、由其组成等)使拼接件206能够如本文所述和/或所示起作用的任何材料。例如，在一些实现中，拼接板206包括复合材料(例如，由复合材料制造、由复合材料组成等)，诸如但不限于碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料等。在一个示例中，拼接件206包括热塑性碳纤维复合材料(例如，由热塑性碳纤维复合材料制造、由热塑性碳纤维复合材料组成等)。在一些其它实现中，拼接件206包括(例如，由其制造、由其组成等)除复合材料之外或替代复合材料的另一种材料，诸如但不限于钛、铝、钢、两种或更多种金属的合金等。
如上所述，顺应性舱面节段126b和126c使用任何合适的紧固件接合到纵梁114c，所述紧固件例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似紧固件。具体地，顺应性舱面节段126b和126使用任何合适的紧固件，例如但不限于螺栓、铆钉、粘合剂、环氧树脂、焊接、钎焊和/或类似的紧固件，直接地或者利用它们之间的拼接件206接合到相应的凸缘172和174。在图4的示例中，示出了诸如螺栓和/或铆钉的示例性紧固件(未示出)的中心轴线212和214，以指示顺应性舱面节段126b和126c利用接合在它们之间的拼接件206接合到相应的凸缘172和174。紧固件的中心轴线212和214分别沿着凸缘172和174的长度的位置仅是示例性的。中心轴线212和/或214另外地或替代地可以具有沿着相应凸缘172和/或174的长度的任何其它位置。在一些实现中，将顺应性舱面节段126b接合到纵梁114c的紧固件相对于将顺应性舱面节段126c接合到纵梁114c的紧固件沿着纵梁114c的长度(图1中示出)交错。
现在参考图5，现在将描述穿过接头138和140的载荷路径。当机身102的内部舱室被加压时，压力将压力载荷P1施加在凸缘172和174上以及施加在顺应性舱面节段126b和126c上。压力载荷P1导致沿纵梁114c的中心构件170的高度的反作用力R1。压力载荷P1还导致：(1)顺应性舱面节段126b和126c内的张力载荷P2；以及(2)用于打开(即，增大)角度α1和α2的打开力矩OM(即，扭矩)。打开力矩OM产生(即，引起)纵梁114c内的层间张力(ILT)。
在顺应性舱面节段126b和126c内的张力载荷P2分别在凸缘172和174内产生反作用力R2。具体地，反作用力R2由通过紧固件反应的张力载荷P2产生，所述紧固件将顺应性舱面节段126b和126c接合到相应的凸缘172和174。如图5所示，反作用力R2与张力载荷P2分开预定距离D。在顺应性舱面节段126b和126c中的张力载荷P2与凸缘172和174中的反作用力R2之间的预定距离D产生闭合力矩CM(例如，扭矩等)，该闭合力矩CM用于闭合(即，减小)角度α1和α2。闭合力矩CM在与打开力矩OM相反的方向上作用，使得闭合力矩CM抵消打开力矩OM。例如，在一些实现中，闭合力矩CM减小打开力矩OM对纵梁114c的影响，从而减小在纵梁114c内产生的ILT。在其它实现中，例如，闭合力矩CM大致等于打开力矩OM，使得闭合力矩CM大致抵消打开力矩OM(并由此从OM大致消除在纵梁114c内产生的ILT)。可以选择张力载荷P2和反作用力R2之间的预定距离D以提供具有任何大小的闭合力矩CM和/或以任何量减少OM的影响，例如通过选择拼接件206的厚度、选择是否包括拼接件206、选择凸缘172和/或174的厚度等。
通过减小或消除在纵梁114c内产生的ILT，图5中所示的接头138和140的构造使得纵梁114能够包括(例如，由其制造、由其组成等)具有较低ILT能力的材料。例如，图5中所示的接头138和140的构造可使得纵梁114能够包括(例如，由其制造、由其组成等)复合材料，例如但不限于碳复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料、热固性碳纤维复合材料、聚对苯二甲酰对苯二胺纤维复合材料和/或类似物。使用复合材料来构造纵梁114可以减小压力舱面组件100的重量，这可以实现飞行器的操作性能、效率和/或能力的改进。
现在参考图6，本公开的一些示例在包括具有机身302的机体304的飞行器300的背景下描述。机身302包括内部舱室306。机体304包括多个高级系统308。高级系统308的示例包括推进系统310、电气系统312、液压流体系统314、控制系统316和环境系统318中的一者或多者。可以包括任何数量的其它系统。尽管示出了航空航天的例子，但是该原理可以应用于其它工业，例如但不限于汽车工业、船舶工业等。
本公开的示例可以在如图7所示的飞行器制造和维修方法400的背景下描述。在预生产期间，说明性方法400可以包括飞行器(例如，图6所示的飞行器300等)的规格和设计402以及材料采购404。在生产期间，进行飞行器的部件和子组件制造406和系统集成408。此后，飞行器可以经历认证和交付410以投入服役412。在由客户使用的同时，飞行器被安排进行日常维护和维修414(其也可以包括修改、重新构造、整修等)。
说明性方法400的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户等)执行或实行。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统转包商；第三方可以包括但不限于任何数量的供应商、分包商和供货商；并且运营商可以是航空公司、租赁公司、军事实体、维修组织等。
应当注意，在此描述的系统可以包括任何数量的其它系统。此外，尽管示出了航空航天示例，但是该原理可以应用于其它行业，例如但不限于汽车行业、船舶行业等。
在制造和维修方法400的任何一个或多个阶段期间，可以采用本文所示或所述的系统和方法。例如，对应于部件和子组件制造406的部件或子组件可以以类似于当飞行器在服役中时生产的部件或子组件的方式制造或生产。而且，在子组件制造406和系统集成408的生产状态期间，例如通过充分加快飞行器的组装或降低飞行器的成本，可以利用系统、方法或其组合的一个或多个方面。类似地，当飞行器在服役中时，可以利用设备或方法实现或其组合的一个或多个方面，例如但不限于，例如维护和维修414。
本公开的各种实现使得压力舱面组件的纵梁能够由复合材料制造。本公开的某些实现减小了飞行器机身的压力舱面组件的重量。本公开的某些实现提高了飞行器的操作性能、效率和/或能力。
以下条款描述了另外的方面：
条款组A：
A1.一种用于机身的压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件以及从所述中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘包括第一上侧和第一下侧，所述第二凸缘包括第二上侧和第二下侧，
压力舱面，所述压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段，其中，所述第一舱面节段沿着所述第一凸缘的所述第一下侧接合到所述纵梁的所述第一凸缘，并且其中，所述第二舱面节段沿着所述第二凸缘的所述第二下侧接合到所述纵梁的所述第二凸缘。
A2.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
A3.条款A1所述的压力舱面组件，所述压力舱面组件还包括拼接件，所述拼接件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段长度，所述拼接件的所述第一端部部分接合在所述纵梁的所述第一凸缘和所述压力舱面的所述第一舱面节段之间，所述拼接件的所述第二端部部分接合在所述纵梁的所述第二凸缘和所述压力舱面的所述第二舱面节段之间。
A4.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述中心构件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段高度，所述第一凸缘和所述第二凸缘从所述第一端部部分向外延伸，其中，所述第一凸缘的所述第一下侧和所述第二凸缘的所述第二下侧分别背向所述中心构件的所述第二端部部分。
A5.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述第一凸缘从所述中心构件延伸，使得所述第一凸缘和所述中心构件形成L形，并且其中，所述纵梁的所述第二凸缘从所述中心构件延伸，使得所述第二凸缘和所述中心构件形成L形。
A6.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者沿着所述机身的俯仰轴线是顺应性的。
A7.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者包括悬链形腹板。
A8.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者与相应的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生至少一个闭合力矩，所述至少一个闭合力矩用于在压力载荷下闭合所述中心构件与所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者之间的角度。
A9.条款A1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述中心构件包括接合在一起的第一构件节段和第二构件节段，所述第一凸缘从所述第一构件节段延伸，所述第二凸缘从所述第二构件节段延伸。
条款组B：
B1.一种用于机身的压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件以及从所述中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘与所述中心构件形成所述纵梁的第一拐角，所述第二凸缘与所述中心构件形成所述纵梁的第二拐角；以及
压力舱面，所述压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段，其中，所述第一舱面节段接合到所述纵梁的所述第一凸缘，使得所述第一舱面节段在所述纵梁的所述第一拐角的外侧延伸，并且其中，所述第二舱面节段接合到所述纵梁的所述第二凸缘，使得所述第二舱面节段在所述纵梁的所述第二拐角的外侧延伸。
B2.条款B1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
B3.条款B1所述的压力舱面组件，所述压力舱面组件还包括拼接件，所述拼接件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段长度，所述拼接件的所述第一端部部分接合在所述纵梁的所述第一凸缘和所述压力舱面的所述第一舱面节段之间，所述拼接件的所述第二端部部分接合在所述纵梁的所述第二凸缘和所述压力舱面的所述第二舱面节段之间。
B4.条款B1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述第一凸缘和所述第二凸缘包括相应的第一上侧和第二上侧以及相应的第一下侧和第二下侧，所述第一凸缘的所述第一下侧限定所述第一拐角的所述外侧的一部分，所述压力舱面的所述第一舱面节段沿着所述第一凸缘的所述第一下侧接合到所述第一凸缘，所述第二凸缘的所述第二下侧限定所述第二拐角的所述外侧的一部分，所述压力舱面的所述第二舱面节段沿着所述第二凸缘的所述第二下侧接合到所述第二凸缘。
B5.条款B1所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者包括悬链形腹板。
B6.条款B1所述的压力舱面组件，其中，所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者与相应的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生至少一个闭合力矩，所述至少一个闭合力矩用于在压力载荷下闭合所述中心构件与所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者之间的角度。
条款组C：
C1.一种用于飞行器的机身，所述机身包括：
压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件和从所述中心构件延伸的凸缘，所述凸缘包括上侧和下侧；以及
压力舱面，所述压力舱面包括舱面节段，其中，所述舱面节段沿着所述凸缘的所述下侧接合到所述纵梁的所述凸缘。
C2.条款C1所述的机身，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
C3.条款C1所述的机身，其中，所述纵梁的所述中心构件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段高度，所述凸缘从所述第一端部部分向外延伸，其中，所述凸缘的所述下侧背向所述中心构件的所述第二端部部分。
C4.条款C1所述的机身，其中，所述压力舱面的所述舱面节段包括悬链形腹板。
C5.条款C1所述的机身，其中，所述凸缘和所述舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生闭合力矩，所述闭合力矩用于在所述凸缘的压力载荷下闭合所述中心构件和所述凸缘之间的角度。
如本文所使用的，“被构造成”执行任务或操作的结构、限制或元件以对应于任务或操作的方式被特别地在结构上形成、构造或适配。为了清楚和避免疑惑的目的，仅能够被修改以执行任务或操作的对象不“被构造成”执行如本文所使用的任务或操作。
如本领域技术人员将显而易见的，本文中给出的任何范围或值可以被扩展或改变而不失去所寻求的效果。
尽管已经以特定于结构特征和/或方法动作的语言描述了主题，但是应当理解，所附权利要求中定义的主题不必限于上述特定特征或动作。相反，上述特定特征和动作是作为实现权利要求的示例形式来公开的。
应当理解，上述益处和优点可以涉及一个实施方式或者可以涉及若干实施方式。实施方式不限于解决任何或所有所述问题的那些实施方式，或具有任何或所有所述益处和优点的那些实施方式。还将理解，对“一”项的引用是指这些项中的一个或多个。
词语“包括”在本说明书中用于表示包括其后跟随的(一个或多个)特征或动作，而不排除一个或多个附加特征或动作的存在。
除非另外指明，否则本文所示出和描述的本公开的示例中的操作的执行或进行的顺序不是必需的。也就是说，除非另外指明，否则操作可以任何顺序执行，并且本公开的示例可以包括比本文所公开的操作更多或更少的操作。例如，可以设想，在另一操作(例如，不同步骤等)之前、同时或之后执行或进行特定操作在本公开的各方面的范围内。
当介绍本公开的方面或其示例的元件时，冠词“一”、“一个”、“该”和“所述”旨在表示存在一个或多个元件。词语“包括”、“包含”和“具有”旨在是包括性的，并且表示除了所列出的元件之外，还可以存在另外的元件。词语“示例性”旨在表示“其示例”。短语“以下A、B和C中的一者或多者”是指“A中的至少一个和/或B中的至少一个和/或C中的至少一个”。
已经详细描述了本公开的各方面，将显而易见的是，在不偏离如所附权利要求中限定的本公开的各方面的范围的情况下，修改和变化是可能的。由于在不偏离本公开的各方面的范围的情况下可以对上述构造、产品和方法进行各种改变，因此，包含在上述描述中和在附图中示出的所有内容都应被解释为说明性的而非限制性的。
应当理解，上述描述旨在是说明性的，而不是限制性的。例如，上述实施方式(和/或其方面)可以彼此组合使用。此外，在不偏离本公开的各种实施方式的范围的情况下，可以进行许多修改以使特定情况或材料适应本公开的各种实施方式的教导。虽然本文所述的材料的尺寸和类型旨在限定本公开的各种实施方式的参数，但实施方式绝不是限制性的，而是示例实施方式。在阅读了以上描述之后，许多其它实施方式对于本领域的普通技术人员将是显而易见的。因此，本发明的各种实施方式的范围应参考所附权利要求连同此权利要求所赋予的等效物的全部范围来确定。在所附权利要求中，词语“包括”和“其中”用作相应词语“具有”和“在…中”的简单等价物，此外，词语“第一”、“第二”和“第三”等仅用作标记，并且不旨在对其对象施加数值要求。此外，所附权利要求的限制不是以装置加功能的格式书写的，并且不旨在基于35U.S.C.§112(f)来解释，除非并且直到这样的权利要求限制明确地使用短语“指的是”之后是没有进一步结构的功能陈述。
本书面描述使用示例来公开本公开的各种实施方式，包括最佳模式，并且还使本领域的任何普通技术人员能够实践本公开的各种实施方式，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法。本公开的各种实施方式的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域普通技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有与权利要求的字面语言并无不同的结构元件，或者如果这些示例包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则这些其它示例旨在处于权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种用于机身的压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件以及从所述中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘包括第一上侧和第一下侧，所述第二凸缘包括第二上侧和第二下侧，
压力舱面，所述压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段，其中，所述第一舱面节段沿着所述第一凸缘的所述第一下侧接合到所述纵梁的所述第一凸缘，并且其中，所述第二舱面节段沿着所述第二凸缘的所述第二下侧接合到所述纵梁的所述第二凸缘。
2.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
3.根据权利要求1所述的压力舱面组件，所述压力舱面组件还包括拼接件，所述拼接件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段长度，所述拼接件的所述第一端部部分接合在所述纵梁的所述第一凸缘和所述压力舱面的所述第一舱面节段之间，所述拼接件的所述第二端部部分接合在所述纵梁的所述第二凸缘和所述压力舱面的所述第二舱面节段之间。
4.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述中心构件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段高度，所述第一凸缘和所述第二凸缘从所述第一端部部分向外延伸，其中，所述第一凸缘的所述第一下侧和所述第二凸缘的所述第二下侧分别背向所述中心构件的所述第二端部部分。
5.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述第一凸缘从所述中心构件延伸，使得所述第一凸缘和所述中心构件形成L形，并且其中，所述纵梁的所述第二凸缘从所述中心构件延伸，使得所述第二凸缘和所述中心构件形成L形。
6.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者沿着所述机身的俯仰轴线是顺应性的。
7.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者包括悬链形腹板。
8.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者与相应的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生至少一个闭合力矩，所述至少一个闭合力矩用于在压力载荷下闭合所述中心构件与所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者之间的角度。
9.根据权利要求1所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述中心构件包括接合在一起的第一构件节段和第二构件节段，所述第一凸缘从所述第一构件节段延伸，所述第二凸缘从所述第二构件节段延伸。
10.一种用于机身的压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件以及从所述中心构件延伸的相对的第一凸缘和第二凸缘，所述第一凸缘与所述中心构件形成所述纵梁的第一拐角，所述第二凸缘与所述中心构件形成所述纵梁的第二拐角；以及
压力舱面，所述压力舱面包括第一舱面节段和第二舱面节段，其中，所述第一舱面节段接合到所述纵梁的所述第一凸缘，使得所述第一舱面节段在所述纵梁的所述第一拐角的外侧延伸，并且其中，所述第二舱面节段接合到所述纵梁的所述第二凸缘，使得所述第二舱面节段在所述纵梁的所述第二拐角的外侧延伸。
11.根据权利要求10所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
12.根据权利要求10所述的压力舱面组件，所述压力舱面组件还包括拼接件，所述拼接件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段长度，所述拼接件的所述第一端部部分接合在所述纵梁的所述第一凸缘和所述压力舱面的所述第一舱面节段之间，所述拼接件的所述第二端部部分接合在所述纵梁的所述第二凸缘和所述压力舱面的所述第二舱面节段之间。
13.根据权利要求10所述的压力舱面组件，其中，所述纵梁的所述第一凸缘和所述第二凸缘包括相应的第一上侧和第二上侧以及相应的第一下侧和第二下侧，所述第一凸缘的所述第一下侧限定所述第一拐角的所述外侧的一部分，所述压力舱面的所述第一舱面节段沿着所述第一凸缘的所述第一下侧接合到所述第一凸缘，所述第二凸缘的所述第二下侧限定所述第二拐角的所述外侧的一部分，所述压力舱面的所述第二舱面节段沿着所述第二凸缘的所述第二下侧接合到所述第二凸缘。
14.根据权利要求10所述的压力舱面组件，其中，所述压力舱面的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段中的至少一者包括悬链形腹板。
15.根据权利要求10所述的压力舱面组件，其中，所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者与相应的所述第一舱面节段或所述第二舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生至少一个闭合力矩，所述至少一个闭合力矩用于在压力载荷下闭合所述中心构件与所述第一凸缘或所述第二凸缘中的至少一者之间的角度。
16.一种用于飞行器的机身，所述机身包括：
压力舱面组件，所述压力舱面组件包括：
纵梁，所述纵梁沿着所述机身的翻滚轴线延伸一段长度，所述纵梁包括中心构件和从所述中心构件延伸的凸缘，所述凸缘包括上侧和下侧；以及
压力舱面，所述压力舱面包括舱面节段，其中，所述舱面节段沿着所述凸缘的所述下侧接合到所述纵梁的所述凸缘。
17.根据权利要求16所述的机身，其中，所述纵梁包括复合材料、碳纤维复合材料、热塑性复合材料、热塑性碳纤维复合材料、热固性复合材料或热固性碳纤维复合材料中的至少一种。
18.根据权利要求16所述的机身，其中，所述纵梁的所述中心构件从第一端部部分到第二端部部分延伸一段高度，所述凸缘从所述第一端部部分向外延伸，其中，所述凸缘的所述下侧背向所述中心构件的所述第二端部部分。
19.根据权利要求16所述的机身，其中，所述压力舱面的所述舱面节段包括悬链形腹板。
20.根据权利要求16所述的机身，其中，所述凸缘和所述舱面节段分开预定距离，所述预定距离被构造成产生闭合力矩，所述闭合力矩用于在所述凸缘的压力载荷下闭合所述中心构件和所述凸缘之间的角度。
CN202011475249.XA 2019-12-16 2020-12-15 用于压力舱面组件的纵梁接头 Pending CN112977790A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/716,379 2019-12-16
US16/716,379 US11548607B2 (en) 2019-12-16 2019-12-16 Longitudinal beam joint for a pressure deck assembly

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112977790A true CN112977790A (zh) 2021-06-18

Family

ID=73013269

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011475249.XA Pending CN112977790A (zh) 2019-12-16 2020-12-15 用于压力舱面组件的纵梁接头

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11548607B2 (zh)
EP (1) EP3838741B1 (zh)
JP (1) JP2021121529A (zh)
CN (1) CN112977790A (zh)
CA (1) CA3102718A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11358699B2 (en) * 2020-04-07 2022-06-14 The Boeing Company Aircraft pressure deck
US11945568B2 (en) * 2021-03-01 2024-04-02 The Boeing Company Hybrid pressure deck for aircraft
US20230139014A1 (en) * 2021-10-28 2023-05-04 The Boeing Company Aircraft pressure panel assemblies

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0854821A2 (en) * 1995-10-24 1998-07-29 Hans-Jurgen Bothe Hybrid aircraft
EP1351807B1 (en) * 2001-01-16 2005-11-09 Lockheed Martin Corporation Forming structural assemblies with 3-d woven joint pre-forms
EP1942052A1 (en) * 2006-12-13 2008-07-09 The Boeing Company Rib support for wing panels
US20090078826A1 (en) * 2005-12-02 2009-03-26 Eurocopter Deutschland Gmbh Aircraft pressurized cabin door made of fiber composite
US20110290940A1 (en) * 2010-04-30 2011-12-01 Airbus Operations Gmbh Pressure bulkhead for purposes of arrangement in an aircraft fuselage
CN104144852A (zh) * 2012-03-07 2014-11-12 波音公司 结合式拼接接头

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2250039B (en) 1990-11-23 1994-10-26 Computer Services Consultants Deck system
FR2891239B1 (fr) 2005-09-28 2009-04-17 Airbus France Sas Panneau de plancher et installation pour la fixation d'elements d'amenagement comportant de tels panneaux
FR2901536B1 (fr) 2006-05-23 2009-01-30 Airbus France Sas Poutre pour plancher pressurise d'aeronef
US8740151B1 (en) 2012-01-03 2014-06-03 The Boeing Company Adjustable splice fitting for shimless connection of structual members
US11332228B2 (en) 2018-04-06 2022-05-17 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft fuselage with composite pre-form
US11358699B2 (en) * 2020-04-07 2022-06-14 The Boeing Company Aircraft pressure deck

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0854821A2 (en) * 1995-10-24 1998-07-29 Hans-Jurgen Bothe Hybrid aircraft
EP1351807B1 (en) * 2001-01-16 2005-11-09 Lockheed Martin Corporation Forming structural assemblies with 3-d woven joint pre-forms
US20090078826A1 (en) * 2005-12-02 2009-03-26 Eurocopter Deutschland Gmbh Aircraft pressurized cabin door made of fiber composite
EP1942052A1 (en) * 2006-12-13 2008-07-09 The Boeing Company Rib support for wing panels
US20110290940A1 (en) * 2010-04-30 2011-12-01 Airbus Operations Gmbh Pressure bulkhead for purposes of arrangement in an aircraft fuselage
CN104144852A (zh) * 2012-03-07 2014-11-12 波音公司 结合式拼接接头

Also Published As

Publication number Publication date
US20210179249A1 (en) 2021-06-17
CA3102718A1 (en) 2021-06-16
EP3838741B1 (en) 2023-08-23
US11548607B2 (en) 2023-01-10
EP3838741A1 (en) 2021-06-23
JP2021121529A (ja) 2021-08-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112977790A (zh) 用于压力舱面组件的纵梁接头
US11649033B2 (en) Compression chord for a fuselage
KR102126090B1 (ko) 부하 운반용 박스 구조체 및 그 제조 방법
US9145197B2 (en) Vertically integrated stringers
US10207786B2 (en) Elongated structures and related assemblies
KR102601129B1 (ko) 복합재 프레임을 갖는 시트 트랙
US10315751B2 (en) Stiffened beam assembly
EP3608218B1 (en) Elongate structures, structural assemblies with elongate structures, and methods for supporting a structural load
US20060237588A1 (en) Composite structural member having an undulating web and method for forming the same
GB2442301A (en) Composite structural member having a web and a flange
US8505851B2 (en) Profile comprising at least one hollow profile section
JP2020050332A5 (zh)
EP3170740A1 (en) Corner tension fitting
US12037838B2 (en) Composite doors and methods of forming thereof
US20230139014A1 (en) Aircraft pressure panel assemblies

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination