JP2010538892A

JP2010538892A - 航空機又は宇宙船の細分化用圧力隔壁及び細分化方法

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Publication number: JP2010538892A
Application number: JP2010524422A
Authority: JP
Inventors: ミッシュエレイト，ステファン; ステファン，アンドレアス
Original assignee: エアバス・オペレイションズ・ゲーエムベーハー
Priority date: 2007-09-18
Filing date: 2008-06-18
Publication date: 2010-12-16
Also published as: EP2190734B1; US8444089B2; DE102007044388B4; CA2698422A1; CN101801783A; DE102007044388A1; US20100230539A1; BRPI0816864A2; EP2190734A1; DE502008002962D1; RU2010114853A; CN101801783B; ATE502846T1; WO2009037008A1; RU2471672C2

Abstract

本発明は、航空機内及び宇宙船を細分化するための圧力隔壁を提供する。前記圧力隔壁は、前記航空機又は宇宙船の内輪郭に対応するように形作られた端部を有する圧力板と、前記内輪郭上で前記端部を傾倒可能に支持する支持手段と、前記内輪郭に対して前記端部をシールするシールとを有する圧力隔壁とを備える。本発明の更なる態様は、航空機又は宇宙船内を内圧領域と外圧領域とに細分化する方法を提供する。第１に、前記航空機又は宇宙船の内輪郭に対応するように形作られた端部を有する圧力板を設け、更なるステップで、前記内輪郭上で前記端部を傾倒可能に支持し、前記内輪郭に対して前記端部をシールする。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機及び宇宙船を細分化するための圧力隔壁に関する。本発明は、さらに、この種の圧力隔壁を有する構造体及び航空機又は宇宙船に関し、また、航空機又は宇宙船の細分化方法にも関する。

本発明は様々な輸送手段やコンテナの細分化に適用可能であるが、本発明及びその背景となる課題を航空機の後部の圧力隔壁に関して詳述する。

例えば近年の商業用の航空機のように非常に高い高度で飛行する航空機においては、客室、コックピット及び貨物室は、通常、飛行中において外気圧より大きな気圧を維持でき且つ乗客や乗務員が酸素マスクや同様の呼吸装置がなくても生存可能な耐圧キャビンとして設計されている。この種の圧力調整されたキャビンを船尾から隔離するために、船体後部領域に、圧力隔壁と呼ばれる密封用隔壁であって、機体内部を圧力調整されたキャビンを形成する前部と例えば電気エネルギーを発生させるための補助駆動装置や高圧化された空気が収容された後部とに細分化する密封用隔壁を設置することが、従来から行われている。

この種の圧力隔壁は、例えば平坦な壁形状に設計され得る。その壁形状は、従来ではアルミニウム合金で製造され、且つ、周知の方法で外板にリベット留めされ、これにより力と曲げモーメントの両方の荷重を周辺構造に放出するようになっている。飛行高度が変化するたび、特に周期的に行われる離着陸の期間においては、圧力調整されたキャビンと外気との圧力差が大きく変動する為、外板に付加される曲げモーメントは、例えば、前記外板の周期的に変化する変形を招き、その結果、金属疲労の要因となる。

圧力隔壁の他の設計においては、圧力隔壁及び外板の材料の内部ストレスを軽減するために、例えば船体の後方に向かってアーチを描くような２重にカーブした球殻又は球状キャップの形状が採用される。これは、アーチ形状によって引き起こされる圧力隔壁に必要なスペースの増加をもたらしつつ、設置される。

それゆえ、本発明の目的は、小スペース化を図りつつ、周辺構造への機械的ストレスの導入を低減する圧力隔壁の構成を開示することである。

本発明によれば、この目的は、請求項１の特徴を有する圧力隔壁、請求項２０の特徴を有する構造体、請求項２１の特徴を有する航空機又は宇宙船、並びに、請求項２２の特徴を有する、内圧領域及び外圧領域への航空機又は宇宙船の細分化方法によって達成される。

本発明に係る思想は、前記圧力隔壁を形成する為に、航空機や宇宙船の内輪郭に対応するように形成された端部であって、前記内輪郭に傾倒可能に支持され且つシールされた端部をもつ圧力板を用いることにある。前記端部は傾倒可能に支持されているので、前記圧力板と前記航空機又は宇宙船の外板との間には前記支持点において力のみが伝達され、曲げモーメントは伝達されない。従って、前記内圧領域と外圧領域との間の圧力差が変化したときに前記圧力板の変形が起こっても、これによって、前記外板に対する前記圧力板の端部の局所的な傾倒、即ち、共通の支持点において前記外板及び前記圧力板のそれぞれの当接面間に挟まれる角度の変化が生じるだけである。

前記傾倒可能な支持構造がいかなる曲げモーメントも前記外板に伝えないという事実は機械的ストレスを防ぎ、従って、前記外板の変形及び材質疲労を回避する。これにより、前記圧力板をアーチ状に形成する必要がないので、前記圧力隔壁の設置のためのスペースが小さくて済み、また、航空機内で実際に利用できるスペース量が増える。

従属請求項は、本発明の有利な形態及び改良を含む。

本発明に係る前記圧力隔壁の好ましい実施形態によれば、さらに、前記圧力板の端部に沿って前記圧力板に面する環状部材が設けられる。前記端部は、この場合には前記支持手段によって前記環状部材に重なる態様で支持され、シールによって前記環状部材が前記内輪郭に対してシールされる。前記環状部材は、前記圧力板にさらなる安定性を付与する。好ましくは、前記環状部材は、鉄、チタン、アルミニウム、炭素繊維強化プラスチック材料によって構成される。

好ましくは、前記環状部材は、第１及び第２脚部を有するＬ字形状部位を備える。この場合、前記第１脚部は、前記圧力板の主面に平行に延び、前記外圧領域の側で前記圧力板に寄りかかっている。この第１脚部は、前記外圧領域の方向に関して前記圧力板を支持し、飛行中に前記内圧が前記外気圧より高くなったときに前記圧力板に作用する力を吸収する。前記第２脚部は、前記圧力板の主面に対して直交し前記圧力板の端部に沿って延びている。この第２脚部は、前記圧力板の端部を構成するため、前記圧力板は、前記環状部材内に確実に保持され、側方に動かない。

本発明に係る圧力隔壁の好ましい実施形態によれば、前記圧力板は、前記内圧領域と前記外圧領域との圧力差によって前記環状部材内で保持される形態をとる。これは、例えば前記圧力板が前記内圧領域と前記外圧領域との圧力差の作用によって変形した場合に、前記圧力板の端部が前記環状部材に対して移動することを許容する。これにより前記環状部材自身の変形が防止され、従って、周辺構造への機械的ストレスの伝達が低減される。

さらなる好ましい改良によれば、前記圧力板は、前記環状部材に対して、リベット留め、ねじ止め、又は接着剤により取り付けられる。これにより、前記圧力板と前記環状部材とを極めてしっかりと確実に連結することができる。

本発明に係る圧力隔壁の好ましい改良形態によれば、さらに、前記圧力板を内圧領域の方向に関して支持するカウンタ支持体が備えられる。この構成は、例えば定期的に地表面上に位置する場合のように、前記内圧領域と外圧領域との間に圧力差が無い場合であっても、前記圧力板が安全に保持されるという利点を有する。

本発明に係る圧力隔壁の好ましい改良形態によれば、前記支持手段は、前記圧力板の端部から前記航空機又は宇宙船の外板の内壁面に沿って前記内圧領域内に延びる少なくとも１つのプルタブを含む。この場合、前記プルタブは、その一端部が前記圧力板に取り付けられ、他端部が前記外板に取り付けられている。このように取り付けられたプルタブは、実質的に接面方向の張力のみを外板に伝えるので、特に効果的な方法で、外板の変形や該外板への機械的ストレスが回避される。加えて、前記プルタブは、それぞれの端部で取り付けられているので、その中央部分は自由に変形できる状態にあり、前記圧力板の端部や前記環状部材の変形に応じて変形でき、これらの変形が前記外板に及ぶことがない。

好ましくは、前記プルタブは、リベット留めによって前記外板に取り付けられる。前記リベットは、力の安全な伝達を保証し、理論的には、ほとんど剪断力だけが前記リベットにかかる。好ましくは、前記プルタブは前記航空機又は宇宙船の骨部材の下方で前記外板に取り付けられ、これにより、力が特に穏やかに前記外板に導入されることが可能となる。

本発明に係る圧力隔壁の好ましい実施形態によれば、前記支持手段は、少なくとも１つの関節部材を含む。この場合、第１関節アームは前記圧力板の端部に取り付けられ、第２関節アームは航空機又は宇宙船の外板に取り付けられる。この種の関節部材によって、大きな力を前記外板に放出させることができると同時に、前記複数の関節アームが互いに対して回動可能であることから、曲げモーメントの伝達を極めて確実に防止することができる。

前記第２関節アームは、好ましくは、前記外圧領域において前記外板を補強する補強部材に取り付けられる。例えば、前記第２関節アームは、前記外圧領域内において前記圧力隔壁の背後で延びる形成部材(former)に取り付けられ、これにより、力が確実に周辺構造に伝達されることが可能となる。

好ましくは、前記関節部材は、更に、前記第１関節アームが取り付けられた領域内における前記圧力板の端部に対する接線方向に略沿って延びるジョイントボルトを含む。このようにして向きが設定されたボルトは、前記内圧領域と外圧領域との圧力差のために前記圧力板が反り返っても、前記外板に対して前記圧力板の端部が前記外板領域の方向に傾倒することを可能とする。同時に、他方向へのねじれは防止され、これにより、全体構造の安定性が増大される。好ましくは、前記第１関節アーム及び／又は第２関節アームは、アルミニウム及び／又は鉄を含み、これにより大きな力が確実に伝えられる。前記ジョイントボルトは好ましくは鉄を含む。

好ましい実施形態によれば、前記圧力板は、サンドウィッチ構造として構成される。また、好ましくは、前記サンドウィッチ構造は、ハニカム構造及び／又は発泡材を含む中心部と、炭素繊維強化プラスチック材料、ガラス強化プラスチック材料及び／又はアルミニウム材料を含むカバー層とを備える。この種のサンドウィッチ構造は、軽量で大きな弾力性を有するという特徴がある。

好ましくは、前記圧力板は、例えば、中心部を厚くするか又は積層カバー層を追加することによって、中心領域が端部よりも硬くなるように構成される。これにより、前記圧力差の作用による前記圧力板の不可避な変形を最小限に抑えることができるとともに、前記圧力板の重量を低く抑えることができる。

図１は、本発明に係る圧力隔壁の第１の実施形態を示す内部斜視図である。図２は、図１から抽出した前記構造物の詳細な斜視図である。図３は、本発明に係る圧力隔壁の第２の実施形態を示す断面図である。図４は、図３から抽出した前記構造物の詳細な斜視図である。

下記において、本発明を、実施の形態に基づいて添付図面を参照しながら詳細に説明する。

各図において、特段の断りがない限り、同一の又は機能上同一の要素には同一の参照番号が付されている。

図１は、機体の内部斜視図である。前記機体の外板１２０は、その内壁面２０４において、前記航空機の長手方向に延びる複数の骨部材１２４と、前記航空機の周方向に沿って前記骨部材１２４に対して直交する方向に延びる複数の形成部材３０８とにより補強されている。

機体内部を内輪郭１０８に沿って内圧領域１０２及び外圧領域１０４とに耐圧状態で細分化する圧力隔壁１００は、詳細に描かれた領域に配置されている。例えば、内圧領域１０２は、客室や貨物室及びコックピットを構成する気圧調整されたキャビン１０２を含み、外圧領域１０４は、例えば前記気圧調整されたキャビン１０２の背後の船尾に配置され、且つ、補助駆動装置を収容するために使用されるスペース１０４とされる。

前記圧力隔壁１００は、圧力板１０６を有し、その端部１１０は内輪郭１０８に沿って延びており、したがって、機体は、前記内輪郭によって規定された位置で、前記圧力板１０６によって膨らんでいる断面形状を有している。明確化のために、図１においては、前記圧力板１０６が透明で示されているため、図１においては、前記外圧領域１０４に配置された骨部材１２４や形成部材３０８の部位が可視化されている。前記圧力板１０６は、サンドウィッチ構造として設計されており、すなわち、圧力板１０６は、ハニカム構造又はそれと同様の構造をもつ中心部とその両側面に配置されたカバー層とを含み、引張力及び圧縮力を吸収する。例えば炭素繊維強化プラスチック材料、ガラス強化プラスチック材料、又はアルミニウム合金からなる金属シートは、前記カバー層として利用可能である。

前記圧力板１０６の前記端部は、環状部材１１６に接しており、前記環状部材１１６は、Ｌ字形状部位を有し、且つ、外圧領域１０４の方向と機体の径方向、すなわち外板１２０に向かう方向との双方向において前記圧力板１０６を支持する。前記環状部材１１６に適した材質としては、鉄、チタン、アルミニウム、又は炭素繊維強化プラスチック材料がある。前記圧力板１０６の前記端部１１０は、前記環状部材１１６に接着されるか、ねじにより螺着されるか、若しくはリベット留めされる。

前記環状部材１１６は、プルタブ１１２を介して外板１２０と連結されており、前記プルタブ１１２は、前記環状部材１１６に一方の端部でリベット留めされ、前記外板１２０の前記内壁面２０４に沿って前記内圧領域１０２側に延び、且つ、前記内圧領域１０２においてリベット１２２により前記外板１２０に取り付けられている。前記プルタブ１１２に適した材質としては、例えば鉄やチタンがある。例えばゴムを含んでなるシール部材１１４は、前記環状部材１１６と前記外板１２０上に横たわらせた前記形成部材３０８との間に介在されており、外板１２０に対して環状部材１１６をシールする。

飛行中において、航空機の飛行高度が高くなるほど、外圧領域１０４内の気圧は低下する。前記外気圧より大きな気圧が前記内圧領域１０２内において維持されると、内圧領域１０２と外圧領域１０４との間に圧力差が生じ、前記圧力板１０６には外圧領域１０４方向への力が作用する。この力は、前記圧力板１０６を前記環状部材１１６に押し付けるので、前記圧力板１０６は、リベット留めやねじによる螺着或いは接着剤による接着を行っていなくても、前記環状部材１１６の中で保持される。前記環状部材１１６は、前記外圧領域１０４方向への前記圧力板１０６の押圧力を吸収し、該押圧力を外板１２０と平行に作用する張力として前記プルタブ１１２を介して前記外板１２０に導入する。

例えば航空機が地上にいる間など、前記航空機の前記内圧領域１０２と前記外圧領域１０４との間に圧力差が無いときでも、前記圧力板１０６を前記環状部材１１６内で確実に保持するために、前記内部領域１０２の側で前記骨部材１２４に対し一定の間隔で取り付けられたカウンタ支持体１１８が更に備えられ、前記カウンタ支持体１１８は、前記圧力板１０６を前記内圧領域１０２方向に支持する。

図１に示された構造体のうちの前記圧力板１０６の支持構造につき図２に基づいてより詳細に説明する。前記環状部材１１６のＬ字形状部位は、外圧領域１０４方向に前記圧力板１０６を支持する第１脚部２００と、前記圧力板１０６の端部１１０と面する第２脚部２０２とによって形成されている。前記圧力板１０６と前記環状部材１１６との間には、例えばゴム又は発泡材で製造される（図略の）内部シールが設けられており、この内部シールは、前記圧力板１０６と前記環状部材１１６との間にある間隙を介して内圧領域１０２から空気が漏れるのを防止する。さらに、前記環状部材１１６に対する前記圧力板１０６の前記シールは、例えば前記圧力板１０６を前記環状部材１１６に接着剤で接着することにより達成し得る。

前記プルタブ１１２は、前記内圧領域１０２から始まって、前記環状部材１１６の前記両脚部２０２，２００の周囲に導かれているとともに、例えば（ここでは図示していない）前述と同様のリベットを用いたリベット留めによって、前記環状部材１１６の前記第１脚部２００又は前記第１，第２脚部２００，２０２の両方に取り付けられている。前記内圧領域１０２と前記外圧領域１０４との間の圧力差２０６が前記圧力板１０６に作用したとき、前記プルタブ１１２には張力がかかる。このような場合、前記プルタブ１１２を前記外板１２０に取り付けるリベット１１２には、前記プルタブ１１２を前記環状部材１１６に取り付ける（図略の）リベットと同様に、もっぱら剪断力が作用する。

もし、飛行中に、回避することができない少なくとも最低限の前記圧力差２０６によって前記圧力板１０６が前記外圧領域１０４方向に湾曲すると、前記外圧領域１０４方向に前記圧力板１０６の端部１１０を傾倒させようとする傾きモーメントが前記端部１１０の領域で生じる。しかしながら、これらの傾きモーメントは、前記プルタブ１１２によって前記外板１２０に伝達されることはないので、前記外板１２０が反りかえることはない。前記プルタブ１１２の前記張力は前記プルタブ１１２をその長手方向に延伸させるため、前記環状部材１１６は、前記外圧領域１０４方向に僅かに移動し、それにより、前記形成部材３０８に対して前記シール１１４を圧迫する。

図３は、圧力隔壁の取付部に係る第２の実施形態を詳細に示す断面図である。図１、図２に示す第１の実施形態のように、前記圧力隔壁は、Ｌ字形状部位を有する環状部材１１６に保持された圧力板１０６を有する。さらに、前記骨部材１２４に取り付けられたカウンタ支持体１１８を有し、このカウンタ支持体１１８は、前記圧力板１０６が前記環状部材１１６から脱落するのを防止し、ここで、前記圧力板１０６は、前記環状部材１１６に接着されるか、ねじにより螺着されるか、若しくはリベット留めされる。前記圧力板１０６は、２つのカバー層３１６の間に折り重ねられたハニカム構造３１４を有するサンドウィッチ構造１０６として設計されている。前記折り重ねられたハニカム構造３１４と前記カバー層３１６とは、前記圧力板１０６の中心領域３００がその端部１１０よりも肉厚となるように設計されており、これにより、前記中心領域３００における前記圧力板１０６の剛性が高められ、前記圧力差２０６が前記圧力板１０６に作用したときの前記圧力板１０６の変形量が微小なものとなる。

図１及び図２に示す前記実施形態との対比においては、前記環状部材１１６は、前記外板１２０と形成部材３０８とに対して支持されており、前記形成部材３０８は、前記外圧領域１０４において前記環状部材１１６と前記形成部材３０８との間に設置された関節部材３０２によって前記外板１２０を補強する。前記関節部材３０２は、第１関節アーム３０４を有し、該第１関節アーム３０４は、前記圧力板１０６に平行に延びる前記環状部材１１６の脚部にリベット留め又は螺着されている。また、第２関節アーム３０６は、前記外板１２０と前記形成部材３０８との両方に対して支持され、そこで例えばリベット留めにより取り付けられている。前記第１及び第２関節アーム３０４，３０６は、前記圧力板３１６及び前記外板１２０の接面に対して平行に延びるジョイントボルト３１０を介して互いに対して回動可能となるように連結されている。

前記第１の実施形態との対比においては、前記外板１２０に対して前記環状部材１１６をシールする例えばゴム製のシール１１４は、前記内圧領域１０２に配置されており、前記圧力差２０６によって、前記外板１２０及び環状部材１１６に直接押し付けられるようになっている。

図３に示す第２の実施形態において、前記圧力板１０６の支持構造を図４の斜視図においてさらに明確に図示している。前記関節部材３０２は、前記機体の周方向に沿って一定間隔で設置されており、前記各ジョイントボルト３１０は、それぞれ前記外板１２０のその位置での接面に平行な方向に向けられ、したがって、隣接する関節部材３０２のジョイントボルト３１０とは少しだけ異なる方向を向いている。前記関節部材３０２の前記第２関節アーム３０６は、一対のアイボルトフォーク３０２として設計されており、第２関節アーム３０６の突出部の間に対応する第１関節アーム３０４が挿入され、且つ、前記ジョイントボルト３１０によって連結されている。前記ジョイントボルト３１０は例えば鉄を用いて製造されており、前記第１、第２関節アーム３０４，３０６もまた鉄、若しくはアルミニウムを用いて製造されている。

飛行中、前記外圧領域１０２と内圧領域１０４との間で生じる圧力差によって、前記圧力隔壁は、必然的に、前記外板１２０に対して前記圧力板１０６の端部１１０が前記外圧領域１０４方向に局部的に傾倒するように変形する。前記関節部材３０２は、前記第１、第２関節アーム３０４，３０６が互いに対して対応する方向に傾斜することを許容し、従って、前記圧力板の変形は、いかなる曲げモーメントも前記外板１２０に伝達しない。

本発明は、本書において好ましい実施形態に基づいて詳述されたが、本発明はそれに限定されるものではなく、種々の異なる方法で変形が可能である。

例えば、第１の実施形態のように前記プルタブは前記骨部材間に配置されたり、前記外板にリベット留めされたりする必要性は必ずしもなく、これに代えて又は加えて、前記プルタブを前記骨部材の下方の前記骨部材と外板との間に導き、その両者にリベット留めすることも可能である。また、略円筒の覆いのような形状を有して機体全体の全周に延びる１つのプルタブを設けることも可能である。さらに、例えば、プルタブ及び関節部材を１つの実施形態において、前記機体の内輪郭における同一又は異なる部位に同時に設けることも可能である。

さらに、圧力板は、複数の部材で設計してもよく、例えば、乗客用のフロアの下部で貨物室を隔離する第１部材と、前記乗客用のフロアの上部で客室を隔離する第２部材とを用いて設計してもよい。シールは、広範囲な方法で設計可能であり、例えば、シールは、前記内圧領域側が開放され、前記外圧領域の気圧が低下すると膨らむゴム製の中空部位を含んでもよい。

１００圧力隔壁
１０２内圧領域
１０４外圧領域
１０６圧力板
１０８航空機又は宇宙船の内輪郭
１１０圧力板の端部
１１２プルタブ
１１４シール
１１６環状部材
１１８カウンタ支持体
１２０外板
１２２リベット
１２４骨部材
２００第１脚部
２０２第２脚部
２０４内壁面
２０６圧力差
３００圧力板の中央領域
３０２関節部材
３０４第１関節アーム
３０６第２関節アーム
３０８形成部材
３１０ジョイントボルト
３１４中心部
３１６カバー層

Claims

航空機又は宇宙船を内圧領域（１０２）及び外圧領域（１０４）に細分化する圧力隔壁（１００）であって、
前記航空機又は宇宙船の内輪郭（１０８）に対応するように形成された端部（１１０）を有する圧力板（１０６）と、
前記内輪郭（１０８）上で前記端部（１１０）を傾倒可能に支持する支持手段（１１２，３０２）と、
前記端部（１１０）を前記内輪郭（１０８）に対してシールするシール（１１４）とを有する圧力隔壁（１００）。
前記圧力板（１０６）の端部（１１０）に沿って該圧力板（１０６）に面する環状部材（１１６）が設けられており、前記支持手段（１１２，３０２）は前記内輪郭上で前記環状部材（１１６）を支持し、前記シールは、前記内輪郭に対して前記環状部材（１１６）をシールする請求項１に記載の圧力隔壁。
前記環状部材（１１６）は、鉄、チタン、アルミニウム、又は、炭素繊維強化プラスチック材料を用いて構成されている請求項１又は２に記載の圧力隔壁。
前記環状部材（１１６）は、前記圧力板（１０６）の前記外圧領域（１０４）の側で前記圧力板（１０６）と平行に延びる第１脚部（２００）と、前記圧力板（１０６）の前記端部（１１０）に沿って前記圧力板（１０６）に対して直交する方向に延びる第２脚部（２０２）とを有するＬ字形状部位を備える請求項１乃至３の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記圧力板（１０６）は、前記内圧領域（１０２）と前記外圧領域（１０４）との間の圧力差（２０６）によって前記環状部材（１１６）内で保持されている請求項１乃至４の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記圧力板（１０６）は、前記環状部材（１１６）に対して、リベット留め、ねじ留め、又は、接着剤を用いた接着により取り付けられている請求項１乃至５の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記圧力板（１０６）を前記内圧領域（１０２）の方向に関して支持するカウンタ支持体（１１８）がさらに設けられている請求項１乃至６の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記支持手段（１１２，３０２）は、前記圧力板（１０６）の前記端部（１１０）から前記航空機又は宇宙船の外板（１２０）の内壁面（２０４）に沿って前記内圧領域内に延びる少なくとも１つのプルタブ（１１２）を有し、前記プルタブ（１１２）は、その一端部が前記圧力板（１０６）に取り付けられ、他端部が前記外板（１２０）に取り付けられている請求項１乃至７の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記プルタブ（１１２）は、リベット留め（１２２）により前記外板（１２０）に取り付けられている請求項８に記載の圧力隔壁。
前記プルタブ（１１２）は、前記航空機又は宇宙船の骨部材（１２４）の下方で前記外板（１２０）に取り付けられている請求項８又は９に記載の圧力隔壁。
前記支持手段（１１２，３０２）は、少なくとも１つの関節部材（３０２）を有し、前記関節部材（３０２）は、前記圧力板（１０６）の前記端部に取り付けられた第１関節アーム（３０４）と、前記航空機又は宇宙船の外板（１２０）に取り付けられた第２関節アーム（３０６）とを有する請求項１乃至１０の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記第２関節アーム（３０６）は、前記外圧領域（１０４）において前記外板（１２０）を補強する補強部材（３０８）に取り付けられている請求項１１に記載の圧力隔壁。
前記関節部材（３０２）は、さらに、前記第１関節アーム（３０４）が取り付けられた領域内における前記圧力板（１０６）の端部（１１０）に対する接線方向に略沿って延びるジョイントボルト（３１０）を有する請求項１１又は１２に記載の圧力隔壁。
前記第１関節アーム（３０４）及び／又は前記第２関節アーム（３０６）は、アルミニウム及び／又は鉄を含む請求項１１乃至１３の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記ジョイントボルト（３１０）は、鉄を含む請求項１１乃至１４の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記圧力板（１０６）は、サンドウィッチ構造（３１４，３１６）として構成されている請求項１乃至１５の何れか一項に記載の圧力隔壁。
前記サンドウィッチ構造（３１４，３１６）は、ハニカム構造（３１４）及び／又は発泡材料を含む中心部（３１４）を持つ請求項１６に記載の圧力隔壁。
前記サンドウィッチ構造（３１４，３１６）は、炭素繊維強化プラスチック材料、ガラス強化プラスチック材料及び／又はアルミニウム材料を含む少なくとも１つのカバー層（３１６）を備える請求項１６又は１７に記載の圧力隔壁。
前記圧力板（１０６）は、その中央領域（３００）が当該圧力板（１０６）の端部（１１０）よりも硬い請求項１６乃至１８の何れか一項に記載の圧力隔壁。
請求項１乃至１９の何れか一項に記載の圧力隔壁（１００）を有する航空機又は宇宙船用構造物（１００，１２０，１２４，３０８）。
請求項１乃至１９の何れか一項に記載の圧力隔壁を備えた航空機又は宇宙船。
航空機又は宇宙船を内圧領域（１０２）と外圧領域（１０４）とに細分化する方法であって、
前記航空機又は宇宙船の内輪郭（１０８）の形状に対応するように形成された端部（１１０）を有する圧力板（１０６）を用意する工程と、前記内輪郭（１０８）上で前記端部（１１０）を傾倒可能に支持する工程（１１２，３０２）と、前記内輪郭（１０８）に対して前記端部（１１０）をシールする工程（１１４）とを含む細分化方法。