CN107521650A - 增压隔板 - Google Patents

Abstract

本发明的题目是增压隔板。航空器的压力隔板包括壁组件。壁组件包括在不平行于航空器的长度的方向中延伸的第一壁部分。壁组件进一步包括固定至第一壁部分的第二壁部分，其中第二壁部分包括弯曲形状。该弯曲形状包括凸部，其在朝向航空器的后端的方向中比第一壁部分沿着航空器的长度延伸更远。还提供了用于装配压力隔板的方法。

Description

增压隔板

技术领域

本发明涉及航空器的压力隔板，并且更具体地涉及具有结构支撑的压力隔板。

背景技术

航空器的压力隔板——具体地是后部压力隔板——通常是圆顶形的。圆顶形状具有将施加在圆顶形结构上的载荷分布为对机身结构有效的膜载荷(membrane load)的能力。然而，此圆顶或半球形的隔板的缺点是其难以在隔板具有弯曲形状的情况下发送(route)系统通过隔板。发送系统通过圆顶形的隔板包括增加的设计复杂性，这是由于需要额外的结构以提供用于系统附着的平表面。较平的隔板提供了用于航空器系统比如电气、液压和燃料系统，以及航空器内的其它系统的更简单的界面。而且，由于圆顶形的隔板——其在沿着机身的长度的方向中延伸——的纵向延伸性质，圆顶形状与机身内可用的座舱空间竞争，这提供了机身内空间的无效占用。

相比之下，也已经构建航空器的压力隔板以具有较平的形状。具有较平构造的隔板在机身内是更空间有效的。然而，此较平的形状通常导致隔板的重量比圆顶形的隔板更重，相比之下，圆顶形的隔板更有效地分布载荷。额外地，较平的增压隔板构造需要更复杂的支撑结构以抵抗由跨越较平的表面施加的机身增压发生的剪切和弯曲载荷。这与圆顶形的隔板构造形成对比，圆顶形的隔板构造使用改进的载荷路径(load path)或膜载荷分布更有效地分布载荷。

发明内容

航空器的压力隔板的实例包括包含壁组件的压力隔板。壁组件包括第一壁部分，其在不平行于航空器的长度的方向中延伸。壁组件进一步包括固定至第一壁部分的第二壁部分，其中第二壁部分包括弯曲形状以便弯曲形状包括凸部，其在朝向航空器的后端的方向中比第一壁部分沿着航空器的长度延伸更远。

用于装配压力隔板的方法的实例包括使第一壁部分和第二壁部分彼此相邻定位的步骤。该方法进一步包括将第一壁部分固定至第二壁部分的步骤，其中第二壁部分包括具有凸部的弯曲形状，所述凸部在朝向航空器的后端的方向中比第一壁部分沿着航空器的长度延伸更远，形成第一和第二壁部分之间的拼合接头并且形成壁组件。

已经讨论的特征、功能和优点可以在多种实施方式中独立地实现或可以在又其它实施方式中组合，可以参考下列描述和附图查看其进一步的细节。

附图说明

图1是横截面中具有隔板的航空器的后部的部分切除的侧视主视图；

图2是在图1中显示的隔板壁组件连同朝向航空器的前侧延伸的纵梁的透视后侧视图；

图3是图2的隔板壁组件的透视前侧视图；

图4是沿着图2的线4-4可见的拼合接头的横截面视图；

图5是沿着图3中的线5-5可见的在隔板的壁组件的前侧上延伸的第二壁部分的夹紧固定(clip securement)的横截面视图；

图6是图2的隔板的壁组件的后侧的部分切除的放大的仰视透视图；

图7是图2的隔板壁组件的后侧的部分切除的放大的透视图；

图8是沿着图3中的线8-8可见的横截面视图，其显示了与主支撑梁相关联的在壁组件的前侧上延伸的肋间支架；和

图9是沿着图3中的线9-9可见的横截面视图，其显示了与次支撑梁相关联的在壁组件的前侧上延伸的肋间支架。

具体实施方式

取决于隔板的构型，航空器的压力隔板比如后部压力隔板具有强加于该结构的某些要求。例如，圆顶形的隔板与较平构型的隔板相比具有载荷分布益处和更轻的结构重量。另一方面，增压隔板的较平的构型通常需要更重的构造和更复杂的支撑系统，但是允许航空器系统更容易地穿过隔板结构。本文描述的设备和方法有利地利用这些不同的隔板构造的益处。

参考图1，航空器10包括在航空器10的后端或后侧14中定位的尾翼部分12。压力隔板16位于航空器10内以提供航空器10的后侧或不增压侧14与前侧或增压侧18——其包括航空器10的座舱20——的密封分离。随着航空器10增加高度，航空器10使座舱20增压以给座舱20内的乘客提供更宜居和舒适的环境。在增压过程期间，力在朝向航空器10的后侧14的方向中从座舱20内施加到隔板16，并且在此增压的同时，由于后侧14不对航空器10的外部环境压力密封，后侧14经历气压的降低。当航空器10高度下降时，航空器10的后侧14的压力增加并且前侧18上的座舱20压力被正常化为相当于航空器10着陆地方的高度的气压。

压力隔板16包括将在本文更详细地讨论的壁组件22，其包括第一壁部分24和第二壁部分26。也将在本文更详细地讨论的隔板支撑组件28特别在座舱20的增压期间提供了对隔板16壁组件22的支撑。

第一壁部分24，如图1-3中可见，在不平行于航空器10的长度L的方向30中延伸。在此实施方式中，第一壁部分24在大体上相对于航空器10的长度L的横向方向30中延伸。第二壁部分26固定至第一壁部分24。第二壁部分26包括弯曲形状32，如图1中可见，以便弯曲形状32包括凸部34，其在朝向航空器10的后端14的方向36中比第一壁部分24沿着航空器10的长度L延伸更远。构建第一壁部分24以具有相对平的构型或根据需要具有一些弯曲或弧面。然而，第一壁部分24具有比第二壁部分26的构型更平的构型。与第二壁部分26的构型相比，第一部分壁部分24的该更平的构型给第一壁部分24提供了使系统比如电气、液压和燃料系统以及其它系统通过在第一壁部分24中限定的开口38——如图2和3中可见——穿过隔板16的更有效的构型。

第二壁部分26呈现弯曲形状32，并且在此实施方式中呈现圆顶形状40，如图1中可见。第二壁部分26的圆顶形状40提供了将载荷有效膜载荷分布至航空器10的机身42的益处。具体地随着航空器10增加高度，隔板16经历的载荷发生：包括座舱20的隔板16的前侧18的增压过程和隔板16的后侧14上的压力降低。第二壁部分26的圆顶形状40构型与第二壁部分26的更平的构型相比需要更小的第二壁结构26的重量，并且与更平的构型所需要的相比，减少对用于支撑第二壁部分26的更复杂的支撑结构的需要。

如图2和3中可见，第二壁部分26在远离第一壁部分24的方向中延伸，以便第一和第二壁部分24、26在机身42的内部尺寸内延伸以建立与机身42的增压密封连接。第一和第二壁部分24、26沿着拼合接头44固定在一起，所述拼合接头44在不平行于航空器10的长度L的方向46中延伸跨越壁组件22。拼合接头44，如图4中可见，包括沿着拼合接头44——其在第一和第二壁构件24、26之间形成空隙47——彼此间隔定位的第一壁部分24和第二壁部分26。定位拼接板48邻接第一和第二壁构件24和26并且跨越空隙47。拼接构件47被铆接——如本文关于构件的其它固定提及的以其它方式固定——至第一和第二壁构件24和26，提供沿着拼合接头44的第一和第二壁构件24和26的增压密封连接。

压力隔板16进一步包括桁弦(chord)结构50，如图2和3中可见。桁弦结构50围绕壁组件22的第一和第二壁部分24、26的外周51延伸。由于桁弦结构围绕外周51延伸以及横构件(cross member)52沿着机身42的蒙皮54并在其上延伸，如图5中可见，桁弦结构50具有大体上“T”形的横截面构型。茎构件(stem member)56在远离横构件52的方向中延伸远离横构件52。如在本文更详细地讨论的，桁弦结构50促进壁组件22和机身42之间的密封连接。在此实施方式中，壁组件22的第二壁部分26包括加强肋支撑构件27，如图3和5中可见，其在圆顶形状40的径向方向中延伸并且为壁部分26提供结构支撑和帮助膜载荷分布。

在茎构件56的前侧18上，圆顶固定角撑板(dome securement gusset)62的基底60从茎构件56的顶部延伸至桁弦结构50的横构件52，如图5中可见。如图2和3中可见，圆顶固定角撑板62包括两个间隔的板57和59，其在纵梁72内定位以沿着纵梁72的基底73延伸，如图3和5中可见，其中在此实施方式中，纵梁72呈现大体上槽状构型。因而，如图5的视图中可见，显示了圆顶固定角撑板62的板59。板57的固定——在此视图中未显示——与本文所描述的关于板59的固定类似。

在茎构件56的上部61处，基底60和茎构件56夹住第二壁构件26的一部分。在茎构件56的上部61处，使用示意性地显示的铆钉64将茎构件56、第二壁构件26、基底60和板59固定在一起。应当理解，在此实施方式中提及铆钉作为将构件固定在一起的方式，可以采用其它类型的固定用于固定构件，比如使用螺栓、焊接或其它已知的固定。在茎构件56的下部65处，圆顶固定角撑板62的基底60被定位彼此邻近，并且在此实施方式中，同样使用示意性地显示的铆钉66将茎构件56、基底60和板59固定在一起。

在桁弦结构50的茎构件56的前侧18上，使用示意性地显示的铆钉68将圆顶固定角撑板62的板59固定至蒙皮54，其中横构件52夹在蒙皮54和板59之间。前侧18进入座舱20的方向中进一步延伸，圆顶固定角撑板62的板59延伸超越桁弦结构50的横构件52。使用示意性地显示的铆钉70，将板59通过纵梁72的基底73固定至蒙皮54。由于此实施方式的这些铆接连接，源自第二壁部分26的膜载荷被转移至机身42的蒙皮54。

参考图6和7，压力隔板16进一步包括在壁组件22的后侧14上定位的主支撑梁74。在此实施方式中，梁74沿着拼合接头44的方向46延伸，如图2中可见。主支撑梁74的第一端部76和相对的第二端部78每个固定至桁弦结构50。第二端部78至桁弦结构50的互连和将由主梁支撑件(support)74接收的载荷从壁组件22转移至隔板16的前侧18与将对于第一端部76描述的相同。因而，本文中主支撑梁74的第一端部76的连接的描述将提供主支撑梁74的相对的第二端部78的连接和性能的描述。

主支撑梁74沿着拼合接头44的方向46——如图3中可见——延伸，如上面提及的。在航空器10内的增压期间，支撑角撑板80，如图4和7中可见，沿着拼合接头44接收来自壁组件22的荷载并且将荷载转移至主梁支撑件74。角撑板80包括第一端部82和相对的第二端部84。角撑板80的第一端部82通过螺栓、铆钉、焊接或其它固定的方式固定至主支撑梁74。角撑板80从连接至主支撑梁74的第一端部82延伸至连接至壁组件22的相对的第二端部84。第二端部84类似地通过螺栓、铆钉、焊接或其它固定的方式固定至壁组件22。

使用第一支架组件86，将主支撑梁74的第一端部76固定至桁弦构件50，如图6和7中可见。第一支架组件86在桁弦构件50的后侧14上定位，并且使用也在桁弦构件50的后侧14上定位的第二支架组件88将主支撑梁74的相对的第二端部78固定至桁弦构件50。第一支架组件86进一步固定至第一肋间支架构件90，如图3、6和8中可见。第一肋间支架构件90在桁弦结构50的相对的前侧18上定位，其中第一肋间支架构件90在远离桁弦构件50的相对的前侧18的方向中延伸。第二支架组件88进一步固定至第二肋间支架构件92，如图3中可见。第二肋间支架构件92也在桁弦结构50的相对的前侧18上定位，其中第二肋间支架构件92也在远离桁弦结构50的相对的前侧18的方向中延伸。

在此实施方式中，如图7中可见的第一支架组件86与如图6中可见的第二支架组件88(未完全显示)相同地构建。第一支架组件86包括第一凸耳(lug)组件94，其限定间隔的销开口(pin opening)95。第一凸耳组件94通过铆钉、螺栓、焊接或其它固定的方式固定至主梁支撑件74。类似地限定间隔的销开口98的第二凸耳组件96固定至桁弦50，如将在下面描述的。第一支架组件86进一步包括连接板100，在此实施方式中，板100是双平面板并且板100的每个相对的端部限定销开口(未显示)。在连接板100的每个销开口分别与第一和第二凸耳组件94、96的间隔的销开口95和98对齐的情况下，销102被插入通过这些对齐的开口，提供了第一和第二凸耳组件94和96之间的连接并且将具有第一支架组件86的主梁支撑件74连接至桁弦结构50。

如图8中可见的第一肋间支架构件90和如图3中可见的第二肋间支架构件92分别固定至第一支架组件86和第二支架组件88。第一和第二肋间支架组件90和92又固定至航空器10的蒙皮54。在此实施方式中，第一和第二支架组件86和88分别固定至第一和第二肋间支架构件90和92的连接是相同的。类似地，在此实施方式中，第一和第二肋间构件(intercostal)90和92与航空器10的蒙皮54的连接也以相同的方式完成。

参考图8，第一支架组件86的第一凸耳组件96显示在桁弦结构50的后侧14上定位，其中桁弦结构50的茎56在第一凸耳组件96和第一肋间支架90之间定位。在图8中，第一肋间支架90显示具有腹板(web)103和分别的上和下凸缘104和106，如图3中可见。同样，第一肋间构件90的背板105沿着腹板103延伸。在桁弦结构50的茎56的上部61中，示意性地显示的铆钉108将腹板103、第一肋间支架90的背板105、茎56和第一支架组件86的第一凸耳组件96固定在一起。与本文采用的其它铆钉固定的情况一样，可以采用其它形式的固定比如螺栓连接、焊接等。

在桁弦结构50的茎56的下部65中，示意性地显示的铆钉110将第一肋间支架90的腹板103和背板105固定至茎56。桁弦结构50的前侧18上的横构件52在一侧上的第一肋间支架90的腹板103和下凸缘106与另一侧上的航空器10的蒙皮54之间定位。横构件52使用示意性地显示的铆钉112固定至腹板103、下凸缘106和蒙皮54。随着第一肋间支架90延伸远离桁弦结构50的前侧18上的桁弦结构50的茎56，示意性地显示的铆钉114将第一肋间支架90的腹板103和下凸缘106固定至蒙皮54。

在第一肋间支架90的远端116处，夹(clip)118使用铆钉120固定至第一肋间支架90的腹板103。夹118的远端119邻接延伸至蒙皮54的蒙皮夹121。在此实施方式中，蒙皮夹121的横构件123覆盖蒙皮54。在此实例中，蒙皮夹121使用铆钉125或通过本文提及的用于固定构件的其它固定方式固定至夹118和固定至肋131。蒙皮夹121的横构件123使用示意性地显示的铆钉133或通过本文提及的用于固定构件的其它固定方式铆接至蒙皮54。在此实例中，纵梁72在此视图中可见在第一肋间构件90后定位并且与其间隔。在夹118固定至蒙皮54的情况下，这提供了第一肋间构件90的锚定，以便于抵抗来自载荷施加的施加于第一肋间构件90的感生力矩，所述载荷施加来自与主梁支撑件74相关联的第一支架构件86的第一凸耳组件96。

因而，在增压期间施加至壁组件22上的载荷通过角撑板80施加至主梁支撑件74上。主梁支撑件74部分地将此载荷转移至第一和第二支架组件86和88。第一和第二支架组件86和88连接至桁弦结构50，其中，例如，如图8中可见的第一凸耳组件96连接至桁弦结构50的茎56并且连接至第一肋间支架90。第一肋间支架90连接至航空器10的机身42的蒙皮54并且与其锚定。这与第二支架组件88连接至桁弦结构50和第二肋间支架92的情况类似，其中第二肋间支架92连接至蒙皮54并且与其锚定。

还使用至少一个次支撑梁122给主梁支撑件74提供进一步支撑，如图6和7中可见。在此实施方式中，四个次梁支撑件122沿着主梁支撑件74的长度间隔定位，并且每个固定至主梁支撑件74和固定至桁弦结构50。次梁支撑件122包括第一端部124和相对的第二端部126。第一端部124使用在桁弦结构50的后侧14上定位的第一支架组件128连接至桁弦结构50。第二相对的端部126使用在壁组件22和桁弦结构50的后侧14上定位的第二支架组件130连接至主梁支撑件74。

如图7中可见，次支撑梁122的第一端部124使用第一支架组件128固定至桁弦结构50。第一支架组件128包括第一凸耳连接器132，其限定开口(未显示)并且固定至桁弦结构50，如将在下面讨论的。次支撑梁122的第一端部124包括第二凸耳连接器134，其限定开口135。通过第一凸耳连接器132的开口135定位的销136形成次支撑梁122的第一端部124和桁弦结构50之间的第一销连接138。

如图6中可见，次支撑梁122的第二端部126包括限定开口141的第三凸耳连接器140，并且主梁支撑件74包括第四凸耳连接器142，其在此实施方式中包括延伸通过主支撑梁74的孔(未显示)。在第三凸耳连接器140的开口141与第四凸耳连接器142的开口对齐的情况下，销144被定位以延伸通过第三凸耳连接器142的开口141和第四凸耳连接器142的开口。在销144因而被定位的情况下，第二销连接146在次支撑梁122的第二端部126和主支撑梁74之间形成。

次支撑梁122进一步包括支柱(leg)148，如图6和7中可见，其在第一和第二销连接138、146之间延伸，以便第二销连接146间隔壁组件22的第一壁部分24定位，该间隔比第一销连接138与桁弦结构50的间隔更远，如图6中可见。

参考图2、3、7和9，第一支架组件128将次支撑梁122的第一端部124固定至桁弦结构50的后侧14。如将在下面更详细地描述的，第一支架组件128进一步固定至在桁弦结构50的相对的前侧18上定位的第三肋间支架150。第三肋间支架150在远离桁弦结构50的相对的前侧18的方向中延伸，并且第三肋间支架150固定至航空器10的机身42的蒙皮54。

参考图9，第一支架组件128显示具有第一凸耳连接器132，第一支架组件128的第一凸耳连接器132在桁弦结构50的后侧14上定位，其中桁弦结构50的茎56在第一凸耳连接器132和第三肋间支架150之间定位。

在图9中，第三肋间支架150显示具有腹板152和分别的上和下凸缘154和156，如图3中可见。同样，第三肋间支架150的背板158沿着腹板152延伸。在桁弦结构50的茎56的上部61中，示意性地显示的铆钉160将腹板152、第三肋间支架150的背板105、第一壁部分24、茎56和第一支架组件128的第一凸耳连接器132固定在一起。与本文采用的其它铆钉固定的情况一样，可以采用其它形式的固定比如螺栓连接、焊接等。

在桁弦结构50的茎56的下部65中，示意性地显示的铆钉162用于将腹板152、第三肋间支架150的背板158、茎56和第一支架组件128的第一凸耳连接器132固定在一起。桁弦结构50的前侧18上的横构件52在一侧上的第三肋间支架150的腹板152和下凸缘156与另一侧上的航空器10的机身42的蒙皮54之间定位。横构件52使用示意性地显示的铆钉164固定至腹板152、下凸缘156和蒙皮54。随着第三肋间支架150延伸远离桁弦结构50的前侧18上的桁弦结构50的茎56，示意性地显示的铆钉166将第三肋间支架150的腹板152、下凸缘156固定至机身42的蒙皮54。

在此实例中，纵梁72在此视图中可见在第三肋间构件150后定位并且与其间隔。次支撑梁122的背壁构件168从第一支架组件128延伸并且邻接第一壁部分24的后侧14。背壁构件168在增压航空器10内的前侧18期间为第一壁部分24提供了额外的支撑。

因而，在增压期间施加至壁组件22上的载荷通过角撑板80施加至主梁支撑件74上，如早前讨论的。主梁支撑件74部分地将此载荷转移至次支撑梁122——通过第二支架组件130至第一支架组件128。第一支架组件128如上面描述的连接至桁弦结构50的茎56并且连接至第三肋间支架150，如图9中可见。第三肋间支架150又连接至航空器10的机身42的蒙皮54并且与其锚定。对于其它次梁支撑件122的载荷路径，这是类似的，转移载荷从主梁支撑件74至第三肋间支架150并且从其至进入机身42的蒙皮54的锚定件。

用于装配压力隔板16的方法包括使第一壁部分24和第二壁部分26彼此相邻定位的步骤。该方法进一步包括将第一壁部分24固定至第二壁部分26的步骤，其中第二壁部分26包括具有凸部34的弯曲形状32，所述凸部34在朝向航空器10的后端14的方向36中比第一壁部分24沿着航空器10的长度L延伸更远。将第一壁部分24固定至第二壁部分26形成第一和第二壁部分24、26之间的拼合接头44和形成壁组件22。

方法进一步包括包围壁组件22的外部外周51定位桁弦结构50的步骤。方法中进一步包括的是在壁组件22的后侧14上定位主支撑梁74以在如图2中可见的沿着拼合接头44的方向46中延伸的步骤。还包括的是使用在桁弦结构50的后侧14上定位的第一支架组件86将主支撑梁74的第一端部76固定至桁弦结构50和将第一支架组件86固定至在桁弦结构50的相对的前侧18上定位的第一肋间支架构件90的步骤。第一肋间构件90在远离桁弦结构50的相对的前侧18的方向中延伸。方法还包括使用在桁弦结构50的后侧14上定位的第二支架组件88将主支撑梁74的第二端部78固定至桁弦结构50和将第二支架组件88固定至在桁弦结构50的相对的前侧18上定位的第二肋间支架构件92。第二肋间支架构件92在远离桁弦结构50的相对的前侧18的方向中延伸。

方法包括将第一和第二肋间支架构件90和92中的每个固定至航空器10的蒙皮54的步骤。此外，方法进一步包括使用在桁弦结构50的后侧14上定位的第一支架组件128将次支撑梁122的第一端部124固定至桁弦结构50，形成第一销连接138。方法中还包括的是使用在桁弦结构50的后侧14上定位的第二支架组件130将次支撑梁122的第二端部126固定至主梁支撑件74，形成第二销连接146的步骤。次支撑梁122包括支柱148，如图7中可见，其在第一和第二销连接138、146之间延伸，以便第二销连接146间隔壁组件22的第一壁部分24定位，该间隔比第一销连接138与桁弦结构50的间隔更远，如图6中可见。

该用于装配压力隔板16的方法进一步包括将第一支架组件128——其与在桁弦结构50的后侧14上定位的次支撑梁122相关联——固定至第三肋间支架150的步骤，所述第三肋间支架150在桁弦结构50的相对的前侧18上定位，如图6和9中可见。第三肋间支架150在远离桁弦结构50的相对的前侧18的方向中延伸。此外，此方法包括将第三肋间支架150固定至航空器10的蒙皮54，如图9中可见。

虽然上面已经描述了多种实施方式，但是本公开内容不意欲限制于此。可以对公开的实施方式进行变化，其仍在所附权利要求的范围内。

Claims (20)

1.航空器的压力隔板，其包括：

壁组件，其包括：

第一壁部分，其在不平行于所述航空器的长度的方向中延伸；和

第二壁部分，其固定至所述第一壁部分，其中所述第二壁部分包括弯曲形状以便所述弯曲形状包括凸部，所述凸部在朝向所述航空器的后端的方向中比所述第一壁部分沿着所述航空器的长度延伸更远。

2.权利要求1所述的压力隔板，所述第二壁部分的所述弯曲形状包括圆顶形状。

3.权利要求1所述的压力隔板，其中所述第二壁部分在远离所述第一壁部分的方向中延伸。

4.权利要求1所述的压力隔板，其中所述第一壁部分和所述第二壁部分沿着拼合接头固定在一起，所述拼合接头在不平行于所述航空器的长度的方向中延伸跨越所述壁组件。

5.权利要求4所述的压力隔板，进一步包括围绕所述壁组件的外周延伸的桁弦结构，其中所述桁弦结构固定至所述壁组件并且固定至所述航空器的肋和蒙皮。

6.权利要求5所述的压力隔板，进一步包括在所述壁组件的后侧上定位的主支撑梁，其中：

所述主支撑梁的第一端部和相对的第二端部每个固定至所述桁弦结构；和

所述主支撑梁沿着所述拼合接头的方向延伸。

7.权利要求6所述的压力隔板，进一步包括支撑角撑板，其包括第一端部和相对的第二端部，其中：

所述第一端部固定至所述主支撑梁并且方向上从所述主支撑梁延伸至所述相对的第二端部，并且

所述相对的第二端部固定至所述壁组件，其中在所述壁组件在所述航空器内增压的情况下，所述支撑角撑板传递载荷力至所述主支撑梁。

8.权利要求6所述的压力隔板，其中使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第一支架组件将所述主支撑梁的所述第一端部固定至所述桁弦结构，和使用在所述桁弦结构的所述后侧上定位的第二支架组件将所述主支撑梁的所述相对的第二端部固定至所述桁弦结构，其中：

所述第一支架组件进一步固定至在所述桁弦结构的相对的前侧上定位的第一肋间支架构件，其中所述第一肋间支架构件在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸；并且

所述第二支架组件进一步固定至在所述桁弦结构的相对的前侧上定位的第二肋间支架构件，其中所述第二肋间支架构件在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸。

9.权利要求8所述的压力隔板，其中所述第一肋间支架构件和所述第二肋间支架构件每个固定至所述航空器的蒙皮。

10.权利要求6所述的压力隔板，进一步包括至少一个次支撑梁，其包括：

第一端部；和

相对的第二端部，其中：

所述第一端部使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第一支架组件连接至所述桁弦结构；并且

所述第二相对的端部使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第二支架组件连接至所述主支撑梁。

11.权利要求10所述的压力隔板，其中所述第一支架组件将所述至少一个次支撑梁的所述第一端部固定至所述桁弦结构，其中所述第一支架组件包括固定至所述桁弦结构的第一凸耳连接器，并且所述至少一个次支撑梁的所述第一端部包括第二凸耳连接器，以便通过所述第一凸耳连接器和所述第二凸耳连接器定位的销在所述至少一个次支撑梁和所述桁弦结构之间形成第一销连接。

12.权利要求11所述的压力隔板，其中所述至少一个次支撑梁的所述相对的第二端部包括第三凸耳连接器，并且所述主梁支撑件包括第四凸耳连接器，以便通过所述第三凸耳连接器和所述第四凸耳连接器定位的销在所述至少一个次支撑梁和所述主支撑梁之间形成第二销连接。

13.权利要求12所述的压力隔板，其中所述至少一个次支撑梁进一步包括支柱，其在所述第一销连接和第二销连接之间延伸，以便所述第二销连接间隔所述壁组件的所述第一壁部分定位，所述间隔比所述第一销连接与所述桁弦结构的间隔更远。

14.权利要求12所述的压力隔板，在所述第一支架组件在所述桁弦结构的后侧上定位的情况下，所述第一支架组件进一步固定至在所述桁弦结构的相对的前侧上定位的第三肋间支架构件并且在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸。

15.权利要求14所述的压力隔板，其中所述第三肋间支架构件固定至所述航空器的所述蒙皮。

16.用于装配压力隔板的方法，其包括如下步骤：

使第一壁部分和第二壁部分彼此相邻定位；并且

将所述第一壁部分固定至所述第二壁部分，其中所述第二壁部分包括具有凸部的弯曲形状，所述凸部在朝向航空器的后端的方向中比所述第一壁部分沿着所述航空器的长度延伸更远，形成所述第一壁部分和第二壁部分之间的拼合接头并且形成壁组件。

17.权利要求16所述的用于装配压力隔板的方法，进一步包括包围所述壁组件的外部外周定位桁弦结构的步骤。

18.权利要求17所述的用于装配压力隔板的方法，进一步如下步骤：

使主支撑梁在所述壁组件的后侧上定位以在沿着所述拼合接头的方向中延伸；

使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第一支架组件将所述主支撑梁的第一端部固定至所述桁弦结构，和将所述第一支架组件固定至在所述桁弦结构的相对的前侧上定位的第一肋间支架构件，其中所述第一肋间支架构件在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸；

使用在所述桁弦结构的所述后侧上定位的第二支架组件将所述主支撑梁的相对的第二端部固定至所述桁弦结构，和将所述第二支架组件固定至在所述桁弦结构的相对的前侧上定位的第二肋间支架构件，其中所述第二肋间支架构件在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸；并且

将所述第一肋间支架构件和第二肋间支架构件中的每个固定至所述航空器的蒙皮。

19.权利要求18所述的用于装配压力隔板的方法，进一步包括如下步骤：

使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第一支架组件将至少一个次支撑梁的第一端部固定至所述桁弦结构，形成第一销连接；并且

使用在所述桁弦结构的后侧上定位的第二支架组件将所述至少一个次支撑梁的第二端部固定至所述主支撑梁，形成第二销连接，其中所述至少一个次支撑梁包括支柱，所述支柱在所述第一销连接和第二销连接之间延伸，以便所述第二销连接间隔所述壁组件的所述第一壁部分定位，所述间隔比所述第一销连接与所述桁弦结构的间隔更远。

20.权利要求19所述的用于装配压力隔板的方法，进一步包括如下步骤：

将在所述桁弦结构的后侧上定位的与所述至少一个次支撑梁相关联的所述第一支架组件固定至在桁弦结构的相对的前侧上定位的第三肋间支架构件，其在远离所述桁弦结构的所述相对的前侧的方向中延伸；并且

将所述第三肋间支架构件固定至所述航空器的所述蒙皮。