飞机机身和用于飞机机身的结构性缆线

IPRDB

API 数据接口

专利申请

使用指引 chat嘟嘟

会员体验

联系我们

交流群

现在联系顾问~

飞机机身和用于飞机机身的结构性缆线
申请号	CN201811187461.9	申请日	2018-10-12	公开(公告)号	CN109941420A	公开(公告)日	2019-06-28
申请人	极光飞行科学公司;			发明人	A·奥诺尼;
摘要	讨论了一种宽主体飞机，所述宽主体飞机具有机身，其具有：第一结构元件(208a)、第二结构元件(208b)、宽主体机身(102)区段和多个张力构件。第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个可以被布置为穿过宽主体机身(102)区段的纵向长度。宽主体机身(102)区段可以包含一组并排机身子组件(200a)，其中所述一组并排机身子组件(200a)可以通过第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)联接到彼此。所述多个张力构件可以布置为管理第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间的张力。多个张力构件可以配置为在压缩负载下保持柔性，同时管理其间的张力。
权利要求	1.一种机身，其包含：宽主体机身(102)区段；第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)，其中所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)中的每一个被布置为穿过所述宽主体机身(102)区段的纵向长度；和被布置为管理在所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)之间的张力的多个张力构件，其中所述多个张力构件被配置为在压缩负载下保持柔性。 2.根据权利要求1所述的机身，其中所述宽主体机身(102)区段包括经由所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)联接到彼此的一组并排机身子组件(200a)。 3.根据权利要求2所述的机身，其中所述一组并排机身子组件(200a)被布置为沿所述宽主体机身(102)区段的横向长度限定非圆形横截面。 4.根据权利要求3所述的机身，其中所述非圆形横截面包括具有双气泡(200)形状或大致椭圆形的外模线。 5.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3或权利要求4所述的机身，其中所述多个张力构件中的每一个包括缆线束(206)，其中所述缆线束(206)包含多个绞股(302)。 6.根据权利要求5所述的机身，其中所述多个绞股(302)包含碳纤维、钢和铝中的至少一种。 7.根据权利要求5所述的机身，其中所述缆线束(206)包含保护套筒(306)。 8.根据权利要求5所述的机身，其中所述多个绞股(302)被布置为限定多个绞股(302)束，其中所述多个绞股(302)束被布置为限定所述缆线束(206)。 9.根据权利要求5所述的机身，其中所述缆线束(206)：(1)在第一末端被联接到固定到所述第一结构元件(208a)的第一支耳配件；并且(2)在第二末端被联接到固定到所述第二结构元件(208b)的第二支耳配件。 10.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求4、权利要求5、权利要求6、权利要求7、权利要求8或权利要求9所述的机身，还包含被布置为在所述宽主体机身(102)区段内支撑机舱地板的多个地板梁，其中所述多个地板梁大体垂直于所述多个张力构件。 11.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求4、权利要求5、权利要求6、权利要求7、权利要求8、权利要求9或权利要求10所述的机身，其中所述宽主体机身(102)区段包含沿所述纵向长度放置的多个纵梁，其中机身蒙皮被连结到所述多个纵梁。 12.根据权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求4、权利要求5、权利要求6、权利要求7、权利要求8、权利要求9、权利要求10或权利要求11所述的机身，其中所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)中的每一个经由Y形接头与所述宽主体机身(102)区段联接。 13.一种管理宽主体机身(102)中的张力的方法，所述方法包含：提供具有第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)的宽主体机身(102)，其中所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)中的每一个被布置为穿过所述宽主体机身(102)的纵向长度；和在所述第一结构元件(208a)和所述第二结构元件(208b)之间联接多个张力构件，其中所述多个张力构件被配置为在压缩负载下保持柔性。 14.根据权利要求13所述的方法，其中所述多个张力构件中的每一个包括缆线束(206)，其中所述缆线束(206)包括多个绞股(302)。 15.根据权利要求14所述的方法，其中所述多个绞股(302)包含碳纤维、钢和铝中的至少一种。
说明书全文	飞机机身和用于飞机机身的结构性缆线 [0001] 政府利益声明 [0002] 本发明是在美国国家航空航天局(NASA)授予的合同号NND15AC56C和美国联邦航空管理局(FAA)授予的合同号DTFAWA-15-A-80014的政府支持下完成的。政府对本发明享有一定的权利。技术领域 [0003] 本公开涉及一种先进的节省燃料的飞机，更具体地涉及用于先进的节省燃料的飞机的机体，并且更具体地，涉及具有改进的结构支撑元件的机身和宽主体机身(102)。背景技术 [0004] 在经济上强烈地希望提高商用飞机的燃料效率。然而，自商业喷气机时代开始以来，基本的飞机平台还没有改变过。主导的商用飞机配置(管-翼配置)是高度优化且成熟的平台，从该平台获得进一步的燃料效率的提高正变得越来越困难。因此，已经开发了替代性商用飞机配置。 [0005] 除了传统管-翼配置，可以采用其他飞机配置来提高效率，如宽主体机身(102)。宽主体机身(102)提供了优于管状机身的一些优点。例如，由宽主体机身(102)产生的增加的升力意味着可以利用更小的机翼来运载飞机的重量，从而使飞行给定飞行计划需要更少的燃料。并且，宽主体机身(102)允许在机身的后部(后)端集成发动机，这能够使用被称为边界层摄入(BLI)的技术摄入在宽主体机身(102)上流过的边界层。BLI还减小了宽主体飞机的推力需求，这意味着能够使用更小的发动机来减少重量和燃料消耗二者。 [0006] 尽管宽主体机身(102)提供了大量的效率提高，但与管状和椭圆机身设计相比，宽主体机身(102)也带来了结构的复杂性。在椭圆机身中，通常在客舱和行李舱之间的边界处产生屈折(inflection)，在该情况下地板梁在内部对这个膨胀负载做出反应。在宽主体机身(102)的情况下，能够在宽主体机身(102)的顶部和底部产生屈折，与机身的其余部分相比，其顶部和底部的飞机外模线是大致平坦的(或平面的)。因此，在宽主体机身(102)中，还应该在顶部和底部之间竖直地竖立结构元件以抵消这些屈折；然而，由于客舱内的空间限制和美观的原因，使用传统横梁或隔板是不切实际的。鉴于上述情况，存在对一种具有克服了现有技术中的缺陷的改进结构支撑元件的新颖的宽体机身(102)的需求。发明内容 [0007] 本公开涉及一种先进的节省燃料的飞机，更具体地涉及用于先进的节省燃料的飞机的机体，并且更具体地，涉及具有改进的结构支撑元件的机身和宽主体机身(102)。 [0008] 根据第一方面，机身包含：上中心结构元件和下中心结构元件，其中上中心结构元件和下中心结构元件中的每一个被布置为穿过机身的纵向长度；通过上中心结构元件和下中心结构元件联接到彼此的一组并排机身子组件(200a)；和被布置为管理上中心结构元件与下中心结构元件之间的张力的多个张力构件，其中所述多个张力构件被配置为在压缩负载下保持柔性。 [0009] 根据第二方面，机身包含：宽主体机身(102)区段；第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)，其中第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个被布置为穿过宽主体机身(102)区段的纵向长度；和被布置为管理在第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间的张力的多个张力构件，其中所述多个张力构件配置为在压缩负载下保持柔性。 [0010] 根据第三方面，提供了一种用于管理宽主体机身(102)中的张力的方法。所述方法可以包含：提供具有第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)的宽主体机身(102)，其中第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个被布置为穿过宽主体机身(102)的纵向长度；和在第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间联接多个张力构件，其中所述多个张力构件被配置为在压缩负载下保持柔性。 [0011] 在特定方面，宽主体机身(102)区段包含经由第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)联接到彼此的一组并排机身子组件(200a)。 [0012] 在特定方面，所述一组并排机身子组件(200a)被布置为沿宽主体机身(102)区段的横向长度限定非圆形横截面。 [0013] 在特定方面，所述非圆形横截面包括具有双气泡(200)形状或大致椭圆形状的外模线。 [0014] 在特定方面，所述多个张力构件中的每一个包括缆线束(206)，该缆线束包括多个绞股(302)。 [0015] 在特定方面，所述多个绞股(302)包含碳纤维、钢和铝中的至少一种。 [0016] 在特定方面，缆线束(206)包括保护套筒(306)。 [0017] 在特定方面，保护套筒(306)包含对位芳族聚酰胺合成纤维。 [0018] 在特定方面，所述多个绞股(302)被布置为限定多个绞股(302)束，所述多个绞股(302)束被布置为限定缆线束(206)。 [0019] 在特定方面，所述多个绞股(302)被扭转或编织以限定所述多个绞股(302)束。 [0020] 在特定方面，缆线束(206)：(1)在第一末端联接到固定到第一结构元件(208a)的第一支耳配件，并且(2)在第二末端联接到固定到第二结构元件(208b)的第二支耳配件。 [0021] 在特定方面，缆线束(206)经由第一U形夹配件联接到第一支耳配件，并且通过第二U形夹配件联接到第二支耳配件。 [0022] 在特定方面，第一支耳配件经由第一角撑配件固定到第一结构元件(208a)，并且第二支耳配件经由第二角撑配件固定到第二结构元件(208b)。 [0023] 在特定方面，机身还包括被布置为在宽主体机身(102)区段内支撑机舱地板的多个地板梁，其中所述多个地板梁大体垂直于所述多个张力构件。 [0024] 在特定方面，宽主体机身(102)区段包括沿纵向长度放置的多个纵梁，其中机身蒙皮连结到所述多个纵梁。 [0025] 在特定方面，第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每个经由Y形接头与宽主体机身(102)联接。 [0026] 在特定方面，Y形接头被配置为在飞机蒙皮和缆线束(206)之间传递至少一部分压力负载。 [0027] 在特定方面，宽主体机身(102)区段具有在1.0:1.25和1.0:1.75之间的高宽比。 [0028] 在特定方面，缆线束(206)经由第一U形夹配件联接到第一支耳配件，并且经由第二U形夹配件联接到第二支耳配件。 [0029] 在特定方面，缆线束(206)经由第一钩环联接到第一支耳配件，并且经由第二钩环联接到第二支耳配件。 [0030] 在特定方面，第一支耳配件经由第一角撑配件固定到上中心结构元件，并且第二支耳配件经由第二角撑配件固定到下中心结构元件。 [0031] 在特定方面，上中心结构元件和下中心结构元件中的每一个是龙骨梁或纵桁。 [0032] 在特定方面，所述多个张力构件沿机身组件的纵向长度均匀地分布。 [0033] 在特定方面，所述一组并排机身子组件(200a)中的每一个包括被布置为限定机身凸瓣形状的多个骨架，其中所述多个骨架中的每一个经由Y形接头与上中心结构元件和下中心结构元件中的每一个接合。 [0034] 在特定方面，所述多个骨架中的每一个被定形为在一侧裁掉的圆环。 [0035] 在特定方面，所述多个骨架中的每一个具有在3.5弧度和4.5弧度之间的弧长。 [0036] 在特定方面，机身蒙皮与所述多个纵梁中的至少一个共同固化。 [0037] 本发明的一个实施例涉及机身，其包括：宽主体机身(102)区段；第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)，其中第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个可以被布置为穿过宽主体机身(102)区段的纵向长度；和被布置为管理第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间的张力的多个张力构件，其中所述多个张力构件可以配置为在压缩负载下保持柔性。宽主体机身(102)区段可以包括经由第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)联接到彼此的一组并排机身子组件(200a)。这将会增强强度和可靠性。所述一组并排机身子组件(200a)可以被布置为沿宽主体机身(102)区段的横向长度限定非圆形横截面。这可以提高可靠性。非圆形横截面可以包括具有双气泡(200)形状或大致椭圆形状的外模线。 [0038] 所述多个张力构件中的每一个可以包括缆线束(206)，该缆线束包括多个绞股(302)。所述多个绞股(302)可以包括碳纤维、钢和铝中的至少一种。缆线束(206)可以包括保护套筒(306)。保护套筒(306)可以包括对位芳族聚酰胺合成纤维。所述多个绞股(302)可以被布置为限定绞股(302)束，绞股(302)束可以被布置为限定缆线束(206)。所述多个绞股(302)可以被扭转或编织以限定多个绞股(302)束。缆线束(206)可以：(1)在第一末端与固定到第一结构元件(208a)的第一支耳配件联接，并且(2)在第二末端与固定到第二结构件元件(208b)的第二支耳配件联接。缆线束(206)可以经由第一U形夹配件联接到第一支耳配件，并且可以经由第二U形夹配件联接到第二支耳配件。第一支耳配件可以经由第一角撑配件固定到第一结构元件(208a)，并且第二支耳配件可以经由第二角撑配件固定到第二结构元件(208b)。机身还可以包括被布置为在宽主体机身(102)区段内支撑机舱地板的多个地板梁，其中所述多个地板梁可以大体垂直于所述多个张力构件。宽主体机身(102)区段可以包括沿纵向长度放置的多个纵梁，其中机身蒙皮可以连结到所述多个纵梁。第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个经由Y形接头与宽主体机身(102)区段联接。Y形接头可以被配置为在飞机蒙皮和缆线束(206)之间传递至少一部分压力负载。 [0039] 本发明的另一个实施例包含管理宽主体机身(102)中的张力的方法，所述方法包括提供具有第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)的宽主体机身(102)，其中第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个可以布置为穿过宽主体机身(102)的纵向长度；和在第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间联接多个张力构件，其中所述多个张力构件可以被配置为在压缩负载下保持柔性。所述多个张力构件中的每一个可以包括缆线束(206)，该缆线束包括多个绞股(302)。所述多个绞股(302)可以包括碳纤维、钢和铝中的至少一种。附图说明 [0040] 参考以下说明书和附图可以更容易地理解本发明的这些其他优点，其中 [0041] 图1a示出了根据本公开的一个方面的示例飞机的等轴视图。 [0042] 图1b示出了图1a的飞机的俯视图。 [0043] 图1c示出了图1a的飞机的侧视图。 [0044] 图1d示出了图1a的飞机的后视图。 [0045] 图1e到图1g分别示出了飞机尾端的俯视图、侧视图和后视图。 [0046] 图2a示出了沿图1b的横截面A-A截取的宽主体机身(102)的剖视图。 [0047] 图2b示出了沿图1c的横截面B-B截取的宽主体机身(102)的第一剖视图。 [0048] 图2c示出了沿图1c的横截面B-B截取的宽主体机身(102)的第二剖视图。 [0049] 图3a示出了沿图2c的横截面C-C截取的示例绞股、绞股(302)束和缆线束(206)的剖视图。 [0050] 图3b示出了沿图2c的横截面D-D截取的示例缆线束(206)的剖视图。 [0051] 图4a示出了来自具体细节B的宽主体机身(102)在其Y形接头处的放大视图。 [0052] 图4b示出了用于从缆线束(206)向纵向结构部件传递压力负载的第一示例缆线联接件的放大视图。 [0053] 图4c示出了用于从缆线束(206)向纵向结构部件传递压力负载的第二示例缆线联接件的放大视图。 [0054] 图5a示出了具有缆线束(206)和隔板的组合的沿图1c的横截面B-B截取的宽主体机身(102)的第一剖视图。 [0055] 图5b示出了具有缆线束(206)和隔板的组合的沿图1c的横截面B-B截取的宽主体机身(102)的剖视图。具体实施方式 [0056] 本公开的优选实施例可以参考附图在下文中描述。在以下描述中，没有具体描述已知的功能和构造，因为它们可能以不必要的细节模糊本公开。 [0057] 在以下描述中，可以理解如“第一”、“第二”、“顶”、“底”、“前”、“后”等术语是方便的词并且不应被解释为限制性术语。并且，本文所提供的任意和所有示例或示例语言的的使用(“例如”，“如”等)，仅旨在更好地阐明所述实施例而不是对实施例的范围进行限制。说明书中的任何语言都不应被解释为表示任何对于实施例的实践必不可少的未声明的元素。对于本公开，将会使用以下术语和定义。 [0058] 术语“飞行器”和“飞机”指能够飞行的机器，其包括但不限于传统飞机和VTOL飞机。 [0059] 当结合数值时，术语“大约”、“大概”或其它应被解释为表示偏差，所述偏差将被本领域的普通技术人员理解以为了预期目的而令人满意地操作。值和/或数值的范围在本文中仅作为示例被提供，并且不构成对所描述的实施例的范围的限制。 [0060] 术语“和/或”意思是由“和/或”合并的术语中的一个或多个。例如，“x和/或y”意思是三元素集合{(x)、(y)、(x、y)}中的任意元素。换种说法，“x和/或y”意思是“x和y中的一个或所有”。作为另一种示例，“x、y和/或z”意思是七元素集合{(x)、(y)、(z)、(x、y)、(x、z)、(y、z)、(x、y、z)}中的任意元素。换种说法，“x、y和/或z”意思是“x、y和z中的一个或多个”。 [0061] 术语“复合材料”是指包含添加剂材料和基质材料的材料。例如，复合材料可以包括纤维添加剂材料(例如，纤维玻璃、玻璃纤维(“GF”)、碳纤维(“CF”)，芳族聚酰胺/对位芳族聚酰胺合成纤维、FML等)和基质材料(例如，环氧树脂、聚酰亚胺、铝、钛和氧化铝，包括但不限于塑料树脂、聚酯树脂、聚碳酸酯树脂、浇铸树脂、聚合物树脂、热塑性材料、丙烯酸树脂、化学树脂和干树脂)。并且，复合材料可以包含嵌入在基质材料中的特定纤维，而混合复合材料可以通过将一些补充材料(例如，两种或多种纤维材料)添加到基础纤维/环氧基质中而得到。 [0062] 本文所使用的术语“复合层压板”是指从添加剂材料层和基质材料形成的层(即，“层片”)组装而来的一种复合材料。 [0063] 本文所使用的术语“复合结构”是指至少部分地使用包括但不限于复合层压板的复合材料制造的结构和部件。 [0064] 本公开涉及先进的节省燃料的飞机，更具体地涉及用于先进的节省燃料的飞机的机体，并且更具体地，涉及具有改进的结构支撑元件的机身和宽主体机身(102)。在一个方面，宽主体机身(102)可以采用被配置为对宽主体飞机机身中的压力负载(例如，在竖直方向上(在宽主体机身(102)的冠部和腹部之间)的压力负载)反应的高效的、仅受张力的结构构件。例如，仅受张力的结构构件可以是缆线束(206)。本公开还描述了其附接几何构型和在宽主体机身(102)结构中的可能结合。 [0065] 图1a到图1g示出了根据本公开的一个方面的示例宽主体飞机(100)。具体地，图1a示出了宽主体飞机100的等轴视图，而图1b示出了其俯视图。图1c示出了宽主体飞机100的侧视图并且图1d示出了其后视图。图1e到图1g分别示出了带有尾翼106的宽主体飞机100尾端的俯视图、侧视图和后视图。根据本公开的一个方面，宽主体飞机100可以具有大约70到270英尺、更优选地大约90-140英尺、更优选地大约118英尺的翼展。宽主体飞机100的长度可以大约是90-250英尺，更优选地大约90-140英尺，最优选地大约115英尺。然而，如本领域的技术人员理解的，宽主体飞机100可以基于例如任务目标(即，飞行目标和/或飞行计划)而按比例放大(或缩小)以帮助实现特定的目的。 [0066] 尽管宽主体飞机100在本文中一般描述为有人驾驶的(例如，其包含人类飞行员的座舱)，但当宽主体飞机100被配置为无人驾驶和/或完全自主的飞机(例如，不需要飞行员控制)时座舱可以省略。例如，可以由机载自主自动驾驶仪控制宽主体飞机100，或者由人类操作员、计算机操作员(例如，远程自动驾驶仪)或基站通过无线通信链路远程控制宽主体飞机100。根据任务需求(例如，机动性、范围、有效负载能力等)，宽主体飞机100的无人驾驶的变型可以相对于其有人驾驶时的对应物按比例缩小(例如，缩小大约40％-60％，或大约50％)。 [0067] 如所示，宽主体飞机100一般包含宽主体机身(102)102、两个机翼110、尾翼106和集成的推进系统。在运行中，集成的推进系统产生飞行所需的推力。集成的推进系统可以至少部分地被放置在一组整体机舱整流罩扩散器116内。集成的推进系统采用一个或多个推进器，每个推进器具有一个或多个推进器风扇108以产生推力。一个或多个推进器风扇108可以被放置在整体机舱整流罩扩散器116内。推进器风扇108的直径可以是例如12到60英寸，更优选地，24到48英寸，最优选地，大约38英寸。 [0068] 推进器可以采用例如湿式燃料发动机(例如，喷气发动机、喷气涡轮机、涡轮风扇等)、电驱动的(例如，由一个或多个电动发达驱动的风扇)或其混合(例如，湿式燃料发动机驱动发电机以给联接到推进器风扇108的电动马达供电)。宽主体飞机100还包括起落架112(例如，前起落架112a和主起落架112b)、一个或多个燃料箱、航空电子设备舱、有效负载仓、热交换器(例如，具有风扇的风冷油冷却器)、两个或更多个前向风扇入口114，前向风扇入口114用以给推进器风扇108提供(例如，来自宽主体机身(102)102上方的边界层的)空气，从而通过集成的推进系统促进边界层摄入(BLI)。 [0069] 宽主体机身(102)102可以利用沿机身102的长度(例如，从头部到尾部)纵向地穿过/延伸且沿宽主体机身(102)102的中心线放置的纵向结构部件被分成数段。例如，宽主体机身(102)102一般可以包含前机身子组件(200a)102a，中心机身子组件(200a)102b和后机身子组件(200a)102c，其中前、中心和后子组件102a、102b、102c被单独制造并且通过所述一个或多个纵向结构部件被连结到一起。前机身子组件(200a)102a一般包含座舱，而中心机身子组件(200a)102b一般限定有效负载部分(例如，用于货物和/或乘客)，视情况而定。后机身子组件(200a)102c限定尾部区段(例如，尾翼106)并且(除其他外还)包括用以容纳推进器风扇108或其他推进装置的整体机舱整流罩扩散器116。后机身子组件(200a)102c可以与尾翼106集成或联接到尾翼106。 [0070] 图1e到图1g示出了后机身子组件(200a)102c和尾翼106的大体布置。后机身子组件(200a)102c可以是具有绕内部结构紧固或粘合的两个或三个主飞机蒙皮件(例如，面板)的半硬壳式结构。硬壳式结构是指底盘与主体一体的结构，而半硬壳式结构是指与真正的硬壳相似的受力壳结构，但至少从常规加固中获得一些强度。尾翼106一般包含一个或多个水平安定面106a和垂直安定面106b。尾翼106可以包括具有两个转向舵106d和至少两个升降舵106c的冗余控制表面。尾翼106可以被配置成以下多种尾部配置中的一种，包括例如安装在机身上的、十字形的、T形的、飞行水平尾翼或如图1a到图1e中所示的π形尾部(即，π形尾部)。所示尾翼106的三个空气动力学表面(即，两个对称的垂直安定面106b和水平安定面106a)可以使用带有芯强化的蒙皮的复合组件制造。 [0071] 尾翼106的空气动力学表面具有主升力翼梁和较小的后翼梁，所述空气动力学表面通过这些翼梁彼此附接，并且宽主体机身(102)102在结构上确定三个附接点，其中两个位置在主翼梁上并且第三个在后翼梁上。垂直安定面106b与后机身子组件(200a)102c的附接的示例技术包括例如：伸入到机身中的铲型翼梁延伸部，其具有倾斜的、配合的偏置隔板；和位于两个主体的表面交界处的“关节”型多支耳装配布置。尽管示出了V形的水平安定面106a，但也可以涉及其他形状，包括直的水平安定面。对称垂直安定面106b可以附接到与尾翼梁角度对齐的尾部支撑结构。如图1d所示，对称垂直安定面106b可以被布置为稍稍V形。 [0072] 宽主体飞机100的前起落架112a和主起落架112b系统可以采用空气和/或油型起落架支柱以吸收在滑行和着陆期间的冲击。在特定方面，主起落架112b的冲击吸收能力可以通过拖尾连杆增强件被增强。例如，主起落架112b可以包括拖尾连杆悬架，其具有被连接在轴杆和枢转点之间且垂直于轴杆和枢转点并在其前方的一个或多个连杆。前起落架112a转向系统可以采用机电致动器，其由飞机100的三向飞行计算机(或其他控制系统)命令，通过滑阀驱动液压增压的前起落架112a转向柱塞以获得所需的转向角。可以通过旋转电位计产生转向角反馈。蓄能器可以用于在低发动机速度下的高带宽操作期间提供适度的压力和流量。前起落架112a可以例如能够具有左右转动60-90度的转向角。前起落架112a和主起落架112b可以通过使用机载液压动力的电气控制的液压致动系统而缩回和延伸。飞机100的制动系统也可以被电气控制且液压致动。可以通过例如三向飞行控制单元对操作液压计量阀的机电致动器实现控制。可以通过左和右制动系统压力传感器对三向飞行控制单元实现反馈。液压压力可以由发动机驱动的液压系统产生，并且通过利用换向阀直接向制动钳施加气动紧急压力供应来实现备用制动系统。 [0073] 包括宽主体机身(102)102、机翼110和尾翼106的宽主体飞机100的机体结构可以使用一种或多种金属、金属合金或可以包括复合层压板的复合结构制造。例如，多种金属、金属合金或复合结构可以通过共同固化处理、共同粘合处理或机械附接(例如，使用金属配件，其可以使用铝、钛、轻质合金等制造)而被组装和连结。 [0074] 虽然宽主体飞机100(例如，宽主体机身(102)102)能够由飞机级别的金属和金属合金制造，但当制造具有复杂几何构型的结构时复合材料提供优于金属的特定优点。也就是说，模塑的复合层压件可以定形为符合并且提供连续的结构质量以遵循复杂几何形状的轮廓，而没有重叠或多个连结的金属部件的质量损失或负载集中。关于宽主体飞机100，例如，后机身子组件(200a)102c提供复杂几何形状以与具有整体机舱整流罩扩散器116的中心机身子组件(200a)102b的上表面接合，从而将边界层从中心机身子组件(200a)102b导向到与推进器风扇108关联的前向风扇入口114。因此，复合结构可以更适合于后机身子组件(200a)102c和具有复杂几何形状104的任意其他结构。 [0075] 宽主体机身(102)102可以包含具有比常规运载工具更宽(更大)的高宽比的非圆形横截面，常规运载工具通常具有大约一比一(1.0:1.0)的高宽比(即，圆柱形)。宽主体机身(102)102可以定形成例如具有双气泡形(200)机身、椭圆形机身或具有非圆形横截面的其他机身。如所示，不同于传统管-翼配置，宽主体机身(102)102在其纵向长度的大部分上采用非圆形横截面。 [0076] 如上所述，与传统管-翼配置相比，宽主体机身(102)102在环境性能和效率方面提供了显著的改进。例如，用非圆形宽主体机身(102)102代替传统管状结构(即，具有圆形横截面)：(1)增加了机身携带升力，这缩小和减轻了暴露的机翼区域；(2)提供一个机头上仰的平衡力矩，这缩小了水平尾部并且进一步缩小了机翼；(3)将侧体负载转移点移动得更远，从而提供部分跨度/翼展加载和重量减轻；(4)给起落架提供进入到机身内的更短的负载路径，从而使起落架支撑结构更轻；(5)由于其更短尾部的原因，允许更短的起落架支柱；(6)由于更短的客舱/宽主体机身(102)102的原因，提供更少的窗户，因此减轻了重量；(7)在需要时，通过使用地板中心支撑减轻了地板梁(204)重量；以及(8)适应双垂尾“π形”配置，这减轻了水平尾部，并且适应用于后推进器安装的整体机舱整流罩扩散器116。 [0077] 在某些方面，宽主体机身(102)102的高宽比大于一(即，>1.0)。在另一些方面，高宽比例如在1.0:1.01和1.0:3.0之间，更优选地在大约1.0:1.1和1.0:2.0之间，更优选地在大约1.0:1.25和1.0:1.75之间，或最优选地大约为1.0:1.5。可以理解，宽主体机身(102)102的形状可以沿其纵向长度变化。因此，高宽比也可以沿宽主体机身(102)102的纵向长度而变化。例如，虽然中心机身子组件(200a)102b可以具有基本不变的形状和高宽比，但前机身子组件(200a)102a和后机身子组件(200a)102c的高宽比可以变化。在某些方面，前机身子组件(200a)102a和后机身子组件(200a)102c的高宽比甚至可以接近大约为一的高宽比(即，在前部或尾部处)。 [0078] 图2a到图2c示出了具有布置为对宽主体机身(102)102中的压力负载反作用的多个竖直张力构件(例如，缆线束(206)206)的加压宽主体机身(102)102的剖视图。更具体地，图2a示出了沿纵轴线(沿图1b的截面线A-A)截取的宽主体机身(102)102的剖视图，而图2b和图2c示出了沿横轴线(沿图1c的截面线B-B)截取的剖视图。如所示，宽主体机身(102)102可以使用如下部分构建：一组并排机身子组件(200a)200a、200b，一组纵向结构部件208，布置为在宽主体机身(102)102内支撑机舱地板214的多个间隔开的地板梁204，用作所述一组纵向结构部件208之间的竖直张力构件的多个缆线束(206)206，以及飞机蒙皮202。 [0079] 所述一组并排机身子组件(200a)200a、200b(该组限定了宽主体机身(102)组件或区段)经由例如上纵向结构部件208a(例如，第一纵向结构元件)和下纵向结构部件208b(例如，第二纵向结构元件)联接到彼此。所述一组并排机身子组件(200a)200a、200b可以是大致圆柱形的并且从多个纵梁212和多个骨架210制造。之后，所述多个骨架210和所述多个纵梁212能够被飞机蒙皮202覆盖以提供空气动力学表面(例如，平滑表面)。 [0080] 宽主体飞机(102)102可以被定形成使横截面类似从纵向结构部件208的每一侧突出的两个“气泡”(或机身凸瓣)。如所示，宽主体机身(102)102的形状大体由宽主体机身(102)截面定义，其中每个机身组件(200a)200a、200b限定两个凸瓣/气泡中的一个。 [0081] 如所示，纵向结构部件(208)可以布置为延伸宽主体机身(102)102(例如，从头部到尾部)的长度。宽主体机身(102)102的外模线(OML)大体由竖直连结的并排机身子组件(200a)200a、200b限定。并排机身子组件(200a)200a、200b可以经由两个纵向结构部件(208)连结，所述纵向结构部件(208)位于凸瓣结合处以形成纵长的“Y形接头”。也就是说，纵长的Y形接头可以沿宽主体机身(102)102的顶(冠部)和底(腹部)放置，以产生基本椭圆的外模线宽主体机身(102)102横截面——双气泡(200)横截面。两个并排机身子组件(200a)200a、200b能够在横截面的中心处结合且具有尖头或平行的交叉点。 [0082] 一个或多个纵向结构部件208沿宽主体机身(102)102的纵向长度提供刚度并且支撑多个骨架210。如所示，所述多个骨架210可以经由所述一个或多个纵向结构部件208(例如，上纵向结构部件208a和下纵向结构部件208b)沿宽主体机身(102)102的上中心线和下中心线(在纵向方向上)连结到彼此。纵向结构部件208可以是例如龙骨梁或桁梁。所述一个或多个纵向结构部件208可以由金属合金或复合材料制造。当装配时，骨架210限定机身102的双气泡(200)形状的并排机身子组件(200a)200a、200b。多个纵梁212沿由骨架210定义的双气泡(200)横截面200的外围垂直地布置(相对于骨架210的长度)，并且配置为纵向地延伸宽主体机身(102)102的长度。所述多个纵梁212支撑飞机蒙皮202。所述一个或多个纵向结构部件208可以由复合材料制造，不过金属合金也是可能的。 [0083] 飞机蒙皮202可以在多个机身站位被连结到下述部分的一个或多个：沿宽主体机身(102)102的长度延伸的纵梁212；横跨宽主体机身(102)102的地板梁204；上纵向结构部件208a和/或下纵向结构部件208b；以及骨架210。机身站位可以被放置在例如每个骨架210处、每个纵梁(212)212处或在骨架210和纵梁(212)212的每个相交处。 [0084] 飞机蒙皮202的刚度可以调整以影响宽主体飞机100的静态气动行为和弹性动态模式。在一个方面，飞机蒙皮202可以制造为单件式复合蒙皮部件并且通过紧固的或共同固化的编织复合Y形夹被连结到纵向梁(例如，上和下纵向结构部件208a、208b和/或纵梁212)。例如，为了最大化生产力和性能，飞机蒙皮202可以是复合材料并且与宽主体机身(102)102的其他部件共同固化。在某些方面，纵梁212和飞机蒙皮202可以被形成为整体式部件。 [0085] 每个骨架210的形状可以根据在沿宽主体机身(102)102的长度的给定位置处的机身子组件(200a)的200a、200b的OML的期望形状而被选择。在一个方面，如图2c中最佳示出的，骨架210能够是肋状的(例如，在一侧裁掉的圆环)。骨架210可以具有例如在大约π弧度和3π/2弧度之间、更优选地在大约3.5弧度和4.5弧度之间或最优选地并且如所示大约4π/3弧度(即，大约240度)的弧长。每个骨架210的远端被配置为经由上和下纵向结构部件208a、208b与对置的机身凸瓣的对应(例如，镜像)骨架210匹配。例如，并排机身子组件(200a) 200a、200b中的每一个可以是大致圆柱形的，但在至少一侧沿其纵向长度被裁掉(clip)以限定平坦侧面。可以理解，当并排布置时，邻近的机身子组件(200a)200a、200b的平坦侧面彼此面对。替代地，基本上矩形的机身截面可以定位在两个被裁掉圆形或半圆形机身截面的平坦侧面之间以限定大致椭圆形的机身。 [0086] 与常规管状机身相比，通过宽主体机身(102)102的负载流量是变化的。此外，客舱设计压力导致在并排圆柱合并的区域处(即，在Y形接头处)的明显更高的弯曲应力。由于宽主体机身(102)102的顶部和底部具有宽的相对平坦的OML轮廓(与传统的圆形/管状机身不同)，所以需要设计行业来对内部结构进行质量优化。例如，传统“管状”机身利用作为膜力来反作用压力负载，从而避免了作为弯矩反作用压力负载的平坦部分。在宽主体机身(102)的情况中，屈折可以发生在宽主体机身(102)的顶部和底部区域的平坦部分处，从而保证在平坦部分的加固。 [0087] 平坦部分的加固可以通过加强机身凸瓣结合处(例如，在Y形接头处；尖头区域)的冠部和腹部的区域来实现。代替加强Y形接头，还可以使用中心结构元件(例如，上和下中心结构元件)沿宽主体机身(102)的中心线(例如，对接线(BL)零)连接(或其他方式链接)其上Y形接头和下Y形接头，这会减小宽主体机身(102)102的结构质量。例如，没有中心结构元件的宽主体机身(102)102大约是具有一个或多个中心结构元件的等效飞机的三倍质量。这种附加的重量(和复杂性)可以归因于Y形接头处加固所需的附加材料。因此，加压宽主体机身(102)102或具有显著的圆周变化的其他机身会需要中心结构元件在内部对飞机蒙皮202内的在平坦部分处的压力反作用。 [0088] 有许多方案可以用来加固上(冠部)和下(腹部)区域；然而，由于空间限制和客舱中的美观性原因，许多方案不合实际。一种方案是利用较大的骨架和/或部分隔板加固冠部区域和腹部区域来对这些相对平坦部分中的弯矩反作用。这种方案增加了强度能力，但是增加了重量。例如，结构复杂性可以被引入机身凸瓣结合处(例如，在Y形接头处)的冠部和腹部的尖头区域。另一种方案是在冠部尖头(cusp)和腹部尖头之间放置一个或多个竖直张力构件(其用作中心结构元件)，以避免宽主体机身(102)102的冠部尖头和腹部尖头由于来自加压客舱的向外压力负载而被压扁。例如，π形预制件与纵向结构部件208(例如，刚性龙骨梁)相结合可以用作飞机蒙皮202和竖直张力构件之间的中间构件以帮助将来自竖直张力构件的集中负载分散到飞机蒙皮202中。 [0089] 在许多机身中，例如椭圆形机身中，屈折在客舱216和行李舱218之间的交界处发生，在该种情况下地板梁204在内部对这种膨胀负载反作用。在宽主体飞机100的情况下，屈折(inflection)可以在上和下区域处发生，从而保证在其间竖直地延伸的结构元件；但是，由于空间限制和客舱216的美观性的原因，使用梁或隔板(例如，隔壁)不合实际。例如，用于竖直构件的传统梁设计具有较低空间效率并且重。并且，传统支柱应用也对压缩负载反作用，并且因此稳定性成为支柱的尺寸和重量的关键驱动因素。另外，传统的竖直构件，例如实心/单件式管支柱设计，当由于局部损坏而形成裂缝时更容易发生灾难性故障。 [0090] 因此，采用在上和下区域之间竖直地延伸的替代结构元件是有利的。在一个方面，有效的缆线束(206)206可以替代地作为竖直构件以对在宽主体机身(102)102的上和下区域处的压力负载反作用。如所示，地板梁204和缆线束(206)206可以在由宽主体机身(102)102限定的腔室中相对于彼此垂直地布置。缆线束(206)206的一个优点是其减轻了裂缝和损坏传播。例如，如果缆线束(206)206中的单个绞股(302)意外损坏，剩余的绞股(302)仍会承载负载。 [0091] 如图2a中最佳所示，多个缆线束(206)206中的每一个被竖直地布置并且沿宽主体机身(102)102的纵向长度分布；在上和下纵向结构部件208a、208b之间。缆线束(206)206用作在宽主体机身(102)102的顶部和底部之间传递负载的主要结构。地板梁204限定了水平机舱地板214，其沿横向(水平)平面将由宽主体机身(102)102限定的腔室分成客舱216和行李舱218。地板梁204用作向宽主体机身(102)102的侧面传递有效负载力的主要结构。 [0092] 如所示，缆线束(206)206可以经由一对缆线联接件220被附接在宽主体机身(102)102的上和下纵向结构部件208a、208b之间。纵向结构部件208a、208b可以例如是纵向地延伸穿过宽主体机身(102)102的龙骨梁或纵桁。不同于传统梁或支柱，缆线束(206)206在张力负载下有效，而在压缩负载下保持柔性；因此不会被严重压垮。因为缆线束(206)206不会被严重压垮，所以它可以比支柱或梁更具质量效率。 [0093] 水平机舱地板214可以与缆线束(206)206中的每一个相交而不与其联接，从而隔离了竖直负载路径和水平负载路径。替代地，在期望将竖直负载路径和水平负载路径链接的情况下，缆线束(206)206可以(例如，经由地板梁204)联接到水平机舱地板214以在缆线束(206)206和其他结构(如地板梁204和骨架210)之间传递负载。因此，根据设计，如图2c中细节A的两个版本最佳所示，缆线束(206)206可以与地板梁204和水平机舱地板214相互连接或穿过地板梁204和水平机舱地板214。 [0094] 参考细节A版本1(V1)，在穿过布置中，缆线束(206)206(例如，经由孔)穿过水平机舱地板214并且在相邻地板梁204之间，从而隔离了竖直负载路径和水平负载路径。在期望缆线束(206)206在缆线束(206)206和水平机舱地板214之间传递负载的实施例中，可以使用链接布置。参考细节A版本2(V2)，缆线束(206)206可以在链接布置中被附接到地板梁(204)204，从而将竖直负载路径和水平负载路径链接起来。缆线束(206)206可以经由一个或多个配件222如支耳配件和U形夹、钩环等被连接(例如，螺栓连接)到地板梁(204)204。例如，缆线束(206)206可以用作地板中心支撑以通过使水平机舱地板214悬在上和下纵向结构部件208a、208b之间来支撑水平机舱地板214，从而减小地板梁204所需的尺寸和与其相关的重量。代替机械联接，缆线束(206)206(或相关结构)也可以与地板梁(204)204的部件共同固化或共同结合在一起。 [0095] 尽管在每个支撑站点示出单个缆线束(206)206，但在每个支撑站点可以使用两个或更多个缆线束(206)206来在上和下纵向结构部件208a、208b之间传递负载。例如，第一缆线束(206)206可以(经由一对缆线束联接件220；第一缆线束(206)206的每一端处放置一个)将上纵向结构部件208a链接到地板梁(204)204，而第二缆线束(206)206可以(经由一对缆线束联接件220；在第二缆线束(206)206的每一端处放置一个)将下纵向结构部件208b链接到水平机舱地板214。在某些方面，第一和第二缆线束(206)206可以利用共同的连接点(例如，同一支耳配件)被固定到地板梁(204)204。 [0096] 因此，在一个方面，宽主体机身(102)102可以包含一组并排机身子组件(200a)200a、200b(例如，限定中部机身子组件(200a)102b的宽主体机身(102)区段)、第一和第二结构元件(208b)208a、208b和多个张力构件(例如缆线束(206)206)。第一结构元件(208a) 208a和第二结构元件(208b)208b中的每一个可以布置为穿过宽主体机身(102)区段的纵向长度。所述多个张力构件可以布置为管理在第一结构元件(208a)208a和第二结构元件(208b)208b之间的张力。所述多个张力构件配置为在压缩负载下保持柔性。 [0097] 图3a示出了沿图2c的截面线C-C截取的示例缆线束(206)206的横截面视图，而图3b示出了沿图2c的截面线D-D截取的缆线束(206)206的横截面视图。如所示，缆线束(206) 206可以使用布置成更大且更强形式的多个绞股(302)302(例如，纱线、层片、纤维)制造。例如，成束的直绞股(302)302能够被树脂灌注或干燥的；替代地，多个绞股(302)302能够被扭在一起或编织在一起。取决于织物性质(其中纤维的一个方向是直的而另一个方向上下编织)，在上下编织的纤维方向上具有刚度减小。在某些方面，缆线束(206)206可以使用两个或更多个绞股(302)束304制造，其中每个绞股(302)束304包含多个绞股(302)302。例如，多个绞股(302)302(例如，2到25个绞股(302)302，更优选地3到20个绞股(302)302，最优选地大约5到10个绞股(302)302)可以被捆束在一起以限定绞股(302)束304。多个绞股(302)束 304之后可以被捆束在一起以限定缆线束(206)206。例如，图3a的缆线束(206)206包含七个绞股(302)束；但是，每个缆线束(206)206的绞股(302)束304的数量可以由在每个绞股(302)束304中的绞股(302)302的数量确定。缆线束(206)206的横截面面积可以通过缆线束(206)206中的预测轴向负载乘以安全系数且之后除以材料的极限拉伸强度来确定。例如，以下等式可以用于指导： [0098] 应力＝(FSP)/A＝压力/横截面面积 [0099] 横截面面积＝(FSP)/(极限拉伸强度) [0100] 绞股(302)302可以由一种或多种材料制造，包括碳纤维(例如，低，中或高模量碳纤维)、铝、钢、尼龙、聚酯、聚丙烯、高模量聚乙烯(HMPE)和芳纶。在一个示例中，绞股(302)302可以使用碳纤维绞股(302)和/或碳纤维丝束制造。使用复合材料制造缆线束(206)206的一个优点是缆线束(206)206还可以比替代材料更轻。保护套筒(306)306可以绕缆线束(206)206包裹以提高美观性和提供保护以免受意外损坏。例如，保护套筒(306)306可以降低缆线束(206)206的外部绞股(302)302的损坏风险。保护套筒(306)306还降低了湿气和碎屑(例如，污染物、灰尘等)穿透缆线束(206)206的风险。保护套筒(306)306可以由对位芳族聚酰胺合成纤维(例如， )或任何其他合适的材料制造。 [0101] 图4a示出了宽主体机身(102)102在其Y形接头400处(细节B)的放大视图。如所示，并排机身子组件(200a)200a、200b能够利用尖头或平行相交在横截面的中心处与纵向结构部件208连结。Y形接头可以由纵向结构部件208、三维编织复合材料预制件414(例如，π形预制件)和飞机蒙皮202限定。Y形接头在飞机蒙皮202和缆线束(206)206之间传递一部分压力负载。在期望椭圆形OML的情况下，例如，飞机蒙皮202的板224(也称为整流件)可以桥接跨越在并排子组件(200a)200a、200b之间的Y形接头以提供平行相交。在某些方面，宽主体机身(102)102的结构性Y形接头可以由共同固化的飞机蒙皮202和三维编织复合材料预制件414和纵向结构部件208组成，其中三维编织复合材料预制件414可以与纵向结构部件208(或隔板)并且在一些情形下与缆线束(206)206共同固化或共同粘合；虽然结合图4b和图4c想到并描述了机械联接。 [0102] 如所示，多个支耳配件404可以沿纵向结构部件208的纵向长度分布。多个支耳配件404可以沿纵向结构部件208的长度平均地分布，或定位为加强需要附加压力的区域。例如，支耳配件404可以放置在每组骨架210之间，或每n组骨架210之间，其中n是2到10之间的数字。例如，图2b示出了支耳配件404放置在每组骨架210(即，n＝1)之间的示例，而图4a示出了支耳配件404放置在每相隔组的骨架210(即，n＝2)之间的示例。在各种示出的示例中，骨架210与地板梁204之间的比例是1:1，但是取决于例如机舱地板214的重量要求，其他比例也是可能的。 [0103] 支耳配件404可以经由角撑配件402固定到纵向结构部件208，这样减小了纵向结构部件208上的局部应力。如所示，纵向结构部件208放置在支耳配件404和角撑配件402之间。支耳配件404和角撑配件402可以被螺栓固定到彼此(和纵向结构部件208)。替代地，根据材料，支耳配件404和角撑配件402可以粘附到纵向结构部件208或与纵向结构部件208共同固化/共同粘结。如将要描述的，缆线束(206)206能够经由一个或多个缆线联接件布置被联接到支耳配件404。换句话说，支耳配件404用作缆线束(206)206的附接点。 [0104] 如所示，纵向结构部件208可以是工字梁。工字梁提供具有经由垂直元件(称为“腹板”)联接到彼此的两个间隔开的平行元件(称为凸缘)的横截面。平行元件提供上表面和下表面，而垂直元件提供两个侧表面。如所示，在下纵向结构部件208b的情形中，支耳配件404可以放置在工字梁的上表面上。尽管未示出细节，在上纵向结构部件208a的情形中，支耳配件404也可以放置在工字梁的下表面上。角撑配件402可以放置在工字梁垂直元件的每一侧上并且配置为彼此螺栓连接并且通过所述两个间隔开的平行元件中的一个(根据具体情况，可以是上表面或下表面)与支耳配件404螺栓连接。 [0105] 图4b和图4c示出了在纵向结构部件208和缆线束(206)206之间传递压力负载的示例缆线联接件220a、220b。具体地，图4b示出了U形夹缆线联接件220(例如，粘合的U形夹)，其中缆线束(206)206通过U形夹配件406和支耳配件404联接到纵向结构部件208(上或下纵向结构部件208a、208b)。U形夹配件406可以使用例如树脂、粘合剂等被粘合到缆线束(206)206。替代地，缆线束(206)206可以使用螺栓、压接或其他机械联接被固定到U形夹配件406。 [0106] 想到了其他机械保持结构，如图4c中示出的钩环缆线联接件220。例如，不使用U形夹配件406，缆线束(206)206可以通过钩环408、心形环410和压接套筒412联接到支耳配件404。如所示，钩环408可以通过销、螺栓或其他机械联接件被联接到支耳配件404。缆线束(206)206可以穿过钩环408并且折叠在其自身上以形成环，其中缆线束(206)206的末端经由压接套筒412联接到缆线束(206)206的主体。由缆线束(206)206形成的环可以包括心形环410。心形环410放置在缆线束(206)206的表面和钩环408的表面之间，从而保护缆线束(206)206免受由钩环408(例如，由于振动、摩擦等)造成的潜在损伤。如上所述，如果需要，缆线束(206)206可以替代地与纵向结构部件208共同固化或共同粘合(例如，通过三维编织复合材料预制件414)，从而消除了对附加硬件的需求。 [0107] 尽管电缆束(206)206被描述为连接上和下纵向结构部件208，但是也可以想到其他配置。在某些方面，可以应用混合连接。例如，可以使用包含缆线束(206)206和隔板502(例如，壁，例如部分高度抗剪腹板)的混合方式。例如，如图5a和图5b所示，缆线束(206)206可以结合隔板502使用。由于在客舱216的中部下方以不便利的方式包含结构，所以隔板502仅在行李舱218中使用。隔板502可以用作地板中心支撑件，从而减小了地板梁204的尺寸需求和重量。 [0108] 隔板502可以联接到下纵向结构部件208b(或与其集成)并且从下Y形接头向上延伸到水平机舱地板214，在该点隔板502终止并且(例如，经由第一缆线联接件220)被多个缆线束(206)206替代。隔板502可以(例如，经由三维编织复合材料预制件414)与纵向结构部件208共同固化或共同粘合。如所示，缆线束(206)206可以在第一末端联接到隔板502并且在第二末端(例如，经由第二缆线联接件220)联接到上纵向结构部件208a。在运行中，负载经由缆线束(206)206和隔板502在上和下纵向结构部件208a、208b之间传递。为了减轻重量并提供在行李舱218的左侧和右侧之间的通道，隔板502可以包括开孔504。如所示，开孔504可以是圆形或椭圆形的。 [0109] 以上引用的专利和专利公开通过引用整体并入本文。尽管已经参考部件、特征等的特定布置描述了各种实施例，但是这些实施例并非旨在穷尽所有可能的布置或特征，并且实际上可以为本领域技术人员确定许多其他实施例，修改和变化。因此，应该理解，本发明因此可以不同于上面具体描述的方式实施。