耐压舱壁属于飞机机舱的内部结构，并用于确保内部，例如所述飞机尾 部内的压力密闭。所述舱壁通常由例如具有单或双曲率、金属或复合材料 制成、常常由所谓的支撑肋加强的刚性壳体构成。
耐压舱壁现有解决方案的主要缺点如下：为了防止静力学上的不稳定 性，必须增加结构的重量；对于金属和复合材料的解决方案制造工艺都很困 难；使用昂贵的材料和/或工艺；以及难以维护与耐压舱壁相邻的结构。
关于重量增加，主要的结构问题是由剪切和压力造成的静力学上的不 稳定性。这些不稳定性与具有高扭矩(高剪切力)的侧向机动飞行时的承 载状态相一致以及由与负压梯度(高压力)，例如飞机高度可能出现的快速 丧失相一致而引起。出于这些原因，刚性耐压舱壁壳体厚度的增加成为必 需，并且为了减轻重量，在径向以及有时在圆周方向采取支撑肋可能是强制 性的。
对于由于支撑肋的存在以及由于上面提及的舱壁的双曲率而造成的制 造的困难，所述制造工艺导致该项作业非常复杂和昂贵。
在使用昂贵材料和/或工艺的情况下，复合材料经常是优选的，因为它 们具有节省重量的能力并适应具有双曲率的形状，避免了对于金属方案所 需的巨大数量的铆钉。由于它们的制造工艺，特别是在复合夹层结构支撑 肋的情况下，这样的材料同样昂贵。
对于维护的困难，由于所采取的曲率以及相关的空间占有，其导致在 所述耐压舱壁背面进入结构的困难以及邻近舱壁固定到相应框架部分的区 域清洁的困难。
文件EP0217117A1描述了一种耐压舱壁，其具有环带网格制成的安全 支撑装置所提供的曲率。紧扣好类似物后，所述环带紧扣在所述舱壁上。
这就需要减轻重量、减少制造时间、制造成本并提供耐压舱壁更容易 的维护。

考虑到上述内容，本发明的目的之一是为航天机舱提供一种耐压舱壁，其避免 或减轻了上面提及的缺点。
按照本发明，该目的通过一种用于航天机舱的耐压舱壁而实现，其包括 在不承载状态下大体平面形的舱壁主体部分；以及将所述舱壁主体部分支 撑和连接在所述机舱上的框架；其中所述舱壁主体部分包括具有网状元件 的密封结构。
因此，所述舱壁的重量被减轻，并且由于所述耐压舱壁在不承载条件 下为平面，方便了位于后机舱部的结构和系统的维护。所述重量减轻可大 约多达14-18％。此外，由于部件数量的减少和不再需要支撑肋的事实，制造 时间得以减少。由于所用材料比现有技术的那些材料更加便宜的事实以及 由于与复合材料相比不需要养护周期，成本也得以减少。
由于本发明耐压舱壁的弹性，在正压和负压梯度下，其仅具有拉力，这导致 了对于这样的耐压舱壁不可能有结构不稳定性的特殊优点。
本发明进一步的有利特性和特征为所附属的权利要求的主题。
在本发明的第一实施例中，优选的是，所述网状元件包括韧带件，所述韧带 件特别优选的为形成织物的编成麻花状的韧带。
所述第一实施例具有特殊的优点，因为所述织物适于用作密封。出于这个原 因，所述编成麻花状的韧带优选由芬芳聚酰胺制成。所述韧带的编织物适于用 作密封，因此不需要渗透树脂胶或类似物以及养护周期，这导致缩短制造 时间和减少的成本。
在本发明的第二实施例中，提供的所述韧带件为分别以至少一第一层和一第 二层径向延伸的同心带形状的韧带，且形成至少两个保持层，其用作设置在所 述保持层之间的密封件，所述密封件为热塑性膜。该结构在其不承载条件 下为平面状。
按照进一步的优选实施例，所提供的所述同心带形状的韧带件的内端 与至少一中心环带相连，而其另一端与至少一外围环带相连，其中所述密 封件与所述至少一外围环带相连。因此，获得了一种无结构不稳定性的弹 性压力舱壁。无需支撑肋，这导致制造时间的缩短和成本的减小。
所述框架由金属和/或复合材料制成，优选为7150型的铝制成。
现在将参照随附的示意图通过举例方式描述本发明，其中：

图1是本发明第一实施例的立体分解图。
图2是按照图1的组装实施例从内部和外部的视图。
图3是按照图1第一实施例优选的飞机机舱舱壁典型固定的放大剖面 示意图。
图4是具有有孔的织物的放大图。
图5是一标准织物的示意图。
图6是本发明第二实施例的立体分解图。
图7是按照图6的组装实施例的前视和后视图。
图8是按照图6第二实施例的舱壁主体部分的视图。
图9是按照图6第二实施例优选的飞机机舱舱壁典型固定的放大剖面 示意图。
1：          耐压舱壁                2：          框架
3：          舱壁主体部分            4：          密封件
5、5’、5”：网状元件                6、6’、6”：韧带
7：          内端                    8：          中心环带
9：          外围环带                10：         机舱
11：         织物                    12：         边缘
13：         极性织物                14：         孔
15：         第一固定件              16：         第二固定件
17：         纵轴                    A：          内侧
B：          外侧

在这些图中，除非另外注明，具有相同或相似功能的所有部件由相同的 附图标记表示。
图1是本发明第一实施例的立体分解图。其显示出具有纵轴17的耐压 舱壁1。在该实施例中，所述舱壁1具有一圆形或椭圆形的形状并包括框架 2和舱壁主体部分3。所述舱壁主体部分3由网状元件5构成，其由具有外 围边缘12的编成麻花状的织物11构成。
所述框架2的左侧为未示出的飞机内部的内侧，以附图标记A表示。附 图标记B表示外侧，例如未示出的飞机尾部后方。
所述框架2支撑所述舱壁主体部分3，其固定在所述框架2上，如图2 和图3的放大剖面图所示。图2显示出组装的舱壁1从内侧A(上面)和外 侧B(下面)的平面视图。正如从图2中可以看到的，所述织物11从外侧 B固定到所述框架2上，如图3所示。
图3是飞机机舱10的按照图1第一实施例的舱壁的优选典型固定的放 大剖面示意图。在该举例中，所述框架2具有一矩形横截面或可具有另外 的横截面并且可为铝，优选铝7150制成的空心轮廓。所述织物11固定到 所述框架2面向外侧B的表面上和外围表面面向所述机舱10。所述框架2 通过第一固定件15，例如铆钉固定到所述机舱10上。例如，这些铆钉15 也可以固定需固定的织物11。用于固定所述织物11可进一步和/或其他的 方法使用，例如合适的粘结剂或类似物。
如图3可以看到，所述耐压舱壁1在不承载的条件下为一平面元件。这 是一个重要的优点，因为紧邻所述舱壁1的区域容易进入和维护。
所述织物11优选由编成麻花形的韧带件6制成，如图4以放大视图显 示出的。所述韧带件6以一种特殊的方式编织而成，以便获得一种密封结 构。因此，所述织物11在承载条件下，例如当内侧A(见图3)承受机舱 压力时将仅承受拉力。在正压或负压梯度情况下，所述织物11上将只产生 拉力。
此外，图4显示出所述织物11内具有所谓极性织物13的孔14。此类 孔可在必要时用于例如管道的密封通道。此设置的最佳位置可通过舱壁的 有限元分析而得到。
图5显示出具有圆形形状的标准织物11。在一可选的实施例中，所述 织物11可包括多于一层的编成麻花状的韧带6。这些层可为以准正交各向 异性顺序层叠的标准构造。由于所述密封结构不需要树脂胶或类似物，因此 部件数量和制造时间在相当程度上得以减少。
所述织物11可由芬芳聚酰胺纤维制成，其也被称作氩胺基纤维。此材 料提供优良的耐火性，并且为无毒材料。其在微粒(例如子弹)穿入的情 况下仍具有保证气密性的功能。
图1至图5所显示出的例子具有大约4米的直径。
图6是本发明第二实施例的立体分解图。
其显示出具有纵轴17的耐压舱壁1’。在该例子中，所述舱壁1具有一 圆形或椭圆形的形状并包括框架2和舱壁主体部分3。所述舱壁主体部分3 由两个网状元件5’和5”构成，其由具有同心带形状的韧带件6’、6”形成。
所述框架2的左侧为内侧，以附图标记A表示未示出的飞机内部。附图 标记B表示外侧，例如未示出的飞机尾部的后部。
所述框架2支撑所述舱壁主体部分3，其固定在所述框架2上，如与图 3所示相似的图9所示。
将所述网状元件5’的所述韧带6’设置成便于其分别以至少一第一层和 一第二层径向延伸的方式，且形成至少两个保持层，密封件4用于设置在 所述保持层之间。
在外侧B的所述第一保持层的所述韧带6’以内端7与圆形中心环带8 相连，如图7的右视图所示。所述韧带6’的外端与外围环带9相连。这些 连接可通过缝合或类似方式形成。
如图8所示，在内侧A的所述第二保持层的所述韧带6”优选为小于所述 第一保持层的所述韧带6’，因为它们不得不承受可能出现的荷载。这些韧 带6”在中心区域连在一起并以它们的外端与外围环带9和密封件4相连。
按照优选的实施例，所述密封件4由热塑性膜制成，其在不承重条件下 保持平面，并在承重的情况下由所述保持层的韧带6’、6”保持。所述韧带 6’、6”在正压和负压梯度的两种情况下仅承受拉力。
相连接的所述外围环带9、所述韧带6’、6”和所述密封件4由所述框 架2固定在所述机舱10上，例如图9所示。如图9所示，所述密封件4和 所述韧带6’、6”通过第二固定件16，例如铆钉固定在所述框架2上。也可 进一步和/或其他的固定方法使用。
在本发明第二实施例中，例如使用250个韧带6’和4个韧带6”。它们 形成平面的舱壁。
考虑到所显示例子的尺寸，不得不注意以下内容：为了具有大约4米 直径的圆形机舱，已经获得了每个部分的尺寸。已经使用了基于悬链平衡 的所述韧带6、6’、6”的分析模型以评价所述舱壁的稳定性。所考虑的荷载 量为终极水平(2ΔP＝1.234巴)的最大正压梯度，其导致最大临界值。按 照拉力和压力所获得的所有结果与所选材料的机械性能相适应，而所导致 的所述框架的前两种模式的高频率确保其在终极水平的稳定性。
该实验的结果显示出所述舱壁主体部分3的最大位移，第一实施例为 约196毫米，而第二实施例为约453毫米。
本发明消除了前面提及的现有技术的缺点，如以下所述。所述耐压舱 壁1、1’为平面件并相对于具有单或双曲率的舱壁具有更小的面积。所述耐 压舱壁1、1’具有减小的厚度且不需要任何支撑肋。由于其为仅表现拉力的 膜，其不会出现弯曲。出于这些原因，重量得以减轻，并且减少了制造问题。
此外，所述耐压舱壁1、1’不需要昂贵的养护周期，因此制造时间得以缩 短。相对于现有技术，其需要更少的材料。优点是厚度减少、无支撑肋、成 本降低且缩短了制造时间。
显然，可以对上述实施例进行修改。
例如，所述织物11可用合适的材料浸泡以获得特殊的高水平气密性。
所述耐压舱壁1、1’可具有除圆形或椭圆形外的其他形状。
所述韧带6、6’、6”可由与提及的材料相同的或有更优特性的材料制成。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1、一种用于航天机舱(10)的耐压舱壁(1，1’)，包括：在不承载状态 下具有大体平面形的舱壁主体部分(3)；以及将所述的舱壁主体部分(3) 支撑和连接在所述的机舱(10)上的框架(2)；其中所述的舱壁主体部分 (3)包括具有网状元件(5，5’，5”)的密封结构，所述的网状元件包括韧带 件(6，6’，6”)，所述的韧带件为形成织物(11)的、适于密封的、编成麻 花状的韧带，其中所述的织物(11)包括一层或多层以准正交各向异性顺序层 叠的标准构造，其特征在于：所述的织物(11)包括至少一部分形成用作管道 密封通道的孔(14)的极性织物(13)。
2、一种用于航天机舱(10)的耐压舱壁(1，1’)，包括：在不承载状态 下具有大体平面形的舱壁主体部分(3)；以及将所述的舱壁主体部分(3) 支撑和连接在所述的机舱(10)上的框架(2)；其中所述的舱壁主体部分 (3)包括具有网状元件(5，5’，5”)的密封结构，所述的网状元件包括韧带 件(6，6’，6”)，其特征在于：所述的韧带件(6’，6”)为分别以至少一第 一层和一第二层径向延伸的同心带形状的韧带，且形成至少两个保持层，其用作 设置一密封件(4)在所述保持层之间。
3、根据权利要求2所述的用于航天机舱的耐压舱壁(1’)，其特征在于其 中所述的密封件(4)为热塑性膜。
4、根据权利要求2或3所述的用于航天机舱的耐压舱壁(1’)，其特征在 于其中所述的同心带形状的韧带件(6’，6”)的内端(7)与至少一中心环 带(8)相连，而其另一端与至少一外围环带(9)相连。
5、根据权利要求4所述的用于航天机舱的耐压舱壁(1’)，其特征在于其 中所述的密封件(4)与所述的至少一外围环带(9)相连。
6、根据权利要求4或5所述的用于航天机舱的耐压舱壁(1’)，其特征在 于其中所述的至少一外围环带(9)固定到固定所述的密封件(4)的所述的 框架(2)上，并且具有网状元件(5’，5”)的所述的密封结构固定到所述 框架(2)上。
7、根据权利要求1至6中任一权利要求所述的用于航天机舱的耐压舱壁 (1，1’)，其特征在于其中所述的框架(2)由金属和/或复合材料制成。
8、根据权利要求7所述的用于航天机舱的耐压舱壁(1，1’)，其特征在 于其中所述的框架(2)由铝7150制成。
9、根据权利要求1至8中任一权利要求所述的用于航天机舱的耐压舱壁 (1，1’)，其特征在于其中所述的韧带件(6，6’，6”)由芬芳聚酰胺纤维制 成。