耐压舱壁装置

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耐压舱壁装置
申请号	CN201710205386.3	申请日	2017-03-31	公开(公告)号	CN107264771A	公开(公告)日	2017-10-20
申请人	波音公司;			发明人	N·M·耶斯达; K·L·麦克纳马拉; D·W·博文; E·F·小劳泽尔;
摘要	公开了耐压舱壁装置。示例舱壁装置包括框架和多个横梁，该多个横梁相对于框架的纵向轴线被径向隔开。来自多个横梁的一个横梁具有第一端部和第二端部。横梁端组件耦连横梁的第二端部和机身的纵梁。横梁端组件使横梁的第二端部能够相对于框架或纵梁中的至少一个而移动。
权利要求	1.一种舱壁装置(102)，其包括：框架(202、308)；多个横梁(312)，其相对于所述框架的纵向轴线(306)被径向隔开，来自所述多个横梁的一个横梁(312、404)具有第一端部(314)和第二端部(316)；以及横梁端组件(324)，其耦连所述横梁的所述第二端部和机身(104)的相应的纵梁(206、 302、304、410、412)，所述横梁端组件使所述横梁的所述第二端部能够相对于所述框架或所述相应纵梁中的至少一个而移动。 2.根据权利要求1所述的装置(102)，其中所述横梁端组件(324)被配置为使所述横梁(312)的所述第二端部(316)能够相对于所述框架(202)或所述相应纵梁(206)中的至少一个而旋转。 3.根据权利要求1所述的装置(102)，其中所述横梁端组件(324)包括第一装配件(504)、第二装配件(506)以及连杆组件(502)，其中所述第一装配件、所述第二装配件以及所述连杆组件被配置为消除在所述横梁(404)的所述第二端部(316)与所述相应纵梁(206、 410、412)之间的力矩负载(610)。 4.根据权利要求3所述的装置(102)，其中所述第一装配件(504)被耦连到所述横梁(312)的所述第二端部(316)并且所述第二装配件(506)被耦连到所述相应纵梁(206)。 5.根据权利要求3所述的装置(102)，其中所述连杆组件(502)被枢转耦连到所述第一装配件(504)和所述第二装配件(506)。 6.根据权利要求3所述的装置(102)，其中所述连杆组件(502)包括链接件(508)、第一销和轴承组件(602)以及第二销和轴承组件(604)。 7.根据权利要求6所述的装置(102)，其中所述链接件(508)具有邻近所述链接件的第一端部(518)的第一开口(512)以接收所述第一销和轴承组件(602)，从而枢转耦连所述链接件和所述第一装配件(504)，并且所述链接件具有邻近所述链接件的第二端部(534)的第二开口(523)以接收所述第二销和轴承组件(602)，从而枢转耦连所述链接件和所述第二装配件(506)。 8.根据权利要求1所述的装置(102)，其进一步包括被耦连到所述横梁(312)的腹板(320)。 9.根据权利要求1所述的装置(102)，其进一步包括与所述框架(308)的所述纵向轴线(306)同轴对齐的轮毂(402)，其中所述横梁(404)的所述第一端部(314)被配置为耦连到所述轮毂。 10.根据权利要求3所述的舱壁装置(102)，其中所述第二装配件(506)具有第一部分(524)和第二部分(526)，所述第一部分被耦连到所述框架(308)并且所述第二部分耦连到所述机身(104)的所述相应纵梁(410)。 11.根据权利要求10所述的舱壁装置(102)，其中所述第二装配件(506)包括限定所述第一部分(524)和所述第二部分(526)的主体，其中所述第一部分是凸缘(528)并且所述第二部分是挂板(530)。
说明书全文	耐压舱壁装置技术领域 [0001] 本专利一般涉及飞行器，并且更具体地涉及耐压舱壁装置。背景技术 [0002] 商用飞行器将机身的机舱内侧的压力保持在期望范围内。商用飞行器的机身通常包括被各自组装且然后被组合或被附连以形成机舱的机身部分或机身区段。后耐压舱壁和前耐压舱壁被安装以形成在内部加压区域(例如，机舱、驾驶舱等)与外部未加压区域之间的屏障。发明内容 [0003] 一种示例性舱壁装置包括框架和多个横梁，所述多个横梁相对于所述框架的纵向轴线被径向隔开。来自所述多个横梁中的一个横梁具有第一端部和第二端部。横梁端部组件耦连所述横梁的所述第二端部和机身的纵梁。所述横梁端部组件使所述横梁的所述第二端部能够相对于所述框架或所述纵梁中的至少一个移动。 [0004] 在另一示例中，一种示例飞行器包括机身和舱壁，所述机身具有沿着所述机身的长度而对齐的纵梁，所述舱壁被耦连到所述机身。所述舱壁具有腹板和横梁。所述横梁相对于所述腹板的纵向轴线被径向隔开。每个横梁包括第一端部和相对的第二端部。所述第一端部邻近所述腹板的中心而径向向内。所述第二端部邻近所述腹板的圆周而径向向外。各自横梁端部组件枢转地耦连每个横梁的所述第二端部和所述纵梁中的相应的一个纵梁。所述横梁端部组件被配置为消除所述横梁与所述纵梁之间接口处的力矩加载。 [0005] 另一示例舱壁装置包括横梁，所述横梁具有第一端部和与所述第一端部相对的第二端部。所述第一端部被耦连到所述轮毂，所述第二端部相对于框架是径向向外的。第一装配件被耦连到所述横梁的所述第二端部。第二装配件具有第一部分和第二部分，所述第一部分被耦连到所述框架并且所述第二部分耦连到机身的纵梁；连杆组件，其被枢转地耦连到所述第一装配件或第二装配件中的至少一个。附图说明 [0006] 图1描述了具有根据本公开的教导所构造的示例耐压舱壁装置的示例飞行器。 [0007] 图2是图1的示例飞行器的机身部分的局部视图。 [0008] 图3是图1-2的示例耐压舱壁装置的透视图。 [0009] 图4是图1-3的示例耐压舱壁装置的局部透视图。 [0010] 图5是图1-4的示例耐压舱壁装置的局部放大视图。 [0011] 图6是图1-5的示例耐压舱壁装置的另一局部放大视图。 [0012] 在可能情况下，在整个附图和随附的书面说明中，相同的参考标记将被用于指代相同的或相似的零件。如在本说明中所使用的，指出任何零件(例如，层、膜、区域或板)是以任何方式被定位在(例如，被定位在、位于、被布置在或被形成在等)另一零件上，意味着参考零件与其他零件接触或者参考零件在其他零件之上，其中一个或多个中间零件位于其间。说明任何零件与另一零件直接接触意味着在两个零件之间没有中间零件。如本文所使用的，基本上和近似地意味着在不同于问题处的数目大约10％(例如，10°)内。例如，基本上垂直意味着90°加减10％。例如，近似地90°意味着90°加或减10％(例如，在大约81°与99°之间)。在一些示例中，基本上平行意味着0°加或减10°。具体实施方式 [0013] 商用飞行器利用耐压舱壁以形成机身的加压机舱。附加地，耐压舱壁转移和/或排放负载(例如，力)到机身的周围结构，例如，纵梁、机身蒙皮和/或其他框架构件。一些已知的耐压舱壁具有朝向机身的后端拱起的圆顶轮廓。圆顶轮廓减少耐压舱壁中的内部应力。然而，圆顶轮廓占据机身中的相对大的体积，其增加耐压舱壁所需的空间。 [0014] 一些耐压舱壁具有平坦轮廓以使舱壁能够比圆顶耐压舱壁占据显著更少的空间。一些平坦耐压舱壁具有圆形轮廓并且包括以网格模式(例如，水平横梁网格模式和竖直横梁网格模式)定位的横梁。然而，这些已知的平坦舱壁通常使用相对大的装配件和链接组件被耦连到相邻纵梁之间的机身，从而将端负载从耐压舱壁转移到机身的纵梁和蒙皮。 [0015] 当以网格模式形成时，平坦耐压舱壁的横梁可以不直接耦连到飞行器的机身纵梁，这是由于纵梁上的公差和/或额外负载(例如，当由于压力差异导致的机身膨胀和收缩时)。因此，对于一些平坦舱壁装置，相对重和/或大的装配件可以被需求以将力负载从横梁转移到飞行器的纵梁和蒙皮。一些舱壁可以利用径向隔开的横梁而不是以网格模式提供的横梁。然而，在一些这类示例中，每个径向隔开的横梁可以被固定到机身的相应纵梁。在横梁与纵梁之间的固定耦连可以将大的力矩负载(例如，弯矩)施加到飞行器的纵梁和/或蒙皮。结果，在每个横梁与相应纵梁之间的连接件或装配件是相对大的。这类连接件能够增加飞行器的重量和复杂度，其可以降低飞行器效率并且引起增加的燃料燃烧。 [0016] 本文所公开的耐压舱壁装置可以显著降低制造复杂度、部件的数目、飞行器重量和/或成本。更具体地，本文所公开的示例耐压舱壁装置利用横梁端组件以实现在本文所公开的示例耐压舱壁装置与飞行器、宇宙飞船和/或任何其他交通工具(例如，船)的支撑结构(例如，纵梁、以及后纵梁、形成器(former)、框架等)之间的直接附连。更具体地，本文所公开的横梁端组件将拉力或负载引导或转移到(例如，飞行器的)支撑结构，并且能够通过实现在横梁端组件与机身之间的自由旋转来阻止或减少转移到支撑结构的力矩负载(例如，弯矩)。如本文所使用的，阻止力矩负载的转移包括力矩负载的绝对零转移或不重要力矩负载的转移。在一些示例中，不重要力矩负载意味着负载不影响横梁、横梁端组件以及更通常地本文所公开的示例耐压舱壁装置的设计方面或设计特征(例如，尺寸、重量、材料选择等)。也就是说，本文所公开的耐压舱壁装置可以被设计而不考虑这些不重要力矩负载。在一些示例中，力矩负载的减少的转移意味着力矩负载是近似小于15％(百分之十五)的力矩负载，如果耐压舱壁装置的横梁被固定到机身(即，横梁端组件不允许在横梁端组件与机身之间的任何自由旋转)，则所述近似小于15％的力矩负载将以其他方式被转移。 [0017] 与上述已知的耐压舱壁不同，为了促进阻止力矩负载(例如，弯矩)转移到被耦连到耐压舱壁的机身的纵梁和/或蒙皮，本文所公开的示例耐压舱壁装置的横梁端组件提供连杆组件(例如，链接件和销)以实现在横梁端组件与机身之间的自由旋转。然而，横梁端组件可以防止横梁和/或舱壁装置相对于支撑结构的平移移动，从而使来自舱壁装置的拉伸负载能够转移到飞行器的支撑结构(例如，纵梁和/或机身蒙皮)。横梁端组件和/或连杆组件可以包括链接件和销、衬套、轴承、螺栓和轴承组件和/或任何其他紧固件或耦连件，从而防止或减少力矩负载从耐压舱壁装置转移到飞行器的纵梁和蒙皮。 [0018] 在一些示例中，本文所公开的耐压舱壁装置利用相对于示例耐压舱壁装置的机身的纵向轴线被径向取向的横梁。特别地，横梁沿着腹板和/或舱壁装置的主负载路径被径向取向。以此方式，被施加到腹板的负载(例如，压力负载和/或非压力负载)相对于相应的横梁被转移或被对齐。横梁的每个径向向外端通过使用附加结构(例如，装配件、角度件等)被耦连到机身的相应纵梁，该附加结构将负载(例如，拉伸负载、力矩负载、剪切负载)从横梁转移到纵梁和蒙皮。 [0019] 然而，与已知的具有径向隔开的横梁的耐压舱壁不同，本文所公开的示例耐压舱壁装置的横梁的外端被配置(例如，经由横梁端组件)为移动或旋转使得力矩负载不被转移到机身的纵梁和蒙皮。附加地，本文所公开的示例耐压舱壁的装配件能够被直接附连到机身的纵梁，而不是如上所述被附连在相邻纵梁之间。以此方式，舱壁装置的横梁端组件可以将来自飞行器的主负载路径的负载直接引导到与相应横梁对齐的纵梁，其可以防止或减少力矩负载转移到与横梁的端部相邻的相应纵梁和/或机身结构(例如，框架、蒙皮、形成器等)。 [0020] 图1示出通过根据本公开的教导构造的耐压舱壁装置102实施的飞行器100。图1的示例飞行器100包括机身104，该机身104具有限定内部压力区域108的机舱106，所述内部压力区域108位于在飞行器100的后端部112(例如，邻近尾部)处被耦连到机身104的后耐压舱壁110与在飞行器100的前端部116(例如，邻近头部)处被耦连到机身104的前耐压舱壁114之间。后耐压舱壁110和前耐压舱壁114形成在内部压力区域108与外部压力区域118之间的压力屏障。本文所公开的耐压舱壁装置102可以被用于执行后耐压舱壁110和/或前耐压舱壁114。 [0021] 图2是图1的飞行器100的机身104的机身部分200的透视图。所说明的示例的机身部分200包括限定机身104的横截面形状的多个框架202(例如，假翼肋)。在所说明的示例中，机身部分200限定纵向轴线204，该纵向轴线204相对于机身部分200的横截面是垂直的。所说明示例的纵梁206跨越在框架202之间的机身部分200的长度。机身104的外蒙皮208被耦连到机身104的纵梁206。 [0022] 在飞行期间，大气压力随着飞行高度增加而减小。在一些示例中，机舱压力处于等于海平面之上6000英尺到8000英尺(1828.8米到2438.4米)处的压力，并且大气压力处于较低压力。因此，在巡航期间，压力差横穿耐压舱壁装置102被保持。作为在内部压力区域108与外部压力区域118之间横穿耐压舱壁装置102的压力差的结果，压力负载在外部压力区域118的方向218上被施加到耐压舱壁装置102。附加地，在飞行期间和/或当飞行器100在地面上时可以经受操作负载(例如，提升负载、拉力负载、发动机推力负载等)并且该操作负载可以被施加到耐压舱壁装置102。 [0023] 纵梁206和/或蒙皮208被布置为通过抵抗压力负载和/或操作负载向机身104提供结构稳定性和完整性。也就是说，(例如，来自机翼和尾翼、来自分立块体(例如发动机等)的)压力负载和/或操作负载的至少一部分可以被施加到纵梁206和/或蒙皮208或由纵梁206和/或蒙皮208吸收。附加地，被施加到耐压舱壁装置102的力可以引起或生成在耐压舱壁装置102与机身104之间接口216处的力矩负载(例如，弯矩)。如以下更详细描述的，所说明示例的耐压舱壁装置102将被施加到耐压舱壁装置102的力转移到纵梁206和/或蒙皮 208。附加地，所说明示例的耐压舱壁装置102可以消除在耐压舱壁装置102与机身104之间接口216处的力矩负载。 [0024] 图3是图1和图2的耐压舱壁装置102的透视图。所说明示例的耐压舱壁装置102可以实施图1的后耐压舱壁110和/或前耐压舱壁114。所说明示例的耐压舱壁装置102耦连到机身104的框架(例如，纵梁、假翼肋、框架(例如，图2的框架202))。附加地，所说明示例的耐压舱壁装置102耦连到前纵梁302(例如，被定位在内部压力区域108中的纵梁206)和后纵梁304(例如，被定位在外部压力区域118中的纵梁206)。当耐压舱壁装置102被耦连到机身104时，耐压舱壁装置102的纵向轴线306(例如，中心轴线)与机身104的纵向轴线204对齐(例如，同轴对齐)。纵向轴线306也是框架308的纵向轴线。为了清晰，后纵梁304和蒙皮208的部分从图3中省略。 [0025] 所说明示例的耐压舱壁装置102耦连到具有半径的框架308(例如，翼弦、环、环形板、框架202等)。所说明示例的框架308的半径类似于机身104的半径。所说明示例的框架308包括相对于耐压舱壁装置102和框架308的纵向轴线306被径向隔开的多个横梁312(例如，20个横梁)。在一些示例中，横梁312以等距角度或间隔被径向隔开。在一些示例中，横梁 312以相对于纵向轴线306不同的或变化的距离、角度或间隔被径向隔开。每个横梁312具有邻近纵向轴线306的第一端部314和邻近框架308的第二端部316。为了支撑横梁312的相应的第一端部314，耐压舱壁装置102包括与纵向轴线306同轴对齐的轮毂组件318。横梁312的第一端部314被耦连到轮毂组件318。横梁312的相应第二端部316从轮毂组件318朝向框架 308突出。 [0026] 耐压舱壁装置102包括被耦连到横梁312的腹板320。特别地，所说明示例的腹板320基本上是与轮毂组件318同中心对齐的平面蒙皮(例如，片状构件)。进一步地，所说明示例的横梁312被定位为倚靠腹板320。附加地，所说明示例的横梁312中的每个相对于腹板 320的半径被对齐。横梁312的相应第一端部314是相对于轮毂组件318径向向内的并且横梁 312的相应第二端部316是相对于腹板320的圆周径向向外的。所说明示例的腹板320携带被施加在耐压舱壁装置102上的压力负载和/或其他非压力负载(例如，由于横穿耐压舱壁装置102的压力差导致的)。 [0027] 为了将框架308耦连到机身104，所说明示例的耐压舱壁装置102的每个横梁312包括横梁端组件324。如以下更详细描述的，横梁端组件324将横梁312直接耦连到相应后纵梁304。附加地，为了消除接口216处的力矩负载，横梁端组件324允许相应横梁312相对于后纵梁304的旋转。横梁端组件324防止横梁312相对于后纵梁304的平移运动(例如，在沿着机身的纵向轴线204的前后方向(aft-fore direction)上)。在操作中，当横穿耐压舱壁装置102经受压力差时，腹板320经由横梁312和每个横梁312的横梁端组件324将负载转移到纵梁 206(例如，后纵梁304和/或前纵梁302)。 [0028] 图4是图1-3的耐压舱壁装置102的放大的局部视图。耐压舱壁装置102的框架308被部分示出，并且为了清晰，腹板320在图4中被省略。如图4中所示，多个横梁312中的一个横梁404包括在横梁404的第一端部314与和第一端部314相对的横梁404的第二端部316之间具有纵向轴线408的主体406。所说明示例的轮毂组件318包括轮毂402和中心盖403。横梁404的第一端部314被耦连到轮毂402。在一些示例中，轮毂402可以包括环形通道或狭槽以接收横梁312的第一端部314。横梁312可以被定位为倚靠腹板320的表面322(图3)。横梁404的第二端部316在朝向框架308的方向上从轮毂402突出。 [0029] 横梁404的第二端部316经由横梁端组件324被耦连到框架308。特别地，横梁404基本上与多个后纵梁304中的一个后纵梁410和/或多个前纵梁302中的一个前纵梁412共面。因此，所说明示例的横梁端组件324将横梁404的第二端部316耦连到邻近于横梁404的后纵梁410。以此方式，当横梁404被耦连到后纵梁410时，横梁404的纵向轴线408、横梁端组件 324的纵向轴线414以及后纵梁410的纵向轴线416基本上共面。在一些示例中，沿着横梁404的纵向轴线408和/或横梁端组件324的纵向轴线414获得的平面与后纵梁410的纵向轴线 416分支。横梁端组件324在前后方向上沿着后纵梁410、前纵梁412和蒙皮208的长度引导来自耐压舱壁装置102和/或横梁404的负载418(例如，拉伸负载)。附加地，框架308经由支柱或支架420被耦连到前纵梁412(例如，成角度的支架)。负载418可以经由支架420和横梁端组件324被转移到前纵梁412。 [0030] 图5是图1-4的示例耐压舱壁装置102的局部放大视图。所说明示例的横梁端组件324包括经由连杆组件502被耦连的第一装配件504(例如，横梁端装配件)和第二装配件506(例如，后端装配件)。更具体地，连杆组件502被枢转耦连到第一装配件504或第二装配件 506中的至少一个。所说明示例的连杆组件502包括链接件508、第一销和轴承组件602(图6)(例如，紧固件和轴承组件、螺栓和球面轴承组件、衬套等)以及第二销和轴承组件604(图6)(例如，紧固件和轴承组件、螺栓和球面轴承组件、衬套等)。为了清晰，第一销和轴承组件 602以及第二销和轴承组件604没有在图5中示出。所说明示例的链接件508包括邻近第一端部518的第一开口521和邻近第二端部534的第二开口523。 [0031] 所说明示例的第一装配件504被耦连(例如，被固定)到横梁404的第二端部316。所说明示例的第一装配件504包括主体510和被耦连到主体510的挂板(clevis)512。第一装配件504经由例如紧固件514(例如，螺栓、螺钉、铆钉等)耦连到横梁404的第二端部316。挂板512限定狭槽516以接收链接件508的第一端部518和开口520。开口520对齐(例如，同轴对齐)于链接件508的第一端部518的开口521以接收第一销和轴承组件602(图6)以枢转耦连链接件508的第一端部518和第一装配件504的挂板512。 [0032] 所说明示例的第二装配件506被耦连(例如，被固定)到框架308。附加地，所说明示例的第二装配件506被耦连(例如，被固定)到后纵梁410。所说明示例的第二装配件506包括第一部分524和第二部分526。所说明示例的第一部分524是凸缘528且第二部分526是挂板530。挂板530限定狭槽532以接收链接件508的第二端部534和开口536。挂板530的开口536对齐(例如同轴对齐)于链接件508的开口523以接收第二销和轴承组件604(图6)以枢转耦连链接件508的第二端部534和第二装配件506。 [0033] 所说明示例的第二装配件506也包括限定臂部540的第三部分538以将第二装配件506耦连到后纵梁410。更具体地，所说明示例的臂部540从第二装配件506的挂板530突出以使臂部540的至少一部分能够被定位在后纵梁410的接收通道542内。所说明示例的第二装配件506的臂部540经由紧固件(例如，螺栓、螺钉、铆钉等)通过后纵梁410的开口544被耦连到后纵梁410。因此，在所说明示例中，第一装配件504被固定到横梁404的第二端部316，第二装配件506经由臂部540被固定到后纵梁410且经由凸缘528被固定到框架308，并且链接件508被枢转耦连到第一装配件504和第二装配件506。 [0034] 图6是图1-5的示例耐压舱壁装置102的另一放大局部视图。当被组装时，第一装配件504、第二装配件506以及链接件508在沿着后纵梁410的纵向长度(例如，沿着纵向轴线416)的方向(例如，前后方向612)上将负载418从横梁404转移到后纵梁410。在一些示例中，横梁404的纵向轴线408和后纵梁410的纵向轴线416是共面的。在一些示例中，第一装配件 504的纵向轴线605对齐于(例如，基本上共面于)后纵梁410的纵向轴线408。在一些示例中，第一装配件504可以与横梁404的第二端部316整体形成和/或可以(例如，经由挂板连接)被耦连到横梁404的第二端部316，使得第一装配件504的纵向轴线605对齐于(例如，基本上共面于)横梁404的纵向轴线408。在所说明示例中，框架308和横梁312在前后方向612上相对于后纵梁410和/或前纵梁412(即，机身104)被固定。也就是说，横梁404不能相对于框架308和/或纵梁206平移或旋转。然而，横梁端组件324(例如，经由链接件508和链接件508的相应开口521和523中的第一销和第二销以及轴承组件602和604)可以阻止在横梁404的第二端部316与后纵梁410和/或前纵梁412之间的潜在力矩负载610。 [0035] 在飞行期间，在外部压力区域118与内部压力区域108之间穿过耐压舱壁装置102的压力差和/或其他负载(例如，收缩负载和膨胀负载)将引起横梁404转向(例如，在横梁404的中心或中间部分处)。第一装配件504(例如，横梁端装配件)围绕枢转轴线606而枢转，并且链接件508的第二端部534围绕枢转轴线608而枢转并且因而阻止潜在力矩负载610转移到后纵梁410、前纵梁412和框架308。然而，横梁端组件324提供从第一装配件504到第二装配件506的用于拉伸负载的负载路径。所说明示例的舱壁装置102的横梁312、横梁端组件 324(例如，第一装配件504、第二装配件506、链接件508、第一销和第二销以及轴承组件602和604等)、腹板320和/或框架308可以包括钢、铝、钛、碳增强复合材料、合金、其任何组合和/或任何其他材料。 [0036] 根据前文所述，应注意的是，所说明示例的舱壁装置102可以利用以网格模式或取向被定位或取向的横梁。例如，第一多个横梁可以相对于舱壁装置的纵向轴线以水平取向被定位并且第二多个横梁可以竖直取向被定位。在一些这类示例中，横梁端组件324可以被利用从而以如本文所公开的基本相同方式将网格模式的舱壁装置的横梁(例如，第一多个横梁和第二多个横梁)直接耦连到机身104的各自纵梁208。本文所公开的示例舱壁装置通过减少将已知的舱壁装置耦连到飞行器的机身所需的部件的数目(例如，减少约一半)来简化制造。 [0037] 至少一些前述示例包括特征和/或权益中的一个或多个，该特征和/或权益中的一个或多个包括但不限于以下内容： [0038] 在一些示例中，耐压舱壁装置包括框架和相对于框架的纵向轴线被径向隔开的多个横梁。来自多个横梁的一个横梁具有第一端部和第二端部。在一些这类示例中，横梁端组件耦连横梁的第二端部和机身的纵梁。在一些示例中，横梁端组件能够使横梁的第二端部相对于框架或纵梁中的至少一个而移动。 [0039] 在一些示例中，横梁端组件能够使横梁的第二端部相对于框架或纵梁中的至少一个而旋转。 [0040] 在一些示例中，横梁端组件包括第一装配件、第二装配件和连杆组件。 [0041] 在一些示例中，第一装配件被耦连到横梁的第二端部。 [0042] 在一些示例中，第二装配件被耦连到纵梁。 [0043] 在一些示例中，连杆组件被枢转耦连到第一装配件和第二装配件。 [0044] 在一些示例中，连杆组件包括链接件、第一销和轴承组件以及第二销和轴承组件。 [0045] 在一些示例中，链接件具有邻近链接件的第一端部的第一开口以接收第一销和轴承组件，从而枢转耦连链接件和第一装配件，并且链接件具有邻近链接件的第二端部的第二开口以接收第二销和轴承组件，从而枢转耦连链接件和第二装配件。 [0046] 在一些示例中，腹板被耦连到横梁。 [0047] 在一些示例中，横梁端组件被配置为将负载转移到纵梁，使得负载沿着纵梁的纵向轴线而对齐。 [0048] 在一些示例中，轮毂同轴对齐于框架的纵向轴线，其中横梁的第一端部被配置为耦连到轮毂。 [0049] 在一些示例中，横梁与纵梁共面。 [0050] 在一些示例中，飞行器包括机身，该机身具有沿着机身的长度而对齐的纵梁和被耦连到机身的舱壁。在一些这类示例中，舱壁具有腹板和横梁。在一些这类示例中，横梁相对于腹板的纵向轴线被径向隔开。在一些示例中，每个横梁包括第一端部和相对的第二端部。在一些这类示例中，第一端部邻近腹板的中心而径向向内并且第二端部邻近腹板的圆周而径向向外。在一些这类示例中，相应横梁端组件枢转耦连每个横梁的第二端部和纵梁中的相应一个纵梁。在一些示例中，横梁端组件被配置为消除横梁与纵梁之间接口处的力矩负载。 [0051] 在一些示例中，轮毂相对于腹板被同心对齐。 [0052] 在一些示例中，每个横梁的第一端部被耦连到轮毂。 [0053] 在一些示例中，横梁端组件被枢转耦连到纵梁中的相应的纵梁。 [0054] 在一些示例中，一种舱壁包括轮毂和横梁，该横梁具有第一端部和与第一端部相对的第二端部。在一些这类示例中，第一端部被直接耦连到轮毂并且第二端部相对于框架是径向向外的。在一些这类示例中，第一装配件被耦连到横梁的第二端部。在一些这类示例中，第二装配件具有第一部分和第二部分，其中该第一部分被耦连到框架并且第二部分被配置为耦连机身的纵梁。在一些这类示例中，连杆组件枢转耦连到第一装配件或第二装配件中的至少一个。 [0055] 在一些示例中，第二装配件包括限定第一部分和第二部分的主体。 [0056] 在一些示例中，第一部分是凸缘并且第二部分是挂板。 [0057] 在一些示例中，第二装配件包括限定被配置为耦连到纵梁的臂部的第三部分。 [0058] 在一些示例中，第一装配件、第二装配件以及连杆组件在沿着纵梁的纵向长度的方向上将负载转移到纵梁。 [0059] 在一些示例中，第一装配件、第二装配件以及连杆组件消除横梁的第二端部与纵梁之间的力矩负载。 [0060] 进一步，本公开包括根据下列条款所述的实施例： [0061] 条款1.一种舱壁装置，其包括：框架；多个横梁，其相对于所述框架的纵向轴线被径向隔开，来自所述多个横梁的一个横梁具有第一端部和第二端部；以及横梁端组件，其耦连所述横梁的所述第二端部和机身的纵梁，所述横梁端组件能够使所述横梁的所述第二端部相对于所述框架或所述纵梁中的至少一个而移动。 [0062] 条款2.根据条款1所述的装置，其中所述横梁端组件被配置为能够使所述横梁的所述第二端部相对于所述框架或所述纵梁中的至少一个而旋转。 [0063] 条款3.根据条款1或2所述的装置，其中所述横梁端组件包括第一装配件、第二装配件以及连杆组件。 [0064] 条款4.根据条款3所述的装置，其中所述第一装配件被耦连到所述横梁的所述第二端部。 [0065] 条款5.根据条款3或4所述的装置，其中所述第二装配件被耦连到所述纵梁。 [0066] 条款6.根据条款3至5中任一项所述的装置，其中所述连杆组件被枢转耦连到所述第一装配件和所述第二装配件。 [0067] 条款7.根据条款3至6中任一项所述的装置，其中所述连杆组件包括链接件、第一销和轴承组件以及第二销和轴承组件。 [0068] 条款8.根据条款7所述的装置，其中所述链接件具有邻近所述链接件的第一端部的第一开口以接收所述第一销和轴承组件，从而枢转耦连所述链接件和所述第一装配件，并且所述链接件具有邻近所述链接件的第二端部的第二开口以接收所述第二销和轴承组件，从而枢转耦连所述链接件和所述第二装配件。 [0069] 条款9.根据条款1至8中任一项所述的装置，其进一步包括被耦连到所述横梁的腹板。 [0070] 条款10.根据条款1至9中任一项所述的装置，其中所述横梁端组件被配置为将负载转移到所述纵梁，使得所述负载沿着所述纵梁的纵向轴线而对齐。 [0071] 条款11.根据条款1至10中任一项所述的装置，其进一步包括与所述框架的所述纵向轴线同轴对齐的轮毂，其中所述横梁的所述第一端部被配置为耦连到所述轮毂。 [0072] 条款12.根据条款1至11中任一项所述的装置，其中所述横梁与所述纵梁共面。 [0073] 条款13.一种飞行器，其包括机身，所述机身具有沿着机身的长度对齐的纵梁；以及根据条款1至12中任一项所述的舱壁装置。 [0074] 条款14.一种用于组装条款1至12中任一项所述的舱壁装置的方法。 [0075] 条款15.一种飞行器，其包括：机身，所述机身具有沿着机身的长度对齐的纵梁；舱壁，其被耦连到所述机身，所述舱壁具有腹板和横梁，所述横梁相对于腹板的纵向轴线被径向隔开，每个横梁包括第一端部和相对的第二端部，所述第一端部邻近所述腹板的中心而径向向内，所述第二端部邻近所述腹板的圆周而径向向外；以及相应横梁端组件，其枢转耦连每个横梁的所述第二端部和所述纵梁中的相应一个纵梁，所述横梁端组件被配置为消除所述横梁与所述纵梁之间接口处的力矩负载。 [0076] 条款16.根据条款15所述的飞行器，其进一步包括轮毂，所述轮毂相对于所述腹板被同心对齐，其中每个横梁的所述第一端部被耦连到轮毂。 [0077] 条款17.根据条款16所述的飞行器，其中每个链接件被枢转耦连到所述纵梁中的相应纵梁。 [0078] 条款18.一种舱壁，其包括：轮毂；横梁，所述横梁具有第一端部和与第一端部相对的第二端部，所述第一端部被耦连到所述轮毂，所述第二端部相对于框架是径向向外的；第一装配件，其被耦连到所述横梁的所述第二端部；第二装配件，其具有第一部分和第二部分，所述第一部分被耦连到所述框架并且所述第二部分耦连到机身的纵梁；以及连杆组件，其被枢转耦连到所述第一装配件或第二装配件中的至少一个。 [0079] 条款19.根据条款3至8或18中任一项所述的舱壁，其中所述第二装配件包括限定所述第一部分和所述第二部分的主体。 [0080] 条款20.根据条款19所述的舱壁，其中所述第一部分是凸缘并且所述第二部分是挂板。 [0081] 条款21.根据条款19或20所述的舱壁，其中所述第二装配件包括限定被配置为耦连到所述纵梁的臂部的第三部分。 [0082] 条款22.根据条款19至21中的任一项所述的舱壁，其中所述第一装配件、所述第二装配件以及所述连杆组件在沿着所述纵梁的纵向长度的方向上将负载转移到所述纵梁。 [0083] 条款23.根据条款19至22中的任一项所述的舱壁，其中所述第一装配件、所述第二装配件以及所述连杆组件被配置为消除所述横梁的所述第二端部与所述纵梁之间的力矩负载。 [0084] 条款24.一种飞行器，其包括机身，所述机身具有沿着所述机身的长度对齐的纵梁；以及根据条款18至23中任一项所述的舱壁。 [0085] 条款25.一种用于组装根据条款18至23中任一项所述的舱壁的方法。 [0086] 虽然本文已经描述了某些示例装置和方法，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利以文字或等价原则覆盖恰落入所修改权利要求的范围内的所有方法、装置和制品。