压力隔板系统的制作方法

本公开总体上涉及用于飞机应用的压力隔板(bulkhead，舱壁)。更具体地，本公开涉及一种将后压力隔板接合到飞机的两个区段的压力隔板系统。

背景技术：

压力隔板通常用在飞机中以将机身的加压区段与未加压区段分开。在一些应用中，压力隔板安装于机身的一个或多个区段的蒙皮。

由于在飞机的运行期间施加的各种力以及由航空认证机构规定的认证要求，这些接头通常是复杂的并且被极大地加固。接头加固可包括多个组件、加工部件、故障保护角、外分离环、纵梁拼接配件、翼弦或夹具。这些部件中的一个或多个可能具有不同类型的材料。此类配置通常会增加比期望的多的接头的重量和复杂性。

随着组装的复杂性增加，制造时间也增加。用于压力隔板的制造和安装可能涉及许多工艺，诸如钻孔、去毛刺、填隙和接合表面密封。需要相当多的劳动时间来满足多种材料叠加的所有结构要求。

因此，希望有一种考虑到至少一些上述问题以及其他可能问题的方法和装置。

技术实现要素：

本公开的一个实施例提供了一种压力隔板系统，其包括后压力隔板、蒙皮拼接角和纵梁拼接角。后压力隔板具有外压缩环。蒙皮拼接角彼此相邻地定位并且接合到压力隔板外压缩环。蒙皮拼接角形成机身的第一区段、机身的第二区段和后压力隔板之间的接头。纵梁拼接角将蒙皮拼接角接合到机身的第二区段中的纵梁，并且在整个区段接头上提供刚度。

本公开的另一说明性实施例提供了一种用于形成飞机的机身的方法。将蒙皮拼接角紧固至后压力隔板的外压缩环。然后将蒙皮拼接角紧固至机身的第一区段的第一蒙皮的内表面。将机身的第二区段邻近第一区段定位，使得蒙皮拼接角的一部分与第二区段的第二蒙皮的内表面重叠。从第二蒙皮的外表面穿过蒙皮拼接角钻出多个孔。将蒙皮拼接角紧固至第二蒙皮，以形成后压力隔板、机身的第一区段和机身的第二区段之间的接头。

本公开的进一步的说明性实施例提供了一种包括机身和压力隔板系统的飞机。机身具有无压区段和加压区段。压力隔板系统包括后压力隔板、蒙皮拼接角和纵梁拼接角。后压力隔板将第一区段和第二区段分开。后压力隔板具有外压缩环。蒙皮拼接角彼此相邻地定位并且接合到外压缩环。蒙皮拼接角形成机身的第一区段、机身的第二区段和后压力隔板之间的接头。纵梁拼接角将蒙皮拼接角接合至机身的第二区段中的纵梁。

特征和功能可以在本公开的各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，其中可以参考以下描述和附图来看到更多细节。

附图说明

在所附权利要求中阐述了被认为是新颖特征的说明性实施例的特征。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性实施例的以下详细描述，将最好地理解说明性实施例以及优选的使用模式、其进一步的目的和特征，其中：

图1是根据一说明性实施例的飞机的图示；

图2是根据一说明性实施例的飞机的框图的图示；

图3是根据一说明性实施例的飞机的机身的一部分的图示；

图4是根据一说明性实施例的压力隔板系统的一部分的图示；

图5是根据一说明性实施例的压力隔板系统的横截面图的图示；

图6是根据一说明性实施例的压力隔板系统的分解图的图示；

图7是根据一说明性实施例的安装在飞机中的压力隔板系统的透视图的图示；

图8是根据一说明性实施例的具有间隙的压力隔板系统的图示；

图9是根据一说明性实施例的用于形成飞机的机身的工艺的流程图的图示；

图10是根据一说明性实施例的飞机制造和维修方法的框图的图示；和

图11是其中可以实现一说明性实施例的飞机的框图的图示。

具体实施方式

说明性实施例认识并考虑到一个或多个不同的考虑因素。例如，说明性实施例认识并考虑到用于后压力隔板的制造和安装工艺比期望的更复杂、更耗时且更昂贵。一些当前使用的应用需要具有由不同材料制成的许多部件的接头组件。

例如，在一些实现方式中，复合材料和金属材料两者都堆叠布置，且然后穿过材料钻孔。具有不同材料的堆叠大大增加了安装工艺的持续时间。作为示例，穿过金属钻孔比对于其他类型的材料花费更长的时间。另外，当在堆叠中使用金属时需要更多的步骤。金属部件必须拆卸和去毛刺，且然后放回原位以待紧固。在其他示例中，一些部件必须密封以防止由于堆叠中的不同材料引起的腐蚀，向安装工艺添加更多的步骤。

在一些当前使用的系统中，在隔板的加压侧上使用一个组件，并且在隔板的未加压侧上使用单独的组件。使用多个组件会进一步使工艺复杂，在将隔板接合到飞机的两个不同区段时产生更长的安装时间。

在飞机的后区段中，安装工艺的当前顺序和类型不利于自动化，并且因此必须由人工技师完成。由于后压力隔板接头的整体配置，必须从内侧钻孔。在当前使用的配置的情况下，接近受到限制，使得自动化单元不能用于为接头钻孔。缺乏自动化增加了完成飞机的区段所需的劳动时间。

另外，某些应用考虑沿隔板的边缘径向延伸的单个隔板与蒙皮连接件。该连接件可以被称为蒙皮拼接角。在使此类组件故障保护时出现挑战。安全要求通常要求部件具有加固，使得系统即使在组件的一部分发生故障时也能继续如所期望地运行。在应力下，具有单个隔板与蒙皮连接件的组件可能会在没有附加加固的情况下发生故障，从而使组件无法通过用于飞行的认证。

所公开的实施例涉及一种使用单个部件来使两个接头成一体的压力隔板系统。压力隔板系统接合后压力隔板和机身的两个区段，在两个区段之间形成压力密封件。说明性实施例可用在各种飞机应用中以提供用于认证的期望水平的加固。

现在参考附图，并且具体参考图1，根据一说明性实施例描绘了飞机的图示。在该说明性示例中，飞机100具有附接到机身106的机翼102和机翼104。

机身106具有区段108和区段110。机身106的蒙皮112由复合材料构成。后压力隔板114将区段108与机身106的部分116中的区段110分开。根据一说明性实施例，飞机100是在其中可以实施压力隔板系统的飞机的一个示例。

现在转到图2，根据一说明性实施例描绘了飞机的框图的图示。飞机200包括机身202和压力隔板系统203。

在该说明性示例中，机身202具有第一区段204和第二区段206。第一区段204和第二区段206位于飞机200的后部分中。在该说明性示例中，第一区段204是机身202的未加压区段，并且第二区段206是机身202的加压区段。例如，第二区段206可以是加压舱室。在一些说明性示例中，两个区段都可以是未加压的。

取决于实现方式，机身202可具有多个附加区段。如本文所使用的，当参照项目使用时，“多个”意味着一个或多个项目。因此，多个区段包括一个或多个区段。

机身202的一些区段可以通过隔板分开。在该说明性示例中，第一区段204和第二区段206由后压力隔板208分开。

第一区段204具有带外表面210和内表面211的第一蒙皮209。第二区段206具有带外表面213和内表面214的第二蒙皮212。

在该说明性示例中，压力隔板系统203包括后压力隔板208、蒙皮拼接角215和纵梁拼接角217。压力隔板系统203经配置以使用蒙皮拼接角215接合第一区段204、第二区段206和后压力隔板208。以这种方式，使用单一类型的部件来形成第一区段204、第二区段206和后压力隔板208之间的接头。

后压力隔板208可以通过使用蒙皮拼接角215附接到第一区段204中的第一蒙皮209的内表面211以及机身202的第二区段206中的第二蒙皮212的内表面214。后压力隔板208附接到第一蒙皮209和第二蒙皮212，使得后压力隔板208在飞机200的运行期间不会以不希望的方式移动。

如所描绘的，后压力隔板208具有外压缩环216和隔板壁218。外压缩环216比隔板壁218厚。外压缩环216径向地沿着后压力隔板208的周向定位。当安装在飞机200中时，蒙皮拼接角215将第一蒙皮209和第二蒙皮212附接到外压缩环216。

外压缩环216经配置以加固后压力隔板208。具体地，外压缩环216经配置以响应于隔板壁218上的压差来平衡由隔板壁218维持的应力。外压缩环216和隔板壁218可以由复合材料构成。例如但不限于，外压缩环216和隔板壁218可以由适用于飞机应用的复合纤维加固塑料材料构成。

外压缩环216可以是与隔板壁218分开的件，或者两个物品可以形成为一个件，其中外压缩环216具有比隔板壁218多的材料层以考虑其厚度。当外压缩环216和隔板壁218形成为一体时，厚度可以以期望的方式从外压缩环216的外边缘朝向隔板壁218的中心渐缩。在其他说明性示例中，后压力隔板208可具有一个或多个附加区段、环或材料。

在该说明性示例中，蒙皮拼接角215彼此相邻地定位。蒙皮拼接角215接合到外压缩环216。蒙皮拼接角215形成机身202的第一区段204、机身202的第二区段206和后压力隔板208之间的接头220。特别地，蒙皮拼接角215将后压力隔板208的外压缩环216连接到第一蒙皮209和第二蒙皮212。

在该说明性示例中，蒙皮拼接角215是分段材料件。使用多于一个蒙皮拼接角，使得如果一个蒙皮拼接角发生故障，则飞机200可以继续操作。如果使用一个拼接角或长的材料件来将后压力隔板208连接到第一蒙皮209或第二蒙皮212，则一部分中的裂缝可能导致整个部件发生故障。因此，沿接头使用单个延长的蒙皮拼接件可能无法提供期望水平的故障保护。分段部件是必需的。

在该说明性示例中，蒙皮拼接角215接合至后压力隔板208的加压侧224上的外压缩环216。如所描绘的，在后压力隔板208的未加压侧226上没有使用蒙皮拼接角215。

除了将后压力隔板208接合到机身202之外，蒙皮拼接角215形成用于机身202的第二区段206的压力密封件228。在该说明性示例中，压力密封件228是气密密封件。换句话说，通过使用蒙皮拼接角215和相关联的紧固件可以在加压侧224上保持加压。

蒙皮拼接角215可具有锥形配置230。锥形配置230可包括在每个蒙皮拼接角的凸缘的一部分上的一个或多个锥体。图5中更详细地显示了此类锥形配置。

在该说明性示例中，蒙皮拼接角215中的每一个在其前侧上具有第一锥形凸缘。每个蒙皮拼接角从其中心到将其连接到机身202的加压区段的蒙皮的边缘渐缩。前凸缘上的锥体经配置以在部件之间提供期望水平的负载传递性能，并且减少或消除对填隙的需要。

在一些情况下，每个蒙皮拼接角215还具有位于附接到外压缩环216的蒙皮拼接角的部分上的第二锥形凸缘。第二锥形凸缘是可选的。

如所描绘的，纵梁拼接角217将蒙皮拼接角215接合到机身202的第二区段206中的纵梁222。纵梁拼接角217为接头220增加了一定程度的加固。以这种方式，蒙皮拼接角215和纵梁拼接角217的结合以期望的方式将后压力隔板208接合到第一区段204和第二区段206。

在该说明性示例中，后压力隔板208、外压缩环216、蒙皮拼接角215和纵梁拼接角217仅由复合材料232构成。复合材料232可以是选自热塑性材料、热固性材料、玻璃纤维、碳纤维加固塑料或其他合适类型的复合材料中的至少一种的材料。每个部件可以由一种或多种不同类型的复合材料232构成。

如本文所使用的，当与项目列表一起使用时，短语“中的至少一个”意味着可以使用所列项目中的一个或多个的不同组合，并且可能仅需要列表中的每个项目中的一个。换句话说，“中的至少一个”表示可以从列表中使用项目的任何组合和项目的数量，但不是列表中的所有项目都是必需的。该项目可能是特定的对象、事物或类别。

例如，“项目a、项目b或项目c中的至少一个”可以包括但不限于项目a、项目a和项目b或项目b。该示例还可以包括项目a、项目b和项目c、或者项目b和项目c。当然，这些项目的任何组合都可以存在。在其他示例中，“中的至少一个”可以是例如但不限于，项目a中的两个、项目b中的一个和项目c中的十个；项目b中的四个和项目c中的七个；或其他合适的组合。

由于压力隔板系统203的每个组件由复合材料构成，因此可以减少安装压力隔板系统203并且将第一区段204接合到第二区段206所需的工艺的数量。例如，由于仅有一个可能的组装顺序，当所有组件就位时，可以从机身202的第二区段206的第二蒙皮212的外表面213穿过蒙皮拼接角215钻出多个孔234。然后可以紧固件236定位在多个孔234内以将机身202的第二区段206的第二蒙皮212接合到蒙皮拼接角215。紧固件236还可以将纵梁拼接角217固定到蒙皮拼接角215和纵梁222。在该示例中，后压力隔板208和蒙皮拼接角215可以被预组装并且然后附接到机身202的其他部分。当然，压力隔板系统203和机身202内的组件可以以各种方式组装。

由于不使用金属材料，所以不需要拆卸组件以去除毛刺。沉重的部件保持就位，并且可以在不进行移动和随后的重新对齐的情况下固定。该工艺不仅减少了安装时间，其还允许自动化和从外侧钻孔，而不是从内侧手动钻孔。与目前使用的技术相比，制造成本和劳动时间可能大大减少。

进一步地，压力隔板系统203的使用减少了形成和加固接头220所需的部件的数量。部件并非用在后压力隔板208的未加压侧226上。换句话说，在后压力隔板208的后侧(未加压侧)上没有使用附加部件。在目前使用的应用的情况下，到达该接头处的隔板的后(未加压)侧上的区域是困难且耗时的。该说明性实施例缓解了这样做的需要。进一步地，压力隔板系统203提供压力密封件，其使两个接头与一组蒙皮拼接角成一体。

参考图3，根据一说明性实施例描绘了飞机的机身的一部分的图示。在该说明性示例中，更详细地示出了来自图1的机身106的部分116。

在该视图中暴露了区段108中的纵梁300和区段110中的纵梁302。后压力隔板114将区段108和区段110分开。区段108可对应于飞机100中的未加压区段。区段110可对应于飞机100中的加压区段。

在该说明性示例中，压力隔板系统304在接头306处连接后压力隔板114、区段108和区段110。压力隔板系统304及其内的部件以及后压力隔板114、区段108和区段110是图2中以框形式示出的压力隔板系统203及其组件、后压隔板208、第一区段204和第二区段206的物理实现方式的示例。

在该说明性示例中，区段108未加压，并且区段110加压。压力隔板系统304安装在后压力隔板114的加压侧上。区段108具有蒙皮308，并且区段110具有蒙皮310。示出了压力隔板系统304的部分312。压力隔板系统304围绕后压力隔板114的整个周向接合区段108和区段110。

接下来参考图4，根据一说明性实施例描绘了压力隔板系统的一部分的图示。在该视图中更详细地示出了压力隔板系统304的部分312。

如所描绘的，压力隔板系统304具有后压力隔板114、蒙皮拼接角400和纵梁拼接角402。后压力隔板114包括外压缩环404。蒙皮拼接角400将机身106的区段110的蒙皮310接合到后压力隔板114的外压缩环404。

在该视图中示出了蒙皮拼接角406和蒙皮拼接角408。蒙皮拼接角406和蒙皮拼接角408两者都将机身106接合到后压力隔板114的外压缩环404。蒙皮拼接角406具有宽度410，并且蒙皮拼接角408具有宽度412。宽度410和宽度412可以是相同的，在该说明性示例中，使得蒙皮拼接角400可以被大量生产。在其他说明性示例中，蒙皮拼接角400中的每一个可以具有不同的宽度，以实现期望的性能水平。

在该说明性示例中，纵梁拼接角402将纵梁302接合到拼接角400。多对纵梁拼接角402将纵梁302接合到蒙皮拼接角400中的每一个。例如，纵梁拼接角402的对414、对416和对418将蒙皮拼接角406接合到纵梁302。

虽然对于每一个蒙皮拼接角示出了三对纵梁拼接角402，但其他数量也是可能的。在一些情况下，纵梁302可以使用u通道或其他部件而不是一对纵梁拼接角402接合到蒙皮拼接角400。

如该视图所示，蒙皮拼接角400的形状使得一部分与外压缩环404重叠并且另一部分与机身106的区段110的蒙皮310重叠。蒙皮拼接角400沿着后压力隔板114的周向彼此相邻地定位。

在图5中，根据一说明性实施例描绘了压力隔板系统的横截面图的图示。在该图示中，压力隔板系统304的横截面图沿着图3中的线5-5示出。箭头501指示飞机的前部的方向。

如所描绘的，可以更详细地看到后压力隔板114中的外压缩环404。如该视图所示，外压缩环404的厚度大于隔板500的厚度。尽管在该示例中外压缩环404和隔板500被示出为具有变化厚度的一个件，但是在其他示例中，外压缩环404可以是单独的件。

蒙皮拼接角400与区段110的蒙皮310的部分502以及区段108的蒙皮308的部分504重叠。以这种方式，蒙皮拼接角400将所有三个部件接合在一起。蒙皮拼接角400的厚度朝向边缘稍微渐缩。然而，在将蒙皮拼接角400中的每一个连接到外压缩环404的凸缘中，渐缩是可选的。

该视图示出了穿过外压缩环404和蒙皮拼接角400(两排)钻出的孔506。孔508已经穿过蒙皮310、蒙皮拼接角400和纵梁拼接角402(两排)钻出。孔510已经穿过蒙皮308、蒙皮拼接角400和纵梁拼接角402(两排)钻出。孔512已经穿过蒙皮310、纵梁拼接角402和纵梁302(四排)钻出。虽然说明性示例示出了用于孔506、孔508和孔510的两排以及用于孔512的四排，但取决于实现方式，可以使用其他数量的排。

在安装期间，可首先将蒙皮拼接角400附接到后压力隔板114。并且然后将组件附接到区段108。然后邻近区段108定位区段110，使得蒙皮拼接角400与蒙皮310的部分502重叠。同时从蒙皮310的外表面穿过蒙皮拼接角400和纵梁拼接角402钻出孔508。

参照图6，根据一说明性实施例描绘了压力隔板组件的分解图的图示。更详细地看到蒙皮310的部分502和具有纵梁300的蒙皮308的部分504。

在该视图中，示出了加固特征部600。加固特征部600可以具有与机身106的区段110的表皮310相关联的至少一层复合材料。加固特征部600可以由热固性材料、热塑性材料、玻璃纤维或其他合适类型的复合材料中的至少一种构成。在一说明性示例中，加固特征部600经配置以加固接合并且减少对填隙的需要。加固特征部600是可选的。

如该视图所示，在后压力隔板114的后侧(未加压侧)上没有使用蒙皮拼接角、纵梁拼接角、紧固件、支架、夹具或其他部件，以将两个区段与隔板接合在一起。在这些说明性示例中，使接头成一体所需的所有部件位于后压力隔板114的加压侧上。

转到图7，根据一说明性实施例描绘了安装在飞机中的压力隔板系统的透视图的图示。

如所描绘的，紧固件700安装在孔506中。紧固件701安装在孔510中。紧固件702已安装在孔508中，并且紧固件704已安装在孔512中。在后压力隔板114的未加压侧上不需要附加的加固或安全措施。

在图8中，根据一说明性实施例描绘了具有间隙的压力隔板组件的图示。压力隔板系统304在图7中的视线8-8的方向上示出。

在该视图中，间隙800存在于蒙皮拼接角802中。间隙800可表示蒙皮拼接角802的故障。由于蒙皮拼接角802在分段蒙皮拼接件中只是一个件，所以系统继续运行。随着压力从间隙800渗出，在期望的时间量内可以保持总压力，以满足联邦航空管理局认证要求。

图1中的飞机100仅仅是包括图2中所示的压力隔板系统203的平台的一个物理实现方式。尽管关于飞机描述了对于一说明性实施例的示例，但是该说明性实施例可以应用于其他类型的平台。图2中的压力隔板系统203可用在存在隔板的任何平台中。该平台可以是例如移动平台、固定平台、陆基结构、水基结构或天基结构。更具体地，平台可以是水面舰艇、坦克、人员运输车、火车、航天器、空间站、卫星、潜艇、汽车、发电厂、桥梁、大坝、房屋、制造设施、建筑物和其他合适的平台。

图1以及图3至图8中所示的不同部件可以与图2中的部件结合、与

图2中的部件一起使用、或者两者的结合。另外，图1以及图3至图8中的部件中的一些可以是图2中以框形式示出的部件可以如何实现为物理结构的说明性示例。

接下来参考图9，根据一说明性实施例描绘了用于形成飞机的机身的工艺的流程图的图示。图9中描绘的方法仅是可用于形成图2中所示的飞机200的机身202的方法的一个示例。

该工艺开始于，将蒙皮拼接角紧固到后压力隔板的外压缩环(操作900)。然后将蒙皮拼接角紧固到机身的第一区段的第一蒙皮的内表面(操作902)。

邻近第一区段定位机身的第二区段，使得蒙皮拼接角的一部分与第二区段的第二蒙皮的内表面重叠(操作904)。接下来，将纵梁拼接角定位在蒙皮拼接角上(操作906)。

从第二蒙皮的外表面穿过蒙皮拼接角和纵梁拼接角钻出多个孔(操作908)。操作908可以使用自动化制造工具(诸如机械臂)来完成。基本上同时穿过第二蒙皮、蒙皮拼接角和纵梁拼接角钻出多个孔。在安装之前，如本文所述，后压力隔板、压缩环、蒙皮拼接角以及纵梁拼接角由复合材料形成。

然后将蒙皮拼接角紧固至第二蒙皮以形成后压力隔板、机身的第一区段和机身的第二区段之间的接头(操作910)。操作910还可以包括将纵梁拼接角紧固至蒙皮拼接角。

最后，将纵梁拼接角紧固至机身的第二区段中的纵梁(操作912)。对机身的第二区段加压(操作914)，此后该过程终止。机身的第一区段保持未加压。

图9中所公开的方法只是用于压力隔板系统的安装工艺的一个顺序。在另一个说明性示例中，首先可以将蒙皮拼接角附接到后压力隔板，且然后附接到机身的加压区段(在加压之前)。然后，可以将整个组件附接到机身的未加压区段。

在又一个顺序中，首先将蒙皮拼接角附接到机身的加压侧。接下来，将后压力隔板附接到蒙皮拼接角，并且此后，将蒙皮拼接角附接到机身的未加压区段。当然，其他顺序也是可能的。本文参考压力隔板系统的安装所公开的顺序并非详尽的。

本公开的说明性实施例可以在如图10中所示的飞机制造和维修方法1000以及在图11中所示的飞机1100的背景下进行描述。首先转到图10，根据一说明性实施例描绘了飞机制造和维修方法的框图的图示。在生产前期间，飞机制造和维修方法1000可以包括图11中的飞机1100的规格和设计1002以及材料采购1004。

在生产期间，发生图11中的飞机1100的部件和子组件制造1006和系统集成1008。此后，图11中的飞机1100可以经历认证和交付1010以便投入使用1012。在由客户使用1012时，图11中的飞机1100被安排日常维护和维修1014，其可以包括修改、重新配置、翻新和其他维护或维修。

图2中的压力隔板系统203和压力隔板系统203内的部件可以在部件和子组件制造1006期间制造。另外，图2中的压力隔板系统203中的一个或多个部件可以在日常维护和维修1014期间作为图11中的飞机1100的修改、重新配置或翻新的一部分而添加。

飞机制造和维修方法1000的过程中的每一个可以由系统集成商、第三方、运营商或其一些组合来执行或实施。在这些示例中，运营商可能是客户。为了描述的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞机制造商和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且运营商可能是航空公司、租赁公司、军事实体、服务机构等。

现在参考图11，描绘了其中可以实现一说明性实施例的飞机的框图的图示。在该示例中，飞机1100由图10中的飞机制造和维修方法1000生产并且可以包括机身1102以及多个系统1104和内部1106。系统1104的示例包括推进系统1108、电气系统1110、液压系统1112和环境系统1114中的一个或多个。可以包括任何数量的其他系统。虽然示出了航空航天示例，但是不同的说明性实施例可以应用于其他行业，诸如汽车行业。

可以在图10中的飞机制造和维修方法1000的阶段中的至少一个期间采用本文中所体现的装置和方法。在一个说明性示例中，图10中的部件和子组件制造1006中生产的部件或子组件可以以类似于当飞机1100在图10中的投入使用1012时生产的部件或子组件的方式制作或制造。作为又一个示例，一个或多个装置实施例、方法实施例或其组合可以在生产阶段(诸如部件和子组件制造1006以及图10中的系统集成1008)期间使用。

当飞机1100在投入使用1012、在图10中的维护和维修1014期间、或两者都可以利用一个或多个装置实施例、方法实施例或其组合。多个不同的说明性实施例的使用可以显著加速飞机1100的组装，降低飞机1100的成本，或者既加速飞机1100的组装又降低飞机1100的成本。

在不同的所描绘的说明性实施例中的流程图和框图图示了说明性实施例中的装置和方法的一些可能的实现方式的体系结构、功能和操作。就这一点而言，流程图或框图中的每个框可以表示模块、片段、功能和/或操作或步骤的一部分。

在说明性实施例的一些替代实施方式中，框中提到的一个或多个功能可以不按照附图中指出的顺序发生。例如，在一些情况下，取决于所涉及的功能，连续示出的两个框可以基本上同时执行，或者框有时可以以相反的顺序执行。而且，在流程图或框图中，除了图示的框之外，还可以添加其他框。

说明性实施例降低了组装图2中的飞机200的机身202所需的成本、复杂性和人力。图2中的压力隔板系统203将两个接头和压力密封件成为一体。减少了组装图2中的接头220以满足期望的规格所需的部件的数量。

对于堆叠中的所有部件使用复合材料232的允许从第二蒙皮212中的外表面213向内钻出多个孔234，使得可以使图2中的机身202和后压力隔板208的两个区段的组装自动化。由于没有使用金属材料，图2中的接头220的大部分在紧固之前不需要移动、加工和重新对齐。因此，说明性实施例节省时间并降低成本。

随着各种部件和金属材料的消除，机身202的重量可以减小。此外，由于部件是由复合材料制成的，所以减少了制造部件所花费的成本和时间。说明性实施例满足所有联邦航空管理局要求，包括故障保护和损坏容限。

已出于说明和描述的目的呈现了对不同说明性实施例的描述，并且并非旨在是穷尽的或限制于所公开的形式的实施例。对于本领域的普通技术人员来说，许多修改和变型将是显而易见的。进一步地，与其他期望的实施例相比，不同的说明性实施例可提供不同的特征。所选的一个或多个实施例被选择和描述以便最好地解释实施例的原理、实际应用，并且使本领域的其他普通技术人员能够针对具有适用于所设想的特定使用的各种修改的各个实施例理解本公开内容。