【0005】本发明人认识到当通过在飞机机身内插入接头来改装现有飞 机时，维持飞机性能的一个困难在于如下事实，即接头安装的影响超 出了直接插入点。通常地，在接头插入点和机翼与机体的连接处之间 的机身设计载荷显著增加。这种载荷增加要求安装者：(1)通过尽可能 在接近机翼处插入接头来减少受影响的结构；(2)执行广泛的结构分析； 以及(3)更重要的是，除了接头安装自身外还实现重要结构的再加固。 除了这些困难，加长机身改变了飞机的机身模态频率。这种模态频率 的改变对飞机的颤振特性有影响。
【0006】一种优选的飞机改装方法可通过如下步骤再平衡飞机来解决 以上所列问题中的一个或多个：
【0007】(1)沿等直径截面将接头安装在后方机身的任何位置。
【0008】(2)控制临界设计载荷使其保持在接头前方结构的设计载荷 内。
【0009】在下面进一步详细描述这两个步骤之前，应该指出的是这两 个步骤相互结合在一起。控制前方机身接头的临界设计载荷是不可能 或至少是不切实际的，也就是说，没有步骤1就没有步骤2。而且，在 不控制所述临界设计载荷的情况下沿后方机身在随意位置安装接头是 不可行的，也就是说没有步骤2就没有步骤1。可行性涉及到需要全面 分析和再加固，这将做在以下进一步描述。
后方机身接头
【0010】图1说明了传统飞机10例如波音757，并且图2说明了根据 优选实施例已经由图1的原始结构改装而成的波音757飞机20。如图 2所示，改装飞机20包括前部22、中间或翼身部分24、机翼25(图 中右机翼不可见)、后方部分26以及尾部28。通常在区域前方和后方 内对机身接近机翼25的中间部分24进行加固。在图中可以看见正好 位于机翼25前方的稍微增大的直径部分23，该增大的直径部分23是 由于混合的机翼整流罩造成的。通过增加延长接头30已经由原有形式 改装得到飞机20的后方部分26。
【0011】如图所示，延长接头30最好被设置在向尾部28过渡减径之 前的等直径区域内的后方部分26内。这种将延长接头30定位在后方 机身部分26内的偏好由于许多原因可能被认为是违反常规的。首先， 由于尾部表面的作用，后方机身被认为比前方机身能承受更高载荷。 其次，由于空气动力干扰相同的尾部表面，所以动力效应也更加明显。 后方机身接头的第三个影响是飞机的重心后移。这种影响适用于空载 飞机和具有有效载荷的飞机，因为有效载荷空间进一步后移。这种影 响导致其他飞机设计者需利用一对对称接头(一个接头用于后方机身 而另一个平衡接头用于前方机身)，这将使工作加倍。由于降低了飞 机的方向稳定性，因此这使得重心不后移有充分的理由。
重心限制
【0012】图3说明了一个飞机飞行手册(Aircraft Flight Manual)的示 例重心图表。该图表说明了叠置的两个燃料燃烧轨迹线，一个是未改 装过的飞机的轨迹线，另一个是根据优选实施例改装过的飞机的轨迹 线。具有前限制40和后限制41。飞机必须将燃料和货物装载成使得在 贯穿整个飞行过程中重心处于这些限制范围内。当燃料燃烧时，重心 遵循从起飞位置51到降落位置52的轨迹线50。当卸载了有效载荷时， 达到了空载53的重心。安装后方机身接头后，改装飞机呈现新的燃料 轨迹60，该燃料轨迹60移到了原始轨迹后方。由于接头的重量作用， 新的空载63稍高于以前。重心的运动单位表示为平均空气动力弦百分 比(MAC，机翼参考弦)。重心范围70是30％的MAC，即对应于在 气流方向上平均机翼尺寸的大约三分之一。这个范围与机身的长度相 比是非常窄的带。必须小心控制。
【0013】通过驱动接头所需的内部空间需求来决定接头的优选尺寸。 在客机上，可能需要增加座椅行。座椅行以29英寸到32英寸的(座 椅位置之间)间距被布置成标准的经济舱座位。接头的长度将被合理 地设置成所需座椅间距的倍数，例如大约60英寸以允许两个附加行。 在货运飞机上，货架纵向尺寸将是决定性因素。在波音757货机上最 常用的货架间距是89英寸。因此，89英寸的接头长度将允许现有的 757货机装载一个附加货架。但是，更短的接头可能也是有用的，因为 可用的机舱长度从来不是货架间距的精确倍数。这种不精确导致飞机 已有一些未利用的长度。因此，用较短的接头(即短于89英寸)改装 能使得内部空间增大到足以容纳附加的货架间距。波音757-200货机能 通过其中任何一种方法来增加内部空间。通过在这个飞机上封闭前方 进入门且直接地在驾驶舱后面提供新的小型机组成员入口门来实现现 有15个89-英寸位置的最大值。附加89英寸的接头将使最大值达到16 个位置。相当数量的757-200货机没有这个机组成员入口门。通过前方 门进入的要求将货舱空间限制为14个89-英寸位置和大约30英寸的未 使用空间。在这些飞机上，60-英寸的接头足够将容量增加到15个位置 而不需要新的机组成员入口门。附加的多个座椅/货架间距可被添加到 接头长度。对于占机身长度大约7％的单个后方接头的长度具有实际限 制，这是由于：1)机尾擦地的风险；2)地面维护过程中的倾斜风险， 以及3)飞行中方向稳定性的丧失。
【0014】选择接头长度的另一个因素是机身框架的标准间距。框架间 距的典型值是20英寸。而可能的是，接头的设计结构允许不同的框架 间距，由于许多标准零件(例如窗户框架和座椅轨道)是以标准间距 制造的，因此这种变化是不理想的。尺寸稍微过大的接头可更好地来 维持标准框架间距：例如用100-英寸的接头代替以上所述的89-英寸的 接头来保持20英寸的框架间隔。
【0015】接头的优选插入点是在后方机身内等截面的最后方位置。因 为所施加的载荷随着接头进一步后移而减小，因此在这个位置接头的 重量能被最小化。所需强度由于载荷降低而减小，而且壁厚也可减小。 但是，当存在进入门或各种各样的内部物品而使得这个位置不切实际 时，则必须选择更加向前的位置。现有周向拼接处通常是最实际的位 置，因为这个位置是工厂内机身部分被结合在一起的位置。
【0016】优选方法将这些困难中的每一个都转化为实现有效地增大内 部空间这个目标的优点。相比于前方机身，(更大)载荷作用于后方 机身上是个优点，这是因为后方机身载荷能被控制，而前方机身临界 设计载荷不能被控制。控制载荷的优选方法在下一部分被讨论。与动 态模型的空气动力相互作用是个优点，这是因为当在后方进一步延长 时尾部表面提供了增大的模态阻尼。颤振分析的复杂特性排除了所有 飞机的固定结论。由于与气流相互作用而在飞行过程中两种振动模式 达到相同的频率时，通过它们的不稳定结合造成颤振。对于机翼来说， 结合的临界模式通常是频率向上移动的第一弯曲模式和向下移动的扭 转模式。当这两种模式的差距增加时，对于所述模式而言需要更多的 空气动力相互作用来达到相同的频率。更多的空气动力相互作用要求 更高的速度以便具有更大的安全余量。安全余量的这个有利作用适用 于例如具有一对安装有翼的发动机的飞机，其中颤振机理包括机身的 垂直弯曲。后方机身接头通过增大扭转模式的频率而得到改善，而前 方机身接头通过将这个频率朝向弯曲模式频率减小而具有潜在危害。
【0017】由后方接头插入而导致的重心后移提高了飞机的燃油经济性， 这是因为当在接近后极限加载时飞机是最高效的。后方接头通过后移 尾部表面接近后极限来减缓运行过程中方向稳定性的降低。优选方法 还可利用尾部表面的改进效率将飞行手册中容许的后重心进一步后 延。在这种方式下，操作者能更有效地使用延长的后方有效载荷空间。
【0018】接头的一个优选位置是在飞机的现有拼接接头处。机身接头 的实际插入/附连优选地由标准机身拼接技术来完成。以引用方式并入 本文中的第7,325,771号美国专利中公开了一个这样的接头拼接技术。
【0019】增加现有飞机的长度以增大机身内的内部空间的优选方法可 包括在机身内安装单个延长接头部分的步骤，通过(1)将后方机身和 包括尾部的部件从其余机身分离，分离点处在机翼连接处的后方；(2) 用标准机身拼接技术将接头部分的第一端连接到分离的后方机身；(3) 用标准机身拼接技术将延长接头部分的第二端附连到其余机身。步骤2 和3可以任何顺序完成。
临界设计载荷控制
【0020】机身接头的安装将增加其安装处(前方或后方机身)的机身 部件的惯性载荷，这是因为(1)机身的该部件现在更重；并且(2) 重量被支承在更长的臂上。在前方机身中，惯性载荷是位于接头和机 翼之间的结构的主要载荷分量。这些载荷增加并且无法控制，因此前 方接头的安装导致必须进行分析和再加固。但是，后方机身载荷是惯 性载荷和尾部表面空气动力载荷的结合。优选设计根据需要优选地减 小尾部表面空气动力载荷来补偿后方机身惯性载荷的增加。
【0021】平衡的垂直机动是后方机身的一类关键的设计条件。它们的 特征在于机翼上具有稳定载荷，该稳定载荷通过前方机身和后方机身 的相反载荷来平衡。后方机身载荷包含尾部形成的用来保持飞机平衡 的空气动力载荷分量。当安装了后方机身接头时，在机翼处由机身惯 性和平衡的尾部载荷成分构成的更大部分的作用力能被容易地减小。 因此，后方机身接头不改变这类接头前方条件下的临界设计载荷。接 头的后方，设计载荷也被减小。
【0022】对于不平衡但短暂的垂直设计条件，俯仰运动和飞机的弯曲 引起必须通过减小尾部载荷来补偿的载荷增加。这个尾部载荷的减小 能够通过限制前重心限制而实现。这个限制连同前面论述中已经提到 过的后限制一起被刊登在飞机飞行手册中。前限制和后限制之间的距 离如上所述被称为重心范围。窄的范围需要非常精确的飞机加载来保 持在包括燃料燃烧和乘客移动给重心带来影响的飞行途中的限制范围 内。这种需求反对约束前限制。但是，这种优选的飞机延长方法相对 于进一步后移的重心重新平衡了飞机。如图3所示，与远离原始的燃 料轨迹50相比，现有的前限制更加远离新的燃料轨迹60。这个增加的 范围允许给定飞行的典型重心与原始飞机相比向前偏离更大。但是， 这种增加没有操作要求，因此能如下被减小回到其标称值：可以看到， 具有前余量43的前限制40能被后移到新的前限制42和新的前余量44。 前余量大致保持相同以便使得约束不会影响所需要的操作而更加精确 地加载飞机。因此，再平衡与前限制和后限制的同时后移相结合使得 保持了与以前近似相同的可用重心范围。因此后方机身接头的存在以 如下方式改变了飞机的重心，即在没有操作后果的情况下通过前重心 的缩减来实现所需的载荷减小。
【0023】需要考虑的最后一类载荷条件具有作为主要作用力的来自尾 部的空气动力输入。这种作用力由于接头而没有改变。但是，力臂已 经增加从而接头向前的弯曲力矩将被增加。这些载荷能通过减少升降 舵和方向舵的控制权限而被控制。这些控制表面的目的是产生足够的 作用力来传送所需强度的重心力矩以转动飞机。因为接头增大了力矩 臂，因此现在通过较小的作用力就能达到所需力矩。而且，能够通过 足以保持接头的前方载荷与接头安装之前水平相同的数量来减小单位 力输入。机翼和接头前方的机身未意识到它们的平衡是在垂直平面内 有升降舵的平衡器或在水平平面内有方向舵的安定翼(fin)所施加的 较小的力通过较长的尾部来保持的。
【0024】当考虑阵风载荷时，相同的推论适用于尾部表面尺寸。当这 些表面由于接头被进一步后置时，它们不需要那么大。因此，所述阵 风载荷能被减小。通过操作方向舵和/或升降舵的角度以减小峰值载荷 能实现相同的作用。
【0025】延长飞机长度的优选系统和方法已经被说明且被描述，对于 所属技术领域的专业人员来说，在没有偏离本发明所阐述的范畴内， 显而易见的是，所述的延长飞机长度的优选系统和方法可被修改、替 换以及变化。因此，本发明意在包括所有这样的修改、替换以及变化。