包括具有用于机身和竖向尾翼的连续蒙皮的后部部段的飞
行器
技术领域
[0001]
发明涉及一种
飞行器的附接有竖向尾翼的后部部段，并且更特别 地涉及一种包括附接至后部机身的推进系统的构型。
背景技术
[0002] 本发明主要涉及具有后部部段20的飞行器，该后部部段20构 造有尾部12，该尾部包括竖向尾翼13和在推进系统后方的与机身 后部部段21(参见图1a和图1b)连接的上部
水平尾翼。
[0003] 竖向尾翼13通常包括前缘19、抗扭箱14和
后缘22。抗扭箱14 包括前翼梁45和后翼梁47、肋46以及由
纵梁加强的左右侧蒙皮15
[0004] (在图1a和图1b中未示出)。抗扭箱14连接至前缘19且连接至后 缘22，形成其空
气动力学轮廓。后缘22还包括被称为
舵的可动表 面，出于简化的目的，可动表面在图1b中未示出。
[0005] 对于从后压力舱壁23延伸至其末端的机身后部部段21，其主要 结构元件是通常垂直于飞行器纵向轴线11布置的蒙皮18和
框架41。 蒙皮18在纵向上通过纵梁被加强以减少蒙皮厚度，使得其在重量方 面更具竞争力，而框架41则避免了机身的整体不
稳定性，并且可以 借助于
接口附件经受局部
载荷的引入。
[0006] 在已知的飞行器中，竖向尾翼13的侧蒙皮15与机身后部部段 21之间的接合通过主界面配件16来实现。抗扭箱14的主载荷穿过 其侧蒙皮15并且在主界面配件16所位于的精确(punctual)
位置 处被转移至机身的框架41。然后，框架41将这些主载荷分配给机 身蒙皮18。受主界面配件16影响的框架41因此必须承受来自竖向 尾翼13的明显的精确载荷的引入，并且因此必须对框架41进行增 强和给框架41定尺寸。这些框架通常是重金属框架，因为复合框架 不能以竞争的方式承受这些高的精确载荷。
[0007] 此外，位于抗扭箱14的翼梁45、47上的载荷通过离散的附接 装置(未示出)传递至机身蒙皮18。这些载荷显著低于由侧蒙皮15 和主界面配件16所承载的载荷，因此所述附接装置的补偿要低得 多，对机身框架41没有太大影响。因此，首先要改进的主要问题是 主界面配件16的缺点。
[0008] 为了实现平滑的
空气动力学轮廓，主界面配件16由外部整流罩
覆盖，外部整流罩导致了额外的补偿重量和
空气阻力。外部整流罩 还增加了制造成本，因为它们是需要在最终装配线中安装在竖向尾 翼13之后的附加二级结构，这增长了生产周期并且增加了最终工艺 的复杂性。同时，外部整流罩是在飞行器运行过程中可能容易被损 坏的薄的非结构部件，所以需要经常更换或修理，因为它们会影响 飞行器的美观性，这影响了其运行成本。
[0009] 尽管用于主界面配件16、支承框架41和覆盖整流罩的几种解决 方案是已知的，但其重量和高度复杂性都表现出了飞行器的性能、 制造和可操作性方面的
缺陷。
[0010] 具有上述构型的飞行器的另一个问题是，当它们在飞行器的后 部部段中设置有推进系统时，该问题涉及比如UERF(“无
发动机转 子失效”)事件的故障事件，即，在气体发生器的
转子的一部分或发 动机的
风扇的转子的一部分断裂且以高
能量释放并且撞击尾部、机 身和对面的发动机的情况下的事件。在这种情况下，将尾部12连接 至机身后部部段21和其周围区域的主界面配件16被高度加载，并 且如果它们被发动机碎片或其他损坏源的撞击损坏，则尾部12可能 会分离。这种情况是灾难性的，因为在没有该元件的情况下飞行器 不能够安全地继续飞行和着陆。为了缓解这个问题，主界面配件16 需要被加倍以确保故障安全情况，使得始终有足够的未损坏的配件 来确保最小的载荷路径以确保尾部不分离。这种结构加倍使得对飞 行器而言有重量补偿。
[0011] 当发动机碎片碰撞对面的发动机时，两个发动机都会被损坏并 且这种情况也是灾难性的，因为根据飞行阶段飞行器不能安全地继 续飞行和着陆。
[0012] 为了减少对机身和尾部的损伤并且在碰撞对面的发动机之前阻 止碎片，在后端撞击区增加额外的加强和屏蔽会产生显著的补偿 (penalty)重量和复杂性。
[0013] 特别地，有必要增加被叫做背鳍的附加结构来阻止撞击相对的 发动机且不是首先与尾部或机身相交的碎片的轨迹。该背鳍是竖向 尾翼结构的位于其前部区域上的延伸部，并且该背鳍通常还通过由 整流罩覆盖的离散的配件附接至机身，并导致如前所述的等同的缺 陷和重量补偿。
[0014] 本发明致力于解决所述问题。
发明内容
[0015] 本发明提供了一种飞行器后部部段，该飞行器后部部段包括机 身后部部段、包括至少一个竖向尾翼的尾部、和由关于飞行器的中 部竖向平面对称安置的两个侧部形成的连续蒙皮。
[0016] 连续蒙皮的每个侧部包括至少用于竖向尾翼的抗扭箱的上部部 分、用于机身后部部段的下部部分和位于上部部分与下部部分之间 的过渡部分。
[0017] 连续蒙皮连接至机身后部部段的内部结构构件和竖向尾翼的内 部结构构件。
[0018] 因此，连续蒙皮能够将竖向尾翼的载荷从其上部部分直接传递 至其下部部分。
[0019] 过渡部分是在上部部分与下部部分之间提供平滑过渡的圆
角形 部分。可以使用若干构型来适应特定的需求。
[0020] 因此，本发明的飞行器后部部段的机身与尾部之间具有许多连 续的连接件，以确保载荷的更好的分布，以便减轻重量补偿和复杂 程度的补偿。
[0021] 连续蒙皮可以被分成几部分以便于飞行器后部部段的组装。
[0022] 在某些实施方式中，飞行器后部部段包括用于机身后部部段的 未被连续蒙皮覆盖的部分的顶板。
[0023] 连接至连续蒙皮的上部部分、过渡部分和下部部分的内部结构 构件包括机身框架、竖向尾翼的前后翼梁和肋、框架和翼梁的整体 部、多翼梁结构或所述部件的组合。
[0024] 在某些实施方式(特别是用于设置有附接至后机身的发动机的 飞行器后部部段的实施方式)中，机身后部部段还包括具有内部结 构构件的背鳍并且连续蒙皮还包括用于背鳍的附加的上部部分。连 续蒙皮构造成能够提供免受发动机的分离部件的撞击的保护，以确 保飞行器能够安全地继续飞行和着陆。
[0025] 本发明适用于具有由呈V形尾部构型的两个竖向尾翼形成的尾 部的飞行器后部部段。
[0026] 在一个实施方式中，连续蒙皮、顶板和内部结构构件由复合材 料制成，内部结构构件通过比如
铆钉或
螺栓之类的机械离散的装置 或者通过连续表面
接触装置比如通过共
固化、共粘合、二次共粘合 或等同方法实现的
树脂或粘合界面而连接至连续蒙皮和顶板。
[0027] 在另一实施方式中，连续蒙皮、顶板和内部结构构件由金属材 料或金属和
复合材料的组合制成，内部结构构件优选地通过比如铆 钉或螺栓之类的机械离散的装置连接至连续蒙皮和顶板。
[0028] 本发明的其他特征和优点将从与
附图相关的说明实施方式的目 的的实施方式的以下详细描述中变得清楚。
附图说明
[0029] 图1a是具有由竖向尾翼和上水平尾翼形成的尾部的飞行器后部部 段的局部侧向示意图。
[0030] 图1b是图1a的平面A-A的示意性截面图，示出了传统竖向尾翼 的不同构件。
[0031] 图2a和图2b分别是示出了本发明的一个实施方式的飞行器后部 部段的内部结构构件和连续蒙皮的侧向示意图。
[0032] 图3a、图3b；图4a、图4b；图5a、图5b；图6a、图6b是图 2b的平面A-A、B-B的示意性截面图，(通过突出显示不同部分之间 的几何交点的圆)示出了连续蒙皮的过渡部分的四个实施方式。
[0033] 图7a、图7b、图7c、图7d、图7e、图7f和图7g是飞行器后部 部段的侧向示意性截面图，分别示出了各部分中分离的连续蒙皮的五 个实施方式以及在其前部区域和后部区域具有圆角延伸部的两个实施 方式。
[0034] 图8a是本发明的一个实施方式中的飞行器后部部段的内部结构 构件的侧向示意性截面图。
[0035] 图8b和图8c是图8a的平面B-B、C-C的示意性截面图，示出了 不同部分的连接装置。
[0036] 图8d是替代性连接装置的详细视图，且图8e是图8b和图8d的 平面D-D的局部示意性截面图。
[0037] 图8f是图8b的平面E-E的局部示意性平面图，示出了前翼梁区 域的相交点。
[0038] 图8g是图8c的平面F-F的局部示意性平面图，示出了后翼梁区 域的相交点。
[0039] 图8h是与图8g相同的视图，其中，为了清楚的目的已将连续蒙 皮移除，并且表示了连续蒙皮与顶板之间的接合线。
[0040] 图9a是一个实施方式中的飞行器后部部段的具有独立后部锥体 的内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0041] 图9b是后部锥体与机身后部部段的接合的详细视图。
[0042] 图9c是图9b的平面F-F的局部截面图。
[0043] 图9d是与图9c相同的视图，其中，为了清楚的目的已将连续蒙 皮移除，并且表示了侧蒙皮与上蒙皮之间的接合线。
[0044] 图10a是一个实施方式中的飞行器后部部段的包括前框架翼梁整 体部和后框架翼梁整体部和倾斜框架的内部结构构件的侧向示意性截 面图。
[0045] 图10b是图10a的平面B-B的截面图。
[0046] 图10c是图10b中所示的顶板与连续蒙皮之间的连接的替代性连 接的详细视图。
[0047] 图10d是图10b和图10c的平面D-D的局部截面图，示出了后翼 梁区域和前翼梁区域的特定连接的示意图。
[0048] 图10e是图10d的平面F-F的局部截面图。
[0049] 图10f是图10e的一种形式，其中，为了清楚的目的已将连续蒙 皮移除，并且表示了连续蒙皮与顶板之间的接合线。
[0050] 图10g是图10d的平面FF的局部截面图，示出了当顶板在与框 架-翼梁整体部交叉处被中断时的前翼梁区域的相交部，并且为了清楚 的目的已将侧蒙皮移除，并且表示了连续蒙皮与顶板之间的接合线。
[0051] 图10h、图10i、图10j类似于用于后翼梁区域的图10e、图10f、 图10g。
[0052] 图11是一个实施方式中的飞行器后部部段的包括后框架-翼梁整 体部的内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0053] 图12a是的一个实施方式中的飞行器后部部段的包括独立后部锥 体的内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0054] 图12b是后部锥体与机身后部部段的接合的详细视图。
[0055] 图12c是图12b的平面F-F的局部截面图。
[0056] 图12d是与图12c的相同视图，其中，为了清楚的目的已将连续 蒙皮移除，并且表示了连续蒙皮与顶板之间的接合线。
[0057] 图13是一个实施方式中的飞行器后部部段的在前/后翼梁整体部 之间不具有顶板的内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0058] 图14是一个实施方式中的飞行器后部部段的具有多个翼梁子结 构的内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0059] 图15a和图15b分别是设置有开式转子推进系统和背鳍的飞行器 后部部段的侧视图和平面图。
[0060] 图16a和图16b分别是具有背鳍的一个实施方式中的内部结构构 件和飞行器后部部段的示意性侧向视图和截面图。
[0061] 图17a是一个实施方式中的飞行器后部部段的具有等栅格结构的 内部结构构件的侧向示意性截面图。
[0062] 图17b和图17c是本发明的两个实施方式中图17a的平面A-A的 局部截面图。
[0063] 图17d示出了飞行器后部部段的机身的内部。
[0064] 图18a是一个实施方式中的飞行器后部部段的内部结构构件的侧 向示意性截面图，其中，后机身的一部分也用作竖向尾翼的舵表面。
[0065] 图18b是图18a的平面A-A的截面图。
[0066] 图19a示出了具有
边界层摄入
涡轮风扇或混合风扇发动机的飞行 器的侧视图以及该飞行器的部分
正面图和俯视图，其中，
涡轮风扇或 混合风扇发动机埋藏在具有根据本发明的连续蒙皮的机身中。
[0067] 图19b、图19c和图19d是图19a的平面A-A、B-B和C-C的截 面图。
[0068] 图20a和图20b分别是具有V形尾部构型的飞行器的后部部段的 立体图和截面图。
具体实施方式
[0069] 根据本发明的飞行器(参见图2a和图2b)与背景技术(参见 图1a和图1b)中提到的飞行器之间的主要区别在于，已经将用于 将机身后部部段21和竖向尾翼13的抗扭箱14的侧蒙皮连接的主界 面配件16除去，并且所述接合通过连接至机身后部部段21和竖向 尾翼13的内部结构构件的连续蒙皮31(连续蒙皮由关于飞行器的 中部竖向平面对称布置的两个侧向连续蒙皮形成)来完成。另外， 机身后部部段21可以包括位于连续蒙皮31的侧部之间的用于机身 上部的顶板33。
[0070] 在连续蒙皮31的过渡部和上部内且在前翼梁45与后翼梁47之 间的内部结构还可以包括肋46和中间翼梁(在图2a、图2b中未示 出)，以给连续蒙皮31提供额外的支承。在这种情况下，中间翼梁 可以延伸至抗扭箱14的整个跨度长度或仅延伸至抗扭箱14的部分 长度。
[0071] 连续蒙皮31、顶板33和所述内部结构构件由复合材料或者金属 材料或者复合材料和金属材料的组合制成，并且它们之间的接合可 以通过比如铆钉或螺栓的机械离散的装置或通过连续表面接触装置 比如通过共固化、共粘合、二次共粘合或等同方法实现的树脂或粘 合界面来实现。
[0072] 两个侧向连续蒙皮31中的每一者包括上部部分26、下部部分 28和圆角型过渡部分27。上部部分26和过渡部分27的上部形成了 竖向尾翼13的抗扭箱14的连接至前翼梁45和后翼梁47以及肋46 的侧蒙皮。下部部分28和过渡部分27的下部形成了机身后部部段 21的连接至框架41的蒙皮的侧部。
[0073] 来自竖向尾翼13的抗扭箱14的侧蒙皮的主要载荷因此不通过 特定的界面配件16和框架41传递至机身后部部段21，而是从上部 部分26直接地传递至连续蒙皮31的过渡部分27和下部部分28。 过渡部分27必须允许上部部分26的表面(大致平面的)与下部部 分28的表面(通常与圆柱形或圆锥形机身后部部段21对应)之间 存在平滑过渡，从而能够传递所述载荷。
[0074] 在图3a、图3b所示的实施方式中，圆角型过渡部分27构造成 具有与上部部分26和下部部分28相切的上边界和下边界，并且圆 角型过渡部分包括单个弯曲表面，该单个弯曲表面可以在每个部段 处由单个半径曲线段形成，每个部段处的每个弯曲段的半径具有平 滑的变化，以更好地适应过渡几何形状并且在该区域处获得平滑的
空气动力学表面。替代性地，单个弯曲表面可以在每个部段处由多
曲率薄板段形成，每个部段处的所述多曲率薄板也具有平滑变化， 以更好地适应过渡几何形状并且在该区域处获得平滑的空气动力学 表面。
[0075] 在图4a和图4b所示的实施方式中，过渡部分27包括中央子部 分29(在每个部段中由直线形成)和两个弯曲端部部分30、30’， 所述两个弯曲端部部分30、30’具有与中央子部分29相切的边界， 以及与上部部分26和下部部分28相切的边界。
[0076] 在图5a和图5b所示的实施方式中，过渡部分27是由与下部部 分28相切且与上部部分26形成角度的直线形成的表面。肋46可以 选择性地添加在由相对于上部部分26的角度形成的扭结处以对在 此处产生的扭结载荷作出反应。在其他实施方式中，过渡部分27 不与下部部分相切。
[0077] 在图6a和图6b所示的实施方式中，过渡部分27是由与上部部 分26相切且与下部部分28形成角度的薄板曲线形成的表面。在机 身后部部段21上、在由过渡部分27与下部部分28之间的角度形成 的扭结处的机身框架之间可选地添加有肋间部分70，以对在此处产 生的扭结载荷作出反应。
[0078] 过渡部分27及其与上部部分26和下部部分28的连续性的上述 实施方式可以包含在沿着飞行器的纵向方向的每个部段处的几何参 数的平滑变化，以更好地适应竖向尾翼13和机身后部部段在这个方 向上的几何形状演变，从而在该区域处获得平滑的空气动力学表面 以使阻力补偿最小化。
[0079] 本发明还覆盖了用于过渡部分27与上部部分26的连续性以及 过渡部分27与下部部分28的连续性的上述实施方式的任何组合。
[0080] 如图7a、图7b、图7c、图7d和图7e所示，连续蒙皮31可以 分离成部件32’、32”；32’、32”、32”’，所述部件通过比如铆钉或 螺栓之类的离散的装置来机械地连接在一起或者通过连续表面接触 装置比如通过共固化、共粘合、二次共粘合或等同方法实现的树脂 或粘合界面连接在一起。连续蒙皮31的分离因连接件而增加了其重 量，但易于各部分的制造和运输物流。
[0081] 在图7f所示的实施方式中，连续蒙皮31可以在过渡部分与下 部部分之间的接合处的前部区域和后部区域中具有附加的前部圆角 延伸部25和/或后部圆角延伸部25’，以允许更平滑载荷被引入下部 部分中。
[0082] 在图7g所示的实施方式中，连续蒙皮31向前延伸且向后延伸， 完全覆盖了前缘和后缘。
[0083] 在图8a至图8h所示的实施方式中，机身后部部段21还包括顶 板33，并且内部结构构件包括机身后部部段21中的竖向框架41(垂 直于纵向轴线11)以及竖向尾翼13中的前后翼梁45、47和肋46。 在框架41与前后翼梁45、47之间的其交叉区域处具有扭结角度。 顶板33对于在扭结位置处的扭结载荷作出反应而言是必要的，并且 需要被安置成尽可能靠近这些扭结，以作为与竖向尾翼的界面前方 的机身上表皮的延续部。在图8a至图8h所示的实施方式中，顶板 33通过搭接它们的面板而被附接至连续蒙皮31，并且顶板33与翼 梁45的
腹板的接合通过如图8b和图8c所示的角接头65来实现。
[0084] 替代性地，如图8d所示，机身的顶板33通过角接头91连接至 连续蒙皮31，而不是与连续蒙皮31搭接。在该实施方式中，顶板 33在竖向尾翼13的抗扭箱下方的区域处变得基本平坦，从而便于 组装。而且为了容易进入竖向尾翼13底部处的区域，顶板33和竖 向尾翼13的肋可以具有如图8f至图8h中特别表示的那样的进入孔 80。
[0085] 在存在顶板33的实施方式中，还可以选择地在翼梁45或47与 在连续蒙皮31与未被翼梁45支承的顶板33相交处产生的角部之间 具有区域58，从而便于组装并允许这些部分之间
变形，如图8d所 示。
[0086] 因此，在图8a-8h所示的实施方式中，可以区分不同部分之间 的五个铆钉型连接件：
[0087] -顶板33与连续蒙皮31之间的连接件71。
[0088] -顶板33、连续蒙皮31与框架41之间的连接件72。
[0089] -通过角接头65产生的前翼梁45或后翼梁47、顶板33与框 架41之间的连接件73。
[0090] -肋46与前翼梁45或后翼梁47之间的连接件75。
[0091] -连续蒙皮31与前翼梁45或后翼梁47之间的连接件76。
[0092] 替代性地，在连接件73处将翼梁45和翼梁47的腹板接合至顶 板33的角接头65可以由一体结合在翼梁腹板上的凸缘代替以减少 部件的数量。
[0093] 替代性地，翼梁45和翼梁47与顶板33和框架41在连接件73 处的附接可以通过具有杆的离散的附件来实现。
[0094] 替代性地，将基本平坦的顶板33和连续蒙皮31连接的角接头 91可以由一体结合在顶板33上的凸缘代替以减少部件的数量。
[0095] 附加肋46和中间翼梁可以被添加至连续蒙皮31的位于前翼梁 45与后翼梁47之间的过渡部分和上部部分内的内部结构，以便为 其提供附加的支承。在这种情况下，中间翼梁可以延伸至抗扭箱14 的整个跨度长度或仅延伸至抗扭箱的部分长度。
[0096] 相对于图8a至图8h所示的实施方式，在图9a至图9d所示的 实施方式中存在独立的后部锥体85，后部锥体85位于机身框架41 之后、被安置在与后翼梁47的界面处并且通过离散的配件88附接 至该机身框架41。在这些实施方式中，后部锥体85未被连续蒙皮 31覆盖。这些实施方式的优点在于确保重载荷从竖向尾翼13到连 续蒙皮31的平滑过渡以及从连续蒙皮31到前部机身的其余部分的 平滑过渡，并且仍然允许通常包含
辅助动力装置的独立后部锥体85 的简单组装和维护。图9b至图9d示出了后翼梁47、顶板33、连 续蒙皮31与独立后部锥体85之间的交叉区域86的详细视图。离散 的配件88使得后部锥体85与机身后部部段21(具体参见图9b)之 间的接合是凸
耳式配合，使得形成了后机身的最后一个框架41与后 部锥体85的第一框架89之间的接合。框架89将具有结构上不连续 的部分90的后部锥体蒙皮87与顶板33附接，并且因此将后部锥体 蒙皮87与连续蒙皮31附接。在后部锥体蒙皮87与顶板33的界面 86处，在两个元件之间存在气密密封(未示出)以减小可能的间隙 并采取措施避免阻力补偿。离散的配件88根据需要周向地分布在框 架41的腹板上，以将整个后部锥体85保持在后机身的其余部分上 并且便于其组装和拆卸。
[0097] 在图10a至图10j所示的实施方式中，机身后部部段21还包括 顶板33，并且内部结构构件包括倾斜框架42、两个倾斜框架-翼梁 整体部49和竖向尾翼13中的肋46，其中，两个倾斜框架-翼梁整 体部49包括构造成机身框架的下部部分51和构造成竖向尾翼13 的前翼梁45或后翼梁47的上部部分53。倾斜框架-翼梁整体部49 可由单个整体部件或通过机械地连接在一起的不同部件的组件形 成。在本实施方式中，由于与翼梁位于同一平面内的倾斜框架形成 了倾斜框架-翼梁整体部49，因此在框架41与前翼梁45和后翼梁 47之间的相交区域处不存在扭结角度。因此，不存在扭结载荷，使 得顶板33不是严格需要对这些载荷作出反应，因为倾斜框架-翼梁 整体部49更有效。替代性地，可以在前翼梁45与后翼梁47之间存 在有附加的中间倾斜框架-翼梁整体部49。
[0098] 在一个特定实施方式(参见图10b、图10d、图10e、图10f、 图10h和图10i)中存在顶板33，并且顶板33是竖向尾翼界面前方 的机身上蒙皮的延续部。顶板通过在连接件71处搭接面板而被附接 至连续蒙皮31。在这种情况下，顶板33是单个部件，并且需要包 括切口79以允许倾斜框架-翼梁整体部49穿过。并且顶板33可以 具有进入孔80以易于进入竖向尾翼13底部处的区域。倾斜框架- 翼梁整体部49与顶板33的接合部74通过角接头66来进行。
[0099] 在另一特定实施方式中(参见图10c、图10d、图10e、图10g、 图10h和图10j)中，顶板33不是竖向尾翼界面前方的机身上蒙皮 的精确延续部，这使得组装更容易。框架与翼梁之间的扭结界面不 存在，使得顶板33不会对扭结载荷作出反应并且使得顶板33可以 被安置在不同的高度上。在这种情况下，顶板33可以变得像肋一样 基本平坦以易于制造，并且可以通过使用附加角接头92(参见图 10c)的连接件76或通过在面板上直接地使凸缘成一体而附接至连 续蒙皮31。在这种情况下，顶板33不是单个部件，并且在与倾斜 框架-翼梁整体部49的每个相交处被分开(参见图10g和图10j)。 倾斜的框架翼梁-整体部49与顶板33的接合通过角接头66或在顶 板33处的一体的凸缘来执行。在这种情况下，顶板33也可以具有 进入孔80以便于进入竖向尾翼13底部处的区域。
[0100] 在图11所示的实施方式中，机身后部部段21还具有顶板33， 并且内部结构构件仅具有一个倾斜框架-翼梁整体部49和竖向尾翼 13中的肋46，该倾斜框架-翼梁整体部49包括构造成机身框架的下 部部分和构造成竖向尾翼13的后翼梁的上部部分。本实施方式具有 在不具有扭结的情况下的倾斜框架-翼梁整体部49的优点，更有效 地承受后翼梁的较重载荷而不影响框架的加载较少的其余部分，并 且可以保持其相对于机身的纵向轴线的垂直度，从而便于组装。
[0101] 图12a至图12d中所示的实施方式与图9a至图9d所示的具有 独立的后部锥体85的实施方式类似，但适合于具有倾斜框架-翼梁 整体部49的实施方式。后部锥体包括离散的配件84和蒙皮87。
[0102] 在图13所示的实施方式中，机身后部部段21不包括位于倾斜 框架-翼梁整体部49之间的顶板33，由于框架和翼梁扭结的移除， 这不是必需的，其优点是提供了到这个区域的更好的接近途径以便 进行制造和检查。机身后部部段21还包括仅在竖向尾翼的抗扭箱内 部分地延伸直到第一肋46’的至少一个中部倾斜框架-翼梁整体部 49’。替代性地，该中部倾斜框架-翼梁整体部49’可以延伸达到另一 个肋或甚至达到竖向尾翼箱的整个长度。
[0103] 在图14所示的实施方式中，机身后部部段21具有由前倾斜框 架-翼梁整体部49、后倾斜框架-翼梁整体部49和至少一个中间倾斜 框架-翼梁整体部50形成的多翼梁结构，其优点是给连续蒙皮的上 侧部分提供了额外的支承，使得可以减少肋或者完全除去肋，显著 地简化了制造和组装并且减少了部件的数量。如果机身后部部段21 由复合材料制成，则其结构允许一次性制造选项，因为由于连续蒙 皮将被多翼梁结构充分地支承而可以减少肋或者完全除去肋，从而 形成包括翼梁的倾斜的整体框架以及连续蒙皮，连续蒙皮可以延伸 至竖向尾翼和机身的部分或全部延伸部并且包括这些部件之间的连 续的过渡蒙皮。
[0104] 可以使用
碳纤维增强塑料(CFRP)干燥预成型叠层的整体来在 单个步骤中制造这种构型，所述叠层被放置在模具上，并且将内部 钻孔插入内部空腔以保持所需的最终形状，通过
树脂传递模塑或树 脂灌注系统将树脂添加到模具中，使得可以一次获得包括翼梁和连 续蒙皮的后端部的整个结构或部分结构，其优点是减少了组装构件 的成本以及生产周期并且由于机械接合点的移除而使补偿重量最 小。替代性地，预成型件可以是已经预浸渍的叠层而不是干燥的预 成型件，使得在第二步骤中不需要执行树脂的插入，从而允许简化 工艺和工具，并且在
高压釜或者常规的干燥炉上进行整体的固化。
[0105] 具有连续蒙皮31的飞行器后部部段20的构型适用于具有开式 转子推进系统的飞行器，其中，发动机24通过吊架17附接至机身 后部部段21(参见图15a和图15b)，并且具有连续蒙皮31的飞行 器后部部段20的构型还适用于具有涡轮风扇推进系统。
[0106] 在这些类型的飞行器中，已知的构型是具有被置于发动机中的 一个发动机的分离物体的轨迹98中的护罩96，该护罩96在发动机 爆裂的情况下避免相对的发动机中的撞击造成灾难性的损坏。所述 护罩96的实施可以通过由某些内部结构元件55支承的背鳍38来完 成。
[0107] 在这些构型中，连续蒙皮31将包括用于将背鳍38连接至其内 部结构元件55的附加上部部分26’，如图16a至图16b所示。
[0108] 连续蒙皮31作为整体或覆盖尾部、机身或背鳍的那部分，其中， 将存在来自发动机的分离物体的撞击的更多的风险，因此其耐撞击 性和损伤容限适合于处理上述撞击。连续蒙皮31具有较厚的优点， 以便能够在发动机爆裂等故障情况下传递竖向尾翼13的显著较低 的主要正常载荷。连续蒙皮31的这种大的厚度给来自发动机的分离 物体的撞击提供了固有的屏蔽和抵抗，而不需要显著的附加增强件 和补偿重量来实现该功能。
[0109] 在图17a、图17b、图17d所示的实施方式中，内部结构包括倾 斜部件54(无论是框架、倾斜框架-翼梁整体部还是中间的框架-翼 梁整体部)，并且连续蒙皮31可以一体结合加强件94，加强件94 与所述倾斜部件54具有互补角(即，倾斜部件54和加强件94的交 叉角接近90°)，使得倾斜部件54和加强件94的组装符合等栅格状 结构，等栅格状结构具有结构元件，该结构元件相对于飞行器的纵 向轴线形成了接近+45°和-45°的角度。这种构型提供了对发动机碎 屑碰撞到机身时产生的损害至关重要的剪切载荷的更大抵抗的优 点，使得与连续蒙皮31结合所得到的结构对于这种情况更具有容忍 性。
[0110] 在替代性实施方式中(参见图17c)，加强件94由附加的机身肋 间部分102代替，所述附加的机身肋间部分102添加在形成等效的 等网格状结构的倾斜部件54之间，同样提供了更好地抵抗剪切载荷 的优点。
[0111] 这些最后的实施方式也适用于背鳍或发动机不存在于后端部上 的情况，这提供了对更多的常规的后端部也至关重要的剪切载荷的 额外的抵抗。
[0112] 在图18a至图18b所示的实施方式中，包括连续蒙皮的飞行器 后部部段20从具有圆周部段或卵形部段的后压力舱壁23逐渐渐缩， 以适应竖向尾翼13的轮廓部段，使得机身后部部段21和竖向尾翼 13的整体在这样的轮廓的后缘线100上终止。这提供了直接将机身 后部部段21的一部分用作竖向尾翼13和舵101的侧表面的优点， 使得可以减小这些构件，从而减小其重量和阻力。它还允许对机身 边界层进行足够平滑的再压缩，从而还减小后端部的空气阻力。
[0113] 具有连续蒙皮31的飞行器后部部段20的构型还适用于具有埋 藏在机身后部部段中的涡轮风扇或混合风扇发动机81的飞行器(参 见图19a至图19d)。这些发动机一体件更有效，因为它们从机身摄 取了有利于推进效率的边界层。由于埋藏式一体件，在机身后部部 段21中存在非常适合于连续蒙皮31的下部部分28和过渡部分27 的部段缩减部83。
[0114] 本发明的一个重要优点是由于界面配件16及其整流罩的消除而 导致的飞行器重量的减少以及框架41的不应该接收由界面配件16 传输的载荷的阻力部段的减少。这种框架的阻力的减少允许用更轻 的复合框架来代替常规的强金属框架，使得整个结构可以是完全复 合的。这种完全复合的组件显著较轻并且消除了在具有非常不同的 伸张系数的两种不同材料、比如
铝和复合材料连接在一起时所出现
热膨胀情况的风险。这些热膨胀情况涉及通过由完整的复合结构形 成建议的解决方案而被移除的显著的增强和补偿重量。
[0115] 另一个重要的优点是因界面配件16的整流罩的移除和具有连续 蒙皮31的平滑的过渡部的空气动力学形状而导致的空气阻力的减 小。
[0116] 另一个优点是因不再需要安装整流罩而降低了最终组装线的成 本和复杂性。
[0117] 具有连续蒙皮31的飞行器后部部段20的构型还适用于具有附接 至机身的呈V形尾部构型(参见图20a至图20b)的两个竖向平面升 力表面67、67’——具有内部结构元件48——的飞行器，并且该构型 还适用于具有多于两个升力表面的飞行器，因为所有关于具有单个竖 向平面13的飞行器的说法都适用于对其“mutatis mutandi(细节上作 必要的
修改)”。
[0118] 具有连续蒙皮的飞行器后部部段的构型也适用于具有常规水平 尾翼整体的飞行器的机身的竖向尾翼界面，其中，与机身相交的水 平尾翼能够借助于竖向尾翼界面和水平尾翼的后方的切口被
修剪。 在竖向尾翼的位置处保证了机身侧蒙皮与机身蒙皮的连续性，因为 水平尾翼切口在竖向尾翼与机身的界面区域后方断开联接。
[0119] 虽然已经结合优选实施方式对本发明进行了全面的描述，但是 显然可以在本发明的范围内引入修改，这些修改不应当被认为受这 些实施方式的限制而应当被认为是由所附
权利要求的内容来限定 的。
