專利名稱：帶有環(huán)形后尾翼的飛機的制作方法
技術領域：
01本發(fā)明屬于具有后推進器和后尾翼的飛機的領域。
背景技術：
為了控制尾翼區(qū)的空氣動力流，尾翼組件的氣動力面在它們之間 通過彎曲的連接及組裝零件相互固定。
[20在一實施方式中， 一中部垂直安定面在其下部分固定于機身，并 且所述中部垂直安定面在其上部分固定于上氣動力面，從而尾翼組件確定 具有加強的強度和剛性的雙環(huán)式結構。
[211為了滿足發(fā)動機維修的考慮，有利的是，每個帶有一環(huán)的結構包
括
[22-位于機身處或機身附近的下氣動力面開放區(qū)，所述開放區(qū)包持
[231 -在上氣動力面的一部分處的鉸接區(qū)，上氣動力面的該部分形成 相關環(huán)的一部分，當鎖定和解鎖部件處于解鎖位置時，所述鉸接區(qū)允許通 過圍繞與飛機縱軸線X基本平行的一軸進行轉動而向上運動。
[24本發(fā)明還涉及這樣的飛機該飛機包括沒有中部垂直安定面的后 尾翼組件和一推進發(fā)動機，該推進發(fā)動機通過支撐架固定于上氣動力面并 在所述上氣動力面的下面。
[25在這種情況下， 一基本垂直的維修井有效地穿過機身，維修井的 尺寸和位置使得發(fā)動機可從它固定于上氣動力面的位置或者朝向該位置 基本垂直地穿過維修井下降和上升。
[261 在飛機正常運行時，為了保證機身空氣動力形狀的連續(xù)性， 一些 活門保證關閉維修井的上開口和下開口。
27本發(fā)明還涉及包括這種后尾翼組件和基本位于由尾翼形成的環(huán) 中的推進發(fā)動機的飛機，每個發(fā)動機通過支撐架固定于機身。
[28本發(fā)明還涉及這樣的飛機飛機包括具有中部垂直安定面的后尾 翼組件和基本位于后尾翼組件形成的環(huán)中的推進發(fā)動機，每個發(fā)動機通過支撐架被固定于中部垂直安定面。


[29參照附圖對本發(fā)明的不同實施方式加以描述，附圖示出根據(jù)本發(fā) 明飛^L的不同環(huán)形尾翼布局的示意圖
[30-圖l:表示雙發(fā)動機飛機，雙發(fā)動機固定在具有根據(jù)一實施方 式的尾翼的尾段；
[31-圖2a:圖1的飛機后部區(qū)域的細節(jié)，尾翼處于運行位置；
[32-圖2b:圖1的飛機后部區(qū)域的細節(jié)，在一側尾翼處于發(fā)動才幾維 修位置；
[33-圖3:示出后置雙噴氣發(fā)動機飛機，其具有根據(jù)一實施方式的
尾翼；
34-圖4:示出三噴氣發(fā)動機飛機，其帶有一個后置噴氣發(fā)動機并 且具有根據(jù)另 一實施方式的尾翼。
具體實施例方式
[35圖1表示一飛機，該飛機包括符合本發(fā)明的后尾翼組件1的結構 體的例子。
36對于后尾翼組件，應理解為其包括一組氣動力面，該組氣動力面 形成尾翼，并且相對飛機的縱軸線X位于機翼2之后，飛機的縱軸線X以 朝基本對應于飛機飛行中的移動方向的前方取向為正向。
[37這里，表述"氣動力面"的含義是指這樣的結構該結構的構形 適于產(chǎn)生舉升空氣動力，例如飛;WL翼、水平尾翼或飛機垂直安定面。
[38機翼2與尾翼組件1 一般固定于長形飛機機身3。
[39飛機一般包括由縱軸線X、垂直軸線Z與軸線Y構成的參考坐 標系，其中垂直軸線Z是當飛機處在水平位置時以朝飛機下部取向為正向， 而軸線Y垂直于軸線X和Z，并且以在飛行方向上朝飛機右側為正。
[40軸線X和Z確定飛機的垂直對稱面，軸線X和Y確定飛4幾的水 平參考面。
[41在圖l所示的結構體一一該結構體的細節(jié)示于圖2a—一中，尾翼 組件包括基本水平的第一下氣動力面41a、 41b，第一下氣動力面41a、 41b通過所述下氣動力面的接合部被固定于機身3。
[42所述下氣動力面相對飛機的垂直對稱面XZ基本對稱地布置，并 且形成水平的下尾翼。
[43如圖l和圖2a所示的，下氣動力面41a、 41b不必嚴格平^f亍于水 平參考面XY，并且由于總體空氣動力性能的原因，下氣動力面41a、 41b 在需要時如經(jīng)常進行的那樣形成安裝角。
44基本垂直的第二氣動力面42a、 42b又稱為垂直氣動力面，其數(shù) 量為兩個，它們布置在下氣動力面41a、 41b的與所述接合部相對的端部， 從而所述兩個垂直氣動力面延伸在下氣動力面之上，即在負Z方向上。
45基本水平的第三氣動力面又稱為上氣動力面43 ，也位于下氣動力 面的上方，并通過該上氣動力面的固定于垂直氣動力面42a、 42b的上端 部的幅展端部被保持。
[461 在剛描述的布局中，下氣動力面41a和41b、垂直氣動力面42a 和42b與上氣動力面43形成一環(huán)形結構，該環(huán)形結構形成空氣動力通道， 并在下氣動力面的接合部處固定于機身3，機身實現(xiàn)環(huán)形結構的封閉。
[47優(yōu)選地，氣動力面41a、 41b、 42a、 42b、 43是才幾翼型面類型的 基本平坦的升力面，這些氣動力面在它們之間通過彎曲的氣動力形部 412a、 412b、 423a、 423b相互連接，從而保證氣動力連接和均勻的結構連 接。
[48在一優(yōu)選實施方式中，尾翼組件1的所有氣動力面或部分氣動力 面，在所述氣動力面的后緣區(qū)設有空氣動力航，即用于控制飛機的活動零 件。
[49特別的是，垂直氣動力面42a、 42b有利地還配設有稱為方向舵 的基本垂直的舵面421a、 421b，用以圍繞垂直軸線Z對飛機施以控制；并 且下氣動力面41a、 41b和/或上氣動力面43配設有稱為俯仰操縱舵的基本 水平的可動平尾431a和431b，用以圍繞軸線Y對飛才幾施以控制。
[50在一實施方式中，只在下氣動力面上、或者如圖中所示的例子中 只在上氣動力面上具有升降舵。
[511 如圖1、 2a、 2b所示的，在一特別適于實施包括兩個后置發(fā)動機 的飛機的實施方式中，稱為中部垂直安定面的第四垂直氣動力面44基本布置在飛機的垂直對稱面XZ中，并且第四垂直氣動力面44在其稱為接合部 的一端部固定于機身3，而在它的稱為上端部的另一端部固定于上氣動力 面43。
52j 在包括中部垂直安定面44的這種布局中，環(huán)形的尾翼組件包括 一雙環(huán)式結構，其形成兩個^L該中部垂直安定面分隔開的空氣動力通道。
[53中部垂直安定面44可增加尾翼組件1的結構強度和剛性，并且 需要時包括一個或多個方向舵。
[54根據(jù)本發(fā)明，如圖1、 3和4所示， 一個或多個發(fā)動機5、 5a、 5b 布置于環(huán)形尾翼組件的空氣動力通道中。
[55發(fā)動機例如為噴氣發(fā)動機，例如具有大流量比的現(xiàn)代噴氣發(fā)動 機、或者漿轂不帶整流罩的螺旋漿發(fā)動機如渦輪發(fā)動機，其螺旋槳設計用 于推進高速亞音速飛機。
561 在包括兩個后置發(fā)動機5a、 5b的布局的情況下，當使用中部垂 直安定面44時，有利的是該中部垂直安定面祐加固，以在發(fā)生爆裂的情況 下保證保護一發(fā)動機免受另一發(fā)動機噴射出的碎片的破壞。
57每個發(fā)動機通過一支撐結構51a、 51b、 52a、 52b、 53被保持， 支撐結構如掛架，掛架固定于機身3 (圖1所示的情況)，或者固定于環(huán) 形尾翼的一個氣動力面、特別是上氣動力面43 (圖4所示的情況)或中部 垂直安定面44 (圖3所示的情況)。
[58在這些布局中，飛機的后置發(fā)動機、優(yōu)選發(fā)動機5、 5a、 5b，沿 縱軸線X的方向安放，從而所述發(fā)動機發(fā)出的噪聲、漿轂不帶整流罩的螺 旋槳和/或進氣口和/或所述推進發(fā)動機的噴管所發(fā)出的噪聲至少部分地被 尾翼的不同表面掩蔽。
[591 在本發(fā)明的一優(yōu)選實施方式中，在飛機包括兩個后置發(fā)動機和一 個中部垂直安定面44的情況下，用于連接發(fā)動機5a、 5b的掛架固定于機 身3、或者固定于中部垂直安定面44。
[60在這種情況下，尾翼組件l確定兩個環(huán)第一環(huán)，其由下氣動力 面41a、垂直氣動力面42a、相對飛機的垂直對稱面XZ位于相關下氣動力 面41a側的上氣動力面43的一部分43a、和中部垂直安定面44形成；第 二環(huán)，其由另一下氣動力面41b、另一垂直氣動力面42b、相對飛機的垂直對稱面XZ位于相關下氣動力面41b側的上氣動力面的一部分43b、以 及中部垂直安定面44形成。
[61由于維護的需要，特別是為了保養(yǎng)、安裝或拆卸發(fā)動機的作業(yè)， 每個環(huán)可被打開，并為此如圖2b所示，兩個環(huán)之一包括
[62-打開下氣動力面41a用的開方文區(qū)411，其位于^L身3附近；
[63-鉸接所述部分43a用的鉸接區(qū)432，其位于中部垂直安定面44 的上端部與處在相關環(huán)側的上氣動力面的一端部之間。
[64鉸接區(qū)432布置成允許尾翼組件1的鉸接子組件圍繞與飛機縱 軸線X基本平行的一軸線向上轉動。
[65在飛機正常的運行條件下，環(huán)是封閉的，并且未示出的鎖定和解 鎖部件在"鎖定"條件下，保證下氣動力面41a在開放區(qū)411中的結構連 續(xù)性。
66開放區(qū)411位于機身3附近，或者處在機身3與下氣動力面41a 之間的邊界。
[67在對應飛機維修作業(yè)期的"解鎖"條件下，開放區(qū)411釋放環(huán)的 鉸接子組件，因而鉸接子組件能圍繞鉸接區(qū)432朝飛機上部翻轉。
68因此，通過朝上翻轉環(huán)的鉸接子組件， 一方面可觸及到與所述環(huán) 相關連的馬達5a，以便進行檢查、維修，并且在需要時更換發(fā)動機葉片， 并且可打開所述發(fā)動機的機罩以觸到內(nèi)部機構，從而實現(xiàn)維修作業(yè)而不必 拆卸發(fā)動機，另一方面從位于發(fā)動機5a下面的空間清除任何障礙物而釋出 該空間，因此可通過普通的舉升部件使發(fā)動機下降或上升，以便將發(fā)動機 安放就位或加以更換。
[69在一優(yōu)選實施方式中，鉸接區(qū)432設置于中部垂直安定面44的 上端部附近，這樣允許通過適于具有很大剛度的唯一結構組件實現(xiàn)所述環(huán) 的鉸接部分。
70以對稱方式設置的一相同或等效的布局，允許對另一發(fā)動機5b 進行維修作業(yè)。
[71在如圖4所示只有一個后置發(fā)動才幾5的布局一一其用于例如另外 在機翼下面包括一些發(fā)動機的飛機一一中，發(fā)動機5有利地按軸向位置聯(lián) 接在上氣動力面下面。在這種情況下，不使用中部垂直安定面。[72有利的是，在機身中垂直于發(fā)動機地設置一未示出的維修井。在 飛機的正常運行條件下，維修井被活門封閉，并且維修井的尺寸使得當 維修井的活門被打開時，可將發(fā)動機穿過機身基本垂直地降下或升起。
[731因此，提出的本發(fā)明允許實現(xiàn)這樣的尾翼組件，其用于包括一個 或多個位于飛機尾段的發(fā)動機的飛機，所述尾翼組件在空氣動力平面和結 構平面上具有連續(xù)形狀，并且保證發(fā)動機有利集成在空氣動力平面和聲學 平面上，而不妨礙對發(fā)動機進行必需的維修作業(yè)。
ii
權利要求
1.用于飛機的后尾翼組件(1)，所述飛機包括機身(3)、機翼(2)、和至少一推進發(fā)動機(5、5a、5b)，所述推進發(fā)動機固定在沿飛機的縱軸線X位于所述機翼(2)之后的機身尾段中，所述后尾翼組件具有固定在所述機身尾段中的氣動力面，所述后尾翼組件的特征在于，該后尾翼組件主要包括基本水平的氣動力面(41a、41b、43)和基本垂直的氣動力面(42a、42b)，所述基本水平的氣動力面和所述基本垂直的氣動力面布置為形成環(huán)形結構，所述環(huán)形結構包括固定于所述機身的至少一環(huán)，所述至少一推進發(fā)動機被保持在所述至少一環(huán)中。
2. 如權利要求1所述的后尾翼組件，該后尾翼組件包括-兩個基本水平的下氣動力面(41a、 41b)，這兩個下氣動力面以相 對飛機的垂直對稱面XZ基本對稱的方式，在每個所述下氣動力面的接合 部側被固定于所述機身(3);-兩個基本垂直的氣動力面(42a、 42b),這兩個垂直氣動力面中的 每一個通過一下端部，固定于相關下氣動力面(41a、 41b)的與該下氣動 力面的接合部相對的一端部；-一基本水平的上氣動力面(43)，該上氣動力面(43)通過幅展端 部被固定于所述垂直氣動力面(42a、 42b)的上端部；通過所述下氣動力面被固定于所述^L身的所述下氣動力面、所述垂直 氣動力面和所迷上氣動力面形成環(huán)。
3. 如權利要求2所述的尾翼組件，其中， 一個或多個所述下氣動力面 (41a、 41b)、所述上氣動力面(43)和所述垂直氣動力面(42a、 42b)配設有形成空氣動力舵的活動零件。
4. 如權利要求2或3所述的后尾翼組件，其中，所述氣動力面在它們 之間通過彎曲的連接及組裝零件加以固定。
5. 如權利要求2至4中任一項所述的后尾翼組件，該后尾翼組件包括 一中部垂直安定面(44)，所述中部垂直安定面在該中部垂直安定面的一下部分被固定于所述機身(3)，而在該中部垂直安定面的上部分被固定于 所述上氣動力面(43),所述后尾翼組件確定具有兩個環(huán)的結構。
6. 如權利要求5所述的后尾翼組件，其中每個帶有一環(huán)的結構包括 -打開所述下氣動力面(41a、 41b)用的開;^文區(qū)(411)，所述開放區(qū)位于所述機身(3)處或該機身附近，并包括鎖定和解鎖部件，所述鎖定 和解鎖部件將所述下氣動力面的位于所述開放區(qū)各側的部分鎖緊和解鎖；-在所述上氣動力面(43)的一部分(43a、 43b)處的鉸接區(qū)(432 )， 所述上氣動力面(43)的該部分(43a、 43b)形成相關環(huán)的一部分，當所 述鎖定和解鎖部件處于解鎖位置時，所述鉸接區(qū)允許通過繞與飛機的縱軸 線X基本平行的一軸進行轉動而向上運動。
7. 飛機，其包括符合權利要求2至4中任一項所述的后尾翼組件(1) 并包括推進發(fā)動機(5),所述推進發(fā)動機(5)通過支撐架(53)被固定 于所述上氣動力面(43)并在該上氣動力面的下面。
8. 如權利要求7所述的飛機，該飛機包括穿過機身(3)、并且基本 垂直的維修井，所述維修井的尺寸和位置使得所述推進發(fā)動機(5)能從 該推進發(fā)動機的固定于所述上氣動力面(43)的位置或者朝向該位置基本 垂直地穿過所述維修井被降下和升起。
9. 如權利要求1至6中任一項所述的飛機，其中，所述推進發(fā)動機(5a、 5b)基本布置在由所述后尾翼組件(1)形成的環(huán)中，每個所述推進發(fā)動 機通過支撐架(51a、 51b)被固定于所述機身。)
10. 如權利要求5或6所述的飛機，其中，推M動機(5a、 5b)基 本布置在由所述后尾翼組件(1)形成的環(huán)中，每個所述推進發(fā)動機通過支 撐架(52a、 52b被固定于所述中部垂直安定面(44)。
全文摘要
用于飛機的后尾翼組件(1)，飛機包括機身(3)、機翼(2)和至少一推進發(fā)動機(5、5a、5b)，推進發(fā)動機固定在沿飛機的縱軸線X位于機翼(2)之后的機身尾段中，后尾翼組件具有固定在機身尾段中的氣動力面。該后尾翼組件主要包括基本水平的氣動力面(41a、41b、43)和基本垂直的氣動力面(42a、42b)，基本水平的氣動力面和基本垂直的氣動力面布置為形成包括固定于機身的至少一環(huán)的環(huán)形結構。至少一推進發(fā)動機被保持在后尾翼組件形成的環(huán)中。在一實施方式中使用中部垂直安定面，以在環(huán)形結構中形成兩個環(huán)。在包括這種尾翼的飛機的特殊實施方式中，一個或兩個發(fā)動機固定在環(huán)的區(qū)域中。
文檔編號B64C5/02GK101646600SQ200780050129
公開日2010年2月10日 申請日期2007年11月29日 優(yōu)先權日2006年11月30日
發(fā)明者O·卡扎爾斯, T·德呂奧 申請人:空中客車法國公司