CN100430300C - 用于飞机的垂直尾翼单元以及配备有该单元的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞机(1)的垂直尾翼单元(5)。垂直尾翼单元设有发动机(7)。发动机以悬臂的方式延伸超出垂直尾翼单元的翼片(11)并且通过支架(12)固定到所述翼片。所述支架至少部分地附连到翼片。支架例如包括设置在翼片任一侧上的半环(17)。本发明还涉及配备有支撑发动机(7)的垂直尾翼单元(5)的飞机(1)。

Description

用于飞机的垂直尾翼单元以及配备有该单元的飞机

技术领域

本发明涉及用于飞机的垂直尾翼单元。更具体地说，本发明涉及配备有发动机的垂直尾翼单元以及发动机和尾翼单元组件。本发明应用在航空领域，特别是在设计成运输大量乘客的长途飞机上。

背景技术

当前，存在配备有至少三个发动机的飞机。至少两个发动机设置在飞机的后翼部分，而另一个发动机，此后称之为第三发动机，设置在所述飞机的垂直尾翼单元。

在现有技术中，这种第三发动机的存在迫使垂直尾翼单元分成两部分。更确切地说，所述垂直尾翼单元的翼片以两个部分形成，每个部分由发动机机体相互分开。翼片的与机身集成的底部承载发动机。相反地，翼片的与所述发动机集成的顶部由发动机承载。因此，由于垂直尾翼单元主体被所存在的发动机中断，不能确保垂直尾翼单元主体的连贯性。因此在发动机的位置上必需设置框架或者面板，所述框架或面板允许发动机集成到垂直尾翼单元的总体轮廓上并且允许发动机/垂直尾翼单元组件所受的应力被至少部分地吸收。

然而，这样的解决方案难于实施。另外，该组件的刚度小于单件式垂直尾翼单元的刚度，其中单件式垂直尾翼单元中的主体全部形成为一个整体。而且，根据现有技术的发动机和垂直尾翼单元的组件显著地增加了所述垂直尾翼单元的总重量。

发明内容

在本发明中，寻求制造配备有发动机的垂直尾翼单元，该垂直尾翼单元的刚度和重量不受所述发动机的存在的影响。同样寻求制造能简单装配并且可以拆卸的配备有发动机的垂直尾翼单元。因此，该垂直尾翼单元可以应用到在所述垂直尾翼单元的位置上需要另外的发动机的飞机上或者应用到在垂直尾翼单元上不需要这种另外的发动机的飞机上。

为此，本发明提出使用单件式垂直尾翼单元，也就是说，其中垂直尾翼单元主体的连贯性不会被横越所述尾翼单元的主体的存在而中断。承载发动机的支架绕着垂直尾翼单元安装，也就是说，支架不是独立的结构，而是利用了尾翼单元结构。发动机通过固定在翼片上的支架安装在垂直尾翼单元的翼片上。发动机运行所必需的空气经过支架的内体积到达发动机。垂直尾翼单元的固有的空气动力轮廓，更确切地说垂直尾翼单元的前缘，确保空气正确地供应到发动机。

因此，本发明的目的是提供一种用于飞机的垂直尾翼单元，包括翼片和飞行控制表面，所述垂直尾翼单元配置有在包含垂直尾翼单元的平面中延伸的发动机，其特征在于，发动机以悬臂的方式延伸超出翼片并且通过支架与所述翼片集成，两个气流道设置在翼片的两侧上，所述气流道处于支架内并位于所述支架的内层和所述翼片的外壁之间。

根据本发明的实施方式的具体例子，垂直尾翼单元还可以包括下列其他特征的所有或者部分：

支架包括多个设置在翼片两侧上的半环，半环的曲率半径与发动机主体的曲率半径一致。多个应该理解为多于两个。

每个半环在底侧末端的位置和顶侧末端的位置与所述翼片的表面集成。

所述支架配置有外层和内层，所述半环设置在位于所述支架的所述外层和所述内层之间的内体积中。

所述发动机与所述支架的后末端集成。

所述支架包括至少一个环，所述环设置在所述支架的前末端和/或后末端的位置上。

空气吸入装置以悬臂的方式延伸超出翼片，所述空气吸入装置与所述支架的前末端集成。

所述空气吸入装置是单件的并且是可拆卸的。

本发明的另一个目的是提供一种配备有这种垂直尾翼单元的飞机。

附图说明

在阅读下面的说明和查看附图后可以更好地理解本发明。附图仅仅用于说明的目的并且不以任何方式限制本发明。在附图中示出：

图1示出根据本发明实施例的飞机的总视图；

图2示出配置有根据本发明实施例的发动机的垂直尾翼单元的侧视图；

图3示出在根据本发明实施例的垂直尾翼单元上的发动机组件的示意图；以及

图4示出本发明的垂直尾翼单元在发动机和所述垂直尾翼单元之间的连接位置处的横截面图。

具体实施方式

图1示意性地示出飞机1。未示出由所述飞机1的机翼系统2承载的发动机。垂直尾翼单元5以及水平尾翼单元6设置在飞机1的机身3的后末端4的位置上。垂直尾翼单元5配备有发动机7。发动机的轴线A1平行于飞机1的轴线A2。空气通过进气口8进入发动机7。空气穿过发动机7直到所述发动机7的承载螺旋桨9的后末端10。因此在后末端10的位置处从发动机7排出的空气导致螺旋桨9转动。

在图2中更详细地示出垂直尾翼单元5和发动机7的组件。发动机7通过支架12与垂直尾翼单元5的翼片11集成。支架12固定在翼片11的主体13上。发动机7安装在所述支架12上使得在垂直尾翼单元5上以悬臂方式延伸到翼片11的主体13的延长部中。空气吸入装置14与支架12的前末端16集成。所述空气吸入装置14在垂直尾翼单元5的前缘15的位置处设有进气口8。因此空气经过空气吸入装置14、支架12和发动机7。

“前”应该理解为指向飞机驾驶舱的部分或末端。“后”应该理解为远离所述驾驶舱的部分或末端。

在本发明的支架12的一个特定的实施例中，所述支架12配备有多个半环17，每个半环17与翼片11的两个表面中的一个集成。半环17在翼片11的表面上形成凸起。因此设置在翼片11两侧上的半环17形成用于支架12的框架。半环17在翼片11上的布置使得支架12具有大体圆形的圆柱形。半环17的曲率半径与也是大体圆柱形状的发动机7的主体的曲率半径一致。支架12/发动机7组件具有总体上管的形状。

半环17的第一末端或底侧末端18通过任何方式与翼片11的左或右表面集成，而所述半环17的第二末端或顶侧末端19在较高的高度与翼片11的相同表面集成。高度应该理解为翼片11垂直于发动机7的轴线A1(图1)延伸的尺寸。半环17例如焊接在翼片11的表面上。也可以借助于螺母和螺钉将半环17集成到翼片11。

支架12还可包括一个或多个设置在所述支架12的末端上的环20。支架12在设置有环20的位置处不与翼片11集成。环20的存在允许支架12的长度增加。支架12的长度应该理解为支架的平行于发动机7的轴线A1延伸的尺寸。例如通过在所述支架12的后末端位置处增加支架12的长度，发动机7可以更远地离开垂直尾翼单元5。并且在所述支架12的前末端16的位置处增加支架12的长度允许空气吸入装置14相对于垂直尾翼单元5正好设置在前面。

在图3中可以更详细地观察空气吸入装置14以及通过空气吸入装置14进入支架12的空气传递到发动机7的轨迹。两个气流道23、24设置在支架12内，每个气流道23和24以翼片11的相对表面为边界。

空气吸入装置14具有大体圆形的圆柱形形状。空气吸入装置14的前末端21通向外侧，也就是说，它是敞开的末端，使得允许空气进入。空气吸入装置14的后末端22与支架12的前末端16集成。例如，空气吸入装置14的后末端22固定于支架12的环20。

空气吸入装置14是中空管，空气可以从前末端21流通到装置14的后末端22。垂直尾翼单元5的前缘15在空气吸入装置14的内体积Vi中的存在要求传输到所述装置14中的空气分开，以通过气流道23、24流入到支架12的内部。

垂直尾翼单元5的飞行控制表面25形成为两部分，分别是设置在支架12和/或发动机7的两侧上的底部26和顶部27。飞行控制表面25通过中间部分28可移动地安装在翼片11上，所述中间部分28沿着翼片11固定地安装。

图4以横截面图示出发动机7/支架12/空气吸入装置14组件。也可以看见垂直尾翼单元5的下部29。

垂直尾翼单元5的前缘15穿过空气吸入装置14。支架12包括多个设置在翼片11的主体13的两侧上的半环17。另外，支架12包括两个分别设置在所述支架12的前末端16位置处和后末端位置处的环20。

支架12的外层30围绕半环17和环20的外表面。支架12的内层31设置在半环17和翼片11的主体13之间。因此，环20和半环17包含于设置在支架12的外层30和内层31之间的内体积32内。在图4中，可以看见空气进入支架12的轨迹。

在垂直尾翼单元5的位于空气吸入装置14的内层和垂直尾翼单元5的外层之间的第一部分中以及在垂直尾翼单元5的位于支架12的内层和翼片11的外壁35之间的第二部分中，设有两个气流道23和24。因此将空气从空气吸入装置14引入到发动机7的涡轮。

在本发明的另一个实施例中，半环17可以不与翼片11的表面直接集成。因此，将要位于翼片11的相同表面上的半环17可以与共用杆集成，所述共用杆本身固定于翼片11。

在本发明的垂直尾翼单元5的实施例中，空气吸入装置14可以永久地即不可逆转地与支架12集成，例如通过焊接。根据如半环17相对于垂直尾翼单元5的相同布置，空气吸入装置14形成为两部分。实际上，空气吸入装置在它的长度上被垂直尾翼单元5的前缘15穿越。同样可以在所述前缘的表面的两侧上形成空气吸入装置14。也可以使用单件式空气吸入装置14。这时可以在空气吸入装置14的壁上设置凹槽，该凹槽能够接收前缘15的轮廓。

在另一个实施例中，单件的或者非单件的空气吸入装置14能够以可拆卸的方式安装在支架12的前末端16上。这时空气吸入装置14通过任何可逆的保持装置与所述支架12集成。可逆的保持装置例如是夹子、螺钉或其他装置。

Claims (9)

1.一种用于飞机(1)的垂直尾翼单元(5)，包括翼片(11)和飞行控制表面(25)，所述垂直尾翼单元配置有在包含所述垂直尾翼单元的平面中延伸的发动机(7)，其特征在于，所述发动机以悬臂的方式延伸超出翼片并且通过支架(12)与所述翼片集成，两个气流道(23、24)设置在所述翼片的两侧上，所述气流道处于所述支架内并位于所述支架的内层(31)和所述翼片的外壁之间。

2.根据权利要求1所述的垂直尾翼单元，其特征在于，所述支架包括多个设置在所述翼片两侧上的半环(17)，所述半环的曲率半径与发动机主体的曲率半径一致。

3.根据权利要求2所述的垂直尾翼单元，其特征在于，每个半环在底侧末端(18)的位置和顶侧末端(19)的位置处与所述翼片的表面集成。

4.根据权利要求2到3中任一项所述的垂直尾翼单元，其特征在于，所述支架配置有外层(30)和内层(31)，所述半环设置在位于所述外层和所述内层之间的内体积中。

5.根据权利要求4所述的垂直尾翼单元，其特征在于，所述发动机与所述支架的后末端集成。

6.根据权利要求1到3中任一项所述的垂直尾翼单元，其特征在于，所述支架包括至少一个环(20)，所述环位于所述支架的前末端(16)和/或后末端的位置。

7.根据权利要求1到3中任一项所述的垂直尾翼单元，其特征在于，空气吸入装置(14)以悬臂的方式延伸超出翼片，所述空气吸入装置与所述支架的前末端集成。

8.根据权利要求7所述的垂直尾翼单元，其特征在于，所述空气吸入装置是单件的并且是可拆卸的。

9.一种飞机(1)，所述飞机配备有根据权利要求1到8中任一项所述的垂直尾翼单元(5)。

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