CN108216558A - 包括用于支承两个发动机的机身框架的飞行器后部部分 - Google Patents

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费尔南多·伊涅斯塔洛扎诺
朱利恩·毛利斯
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Abstract

本发明涉及一种飞行器的后部部分，为了减少用于飞行器发动机(2)的附接装置在辅助流路中的拥塞，本发明提供了第一机身框架(6a)，该第一机身框架具有用于支承发动机的两个侧部部分(34a)，每个侧部部分与两个部分埋置的侧发动机中的一个侧发动机相关联，这些部分(34a)向内弯曲成围绕并依循中间壳体(14)的外罩壳(26)的轮廓，侧部部分(34a)通过在周向上彼此间隔开的第一附接装置(40‑1)和第二附接装置(40‑2)附接在该罩壳(26)上，这些装置构造成允许吸收与发动机的纵向方向(X)上的扭矩有关的力。

Description

包括用于支承两个发动机的机身框架的飞行器后部部分
技术领域
本发明涉及包括下述后部部分的飞行器的领域：所述后部部分配备有部分地埋置在机身中以能够吸入边界层的一部分的两个发动机。这些发动机也被称为通过边界层吸入进行推进的发动机或边界层吸入(BLI)式发动机。已知的是，通过边界层吸入进行的推进相当于发动机吸入在机身的后部部分周围流通的低动能空气流。这项技术可以降低推进力和飞行器阻力所消耗的动能，从而降低油耗。
背景技术
已知边界层吸入式发动机安装在机身后部部分上。这些边界层吸入式发动机例如是从机身后部部分侧向突出的两个部分埋置式或半埋置式发动机。
这些发动机常规上借助于通常遇到的用于将发动机悬挂在飞行器的机翼下的这类悬挂挂架安装在机身上。这种挂架包括布置在发动机的辅助流路中的箱体以及将该箱体连接至发动机的大量发动机附接件。特别地，后部附接件的尺寸大到足以允许吸收与发动机的纵向方向上的扭矩有关的力。由于后部附接件的这种较大尺寸，围绕后部附接件的整流件在辅助流路中呈现同等大的拥塞，这导致相当大的阻力。
因此存在对优化的需求，旨在使由部分埋置在机身中的发动机的附接系统所引起的阻力减小。
发明内容
为了至少部分地满足这种需求，本发明的目的在于提供一种飞行器的后部部分，该后部部分包括：
-机身，该机身包括定向在飞行器的后部部分的横向平面中的机身框架；
-两个发动机，所述两个发动机位于后部部分的中间竖向平面的两侧，每个发动机部分地埋置在机身中以能够吸入边界层的一部分，并且每个发动机包括风扇壳体，该风扇壳体向后延伸续接中间壳体的外罩壳。
根据本发明，在所述机身框架中，第一机身框架具有用于支承发动机的两个侧部部分，所述第一机身框架的两个侧部部分布置在中间竖向平面的两侧，每个侧部部分与两个发动机中的一个发动机相关联并且向内弯曲成围绕并依循下述发动机元件中的一者的轮廓：所述发动机元件为两个发动机中的一个发动机的风扇壳体和外罩壳，用于支承发动机的侧部部分通过在周向上彼此间隔开的第一附接装置和第二附接装置附接至所述发动机元件，第一附接装置和第二附接装置构造成允许吸收与发动机的纵向方向上的扭矩有关的力。
因此，本发明的卓越之处在于突破了下述现有技术：现有技术包括在部分埋置的发动机与机身之间安置有箱式悬挂挂架。实际上，机身框架中的一者在此直接用来支承发动机，并且用于吸收发动机的纵向方向上的扭矩的附接装置布置在框架的侧部部分上，所述侧部部分围绕并依循风扇外壳的轮廓或中间外壳的外罩壳的轮廓。由于这个原因，存在于发动机的后部与机身之间的可能的附接装置必然不太拥塞，因为其不再专用于吸收与发动机的纵向方向上的扭矩相关联的力。因此，其在辅助流路中的存在导致阻力减小，从而有助于提高飞行器的总体性能。
本发明还提供了下述可选特征的实施，这些特征可以被单独或者组合使用。
在所述机身框架中，第二机身框架优选地具有用于支承发动机的两个侧部部分，第二机身框架的两个侧部部分布置在中间竖向平面的两侧，每个侧部部分与两个发动机中的一个发动机相关联，并且通过下述各者附接至布置在中间壳体的后部处的壳体：
-第三附接装置，该第三附接装置构造成允许吸收发动机的重量；以及
-第四附接装置，该第四附接装置包括用于吸收推力的至少一个杆。
第一附接装置和第二附接装置优选地各自包括至少一个连接叉和沿着纵向方向定向的至少一个剪切销，其中，剪切销穿过连接叉。
第一附接装置和第二附接装置中的至少一者优选地包括至少一个连结件，其中，剪切销穿过连结件并且容置在连接叉中，所述连结件优选地相对于所述发动机元件大致切向地布置。
第一附接装置和第二附接装置优选地分别布置在向内弯曲的部分的相反的两个端部处。
每个向内弯曲的侧部部分延伸越过包括在45°与120°之间的角形区段。
第一机身框架优选地包括横向骨架，该横向骨架穿过框架的中空部并且将用于支承发动机的两个侧部部分连接，并且每个侧部部分通过备用的第五附接装置附接至相关联的发动机元件，备用的第五附接装置仅在第一附接装置和第二附接装置中的一者发生故障的情况下起作用。
第四附接装置优选地包括用于吸收推力的单个杆或用于吸收推力的两个杆，其中，所述两个杆以V形、平行或同心的方式布置。
第三附接装置优选地包括将发动机连接至第二机身框架的侧部部分的配件，或者包括将发动机连接至第二机身框架的侧部部分的多个后杆，所述杆布置在第二机身框架的平面中并且优选地定向成使得所述杆的轴线在发动机的纵向轴线处大致相交以及/或者使得所述杆的轴线与所述机身大致相切。
第二机身框架优选地包括加强横向骨架，所述加强横向骨架穿过框架的中空部并且将用于支承发动机的两个侧部部分连接。
第二机身框架的两个侧部部分优选地各自向内弯曲成依循发动机的辅助流路的轮廓。
飞行器的后部部分优选地包括封围第三附接装置和第四附接装置的空气动力学整流罩，所述空气动力学整流罩具有后端部，所述后端部位于来自发动机的主流的出口的平面的上游。
替代性地，飞行器的后部部分包括将第四附接装置封围的空气动力学整流罩以及各自将第三附接装置的后杆封围的空气动力学整流罩。
最后，本发明的目的还在于提供一种包括这种后部部分的飞行器，该飞行器优选地是商业类型的。
本发明的其他优点和特征将在下面的非限制性的详细描述中得以显现。
附图说明
将参照附图给出此描述，在附图中：
-图1示出了根据本发明的飞行器的立体图；
-图2示出了针对本发明的飞行器的后部部分的放大立体图；
-图2a是为前一附图上所示的飞行器后部部分配备的两个发动机中的一个发动机的立体图；
-图3至图5是沿着图2的横向平面P3、P4和P5的截面图；
-图6是类似于图2a的立体图，其中，发动机配备有允许其附接至机身的装置；
-图7是图6的后视图；
-图8是飞行器后部部分的俯视图，其示出了对用于将发动机附接至机身的装置进行封围的空气动力学整流件中的一个空气动力学整流件；
-图9是图8的立体图；
-图10是类似于图6的立体图，其呈现了实施方式的替代性方案；
-图11是第四附接装置的横向截面图；
-图11a和图11b是类似于图11的横向截面图，其呈现了实施方式的替代性方案；以及
-图12是类似于图9的视图，其呈现了实施方式的替代性方案。
具体实施方式
首先参照图1，示出了商用类型的飞行器100，该商用类型的飞行器100包括设置有两个发动机2的后部部分1，所述两个发动机2部分地埋置在机身4中、从机身框架6突出、平行于飞行器的横向平面定向并且由外部机身蒙皮覆盖。两个发动机2侧向地定位在机身上、位于后部部分1的中间竖向平面P1的两侧，其中，所述两个发动机能够吸入在机身上循环的空气的边界层的一部分。
图2和图2a示出了两个发动机2中的一个发动机，应当指明的是，由于两个发动机2均具有相同或类似的设计，因此在下面仅对两个发动机2中的一个发动机进行描述。
在此，发动机2是定中心在纵向轴线8上的涡轮风扇发动机。在这方面，应当注意的是，在说明书的后续部分中，术语“前”和“后”应当被考虑为相对于飞行器的推进方向10、还相对于由发动机2所产生的推力，而术语“上游”和“下游”应当被考虑为相对于与方向10相反的方向。此外，按照惯例，方向X对应于涡轮风扇2的纵向方向、平行于纵向轴线8。另一方面，方向Y对应于相对于发动机2横向定向的方向，而方向Z对应于竖向方向或高度的方向。这三个方向X、Y和Z彼此垂直并且形成直角三面体。
通过边界层吸入进行推进的涡轮风扇发动机2从前到后包括：由风扇壳体12包围的风扇、中间壳体14以及由中央壳体18封围的气体发生器16，该中央壳体18又向后延伸续接气体喷射壳体20。
中间壳体14包括毂22和外罩壳26，毂22定中心在轴线8上，外罩壳26定位在风扇壳体12的下游连续部中。径向定向的结构臂24将毂22连接至外罩壳26。这些结构臂也被称作出口导向叶片(OGV)。因此，除了结构臂的结构功能之外，结构臂还用作使涡轮风扇发动机的辅助流路的辅助气流变直。
现在参照图3至图5，将对本发明的旨在用于对发动机2在机身上的安装进行优化的具体原理进行描述。为了该安装，计划明智地使用机身框架，该机身框架直接支承两个发动机。
图3示出了飞行器后部部分的机身框架6中的定位在该部分的前部处的一个机身框架。该框架6呈圆形或椭圆类型的规则形状，比如通常在现有技术中的遇到的形状。然而，图4和图5中示出的两个机身框架6a、6b是更靠后部定位的两个框架，每个框架均有助于支承发动机。此外，两个机身框架6a、6b分别限定了用于吸收机身与每个发动机之间的力的两个横向平面。
用于吸收力的主平面是由图4中示出的第一机身框架6a所限定的平面。该横向平面穿过中间壳体14，并且特别地穿过臂24连同外罩壳26。替代性地，框架6a可以在不位于本发明的构架外侧的情况下布置在穿过风扇壳体12的更上游的平面中。然而，将第一机身框架6a安置在中间壳体14的平面中的事实使得能够受益于更多地吸收那些传递通过结构臂24的力。
第一框架6a具有呈常规形状的、分别向上拱凸和向下拱凸的上部部分30a和下部部分32a。为了连接这两个部分，第一框架6a包括用于支承发动机的两个侧部部分34a，每个侧部部分34a专用于支承发动机2中的一个发动机。考虑到每个侧部部分34a与其相应发动机2之间的配合对于两个发动机而言是相同的，因此在下面仅对一个部分进行描述。然而，应当理解的是，两个侧部部分34a关于中间竖向平面P1对称，用于允许将发动机附接至这些部分的装置也关于中间竖向平面P1对称。
用于支承发动机的每个侧部部分34a呈向内弯曲的形状，以便围绕外罩壳26的一部分，同时依循外罩壳26的几何轮廓。为了最佳的安装，侧部部分34a尽可能地靠近罩壳26的外表面定位，可以采用仅几厘米的间隔距离。
在支承用侧部部分的相反的端部处，分别设置有将侧部部分34a附接至外罩壳26的第一装置40-1和第二装置40-2。这两个在周向上彼此间隔开的装置构造成允许吸收与发动机的纵向方向X上的扭矩有关的力。
由于两个附接装置40-1、40-2特别是在发动机函道比的值较高的情况下安置在大直径罩壳处，两个附接装置40-1、40-2可以彼此很远地间隔开并且因此形成相当大的杆臂。这使得可以减小传递通过这些装置的力的强度，从而使得重量和拥塞度的减少。为了使这两个附接装置40-1、40-2尽可能远地间隔开，支承用侧部部分34a可以延伸越过包括在45°与120°之间的角形区段，并且支承用侧部部分34a定中心在轴线8上。更优选地，该角形区段接近90°。
此外，本发明不再安置盒型的悬挂挂架，这使得可以使发动机尽可能地靠近机身框架，并且因此可以减少悬臂。由于悬臂的这种减少，传递通过附接装置的力也有利地被减小，在此也引起了整体质量的减小。
同样地，用于吸收在纵向方向X上的扭矩的第一附接装置40-1和第二附接装置40-2布置在中间壳体的外罩壳26上，并且不再如现有技术中的那样布置在辅助流路中的后部处。那么，将在下面描述的存在于机身与发动机的后部之间的其他附接装置必然具有较低的拥塞度。因此，在辅助流路28中的其他附接装置的存在必然使阻力减小，从而有助于改善飞行器的整体性能。
辅助力吸收平面由第二机身框架6b限定，第二机身框架6b在图5中示出并定位在第一框架6a的后方处。该横向平面优选地穿过气体喷射壳体20，或者穿过中央壳体的后部部分。第二框架6b具有呈常规形状的、分别向上拱凸和向下拱凸的上部部分30b和下部部分32b。为了连接这两个部分，第二框架6b包括用于支承发动机的两个侧部部分34b，每个侧部部分34b专用于支承发动机2中的一个发动机。在此，考虑到每个侧部部分34b与其相应发动机2之间的配合对于两个发动机而言是相同的，因此在下面仅对一个部分进行描述。然而，应当理解的是，两个侧部部分34b关于中间竖向平面P1对称，用于允许将发动机附接至这些部分的装置也关于中间竖向平面P1对称。
用于支承发动机的每个侧部部分34b呈向内弯曲的形状，以便依循辅助流路28的空气动力学轮廓。因此，侧部部分34b与喷射壳体20之间的间隔距离大于侧部部分34a与中间壳体的外罩壳26之间的距离。
为了将侧部部分34b连接至喷射壳体20，设置有第三附接装置40-3，该第三附接装置40-3定位在第二机身框架6b的平面中。该第三装置40-3构造成允许吸收至少发动机的重量，并且还潜在地吸收除了重力之外的其他力，这将在下面描述。如前所述，由于在该后部吸收平面上的力被减小，第三附接装置40-3的拥塞度保持为低的。此外，与现有技术相比，第三附接装置40-3被轴向地向后安置在以下区域中，该区域便于管理涡轮机叶片破裂的风险，该风险还被称为“非包容性发动机转子失效”(Uncontained Engine Rotor Failure，UERF)风险。
此外，侧部部分34b支承附接装置40-4，该附接装置40-4包括用于吸收X方向上的推力的至少一个杆。
上面已经描述的由于向内弯曲的侧壁而呈整体拱形形状的第一机身框架6a和第二机身框架6b可以由单件制成，或者借助于固定至彼此的若干部件制成。
图6和图7示出了上述附接装置的实施方式的示例。
首先，关于第一附接装置40-1，该第一附接装置40-1包括与侧部部分34a的上端部成一体的第一连接叉44，在第一连接叉44上铰接有连结件或系杆46的端部。该连结件46的另一端部铰接在与中间壳体的外罩壳26成一体的第二连接叉48上。在方向X上定向的剪切销50允许连结件46连接至两个连接叉44、48。此外，连结件46优选地相对于外罩壳26大致切向地定向。上述剪切销50优选地是球接合的，就像下面将要提到的剪切销50一样。
第二附接装置40-2相应地包括与侧部部分34a的下端部成一体的连接叉49，并且连接叉49通过沿着方向X定向的剪切销50而铰接在外罩壳26的配件52上。
在图6和图7中示出的实施方式中，框架6a通过设置穿过框架的中空部分的直的横向骨架56而引入了被称为“故障安全”的安全功能。该直的骨架56优选地定位在发动机2的中间平面中、将两个侧部部分34a连接。此外，在该骨架的每个端部上，在关联的侧部部分34a处，在框架6a与发动机之间设置有备用的第五附接装置40-5。该第五附接装置40-5布置在两个装置40-1、40-2之间并附接至外罩壳26。第五附接装置40-5的布置也借助于一个或更多个剪切销来实现，但是这些剪切销安装成具有游隙，使得该第五装置40-5仅在第一附接装置和第二附接装置中的一者发生故障的情况下起作用，以便利用其余装置来允许吸收在方向X上的扭矩。
为了制造框架6a，在图6和图7中只能看到框架6a的一半，三个部件可以附接至彼此，即上部部件和下部部件由骨架56连接。此时，除了上部部分30a/下部部分32a之外，上部部件和下部部件中的每一者还包括侧部部分34a中的每个侧部部分的一半长度。然而，三个部件形式的框架的该概念仅作为示例给出。实际上，也可以提出一体式框架或两部件形式的框架。
关于第二机身框架6b，该第二机身框架6b的第三附接装置40-3借助于与侧部部分成一体的第一配件60连接成在周向方向上在侧部部分34b上定中心。该第一配件60通过沿着方向X定向的剪切销50连接至第二三角形配件62。第二配件具有顶点部，该顶点部通过也沿着方向X定向的另一剪切销50与喷射壳体20的连接叉64配合。两个配件60、62落在由第二机身框架6b所限定的平面内。
仍然在这个相同的实施方式中，第四附接装置40-4借助于用于吸收推力的两个杆来实施，所述两个杆以V形形式关于发动机的直径平面对称地布置。杆的一个端部铰接在第一配件60上，而另一端部进一步向前铰接在中央壳体18或中间壳体的毂22上。
第一配件60定位在第二机身框架6b的加强横向骨架69的侧向延伸部中。定位在与第一框架6a的骨架56相同的中间平面中的该骨架69穿过框架6b的中空部分并连接两个侧部部分34b。
在该构型中，四个附接装置40-1至40-4构成了均衡地吸收在机身与发动机之间的力的系统。沿着方向X的推力由杆40-4吸收，而沿着方向Z的力由第三装置40-3连同第二装置40-2一起吸收。此外，沿着方向Y的力由第四装置40-4连同第二装置40-2一起吸收。与沿着方向X的扭矩有关的力由第一装置40-1和第二装置40-2共同地吸收，而与沿着方向Z的扭矩有关的力和与沿着方向Y的扭矩有关的力由第二装置40-2和第四装置40-4共同地吸收。
图8和图9示出了也被称为空气动力学整流件的相同的空气动力学整流罩66封围了辅助流路28内的两个附接装置40-3、40-4。空气动力学整流罩66具有后端部66a，后端部66a定位在来自发动机的主流70的出口的平面68的上游。换句话说，不再需要在主流出口处设置APF类型的整流件，这除了减小阻力之外还减小了整体质量。
图10示出了一个实施方式的替代方案，其中，第三装置40-3包括将发动机连接至第二框架6b的侧部部分34b的多个后杆74。更确切地说，存在关于发动机的直径平面对称布置的两个杆74，其中，端部中的一个端部铰接在喷射壳体20上，并且另一端部铰接在侧部部分34b的端部上。布置在框架6b的平面中的这些杆74优选地定向成使得杆74的轴线在纵向轴线8上的点76处大致相交。此外，为了更好地将力引入到框架6b中，杆74的这些轴线与机身大致相切，并且更确切地说与框架6b的上部部分30b和下部部分32b相切。
可选地，第三故障安全杆77可以设置在与另外两个杆相同的平面中，并且还设置在这两个杆74的对称平面中。该故障安全杆77被布置成使得仅在两个后杆74中的一个后杆发生故障的情况下起作用。
图10的相同实施方式示出了第四装置40-4仅包括用于吸收推力的单个杆，这限制了该装置在辅助流路中的拥塞度。替代性地，如图11所示，可以将两根杆靠近在一起并排地布置。也可以设想具有比如图11a中所示出的同心杆的解决方案，同样地，可以设想如图11b所示的由两个半部杆实施的杆的解决方案。在图11至图11b的这些解决方案中，单个杆出于安全原因而成双设置，以使得在该布置上获得“故障安全”功能。
最后，图12示出了可以实现独立的空气动力学整流罩，而不是使用同一整流罩对第三装置和第四装置进行整流。因此，空气动力学整流罩66-1封围第四附接装置，而另外两个空气动力学整流罩66-2各自封围第三附接装置的两个后杆中的一个后杆。
当然，本领域技术人员可以对刚刚仅作为非限制性示例描述的本发明作出各种改型。具体地，上面已经描述的实施方式不是互相排斥的，相反其可以互相组合。此外，出于故障安全的原因，上述每个结构元件可以成双设置，即由抵靠彼此安装的两个不同的元件来实施，使得在一个元件发生故障的情况下，另一元件可以允许实现力传递达至少确定的时间段。该原理可以应用于例如第一机身框架和第二机身框架。

Claims (14)

1.一种飞行器的后部部分(1)，所述后部部分包括：
-机身(4)，所述机身(4)包括定向在所述飞行器的所述后部部分的横向平面中的机身框架(6、6a、6b)；
-两个发动机(2)，所述两个发动机(2)位于所述后部部分的中间竖向平面(P1)的两侧，每个发动机部分地埋置在所述机身(4)中以能够吸入边界层的一部分，并且每个发动机包括风扇壳体(12)，所述风扇壳体(12)向后延伸续接中间壳体(14)的外罩壳(26)；
其特征在于，在所述机身框架中，第一机身框架(6a)具有用于支承所述发动机的两个侧部部分(34a)，所述两个侧部部分布置在所述中间竖向平面(P1)的两侧，每个侧部部分(34a)与所述两个发动机中的一个发动机相关联并且向内弯曲成围绕并依循下述发动机元件中的一者的轮廓：所述发动机元件为所述两个发动机中的一个发动机的所述风扇壳体(12)和所述外罩壳(26)，用于支承所述发动机的所述侧部部分(34a)通过在周向上彼此间隔开的第一附接装置(40-1)和第二附接装置(40-2)附接至所述发动机元件，所述第一附接装置(40-1)和所述第二附接装置(40-2)构造成允许吸收与所述发动机的纵向方向(X)上的扭矩有关的力。
2.根据权利要求1所述的飞行器的后部部分，其特征在于，在所述机身框架中，第二机身框架(6b)具有用于支承所述发动机的两个侧部部分(34b)，所述第二机身框架(6b)的两个侧部部分(34b)布置在所述中间竖向平面(P1)的两侧，每个侧部部分(34b)与所述两个发动机(2)中的一个发动机相关联，并且通过下述各者附接至布置在所述中间壳体(14)的后部处的壳体(16、20)：
-第三附接装置(40-3)，所述第三附接装置(40-3)构造成允许吸收所述发动机的重量；以及
-第四附接装置(40-4)，所述第四附接装置(40-4)包括用于吸收推力的至少一个杆。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第一附接装置(40-1)和所述第二附接装置(40-2)各自包括至少一个连接叉(44、48、49)和沿着所述纵向方向(X)定向的至少一个剪切销(50)，其中，所述剪切销(50)穿过所述连接叉(44、48、49)。
4.根据权利要求3所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第一附接装置(40-1)和所述第二附接装置(40-2)中的至少一者包括至少一个连结件(46)，其中，所述剪切销(50)穿过所述连结件(46)并且容置在所述连接叉(44、48)中，所述连结件优选地相对于所述发动机元件(12、26)大致切向地布置。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第一附接装置(40-1)和所述第二附接装置(40-2)分别布置在向内弯曲的部分(34a)的相反的两个端部处。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，每个向内弯曲的侧部部分(34a)延伸越过包括在45°与120°之间的角形区段。
7.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第一机身框架(6a)包括横向骨架(56)，所述横向骨架(56)穿过所述框架的中空部并且将用于支承所述发动机的所述两个侧部部分(34a)连接，并且每个侧部部分(34a)通过备用的第五附接装置(40-5)附接至相关联的所述发动机元件(12、26)，备用的所述第五附接装置(40-5)仅在所述第一附接装置(40-1)和所述第二附接装置(40-2)中的一者发生故障的情况下起作用。
8.根据前述权利要求中的与权利要求2结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第四附接装置(40-4)包括用于吸收所述推力的单个杆或用于吸收所述推力的两个杆，其中，所述两个杆以V形、平行或同心的方式布置。
9.根据前述权利要求中的与权利要求2结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第三附接装置(40-3)包括将所述发动机(2)连接至所述第二机身框架(6b)的所述侧部部分(34b)的配件(62)，或者包括将所述发动机(2)连接至所述第二机身框架(6b)的所述侧部部分(34b)的多个后杆(74、77)，所述杆布置在所述第二机身框架的平面中并且优选地定向成使得所述杆的轴线在所述发动机的纵向轴线(8)处大致相交以及/或者使得所述杆的轴线与所述机身大致相切。
10.根据前述权利要求中的与权利要求2结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其中，所述第二机身框架(6b)包括加强横向骨架(69)，所述加强横向骨架(69)穿过所述框架的所述中空部并且将用于支承所述发动机的所述两个侧部部分(34b)连接。
11.根据前述权利要求中的与权利要求2结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述第二机身框架(6b)的所述两个侧部部分(34b)各自向内弯曲成依循所述发动机的辅助流路(28)的轮廓。
12.根据前述权利要求中的与权利要求2结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述飞行器的所述后部部分包括将所述第三附接装置(40-3)和所述第四附接装置(40-4)封围的空气动力学整流罩(66)，所述空气动力学整流罩(66)具有后端部(66a)，所述后端部(66a)位于来自所述发动机的主流(70)的出口(68)的平面的上游。
13.根据前述权利要求1至11中的与权利要求9结合的任一项所述的飞行器的后部部分，其特征在于，所述飞行器的所述后部部分包括将所述第四附接装置(40-4)封围的空气动力学整流罩(66-1)以及各自将所述第三附接装置(40-3)的后杆(74)封围的空气动力学整流罩(66-2)。
14.一种包括根据前述权利要求中的一项所述的后部部分(1)的飞行器(100)。
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