CN114616132A

CN114616132A - 用于管理重心的系统、方法和飞机

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Publication number: CN114616132A
Application number: CN202080074979.0A
Authority: CN
Inventors: E·D·卡尔尼; S·D·雷韦茨; M·E·伦德斯特姆
Original assignee: ZSM Holdings LLC
Current assignee: ZSM Holdings LLC
Priority date: 2019-09-05
Filing date: 2020-09-08
Publication date: 2022-06-10
Also published as: BR112022004143A2; CN114616173A; IL291054A; EP4025493A1; EP4025494A4; EP4025494A1; US11952146B2; US20220097852A1; US11279487B2; US20210380218A1; US20220340281A1; US11926434B2; IL291058A; EP4025457A4; WO2021046559A1; BR112022004146A2; US20220212797A1; CA3153557A1; AU2020343709A1; WO2021046557A1

Abstract

描述了用于在运输大型货物时管理重心(CG)的系统、方法和飞机。利用多种方式可以实现重心的管理。在许多情况下，所述飞机自身被设计为通过提供使燃料对所述飞机的净重心的影响最小化的燃料箱来协助管理重心。燃料箱仅利用机翼内少量的可用体积提供燃料。还提供了在将风机装入货运飞机时的所涉及的正确管理重心的公开内容。本文提供的重心管理技术允许通过飞机来运输风机叶片，这与相同风机叶片的典型铁路运输和卡车运输相反。一种这样的管理技术包含计算所述叶片的旋转在装载时如何影响所述叶片的重心，并且因此在将所述叶片放置至所述飞机时考虑这点。

Description

用于管理重心的系统、方法和飞机

相关申请的交叉引用

本申请要求提交于2019年9月5目的题为“用于在载具内包捆和放置细长货物的方法”(METHODS FOR PACKAGING AND PLACING ELONGATED CARGOS WITHIN A VEHICLE)的美国临时专利申请号62/896,533、提交于2019年9月5目的题为“在装货/卸货期间允许风机叶片有效载荷枢接的货运飞机工具”(CARGO AIRCRAFT TOOL TO PERMIT WIND TURBINEBLADE PAYLOAD ARTICULATION DURING LOADING/UNLOADING)的美国临时专利申请号62/896,529、和提交于2019年11月21目的题为“在允许长的有效载荷时免于机尾擦地的拐折式长飞机机身构型”(KINKED LONG AIRCRAFT FUSELAGE CONFIGURATION FOR AVOIDING TAILSTRIKE WHILE ALLOWING LONG PAYLOADS)的美国临时专利申请号62/938,853中每一项的优先权和权益。每篇文献的内容以全文引用的方式并入本文。

技术领域

本公开涉及设计用于辅助管理重心所设计的方法和系统，并且尤其对包捆大型和/或规则结构提供一致重心的方法和所涉及的系统，以及设计用于辅助重心管理所设计的飞机。

背景技术

可再生能源仍然是逐年递增的重要能源。由于存在多种形式的可再生能源，自2007年以来风能每年已平均增长约19％。近些年来全球对更多风能需求的增长已经催生包含开发更大型、性能更好的风机在内的风机技术的巨大进步。性能更好的风机至少有时可以意味着更大型的风机，因为通常具有更大型的转子直径的风机可以捕获更多的风能。由于风机持续在性能和效率上得以改善，越来越多的风电场场地不仅在陆地上而且在海上都变得可行。这些场地可以是已有场地和新场地，在现有的场地中，老旧风机需要由性能更好的、更具有效率的风机来替代。

允许复兴老旧场地和开发新场地的限制因素是将风机和相关设备运输至所述场地。由于现有空运工具和路运设施的陆地限制，风机的叶片难以长距离运输。陆地运输在传统上需要以现有的基础设施上进行卡车或铁路运输。两者均受到隧道和桥梁的高度和宽度的限制。道路运输则在巷道宽度、道路曲率以及需要穿过会有额外许可和物流要求的城市地区等其他复杂方面具有附加的复杂性。如果并非大量运输，船舶的海上运输同样受限。例如，由于水中和周围地区内的各种障碍物等(例如，沙洲、珊瑚礁)以及能够处理此类大型结构的船舶的可用性，零件的运送可能会受到船舶对海上位置的可抵达能力的限制。

不论陆上或是海上，尤其是在风机尺寸增大的情况下，选择用于运输此类设备的道路车辆或船舶变得越来越有限。因此，运送受到能够处理此类大型结构的车辆和船舶可用性的限制。风机叶片长度尺寸非常大(目前，一些为90米、100米长，甚至更长)使得通过火车、卡车或船舶进行的传统运输非常困难，而且非常复杂。不幸的是，其解决方案并非是如将运输工具加大和/或加长这么简单。随着载具加长和/或加大，各种复杂性呈现而出，这些复杂性包含但不限于：载具的负载平衡、被运输设备的负载平衡、前两者相对彼此的载荷平衡、操作、装卸、和载具的可控性、以及其他的对本领域技术人员显而易见的复杂性。

此外，不论陆上或是海上，零件的运送会很慢，并且受到所述场地的可抵达能力的严重限制。无论被开发的场地是否老旧或新兴，所述场地通常会偏远，并且由此并不邻近于适于的运输基础设施。所述场地也许会远离便捷运送货物的合适的道路和铁路(或货物也许会通过其他方式来运输)，货物是用于在所述场地建造风机和/或用于开发场地的其他设备。新兴场地常常在没有任何现有运输基础设施的地区，因此需要新建工程和专用设备。最后，运输物流成本高的令人望而却步，导致在全球范围内进一步推进风能的使用成为现实的和标志性的障碍。

运输诸如风机叶片或其他尺寸和类型的货物这样的大型货物存在的另一个挑战是货物重心(CG)位置的管理。这种管理是针对货物自身的，也针对其他重心CGs，诸如其中运输货物的载具的重心CG。未能正确管理重心CG可能导致有效载荷和/或载具中的一个或两个发生不希望的翻转或旋转并被损坏，或者更普遍地导致尝试管理载具和/或有效载荷的稳定性和可控性的问题。风机叶片和其他复杂和/或大型结构特别难以管理，因为它们的复杂几何形状和构造导致叶片或叶片包捆的重心不在叶片或叶片包捆的几何质心处。

因此，需要有助于管理载具、飞机、有效载荷和相关部件中的一个或多个的重心的装置、系统、飞机和方法，以允许稳定的和/或容易控制的有效载荷运输，诸如不规则的有效载荷、如风机叶片或风机叶片包捆。

发明内容

本申请针对可以管理重心CG以允许通过货运飞机快速有效运输大型货物的各种方式。在某些情况下，关注点是管理飞机自身的重心CG以及飞机的燃料如何影响重心CG。本文提供的飞机显著地限制了飞机燃料箱的尺寸，以更好地管理其对飞机净重心CG的影响。虽然典型的货运飞机利用翼展中几乎全部的可用体积来容纳燃料，但本文提供的飞机使用小部分，例如，约10％或更少的翼展中的可用体积来容纳燃料。

通过在将有效载荷装入飞机时考虑有效载荷的旋转，也可以更好地管理重心CG。如本文所述，有效载荷在其装入飞机时可以旋转。虽然传统上在对飞机装货时执行的重心CG计算仅基于力矩臂和有效载荷的质量，但本公开也考虑了重心CG的旋转。通过考虑这种旋转，实现了有效载荷重心CG的更准确的确定，因此允许有效载荷重心CG相对于飞机重心CG的更一致、更准确和更有用的放置。

作为本公开的结果，可以实现以前无法空运的大型货物的运输。例如，本公开提供了向货运飞机装货一个或多个诸如叶片的风机零件并将这些零件空运至所需的位置的方法。这为能够在许多不同地点快速地并有效地建造风力发电厂开辟了可能性，因为借助空运来运输诸如叶片这样的风机零件，可以提高运输速度和待建造位置的可抵达性。

将一台或多台风机的一片或多片叶片装入货运飞机的一种示例性实施方法包括将包含一台或多台风机的一片或多片叶片的包捆传送至由货运飞机机身所限定的内部货舱中，并且将包捆固定在内部货舱内的下述位置，以在那里使得包捆的重心位于货运飞机的重心附近。位于货运飞机重心附近可以包含例如位于货运飞机的约25％+/-约5％的平均气动弦长(MAC)内。

将包捆传送至内部货舱可以包含使包捆穿过形成在货运飞机前机身端中的开口。这可能是货运飞机机头门相对于机身的主要部段打开的结果。在一些实施例中，将包捆传送至内部货舱中可以包含使包捆沿着设置在内部货舱中的一个或多个轨道滑动以到达待固定包捆的位置。一个或多个轨道可以自货运飞机的前机身端延伸至后机身端。至少一个这样的轨道可以包含拐折部，使得至少一个轨道的在拐折部后方的至少一部分与由基本平行于货运飞机的前机身端中心线的货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面限定的平面之间的竖向距离大于至少一个轨道的在拐折部前方的至少一部分与由货运飞机前机身端中的内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离。因此，滑动包捆的动作可以包含使包捆沿着拐折部之后的(多个)轨道的至少一部分滑动。(多个)轨道可以沿着货舱的内部底表面自货运飞机的前机身端连续延伸至后机身端，因此包捆的滑动可以包含沿着设置在飞机后机身端的(多个)轨道的至少一部分来滑动包捆。(多个)轨道可以用作为货运飞机的(多个)主结构梁。

该方法还可以包含包捆(多片)叶片以形成包捆。包捆可以在每次包捆具有与最初包捆的(多片)叶片基本相同配置的新的(多片)叶片时具有与该包捆基本相同的包捆重心。包捆可以包含例如将多个有效载荷收纳夹具联接至一片或多片叶片的每片叶片。多个有效载荷收纳夹具可以固定每片这样的叶片相对于其中接收各自叶片的多个有效载荷收纳夹具的每个有效载荷收纳夹具以及相对于一片或多片叶片的每片其他叶片的位置。在一些实施例中，将多个有效载荷收纳夹具联接至一片或多片叶片可以进一步包含，对于多个有效载荷收纳夹具中的至少一个有效载荷收纳夹具，将形成至少一个有效载荷收纳夹具的多个件联接至一起，以将至少一个有效载荷收纳夹具连接至一片或多片叶片的每片叶片。

基于对该有效载荷收纳夹具的预标识，该方法还可以包含选择联接至一个或多片叶片中的每个叶片的多个有效载荷收纳夹具中的每个有效载荷收纳夹具。预标识可以指定至少一种类型的包捆，其中每个有效载荷收纳夹具被构造为使用，或者沿配置有效载荷收纳夹具配置为使用的一个或多片叶片的每个叶片的一个或多个位置。包捆的类型可以包含例如一个或多片叶片的各种配置，这些配置至少部分地取决于一个或多片叶片的至少一个尺寸和/或一个或多片叶片的形状。

更进一步地，该方法可以用一个或多个预形成标记将所述包捆定位至所述内部货舱内的位置，将所述一个或多个预形成标记定位成使得所述一个或多个预形成标记标识所述包捆的位置，在那里包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。作为非限制性示例，一个或多个预形成标记可以包含多个预标识的包捆标记，预标识的标记包含用于配置为内部货舱所接收的每种类型的包捆的至少一个预形成标记。

将包捆固定在内部货舱内的位置使得包捆的重心在货运飞机的重心附近的动作可以包含将一个或多个压舱物放置在内部货舱中以使包捆的重心位于货运飞机重心附近。

该方法还可以包含计算内部货舱内的位置，在该位置处包捆的重心位于货运飞机的重心附近。计算动作可以至少部分地基于包捆的一个或多个力矩、包捆的质量和包捆的旋转量中的每一者，包捆的旋转量是当包捆被传送至内部货舱内到达该位置时，由于包捆的远末端在内部货舱的后机身端中被抬高而导致。包捆的旋转量可以基于内部货舱的后部分和内部货舱的前部分之间形成的角度。

一片或多片叶片可包含至少两片风机叶片、至少三片风机叶片、或至少四片风机叶片。其他数量，包含但不限于五、六、七、或八也是可能的。更普遍地，包捆可以是不规则包捆，其中不规则包捆的重心位于与不规则包捆的几何质心不同的位置。以下提供了有关构成不规则包捆的更多详细信息。不规则包捆可以配置为具有紧凑体积。(多片)叶片可具有至少约57米、或至少约65米、或至少约75米、或至少约85米、或至少约100米、或至少约120米的长度，以及其他可能的长度。

确定用于待布置在货运飞机中的有效载荷的重心的一种示例性方法包含计算有效载荷的一个或多个力矩、确定有效载荷的质量、以及基于在货运飞机货舱后部分的中心线和货运飞机货舱前部分的中心线之间形成的弯曲角来考虑包捆的预期旋转量。后部分和前部分通过限定弯曲角度的货舱的拐折部连接。

基于弯曲角度考虑包捆的预期旋转量可以包含基于有效载荷近末端的位置，确定有效载荷的近似中心线和货舱前部分的中心线之间的角度。

该方法可以与长度为至少约57米、至少约65米、至少约75米、至少约85米、至少约100米或至少约120米以及其他可能的有效载荷长度结合来执行。有效载荷可以包含不规则有效载荷，其中不规则有效载荷的重心位于与不规则有效载荷的几何质心不同的位置。以下提供了有关不规则有效载荷构成的其他详细信息。不规则包捆可以被配置为具有紧凑体积。有效载荷可以包含风机的一片或多片叶片。这可以包含一片叶片、至少两片叶片、至少三片叶片、或至少四片叶片。额外的叶片，包含但不限于五片、六片、七片或八片，也可以与这些方法结合使用。

有效载荷可以包含多个有效载荷收纳夹具。有效载荷收纳夹具可以被构造为固定其中一个或多个结构的位置。例如，有效载荷可以包含风机的一片或多片叶片，因此一个或多个结构可以包含风机的一片或多片叶片。

货运飞机的一个示例性实施例包含机身、第一和第二固定翼以及第一和第二燃料箱。机身限定了前机身端、后机身端和自前机身端至后机身端跨越大部分机身长度的内部货舱。第一固定翼自机身沿远离机身的第一方向延伸，第二固定翼自机身沿远离机身的第二方向延伸。第二方向关于货运飞机的纵向竖向中心平面大致对称。第一燃料箱设置在第一固定翼内并且第二燃料箱设置在第二固定翼内。更特别的是，第一燃料箱朝向后机身端纵向延伸，从而使它终止于远离第一固定翼的第一后翼梁的第一显著距离，并且第二燃料箱同样朝向后机身端纵向延伸，从而使它终止于远离第二固定翼的第二后翼梁的第二显著距离。内部货舱构造为具有设置在其中的有效载荷，该有效载荷具有至少约57米的长度。在其他实施例中，内部货舱可以被构造为设置在其中的有效载荷长度可以是至少约65米、至少约75米、至少约85米、至少约100米或至少约120米以及其他可能的长度。

在一些实施例中，飞机可以包含联接至第一固定翼的至少一个翼吊式发动机和联接至第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。在这类实施例中，第一燃料箱可以被设置在第一固定翼的体积内，从而使它不会横向延伸超过联接至第一固定翼的至少一个翼吊式发动机，并且第二燃料箱可以被类似地设置在第二固定翼的体积内，使得它横向延伸超过联接至第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。在至少一些这样的实施例中，第一燃料箱和第二燃料箱中的至少一个可以并未延伸超过至少一个翼吊式发动机的翼吊式发动机，所述翼吊式发动机沿着与其联接的相应的第一或第二固定翼离机身最远。替代地或另外地，飞机可以包括至少一个安装至机身的发动机。

其中所述第一燃料箱的重心位于设置在所述第一固定翼的最靠近所述机身的横向半部内，同样，其中所述第二燃料箱的重心位于设置在所述第二固定翼的最靠近所述机身的横向半部内。

其中所述第一显著距离设计为使当自所述第一燃料箱设置成最靠近所述机身中心线所处位置测量时，所述第一燃料箱的朝向后机身端纵向延伸的第一纵向箱距小于所述第一燃料箱的第一纵向末端与所述第一后翼梁之间的第一纵向间距。类似地，其中所述第二显著距离设计为使当自所述第二燃料箱设置成最靠近所述机身中心线所处位置测量时，所述第二燃料箱的朝向后机身端纵向延伸的第二纵向箱距小于所述第一燃料箱的第二纵向末端与所述第二后翼梁之间的第二纵向间距。

第一燃料箱的体积和第二燃料箱的体积的组合燃料箱体积可以是第一固定翼的可用燃料体积和第二固定翼的可用燃料体积的组合可用燃料体积的20或更少。在其他非限制性实施例中，该数值可以是近似15或更小，或近似10或更小。

在一些实施例中，飞机可以包含设置在内部货舱中的一个或多个轨道。(多个)轨道可以自货运飞机的的前机身端延伸至后机身端，并且可以构造为接收有效载荷，使得有效载荷沿(多个)轨道平移以将其设置在货舱内的期望位置。期望位置可以是有效载荷的重心位于货运飞机重心附近的位置。(多个)轨道可包含拐折部，使得在拐折部之后的至少一个轨道的至少一部分与由基本平行于货运飞机的前机身端中心线的货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面限定的平面之间的竖向距离可以大于拐折部之前的至少一个轨道的至少一部分与由货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面限定的平面之间的竖向距离。(多个)轨道可以沿着货舱的内部接触底面自货运飞机的前机身端连续地延伸至货运飞机的后机身端。在一些实施例中，(多个)轨道可以用作为货运飞机的(多个)主结构梁。

飞机还可以包含货运飞机机头门，该货运飞机机头门被配置成打开货运飞机前机身端的一部分以通过打开货运飞机机头门而通过暴露的开口将有效载荷装载至货舱中。在一些实施例中，飞机可以包含内部货舱中的一个或多个标识标志。(多个)指定的标识可以指示待放置有效载荷的位置，使得有效载荷的重心位于货运飞机的重心附近。更特别的是，位于货运飞机重心附近可以包含位于货运飞机的约25％+/-约5％平均气动弦长MAC内。

内部货舱可包含位于货运飞机前机身端的前舱部分、位于货运飞机后机身端的后舱部分以及设置在前舱部分和后舱部分之间的拐折舱部分。拐折舱部分可以限定货运飞机的后机身端相对于货运飞机的纵向-横向平面开始升高的位置，从而使得后舱部分的最末端设置在货运飞机的纵向-横向平面上方。在一些这样的实施例中，后舱部分的后机身端可以延伸至机身前机身端的前舱部分设置在其中的上部外表面上方。替代地或另外地，延伸通过后舱部分的中心线的大部分可以与延伸通过前舱部分的中心线形成角度。

内部货舱可以包含在其中形成的一个或多个预形成标记，(多个)标记被定位从而使(多个)标记指定特定有效载荷位于货运飞机的重心附近的期望位置。(多个)预形成标记可以包含多个预标识的有效载荷标记，多个预标识的有效载荷标记包含用于配置为内部货舱所接收的每种类型的有效载荷的至少一个预形成标记。

在一些实施例中，第一和第二固定翼几乎没有限定掠角。在其他实施例中，它们可以定义掠角。可以将内部货舱配置为接收不规则有效载荷，其中不规则有效载荷的重心位于与不规则有效载荷的几何质心不同的位置。以下提供了有关构成不规则包捆的更多详细信息。不规则包捆可以配置为具有紧凑的体积。内部货舱可以被构造为具有设置在其中的风机的一片或多片叶片。

附图说明

通过下述与附图相结合的详细描述将会更加全面地理解本公开，其中：

图1A是飞机的一个示例性实施例的等轴测视图；

图1B是图1A飞机的侧视图；

图2A是图1A飞机的等轴测视图，具有处于打开位置的头锥门，以实现对飞机的内部货舱的通道；

图2B是图2A飞机的等轴测视图，具有设置至所示飞机附近用于装入内部货舱的有效载荷；

图2C是图2B飞机的等轴测、局部横截面视图，具有部分装入内部货舱的有效载荷；

图2D是图2C飞机的等轴测、局部横截面视图，具有完全装入内部货舱的有效载荷；

图3A是飞机的替代性示意性实施例的侧视图；

图3B是图3A飞机的透明侧视图；

图3C是图3B飞机在起飞位置的侧视图；

图4是图1A的飞机的侧视图，为清楚起见移除一些附加细节；

图5A是图4飞机的横截面侧视图，包含飞机的内部货舱；

图5B是图5A飞机的横截面侧视图，具有设置在内部货舱内的示例性有效载荷；

图6A是图1B飞机的透明等轴测视图，其中具有有效载荷；

图6B是图6A飞机的细节、前侧等轴测、透明视图，从视图中隐藏有效载荷的风机叶片，以更好地示出一对设置在内部货舱中的轨道和用于保持联接至轨道的风机叶片的示例性有效载荷收纳夹具；

图6C是图6B飞机的细节、后侧等轴测、透明视图；

图7是图6B的轨道和有效载荷收纳夹具的等轴测视图；

图8A是图1A飞机的等轴测、透明视图，示出两个燃料箱；

图8B是图8A飞机的俯视透明视图；

图8C是图8B飞机的侧视透明视图，示出有效载荷重心、燃料重心、以及飞机的净重心；

图8D是图8B和图8C飞机的俯视透明视图，示出有效载荷重心、燃料重心、以及飞机的净重心；

图9是图8B飞机的俯视、透明视图，还示出用于现有技术飞机的典型燃料箱位置；

图10是图8B飞机的俯视透明视图，还示出平均气动弦长(MAC)；

图11A是图1A飞机的机身的等轴测、透明视图，具有包含一个风机叶片的有效载荷和设置在其中的压舱物；

图11B是图11A机身、有效载荷以及压舱物的侧视透明视图；

图11C是图11B机身、有效载荷以及压舱物的俯视透明视图；

图12A是图1A飞机的机身的等轴测、透明视图，具有包含两片设置在其中的风机叶片的有效载荷；

图12B是图12A机身和有效载荷的侧视透明视图；

图12C是图12B机身和有效载荷的俯视透明视图；

图13A是图1A飞机的机身的等轴测、透明视图，具有包含三片设置在其中的风机叶片的有效载荷；

图13B是图13A机身和有效载荷的侧视透明视图；

图13C是图13B机身和有效载荷的俯视透明视图；

图14A是图1A飞机的机身的等轴测、透明视图，具有包含四片设置在其中的风机叶片的有效载荷；

图14B是图14A机身和有效载荷的侧视透明视图；

图14C是图14B机身和有效载荷的俯视透明视图；

图15是设置在倾斜表面上的有效载荷的示意性侧视图，倾斜表面表示为图1A飞机的货舱地板的倾斜表面；

图16是图12A的有效载荷被装载至图1A飞机中的示意性、顺序侧视透明视图。

具体实施例

现在描述某些示意性实施例以提供对结构、功能、制造的原理和装置、系统、飞机的使用，以及本文所公开的方法的全面理解。在附图中示出了这些实施例中的一个或多个示例。本领域的技术人员会理解所涉及的装置、系统、飞机、部件，或这种装置、系统和飞机的其他部分，而且本文具体描述的和在附图中所示的方法均为非限制性的示意性实施例，并且本公开的范围仅由权利要求来限定。所示的或所描述的与一个示例性实施例结合的特征可以与其他实施例的特征相结合。这类修改和变形旨在被包含于本公开的范围内。本文所提供的一些实施例可能是示意图，可能包含一些未标注然而本领域技术人员会理解为本质上是示意性的。它们可能不是按比例绘制的，或可能是所公开的部件的粗略表示。本领域的技术人员会理解如何实施这些教导并将它们并入与本文所提供的每个同样事物相关的工作系统、方法、飞机和部件中。

在本公开内容包含针对所公开的装置、系统、飞机、方法等的部件和/或流程的各种术语的范围内，鉴于权利要求、本公开内容和技术人员的知识，本领域的技术人员会理解这种术语仅仅是这种部件和/或过程的示例，并且其他部件、设计、流程和/或动作是可能的。通过非限制性示例，虽然本申请描述的是通过飞机的前机身端来为飞机装货，替代或另外地，装货可以通过飞机的后机身端和/或自飞机的上方和/或下方发生。在本公开中，各种实施例的相似编号和相似字符的部件在这些部件具有类似的本质和/或服务于类似的目的时，通常具有类似的特征。在诸如前面、后面、顶、底、前、后、近侧、远侧等术语内容被用来描述各种公开的各种部件的位置的范围内，这种用法决不是限制性的，而且在描述各种可能的构型时常常是为了方便使用。尽管有上述规定，本领域的技术人员将会认识到与飞机有关的通用术语，如术语“前”和“后”，并将赋予这些性质的术语其通俗理解的含义。此外，在某些情况下，像前和近侧或后和远侧这样的术语可以以类似的方式使用。

本申请针对通过各种系统、方法、以及飞机来管理重心(CG)。鉴于本公开，大型有效载荷可以被快速地并且重复地装入货运飞机，用于快速并且有效地运输至飞机能够飞到的大多数地点。如本文所述，这可以包含带有其叶片的风机，以及其他大型结构。重心CG的管理存在多种方式。在一些情况下，通过控制货运飞机内的燃料的位置产生重心CG的管理，在其它情况下，通过考虑有效载荷被装入货运飞机时的旋转来进行管理。飞机的不同特征有助于允许对货运飞机进行管理。在描述设计为用于如风机叶片这样的大型货物一起使用的飞机的示意性实施例之后，将会理解重心管理的这些不同方面。

飞机

本公开的关注点是关于大型飞机100(诸如图1A和图1B中所示出的飞机)以及将大型有效载荷装入(至少在图2A-2D、5B、6A和16中所示出的)飞机。关于飞机和有效载荷的附加细节也可以关于本公开的其他附图进行描述。在大多数图示的实施例中，有效载荷10是两片风机叶片11A和11B的组合(图2B-2D)，尽管本领域技术人员会理解其他有效载荷是可能的(例如，图11A和11B中的有效载荷10示为单片风机叶片并且包含压舱物)。这种有效载荷可以包含其他数量的风机叶片(例如，一片、三片、四片、五片等，或单个甚至更大叶片的部段)、风机的其他部件(例如，塔架部段、发电机、机舱、齿轮箱、轮毂、电力电缆等)，或许多其他无论是否与风机有关的大型结构和物体。本申请可以与大多数任何大型有效载荷结合使用-就本公开的目的而言，大型有效载荷至少约57米长、或至少约60米长、或至少约65米长、或至少约75米长或至少约85米长、或至少约90米长、或至少约100米长、或至少约110米长、或至少约120米长——或如果需要，为更小的有效载荷。可与本公开结合使用的大型有效载荷的一些非限制性示例，除了风机之外，包含但不限于工业石油设备、采矿设备、火箭、军事设备和车辆、防务硬件、商业航空航天飞机、起重机部段、飞机部件、太空发射火箭助推器、直升机、发电机、或超高铁管道。换句话说，飞机100可以与大多数任何尺寸和形状的有效载荷一起使用，但当涉及到大型、通常重型的有效载荷时具有特别的实用性。

如图所示，飞机100及其机身101包含前机身端120和后机身端140，以及将前机身端120连接至后机身端140的拐折部130。前机身端120通常认为是在拐折部130之前的飞机100的任何部分和相关部件，而后机身端140认为是在拐折部130之后的飞机100的任何部分和相关部件。如下文更详细描述的，拐折部130是飞机130的一个部段，在该部段中机身101的最顶部外表面102和最底部外表面103成角度(特别地，附图中设置的附图标记102和103并没有示出“拐折”的位置，因为它们更通常地指机身101的最顶部表面和最底部表面)，如由相对于机身101前机身端120的前中心线C_F的机身101后机身端140的后中心线C_A所示出的那样。

前机身端120可包含驾驶舱或飞机座舱122以及起落架，如图所示，前起落架或机头起落架123和后起落架或主起落架124。所示的实施例没有示出用于将起落架123、124联接至机身101或操作起落架的各种部件(例如，致动器、支架、轴、销、耳轴、活塞、气缸、制动组件等。)，但本领域技术人员会理解起落架123、124如何如此连接并可与飞机100结合操作。前机身端120的最前端包含头锥126。如图2A中更清楚地示出，头锥126用作门，可选被称为头锥门，因此允许经由通过将头锥门126移动至打开或装货位置(图2A中所示的位置；图1A和1B示出了处于关闭或运输位置的头锥门126)而外露的货运开口171进入由机身101限定的内部货舱170。该门可以通过围绕横向轴竖向向上旋转尖部或通过围绕竖向轴水平向外旋转尖部，或通过其他方式，诸如向前平移然后朝其他方向，或通过成对的旋转和平移，或其他方式来操作。

如下文更详细的描述，内部货舱170连续贯穿飞机101的整个长度，即，它跨越了机身的大部分长度。内部货舱170的连续长度包含由机身101在前机身端120、后机身端140和设置在两者之间的拐折部130中限定的空间，这些空间被认为对应于内部货舱170的前舱、后舱和拐折部。因此，内部货舱170可以包含在头锥126关闭时由其限定的体积，以及位于后机身端140的机身尾锥142附近限定的体积。在图2A所示的实施例中，头锥门126在顶部铰接，从而使其朝机身驾驶舱122和机身101的固定部分或主要部段128顺时针摆动。在其他实施例中，头锥门可以以其他方式摆动，诸如铰接在左侧或右侧，以便朝向机身的固定部分128顺时针或逆时针摆动。前机身101的固定部分128并非头锥126的部分，因此前机身101是固定部分128和头锥126的组合。替代地或另外地，内部货舱170可以通过本领域技术人员已知的其他进入方式进入，包含但不限于通过位于机身101的后机身端140中的舱口、门和/或坡道，将货物自下方吊入至内部货舱170中，和/或将货物自上方降入至内部货舱170中。图示构型提供的一个优势(至少由于它涉及装载大型有效载荷的某些方面)在于通过不包含后门，内部货舱170可以是连续的，使得后机身端140中直到机身尾锥142中明显更容易堆放货物。虽然本公开可能穿过后门进行装货，但这样做会使装入和使用后机身端140中直至机身尾锥142中的内部货舱170空间更具挑战性和难以完成-这是现有货运飞机配置中面临的限制。现有的大型货运飞机通常不能以这种方式(例如，向上和向后)添加货物，因为在其机身后部存在的任何拐折是专门为后门创建的更多的竖向空间，以允许大型货物进入飞机的前机身部分。

地板172可以位于内部货舱170中，并且也可以以连续的方式跟货舱170自身近似地从前机身端120延伸经过拐折部130，并进入后机身端140。因此，地板172可以被构造为具有前机身端172f、拐折部172k和后机身端172a。在一些实施例中，地板172可以用类似于本领域已知的大多数货舱地板的方式进行配置。在一些以下将更详细地讨论的其他实施例中，一个或多个轨道可以设置在内部货舱170中，并可用于协助将诸如有效载荷10之类的有效载荷装入内部货舱170，和/或一旦期望将有效载荷定位至内部货舱170中则用于帮助固定有效载荷的位置。下文还将至少关于图6A-7讨论设计为与这种轨道结合使用的附加夹具和工装。

打开头锥126不仅外暴货运开口171和地板172，而且还提供了自外部环境到悬吊舌部160的入口，该悬吊舌部自机身101的固定部分128的最前部分延伸或以其他方式限定自机身101的固定部分128的最前部分。悬吊舌部可以是地板172的延伸，或者也可以是它自身从地板172和自机身101的相关底部分的下方或上方延伸出来的特征。悬吊舌部160可用于支撑有效载荷，因此允许有效载荷延伸至由头锥126限定的内部货舱170的体积中。

翼展180可以自机身沿两个方向基本横向延伸。翼展180既包含第一固定翼182也包含第二固定翼184，机翼182、184沿各自的第一方向和第二方向基本垂直于机身101延伸，机翼关于远离机身101的纵向-竖向平面近似对称，并且更特别地基本垂直于中心线C_F延伸。被示为自机身101延伸的机翼182、184不一定直接延伸远离机身101，即它们不一定必须与机身101直接接触。此外，机翼182、184彼此延伸的相反方向可以替代性地描述为第二机翼184近似对称地延伸远离第一机翼182。如图所示，机翼182、184没有近似地限定掠角和反角。在替代实施例中，可以在尖部向前(-)或尖部向后(+)的方向包夹掠角，该角度近似在约-40度到约+60度的范围内。在其他替代实施例中，可以在尖部向下(负的，或“下反角”)或尖部向上(正的，或“上反角”)方向包夹下反角，该角度大约在约-5度到约+5度的范围内。其他典型的机翼部件，包含但不限于用于增加升力的缝翼、用于增加升力和阻力的襟翼、用于改变横滚的副翼、用于改变升力、阻力和横滚的扰流板以及用于减少阻力的小翼，本领域技术人员会认识到其中一些部件被标示在飞机100的附图中(在该详细说明书中未具体提及的机翼或飞机100的其他部件也得以标示并且为本领域技术人员所认识)。还可以提供发动机、发动机舱和发动机挂架186。在所示的实施例中，提供了两个发动机186，在每个机翼182、184上各安装一个。可以提供附加的发动机，诸如四个或六个，也可能将发动机设在其他位置，诸如安装至机身101而不是机翼182、184。

拐折部130形成用于前机身端120和后机身端140之间向上的过渡。拐折部130包含在机身101的固定部分128中的拐折(即，弯曲)，从而使机身101的最顶部外表面102和最底部外表面103相对于飞机100的前机身端120的中心线C_F成角度，即，两个表面102、103包含由拐折部130提供的向上的过渡。至少如图1B所示，后机身端140的最后机身端可以完全提升至中心线C_F上方。在所示的实施例中，由最底部外表面103和中心线C_F限定的角度大于由最顶部外表面102和中心线C_F限定的角度，尽管其他配置也是可能的。明显的是，尽管本公开通常将与后机身端140相关的部分描述为“后机身”，但在某些情况下，它们可被称为“拐折部”或类似的一部分，这是因为后机身端140的整体因拐折部130而成角度。因此，本领域技术人员将会理解，鉴于本公开，本文包含权利要求中对拐折部、拐折式货舱或货舱部分、拐折货物中心线等的引用，在某些情况下是指飞机100的后机身端140(或其他飞机实施例中的后机身端)。

除了后机身端140成角度的性质之外，后机身端140很适于在其中收纳货物。事实上，飞机100被专门设计成允许由后机身端140，直至后机身端140的几乎最尾端限定的体积，即机身尾锥142作为连续内部货舱170的一部分可用于收纳货物。尾翼150可以在机身尾锥142附近，该尾翼可以包含用于提供纵向稳定性的水平增稳器、用于控制俯仰的升降舵、用于提供横向方向稳定性的竖向增稳器和用于控制航向的舵，以及其他典型的也许会被标示或未被标示而为本领域的技术人员所认识的尾翼部件。

由于包含其尺寸在内的各种特征，飞机100尤其很适于大型有效载荷。自头锥126的最前尖部至机身尾锥142的最后尖部的长度可以近似在约60米至约150米的范围内。飞机100的一些非限制性长度可以包含约80米、约84米、约90米、约95米、约100米、约105米、约107米、约110米、约115米、或约120米，也有可能是更短和更长的长度。内部货舱170的体积(包含由头锥126限定的体积和在机身尾锥142中限定的体积，两者都可用于装载货物)可以近似在约1200立方米至约12000立方米的范围内，该体积至少取决于飞机100的长度和机身的近似直径(这可以随长度改变)。内部货舱170的一个非限制性体积可以约6850立方米。在不考虑内部货舱170在机身101的末端直径变小的最末端的情况下，自机身内部测量的跨过机身长度的直径(从而限定了货舱的体积)可以近似在约4.3米至约13米的范围内，或者约8米至11米的范围内。机身101在其中点附近的一个非限制性直径可以约9米。从机翼132的尖部到机翼134的尖部的翼展可以近似在约60米至110米的范围内、或约70米至约100米的范围内。翼展180的一个非限制性长度可以约80米。本领域的技术人员会认识到这些尺寸和维度是基于各种因素，包含但不限于待运输的货物的尺寸和质量、飞机100部件的各种尺寸和形状，以及飞机的预期用途，因此它们决不是限制性的。尽管如此，本公开的大尺寸虽然提供了能够运输大型有效载荷的益处，但是至少部分是由于其尺寸使制造这种大型飞机具有挑战性也面临着挑战。所涉及的工程不仅仅是使飞机更大。因此，与本文所提供的飞机100相联系的以及在其他对应的专利申请中的许多创新都是通过工程方式达成的极为专用的设计方案的结果。

典型用于制造机身的材料可以适用于本公开的飞机100。这些材料包含但不限于金属和金属合金(例如，铝合金)、复合材料(例如，碳纤维-环氧树脂复合材料)和层压板(例如，纤维-金属层压板)，以及包含其组合的其他材料。

图2B-2D提供了将大型有效载荷10装入飞机100中的一个示例性实施例的通用的简化图示。如图所示，向上摆动货运飞机机头门126至其打开位置，外露出与机身101的固定部分128相关的内部货舱170部分，该部分可以穿过拐折部130并且基本经过整个后机身端140延伸。货运开口171提供了到内部货舱170的入口，而悬吊舌部160可以用于帮助最初收纳有效载荷。如图所示，有效载荷10包含两片风机叶片11A、11B，由有效载荷收纳夹具12相对于彼此保持。有效载荷收纳夹具12通常被认为是有效载荷的一部分，尽管在替代性的解释中，有效载荷10可以仅仅构造为叶片11A、11B。该有效载荷10可以认为是不规则的，因为在整个有效载荷的长度上的形状、尺寸和重量分布是复杂的，导致有效载荷的重心与有效载荷的几何质心位于不同的位置。一个维度(长度)大大超过其他维度(宽度和高度)，形状几乎随处都有复杂的曲率变化，而且有效载荷的相对脆弱性要求在任何时候都要保持最小的误差，以及甚至在有效载荷自身的重量的重力作用下由夹具在几个位置对货物的长度进行固定支撑。额外的不规则有效载荷标准可以包含轮廓与长度方向的轴线成法向的物体，沿着该轴线在不同的位置旋转，导致长度方向的扭曲(例如，风机叶片的跨度方向的扭曲)或轮廓位于沿弯曲(而不是线性)的路径上(例如，风机叶片的平面内扫掠)。此外，不规则有效载荷包含宽度、深度或高度沿有效载荷长度非单调变化的物体(例如，风机叶片厚度在最大弦位可以是最大的，在轮毂处有可能渐缩成较小的圆柱体，并渐缩成细小尖端)。对术语不规则包捆进行类似理解。

有效载荷10，也可以被称作为包捆，尤其当涉及多个物体(例如一个以上的叶片、(多片)叶片和(多个)压舱物)，可能被相互固定并作为一个单元进行操作时，可以使用大多数适于在地面上来运输大型有效载荷的装置、系统、载具或方法将其运送至飞机100。虽然一个包捆可以涉及单个物体。在所示的实施例中，运载工具20包含通过多个如图所示的桁架24的跨距相互链接的多个轮式移动运载工具22。在某些情况下，一个或多个轮式移动运载工具22可以自推进，或者运载工具20更普遍地可以以某种方式由自身提供动力。替代或另外地，可以使用外部机构来移动载具20，例如推拉车辆20的大型车辆，或者可以用于移动大型有效载荷的各种机械系统，例如绞盘、滑轮、线缆、起重机和/或动力驱动装置的各种组合。

如图2B所示，运载工具20可以被驱动或以其他方式移动至飞机100的货运开口171附近的前机身端120。随后，有效载荷10可以自运载工具20开始被移动并移动入内部货舱170。这同样可以使用一个或多个绞盘、滑轮、线缆、起重机和/或动力驱动装置的各种组合来完成，本领域技术人员已知这种设置和构型。图2C示出了为说明性目的而移除半个机身的装货过程的快照(如目前图示，所示的半个头锥126处于既打开又关闭位置，但在通过货运开口171的装货期间，它处于打开位置)。如图所示，有效载荷10部分地设置在内部货舱170中，并且仍由运载工具20部分支撑。有效载荷10的远端10d仍然设置在前机身端120中，因为它还没有到达拐折部130。

用于将有效载荷10移动至图2C中所示的部分装货位置的系统和/或方法可以继续用于将有效载荷10移动至图2D中所示的完全装货位置。如图所示，有效载荷10d的远端10d被设置在后机身端140的内部货舱170中，有效载荷10的近端10p配置在前机身端120处的内部货舱170中(例如，在悬吊舌部160上，尽管在图2D中不容易看到该舌部)，而设置在近端和远端10p、10d之间的有效载荷10的中间部分自前机身端120延伸，经过拐折部130，并进入后机身端140。如图所示，与内部货舱170的地板(就这些目的而言，它包含舌部160)仅有的接触点是在有效载荷10的近端和远端10p、10d以及在近端和远端10p、10d之间的两个中间点10j、10k处，其中每个点都由对应的夹具12支撑。在其他实施例中，接触点可能更少或更多，至少部分取决于每个有效载荷和相关包捆的尺寸和形状、货舱的尺寸和形状、使用的有效载荷收纳夹具的数量以及其他因素。通过更详细地讨论拐折式机身(即，包含拐折部130的机身101)的构型，可以更清楚地理解这种设置在内部货舱170中有效载荷的所示构型。一旦有效载荷10被完全设置在内部货舱170中，就可以使用本文提供的技术、相关联的申请或本领域技术人员已知的其他技术和应用将其固定在货舱170中。

拐折式机身

图3A是本公开的示例性货运飞机400的侧视图。图示飞机400的长度超过84米，包含具有限定出前中心线C_F400的前机身端420和限定出后中心线C_A400的后机身端440的机身401，后中心线C_A400相对于前中心线C_F400成角度向上。前中心线和后中心线C_F400、C_A400限定两者之间的连接或拐折431，其中前中心线C_F400随着后机身端440中的整个后机身而向上倾斜，改变方向以相对于前机身端420中的前机身成角度。这就限定出后机身440的拐折角α_400k。拐折位置431包含在设置在前机身端和后机身端420、440之间并连接所述前机身端和后机身端的拐折部430中。图3B示出，前中心线C_F400是在横向旋转轴线A’之前的机身401的最顶部外表面或上表面402f和最底部外表面或下表面403f之间的近似中点，后部中心线是在横向旋转轴线之后的机身401的上表面402a和下表面403a之间的近似中点。图3B示出前中心线C_F400和后中心线C_A400之间的拐折431是以基本垂直于中心线C_F400和自拐折431向后延伸的大部分上表面和下表面402a、403a的平面的角度近似变化，从而使得拐折431之后的机身401具有相当一部分近似恒定的高度或横截面积。这仅代表一个示例，在其他情况下，上表面402a并不必近似平行于下表面402b延伸，即使后机身仍然限定中心线中的拐折431。

在图3B中，后中心线C_A400相对于前中心线C_F400的角度限定出拐折角或弯曲角度(如图3A中示为α_400k)，对于恒定横截面的前机身401的情况，其可以近似等于后部上表面e402a相对于前中心线C_F400和前部上表面402f的角度α_上(α_upper)和后部下表面403a相对于前部下表面403f的角度α_下(α_lower)的平均值，如图3B所示(因此，图3B指示了上表面402a和下表面403a，分别限定了上角和下角α_上、α_下)。在一些情况下，后部上表面和后部下表面402a、403a相对于后中心线C_A400的角度α_上、α_下，随着由后机身相对于前机身的总体形状和斜率(或更通常的是，后机身端440相对于前机身端420的总体形状和斜率)限定的整个中心线中基本向上偏转的位置(例如，拐折431)而变化。例如，对于图1B的飞机100，下表面限定了一个下角α_下，其近似等于约12度的擦尾角，并且后机身中的上表面角α_上近似在6和7度之间。在一些示例性实施例中，后中心线C_A400的拐折角的结果可以近似在约0.5度至约25度的范围内，并且在某些情况下，它相对于货运飞机100的纵向-横向平面(即前中心线C_F400所在的平面)约为10度，该平面基本平行于地面或地平面P_400G延伸。另外，拐折角α_400k可以近似等于飞机在起飞操作期间的最大旋转度数。更进一步，后机身端140的长度(即，相对于前中心线C_F400成角度的部分)可以近似在约15％至65％的范围内，并且在一些情况下为整个机身101的长度约35％至约50％，在一些实施例中，它可以是机身101长度的约49％。

在图3C中，将货运飞机400被示出在地面50上并且围绕横向旋转轴线旋转以示出例如起飞俯仰操作。在图3C中，前机身端420的停靠平面P_400R相对于地面或地平面P_400G恰好形成在θ_擦尾之前一定程度的角度，因为后机身端440、尾翼450或机尾442没有任何部分接触地面。在这个位置，下表面403a(并且近似后部中心线C_A400)基本平行于地面或地平面P_400G，并且可以看出，由于拐折部430的拐折431的中心线的位置近似于或非常接近于横向旋转轴线A’，拐折431的角度α_400k近似是飞机400围绕横向旋转轴线A’的最大安全旋转角度。图3C示出了与横向旋转轴线A’的位置对齐的竖向轴线409a和与机身中心线C_F400中的拐折431对齐的另一竖向轴线409b，它们之间具有距离d’。由于d’较小，并且后机身端440的下表面403a以近似于拐折431的拐折角α_400k或稍大的角度向后延伸，如图所示，后机身端440是高度细长的而不会有机尾擦地的风险。因此，最小化d’近似地将下角α_下设置为围绕横向俯仰轴线的安全旋转角的上限。此外，上表面402a的上掠可布置成沿大部分后机身端440保持相对较大的横截面积，从而能够在货运飞机400的总长度中实质增加可用的内部货舱，由此能够实质增加在后机身端440中的可用的内部货舱，而不增大θ_擦尾。图4更详细地示出了图1A的货运飞机100的这一点。

在图4中，机身101的后中心线C_A和前中心线C_F被示出在刚好在横向旋转轴线A’的竖向平面P_500V后方的拐折位置131处相交，该拐折位置发生在将前机身端或机身120连接至后机身端或机身140的拐折部130内。后机身140的下表面103近似限定出货运飞机100的θ_擦尾，其略大于由后中心线C_A相对于前中心线C_F的上倾所限定的拐折角α_100k。此外，在一些示例中，后机身可以包括传感器549，传感器549构造为测量后机身140的下表面103到地面50的距离d_G，以协助飞行员和/或计算机控制飞机100使飞机100围绕横向俯仰轴线最大程度地旋转而没有擦尾。

图5A是货运飞机100的横截面侧视图，该横截面沿如图1所示的最顶部外表面的近似中线T-T截取。货舱170限定出沿货舱170的整个长度延伸的中心线。货舱170从货舱170的前机身端或前机身区域170f的前机身端171(如图所示位于头锥126中)延伸至货舱170的后机身端或后机身区域170a的后机身端173(如图所示位于机身尾锥142中)。货舱170的前机身区域和后机身区域170f、170a分别位于飞机100的前机身端和后机身端120、140内。更特别的是，前机身区域170f通常可以限定前货物中心线C_FCB，该前货物中心线C_FCB可以与前机身中心线C_F(图4所示)大致共线或平行，并且后机身区域170a通常可以限定后货物中心线C_ACB，该后货物中心线C_ACB可以与后机身中心线C_A(图4所示)基本共线或平行。因此，在机身101的拐折部130中，其自身可以包含货舱170的类似的拐折部170k，其中后机身中心线C_A相对于前机身中心线C_F弯曲，后货物中心线C_ACB也相对于前货物中心线C_FCB在拐折位置631弯曲。该弯曲可以是与机身101的拐折角α_100k大致相同的角度(如图所示的角度α_100KP)。后货物中心线C_ACB可以延伸连续内部货舱170的中心线长度的至少近似25％，即贯穿整个货舱170的中心线长度。该程度更通常地可以近似在约25％至约50％的范围内。还有其他方式来描述这些尺寸关系，包含作为非限制性示例的方式，后货物中心线C_ACB的长度至少近似为机身101长度的45％和/或至少近似为横向俯仰轴线之后的机身101的长度的80％，以及本文提供的或可从本公开可推导出的其他关系。

图5A示出了货舱170的后机身区域170a几乎延伸穿过全部后机身140，这是本文所讨论的构型的明显优势。此外，由于后机身140的长度，后机身140的结构框架104a的俯仰674可以相对于前机身120的结构框架104f的俯仰672成近似等于机身101的拐折角α_100k的角度。在一些示例中，拐折区域130表示前机身120的结构框架104f的俯仰672和后机身140的结构框架104a的俯仰674之间的向上过渡。本领域技术人员会认识到，结构框架104a、104f仅仅是可以并入到机身101中以提供支撑的结构特征或元件的一个示例。这样的元件可以更通常地描述为沿后中心线C_ACB和前中心线C_FCB正交定向的周向布置的结构元件。在一些示例中，货舱拐折631(图5A)的位置在机身拐折131(图4)之前或之后，从而使前货物区域170f部分地延伸至后机身140或后货物区域170a部分地延伸至前机身120中，然而，这通常至少部分地取决于货舱170的内部和机身外部之间的距离，该距离对于具有最大尺寸货舱的货运飞机通常是小距离。无论如何，为了充分利用本公开的示例，货舱170的后机身区域170a既可以(1)由于后机身140长度的被延长能力能够实质延长，又(2)能够由于本公开的示例使得飞机具有用于固定的擦尾角和/或最小的拐折角的细长的后机身而能够基本上沿后机身140的全部长度延伸。此外，最小化细长的后机身的机身拐折角允许货舱的后机身区域沿机身进一步延伸，同时对于给定的全部飞机长度和擦尾角增加最大直线有效载荷长度，至少如图所示5B所示。

图5B示出了如图5A所示的货运飞机100的机身101的横截面侧视图，其中为两片风机叶片11A、11B的高度细长的有效载荷10基本贯穿内部货舱170设置并且自前机身区域170f的前机身端171延伸至后机身区域170a的后机身端173。后机身区域170a的至少一部分线性连接至前机身区域170f的至少一部分(例如在视线内)使得后机身区域170a的延伸能够导致能在内部货舱170内携带的刚性有效载荷的最大总长度的延伸。然而，风机叶片常常能够在运输过程中轻微偏转，因此本公开这样的示例特别适于它们的运输，因为有效载荷10轻微偏转的能力在运输期间通过进一步将后机身区域170a的后机身端173延伸超过前机身区域170f的最前端171的视线，甚至能够达到最长的有效载荷长度。

在与本文同时提交的题为“在允许长有效载荷的同时避免机尾擦地的飞机机身构型”“AIRCRAFT FUSELAGE CONFIGURATIONS FOR AVOIDING TAILSTRIKE WHILE ALLOWINGLONG PAYLOADS”的对应专利申请中提供了关于拐折式机身构型的其他细节，该专利申请的内容以全文引用的方式并入本文。

轨道和有效载荷收纳夹具

从先前的飞机100的附图中隐去但在图6A-6C中示出的是一对轨道174，它们连接至、延伸至货舱170的地板172、或以与货舱170的地板172有关的其他方式连接。一些图示可能看起来不完整或与其他附图不兼容，诸如具有延伸超出看起来像机身的固定部分的末端的轨道(例如，参见提交的图6C)，但是本领域技术人员会认识到这恰好是在使用实体模型绘制和查看部件时可能出现的复杂的结果，并不表示飞机和/或相关部件的不完整、不兼容或无法操作的方面。鉴于本公开，本领域技术人员会理解鉴于本公开和其他附图应如何说明这些部件。

与舱170和地板172非常相似，轨道174可以自前机身端120以连续方式延伸，经过拐折部130，并进入后机身端140。轨道174因此可以构造成具有前机身端174f、拐折部174k和后机身端174a。由于拐折部174k，后机身端174a与由飞机100的前机身端120中的内部货舱170的内部接触底面限定的平面P_F(即，平面P_F在纵向和横向延伸穿过地板172的前机身端172f并且基本上平行于前中心线C_F)之间的竖向距离d_ra大于前机身端174f的至少一部分与平面P_F之间的竖向距离。此外，在一些实施例中，其中后机身端140在基本延伸通过机身101前机身端120的整个顶表面102的平面上方延伸以使得该平面基本平行于地面，因为轨道174可以朝向机身尾锥142延伸并进入机身尾锥142中，设置在后舱部分172a中轨道(如图所示两个轨道174)中的至少一个轨道174的一部分也可以位于基本延伸通过机身101的前机身端120的整个顶表面102的平面上方。设置在后舱部分170a中轨道174的角度可以类似于拐折角α_k。更普遍地，轨道174可以以这样的方式延伸，从而使设置在后舱部分170a中的轨道的大部分设置在拐折角α_k处。如图所示，有两个跨过它们的长度基本彼此平行的轨道174，但是在其他实施例中可以有更少(例如，一个轨道)或更多的轨道并且这些轨道可以以非平行方式延伸，诸如当它们向后机身端140延伸时，使它们以更靠近或进一步稍分开的角度来形成期望的停止位置，该停止位置与装载至轨道174的夹具一起作用。在一些实施例中，(多个)轨道174可以用作机身101的能够承受操作飞行和/或地面载荷的(多个)主结构件或(多个)主结构梁，类似于一些飞机中的龙骨梁。

诸如有效载荷10的有效载荷可以沿着轨道174自前机身端174f朝向后机身端174a平移，直到有效载荷到达期望位置。期望位置可以例如涉及将有效载荷的重心放置在飞机重心的期望范围内。有效载荷的平移可以由图6A-7所示的夹具12来辅助。最好如图7所示，夹具12可以具有各种构型，这些构型被构造成既可以收纳有效载荷如风机叶片11A、11B(根据需要具有更少或更多的叶片)，又可以沿着轨道174平移以在(多个)期望的位置放置有效载荷。

有效载荷收纳夹具12(如图所示的夹具112、212、312、412)通常可以包含托架114、114’、框架116和收纳座118、218、318、418。在至少一些所示的实施例中，提供了单一类型的托架和单一类型的框架，同时示出四个不同的收纳座。本领域技术人员会认识到可以与本公开结合使用的其他托架、框架和收纳座。此外，虽然在本文中使用附图标记12来指代有效载荷收纳夹具，但在一些实施例中，有效载荷收纳夹具也许恰好是收纳座，如收纳座118、218、318、418，所以本文、包含在权利要求中术语“有效载荷收纳夹具”的这种使用可以仅针对本文所提供的收纳座。通常，任何权利要求中的该术语都应以这种方式来解读，除非这种解释与权利要求的其余部分不兼容，例如，如果权利要求单独限定了收纳座。

一些图示可能看起来不完整或与其他附图不兼容，诸如看起来收纳座没有完全正确地连接至框架(例如，参见提交的图6B、6C和7)或夹具12未与轨道174接触(例如，参见图7)，但本领域技术人员会认识到这只是在使用实体模型绘制和查看部件时可能出现的复杂结果，并不表示飞机和/或相关部件的不完整、不兼容或不可操作方面。鉴于本公开，本领域技术人员会理解鉴于本公开和其他附图应如何说明这些部件。

如图7所示，第一有效载荷收纳夹具112包含托架114，托架具有与其相关联的多个轮组113。每个轮组113是自托架114延伸的多点平衡支撑(whiffle tree)115的一部分，以将轮组113的轮子联接至托架114。收纳座118被联接至托架114。收纳座118包含可用于收纳风机叶片的多个孔或开口(这些词在本文中可互换使用)。在所示实施例中，收纳座118设计为具有最大开口和一个或多个其它开口的末端有效载荷收纳夹具，最大开口构造为收纳风机叶片的根部或轮毂，一个或多个其它开口构造为接收第二叶片的尖部。设置在收纳座118中的其他开口也可以使夹具112的重量更轻，使其更适于飞行，和/或可以与在货舱内固定有效载荷的位置结合使用。在替代实施例中，可以使用如框架116的框架以将夹具112联接至托架114。

图7中提供的第二有效载荷收纳夹具212包含托架114’、轮组113和多点平衡支撑115，除了托架114’、114之间的细微差别之外，它们中的每一个都与以上关于托架114、轮组113和多点平衡支撑115的讨论相同。更特别的是，框架116被并入至支撑收纳座218的托架114’中。可以采用任何无论是在本文中所提供的还是本领域技术人员所知悉的任何已知技术来将框架116安装至或另外集成至托架114’。在所示实施例中，框架116代替了托架114’的框架114f的两根杆。本领域技术人员会认识到，在任何这些实施例中，可以使用其他用于平移的装置来作为轮子和轮组的替代或补充，包括但不限于滑橇、滑板、链接履带(例如，拖拉机履带、军用坦克履带)、铰接支腿、气垫船形式的气垫，或允许在两个结构之间平移的其他结构。通常，在本公开中提供的任何夹具都可以沿(多个)轨道174平移，具有互换使用的滚动和滑动，并且更通常地被认为是夹具的平移或前进。收纳座218适于接收风机叶片。更特别的是，收纳座218被设计为中间夹具以接收(多片)风机叶片的(多个)中间部分。例如，两个最大的开口可以被配置为接收两片风机叶片部分，而且另外的开口或孔可以起到与收纳座118的开口类似的目的。所示的收纳座218被配置成具有多个件，如图所示可以连接在一起的三个件218a、218b和218c，例如通过卡扣配合在一起，以固定叶片相对于收纳座218的位置和/或固定叶片相对于由收纳座218收纳的其它叶片的位置。

图7提供的第三有效载荷收纳夹具312主要类似于第二夹具212，包含托架114’、轮组113、多点平衡支撑115和框架116，以及适于沿叶片中间部分接收风机叶片的收纳座318。与第二收纳座218相似，第三收纳座318的两个最大开口或孔可以构造为收纳两片风机叶片的中间部分。最大开口和其他开口在第三收纳座318中的是位置不同的，但其预期目的和其用途相似。此外，与第二收纳座218相似，第三收纳座318被设计成通过多个件(如图所示的联接在一起的件318a、318b和318c)固定叶片相对于其自身的位置和/或固定叶片相对于由收纳座318接收的其他叶片的位置。

图7提供的第四有效载荷收纳夹具412更类似于第一夹具112，因为它也被设计为末端接收夹具。其最大的开口或孔可以被构造为接收风机叶片的根部或轮毂，而且一个或多个其他开口或孔可以被构造为接收第二叶片的尖部和/或用于如上文所提供的其他目的。第四夹具412利用托架114’和夹具212和312中的框架116。对于第一和第四收纳座118和418中的每一个，风机叶片的轮毂可以通过使用围绕最大开口的圆周设置的螺栓孔将其螺栓连接至相应的结构118、418上而与相应的结构118、418联接。本领域技术人员会认识到其他可以将(多个)叶片联接到本文提供的任何收纳座118、218、318或418的其它方式。

此外，虽然在所示实施例中，收纳座118、218、318或418通常被设计为保持两片风机叶片，但本领域技术人员会认识到，这些收纳座或其他收纳座可以被构造为保持其他包含一片、三片、四片、五片，甚至更多的数量的风机叶片，夹具12和叶片11A、11B、11C、11D可以用重复的、可重复的方式来包捆，从而允许有效载荷的重心与有效载荷的包捆的重心一致。可以用使不规则的有效载荷具有紧凑体积的方式进行这样的包捆。更进一步，虽然夹具112、212、312、412图示为与风机叶片结合使用，但本领域技术人员会认识到这种夹具可以被使用、重新设计、调整等与其他大型结构一起使用，包括但不限于工业石油设备、采矿设备、火箭、军事设备和载具、国防硬件、商业航空航天工具、起重机部段、飞机部件、空间发射火箭助推器、直升机、发电机或超高铁管道。此外，各种夹具112、212、312、412，以及夹具的其他构型和/或夹具的部件(例如，类似托架114、114’的托架、类似框架116的框架、类似收纳座118的收纳座、218、318、418等)可以作为包捆套件提供，以允许以即插即用的方式为特定用途、设计和功能选择各种夹具和/或其部件。至少一些夹具和/或它们的部件可以在它们之间和/或相对于装载它的飞机具有彼此共用的接口特征，以进一步增强即插即用能力。夹具自身可以用于预标识特定结构(例如，风机叶片)和/或相对于这种结构的特定位置(例如，末端、中间可能指定的位置)。

当夹具12沿着轨道174行进时，它们中的一些或全部可以适于旋转和/或平移以在行进期间实现所需的处理。举例来说，所有四个夹具12可以被构造为围绕每个夹具12的枢轴线A_R沿方向R和S旋转，而沿着轨道174的拐折部174p通过的夹具12至少可以被构造为相对于轨道174竖直、上下平移，如方向U和V所示。这种移动可以使用用于产生旋转和平移致动的已知技术来实现，包含但不限于液压、活塞、液压活塞、滑轮和线缆以及气室以及其他。此外，这样的移动可以是选择性地主动或被动的。例如，关于主动移动，可以监控一个或多个夹具12和/或有效载荷(注意，视情况而定，有效载荷可以被解释为包含或不包含夹具)，例如通过位置和/或压力传感器，并且响应一个或多个指定参数或其他提示(例如，视觉、触觉)，可以采取动作按需要旋转或竖向平移(多个)夹具12。采取动作的输入可以是例如由人手动输入的手动，也可以是由响应(多个)指定参数而动作的程序的自动输入。替代地或另外地，关于被动移动，一个或多个夹具12可以设计成由于条件的改变而自动机械旋转或竖向平移，诸如沿轨道174平移(多个)夹具12和有效载荷。在这种类型的情况下，某些移动(诸如有效载荷的一部分当其设置在后舱部分170a中而上升)可能导致一个或多个夹具旋转和/或竖向平移。

在与本文同时提交的题为“用于装货和卸货货运飞机的系统和方法”(SYSTEMSAND METHODS FOR LOADING AND UNLOADING A CARGO AIRCRAFT)的对应专利申请中提供了关于用于货物管理的工装(包括轨道和有效载荷收纳夹具)的其他细节，其内容通过以全文引用的方式并入本文。

燃料箱

在运输大型货物时，如高度细长的有效载荷10，重心(CGs或特别是CG)的管理是关键。这包含飞机的重心和有效载荷的重心。对于不规则的有效载荷，如一台或多台风机叶片，诸如叶片11A、11B，重心的管理可能更加显著。这至少部分是由于不规则有效载荷的重心位于与有效载荷的几何质心不同的位置。飞机100专门被设计于管理其重心(CG)的一种方式是通过控制机身101内的燃料位置。如图8A-8D所示，第一燃料箱181设置在第一机翼182的体积中，第二燃料箱183设置在第二机翼184的体积中。燃料箱181、183被设置为邻近前翼梁或主翼梁188。作为替代的非限制性实施例，主翼梁188可以是两根或更多根单独的翼梁，诸如设置在第一机翼182中的第一前翼梁或第一主翼梁和设置在第二机翼184中的第二前翼梁或第二主翼梁。在图示的实施例中，燃料箱181、183是彼此的镜像，因此对一个的描述同样可应用于另一个。燃料箱181、183不一定必须是彼此的镜像，尽管使彼此对称有助于平衡飞机100的重心。此外，尽管将燃料箱181、183图示为矩形棱柱或立方体，本领域技术人员会认识到可用于形成燃料箱181、183的许多不同形状，包含但不限于圆柱体、立方体和球体。

燃料箱181、183的横向长度l使得它不会朝向机翼182、184的相应翼尖182t、184t延伸太远。如图所示，横向长度l小于机翼182、184的长度L的一半，燃料箱181、183设置在机翼182、184中，从而使横向长度l甚至不占用相应机翼182、184的大部分长度L。如图所示，如果机翼182、184是自前中心线C_F或自机身101终止处开始的部分进行测量，则这可能是正确的。在所示实施例中，横向长度l没有横向延伸超过翼吊式发动机186。在存在不止一个设置在(多个)机翼182、184上的翼吊式发动机的实施例中，燃料箱181、183也许并未横向延伸超过最里面的发动机-最靠近机身101的发动机，尽管其他构型是可能的(例如，不超过在远离机身101的判定为倒数第二个的发动机，不超过在远离机身101的判定为最后一个的发动机)。

如图所示，燃料箱181、183的宽度w沿机身101的纵向长度纵向延伸，从而使宽度w并未一直延伸至后翼梁189。与主翼梁188类似，在替代的非限制性实施例中，后翼梁189可以是两根或多根单独的翼梁，诸如设置在第一机翼182中的第一后翼梁和设置在第二机翼184中的第二后翼梁。更特别的是，关于宽度w，在所示实施例中，它小于在燃料箱181、183自最靠近机身101的前中心线C_F的一侧测量时的两根翼梁188、189之间距离S₁的一半。它也可以小于在燃料箱181、183自机身101的前中心线C_F最远的的一侧测量时的两根翼梁188、189之间距离S₂的一半，尽管由于所示的翼梁188、189的一根或两根的俯仰(俯仰是当相应的翼梁基本上不垂直于机身101的中心线C_F时，翼梁的切线与机身101前中心线C_F相交的角度)，它可能不一定是那样。尽管可能对燃料箱181、183的宽度w有其他构型，但因为重心的管理受到燃料箱181、183内的燃料的影响，将该宽度w限制为小于翼梁188、189之间的距离以协助飞机100重心CG的管理是有益的。更通常地，燃料箱181、183的宽度w可以被描述为终止于远离后翼梁189(或第一和第二机翼182、184的第一和第二后翼梁，例如当翼梁单独设置在每个机翼中时)的显著距离。该显著距离可以如图所示，使得宽度w小于距离S₁的一半，或者换句话说，当自相应的第一和第二燃料箱181、183被设置在最靠近机身101的中心线C_F的位置测量时，第一和第二燃料箱181、183中的每一个的宽度w小于在第一箱的第一纵向末端181l_t和/或第二箱的第二纵向末端183l_t与后翼梁189(或第一和第二机翼182、184的第一和第二后翼梁，例如，当将翼梁单独地设置在每个机翼中时)之间的纵向开放距离l_od。两个燃料箱181、183的高度h如图8C所示，并且还可以用限制燃料对飞机100的重心CG影响的方式进行管理。

使用本领域技术人员已知的任何技术可以将燃料箱181、183安装在机翼182、184内。在图示的实施例中，每个燃料箱181、183的后边界由设置在距后翼梁189一定距离的相应机翼182、184中的壁185限定，从而限定纵向打开距离l_od，减去壁185的厚度。壁185通常不承载主翼弯曲载荷。燃料箱181、183可以安装到相应的壁185和/或翼梁188和/或与机翼182、184相关联的可与安装在机翼中的燃料箱结合使用的另一部件。

图8C和8D示出了飞机100、燃料箱181、183和可能的有效载荷(例如有效载荷10或本文提供的或以其他方式能够布置在本公开的飞机中的其他有效载荷)中的每一个的重心CGs的位置。如图所示，每个燃料箱181、183的重心CG_FT设置在各个箱181、183的近似质心处，即横向居中(参见图8D)和纵向居中(参见图8C)处。每个重心CG_FT同样可以与飞机100的重心CG_A横向对齐(参见图8D)，以及与飞机100的重心CG_A纵向和竖向对齐(参见图8C)。飞机100的重心CG_A可以是飞机100的净重心CG，这意味着可以通过增加或减少机身101等的质量来改变它。燃料箱181、183和飞机100的重心是固定的，作为非限制性示例，尽管它们可以通过改变箱中的燃料量和/或包含在机身101中的压舱物来改变，如下文进一步讨论。当然，替代设计可以包括将燃料箱181、183移动到不同位置或改变飞机的整体构型，从而改变重心CG_A的位置。

还示出了有效载荷诸如有效载荷10的重心CG_P。显然，重心CG_P的位置将至少取决于有效载荷的尺寸、形状和质量分布，但本公开的总体目标是尝试使有效载荷的重心CG_P与飞机的重心CG_A一致，或者至少尽可能接近。至少尽可能接近可以包含在彼此间约10％以内。通常，有效载荷的重心CG_P与飞机的重心CG_A纵向对齐(参见图8D)，有效载荷基本上沿前中心线C_F(视情况而定至少取决于有效载荷的长度和整体形状)和后中心线C_A布置。说明包含一片、两片、三片和四片风机叶片的有效载荷的各种非限制性实施例将在下文进行讨论并关于图11A-14C进行说明。

如图8C和8D中所示，限定为通过飞机机身固定坐标系原点的yz平面的基准800是提供用于帮助确定燃料载荷对净飞机前后重心CG(如果有的话)影响的参考系。净飞机前后重心CG是在x方向自基准平面800测量至净飞机CG_A的线性距离。如图所示，飞机框架+x指向尾部，+y指向机翼182，+z指向上方。原点是在前中心线C_F上的飞机100的机头126前方和下方的空间中的点，如图8D所示。因为CG_FT与飞机CG_A在基准800后的距离相同，所以得到的净飞机前后重心CG通常不受燃料载荷的影响。

图9示出了基于现有技术飞机教导的典型燃料箱181’可能设置在飞机100的翼展180内的位置，因此在与现有技术的典型燃料箱181’相比时，允许对燃料箱181、183占有的横截面积量进行视觉比较。如图所示，当从上方观察飞机100时，典型的燃料箱181’设置成经过前翼梁和后翼梁188、189之间的整个横截面区域。燃料箱181’在前翼梁和后翼梁188、189之间纵向延伸，横跨翼展180的整个横向长度Lw，限定燃料箱181’的宽度w₁₈₁’，并且如图所示甚至设置在机身101的横向宽度W_F内。由于翼梁188、189不完全垂直于前中心线C_F，宽度W_181’沿横向长度Lw变化。本领域技术人员会认为燃料箱181’近似在第一和第二机翼182、184的翼尖182t至翼尖184t设置，限定了燃料箱181′的长度l₁₈₁’。与燃料箱181’的高度(未示出)相比，燃料箱181、183的高度h(图8C)也可以不同，或者它们可以相似。高度自然地影响燃料箱181、183、181’占用的体积量，但对飞机的重心CG_A的影响小于燃料箱181、183、181’的长度和宽度。

飞机100的组合式可用燃料体积可以被认为是翼展180内可用的空间体积。本领域技术人员会认识到哪些构成了可用空间，但它可以包含翼展180内的体积，该体积尚未用于某些其他目的并且其中可以布置燃料箱。燃料箱181’表示翼展180的可用体积。通常，飞机100的组合式可用燃料体积可以近似在以下范围内：约500立方米至约550立方米(尽管在测量中考虑起落架舱、用于路由或航空电子设备的干舱和/或肋骨和翼梁盖/法兰占据的体积后，这些数字可能会更低)，其中翼展180的长度Lw近似在约70米至约80米的范围内，并且翼展的宽度Ww近似在约10米至约14米的范围内。即使具有该尺寸的组合式可用燃料体积，但飞机100仅使用可用燃料量的一小部分，近似在10％至20％的范围内，例如，在某些情况下近似为30％或更少、近似为25％或更少、近似为20％或更少、近似为15％或更少、近似为10％或更少。因此，飞机100的燃料箱181、183的组合式燃料体积可以近似在约50立方米至约75立方米的范围内。在一些实施例中，由飞机100携带的燃料量可以近似在约80,000磅质量(lbm)至约120,000磅质量的范围内，这至少部分地取决于对发动机的选择和本领域技术人员已知的其他因素。这些数字也可以由本领域技术人员在每个机翼的基础上剖析，尽管这似乎不是本领域中计算燃料体积的典型方式。

重心

图10示出了用于进行重心CG评估的几何参数，即飞机100的机翼184的平均气动弦长(MAC)187。机翼182也存在平均气动弦长MAC。更通常的是，弦长是机翼前缘和后缘之间的距离。虽然标准平均弦长(SMC)定义为机翼的面积除以机翼的翼展，但这种弦长通常仅在机翼为矩形时才存在。在包含飞机100在内的大多数飞机中，机翼的弦长沿其翼展变化。这可能是由于，例如，机翼逐渐变细和/或机翼被掠过。平均气动弦长MAC通过确定机翼的有效平均弦长来确定更典型的机翼几何形状。本领域技术人员会理解如何计算平均气动弦长MAC，因此无需说明如何操作。然而，平均气动弦长MAC与重心CG的讨论相关，因为通常会测量重心CG(例如重心CG_A或CG_P)相对于平均气动弦长MAC的位置。例如，重心CG_A的位置可以是平均气动弦长MAC的前缘至重心CG的距离相对于平均气动弦长MAC自身的百分比。

利用平均气动弦长MAC，本公开为有效载荷重心CG_P提供了一系列可能的位置，该位置更靠紧或更接近于净飞机重心CG_A。在将有效载荷放置在货舱中时，如果遵守该范围或公差，则称有效载荷CG_P的位置在飞机重心CG_A的附近。鉴于本公开，如本领域技术人员将会认识到，这实现了可接受的运载工具重心CG。这些值可以被表示为平均气动弦长MAC 187的一部分。例如，飞机100的当前设计使得重心CG_P相对于重心CG_A的可能位置的范围或公差可以是约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC，即重心CG_P。换句话说，重心CG_P相对于CG_A的可能位置的范围或公差可以大体在平均气动弦长MAC的约20％到约30％的范围内。作为比较，现有技术中的飞机通常具有约25％+/-约10％的平均气动弦长MAC，或甚至约25％+/-约15％的平均气动弦长MAC，或近似在大约10％的平均气动弦长MAC到约40％的平均气动弦长MAC的公差。本公开提供的更小的位置范围是有意的，并且是为帮助例如简化飞机设计、构造和测试而做出的特定工程和设计选择的结果。这些更严格的公差不是飞机100的固有尺寸的结果，仅仅因为飞机100与现有技术中的飞机相比长度更长，宽度更大，并不意味着得到的平均气动弦长MAC百分比较少。

图11A-14C提供了可设置在飞机100的机身101的内部货舱170中的有效载荷的非限制性实施例的图示。对于每个实施例，示出了与燃料(CG_F)、净飞机(CG_A)和有效载荷(CG_P)中的每一个相关联的重心CG。尽管对有效载荷10和重心CG_s使用相同的附图标记，从图示和说明书可以清楚地看出，有效载荷10就图11A-11C、12A-12C、13A-13C和14A-14C而言是不同的。更特别的是，每个有效载荷10包括至少一片风机叶片11A、11B、11C、1ID，以及多个有效载荷收纳夹具12，有效载荷收纳夹具是可操作的以相对于夹具12自身并在夹具12固定多于一片叶片时相对于其它叶片来固定叶片11A、11B、11C、11D的位置。如图所示，在每个示出的实施例中，有效载荷10通常沿着机身101的前中心线C_F和后中心线C_A放置，并且因此沿着货舱170的前货物中心线C_FCB和后货物中心线C_ACB放置。鉴于上述描述，考虑到关于平均气动弦长MAC所允许的公差，这种放置不必精确，但这些用于接收有效载荷的位置可以预先建立在货舱170内，以确保有效载荷保持在用于管理有效载荷重心CG相对于飞机重心CG的设计公差的范围内。通常这些重心CG不会是重合的，尽管它们可以重合，但它们确实保留在本文提供的允许公差范围内。图中各种重心CG的位置从所示的三个不同视图中很清楚，因此不需要详细描述一个重心CG相对于另一个重心CG的精确位置。在这方面，图纸不言自明。然而，下面的描述确实提供了一些关于重心CG的位置讨论。这样的讨论绝不是限制性的，正如所示的附图仅仅是示例而不是指示唯一可能的重心CG位置。从本公开内容中可以清楚地显示，对于所描述的系统的各种部件，存在许多可能的重心CG位置。

如图11A-11C所示，有效载荷10是设置在机身101的货舱170中的单片叶片11A，叶片11A由各种夹具12来固定。由于单片叶片11A的尺寸和形状不规则，并且没有任何其他叶片作为有效载荷10的一部分来帮助平衡叶片11A，所以提供了压舱物13。压舱物13或(多个)压舱物可以作为有效载荷10自身的一部分提供，如图所示设置在叶片11A的远尖部11At处。替代地或附加地，一个或多个压舱物可以设置在机身101自身的范围内，例如在机身101的后机身端140中，机身尾锥142附近，以改变飞机的重心CG_A。示出与压舱物13无关的有效载荷10的重心CG_P，以显示重心CG_P相对于飞机100的重心CG_A的距离。然而，考虑到自然设置在压舱物13的位置的压舱物13的重心CG_B，包括叶片11A和压舱物13的总有效载荷的重心CG_BBP在飞机的重心CG_A附近，如图所示在飞机重心CG_A稍微靠前的位置。也就是说，如图所示，总有效载荷重心CG_BBP相对于重心CG_A的位置为约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC。尽管仅在一个叶片实施例中示出了压舱物13，但更通常地是，一个或多个压舱物可与任何数量的叶片和/或与任何类型、尺寸、数量、形状的有效载荷一起使用。

图12A-12C示出了有效载荷10，其具有设置在机身101的货舱170中两片叶片11A、11B，这些叶片11A、11B由各种夹具12固定。与之前的实施例不同，并未提供(多个)压舱物，因为有效载荷10已经以有效载荷重心CG_P具有近似中心位置的方式包捆(尽管不一定在有效载荷10的质心处；如上所述，它仍然可以是不规则的)。如有需要，可以使用一个或多个压舱物，但至少在本例中不是这样，因为叶片11A、11B以最小化体积的方式包捆，同时将有效载荷重心CG_P保持在大致中心位置。有效载荷10相对于货舱170的放置使得有效载荷重心CG_P接近飞机重心CG_A，如图所示在飞机重心CG_A稍微靠前的位置。也就是说，如图所示，总有效载荷重心CG_BBP相对于飞机重心CG_A的位置是约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC。

包括设置在机身101的货舱170中的三片叶片11A、11B、11C的有效载荷10如图13A-13C所示，这些叶片11A、11B、11C由各种夹具12固定。不过，并未提供(多个)压舱物，尽管如果需要可以使用一个或多个压舱物。在本例中并未提供至少因为叶片11A、11B、11C的包捆使体积最小化，同时将有效载荷重心CG_P保持在大致中心位置。有效载荷10相对于货舱170的放置使得有效载荷重心CG_P在飞机重心CG_A附近，如图所示在飞机CG_A稍微靠前的位置。也就是说，如图所示，总有效载荷重心CG_BBP相对于飞机重心CG_A的位置是约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC。

图14A-14C示出了具有设置在机身101的货舱170中的四片叶片11A、11B、11C、11D的有效载荷10，这些叶片11A、11B、11C、11D再次由各种夹具12固定。不过，没有提供(多个)压舱物，尽管如果需要可以使用一个或多个压舱物。在本实例中没有提供至少因为叶片11A、11B、11C、11D的包捆使体积最小化，同时将有效载荷重心CG_P保持在大致中心位置。有效载荷10相对于货舱170的放置使得有效载荷重心CG_P接近飞机重心CG_A，如图所示在飞机重心CG_A稍微靠前的位置。也就是说，如图所示，总有效载荷重心CG_BBP相对于飞机重心CG_A的位置是约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC。

图15是设置于倾斜表面172’的有效载荷10’的示意性侧视图，倾斜表面172’代表了飞机100的货舱地板172的倾斜表面。如图所示，具有长度L的有效载荷10’的重心CG_P被示为自有效载荷10’的近末端10p’的距离kL，它可以但不必在有效载荷10’的质心处。如本文所讨论的，对于不规则包捆，这两者通常不一致。然而，该图中提供的示意图通常是对称的，因此两者似乎是重合的(认识到这是一个2D示图，因此质心将更适用于该图的3D版本)。因此，在所示实施例中，k约为1/2。角度Φ被图示为由倾斜表面172’的前机身端172f’形成的角度，角β是由倾斜表面172’的后机身端172a’形成的角，角θ是延伸经过并超过前机身端172f’的纵向轴线与后机身端172a’之间形成的角。前机身端172f’之前或起点处的参考平面F与有效载荷10’的近末端10p’的距离被表示为x，其随着有效载荷10’远离参考平面F移动而改变，例如当有效载荷10’被装载至类似于本公开的那些飞机上时。自参考平面F至前机身端172f’过渡到后机身端172a’的位置的距离，即在拐折部172p’处的距离被表示为x*。该距离通常保持固定不动，除非飞机自身移动或者如果等效地板可以移动以使得可以调整拐折部172p’的位置。自参考平面F至有效载荷重心CG_P’位置的距离表示为x_CG，与x一样，它随着有效载荷10’远离参考平面F的移动而变化。可变量x_CG是需要在尝试管理有效载荷重心CG相对于飞机重心CG的位置时求解的变量。

使用正弦定理，得到角度β为arcsin(((x*-x)/L)*sin(π-θ))，更特别地是：

L/sin(π-θ)＝(x*-x)/sin(β)

sin(β)＝((x*-x)/L)*sin(π-θ)

β＝arcsin(((x*-x)/L)*sin(π-θ))

可以用角度β求解角度Φ，这又可以用于求解x_CG，更特别地是：

Φ＝π-(π-θ)-β

Φ＝θ-β

Φ＝θ-(arcsin(((x*-x)/L)*sin(π-θ)))

x_CG＝x+kLcos(Φ)

当x变到x*时，角度β变为0，而且角度Φ变为角度θ，因此：

x≤(x*-L)：Φ＝0

此外，通过在确定有效载荷重心CG的位置的同时计算角度Φ，通过计算在装入有效载荷时产生的旋转来进行确定。这与有关向飞机装货所进行的典型计算类型是不同的，其中重心CG计算完全基于有效载荷的力矩臂和质量，这里没有计算有效载荷的旋转；如上面有关图15所展示的，例如，这响应于有效载荷向上移动到倾斜表面172’的后机身端172a’而产生。旋转的计算可以在装载之前执行和/或可以在装载发生时实时执行。

关于使用图12A-12C中的有效载荷10的飞机100，在图16中示出等效于图15中示意性示出的内容，，为了说明性目的，有效载荷10’叠加在有效载荷10上，并且倾斜表面172’叠加了并延伸经过地板172。在步骤900中，在货运飞机的机头门126处于打开位置的情况下，例如使用本领域技术人员已知的技术将有效载荷10、10’推入货舱170。例如，最远侧夹具12可以联接到轨道(不可见)，然后有效载荷10、10’朝向飞机100的货舱170的后部区域170a滑动或以其他方式平移。最远侧夹具12，以及因此有效载荷10、10′的远端10p、10p’，沿着轨道的前机身端(不可见)并且因此沿着地板172/倾斜表面172’的前机身端172f/172f继续前进，直到它到达地板172/倾斜表面172’的拐折部172k/172k’。

在步骤902中示出了有效载荷10、10’到达拐折区域130。一旦在拐折区域130处，有效载荷10、10’可继续前进，但有效载荷10、10’的远端10p、10p’不再仅沿轨道和地板172/倾斜表面172纵向平移，而是在其向远侧推进到货舱170的后部区域170a中时以角度β移动。在步骤904中示出了这种持续推进。如步骤904所示，与有效载荷10、10’仅在地板172/倾斜表面172’周围纵向平移时相比，夹具12(诸如图示的四个中的两个中间夹具)现在设置为离地板172/倾斜表面172’更远的竖向距离。如图15所示，有效载荷10、10’在沿着地板172/倾斜表面172’的后机身端172a/172a’行进的同时旋转，并因此确定将有效载荷10、10’移动到何处，从而使通过计算旋转，可以更准确地获得有效载荷重心CG_P相对于飞机重心CG_A的期望位置x*。由于不规则的有效载荷(如有效载荷10)旋转，它可能导致有效载荷重心CG_P的位置改变，因此不考虑它将导致有效载荷10/10’不太准确地位置确定。本公开提供了该问题的解决方案-通过在确定有效载荷10/10’应该放置在内部货舱170内的位置时计算有效载荷10/10’的旋转。

如步骤906所示，有效载荷10/10’可以继续向远侧推进至货舱170的后部区域170a，直到有效载荷重心CG_P达到定义为x*的距离，即自参考平面F测量的有效载荷重心CG_P的确定位置。一旦在其期望位置，使用本领域技术人员已知的或本文提供的其他技术有效载荷可以将10/10’固定在指定位置。可以通过各种指定的标识来表示确定的期望位置。例如，一个或多个视觉和/或触觉标志或标记可以放置在货舱170内的有效载荷10的远端和/或近端10d、10p将被定位成将有效载荷重心CG_P放置在距离x*处的位置。这样的标识标志可以被放置在货舱170内的各个表面上，并且可以在有效载荷一致时一直使用，即，它是与先前有效载荷相同的有效载荷，以相同的方式包捆使得有效载荷重心CG_P是一致的。指定的标记可用于具有与有效载荷CG_P相似的尺寸和位置的任何有效载荷。鉴于以上公开内容，标识可有助于相对于重心CG_A定位有效载荷重心CG_P，使得其为约25％+/-约5％的平均气动弦长MAC。

在某些情况下，可以在货舱中放置各种标记以表示各种包捆。例如，可以有用于包含单片风机叶片的有效载荷的标记、用于包含两片风机叶片的有效载荷的单独标记、用于包含三片风机叶片的有效载荷的另外的单独标记等。一些标记可用于多种类型的有效载荷，而其他标记可能专门为一种类型的有效载荷设计。如贯穿本申请全文所讨论的，其他类型的有效载荷是可能的，因此此类有效载荷的其他标记也是可能的。用于在本公开中说明的重型有效载荷的类型的示例性标识标志包含但不限于：内部货舱170的地板172、侧壁、(多个)轨道和/或天花板上的视觉标记、在有效载荷与其接触时提供触觉反馈的凸起表面、有效载荷夹具止挡装置、有效载荷夹具锁闩或销或其他的被构造为将有效载荷止动在期望位置的装置、通过有效载荷或与有效载荷相关联的夹具的激光瞄准线、在有效载荷上或与有效载荷相关的夹具上的铅锤或液滴定中特征、货舱与有效载荷或与有效载荷相关的夹具之间的电路闭合或电路断开特征、(多个)接近传感器或(多个)行程传感器或集成到货舱中的激光视距断开特征，和/或可能由有效载荷或与有效载荷相关联的夹具上的特定特征触发的飞机的其他部分，以及其他系统、设备和方法。这些指定的标识或提示可以通过预先形成在表面上而始终存在，或者替代地，可以选择性地部署它们。例如，对于凸起表面，凸起表面可以在装载有效载荷之前联接至地板和/或可以选择性地通过地板升高(或它们可能位于的其他位置)，或者以其他方式暴露，从而使它们不会阻碍不应接触此类表面的有效载荷的存放。即使是可以选择性地部署的这种标识也可以被认为是预先形成的，因为它们在将有效载荷设置在期望位置之前已经就位和/或放置。应当注意，尽管本公开描述了在装货期间关于从前机身至后机身装入的有效载荷的重心CG管理，但在替代实施例中，可以通过后开口实现装载。鉴于本公开，本领域技术人员将理解如何使本教导适用于这种装载。

基于所提供的描述和实施例，本领域技术人员将理解本公开的进一步特征和优点。因此，本发明不受已经特别示出和描述的内容的限制。例如，尽管本公开提供诸如风机之类的大型货物的运输，但本公开也可以应用于其他类型的大型货物或小型货物。此外，本公开可提供通过包含结合包捆和/或有效载荷(例如，风机叶片)使用的飞机能够管理重心的运输系统。也就是说，鉴于本公开，该系统包括飞机、包捆和/或有效载荷，因为它们是相互兼容。本文引用的所有出版物和参考文献均以全文引用的方式明确并入本文。

以上描述的实施例的示例可以包括以下内容：

1.一种将一台或多台风机的一片或多片叶片装入货运飞机的方法，包括：

将包含一台或多台风机的一片或多片叶片的包捆传送至由货运飞机的机身限定的内部货舱内，并且

将所述包捆固定至所述内部货舱内的下述位置，以使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。

2.根据权利要求1所述的方法，其中位于所述货运飞机的重心附近还包括位于所述货运飞机的约25％+/-约5％空气动力弦长内。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中将所述包捆传送入所述内部货舱还包括：

由于相对于所述机身的主部段打开货运飞机的机头门，将所述包捆传送经过形成在所述货运飞机的前机身端内的开口。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的方法，其中将所述包捆送入所述内部货舱内还包括：

将所述包捆沿设置在内部货舱内的一个或多个轨道滑动以到达所述包捆待固定的位置，所述一个或多个轨道自所述货运飞机的前机身端延伸至后机身端。

5.根据权利要求4所述的方法，

其中一个或多个轨道中的至少一个轨道包含拐折部，以使至少一个轨道在拐折部后方的至少一部分与由基本平行于所述货运飞机的所述前机身端中的中心线的、货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离大于至少一个轨道在所述拐折部前方的至少一部分与由货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离，并且其中滑动还包括沿着至少一个轨道位于拐折部后方的至少一部分滑动该包捆。

6.根据权利要求4或5所述的方法，

其中一个或多个轨道中至少一个轨道沿所述货舱的内部接触底面自所述货运飞机的前机身端连续延伸至所述货运飞机的后机身端，并且

其中所述滑动还包括使所述包捆沿设置于货运飞机的后机身端内的至少一个轨道的至少一部分滑动。

7.根据权利要求4至6中任一项所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道还用作为所述货运飞机的主结构梁。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的货运飞机，还包括，

将一片或多片叶片打包以形成所述包捆，所述包捆具有与每次包入新的一片或多片叶片的包捆基本相同的重心。

9.根据权利要求8所述的方法，其中包捆所述一片或多片叶片以形成所述包捆还包括：

将多个有效载荷收纳夹具联接至所述一片或多片叶片中的每片叶片，多个所述有效载荷收纳夹具使所述一片或多片叶片中的每一片叶片相对于其中接纳各自叶片的多个所述有效载荷收纳夹具的每个有效载荷收纳夹具固位以及相对于所述一片或多片叶片中的每片其他叶片固位。

10.根据权利要求9所述的方法，其中将多个有效载荷收纳夹具联接至所述一片或多片叶片中的每个叶片，包括：

对于多个所述有效载荷收纳夹具中的至少一个有效载荷收纳夹具，将形成至少一个有效载荷收纳夹具的多个件联接在一起，以将所述至少一个有效载荷收纳夹具联接至所述一片或多片叶片中的每片叶片。

11.根据权利要求9或10所述的方法，还包括：

基于用于标识至少一种包捆类型的有效载荷收纳夹具的预标识，为多个有效载荷收纳夹具各自选定一片或多片叶片中的每片叶片所联接至的有效载荷收纳夹具，其中每个有效载荷收纳夹具被构造用于沿着一片或多片叶片中的每片叶片的、每个有效载荷收纳夹具被构造用于的一个或多个位置，该包捆类型包括与一片或多片叶片的至少一个尺寸或者一片或多片叶片的形状有关的、一片或多片叶片的各种构型。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的方法，还包括：

用一个或多个预形成标记将所述包捆定位至所述内部货舱内的位置，将所述一个或多个预形成标记定位成使得所述一个或多个预形成标记标识所述包捆的位置，在那里包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。

13.根据权利要求12所述的方法，其中一个或多个预形成标记包括多个预标识的包捆标记，多个预标识的包捆标记包括用于内部货舱所构造成收纳的每种类型的包捆的至少一个预形成标记。

14.根据权利要求1至13中任一项所述的方法，其中将所述包捆固定至所述内部货舱内的下述位置，以在那里使所述包捆的重心在所述货运飞机的重心附近，还包括：在内部货舱内放置一个或多个压舱物，以使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。

15.根据权利要求1至14中任一项所述的方法，还包括：

基于所述包捆的一个或多个力矩、所述包捆的质量和包捆的转动量中的每一者，计算在在所述内部货舱内使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近的位置，该转动量是随着将包捆送入所述内部货舱至该位置，由所述包捆的远侧末端在内部货舱的后机身端被升高所造成的。

16.根据权利要求15所述的方法，其中所述包捆的旋转量基于所述内部货舱的后机身部和所述内部货舱的前机身部之间所形成的角度。

17.根据权利要求1至16中任一项所述的方法，其中所述一片或多片叶片包括至少两片风机叶片。

18.根据权利要求17所述的方法，其中所述至少两片风机叶片包括至少三片风机叶片。

19.根据权利要求18所述的方法，其中所述至少三个风机叶片包括至少四片风机叶片。

20.根据权利要求1至19中任一项所述的方法，其中所述包捆是不规则包捆，其中不规则的所述包捆的重心位于不同于所述不规则包捆的几何质心的位置。

21.根据权利要求20所述的方法，其中所述不规则包捆构造成具有紧凑的体积。

22.根据权利要求1至21中任一项所述的方法，所述一片或多片叶片中的至少一片叶片具有至少约57米的长度。

23.根据权利要求22所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少约65米。

24.根据权利要求23所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少约75米。

25.根据权利要求24所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少约85米。

26.根据权利要求25所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少约100米。

27.根据权利要求26所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少约120米。

28.一种用于确定将要设置在货运飞机中的有效载荷的重心的方法，包括：

计算有效载荷的一个或多个力矩；

确定所述有效载荷的质量；

考虑基于货运飞机的货舱的后机身部的中心线和货舱的前机身部的中心线之间形成的弯曲角度的包捆的预期转动量，所述后机身部和所述前机身部由限定出所述弯曲角度的、所述货舱的拐折部相连接。

29.根据权利要求28所述的方法，其中基于所述弯曲角度考虑所述包捆的预期旋转量，包括：

基于所述有效载荷的近侧末端的位置，确定所述有效载荷的近似中心线与所述货舱的前机身部的中心线之间的角度。

30.根据权利要求28或29所述的方法，其中所述有效载荷具有至少约57米的长度。

31.根据权利要求30所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少约65米。

32.根据权利要求31所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少约75米。

33.根据权利要求32所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少约85米。

34.根据权利要求33所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少约100米。

35.根据权利要求34所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少约120米。

36.根据权利要求28至35中任一项所述的方法，其中所述有效载荷包括不规则的有效载荷，其中不规则的所述有效载荷的重心位于不同于不规则的有效载荷的几何质心的位置。

37.根据权利要求36所述的方法，其中所述不规则有效载荷被构造为具有紧凑体积。

38.根据权利要求28至37中任一项所述的方法，其中所述有效载荷包括一台或多台风机叶片。

39.根据权利要求38所述的方法，其中所述风机的一片或多片叶片包括至少两片叶片。

40.根据权利要求39所述的方法，其中所述风机的一片或多片叶片包括至少三片叶片。

41.根据权利要求40所述的方法，其中所述风机的一片或多片叶片包括至少四片叶片。

42.根据权利要求28至41中任一项所述的方法，

其中所述有效载荷还包括构造为使位于其内的一个或多个结构固位的多个有效载荷收纳夹具，并且

其中当所述有效载荷包括风机的一片或多片叶片时，所述一个或多个结构包括风机的所述一片或多片叶片。

43.一种货运飞机，包括：

机身，所述机身限定前机身端、后机身端、以及内部货舱，所述内部货舱跨越自所述前机身端至所述后机身端的所述机身的大部分长度；

第一固定翼，所述第一固定翼自所述机身朝远离所述机身的第一方向延伸；

第二固定翼，所述第二固定翼自所述机身朝远离所述机身的第二方向延伸，所述第二方向关于所述货运飞机的纵向-竖向中心平面近似对称；

第一燃料箱，其设置至所述第一固定翼内，以及

第二燃料箱，其设置至所述第二固定翼内，

其中所述第一燃料箱朝向所述后机身端纵向延伸，以使其终止于远离第一固定翼的第一后翼梁的第一显著距离，

其中所述第二燃料箱朝向所述后机身端纵向延伸，以使其终止于远离第二固定翼的第二后翼梁的第二显著距离，并且

其中所述内部货舱构造成具有设置于其中的、至少长约57米的有效载荷。

44.根据权利要求43所述的货运飞机，还包括：

联接至所述第一固定翼的至少一个翼吊式发动机；以及

联接至所述第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。

45.根据权利要求44所述的货运飞机，

其中所述第一燃料箱被设置至第一固定翼的体积内，并且并未横向延伸超过联接至所述第一固定翼的至少一个翼吊式发动机，并且

其中所述第二燃料箱被设置至第二固定翼的体积内，并且并未横向延伸超过联接至所述第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。

46.根据权利要求45所述的货运飞机，其中所述第一燃料箱和所述第二燃料箱中的至少一个并未延伸超过所述至少一个翼吊式发动机的翼吊式发动机，该翼吊式发动机沿与其联接的相应的第一或第二固定翼距所述机身最远。

47.根据权利要求43至46中任一项所述的货运飞机，还包括安装至所述机身上的至少一个发动机。

48.根据权利要求43至47中任一项所述的货运飞机，

其中所述第一燃料箱的重心位于设置在所述第一固定翼的最靠近所述机身的横向半部内，并且

其中所述第二燃料箱的重心位于设置在所述第二固定翼的最靠近所述机身的横向半部内。

49.根据权利要求43至48所述的货运飞机，

其中所述第一显著距离设计为使当自所述第一燃料箱设置成最靠近所述机身中心线所处位置测量时，所述第一燃料箱的朝向后机身端纵向延伸的第一纵向箱距小于所述第一燃料箱的第一纵向末端与所述第一后翼梁之间的第一纵向间距，并且

其中所述第二显著距离设计为使当自所述第二燃料箱设置成最靠近所述机身中心线所处位置测量时，所述第二燃料箱的朝向后机身端纵向延伸的第二纵向箱距小于所述第一燃料箱的第二纵向末端与所述第二后翼梁之间的第二纵向间距。

50.根据权利要求43至49中任一项所述的货运飞机，其中所述第一燃料箱的体积和所述第二燃料箱的体积的组合的燃料箱体积为所述第一固定翼的可用燃料体积和所述第二固定翼的可用燃料体积的组合的可用燃料体积的近似20％或更少。

51.根据权利要求43至50中任一项所述的货运飞机，包括：

设置在所述内部货舱内的一个或多个轨道，所述一个或多个轨道自所述货运飞机的前机身端延伸至后机身端，所述一个或多个轨道构造成收纳所述有效载荷，以使所述有效载荷沿所述一个或多个轨道平移以将所述有效载荷设置至所述货舱内的期望位置，所述期望位置是所述有效载荷的重心位于所述货运飞机重心附近的位置。

52.根据权利要求51所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道包含拐折部，以使至少一个轨道在所述拐折部后方的至少一部分与由基本平行于所述货运飞机的前机身端的中心线的、所述货运飞机的前机身端中的所述内部货舱的内部接触底面所限定的表面的竖向距离大于至少一个轨道在所述拐折部前方的至少一部分与由所述货运飞机的前机身端中所述内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离。

53.根据权利要求51或52所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道沿所述货舱的内部后接触表面自所述货运飞机的所述前机身端连续延伸至所述货运飞机的所述后机身端。

54.根据权利要求51至53中任一项所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道还用作为所述货运飞机的主结构梁。

55.根据权利要求43至54中任一项所述的货运飞机，还包括构造为打开货运飞机的前机身端的一部分的货运飞机的机头门，以将所述有效载荷经过由打开所述货运飞机的机头门外露的开口装入所述货舱。

56.根据权利要求43至55中任一项所述的货运飞机，还包括：

设置在所述内部货舱中的一个或多个标识标志，所述一个或多个标识标志指示有效载荷的放置位置，以使有效载荷的重心位于所述货运飞机的重心附近。

57.根据权利要求56所述的货运飞机，其中位于所述货运飞机的重心附近还包括位于所述货运飞机约25％+/-约5％的空气动力弦长内。

58.根据权利要求43至57中任一项所述的货运飞机，其中所述内部货舱包括：

前舱部分，所述前舱部分位于所述货运飞机的所述前机身端内；

后舱部分，所述后舱部分位于所述货运飞机的所述后机身端内；以及

拐折部，所述拐折部被设置于所述前舱部分和所述后舱部分之间，所述拐折部限定所述货运飞机的所述前机身端相对于所述货运飞机的所述纵向-横向平面开始上升的位置，从而使所述后舱部分的最后末端被设置至所述货运飞机的所述纵向-横向平面的上方。

59.根据权利要求58所述的货运飞机，其中所述后舱部分的所述后机身端延伸至其中设置所述前舱部分的所述机身的所述前机身端的上部外表面的上方。

60.据权利要求58或59所述的货运飞机，其中延伸经过所述后舱部分的中心线的大部分与延伸经过所述前舱部分的中心线成角度。

61.根据权利要求43至60中任一项所述的货运飞机，其中所述内部货舱还包括形成在其中的一个或多个预形成标记，所述一个或多个预形成标记定位成使得所述一个或多个预形成标记标识出特定的有效载荷位于所述货运飞机的重心附近的期望位置。

62.根据权利要求61所述的货运飞机，其中所述一个或多个预形成标记包括多个预标识的有效载荷标记，所述多个预标识的有效载荷标记包括用于构造为所述内部货舱接收的每一类有效载荷的至少一个预形成标记。

63.根据权利要求43至62中任一项所述的货运飞机，其中所述第一固定翼和所述第二固定翼几乎没有限定掠角。

64.根据权利要求43至63所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为其中设置有至少约65米长度的有效载荷。

65.根据权利要求64所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为其中设置有至少约75米长度的有效载荷。

66.根据权利要求65所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为其中设置有至少约85米长度的有效载荷。

67.根据权利要求66所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为其中设置有至少约100米长度的有效载荷。

68.根据权利要求67所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为其中设置有至少约120米长度的有效载荷。

69.根据权利要求43至68中任一项所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为接收不规则有效载荷，其中所述不规则有效载荷的重心位于与所述不规则有效载荷的几何质心不同的位置。

70.根据权利要求69所述的货运飞机，其中所述不规则有效载荷被构造为具有紧凑体积。

71.根据权利要求43至70中任一项所述的货运飞机，其中所述内部货舱被构造为具有设置在其中的风机的一片或多片叶片。

Claims

将包含一台或多台风机的一片或多片叶片的包捆传送入由货运飞机的机身限定出的内部货舱，并且

将所述包捆固定至所述内部货舱内的下述位置，以在那里使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。

2.根据权利要求1所述的方法，其中位于所述货运飞机的重心附近还包括位于所述货运飞机约25％+/-约5％的平均气动弦长内。

3.根据权利要求1所述的方法，其中将所述包捆传送入所述内部货舱还包括：

4.根据权利要求1所述的方法，其中将所述包捆送入所述内部货舱内还包括：

5.根据权利要求4所述的方法，

其中一个或多个轨道中的至少一个轨道包含拐折部，以使至少一个轨道在拐折部后方的至少一部分与由基本平行于所述货运飞机的所述前机身端中的中心线的、货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离大于至少一个轨道在所述拐折部前方的至少一部分与由货运飞机的前机身端中的内部货舱的内部接触底面所限定的平面之间的竖向距离，并且

其中滑动还包括沿着至少一个轨道位于拐折部后方的至少一部分滑动该包捆。

6.根据权利要求4所述的方法，

7.根据权利要求4所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道还用作为所述货运飞机的主结构梁。

8.根据权利要求1所述的方法，还包括，

将一片或多片叶片打包以形成所述包捆，所述包捆具有与每次包入新的一片或多片叶片的包捆基本相同的重心，其中新的一片或多片叶片具有与这一片或多片叶片基本相似的构型。

9.根据权利要求8所述的方法，其中打包所述一片或多片叶片以形成所述包捆还包括：

10.根据权利要求9所述的方法，其中将多个有效载荷收纳夹具联接至所述一片或多片叶片中的每片叶片，包括：

11.根据权利要求9所述的方法，还包括：

12.根据权利要求1所述的方法，还包括：

14.根据权利要求1所述的方法，其中将所述包捆固定至所述内部货舱内的下述位置，以在那里使所述包捆的重心在所述货运飞机的重心附近，还包括：在内部货舱内放置一个或多个压舱物，以使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近。

15.根据权利要求1所述的方法，还包括：

基于所述包捆的一个或多个力矩、所述包捆的质量和包捆的旋转量中的每一者，计算在在所述内部货舱内使所述包捆的重心位于所述货运飞机的重心附近的位置，该旋转量是随着将包捆送入所述内部货舱至该位置，由所述包捆的远侧末端在内部货舱的后机身端被升高所造成的。

17.根据权利要求1所述的方法，其中所述一片或多片叶片包括至少两片风机叶片。

19.根据权利要求18所述的方法，其中所述至少三片风机叶片包括至少四片风机叶片。

20.根据权利要求1所述的方法，其中所述包捆是不规则包捆，其中不规则的所述包捆的重心位于不同于所述不规则包捆的几何质心的位置。

22.根据权利要求1所述的方法，所述一片或多片叶片中的至少一片叶片具有至少约57米的长度。

23.根据权利要求22所述的方法，其中所述至少一片叶片的长度至少为约65米。

24.根据权利要求23所述的方法，其中所述至少一片叶片的长度至少为约75米。

25.根据权利要求24所述的方法，其中所述至少一片叶片的长度至少为约85米。

26.根据权利要求25所述的方法，其中所述至少一片叶片的长度至少为约100米。

27.根据权利要求26所述的方法，其中所述至少一片叶片的所述长度至少为约120米。

计算有效载荷的一个或多个力矩；

确定所述有效载荷的质量；

考虑基于货运飞机的货舱的后机身部的中心线和货舱的前机身部的中心线之间形成的弯曲角度的包捆的预期旋转量，所述后机身部和所述前机身部由限定出所述弯曲角度的、所述货舱的拐折部相连接。

29.根据权利要求28所述的方法，其中基于所述弯曲角度考虑所述包捆的预期旋转量还包括：

30.根据权利要求28所述的方法，其中所述有效载荷具有至少约57米的长度。

31.根据权利要求30所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少为约65米。

32.根据权利要求31所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少为约75米。

33.根据权利要求32所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少为约85米。

34.根据权利要求33所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少为约100米。

35.根据权利要求34所述的方法，其中所述有效载荷的所述长度至少为约120米。

36.根据权利要求28所述的方法，其中所述有效载荷包括不规则的有效载荷，其中不规则的所述有效载荷的重心位于不同于不规则的有效载荷的几何质心的位置。

37.根据权利要求36所述的方法，其中不规则的有效载荷构造成具有紧凑体积。

38.根据权利要求28所述的方法，其中所述有效载荷包括风机的一片或多片叶片。

41.根据权利要求40所述的方法，其中所述风机的一片或多个页片包括至少四片叶片。

42.根据权利要求28所述的方法，

43.一种货运飞机，包括：

机身，其限定有前机身端、后机身端、以及内部货舱，所述内部货舱跨越自所述前机身端至所述后机身端的所述机身的大部分长度；

第一燃料箱，其设置至所述第一固定翼内，以及

第二燃料箱，其设置至所述第二固定翼内，

44.根据权利要求43所述的货运飞机，还包括：

联接至所述第一固定翼的至少一个翼吊式发动机；以及

联接至所述第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。

45.根据权利要求44所述的货运飞机，

其中所述第一燃料箱设置在第一固定翼的体积内，并且并未横向延伸超过联接至所述第一固定翼的至少一个翼吊式发动机，并且

其中所述第二燃料箱设置在第二固定翼的体积内，并且并未横向延伸超过联接至所述第二固定翼的至少一个翼吊式发动机。

46.根据权利要求45所述的货运飞机，其中所述第一燃料箱和所述第二燃料箱中的至少一个并未延伸超过所述至少一个翼吊式发动机中的翼吊式发动机，该翼吊式发动机沿与其联接的相应的第一固定翼或第二固定翼距机身是最远的。

47.根据权利要求43所述的货运飞机，还包括安装至所述机身的至少一个发动机。

48.根据权利要求43所述的货运飞机，

49.根据权利要求43所述的货运飞机，

50.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述第一燃料箱的体积和所述第二燃料箱的体积的燃料箱体积组合大致为所述第一固定翼的可用燃料体积和所述第二固定翼的可用燃料体积的可用燃料体积的组合的20％或更少。

51.根据权利要求43所述的货运飞机，包括：

53.根据权利要求51所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道沿所述货舱的内部后接触表面自所述货运飞机的所述前机身端连续延伸至所述货运飞机的所述后机身端。

54.根据权利要求51所述的货运飞机，其中所述一个或多个轨道中的至少一个轨道还用作为所述货运飞机的主结构梁。

55.根据权利要求43所述的货运飞机，还包括构造为打开货运飞机的前机身端的一部分的货运飞机的机头门，以将所述有效载荷经过由打开所述货运飞机的机头门外露的开口装入所述货舱。

56.根据权利要求43所述的货运飞机，还包括：

57.根据权利要求56所述的货运飞机，其中位于所述货运飞机的重心附近还包括位于所述货运飞机约25％+/-约5％的平均气动弦长内。

58.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述内部货舱包括：

拐折部，所述拐折部设置在所述前舱部分和所述后舱部分之间，所述拐折部限定所述货运飞机的后机身端开始相对于货运飞机的纵向-横向平面升高的位置，以使所述后舱部分的最尾末端设置于货运飞机的所述纵向-横向平面的上方。

59.根据权利要求58所述的货运飞机，其中所述后舱部分的所述后机身端在所述机身的、其中设置有前舱部分的前机身端的上部外表面的上方延伸。

60.根据权利要求58所述的货运飞机，其中延伸经过所述后舱部分的中心线的大部分与延伸经过所述前舱部分的中心线成角度。

61.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述内部货舱还包括形成在其中的一个或多个预形成标记，所述一个或多个预形成标记定位成使得所述一个或多个预形成标记标识出特定的有效载荷位于所述货运飞机的重心附近的期望位置。

62.根据权利要求61所述的货运飞机，其中所述一个或多个预形成标记包括多个预标识的有效载荷标记，所述多个预标识的有效载荷标记包括用于所述内部货舱所构造用于收纳的每类有效载荷的至少一个预形成标记。

63.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述第一固定翼和所述第二固定翼几乎没有限定掠角。

64.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为其中设置有至少约65米长度的有效载荷。

65.根据权利要求64所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为其中设置有至少约75米长度的有效载荷。

66.根据权利要求65所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为其中设置有至少约85米长度的有效载荷。

67.根据权利要求66所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为其中设置有至少约100米长度的有效载荷。

68.根据权利要求67所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为其中设置有至少约120米长度的有效载荷。

69.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为收纳不规则的有效载荷，其中不规则的有效载荷的重心位于不同于不规则的有效载荷的几何质心的位置。

70.根据权利要求69所述的货运飞机，其中不规则的有效载荷构造为具有紧凑体积。

71.根据权利要求43所述的货运飞机，其中所述内部货舱构造为具有设置在其中的风机的一片或多片叶片。