CN114940258A - 带有在垂直安定面根部处相接的水平安定面的飞行器尾翼部 - Google Patents

Abstract

一种飞行器尾翼部包括：‑垂直尾翼；‑后机身部段，所述后机身部段附接到所述垂直尾翼并且包括蒙皮和内部加强构件；‑水平尾翼，所述水平尾翼包括两个侧向抗扭箱以及位于所述两个侧向抗扭箱之间的框架结构，所述框架结构包括前翼梁、后翼梁以及在所述前翼梁与所述后翼梁之间延伸的两个肋，并且每个肋邻近侧向抗扭箱。所述框架结构沿着所述垂直尾翼的翼展方向包围所述垂直尾翼的一部分。所述飞行器尾翼部包括附接组件，所述附接组件将所述框架结构附接到所述后机身部段，所述附接组件跨过所述蒙皮并且在所述后机身部段的内部加强构件与所述框架结构之间延伸。

Description

带有在垂直安定面根部处相接的水平安定面的飞行器尾翼部

技术领域

本发明涉及一种飞行器尾翼部或者尾部构型。飞行器尾翼部包括位于垂直尾翼(VTP)根部区域的水平尾翼(HTP)。

背景技术

尾翼部(也称为尾部、尾部组件或尾部构型)是飞行器的后部处的结构，其在起飞和飞行期间提供稳定性。

尾翼部是整个尾部结构，并且包括后机身、垂直安定面或垂直尾翼(VTP)、以及水平安定面或水平尾翼(HTP)。尾翼部还包括方向舵和升降舵。

湿表面的优化以及水平尾翼(HTP)和垂直尾翼(VTP)的重量和尺寸与改善飞行器性能有关。

在商业和国防飞行器的文献中可以找到尾部组件的各种构型。三种最相关的尾部组件解释如下：常规、T型尾部和十字型尾部。

虽然垂直尾翼(VTP)的位置在提到的所有三种构型中是相同的，但是水平尾翼(HTP)的位置从垂直尾翼(VTP)结构的顶部到后机身的中间部段是不同的。

这些位置不仅改变整个飞行器的空气动力学，而且影响后机身和垂直尾翼(VTP)结构。水平尾翼(HTP)被附接的区域必须被加强，这样增加了飞行器的重量和成本。

常规尾部

常规尾部是商用飞行器中尾翼部的最常见构型。这种尾部包括结合到后机身的上区域的垂直尾翼(VTP)。水平尾翼(HTP)被附接到后机身的内部结构。

水平尾翼(HTP)与后机身的中间部段的附接是通过连接到后机身的内框架的数个配件和结构杆来实现的。

由于水平尾翼(HTP)通常是可配平的，因此有必要在与水平尾翼(HTP)的接口处修改后机身以允许其运动，如下：

·在后机身中需要明显的切口以定位水平尾翼(HTP)并且提供足够的间隙以避免在其配平运动期间的任何冲突。数个加强件被执行为梁和高负载框架，以加强该切口和重新分配负载。

·后机身的最后框架保持打开，以在飞行器的最终装配操作期间将水平尾翼(HTP)引入后机身。这不利于后机身的结构效率。最后框架由格架结构封闭以满足互换性要求，以替换水平尾翼(HTP)，如果需要。

·后机身空气动力学轮廓在切口周围进行修改。双曲率区域被执行为使其与水平尾翼(HTP)的配平运动兼容。由于整流罩的局部安装，双曲率区域还使寄生空气动力阻力最小化。

常规尾部在飞行器的结构、用途和空气动力学方面的主要缺点是：

·由于水平尾翼(HTP)与后机身之间的连接是在机身内部进行的，所以水平尾翼(HTP)的很大一部分隐藏在后机身的内部。此隐藏的部分对飞行器控制是没有用的。因此，增加水平尾翼(HTP)的总尺寸以补偿这种非湿化区域，从而降低部件阻力、重量和成本。

·由于水平尾翼(HTP)部分地位于后机身的内部，所以该机身部段由于需要附加结构加强件来重新分配切口区域周围的负载而在重量和成本方面受到极大影响。此外，由于水平尾翼(HTP)的互换性要求，在闭合框架中使用支柱结构，这在重量方面不是最佳解决方案。

·后机身的制造和组装由于在切口区域周围的双曲率形状的生产过程中所涉及的高度复杂性而受到不利影响。

·此外，使用机身内部以容纳水平尾翼(HTP)结合部消除了将该空间用于其他目的的可能性，这些目的比如是辅助动力装置(APU)的位置、乘客登机、系统分配等。它降低了飞行器的有效容量，并且使得有必要扩大机身来将它们定位，从而影响阻力、重量和成本。

·由于水平尾翼(HTP)的低位置，与从跑道投射的不同物体的撞击和在地面操作期间发生事故的可能性比其他尾翼部构型中的高。

T型尾部

T型尾部构型用于发动机置于尾锥中、或机翼置于高处、或需要后机身内部的空间的情况。

在这种构型中，水平尾翼(HTP)被附接到垂直尾翼(VTP)的上部处，这样产生赋予这种构型名称的T形。

T型尾部构型的主要缺点是：

·水平尾翼(HTP)在垂直尾翼(VTP)顶部处的位置代表垂直尾翼(VTP)必须承受的负载的增加。首先，因为水平尾翼(HTP)的重量和负载必须由垂直尾翼(VTP)结构承载。其次，因为枢轴点在可配平的水平尾翼(HTP)中的距离因该水平尾翼的附接件位于垂直尾翼(VTP)的最窄区域中而要小得多，这样增加了弯曲负载和扭转负载。因而，垂直尾翼(VTP)结构在重量和成本方面受到不利影响。

·由于水平尾翼(HTP)的附接是在垂直尾翼(VTP)的顶部处进行的，所以水平尾翼(HTP)的侧向负载不能得到足够的支撑。因此，配件必须在同一点处承受更高的侧向负载。这种事实增加了结构的复杂性并且使得高性能材料成为必要，这不利于结构的重量和成本。

·此外，由于水平尾翼(HTP)的较高位置，所以该水平尾翼的维护是复杂的。

十字型尾部

常规型与T型尾部之间的中间解决方案在十字型尾部中找到。水平尾翼(HTP)在垂直尾翼(VTP)的中部附近与垂直尾翼相交。它代表了之前解释的两种构型之间的折衷。

在这种构型中，来自水平尾翼(HTP)的负载被传递到垂直尾翼(VTP)。为了加强，需要垂直尾翼(VTP)的下部段。

在安装水平尾翼(HTP)时，中断垂直尾翼(VTP)的翼梁、纵梁和蒙皮的负载路径。在安装水平尾翼(HTP)后，通过数个加强件来恢复这种负载路径。

十字型尾部的尾翼部的主要缺点是：

·垂直尾翼(VTP)的下部分的结构由于其承受的高负载而必须被设计得更硬且更坚固。这样增加了其重量和成本。

·由于水平尾翼(HTP)的附接是在垂直尾翼(VTP)的中部处进行的，所以水平尾翼(HTP)的侧向负载不能得到足够的支撑。因而，配件必须在同一点处承受更高的侧向负载。这种事实增加了结构的复杂性并且使得高性能材料成为必要，这不利于结构的重量和成本。

·垂直尾翼(VTP)被水平尾翼(HTP)切割成两个不同的部分。需要数个加强件来确保负载从垂直尾翼(VTP)的端头转移到根部。因此，整个垂直尾翼(VTP)的重量和成本增加。

·在可配平的水平尾翼(HTP)的情况下，必须修改垂直尾翼(VTP)的外表面和内部结构，以定位配平执行器。垂直尾翼(VTP)肋中的大孔被执行为避免与螺旋千斤顶连接的任何冲突。这种事实不利于整个垂直尾翼(VTP)的重量，并且增加了垂直尾翼(VTP)设计和维护的复杂性。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器尾翼部的构型，其在不损害周围部件(主要是垂直尾翼(VTP)和后机身部段)的情况下改善水平尾翼(HTP)的效率。

本发明的飞行器尾翼部目标是带有在垂直安定面根部处相接的水平安定面的尾翼部。

本发明的飞行器尾翼部目标包括：

-垂直尾翼(VTP)。

-后机身部段。后机身部段包括蒙皮和内部加强构件，即位于朝向机身部段的中间平面的蒙皮侧上的加强构件。例如，框架和纵梁。垂直尾翼通过附接组件附接到后机身部段，该附接组件从内部加强构件延伸到垂直尾翼(VTP)。因此，附接组件的一部分跨过后机身部段的蒙皮。

-水平尾翼(HTP)。水平尾翼(HTP)可以是可配平的或固定的。

水平尾翼(HTP)包括：

-两个侧向抗扭箱。

-位于两个侧向抗扭箱之间的框架结构；框架结构连接到两个侧向抗扭箱。框架结构包括前翼梁、后翼梁以及在前翼梁与后翼梁之间延伸或跨越的两个肋。每个肋与侧向抗扭箱相邻，即不远离或不相距很远。因此，框架结构是平行四边形，即它包括四条边。框架结构是中空的，并且沿着垂直尾翼(VTP)的翼展方向包围垂直尾翼(VTP)的一部分。因此，水平尾翼(HTP)的框架结构包围着垂直尾翼(VTP)的纵向部段。垂直尾翼(VTP)的截面被两个翼梁和两个肋形成的平行四边形围绕或包围。这样，垂直尾翼(VTP)跨过水平尾翼(HTP)，特别是穿过框架结构形成的开口。

众所周知，在水平尾翼(HTP)中，翼梁沿翼展方向延伸至水平尾翼(HTP)并且肋沿弦向延伸。因此，框架结构的前翼梁和后翼梁位于水平尾翼(HTP)的翼展方向，两个肋位于水平尾翼(HTP)的弦向。

飞行器尾翼部包括附接组件，该附接组件将框架结构附接到后机身部段。附接组件在后机身部段的内部加强构件与框架结构之间延伸，因此，附接组件跨过后机身部段的蒙皮。在实施例中，附接组件可以附接到后机身部段的框架。

在实施例中，将框架结构附接到后机身部段的附接组件包括：

-后附接件，其在后机身部段的内部加强构件与框架结构的后翼梁之间延伸并且跨过蒙皮。例如，后附接件可以从蒙皮朝向后机身部段的框架结构突出。

-前附接件，其在后机身部段的内部加强构件与框架结构的前翼梁之间延伸并且也跨过蒙皮。

本发明的优点之一是，在实施例中，它允许水平尾翼(HTP)定位在垂直尾翼(VTP)根部区域处，以允许以下两者：

-使水平尾翼(HTP)完全在后机身部段之外，

-避免水平尾翼(HTP)结构和负载对垂直尾翼(VTP)的影响。

根部区域是垂直尾翼(VTP)最靠近后机身部段的部分。垂直尾翼(VTP)与根部相反的端是端头。

垂直尾翼根部区域覆盖从后机身部段的蒙皮测量的垂直尾翼(VTP)的翼展长度多达10％或15％。

在实施例中，相对于飞行器尾翼部的竖直方向，水平尾翼的框架结构位于后机身部段的蒙皮附近。附近意味着它位于离蒙皮不远处。两个元件之间的距离可以从它们相接触到它们之间具有间隙而变化。

水平尾翼(HTP)和垂直尾翼(VTP)与后机身部段的接口通过框架结构来实现，以避免两个部件之间的任何冲突。

此外，水平尾翼(HTP)和垂直尾翼(VTP)与后机身部段的附接件位于单一区域中，从而最大限度地减少了结构所需的加强件，从而降低整体重量和成本。

更具体地，上述技术特征确定如下的水平尾翼(HTP)-垂直尾翼(VTP)-后机身部段接口。

水平尾翼(HTP)-后机身部段接口

水平尾翼(HTP)结构包括两个侧向抗扭箱，这两个侧向抗扭箱结合到位于两个侧向抗扭箱之间的框架结构。这种框架结构通过附接组件连接到后机身部段。

在实施例中，水平尾翼(HTP)可以是可配平的。附接组件的后附接件与框架结构之间的连接被配置为可配平的水平尾翼的枢轴，并且前附接件被配置为围绕枢轴移动可配平的水平尾翼，以控制水平尾翼的旋转角度。

在实施例中，前附接件是蜗杆。在实施例中，后附接件包括两个凸耳。蜗杆被连接至可配平的水平安定面致动器(THSA)，以控制旋转角度。

水平尾翼(HTP)-垂直尾翼(VTP)接口

一旦水平尾翼(HTP)附接到后机身部段，垂直尾翼(VTP)就放置在框架结构内。垂直尾翼(VTP)保持相同的接口设计方案以附接到现有技术中已知的后机身部段。

在可配平的水平尾翼(HTP)的情况下，由于水平尾翼(HTP)相对于垂直尾翼(VTP)和后机身移动，所以框架结构与其他两个结构之间留有标准间隙，以避免任何冲突。

在水平尾翼(HTP)是可配平的并且它位于垂直尾翼(VTP)的根部区域中的实施例中，处于直线位置的水平尾翼(HTP)与后机身部段的蒙皮之间的距离由水平尾翼(HTP)的最大配平角度确定。此最大角度根据固定点和水平尾翼(HTP)的尺寸限定离蒙皮的必要距离。

水平尾翼(HTP)框架结构

水平尾翼(HTP)框架结构包括两个翼梁(前翼梁和后翼梁)和两个肋(左肋和右肋)。

在实施例中，为了将水平尾翼(HTP)侧向箱附接到框架结构，侧向箱的前翼梁和框架结构的前翼梁被连接，并且侧向箱的后翼梁和框架结构的后翼梁被连接。

相对于现有技术已知的解决方案，本发明实现数个优点。最重要的是在阻力、重量和工业成本方面的节省，还包括一些构型机会，详细如下：

·由于水平尾翼(HTP)位于后机身部段之外，所以水平尾翼(HTP)的整个表面都是湿的。这使得有可能具有带相同操纵质量的较小水平尾翼(HTP)，从而降低阻力、重量和成本。

·所要求保护的构型比十字型尾部和T型尾部具有更好的结构效率。水平尾翼(HTP)结构和负载不影响垂直尾翼(VTP)。没有必要使垂直尾翼(VTP)更硬以支撑来自水平尾翼(FTP)的负载。没有必要中断垂直尾翼(VTP)负载路径。

·由于水平尾翼(HTP)位于后机身部段之外，机身重量和成本因结构效率改善(标准闭合框架、无切口……)以及因切口结构加强件的移除而得到优化。除此之外，后机身轮廓不会受到切口及其局部双曲率的影响。因此，制造和组装后机身结构不太复杂。因此，减少生产线所需的工时和材料是可行的。

·由于垂直尾翼(VTP)和水平尾翼(HTP)这两者的结构附接件被限定在相同位置中，因此只需要加强后机身的上壳体。因此，它与其他构型相比优化了结构效率并实现了节省，在其他构型中，由于不同的负载引入位置，整个后机身部段需要数个局部加强件。

·可维护性类似于常规构型和十字型尾部构型，并且由于水平尾翼(HTP)位于垂直尾翼(VTP)的根部区域中，因此比T型尾部更好。该位置由于其与地面的距离更远，因此比常规构型更不容易遭受意外损坏。

·由于后机身部段内存在更多的可用空间，所以它可以用于不同的目的，例如，辅助动力单元(APU)位置、乘客登机、系统分配等。有可能减小整个机身长度，并因而降低重量、成本和阻力。

由于要求的高刚度和使用框架结构代替单个中心接头，存在与水平尾翼(HTP)框架结构有关的重量增加。尽管如此，这种重量损失因去除后机身切口加强件以及水平尾翼(HTP)尺寸的整体减小而被实现的重量节省完全补偿或抵消，从而实现了整体重量节省。

附图说明

为了完成描述并提供对本发明的更好理解，提供了一组附图。所述附图形成说明书的一体部分、并展示了本发明的优选实施例。这些附图包括以下图。

图1示出了现有技术中称为常规尾部的飞行器尾翼部的立体图。

图2示出了现有技术中称为T型尾部的飞行器尾翼部的侧视图。

图3示出了现有技术中称为十字型尾部的飞行器尾翼部的侧视图。

图4示出了后机身部段的上壳体的透视图，其示出了垂直尾翼(VTP)和水平尾翼(HTP)的结构附接件。

图5示出了根据本发明实施例的飞行器尾翼部的立体图。

图6示出了本发明实施例的示意性侧视图，其示出了后机身部段、垂直尾翼(VTP)与水平尾翼(HTP)之间的接口。

图7示出了水平尾翼(HTP)和垂直尾翼(VTP)的示意性平面图。

图8示出了框架结构、以及后机身部段的前附接件和后附接件的实施例的立体图。

图9示出了框架结构的前翼梁和背鳍的实施例的示意性平面图，该背鳍覆盖框架结构与垂直尾翼(VTP)之间的间隙。

具体实施方式

图1公开了现有技术中已知的常规尾部。这种尾部包括结合到后机身部段(1)的上区域的垂直尾翼(VTP)(2)，水平尾翼(HTP)(3)跨过并且附接到后机身部段(1)的内部结构。

图2公开了现有技术中已知的T型尾部构型。在这种构型中，水平尾翼(HTP)(3)在垂直尾翼(VTP)(2)的上部处附接到垂直尾翼。

图3公开了现有技术中已知的十字型尾部构型。在这种构型中，水平尾翼(HTP)(3)在垂直尾翼(VTP)(2)的中部附近与垂直尾翼相交。

图4公开了后机身部段(1)的上壳体，示出了垂直尾翼(VTP)(2)的结构附接件。后机身部段(1)包括蒙皮(1.1)以及内部加强构件、特别是框架(1.3)。垂直尾翼(VTP)(2)的附接包括垂直尾翼附接件(1.2)，这些垂直尾翼附接件结合到框架(1.3)并且跨过蒙皮(1.1)，从而从蒙皮(1.1)朝向垂直尾翼(VTP)(2)突出。所示的附接包括多对凸耳，每对凸耳位于两个连续的框架(1.3)之间。

图4还公开了将框架结构(33)附接到后机身部段(1)的附接组件的实施例。附接组件跨过蒙皮(1.1)，并且在后机身部段(1)的框架(1.3)与框架结构(33)之间延伸。

图4中所示的附接组件包括：

-后附接件(4)、特别是两个凸耳，在后机身部段(1)的框架(1.3)与框架结构(33)之间延伸，

-前附接件(5)，在后机身部段(1)的框架(1.3)与框架结构(33)之间延伸。

图4还展示了进一步包括配件(4.2)的附接组件，该配件被配置为承受水平尾翼(HTP)(3)的侧向负载。用于承受侧向负载的所述配件(4.2)在后附接件(4)的两个凸耳之间延伸并且与枢轴(4.1)对齐。

图5公开了本发明实施例的立体图。示出飞行器尾翼部，其中描绘了：

-后机身部段(1)，

-附接到后机身部段(1)的垂直尾翼(VTP)(2)，以及

-位于垂直尾翼(2)的根部区域处的水平尾翼(HTP)(3)。

图6公开了后机身部段(1)，该后机身部段包括从蒙皮(1.1)突出并且附接到垂直尾翼(VTP)(2)的垂直尾翼附接件(1.2)。

所示的垂直尾翼附接件(1.2)包括三个凸耳。可替代地，代替具有数个独立的凸耳，可以实施连续的配件。

它还示出，水平尾翼(HTP)(3)位于垂直尾翼(VTP)(2)的下部处，即它位于垂直尾翼(VTP)(2)的根部区域处的后机身部段(1)的蒙皮(1.1)附近。水平尾翼(HTP)(3)是可配平的。

图6还示出：

-后附接件(4)，以及

-前附接件(5)。

图7公开了本发明的实施例，其示出了可配平的水平尾翼(HTP)(3)，该可配平的水平尾翼包括：

-两个侧向抗扭箱(31，32)。

-位于两个侧向抗扭箱(31，32)之间的框架结构(33)。框架结构(33)连接到两个侧向抗扭箱(31，32)。框架结构(33)包括前翼梁(34)、后翼梁(35)和两个肋(36，37)。每个肋(36，37)位于侧向抗扭箱(31，32)附近。此外，框架结构(33)包围垂直尾翼(VTP)(2)的截面，使得垂直尾翼(VTP)(2)的纵向部分被框架结构(33)围绕。

后附接件(4)附接到框架结构(33)的后翼梁(35)。后附接件(4)也附接到后机身部段(1)，如图6中所示。后附接件(4)与后翼梁(35)的结合部被配置为可配平的水平尾翼(HTP)(3)的枢轴(4.1)，如图6中所示。

图7还公开了用于承受水平尾翼(HTP)(3)的侧向负载的配件(4.2)的平面图，该配件在后附接件(4)的两个凸耳之间延伸并且与枢轴(4.1)对齐。为了清楚起见，图8没有示出前述配件(4.2)以更好地示出后翼梁(35)。

前附接件(5)连接到框架结构(33)的前翼梁(34)。前附接件(5)还连接到后机身部段(1)，如图6中所示。前附接件(5)被配置为围绕枢轴(4.1)移动可配平的水平尾翼(HTP)(3)，以控制水平尾翼(HTP)(3)的旋转角度。

在图6中所示的实施例中，前附接件(5)包括蜗杆。此外，前附接件(5)包括致动器(6)、可配平的水平安定面致动器(THSA)，该可配平的水平安定面致动器被配置为控制水平尾翼(HTP)(3)的旋转角度。致动器(6)连接到蜗杆。蜗杆附接到前附接件(5)。

在所示的实施例中，致动器(6)放置在后机身部段(1)内，即位于朝向机身部段的中间平面的蒙皮侧上。为此，后机身部段(1)的蒙皮(1.1)包括开口，以允许蜗杆穿过蒙皮。

此外，由于可配平的水平安定面致动器(THSA)(6)保持在后机身部段(1)内，所以垂直尾翼(VTP)(2)设计不受到水平尾翼(HTP)(3)配平致动的影响，就像在垂直尾翼(VTP)(2)内部结构受到冲击的T型尾部和十字型尾部构型的情况一样。

在所示的实施例中，后附接件(4)包括凸耳、具体地是两个凸耳。每个凸耳结合到后翼梁(35)。此外，两个凸耳被定位成与框架结构肋(36，37)的纵向方向对齐，以最小化负载对后翼梁(35)的影响。这些凸耳与框架结构(33)的附接是通过螺栓实施的。

前附接件(5)被放置在前翼梁(34)的纵向中心附近，以通过减小到蜗杆的距离来最小化动量。更具体地，如图8中所示，前附接件(5)包括两个配件(55)。

在可配平的水平尾翼(HTP)(3)中，由于水平尾翼(HTP)(3)相对于垂直尾翼(VTP)(2)和后机身部段(1)移动，所以框架结构(33)与其他两个结构之间留有标准间隙，以避免任何冲突，如图6和图7中所示的。

如前所述，框架结构(33)包括两个翼梁(前翼梁(34)和后翼梁(35))、以及两个肋(左肋(36)和右肋(37))。为了将水平尾翼(HTP)(3)侧向箱附接到框架结构(33)，水平尾翼(HTP)(2)侧向箱(31，32)的前翼梁(31.1，32.1)和后翼梁(31.2，32.2)分别结合到框架结构(33)的前翼梁(34)和后翼梁(35)。具体地，使用单搭接剪切接头。

此外，在后机身部段(1)中限定的高负载框架(1.3)的顶部上，为附接垂直尾翼(VTP)(2)，将需要一个附加高负载框架，以便承受来自后支撑配件的负载。这种附加高负载框架可以是中间框架，或者像常规尾翼部构型中那样的后机身闭合框架。

在水平尾翼(HTP)(2)侧向箱盖的情况下，这些侧向箱盖可以通过不同的结构方案(像单个剪切接头或拉伸接头)连接到框架结构(33)。

图5和图6示出了位于垂直尾翼(VTP)(2)的根部区域中的水平尾翼(HTP)(3)。垂直尾翼(VTP)(2)包括方向舵(2.1)。在所示的实施例中，方向舵(2.1)包括下边缘(2.2)，该下边缘相对于飞行器尾翼部的竖直方向位于水平尾翼(HTP)(3)的后附接件(4)附近。

在替代的实施例中，水平尾翼(HTP)(3)可以位于垂直尾翼(VTP)(2)的上位置中。

由于水平尾翼(HTP)(3)框架结构(33)的形状是矩形的，并且来自水平尾翼(HTP)(3)的负载点位于框架结构(33)的边缘处，因此有必要加强框架结构(33)以便承受由这些负载产生的动量。

由于框架结构(33)的内部区域被用于分配垂直尾翼(VTP)(2)，所以框架结构(33)通过角配件被加强，从而确保不与垂直尾翼(VTP)(2)周围的结构冲突。

角配件和凸耳使得采用相同的螺栓将这些元件附接到框架后翼梁(35)。

为了制造框架结构(33)，描绘了两种可能性。使用高性能金属使整个框架结构(33)机械化。框架结构(33)可以被制成一个件。另一种可能性是具有复合翼梁(34，35)和肋(36，37)以及金属角配件，以将这些元件结合在一起。在实施例中，框架结构(33)可以与侧向抗扭箱(31，32)中的一个一起制造，或者甚至侧向抗扭箱(31，32)和框架结构(33)可以被制造为一个部件。

框架结构(33)可以由整流罩覆盖。

为了允许放置水平尾翼(HTP)(3)和框架结构(33)，垂直尾翼(VTP)(2)的前整流罩和后整流罩必须具有切口，在这些切口处框架结构(33)跨过它们的表面。这些切口必须足够大，以准许水平尾翼(HTP)(3)旋转，例如+1°向上和+15°向下。

此外，尾翼部包括如图9中所示的背鳍(60)。背鳍(60)封闭框架结构(33)与垂直尾翼(VTP)(2)之间的间隙，以最小化空气动力阻力。背鳍(60)的表面包括至少两个平坦部分，在背鳍的左舷和右舷各有一个平坦部分，其中水平尾翼(HTP)(3)整流罩与背鳍(60)接触，以便使HTP(3)上下移动。

Claims (15)

1.一种飞行器尾翼部，包括：

垂直尾翼(2)，

后机身部段(1)，所述后机身部段包括蒙皮(1.1)和内部加强构件，所述垂直尾翼(2)附接到所述后机身部段(1)，

水平尾翼(3)，所述水平尾翼包括两个侧向抗扭箱(31，32)，

其特征在于，所述水平尾翼(3)进一步包括：

框架结构(33)，所述框架结构位于所述两个侧向抗扭箱(31，32)之间并且与所述两个侧向抗扭箱(31，32)连接，所述框架结构(33)包括前翼梁(34)、后翼梁(35)以及在所述前翼梁(34)与所述后翼梁(35)之间延伸的两个肋(36，37)，每个肋(36，37)邻近侧向抗扭箱(31，32)，所述框架结构(33)沿着所述垂直尾翼(2)的翼展方向包围所述垂直尾翼的一部分，

并且所述飞行器尾翼部包括附接组件，所述附接组件将所述框架结构(33)附接到所述后机身部段(1)，所述附接组件跨过所述蒙皮(1.1)并且在所述后机身部段(1)的内部加强构件与所述框架结构(33)之间延伸。

2.根据权利要求1所述的飞行器尾翼部，其中，将所述框架结构(33)附接到所述后机身部段(1)的所述附接组件包括：

后附接件(4)，所述后附接件在所述后机身部段(1)的内部加强构件与所述框架结构(33)的后翼梁(35)之间延伸，

前附接件(5)，所述前附接件在所述后机身部段(1)的内部加强构件与所述框架结构(33)的前翼梁(34)之间延伸。

3.根据权利要求2所述的飞行器尾翼部，其中，所述水平尾翼(3)是可配平的，所述后附接件(4)与所述框架结构(33)之间的连接被配置为所述可配平的水平尾翼(3)的枢轴(4.1)，并且所述前附接件(5)被配置为绕所述枢轴(4.1)移动所述可配平的水平尾翼(3)，以控制所述水平尾翼(3)的旋转角度。

4.根据权利要求3所述的飞行器尾翼部，其中，所述前附接件(5)包括蜗杆。

5.根据权利要求4所述的飞行器尾翼部，其中，所述前附接件(5)包括致动器(6)，所述致动器连接到所述蜗杆并且被配置为绕所述枢轴(4.1)移动所述可配平的水平尾翼(3)，以控制所述水平尾翼(3)的旋转角度。

6.根据权利要求5所述的飞行器尾翼部，其中，所述致动器(6)放置在所述后机身部段(1)内。

7.根据权利要求6所述的飞行器尾翼部，其中，所述后机身部段(1)的蒙皮(1.1)包括开口，所述开口允许所述蜗杆通过。

8.根据任一前述权利要求所述的飞行器尾翼部，其中，所述框架结构(33)位于所述垂直尾翼(2)的根部区域处。

9.根据权利要求8所述的飞行器尾翼部，其中，所述水平尾翼(3)的框架结构(33)相对于所述垂直尾翼(2)的翼展方向位于所述后机身部段(1)的蒙皮(1.1)附近。

10.根据任一前述权利要求所述的飞行器尾翼部，其中，所述垂直尾翼(2)包括方向舵(2.1)，所述方向舵(2.1)包括下边缘(2.2)，所述下边缘相对于所述垂直尾翼(2)的翼展方向位于所述水平尾翼(3)的后附接件(4)附近。

11.根据任一前述权利要求所述的飞行器尾翼部，其中，所述两个侧向抗扭箱(31，32)包括前翼梁(31.1，32.1)和后翼梁(31.2，32.2)，所述框架结构(33)的前翼梁(34)结合到所述侧向抗扭箱(31，32)的前翼梁(31.1，32.1)，所述框架结构(33)的后翼梁(35)结合到所述侧向抗扭箱(31，32)的后翼梁(31.2，32.2)。

12.根据前述权利要求2至11中任一项所述的飞行器尾翼部，其中，所述前附接件(5)在所述前翼梁(34)的纵向中心附近结合到所述框架结构(33)。

13.根据前述权利要求2至12中任一项所述的飞行器尾翼部，其中，所述后附接件(4)包括两个凸耳，每个凸耳结合到所述框架结构(33)的后翼梁(35)、与每个肋(36，37)的纵向方向对齐。

14.根据任一前述权利要求所述的飞行器尾翼部，其中，所述框架结构(33)的所述翼梁(34，35)和所述肋(36，37)是金属的。

15.根据任一前述权利要求所述的飞行器尾翼部，其中，所述翼梁(34，35)和所述肋(36，37)由复合材料制成。

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