CN117320959A - 用于包封式无浮力运输风力涡轮机部件的轻货固定翼货运飞机设计 - Google Patents

Abstract

公开了用于运载轻货风力涡轮机部件的固定翼、驱动式、无浮力、包封式货运飞机设计。货运飞机可以包括机身，该机身限定前机身端、后机身端和从前机身端跨越机身的几乎全部长度到达后机身端的连续内部货舱，该货舱能够封闭大致范围在约75米至125米的最大有效载荷长度。飞机能够进行短距起降(STOL)操作，同时运载最大有效载荷重量。起飞场长度可以小于最大有效载荷长度的约10倍长度。

Description

用于包封式无浮力运输风力涡轮机部件的轻货固定翼货运飞 机设计

相关申请的交叉引用

本申请要求于2021年3月10日提交的标题为“用于包封式无浮力运输风力涡轮机部件的轻货固定翼货运飞机设计”的美国临时申请序列号63/159442的优先权和权益，其全体内容被援引纳入本文。

技术领域

本发明涉及货运飞机的设计、更特别涉及无浮力、固定翼飞机的设计参数组合，其有助于运输大型轻货货物比如风力涡轮机部件，同时保持短距起降的能力。

背景技术

未来全球对更多风能需求的增加促进了开发更大型、性能更好的风力涡轮机，因为具有更大转子直径的涡轮机通常获得更多的风能。随着涡轮机不断改进，位于以前未开发地区或欠开发地区的风力发电场变得在陆地和海上都可行，包括在老旧涡轮机需要替代的现有场所。

允许老旧场所复兴和新场所开发的限制因素是风力涡轮机和相关的设备到所述场所的运输。由于现有空运载具和道路基础设施的陆地限制，风力涡轮机叶片难以长距离运输。不论陆上或是海上，运输此类设备车辆和船舶选择变得受限，尤其是在风力涡轮机尺寸增大的情况下。风力涡轮机叶片长度尺寸非常长(目前，一些长度超过100米或直径超过5米)使得通过火车、卡车或船舶进行常规运输。不幸的是，其解决方案并非是如将运输载具加大和/或加长这么简单；随着载具被加长和/或加大，各种复杂性随之呈现，包含但不限于：载具的载荷平衡、有效载荷的载荷平衡、和/或前两者相对于彼此的载荷平衡、载具的操纵、机动性和控制以及对于本领域技术人员显而易见的其它复杂性。

此外，不论陆上或是海上，零件的运送会很慢，并且受到所述场所的可抵达能力的严重限制。风力发电场通常偏远，由此并不接近合适的运输基础设施，并且新兴场所常常在没有任何现有运输基础设施的地区，由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，从而导致对于在全球范围内进一步推进风能使用的字面上和比喻上的障碍。

包括曾经飞行的最大型飞机的现有货运飞机不能运输超大型货物，即使该货物在全部尺寸上都小于所述飞机自身的尺寸。这种限制常是货运飞机造成的，即使那些专门建造的货运飞机，也并不能完全将它们的整体尺寸用作为货舱容积。现有的货运飞机设计忽略了如本文所述对于运输极长风力涡轮机部件来说很重要的标准，比如：(i)优先考虑轻货货物的货物体积，而不是重货货物的货物质量；(ii)最大化载具长度的一部分，即货舱长度；和/或(iii)最小化给定有效载荷尺寸所需的跑道长度和跑道准备。本发明提供了一种全新类型的货运飞机设计参数，其显著地更适合于长的、大体积的轻货货物的空中运输、以中等速度在中等航程内的飞行以及在半成品跑道上的短距起降(STOL)性能，同时提供了在飞机设计中以前未探索过的长度范围内的货物运输。

发明内容

单一维度明显尺寸过大的大型货物有效载荷(例如，极长的风力涡轮机叶片)通常导致这些有效载载荷在通过飞机运输时在飞机中布置成接近平行于飞行方向，并且基本正交于地面上静止飞机的翼展方向或高度方向。换而言之，它们以与飞机的纵向轴线对齐的最长维度来运载。然而，即便是世界上曾经最长的运行飞机(安东诺夫AN-225)，也不能存放超过约43.6米(约143英尺)长的货物，AN-225从机身机头尖端至机身机尾尖端总长84米(约275英尺)，这恰好超过AN-225飞机的总长的一半。虽然一些较小的货运飞机具有更大的最大货物长度比(比如对于波音747-400约为70％)(导致最大货物长度约185英寸)，但是这些大型货运飞机的共同特征是货舱至后机身区段的有限延伸。虽然对于这种有限的延伸和最大货物长度可能有许多原因，但是擦尾要求和所导致的后机身的可用容积减少而降低任何额外的后部货舱容积的任何部分的效用可能是一个重要因素。因此，需要一种全新设计的大型货运飞机，其能够移动大型且极长的风力涡轮机叶片有效载荷。此外，多种因素导致了本发明的各方面。这些多种因素在下文更详细地讨论以说明本发明所解决的问题的性质。

解决全球对可再生能源日益增长的需求：可再生能源仍然是逐年增长的重要资源。虽然存在多种形式的可再生能源，但自2007年以来，风能平均每年平均增长约19％。近些年，来全球对更多风能需求的增加促进了风力涡轮机技术的巨大进步，包括开发更大型、性能更好的风力涡轮机。性能更好的风力涡轮机至少有时可以意味着更大型的涡轮机，因为通常具有更大转子直径的涡轮机可以获得更多的风能。随着涡轮机性能和效率的不断改善，越来越多的位于以前未开发地区的风力发电场变得在陆地和海上都可行。这些场所可以是现有场所和新兴场所，在现有场所中，老旧涡轮机需要由性能更好、效率更高的风力涡轮机来替代。

改善和扩大现有的风能基础设施：允许老旧场所复兴和新场所开发的限制因素是风力涡轮机和相关的设备到所述场所的运输。由于现有空运载具和道路基础设施的陆地限制，风力涡轮机叶片难以长距离运输。陆地运输传统需要在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。公路运输具有巷道宽度、道路曲率以及需要穿过市区的附加复杂性，这可能需要附加许可和物流以及其它复杂性。海上风力涡轮机在建立传输技术设施以将电力送回岸上方面存在自身挑战。

为风力发电场开辟新的地理位置：不论陆上或是海上，运输此类设备都变得更加具有挑战性，尤其是在风力涡轮机尺寸增大的情况下。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。风力涡轮机叶片长度尺寸非常长(目前，一些为90米长、100米长或甚至更长)使得通过火车、卡车或船舶进行的常规运输非常困难且复杂。不幸的是，其解决方案并非是如将运输载具加大和/或加长这么简单。随着载具被加长和/或加大，各种复杂性呈现而出，这些复杂性包含但不限于：载具的载荷平衡、被运输设备的载荷平衡、前两者相对彼此的载荷平衡、载具的操纵、机动性和控制、运输所需的附加规划和许可、巷道运输磨损、临时巷道关闭、技术设施拆除和重建以及对于本领域技术人员而言显而易见的其它复杂性。

降低新建风力发电场的基础设施成本：此外，不论陆上或是海上，零件的运送会很慢，并且受到所述场所的可抵达能力的严重限制。无论正在开发的场所是否老旧或新兴，所述场所通常会偏远，并且由此并不接近合适的运输基础设施。所述场所可能会远离合适的公路和铁路(或其它可以运输货物的方式)，以允许用于在所述场所建造涡轮机和/或用于开发场所的其它设备的货物的方便交付。新兴场所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，从而导致对于在全球范围内进一步推进风能使用的字面上和比喻上的障碍。

附加地，陆上风力发电安装场所经常面临非技术性挑战，比如难以获得施工许可和市政批准、严格的土地使用法规、公众反对以及在拥有大量风力资源的地区缺乏无障碍的连续土地。这些非技术性挑战可以通过减短所需的跑道长度来解决，该跑道长度是飞机起飞和降落以完成运输任务所必需的。通过减短所需的跑道长度，运输影响被隔离到更小的地理区域。

扩大能够通过飞机运输的货物范围：包括曾经飞行的最大型飞机(例如安东诺夫AN-225、波音梦想运输者或空客超级大白鲸)的现有货运飞机不能运输超大型货物，即使该货物在全部尺寸上都小于所述飞机自身的尺寸。这种限制常是货运飞机造成的，即使那些专门建造的货运飞机，也并不能完全将它们的整体尺寸用作为货舱容积；然而，即使利用整个机身长度，仍然不存在足够长的现有飞机来运载足够长以最大化风力竞争力的风力涡轮机部件。

附加地，现有货运飞机的尺寸被设计成运载与小而密的托盘货物一致的有效载荷密度(有效载荷质量除以有效载荷体积)，而不是与大型轻货的风力涡轮机部件一致。因为飞机的运行成本仅部分取决于重量，而且还取决于最小的重量无关部件，因此以其有效载荷质量容量的一小部分来飞行这些现有的具有满载有效载荷体积容量的货运飞机将是无利可图的。

改善经由飞机运载大型轻货货物的效率：这种限制的另一种原因是将飞机的有效货物运载长度显著降低至飞机长度以下，以通过在较长距离将机身(和有效载荷)的投影前部区域整流成罩以减少载具阻力而优化飞机的超高速飞行和超远程飞行。载具阻力(包括亚音速压力分量、粘性分量和可压缩分量)可各自使用称为长细比(厚度比的倒数)的重要参数来进行显著优化。长细比是正交于横截面的尺寸(如长度)除以最大横截面尺寸(如宽度、高度或直径)的比率。对于具有固定有效载荷宽度/高度/直径的给定有效载荷，相应的最大机身宽度/高度/直径必须大于有效载荷，增加长细比(或减小厚度比)的唯一方法是增加机身长度。

当前存在的许多的最大飞机需要特别许可才能进出现有机场(或者根本不能在一些较小的机场运行)。机场通常根据称为国际民航组织(ICAO)飞机分组代码的分类对飞机开放运行，该代码实质上是对飞机大小的度量并且从1(对于极小的通用航空飞机)变化到6(对于曾经运行过的最大飞机，比如空客A-380)。存在货运飞机的示例甚至不在最大分组代码内的情况，比如安东诺夫An-225。无论如何，影响飞机性能、稳定性和控制的顶层设计以及外模线(OML)设计的飞机几何约束包括翼展限制和高度限制。即使对于ICAO Group 6和ICAO Group 6以上的最大的现有飞机，最大有效载荷长度对于本发明中感兴趣的货物(例如，大型风力涡轮机叶片部件)而言也过短。

因此，需要能够以中等空速和中等航程运输常规上不可空运的超大型货物的大型运输类飞机，这特别聚焦于进出现有机场和专用半成品机场的超大型轻货货物，所述机场尽可能地短。

本发明的实施例包括具有相对刚性结构的固定翼货运飞机，其能够通过向前推进自身并从固定翼产生升力来实现自驱动。货运飞机包括一组包封的固体飞机表面，其完全包含连续内部货舱并保护货物免受外部环境的影响。货运飞机可以是螺旋桨驱动的、喷气涡轮驱动的或者利用混合发动机来提供推力以推进飞机，并且不需要辅助起飞(例如，使用牵引飞机、弹射器或火箭)。货运飞机是无浮力的，使得它在飞行时不利用显著的(约10％或更多)浮力来实现稳态升力。

本发明的某些示例包括超长且超轻货的短距起降货运飞机，其能够运载最大的风力涡轮机叶片(例如，单片叶片超过75米)。本发明的示例包括极大的无浮力的货运飞机，其既能够运载极长的有效载荷，又能够在比大多数(如果不是全部的话)现有大型飞机所需的跑道短得多的跑道上起飞和降落。出于本发明的目的，大或长的飞机被认为是具有从机身机头尖端到机身机尾尖端至少大约60米长的机身长度的飞机。美国联邦航空管理局(FAA)将大型飞机限定为超过12500磅最大认证起飞重量的任何飞机，这在本文中也可以认为是大型飞机，但是本文尺寸的焦点通常与飞机的长度有关。能够使用本发明的示例运输的此类超大有效载荷的一个示例是大型风力涡轮机叶片，其长度可超过100米。本发明的示例使此类极长的有效载荷能够在机身仅比有效载荷稍长的飞机的货舱内运输，同时该飞机还可以在大多数现有的商用机场以及甚至更小的跑道上起飞和降落，例如因为它们建造在用于降落此类货运飞机的位置，该位置靠近使用货物的场所，比如建为风力发电场的一部分的降落跑道。

本发明的示例包括一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机。所述货运飞机包括机身，该机身限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸。所述机身包括前机身部分、后机身部分和拐折部前机身部分包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线，后机身部分包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线，拐折部在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度。最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内，并且所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作。

所述机身可以包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。在一些实施例中，所述货运飞机限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且所述拐折部可以与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。在一些实施例中，所述飞机限定大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。所述连续内部货舱可以被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。在一些实施例中，所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

本发明的另一示例包括一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机，所述货运飞机包括机身，机身限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸。所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，并且最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内。在一些实施例中，短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下在小于约2500英尺的跑道上执行起飞操作。在一些实施例中，短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。所述连续内部货舱可以被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。在一些实施例中，所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。在一些实施例中，最大有效载荷长度大于约105米，并且所述连续内部货舱限定在333000立方英尺至561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

所述机身可以包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。在一些实施例中，最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。所述货运飞机可以限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。在一些实施例中，所述飞机的最大有效载荷长度效率大致在约90％至约97％的范围内。在一些实施例中，所述连续内部货舱的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷的后端，以在所述连续内部货舱的基本全长布置细长连续有效载荷，细长连续有效载荷具有等于最大有效载荷长度的长度。在一些实施例中，所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

在一些实施例中，所述飞机包括从以下配置组中选择的配置和在最大有效载荷重量下所得到的起飞性能：

最大有效载荷长度大致在约75米至约85米的范围内，并且所述飞机能够大致在约7.3倍至9.0倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约85米至约95米的范围内，并且所述飞机能够大致在约6.5倍至7.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约95米至约105米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.7倍至6.5倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约105米至约115米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.3倍至5.7倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；和

最大有效载荷长度大致在约115米至约125米的范围内，并且所述飞机能够大致在约4.9倍至5.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作。

所述机身可以包括前机身部分、后机身部分和拐折部。前机身部分包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线，后机身部分包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线，拐折部在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；并且其中所述连续内部货舱的后机身区域沿所述机身的后机身部分长度的约90％以上延伸。

在一些实施例中，所述货运飞机限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且所述拐折部与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。在一些实施例中，弯折角度在相对于所述货运飞机的纵向-横向平面约4度至约16度的范围内。在一些实施例中，弯折角度大致等于所述飞机在短距起降操作期间的最大旋转角度。在一些实施例中，弯折角度大致等于所述飞机在起飞操作期间的最大旋转角度。

所述机身可以限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降起飞操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地。所述机身包括前机身部分和后机身部分，前机身部分包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线，后机身部分从所述横向俯仰轴线延伸至所述后机身端，并且包含沿所述机身的后机身部分的大部分长度延伸的所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线。在一些实施例中，所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷的前端，以在所述连续内部货舱的基本全长布置细长连续有效载荷，其中细长连续有效载荷限定大致等于最大有效载荷长度的最大长度。

所述机身的前机身端可以包括货物机头舱门，所述货物机头舱门被构造成移动以暴露进入所述连续内部货舱的开口，细长连续有效载荷的后端可以通过该开口穿过所述连续内部货舱的基本全长并到达所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端。

在一些实施例中，其中所述机身包括拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，其中所述机身中的拐折部限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度，并且其中所述拐折部与横向俯仰轴线大致竖向对齐。在一些实施例中，所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸。

本发明的又一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机的示例包括机身，机身限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，所述连续内部货舱限定大致在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，并且最大有效载荷长度在约75米到约125米的范围内，最大有效载荷长度大致与连续内部货物的体积成比例。在一些实施例中，短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下在小于约2500英尺的跑道上执行起飞操作。在一些实施例中，短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。在一些实施例中，所述连续内部货舱被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。在一些实施例中，所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身部分竖向上方的尾翼。在一些实施例中，最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。

所述货运飞机可以限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。在一些实施例中，所述飞机限定大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。在一些实施例中，所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

本发明的又一示例是一种用于执行货运执行飞机短跑道起飞操作的方法，该货运飞机是尺寸和形状被设计成运载轻货有效载荷的固定翼、动力驱动、非浮力、包封式货运飞机，所述方法包括使所述固定翼货运飞机加速，使所述固定翼飞机围绕横向俯仰轴线旋转，同时所述飞机仍然在地面上而不使所述机身擦地，并且使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面，所述货运飞机包括从前机身端跨越所述飞机的机身的大部分长度到达后机身端的连续内部货舱，并且限定大致在约75米至125米的范围内的最大有效载荷长度。在一些实施例中，所述连续内部货舱跨越约90％以上的所述机身的长度。在一些实施例中，所述连续内部货舱大致跨越约90％至约97％的范围内的所述机身的长度。使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面还包括横越小于约2500英尺的跑道。在一些实施例中，所述飞机限定大致与所述横向俯仰轴线对齐的机身拐折，使得所述机身拐折的飞机后部旋转定向成与地面大致平行。

在一些实施例中，所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。在一些实施例中，所述连续内部货舱包含有效荷载、限定容积并且限定小于约1.0磅每立方英尺的有效载荷体积密度。在一些实施例中，使所述固定翼货物加速完全是使用吸气式推进器完成的。在一些实施例中，使所述飞机旋转包括从位于所述连续内部货舱的后机身部分的竖向上方的尾翼施加旋转力。在一些实施例中，使所述飞机升离地面是在所述飞机的主翼上不使用前缘升力装置的情况下完成的。

附图说明

从以下结合附图的具体实施例中可更全面地理解本发明，其中：

图1A是飞机的示例实施例的等轴视图；

图1B是图1A的飞机的侧视图；

图2A是图1A的飞机的等轴视图，其中头锥舱门处于打开位置以提供进入飞机内部货舱的通道；

图2B是图2A的飞机的立体图，其中有效载荷靠近飞机设置用以装载到内部货舱内；

图2C是图1A的飞机的等轴透明视图，其具有在其中使用轨道系统设置的有效载荷；

图3是现有技术中的飞机的示意性侧视图，其示意了相对于擦尾的横向旋转轴线；

图4是飞机的替代示例实施例的侧视图；

图5是图4的飞机处于起飞位置的侧视图；

图6是图6A的飞机的侧面剖视图，其中示例性有效载荷设在内部货舱中；

图7A是图1A的飞机的示意图，其示意为代表新设计空间中飞机系列的飞机的非限制性实施例；

图7B是图7A的飞机货舱内单个连续货物体积的示意图；

图8是100米风力涡轮机叶片几何形状的示例的示意图；

图9是基于现有风力涡轮机叶片的典型风力涡轮机叶片长度与质量的关系图；

图10是图8的风力涡轮机叶片在透明渐缩体积模型内的示意图，该模型用作本文代数比较的代表性有效载荷形状；

图11A至图11C分别是用于两片、三片和四片叶片的风力涡轮机叶片包装布置的示意图；

图12是图7B的单个连续货物体积中所示的六片叶片的样本叶片包装的示意图；

图13是不同尺寸比例的三架示例飞机的等轴示意图；

图14A是现有飞机设计的大型代表性样本以及本发明的十二种飞机设计示例的最大有效载荷长度与机身长度的关系图；

图14B是最大有效载荷长度与图14A的被截断的机身长度范围的关系图，以更清楚地示出现有飞机设计的代表性样本；

图15A是现有飞机设计的相同大型代表性样本以及图14A的十二种飞机设计示例的最大有效载荷质量与最大有效载荷体积的关系图；

图15B是最大有效载荷质量与被截断的最大有效载荷体积范围的关系图，以更清楚地示出现有飞机设计的代表性样本；

图16A是现有飞机设计的相同大型代表性样本以及图14A的十二种飞机设计示例的最大有效载荷起飞距离与最大有效载荷长度的关系图；

图16B是最大有效载荷起飞距离与被截断的最大有效载荷长度范围的关系图，以更清楚地示出现有飞机设计的代表性样本；

图17A是现有飞机设计的相同大型代表性样本以及图14A的十二种飞机设计示例的最大有效载荷起飞距离与最大有效载荷体积的关系图；和

图17B是最大有效载荷起飞距离与被截断的最大有效载荷体积范围的关系图，以更清楚地示出现有飞机设计的代表性样本。

具体实施方式

现在将描述某些示例实施例，以提供对本文所公开的装置、系统、飞机的结构原理、功能、制造和使用以及方法的总体理解。这些实施例的一个或多个示例在附图中示出。本领域技术人员将理解到本文中具体描述并在附图中示出的装置、系统、飞机、与此类装置、系统和飞机相关或其一部分的部件、以及方法是非限制性实施例，并且本发明的范围仅由权利要求书限定。与一个示例实施例相关地示出或描述的特征可以与其它实施例的特征相组合。此类修改和变化旨在被包括在本发明的范围内。本文提供的一些实施例可以是示意图，其可能包括一些本身未被标记而本领域技术人员将理解为本质上是示意的。它们可以不按比例绘制所公开的部件或者可以略微粗略渲染所公开的部件。本领域技术人员将理解如何实施这些教导，并将其结合至系统、方法、飞机和与它们中的每一个相关的部件。

对于本发明包括所公开的装置、系统、飞机、方法等的部件和/或过程的各种术语，本领域技术人员鉴于权利要求、本发明和本领域技术人员的常识将理解此类术语仅是此类部件和/或过程的示例，并且其它部件、设计、过程和/或行动是可能的。通过非限制性示例的方式，虽然本申请描述了通过飞机的前端装载飞机，但替代地或附加地，装载也可以通过飞机后端和/或从飞机上方和/或下方发生。在本发明中，当各实施例的相同编号和相同字母的部件具有类似性质和/或用于类似目的时，这些部件通常具有类似的特征。对于使用比如前、后、上、下、前方、后方、近、远等术语来描述各种公开的各种部件的位置，此类用法绝不是限制性的且为了便利而经常在描述各种可能构造时使用。尽管如前所述，但本领域技术人员将认识关于飞机所使用的比如术语“前方”和“后方”的通用术语，并将赋予这些术语的性质其通常理解的含义。此外，在某些情况下，类似前方和近或后方和远等的术语可以以类似的方式使用。

本发明涉及大型运输类飞机(例如固定翼、无浮力和多引擎喷气式飞机)，其能够运送传统上无法空运的超大尺寸的货物。例如，风力涡轮机叶片，为了提供更大的发电效率，它们通常是高度细长和不规则的形状，或类似的长的工业设备、航运集装箱或军事设备。本发明不限于这些特定的货物或有效载荷，相反这些是示例。本发明的示例包含极长(例如，长度超过60米，甚至长度超过84米)的货运飞机，其在机身中具有围绕横向俯仰轴线的拐折，这允许运输很长的有效载荷或货物，同时也通过允许货物纵向向后和向上延伸至竖向位于前机身上表面上方的位置来满足擦尾的要求。

现有的固定翼货运飞机设计适用于运载重货有效载荷(例如，超过5lbs/ft³(单位：磅/立方英尺))，并使用典型的现代机场长度的跑道(例如，超过7500英尺(单位：feet))运行。现有技术无法实现用于运载长度超过75米的有效载荷的同时还能够具有短距起降性能的超大型货运飞机的设计。本发明的各方面提供适用于运载超长轻货的有效载荷的同时实现短距起降性能的飞机设计。本发明的一个此类大型货运飞机示例在图1A和图1B中示出。

飞机

本发明的重点是关于大型飞机100(比如在图1A和图1B中示出的飞机)、以及将大型有效载荷装载至飞机内(至少在图2A至图2C和图6中示出)进行描述。在所示实施例中，有效载荷10是两片风力涡轮机叶片11A和11B的组合(图2B-2D)，尽管本领域的技术人员会理解其它有效载荷也是可能的。此类有效载荷可以包括其它数量的风力涡轮机叶片(例如，一片、两片、三片、四片等，或单个甚至更大的叶片的节段)、风力涡轮机的其它部件(例如，塔架节段、发电机、轮毂等)、或许多其它无论是否与风力涡轮机有关的大型结构和物体。本申请可与大多数大型有效载荷结合使用(就本发明的目的而言，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)，或者如果需要，也可与更小的有效载荷结合使用。除风力涡轮机之外，飞机100可用于大部分任何尺寸和形状的有效载荷，但是当涉及大型且通常重型和/或大体积的和/或不规则形状的有效载荷时具有特别用途。

如图所示，例如在图1A、图1B和图2A至图2C中所示，飞机100并且因此其机身101包括前机身端120和后机身端140，其中拐折部130将前机身端120连接至后机身端140。前机身端120通常被视为飞机100位于拐折部130前方的任何部分及相关部件，后机身端140被视为飞机100位于拐折部130后方的任何部分及相关部件。拐折部130是飞机130的一部段，其中机身101的最顶部外表面102和最底部外表面103成角度，如通过相对于机身101的前机身端120的前中心线C_F的机身101的后机身端140的后中心线C_A所示。

前机身端120可包括驾驶舱或飞机座舱122(如图所示位于飞机的顶部，因此为货物提供更大的空间)和起落架(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)。如图2A中更清楚地所示，头锥126用作舱门，可选地被称为头锥舱门，因此允许经由通过将头锥舱门126移动到打开或装载位置而暴露的货物开口171进入由机身101所限定的内部货舱170。

内部货舱170在飞机101的整个长度连续，即它跨越机身的大部分长度。内部货舱170的连续长度包括由机身101在前机身端120、后机身端140和设置在其间的拐折部130中限定的空间。因此，内部货舱170可以包括由头锥126在关闭时限定的容积以及靠近位于后机身端140的机身尾锥142限定的容积。前机身101的固定部分128是除头锥126之外的部分，因此前机身101是固定部分128和头锥126的组合。替代地或附加地，内部货舱170可以通过其它进入方式进入，其包括但不限于位于后机身端140的舱门。

所示构造提供的一个优点是通过不包括后舱门，内部货舱170可以是连续的，从而非常容易将货物堆装至后机身端140直至机身尾锥142内。现有的大型货运飞机通常不能以这种方式(如向上和向后)添加货物，因为其后机身中存在的任何拐折都是专门用于为后舱门创造更大的竖向空间，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内，也可以像货舱170本身一样从前机身端120以连续方式延伸并穿过拐折部130进入后机身端140。因此，地板172可以被构造为具有前端172f、拐折部172k和后端172a。在一些实施例中，地板172可以以类似于本领域已知的大部分货舱地板的方式构造。在一些其它实施例中，一个或多个轨道可布置至内部货舱170并且可用于协助将有效载荷(比如有效载荷10)装载至内部货舱170，和/或一旦将有效载荷期望地定位在内部货舱170内，则用于帮助固定有效载荷的位置。为了使货运飞机100具有尽可能大的货舱170，底部接触表面172实际上可以是机身外壳的面向内部的一侧。在此类布置中，底部接触表面172没有被设计成运载有效载荷的大部分重量。相反，轨道可以在结构上与机身101集成以运载有效载荷的重量。可以使用多个货舱地板节段来提供常规的货舱地板，这些货舱地板节段可拆卸地附接至轨道，并且可以前进至货舱170内以形成连续的平坦货舱地板。

将头锥126打开不仅暴露货物开口171和地板172，而且还提供从外部环境进入悬臂舌部160的通道，悬臂舌部160从机身101的固定部分128的最前部分延伸或以其它方式限定该固定部分128的最前部分。悬臂舌部160可用于支撑有效载荷，因此允许有效载荷延伸到由头锥126限定的内部货舱170的容积内。

翼展180可以从机身沿两个方向基本横向延伸。翼展180包括均基本垂直于机身101延伸的第一固定机翼和第二固定机翼182、184。在所示实施例中，提供了两台发动机186，一台安装至其中一个机翼182、184，并且发动机的其它位置也是可能的，比如安装至机身101。

拐折部130提供前机身端120和后机身端140之间的向上过渡。拐折部130包括机身101的固定部分128中的拐折即弯曲，使得机身101的最顶部外表面102和最底部外表面103都关于飞机100的前机身端120的中心线C_F成角度。值得注意的是，尽管本发明通常将与后机身端140相关的部分描述为“后”，但在某些情况下，它们可以被称为“拐折部”等的一部分。尽管后机身端140具有成角度的性质，但是飞机100以这样的方式具体设计，使得允许由后机身端140限定的几乎达到后机身端140最后侧尖端(即机身尾锥142)的容积可用于作为连续的内部货舱170的一部分容纳货物。

靠近机身尾锥142的可以是尾翼150，其可以包括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、用于提供横向稳定性的竖向增稳器以及用于控制航向的方向舵、以及其它典型尾翼部件。控制表面和控制系统设计可以被构造用于以对称方式偏转相对的飞行控制部件，以增加飞机阻力的同时保持可控性，这除了其它优点之外，还通过提高飞机在起飞期间在发动机故障后停止的能力而减短所需的最大跑道长度。控制表面设计和使用的附加细节在2021年11月16日提交的标题为“对称作用以产生空气动力阻力的飞机飞行控制系统”的国际专利申请PCT/US2021/59540中提供，其全体被援引纳入本文。

飞机100由于包括其尺寸在内的各种特征而特别适合于大型有效载荷。从头锥126的最前侧尖端到机身尾锥142的最后侧尖端的长度大致在约60米到约150米的范围内。飞机100的一些非限制性长度可以包括约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。更短和更长的长度是可能的，内部货舱170的容积大致在约1200立方米到12000立方米之间，该容积包括两者都可用于堆装货物的由头锥126限定的容积和由机身尾锥142限定的容积，该容积至少取决于飞机100的长度和机身的大致直径(其可以在整个长度上改变)。内部货舱170的一个非限制性容积可以约为6850立方米。不考虑其中直径在机身101的终端处变小的内部货舱170的最终端，从其内部测量(从而限定货舱的容积)的机身长度的直径可大致在约4.3米到约13米之间、或约8米到约11米之间。机身101靠近其中点的一个非限制性直径可约为9米。翼展180的一个非限制性长度可约为80米。本领域技术人员将认识到这些尺寸和大小基于多种因素，因此它们绝不是限制性的。尽管如此，但是本发明提供能够运输大型有效载荷的益处的大型尺寸面临挑战，至少部分因其尺寸而使制造此类大型飞机具有挑战性。所涉及的工程学不仅仅是使飞机更大。因此，与本文所提供的飞机100相联系的以及其它对应专利申请中的许多创新都是通过工程学得出的非常具体的设计解决方案的结果。

装载、卸载和存放有效载荷

图2B和图2C提供了将大型有效载荷10装载至飞机100的一个示例实施例的总体简要图示。如图所示，货舱头门126打开，从而露出可延伸穿过拐折部130且基本穿过整个后机身端140的内部货舱170部分。货物开口171提供通向内部货舱170的通道，并且悬臂舌部160可用于帮助初始接收有效载荷。如图所示，有效载荷10包括两片风力涡轮机叶片11A、11B，其由有效载荷接收固定装置12关于彼此保持。有效载荷接收固定装置12通常被视为有效载荷的一部分，虽然在替代解释中，有效载荷10也可以仅被构造为叶片11A、11B。

有效载荷10(也可以被称作为包捆)特别是在涉及多个物体(例如一片以上的叶片、(多片)叶片和(多个)压舱物)且可以被固定在一起并作为单个单元操纵时，可以使用最合适的装置、系统、载具或在地面运输大型有效载荷的方法将其运送至飞机100。包捆可以涉及单个物体。在所示实施例中，运输载具20包含通过多个跨度链接在一起的多个轮式移动运输载具22。替代地或附加地，外部机构可被用于移动载具20，比如用于推动或拉动载具20的大型载具、或者可用于移动大型有效载荷的各种机械系统，比如绞车、滑轮、锚索、起重机和/或动力驱动单元的各种组合。

如图2B所示，运输载具20可以被驱动或以其它方式移动至飞机100靠近货物开口171的前机身端120。随后，有效载荷10可以开始从运输载具20移动并进入内部货舱170。这同样可以使用绞车、滑轮、锚索、起重机和/或动力驱动单元中的一个或多个的组合来实现，此类设置和构造对于本领域技术人员而言是已知的。用于将有效载荷10移入货舱170的系统和/或方法可继续被采用，以将有效载荷10移动至图2C所示的完全装载位置。图2C是图1A的货运飞机100的立体图，其示出了一对联接至货舱170的底部接触表面172且从该底部接触表面172延伸或以其它方式与该底部接触表面172关联的轨道174，该底部接触表面172沿着货舱170从前方入口进入并通过机身101的后机身部140(未示出)中的货舱170的后方部段。因此，轨道174可被构造为具有前轨道端174f(未示出)、拐折部174k和后轨道端174a。在一些实施例中，(多条)轨道174可用作机身101的能够支承操作飞行和/或地面载荷的(多个)主结构构件或(多个)梁，类似于一些飞机中的龙骨梁。

关于货物管理工具的附加细节在2020年9月8日提交的标题为“装卸货运飞机的系统和方法”的国际专利申请PCT/US2020/049784中提供，其包括轨道和有效载荷接收固定装置以及机身构型，用于将有效载荷装载到连续内部货舱的后方区域内且从其卸载，该国际专利申请的全体内容被援引纳入本文。

由于拐折式货舱构造的独特性质，因此在试图将大型货物装载到非线性货舱或从非线性货舱卸载时出现了新的挑战。一种解决方案涉及用于沿着机身内侧的弯曲路径装卸货物的系统和方法。示例包括工具和固定装置，以使能够向前或向后移动大型货物的同时围绕弧形的中心点旋转大型货物，使得大型货物在飞机内沿向前或向后的弯曲或弧形路径移动。附加细节在2021年3月10日提交的标题为“利用弯曲路径装卸货运飞机的系统和方法”的国际专利申请PCT/US2021/21794中提供，其全体内容被援引纳入本文。

拐折式机身

图3是现有技术的飞机300在起飞俯仰机动期间的图示，其示出了计算擦尾角θ_擦尾(θ_tailstrike)，该擦尾角是在飞机300的前机身端320自地面P_300G(例如，机场的跑道)提升并且飞机300的后机身端340和机尾被推向地面50直至接触时确定的。该变化发生在当飞机300围绕在图3中标示为“A”的横向旋转轴线俯仰(例如，旋转)时的起飞俯仰机动期间。该横向旋转轴线A通常由主起落架324限定，它作为枢转点允许由机尾产生的向下的力来提升飞机300的前机身端320。在图3中，机头起落架323和主起落架324限定停靠平面P_300R(例如，飞机停靠时与地平面P_300G水平的平面)，使得擦尾角θ_擦尾可以在飞机300已经达到最大俯仰角或起飞角时由地平面P_300G相对于停靠平面P_300R的角度变化来限定，该角度恰好发生在飞机300的后机身端340的任何部分擦地之前。在图3中，示出了飞机300的前中心线C_F300以及后中心线C_A300。为了增大θ_擦尾，较大型的飞机300通常相对于后机身的后机身区域的下表面具有上掠。该上掠使中心线C_A300在上掠初始处相对于前中心线C_F300偏转，这在图3中示出为中心线C_F300、C_A300中的弯曲331。在现有技术的飞机300中，该弯曲331在一定距离发生，在图3中示出为横向旋转轴线A后方的距离“d”。更长的距离“d”值增大了飞机300的恒定横截面的长度。本发明的各方面避开了这种现有技术中增加距离“d”的动机，而是显著地重新配置后机身和前机身之间的关系，使得减小距离“d”可以导致增大最大可用货舱长度。

图4是本发明的示例性货运飞机400的侧视图。图示长度超过84米的飞机400包含具有限定前中心线C_F400的前机身端420和限定后中心线C_A400的后机身端440的机身401，其中后中心线C_A400相对于前中心线C_F400向上倾斜。前中心线C_F400和后中心线C_A400限定两者之间的连接或拐折431，其中随着后机身端440中的整个后机身相对于前机身端420中的前机身成角度的方向发生改变，前中心线C_F400向上倾斜。这限定了后机身440的拐折角α_400k。拐折位置431被包含在设于前机身端420和后机身端440之间的拐折部分430中。

在图5中，后中心线C_A400相对于前中心线C_F400的角度限定了拐折或弯折角度(如图4中示为α_400k)，其可以大致等于后部上表面402a相对于前中心线C_F400的角度以及后部下表面403a相对于前中心线C_F400的角度的平均值。进一步地，拐折角α_400k可以大致等于飞机在起飞操作期间的最大旋转度数。在图5中，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，以示意例如起飞俯仰机动。在图5中，由于后机身端440、尾翼450或机尾442没有任何部分接触地面，因此前机身端420的停靠平面P_400R相对于地面或地平面P_400G恰好在θ_擦尾之前成一角度。在该位置，下表面403a(并且近似后中心线C_A400)基本平行于地面或地平面P_400G，并且可以看出，因为拐折部分430的拐折中心线431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5图4C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被高度延长而不会有擦尾的风险。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，从而能够大幅增加货运飞机400的总长度，因此能够大幅增加后机身端440内可用的内部货舱，而不增大θ_擦尾。竖向对齐拐折位置131与横向俯仰轴线可以使后机身140能够延伸而不会降低θ_擦尾，这还可以使内部货舱170的可用部分能够向后沿后机身140的很大一部分延伸。当前设计还能够创建超长的飞机设计，其能够以比以前可能的更短的跑道长度执行起飞和降落操作。

飞机100的示例还包括发生在多个横向框架和纵向连续外壳面板上的复杂机身变化(例如，机身和内部货舱中心线的前后拐折或弯折角度)，从而降低过渡区的整体结构复杂性。关于拐折式机身的附加细节在2021年3月1O日提交的标题为“用于后机身向上偏转的飞机机身构造”的国际专利申请号PCT/US21/21792中提供，其全体内容被援引纳入本文。

货舱

图6是货运飞机100的横截面侧视图，该横截面沿如图1A所示的最顶部外表面的近似中线T-T截取。货舱170自货舱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170f和后机身区域170a分别位于飞机100的前机身端120和后机身端140内。图6示出了货舱170的后机身区域170a，该后机身区域几乎延伸经过全部后机身140，这是本文讨论的构型的明显优势。图6示出了两片风力涡轮机叶片11A、11B的高度细长的有效载荷10，其基本布置在整个内部货舱170，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。本发明的示例包括包括从前机身端到后机身端跨越飞机机身的大部分长度的连续内部货舱，并且在一些情况下限定大致在约75米到约125米范围内的最大有效载荷长度。在一些情况下，连续的内部货物跨越机身长度长达75％、85％、90％、或者甚至高达高达97％。对于所考虑的最新型飞机机身示例(例如超过400英尺长)，甚至98％都是可能的，尤其是如果利用可更换的尾锥来使货舱延伸超过机身的固定部分。

确保这在规范中得到支持。我正在处理一个案例，其中审查员认为我们不支持“大于50％”，尽管我们在图像中清楚地支持。我将包括几个不同选项(例如，大多数、至少约60％、至少约70％、至少约75％以及高达我们的97％上限)。

轻货货运飞机的设计细节和性能

本发明的货运飞机实施例如图7A所示，该示例货运飞机采用了多种设计决策以收纳超大的轻货货物、实现短距起降(STOL)性能并且聚焦于中等空速和航程。飞机100主要被设计成运载体积大且长的有效载荷，并且能在非常短的最大起飞距离下做到这一点。若有，也很少有飞机以这样的方式设计，并且没有已知设计能够实现本设计在移动最大风力涡轮机叶片方面的特定用途。此外，许多特定的设计要素使得本文所述的实质性能特征成为可能，其中一些设计要素以前从未用于它们当前的目的(至少因为这种尺寸的飞机以前从未飞行过，并且从未通过飞机设计移动过这种体积和长度的组合的货物)，比如拐折式机身。

与本设计的示例相比，传统的货运飞机被设计成在有效载荷密度明显高于移动风力涡轮机叶片所需的情况下操作。由此，传统的货运飞机被设计成以相对较重的有效载荷起飞、巡航和降落，即使这些有效载荷明显小于能够用本设计运输的有效载荷。例如，典型的105米玻璃纤维风力涡轮机叶片重约130000磅，而普通的大型货运飞机比如波音747-8F可以轻松运载超过该重量两倍的有效载荷(例如约300000磅)，然而波音747-8F具有小于185英尺的货舱长度并且容积仅24462立方英尺。为了运载此类重货的有效载荷(12.5磅/立方英尺)，波音747-8F具有几乎达到1000000磅的最大起飞重量。这种公开的货物尺寸决定了飞机的起飞性能，因为即使在空货舱的情况下，因而所得的翼面载荷仍然足以要求长跑道来达到必要的升力。

现有的大型货运飞机无法在不带辅助的情况下(例如没有火箭助推器)实现STOL性能，至少是因为它们被完全设计用于妨碍了使用已知技术实现此类性能的重货有效载荷。此外，即使已知技术被应用于假设的轻货超长有效载荷货运飞机的设计，许多关键的未解决的问题仍然存在(例如，擦尾)，并且妨碍了设计出实现STOL性能的功能飞机。本文提出的货运飞机设计包括使用轻货超长有效载荷货运飞机实现STOL性能。

本发明提供了一种完全不同类型的大型货运飞机设计，不仅是因为所公开的最大货物长度中的最短长度比迄今为止飞行过的大多数最大飞机机身都长，而且还因为所公开的最大有效载荷的密度(例如小于1磅/立方英尺)低于任何货运飞机设计所设想的密度(过去很少有尺寸足够且重量轻的可想到的有效载荷来保证这种设计的存在)。非常大的风力涡轮机叶片(例如超过约75米长)正是这种有效载荷。然而，即使考虑到这种有效载荷，鉴于在设计和建造飞机时解决这些问题的复杂性质，现有的大型飞机设计的尺寸也不能达到运输风力涡轮机叶片超过约75米所必须的规模，而不需要极长的跑道和/或其它远远超出本领域技术人员认为常规和传统的其它重大修改。与现有的大型飞机设计相比，需要全新的大型飞机设计解决方案来运输极大的轻货有效载荷，同时减短起飞跑道长度。

出于本发明的目的，这种新型超大型货物的STOL性能被定义为起飞场长度小于2500英尺。虽然STOL没有公认的定义，但常见的军事定义包括在起飞的1500英尺内越过50英尺障碍物的能力。本发明的2500英尺的定义被用于考虑本发明的示例所能实现的极限机身长度，其可以超过400英尺(即相当大一部分的跑道长度)。因此，如下文所述，引入新性能参数：以“有效载荷”为单位的最大起飞距离，也就是，在最大重量下起飞需要多少最大有效载荷长度的跑道。使用该参数，本发明的飞机示例实现了迄今为止现有的货运飞机闻所未闻的性能：对于75米的有效载荷而言的9.0有效载荷长度，对于约125米的有效载荷而言低至小于5.0有效载荷长度。

许多单独的设计方面有助于本文详述的新型飞机性能特征。以下相关设计方面的非限制性和非穷尽性列表中的任一个以及以下详述的设计点都有助于新型的飞机性能特征，并且所有这些的组合可以在图1A和图7A的飞机示例中发现，该设计点包括：拐折式机身、包封式货舱、带有悬臂货舱的球形机头、高座舱位置、高机尾位置、仅用于主翼的后缘高升力元件、H形尾翼和/或无后掠的超大机翼。这些设计方面以及它们的使用和(单独或组合地)对本文详述的新型飞机性能特征的贡献(尤其是拐折式机身和拐折式的连续内部货舱)导致了全新类型的货运飞机设计，即超长、超轻货、短距起降的飞机，其能够实现特定用途(例如，将最大的风力涡轮机叶片运输到短内陆机场)，其中如果没有这些设计方面中的一个或多个，现有飞机设计的任何修改都不能实现该用途。每个设计方面及其对新型飞机性能特征和用途的贡献都将在下文更加详细地描述。鉴于本发明，本领域技术人员将会理解，并非这些设计点中的每一个都是实现本文详述的性能特征所必需的。鉴于本发明，此类技术人员将能够单独或组合地利用这些设计点中的一个或多个，以实现使本发明的飞机区别于本发明之前的任何飞机的性能特征。本发明使得本领域技术人员能够利用他们在本领域的知识，通过混合和匹配各种设计点来实现这些更好的性能特征

拐折式机身：拐折式机身允许当前示例的飞机的设计空间沿长度增长，同时仍然完成起飞旋转或降落拉平机动，这分别缩短了起飞和降落所需的跑道长度。因为当飞机在地面上时，最大可实现的机翼迎角取决于飞机的擦尾角度，所以机身拐折的使用允许飞机旋转到大迎角而不会使机尾擦地。拐折式机身使设计能够同时增大最大货物长度和减小起飞场长度。在有效载荷长度相对于起飞场长度的曲线图上(见图16A)，这使设计示例向右(增大有效载荷长度)和向下(减小起飞长度)移动。关于用于延伸连续内部货舱而不降低最大起飞俯仰机动(例如改善货舱长度而不降低起飞性能)的进一步细节可在2020年9月8日提交的标题为“用于避免擦尾的同时允许长有效载荷的飞机机身构型”的国际专利申请中发现，并且其全体内容被援引纳入本文。

包封式货舱：虽然风力涡轮机部件被构造为处理高风力负荷，但这些负荷仍比典型飞机空速下的空气负荷低一个数量级。此外，风力涡轮机叶片相对于它们的尺寸通常非常柔韧，因此若进行外部运输，那么它们的形状和风力负荷将变得不可预测。因此，包封全部或接近全部的货舱对于运输风力涡轮机部件来说是必要的，以确保它们不被损坏并且飞机特性可预测。此外，风力涡轮机叶片不一定是空气动力学的或流线型的，这至少部分取决于它们被载运的取向。因此，将这些物品包封在飞机货舱中减少了总阻力并提高了总体处理特性，从而进一步改善受阻力影响的地面滑跑加速度而改进了起飞距离。

带有悬臂货舱的球形机头和高座舱位置：球形机头126和悬臂舌部160允许有效载荷显著向前延伸至机头126内和高座舱的下方。球形头部允许货物延伸进入内部货舱170的机头部段内，使飞机100的单位长度的有效载荷长度最大化。因为飞机长度是重量和阻力的主要驱动因素，所以对于相同的货物，降低飞机重量和阻力可以因为地面滑跑加速度受阻力和重量的影响而优化起飞距离。此外，随着飞机尺寸的增长，越来越难以将它们设计成使得它们保持在大多现有机场中运行的能力；在保持运载相同大型货物的能力的同时最小化载具的整体尺寸和大小是很重要的。在机身长度相对于有效载荷长度的曲线图上(见图14A)，这使其向上和向左移动(例如，对于给定的机身长度来增大有效载荷长度)。悬臂舌部系统的附加细节在2020年9月8日提交的标题为“容积高效的货运飞机”的国际专利申请PCT/US2020/4985中提供，其全体内容被援引纳入本文。

高机尾位置：高机尾位置(具体是允许内部货舱170延伸进入尾翼150下方的尾锥部段的位置)可最大化飞机100单位长度的有效载荷长度。飞机机身长度是重量和阻力的主要驱动因素，并且对于相同的货物降低载具的重量和阻力而优化了飞行距离，这是因为地面滑跑加速度受阻力和重量影响。此外，随着飞机尺寸的增大，越来越难以将飞机设计成使得它们保持在大多现有机场中运行的能力。相应地，在保持运载相同大型货物的能力的同时最小化飞机的整体尺寸和大小是很重要的。在机身长度相对于有效载荷长度的曲线图上(见图14A)，这使其向上和向左移动。关于将货舱延伸至尾锥内的附加细节在2021年2月3日提交的标题为“利用可更换尾锥延伸飞机货舱的装置和方法”的国际专利申请PCT/US2021/16366中提供，其全体内容被援引纳入本文。

仅设后缘襟翼：典型的大型货运飞机在其主翼上使用前缘装置来提升升力，比如相连式襟翼和分离式襟翼，但是这些装置会增大最大升力时的迎角(AOA)而后缘襟翼减小了最大升力时的AOA。本发明的示例包括设计成仅在降落时拉平或在起飞时旋转高达擦尾角的飞机，擦尾角可以是拐折式机身的函数。本发明的示例包括仅利用后缘高升力元件如襟翼而不是还增加前缘高升力元件如分离式襟翼或相连式襟翼的货运飞机设计，因为无论假设的升力曲线是否延伸超过飞机迎角的擦尾极限，极端机身长度都决定了飞机设计可能是几何形状受限的飞机。这避免了前缘元件的成本、复杂性和重量，所有这些对于飞机来说都是不期望的。本发明的各方面包括不带前缘升力装置的主翼。

H型尾翼设计：对于飞机高度限制和旋转擦尾平面之间的相同竖向区域，H型尾翼设计实现了更高的垂尾展弦比。因此，使用H形尾翼缩短了垂尾的跨度，同时不牺牲垂尾的有效性。垂尾的升力斜率与有效展弦比直接相关，这是单个翼面跨度的平方与单个翼面面积的比率。附加地，随着飞机尺寸的增加，越来越难以将飞机设计成保持在大多现有机场中运行的能力。因此，在保持运载相同大型货物的能力的同时最小化整体载具尺寸和大小是很重要的。

无后掠超大机翼：在四分之一弦长位置测得的零后掠角的超大机翼能够在低STOL速度下实现非常好的飞机操纵特性和性能。已知的大型货运飞机设计中几乎完全没有无后掠翼，并且本发明的实施例利用无后掠翼。大多数现代货运飞机都非常注重高速下的高效飞行，此时马赫数明显在可压缩跨音速范围内。然而，这一重要方面需要机翼后掠角来避免强激波产生巨大阻力增加以及稳定性和控制问题。本发明的示例还包括使用超大机翼。当一起使用时，无后掠翼和超大机翼改善STOL性能，但明显增加巡航阻力，因此降低了速度和燃油效率。然而，这种折衷是可接受的，以便获得足够低的起飞场长度以使飞机100能够在建造于风力发电场位置的跑道上运行，以便于经由飞机运送风力涡轮机部件。本领域的技术人员将会理解，“无后掠”并不明确指代仅恰好为零的后掠角。相反，无后掠机翼指代后掠角很小甚至没有后掠角的机翼，例如，沿机翼四分之一弦长的平均后掠角为上下10度。

此外，图1A和图7A中的实施例还呈现以下所有有利特征：

(1)飞机100的翼展180几何受限，以符合ICAO Group 6的限制(80米)。

(2)飞机100的高度几何受限，以符合ICAO Group 6的限制(24.4米)。

(3)飞机100的机翼182、184的面积在大性能(例如，低翼面载荷和STOL性能)和由于低几何展弦比而不会产生太多与升力相关的诱导阻力之间进行平衡，这可以通过使用翼梢小翼来有效增加。

(4)飞机100的机翼182、184无后掠并且保持相对较大的厚度比和前缘半径，以获得良好的低速性能和操纵特性；由于所产生的中等最大运行速度和与飞机的运行要求(例如，将风力涡轮机叶片从港口位置直接运送到内陆风力发电场位置)相兼容的中等航程，因此代价(例如，在阻力发散和形成激波时较低的马赫数/略高的阻力)是可以容忍的。中等航程与风力涡轮机部件工厂和风力涡轮机发电场站点之间统计上常见的交付距离一致，而中等空气速度与快速开发和认证一致，但是仍然可以实现可能需要的航程的每天多次任务。

(5)飞机100利用后缘高升力装置，该装置可提高STOL性能的最大升力，但在低失速角时可避免对固有的长后机身101的擦尾。

(6)高机翼布局为易受异物损坏(FOD)影响的敏感的升力面和发动机保持显著的地面高度，以允许在不需要完全铺设的半成品场地上运行。

(7)起落架124被推出内部货舱170的舷外，并且机翼182、184被从相交的机身101向上推出，因此为连续内部货舱170创造尽可能多的空间。

(8)H形尾翼150配置可最大化竖向增稳器面积和展弦比的空间。

(9)主起落架124横向对齐，以减少地面滑跑期间机头起落架123和主起落架124之间的重叠，从而通过在起飞和降落期间将飞机重量分散到更多的起落架来增加支撑，以及减小由于载具重心(CG)位置和起落架旋转轴之间的距离减小而需要的起飞旋转力。

基于风力涡轮机叶片长度设计货机

在使用上述部分或全部设计特征的情况下，本发明的示例包括基于最大风力涡轮机有效载荷长度、以及与风力涡轮机叶片运输相关的其它相关有效载荷几何形状和特征的飞机设计。首先，确定代表性的最大风力涡轮机叶片的有效载荷，其次，确定内部货舱的尺寸以运载、装载和卸载有效载荷。最后，本飞机设计实施例的各方面用于设计能够短距起降的固定翼轻货货运飞机。

本发明中与货运飞机系列中各种货运飞机设计相关的信息确定如下。有效载荷可以使用风力涡轮机叶片模型来确定，比如图9中捕捉的模型。在图9中，使用市场研究、领先的风力工业部件设计公司的付费外部咨询和内部参数化风力涡轮机叶片模型来确定用于各种有效载荷的风力涡轮机叶片有效载荷形状，其附加细节可以在2020年9月8日提交的标题为“用于包装通过空运载具运输的大型不规则有效载荷的优化系统和方法”的国际专利申请PCT/US2020/049781中发现，其全体内容被援引纳入本文。

可使用将大型不规则形状包捆在一起的工艺来创建有效载荷取向。在前述国际专利申请PCT/US2020/049781中还可以发现关于优化方法的进一步细节，该优化方法用于确定风力涡轮机叶片的布置和货舱相关尺寸，以运载代表性的多个预期风力涡轮机叶片包捆。

可以通过使用另一种货舱尺寸设计工艺来选取全部有效载荷的取向并集中及添加各种裕度和间隙来确定非停留区，其进一步细节可在2020年11月23日提交的标题为“用于同质货物或具有异质货物和有效载荷的有效载荷空间预留的系统和方法”国际专利申请PCT/US2020/061883中发现，其全部内容被援引纳入本文。

对于本文公开的示例飞机数据点，飞机载荷和其它配置空气动力学数据比如升力、阻力和俯仰力矩，使用计算流体动力学(CFD)输出数据进行确定，并通过其中一个设计点的风洞试验进行验证。使用全球飞机有限元模型(FEM)确定结构尺寸和相应重量。根据计算机辅助设计(CAD)软件中的外模线(OML)模型来计算几何信息(例如机身长度、货舱长度和货舱容积)。

最后，将所有信息输入简化的三(3)自由度(DOF)性能物理模拟，该模拟整合了从初始状态开始随时间的载具状态。该模拟包括使用比如重量、升力、推力、阻力、位置、加速度、速度、高度、温度和/或飞机取向的参数来产生比如起飞场长度的性能量。这些步骤被认为是现代大型飞机设计的标准实践并且不再进一步讨论，因为它们对于本领域普通技术人员而言是常规的。

图7B为本文讨论的尺寸设计方法的结果的图示。在图7B中，图1A和图7A的飞机100被示出为半透明的，并且单个连续货物体积(实线)170′表示最大程度地占据飞机100内的内部机身空间的全部可用量的货物体积(例如，内部货舱170的内壁围绕其放置的体积)。连续货物体积170′根据本文公开的方法设计尺寸和形状，并且作为初始设计约束使用尺寸和形状设计成使用一个或多个风力涡轮机叶片几何形状的有效载荷体积。

图8是领先的风力涡轮机叶片设计公司的超大规模(约100米)风力涡轮机叶片几何形状的示例。图8是可用于确定初始设计约束的示例性风力涡轮机叶片几何形状800。图8示出了典型的风力涡轮机叶片，该叶片是许多参数沿其长度变化，但可近似表示为渐缩的圆柱体的复杂复合曲率表面，其中圆柱形叶片根部直径约为叶片长度的5％，并且叶片尖端横截面线性缩小至叶片根部横截面的约50％。其它表示也是可能的。

图9示出了一组风力涡轮机叶片的典型有效载荷质量(其中组合的总有效载荷是单片叶片901、或一组两片叶片902、三片叶片903、四片叶片904、五片叶片905或六片叶片906)，其可由飞机100在单次任务中运输。图9的数据是由市场调查、领先的风力涡轮机设计公司咨询和公布的研究数据汇编而成，并且示出了将一组相同的风力涡轮机叶片的有效载荷质量与这些叶片的有效载荷体积相关的代表性模型。70米以下的叶片长度主要由玻璃纤维组成，但是被该模型捕捉的叶片假设随着叶片长度的增长而过渡到低碳纤维含量比例，这代表了风力涡轮机叶片设计的技术水平。

图10是图8的风力涡轮机叶片几何形状800的图示，该风力涡轮机叶片几何形状具有简化的渐缩锥形体积模型801(透明)，其可作为代表性有效载荷形状以简化本文讨论中的代数比较。

表1包含多个示例风力涡轮机有效载荷，其包括单叶片和双叶片的有效载荷。包括三片或更多片叶片的有效载荷也是可能的。每个有效载荷设计点代表最大有效载荷长度，用于设计本文详细描述的飞机设计示例的货舱的尺寸。在表1中，“A”设计点代表75米的最大单叶片有效载荷长度以及包括两片68米风力涡轮机叶片的双叶片有效载荷。设计点A1(和所有“1”点)用于使用玻璃纤维构造的单叶片和双叶片，设计点A2(和所有“2”点)用于与点A1相同的单叶片和双叶片几何形状，但是使用碳纤维构造。每个有效载荷设计点产生相应的飞机设计点(下文将详细讨论)，它能够在相应的有效载荷设计点的尺寸和重量范围内装载、卸载和运输货物，同时实现STOL性能特性。

表1：运载单风力涡轮机叶片有效载荷或双风力涡轮机叶片有效载荷的货运飞机实施例的设计点

图11A至图11C是不同数量叶片的样本叶片包装布置的三个图示。图11A示出了两片风力涡轮机叶片1101A、1101B的有效载荷，图11B示出了三片风力涡轮机叶片1102A-1102C的有效载荷布局，图11C示出了四片风力涡轮机叶片1103A-1103D的有效载荷布局。如上所述，任何数量的风力涡轮机叶片都可以用作尺寸设计点。例如，图12中示出了被包含在图7B的代表性货物体积170′中的总有效载荷长度约为100米的六片风力涡轮机叶片1201A-1201F的示例有效载荷。

对于具有一片以上风力涡轮机叶片的有效载荷，可在数学中使用的概念是填充率，即填充体积除以所需总体积的比率。由于在飞机飞行、装载和卸载期间需要围绕有效载荷的各种间隙和裕度(如上文援引的与非停留区相关的国际专利申请PCT/US2020/061883中所述)以及大型不规则形状的叶片不能紧密地包装在一起(从图11A至图11C和图12中容易观察到)，因此尺寸被设计成装载、卸载和保持各种组合的多种叶片的货舱的填充率可能大致在约15％至约25％的范围内。因此，将以上一组大型风力涡轮机叶片的密度的估计值乘以以上填充率来得到大致在约0.4磅/立方英尺至约1.0磅/立方英尺范围内的有效载荷的密度。根据机翼尺寸设计，飞机的运营成本在其满载构型和空载构型之间可能仅大致变化约25％至约50％。因此，对于一架货运飞机来说，在其有效载荷能力的低比例下运行通常是无利可图的。

根据风力涡轮机叶片长度设计尺寸的示例货运飞机

上文详述的货舱尺寸设计结果可与本文详述的各设计方面以及传统的飞机设计技术相结合，从而为表1中的每个有效载荷设计点生成代表性的货运飞机设计点。对于表1中的每个有效载荷设计点，这些代表性飞机设计点的非限制性示例在表2和表3中给出。每个飞机设计点代表完全放样的飞机设计，其体现了本文所述的各飞机设计方面，并且适合用作全机构造的尺寸设计。表2和表3提供了每个设计点的关键特性和参数，其包括有效载荷重量、燃油重量、运行空机重量(OEW)、最大起飞重量(MTOW)、机翼面积、大约2000英尺的STOL性能所需的最小推力、机身直径、机身长度、货舱容积、MTOW的有效载荷密度、最大飞机重量与机翼参考面积之比(W/S)、STOL性能的最小推重比(T/W)、MTOW的最大起飞距离和/或有效载荷长度中的MTOW的最大起飞距离。最大起飞重量包括最大有效载荷重量的起飞。最大有效载荷重量可以是飞机能够运载的有效载荷的最大重量，并且这包括货物(例如，风力涡轮机叶片)加上安全运输货物所需的任何货物运载固定装置和/或在受货物和固定装置的装载影响后将飞机CG(重心)位置恢复到可接受范围内所需的任何压载物。每个数据点(例如，A1-F2)代表使用现有飞机技术(例如，发动机、翼型、控制面等)的飞机设计，并表示飞机设计完全能够实现STOL起飞和降落以及稳定巡航和机动，同时运输相应的有效载荷数据点(例如，表1的A1-F2)。图13是不同尺寸比例(具体为A2、D2和F1)的三架示例飞机的等轴视图。A2是三个设计中最小和最轻的，F1是最大和最重的，D2最类似于图1A和图7A的飞机100。

此外，飞机设计点代表仅使用少量或不使用复合材料即可实现的机身设计，从而显著降低制造成本和复杂性。所有的示例飞机数据点都利用高机翼设计(例如，主机翼翼盒在货舱170上方通过)，并且由于机翼和货舱的尺寸，所利用的示例飞机数据点的机翼182、184因此在强化区域使用例如机身机翼切口周围的周边箱形梁连接到机身。随着大型货运飞机尺寸的增长，机身机翼切口也随之增长。由此，对于图1A的示例飞机100(例如，飞行器设计点D2)，切口的纵向距离和横向距离都大于历史上任何其它飞机，并且同样地，沿着切口边缘的结构的故障模式不同于具有类似机翼位置和附接方案的先前较小飞机。与具有较小切口的较小飞机相比，飞机100的故障模式更多地由稳定性(例如，屈曲)和局部梁扭转来驱动。为此，封闭的箱形截面可以被用于硬化切口。使用周边箱形梁的附加细节在2021年12月16日提交的标题为“结合周边箱形梁的飞机机身机翼附件切口构型”的国际专利申请PCT/US2021/063800中提供，其全部内容被援引纳入本文。

表2：货运飞机实施例的设计点

/>

表3：货运飞机实施例的设计点(续)

飞机可用推力与其重量之比(表3中的最小T/W)是起飞场性能的重要参数，在此处给出是为了进一步证明目前设计的可行性。较高的推重比意味着较低重量下的较高推力，从而通过减少起飞所需的场地长度来改善起飞场性能，反之亦然。

在整个起飞过程中，推力是沿纵向轴线的主要加速力项目。推力是克服滚动摩擦和阻力以使飞机在其最初的地面滑跑中加速的力。在起飞旋转之前，推力将飞机从停靠状态加速到超过起飞形态中飞机失速速度的空速、以及水平增稳器和升降舵尺寸能够使飞机旋转的空速。在起飞旋转后，推力使飞机有可能从零相对势能爬升到与起飞后越障高度相对应的较高值。因此，更大的推力使飞机在起飞期间加速更快，这缩短了起飞所需的整个场地长度。

在整个起飞过程中，重量是经由惯性(例如，加速度阻力)以及直接通过滚动摩擦力沿纵向轴线的主要阻力项，特别是因为在低空速时阻力变得可以忽略不计。更高的重量意味着更大的惯性，这在相同的推力水平下需要更长的时间和距离来在起飞期间加速。滚动摩擦力通常被确定为滚动摩擦系数乘以升力和重量之差。附加地，需要由推进器的动力积累的相对势能与飞机重量成正比，也就是，在相同的推力水平下，重量较大的飞机需要更长的时间(以及因此更长的距离)来在离开地面后爬升到越障高度。

推重比(T/W)是作为确定起飞场性能和区分起飞期间高性能和低性能飞机的关键的无量纲参数。然而，飞机发动机沉重且昂贵，并且增加推力通常会增加重量和阻力。因此，本文提出的设计点利用了现有的飞机发动机规格，其能够提供获得所期望的STOL性能所需的推力和重量。对于本文给出的示例，使用的是吸气式推进器，比如商用的高涵道比涡扇发动机。

飞机重量与其机翼参考面积之比(W/S)是起飞场性能的另一重要参数。这是具有压力单位的量纲参数，并且在非加速稳态飞行中，该压力代表维持飞行所需的每单位机翼面积的升力大小。在同样的条件下，飞机必须产生与自身重量相同的升力才能保持飞行。该参数被称为翼面载荷。较低的翼面载荷意味着运载的重量较轻，或者运载相同重量的较大机翼，从而通过降低起飞所需的空速来改善起飞场性能。

机翼设计是成熟的技术，并且对于类似水平的设计工作、设计以及制造复杂性和成本，通常会产生小范围的最大升力系数。最大升力系数与翼面载荷除以起飞所需的最小动压直接相关。动压与空速的平方成正比。因此，较低的翼面载荷减小了起飞所需的空速(按一半比例系数)。因此，鉴于目前的设计，起飞可以在较短距离发生，因为具有低翼面载荷的飞机不需要加速到如此高的速度。

货运飞机示例的设计性能

本发明的各方面提供了占据特定设计空间的整个飞机系列，其中轻货、高货物体积、作为机身长度的函数的高货物长度和短起飞长度均鉴于具体源自风力涡轮机叶片的特定目标最大有效载荷长度和展弦比(例如，每个区域或宽度的货舱长度)进行了优化。因此，表2和表3的十二个示例货运飞机设计点(即A1至F2)被绘制在图14A、图15A、图16A和图17A中，并且每个特定的货运飞机实施例代表了在本文呈现的新型货运飞机设计空间。图14B、图15B、图16B和图17B呈现了前一图的数据的放大视图，以更好地观察现有技术的飞机数据。图14A至图17B包括来自现有飞机的多个代表性比较点。比较飞机数据点选自多个不同的飞机类别(例如设计空间)，比如小型商务客机(“商务喷气机”)、中型支线商务客机(“支线喷气机”)、大型商务客机(“商务客轮”)、大型商务货运飞机(“商务货机”)、大型军用运输机(“军用运输机”，例如洛克希德C-5银河)、一组现有的STOL飞机和最大型专用货运飞机(“专用飞机”，例如安东诺夫AN-225、空客超级彩虹鱼和波音梦想运输者)。图14A至图17B示出了当前设计空间的示例的特性和所有现有飞机的代表性样本之间存在的极端差异。

更特别地，努力包括来自许多来源的比较数据，特别是代表与当前讨论的独特设计空间最接近设计的大型飞机的数据点。图示的商务喷气机的示例包括本田喷气机、皮拉图斯PC-24和各种塞斯纳飞机，比如野马和不同的奖状喷气型号。图示商务货机的示例包括波音747-8F、777F、767-300F/BCF、757-200SF和各种737变体、以及空客A330-200F、A300-600F和A310-300。图示的商务客机的示例包括波音787、各种道格拉斯或麦道型号直到MD-11F/ER和图波列夫Tu-204。军用运输机的示例包括洛克希德·马丁公司C-130和C-5、波音C-17，巴西航空工业公司KC-390、空客A400M以及其它各种不太知名的外国型号。图示支线喷气机的示例包括几个不同尺寸的支线喷气机系列，其包括英国航空航天公司的阿芙罗系列和先进涡轮螺旋桨飞机、庞巴迪公司的Dash8系列和庞巴迪公司的CRJ系列。图示的STOL飞机的示例包括DHC-4/-5/-6/-7的德哈维兰系列、以色列航空工业阿拉瓦运输机和西班牙航空公司Aviocar等。最后，专用大型货机的最恰当示例包括波音梦想运输者、空客大白鲸/超级大白鲸、Aero Spacelines超级彩虹鱼和安东诺夫An-225。现有飞机的所有比较数据都来自公开可用的数据，比如主要来自多个车辆原始设备制造商(OEM)它们本身的公开三视图和公开性能数据。

有效载荷长度效率

图14A为最大有效载荷长度与机身长度的关系图。图14A示出了可运输货物长度与载具总长度之间的新型设计空间关系(例如，有效载荷长度效率)。在图14A和图14B中，该图中的线1411、1412、1450的斜率基本上是运载长有效载荷的飞机的最大有效载荷长度效率，其以1.0的斜率(如线1499所示)界定，因为最大有效载荷长度增加到整个机身长度。换而言之，包封的有效载荷的长度理论上不能超过包封的载具的长度。图14A绘出了表2和表3的十二个示例货运飞机设计点(即A1-F2)以及现有飞机的代表性样本的数据点。对于现有飞机的代表性样本，不论货物区域是否是连续的货舱，最大有效载荷长度都被计算为相应货物区域的总长度，因为对现有设计进行修改以使货物区域连续对于本领域技术人员来说可能是可行的。为示例货运飞机设计点绘制线性最佳拟合线1450，并且绘制线性上界线1411和线性下界线1412以完全包含现有飞机的代表性样本的所有数据点。因此，上界限和下界限之间的空间(如1410所示)代表已知飞机的现有设计空间。值得注意的是，示例货运飞机设计点的最佳拟合线1450明显不同于现有设计空间1410。

本发明中的示例货运飞机系列设计点(即A1-F2)在运载长的有效载荷方面极为有效，并且它们允许有效载荷接近整个机身长度的97％。这意味着，与现有飞机的设计空间1410中最高效的飞机的13+％相比，对于本发明的机身长度来说浪费的有效载荷长度的量约为3％。因此，本发明的浪费的有效载荷长度比现有飞机的设计空间中最高效的飞机低70％以上。

在图14A和图14B中标识了现有飞机数据点的各个设计空间，区域1401中所示的小型商务客机(“商务喷气机”)、区域1407中所示的中型支线商务客机(“支线喷气机”)、区域1405中所示的大型商务客机(“商务客轮”)、区域1406中所示的大型商务货运飞机(“商务货机”)、区域1404中所示的大型军用运输机(“军用运输机”)、区域1403所示的现有STOL飞机的选择以及区域1402中所示的最大型专用货运飞机(“专用飞机”)。

鉴于图14B，考虑到现有飞机的最大有效载荷长度效率，显然，通常具有较高展弦比的飞机设计(比如商务喷气机、支线喷气机或某些商务客机)具有现有飞机的最高最大有效载荷长度效率，尽管远低于本发明中的货运飞机系列设计点。动力飞行的物理特性和飞机设计有助于更小的飞机更容易实现高有效载荷长度效率，并且如代表性样本所示，随着机身长度增加，有效载荷长度效率没有相应增加。

有效载荷的密度

图15A和图15B为最大有效载荷质量与最大有效载荷体积的关系图，并且示意了本发明的示例围绕其的超轻货设计。图15A和图15B绘出了表2和表3中相同的十二个示例货运飞机设计点(即A1-F2)以及现有飞机的代表性样本的相同数据点。为示例货运飞机设计点绘制多项式最佳拟合线1550，并且绘制线性上界线1511和线性下界线1512以完全包含现有飞机的代表性样本的所有数据点。因此，上界限和下界限之间的空间(如1510所示)代表已知飞机的现有设计空间。值得注意的是，示例货运飞机设计点的最佳拟合线1550明显不同于现有设计空间1510。在图15A中，曲线1511、1512、1550的斜率表示满载至有效载荷质量和有效载荷体积极限的飞机的有效载荷密度。从图15A和图15B中可以明显看出，本发明中的示例货运飞机系列设计点遵循比甚至最低的现有飞机设计低约60％至约70％的有效载荷密度。

在图15A和图15B中标识了现有飞机数据点的各个设计空间，区域1501中所示的小型商务客机(“商务喷气机”)，区域1507中所示的中型支线商务客机(“支线喷气机”)，区域1505中所示的大型商务客机(“商务客轮”)，区域1506中所示的大型商务货运飞机(“商务货机”)，区域1504中所示的大型军用运输机(“军用运输机”)、区域1503所示的现有STOL飞机的选择以及区域1502中所示的最大型专用货运飞机(“专用飞机”)。

起飞长度讨论

图16A至图17B示意了与现有飞机相比的本发明的示例的起飞性能特性。本发明的货运飞机示例被构造成以最小的所需起飞距离运输极其长的风力涡轮机叶片。起飞物理特性是由一些物理输入和调节因素决定的。

简而言之，起飞始于飞机从停靠状态加速，其中飞机重量由通过起落架的地面反作用力和飞机产生的升力的组合支撑，并且飞机的向前加速度由发动机推力驱动，并由作用至载具的外表面的质量惯性和/或气动阻力以及作用至起落架的滚动摩擦抵抗。值得注意的是，飞机阻力主要由升力相关的诱导阻力和与升力无关的寄生阻力组成；起飞期间的诱导阻力因地面效应而显著减小。最初，气动升力和阻力可以忽略不计，并且物理特性主要由与发动机启动相关的推力滞后(如果飞机刹车不足以使飞机在最大推力下保持静止)和滚动摩擦决定。随着速度的增加，空气动力随着空速的平方增加；飞机升力慢慢地减小作用至起落架的载具重量部分，而飞机阻力随着空速和升力的增加而增加。随着燃油的消耗，飞机重量确实减小了可忽略不计的一部分。

当加速至旋转速度时，飞行员可旋转升降舵或类似的飞行控制装置，水平增稳器上向下的气动升力产生机头向上的载具旋转，这增加了飞机机翼的升力直到其离开地面。载具爬升超过参考高度处的假定障碍物，然后过渡到爬升阶段的连续阶段。

场地长度通常不仅考虑所有发动机运行(AEO)情况，而且还考虑调节因素，其包括发动机故障的可能性或要求飞行员在低于决策速度的速度下中止起飞并制动直至飞机停止(拒绝起飞或RTO)，或在一台发动机不工作(OEI)的情况下在高于决策速度的速度下继续起飞(CTO)。

这些项目的来源如下。飞机重量在本发明的其它地方讨论。使用各种经典手册方法(Roskam，Hoerner等)计算空气动力，并且使用计算流体动力学(CFD)和至少一个设计点的风洞(WT)测试进行验证。摩擦系数是航空航天文献中广泛使用的标准值。

本发明的实施例至少部分由于以下原因实现了极短的起飞场长度：能够在起飞前进行显著旋转而不会擦尾的拐折式机身、较低质量(例如根据体积和轻货货物设计飞机尺寸)、较大推重比、导致低翼面载荷的较大机翼、后缘上相当大的高升力装置(增加升力并将最大升力转移到小迎角，这对于可能容易经受擦尾的长载具来说可更容易实现)、使飞机在半成品场地保持在土壤顶部的有益加州承载比(CBR)、大型扰流板和反推装置以及其它措施，这些措施可以在降落期间或在拒绝起飞(RTO)的情况下提供制动益处。

单位最大有效载荷长度的起飞距离

图16A是最大有效载荷起飞距离(例如，起飞场长度，TOFL)与最大有效载荷长度的关系图。图16B是图16A的关系图的放大视图。图16A和图16B示意了本发明的各方面和现有飞机之间在有效载荷长度的起飞性能方面的显著区别。图16A和图16B绘出了表2和表3中相同的十二个示例货运飞机设计点(即A1-F2)以及现有飞机的代表性样本的相同数据点。为示例货运飞机设计点绘制多项式最佳拟合线1650，并且绘制线性上界线1611和线性下界线1612以完全包含现有飞机的代表性样本的所有数据点。因此，上界限和下界限之间的空间(如1610所示)代表已知飞机的现有设计空间。值得注意的是，示例货运飞机设计点的最佳拟合线1550明显不同于现有设计空间1610。

在图16A中，该图中曲线1611、1612、1650的斜率基本是对于每架飞机起飞的跑道所需的最大有效载荷长度。可以看出，本发明中的示例货运飞机系列设计点比所示的任何现有飞机低至少半个数量级，并且比所示的平均现有飞机低至少一个数量级。

在图16A和图16B中标识了现有飞机数据点的各个设计空间，区域1601中所示的小型商务客机(“商务喷气机”)、区域1607中所示的中型支线商务客机(“支线喷气机”)、区域1605中所示的大型商务客机(“商务客轮”)、区域1606中所示的大型商务货运飞机(“商务货机”)、区域1604中所示的大型军用运输机(“军用运输机”)、区域1604中所示的现有STOL飞机的选择以及区域1602中所示的最大型专用货运飞机(“专用飞机”)。

用于比较载具之间的起飞距离的最合适单位之一是“起飞所需的最大有效载荷长度”。对于本文详述的每个设计点，该值可以通过选取起飞距离除以最大有效载荷长度的比率来确定。对于较长/较重的设计点(例如F1)，完成这一点给出约4.9个最大有效载荷长度的大致范围，对于较短/较轻的设计点(例如A2)则给出约9.0个最大有效载荷长度的大致范围。这些都是“满载”值。最大有效载荷长度可以通过增加机翼面积和推力来减小，机翼面积和推力两者都会增加飞机的成本和重量，但现有的技术比如复合材料机身可以抵消这一点。总体而言，约为四(4)或更少的最大有效载荷起飞长度是现有技术和本文呈现的设计示例可以实现的，但是考虑到需要多少额外推力和机翼面积，则这可能是成本过高的，但是这个范围仍然被认为在本发明的范围内。类似地，对于最小和最轻的设计点，最大有效载荷长度没有明确的上限，至少因为这意味着降低对设计空间至关重要的参数的性能，但是具有较小推力和机翼面积的设计示例可以具有大致在约10°至约15°范围内的最大有效载荷起飞长度，尤其是如果期望较弱的发动机(例如，如果使用电推进器和/或螺旋桨发动机，这两种发动机提供的推力都小于用于设计点的高涵道比涡扇发动机，但是可以提供其它优点)。

起飞所需的有效载荷长度随着有效载荷变得更短更轻而减小，这似乎有悖直觉，但事实是，当有效载荷长度减小至零时，设计仍留有一些飞机重量，该重量要求一定的起飞距离并且起飞距离被除以一个非常小的数。因此，从更长/更重的设计点向更短/更轻的设计点移动，飞机的重量慢慢下降并且起飞距离也慢慢减小，但是用于无量纲化起飞距离的参考长度迅速减小，从而意味着起飞距离与有效载荷长度的比率总体增加。

本发明的示例飞机设计点的空载配置的起飞距离计算减少了飞机重量，减少量因不同设计点而异，但通过有效载荷质量和一些附加燃料质量的组合而使每个设计点的最大起飞重量大致减少20％至40％。这将飞机起飞所需的最大有效载荷长度减少了大约一半。因此，在该范围的低端，在货物质量最小到没有货物质量的情况下，对于最小的设计点，该值可以减小到小于约五(5)个最大有效载荷长度，并且对于最大的设计点，该值可以减小到小于约三(3)个最大有效载荷长度。

单位有效载荷体积的起飞距离

图17A为最大有效载荷起飞距离与最大有效载荷体积的关系图。图17B是图17A的关系图的放大视图。图17A和图17B绘出了表2和表3中相同的十二个示例货运飞机设计点(即A1-F2)以及现有飞机的代表性样本的相同数据点。为示例货运飞机设计点绘制多项式最佳拟合线1750，并且绘制线性上界线1511和线性下界线1712以完全包含现有飞机的代表性样本的所有数据点。因此，上界限和下界限之间的空间(如1710所示)代表已知飞行器的现有设计空间。值得注意的是，示例货运飞机设计点的最佳拟合线1750明显不同于现有设计空间1710。

图17A表明本发明中的货运飞机系列设计点提供了与所示现有飞机中的任一个的最短长度相媲美的最大有效载荷起飞场长度，同时提供几乎或超过所示现有飞机中的任一个一个数量级的最大有效载荷体积。

在图17A和17B中标识了现有飞机数据点的各个设计空间，区域1701中所示的小型商务客机(“商务喷气机”)、区域1707中所示的中型支线商务客机(“支线喷气机”)、区域1705中所示的大型商务客机(“商务客轮”)、区域1706中所示的大型商务货运飞机(“商务货机”)、区域1704中所示的大型军用运输机(“军用运输机”)、区域1704中所示的现有STOL飞机的选择以及区域1702中所示的最大型专用货运飞机(“专用飞机”)。

在图17B中，考虑到现有飞机，专用运输机提供了最大货物体积(仍比本发明中的货运系列设计点几乎小一个数量级)。这些相同的飞机还需要比任何现有飞机(或本发明中的货运飞机系列设计点)高几倍的起飞距离。总体而言，图17A和图17B示意了本发明的各方面和现有飞机在相对于有效载荷体积的起飞性能方面的显著区别，并且归因于简单的设计选择而超过任何数量。简单地说，本发明的示例货运飞机代表一种全新类型的飞机，其实现了前所未见的性能特征，并且在没有本发明的各个方面的情况下，无论是单独还是以任何组合的方式，都无法实现该性能特征。

在图14A至图17B中，所有现场性能数据均假设在国际标准大气(ISA)温度下的最大起飞重量(MTOW)和海平面(SL)条件下起飞。在这些示例中，推力在四发动机配置中保持不变并且机翼面积保持不变，该四发动机配置具有已被证明运行若干年的商业上可获得的现成的商用现成品(COTS)发动机，该机翼面积大致10000平方英尺，因为ICAO GROUP 6对翼展的限制已经将飞机机翼面积限制到低于现场性能所需的值。

图14A至图17B示意了多个“设计空间”，其代表了其中现有单架飞机的示意性数据点以及本发明的示例的数据点。在现有飞机数据的情况下，图示设计空间区域仅用于图示目的而并不旨在代表任何特定设计方面的实际限制或界限。

根据所提供的描述和实施例，本领域技术人员将理解本发明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，尽管本发明提供了运输大型货物，比如风力涡轮机，但是本发明也可以应用于其它类型的大型货物或较小货物。本文引用的所有出版物和参考文献整体都被明确地援引纳入本文。

上述实施例可包括如下示例：

1.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；

后机身部分，其包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线；和

拐折部，其在所述机身中在所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；

其中最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内，并且

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作。

2.根据权利要求1所述的货运飞机，其中所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。

3.根据权利要求1所述的货运飞机，

其中所述货运飞机限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且

其中所述拐折部与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的货运飞机，其中所述飞机限定大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

7.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，并且

其中最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内

8.根据权利要求7所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下在小于约2500英尺的跑道上执行起飞操作。

9.根据权利要求7所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。

10.根据权利要求7至9中任一项所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

11.根据权利要求7至10中任一项所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

12.根据权利要求7至11中任一项所述的货运飞机，其中最大有效载荷长度大于约105米，并且所述连续内部货舱限定在333000立方英尺至561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

13.根据权利要求7至12中任一项所述的货运飞机，其中所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。

14.根据权利要求7至13中任一项所述的货运飞机，其中最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。

15.根据权利要求7至14中任一项所述的货运飞机，其中所述货运飞机限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。

16.根据权利要求15所述的货运飞机，其中所述飞机的最大有效载荷长度效率大致在约90％至约97％的范围内。

17.根据权利要求15或16所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷，以在所述连续内部货舱的基本全长布置细长连续有效载荷，细长连续有效载荷具有等于最大有效载荷长度的长度。

18.根据权利要求7至17中任一项所述的货运飞机，其中所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

19.根据权利要求7至18中任一项所述的货运飞机，其中所述飞机包括从以下配置组中选择的配置和在最大有效载荷重量下所得到的起飞性能：

最大有效载荷长度大致在约75米至约85米的范围内，并且所述飞机能够大致在约7.3倍至9.0倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约85米至约95米的范围内，并且所述飞机能够大致在约6.5倍至7.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约95米至约105米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.7倍至6.5倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约105米至约115米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.3倍至5.7倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；和

最大有效载荷长度大致在约115米至约125米的范围内，并且所述飞机能够大致在约4.9倍至5.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作。

20.根据权利要求7至19中任一项所述的货运飞机，其中所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；

后机身部分，其包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线；和

拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；并且

其中所述连续内部货舱的后机身区域沿所述机身的后机身部分长度的约90％以上延伸。

21.根据权利要求20所述的货运飞机，

其中所述货运飞机限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且

其中所述拐折部与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。

22.根据权利要求21所述的货运飞机，其中弯折角度在相对于所述货运飞机的纵向-横向平面约4度至约16度的范围内。

23.根据权利要求21所述的货运飞机，其中弯折角度大致等于所述飞机在短距起降操作期间的最大旋转角度。

24.根据权利要求21至23中任一项所述的货运飞机，其中弯折角度大致等于所述飞机在起飞操作期间的最大旋转角度。

25.根据权利要求7至24中任一项所述的货运飞机，

其中所述机身限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降起飞操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；和

后机身部分，其从所述横向俯仰轴线延伸至所述后机身端，并且包含沿所述机身的后机身部分的大部分长度延伸的所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线。

26.根据权利要求25所述的货运飞机，

其中所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷的前端，以在所述连续内部货舱的基本全长布置细长连续有效载荷，

其中细长连续有效载荷限定大致等于最大有效载荷长度的最大长度。

27.根据权利要求25或26所述的货运飞机，

其中所述机身的前机身端包括货物机头舱门，所述货物机头舱门被构造成移动以暴露进入所述连续内部货舱的开口，细长连续有效载荷的后端能够通过该开口穿过所述连续内部货舱的基本全长并到达所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端。

28.根据权利要求25至27中任一项所述的货运飞机，

其中所述机身包括拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，

其中所述机身中的拐折部限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；并且

其中所述拐折部与横向俯仰轴线大致竖向对齐。

29.根据权利要求28所述的货运飞机，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸。

30.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动无浮力封闭式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被封闭在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，

其中所述连续内部货舱限定大致在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，并且

其中最大有效载荷长度在约75米到约125米的范围内，最大有效载荷长度大致与连续内部货物的体积成比例。

31.根据权利要求30所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下在小于约2500英尺的跑道上执行起飞操作。

32.根据权利要求30所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。

33.根据权利要求30至32中任一项所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有高达最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

34.根据权利要求30至33中任一项所述的货运飞机，其中所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身部分竖向上方的尾翼。

35.根据权利要求30至34中任一项所述的货运飞机，其中最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。

36.根据权利要求30至25中任一项所述的货运飞机，其中所述货运飞机限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。

37.根据权利要求36所述的货运飞机，其中所述飞机限定大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。

38.根据权利要求30至37中任一项所述的货运飞机，其中所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

39.一种用于执行货运飞机短跑道起飞操作的方法，该货运飞机是尺寸和形状被设计成运载轻货有效载荷的固定翼动力驱动非浮力封闭式货运飞机，所述方法包括：

使所述固定翼货运飞机加速，所述货运飞机包括从前机身端跨越所述飞机的机身的大部分长度到达后机身端的连续内部货舱，并且限定大致在约75米至125米的范围内的最大有效载荷长度；

使所述固定翼飞机围绕横向俯仰轴线旋转，同时所述飞机仍然在地面上而不使所述机身擦地；并且

使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面。

40.根据权利要求39所述的方法，其中所述连续内部货舱跨越约90％以上的所述机身的长度。

41.根据权利要求39或40所述的方法，其中所述连续内部货舱大致跨越约90％至约97％的范围内的所述机身的长度。

42.根据权利要求39至41中任一项所述的方法，其中使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面还包括横越小于约2500英尺的跑道。

43.根据权利要求39至42中任一项所述的方法，其中所述飞机限定大致与所述横向俯仰轴线对齐的机身拐折，使得所述机身拐折的飞机后部旋转定向成与地面大致平行。

44.根据权利要求39至43中任一项所述的方法，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

45.根据权利要求44所述的方法，其中所述连续内部货舱包含有效荷载、限定容积并且限定小于约1.0磅每立方英尺的有效载荷体积密度。

46.根据权利要求39至45中任一项所述的方法，其中使所述固定翼货物加速完全是使用吸气式推进器完成的。

47.根据权利要求39至46中任一项所述的方法，其中使所述飞机旋转包括从位于所述连续内部货舱的后机身部分的竖向上方的尾翼施加旋转力。

48.根据权利要求39至47中任一项所述的方法，其中使所述飞机升离地面是在所述飞机的主翼上不使用前缘升力装置的情况下完成的。

Claims (48)

1.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼、驱动式、无浮力、封闭式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被包封在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；

后机身部分，其包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线；和

拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；

其中最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内，并且

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作。

2.根据权利要求1所述的货运飞机，其中所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。

3.根据权利要求1所述的货运飞机，

其中所述货运飞机限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且

其中所述拐折部与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。

4.根据权利要求1所述的货运飞机，其中所述飞机限定有大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。

5.根据权利要求1所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有直至最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

6.根据权利要求1所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

7.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼、驱动式、无浮力、封闭式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被包封在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，并且

其中最大有效载荷长度大致在约75米到约125米的范围内。

8.根据权利要求7所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下从小于约2500英尺的跑道执行起飞操作。

9.根据权利要求7所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。

10.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有直至最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

11.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

12.根据权利要求7所述的货运飞机，其中最大有效载荷长度大于约105米，并且所述连续内部货舱限定在333000立方英尺至561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

13.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述机身包括位于所述连续内部货舱的后机身区域竖向上方的尾翼。

14.根据权利要求7所述的货运飞机，其中最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。

15.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述货运飞机限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。

16.根据权利要求15所述的货运飞机，其中所述飞机的最大有效载荷长度效率大致在约90％至约97％的范围内。

17.根据权利要求15所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷的后端，以遍及所述连续内部货舱基本全长地布置细长连续有效载荷，细长连续有效载荷具有等于最大有效载荷长度的长度。

18.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

19.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述飞机包括从以下配置组中选择的配置和在最大有效载荷重量下所得到的起飞性能：

最大有效载荷长度大致在约75米至约85米的范围内，并且所述飞机能够大致在约7.3倍至9.0倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约85米至约95米的范围内，并且所述飞机能够大致在约6.5倍至7.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约95米至约105米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.7倍至6.5倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；

最大有效载荷长度大致在约105米至约115米的范围内，并且所述飞机能够大致在约5.3倍至5.7倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作；和

最大有效载荷长度大致在约115米至约125米的范围内，并且所述飞机能够大致在约4.9倍至5.3倍于最大有效载荷长度的范围内执行起飞操作。

20.根据权利要求7所述的货运飞机，其中所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；

后机身部分，其包含所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线；和

拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，所述拐折部包含所述连续内部货舱的过渡区域并且限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；并且

其中所述连续内部货舱的后机身区域沿所述机身的后机身部分约90％以上的长度延伸。

21.根据权利要求20所述的货运飞机，

其中所述货运飞机限定有横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸，并且

其中所述拐折部与所述横向俯仰轴线大致竖向对齐。

22.根据权利要求21所述的货运飞机，其中弯折角度相对于所述货运飞机的纵向-横向平面在约4度至约16度的范围内。

23.根据权利要求21所述的货运飞机，其中弯折角度大致等于所述飞机在短距起降操作期间的最大旋转角度。

24.根据权利要求21所述的货运飞机，其中弯折角度大致等于所述飞机在起飞操作期间的最大旋转角度。

25.根据权利要求7所述的货运飞机，

其中所述机身限定横向俯仰轴线，所述货运飞机被构造成在短距起降起飞操作期间围绕该横向俯仰轴线旋转最大角度，同时所述飞机在地面上而不使所述机身擦地，所述机身包括：

前机身部分，其包含所述连续内部货舱的前机身区域，所述前机身部分限定沿所述货运飞机的纵向-横向平面的前中心线；和

后机身部分，其从所述横向俯仰轴线延伸至所述后机身端，并且包含沿所述机身的后机身部分的大部分长度延伸的所述连续内部货舱的后机身区域，所述后机身部分限定在所述货运飞机的纵向-横向平面上方延伸的后中心线。

26.根据权利要求25所述的货运飞机，

其中所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端被构造成从所述机身的前机身端接收细长连续有效载荷的后端，以遍及所述连续内部货舱的基本全长地布置细长连续有效载荷，

其中细长连续有效载荷限定大致等于最大有效载荷长度的最大长度。

27.根据权利要求25所述的货运飞机，

其中所述机身的前机身端包括货物机头舱门，所述货物机头舱门被构造成移动以外露进入所述连续内部货舱的开口，细长连续有效载荷的后端能够经过该开口穿经所述连续内部货舱的基本全长并到达所述连续内部货舱的后机身区域的后机身端。

28.根据权利要求25所述的货运飞机，

其中所述机身包括拐折部，其在所述机身中的所述机身的前机身部分和后机身部分之间以及所述连续内部货舱的前机身区域和后机身区域之间形成连接，

其中所述机身中的拐折部限定所述前中心线和所述后中心线之间的弯折角度；并且

其中所述拐折部与横向俯仰轴线大致竖向对齐。

29.根据权利要求28所述的货运飞机，

其中所述后机身部分以大致等于起飞操作期间所述飞机的最大旋转角度的角度从所述拐折部延伸。

30.一种用于运载轻货有效载荷的固定翼、驱动式、无浮力、包封式货运飞机，所述货运飞机包括：

机身，其限定前机身端、后机身端和从所述前机身端跨越所述机身的大部分长度到达所述后机身端的连续内部货舱，所述机身包括限定最大有效载荷长度的所述连续内部货舱，最大有效载荷长度代表能够被包封在所述连续内部货舱中的有效载荷主体的最长线性尺寸，

其中所述飞机能够运载最大有效载荷重量地进行短距起降(STOL)操作，

其中所述连续内部货舱限定大致在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，并且

其中最大有效载荷长度在约75米到约125米的范围内，最大有效载荷长度大致与连续内部货物的体积成比例。

31.根据权利要求30所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在运载最大有效载荷重量的情况下以小于约2500英尺的跑道执行起飞操作。

32.根据权利要求30所述的货运飞机，其中短距起降操作包括在小于约10倍于最大有效载荷长度的情况下执行起飞操作。

33.根据权利要求30所述的货运飞机，其中所述连续内部货舱被构造成运输具有直至最大有效载荷长度的最长线性尺寸的风力涡轮机叶片。

34.根据权利要求30所述的货运飞机，其中所述机身包括竖向位于所述连续内部货舱的后机身部分上方的尾翼。

35.根据权利要求30所述的货运飞机，其中最大有效载荷重量下的起飞操作对应于货舱容积密度小于约1.0磅每立方英尺的满载飞机。

36.根据权利要求30所述的货运飞机，其中所述货运飞机限定大于约90％的最大有效载荷长度效率。

37.根据权利要求36所述的货运飞机，其中所述飞机限定大致在约90％至约97％的范围内的最大有效载荷长度效率。

38.根据权利要求30所述的货运飞机，其中所述机身包括无后掠的第一固定翼和第二固定翼。

39.一种用于进行货运飞机短跑道起飞操作的方法，该货运飞机是尺寸和形状被设计成运载轻货有效载荷的固定翼、驱动式、非浮力、包封式货运飞机，所述方法包括：

使所述固定翼货运飞机加速，所述货运飞机包括从前机身端跨越所述飞机的机身的大部分长度到达后机身端的连续内部货舱，并且限定大致在约75米至125米的范围内的最大有效载荷长度；

使所述固定翼飞机围绕横向俯仰轴线旋转，同时所述飞机仍然在地面上而不使所述机身擦地；并且

使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面。

40.根据权利要求39所述的方法，其中所述连续内部货舱跨越约90％以上的所述机身的长度。

41.根据权利要求39所述的方法，其中所述连续内部货舱大致跨越约90％至约97％的范围内的所述机身的长度。

42.根据权利要求39所述的方法，其中使所述飞机在横越小于约10倍于有效载荷长度的跑道后升离地面还包括横越小于约2500英尺的跑道。

43.根据权利要求39所述的方法，其中所述飞机限定大致与所述横向俯仰轴线对齐的机身拐折，使得所述机身拐折的飞机后部旋转定向成与地面大致平行。

44.根据权利要求39所述的方法，其中所述连续内部货舱限定在约121000立方英尺至约561000立方英尺之间的容积，该容积与最大有效载荷长度大致成比例。

45.根据权利要求44所述的方法，其中所述连续内部货舱包含有效荷载、限定容积并且限定小于约1.0磅每立方英尺的有效载荷体积密度。

46.根据权利要求39所述的方法，其中使所述固定翼货物加速完全是使用吸气式推进器完成的。

47.根据权利要求39所述的方法，其中使所述飞机旋转包括从竖向位于所述连续内部货舱的后机身部分的上方的尾翼施加旋转力。

48.根据权利要求39所述的方法，其中使所述飞机升离地面是在未使用所述飞机的主翼的前缘升力装置的情况下完成的。