用于飞机或太空飞行器的尾翼结构

具体实施方式

结合图1-3更加详细地说明尾翼结构1的优选实施例。图1示出了从外面所示的尾翼结构的侧视图，图2示出了相同的侧视图，但是移除了外部壳体，而图3示出了没有外部壳体的尾翼结构的俯视图。尾翼结构1直接邻接机身部分2。机身部分2具体为通常用于商业飞机的硬壳式结构。为此，机身部分2包括大致上具有圆形或椭圆形横截面的受应力的外壳20。受应力的外部壳体20由内部纵向延伸的纵梁21和横向于纵梁21布置的机架22支撑。机架22有利地具有对应于外部壳体20的横截面的形状。由纵梁21和机架22形成的构架对于其部分来说，如果有则仅仅具有低机械载荷承载能力。载荷承载能力例如通过外部壳体20单独施加给机身部分2。

根据本实施例，尾翼部分或尾翼结构1同样地被外部壳体8覆盖。这在以下被指定为流线型外壳8。与机身部分2内的外部壳体20不同，流线型外壳8没有载荷承载功能。其只用作盖子。因为流线型外壳8不受力，所以流线型外壳8可以被设计有基本的自由度。因此，流线型外壳8可以优选地适应空气动力学要求。此外，大襟翼9可以布置在尾翼结构1内，且这些襟翼有助于进入尾翼结构的内部。倘若减压的话，这些大襟翼9同时也可以用作压力均衡装置。

例如，尾翼结构内的两个支架7支撑相应的发动机41。根据本示例性实施例，支架7被流线型外壳8覆盖正好直到它们朝向发动机41的边缘。耐火或耐热套筒在与发动机41的接触面处优选地密封流线型外壳8。又一实施例在尾翼结构上没有发动机或有一个发动机。因此，在这种情况下支架7的数量也被减少。

尾翼结构1还优选地包括稳定单元40。在所述的实施例中，稳定单元仅仅包括升降舵(elevator)。通过来自于两个发动机41的不同推力而实现横向操纵(steer)。然而，尾翼结构1也可以包括垂直稳定器。

图2中的侧视图和图3中的俯视图示出了尾翼结构1的可能的设计，所述尾翼结构1包括支撑结构3和舱壁单元5。图3示出了沿图2的平面A-A的截面，而图2示出了沿图3中的平面B-B的截面。

舱壁单元5以压力密闭的方式密封机身部分2的被暴露到压力下的内部。舱壁单元5经由联结元件6可以联结并机械连接到机身部分。这些联结元件6优选地连接到纵向延伸的纵梁21，所述纵梁21又联结到受应力的外部壳体20。

舱壁单元5，或者压力舱壁5在形式上优选地是平坦的。这导致了更大的设计自由度，例如，在压力舱壁5内安装门。

由于机身部分2的内部与尾翼结构1之间的压差，在纵向方向上的力作用在压力舱壁5上。为了确保压力舱壁5相对于这些力具有充分的机械稳定性，压力舱壁5优选地设有在其内延伸的支撑件，和/或设有在压力舱壁外侧上延伸的支撑件52、53。此外，压力拱顶51可以合并在压力舱壁5内。

尾翼结构1的支撑结构3有利地联结到压力舱壁。因此，作用在支撑结构3上的力通过压力舱壁5直接传播到机身部分2的外部壳体20。相应的力流也在相反的方向上出现。

在图2和图3中举例说明的支撑结构3优选地被构造为支撑杆结构。根据此示例性实施例，锥体状基本结构由四个支撑杆74、75、76(第四个支撑杆仅可以在透视图中看到)形成。在此布置中，支撑杆终结于联结到压力舱壁5的基于锥体结构的虚拟基部处。锥体状支撑杆结构尤其用于支撑稳定单元40。稳定单元40布置在锥体状基本结构的后部区域内。

当使用稳定单元40的升降舵，或者如果有，使用垂直稳定器的方向舵实施操纵时，扭转力作用在锥体状基本结构上。在基本结构的后部区域内，即，在顶端(apex)附近，基本结构相对于这些扭转力没有充分的刚性。倾斜的支柱80将稳定单元的悬挂点82连接到压力舱壁5上的悬挂点84。稳定单元40的悬挂点82横向位于距离尾翼部分的纵向轴线的一定距离处。相对于第一倾斜支柱80，第二倾斜支柱相对于尾翼部分的纵向轴线对称延伸，并联结到第二悬挂点83。这两个附加的倾斜支柱80，或者如果合适，另一些倾斜支柱增加基本结构的扭转刚性。压力舱壁5上的悬挂点84优选地布置在垂直于尾翼结构1的纵向轴线的平面内。

例如，对于用于支撑发动机41的支架7来说可以将其固定到基本结构。当使用两个发动机41时，在某些情况下可以无需使用垂直稳定器。支架大致上具有立方形或平行立面体的基本结构。这种形状由支撑杆70、71和72形成。为了确保将来自于发动机41的推力传递给支撑结构3的基本结构，另外将至少一个对角线支撑杆73布置在支架内。支架可以被其自身的内部盖子(未示出)包围，到发动机41的供给线在所述盖子内延伸，和/或来自于发动机的废热在所述盖子内被有用地排出以加热乘客室。

当在尾翼区域内仅使用一个发动机时，垂直定向支架。当使用两个发动机时，支架优选地相对于垂直方向倾斜。

在图4和图5中，示出了上述示例性尾翼结构的两种三维表示。为了简化表示，将杆、支撑件和舱壁5减小到线或面。更进一步，由点表示各个支撑杆与元件的联结。

图4示出了两个支架7。横向支柱85用于将支架横向地相互连接，以实现更大的刚性。结合图1-3已经说明了图4和图5中的又一些部件。

图6示出了将支撑杆联结到压力舱壁的可能的改进。具有大量孔55的穿孔带状物54铆接到压力舱壁。穿孔带状物54优选地由高强度和耐腐蚀钛制成。这使得可以实现比由纤维复合材料获得的耐腐蚀度更高的耐腐蚀度，压力舱壁5的至少一部分由所述纤维复合材料制成。这里举例说明支撑杆76和77的杆包括可以插入到孔55内的销30。这导致了形状配合(form-fit：或型面配合)连接。销可以借助于另外垂直延伸的螺栓固定在孔55内。这只是将支撑杆连接到压力舱壁5的多种可能方式中的一种。

图7示意性地示出了包括内管和外管的双壁管86。这种管可以，例如，用在支架7内，以确保防止断裂而增加安全性，和/或获得故障保险性质。

虽然这里已经参照优选的示例性实施例说明了本发明，但是本发明不限于此，而是可以以各种方式修改。

具体地，可以以各种方式修改支撑结构的几何结构。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

根据条约19条所做的声明

根据2007年9月21日作出的国际检索报告做出本声明。

1、申请人提交了一套根据条约19条修改的新的权利要求1-7。

2、修改的内容：

新的权利要求1基于原权利要求1、7、9和10，以及原始提交申请的说明书部分。

新的权利要求2基于原始提交的说明书部分，特别是根据说明书第9页第1-14行至第9页第21-35行。

新的权利要求3基于原始提交的说明书部分，特别是基于说明书第7页第7-13行。

新的权利要求4对应于原权利要求14。

新的权利要求5对应于原权利要求15。

新的权利要求6对应于原权利要求8。

新的权利要求7对应于原权利要求16。

3、关于专利性

本发明提供了一种尾翼结构，所述尾翼结构的外壳或流线型外壳可以在考虑到空气动力学原理的情况下进行设计和优化。

根据现有技术的情况，例如由US4448372和US3666211描述的情况，使用流线型外壳作为支撑结构的一部分。通过流线型外壳在发动机或操纵装置之间建立力流路径。

根据US4448372(第4栏62行-第5栏第4行)，在垂直尾翼片内的翼梁可以在垂直尾翼片与机身之间提供绕过机身尾部主体20的载荷路径。垂直尾翼片的流线型外壳不必维持垂直尾翼片的结构。明显的是，平行布置的翼梁不能够经受由逆风施加的力。

根据US3666211，翼梁连接垂直稳定器到机身(第一栏行66p)。该结构仍然需要支撑外部流线型外壳。

权利要求1的技术方案具备新颖性。因为上述文献都没有教导使用下面的支架，该支架具有在支架的对角延伸的一个支撑杆。

此外，上述文献涉及提高尾翼部分的流体动力学性质的问题。因此，本领域普通技术人员基于上述文献将不会有动机以本发明的方式改进上述文献的教导。

因此，权利要求1具备新颖性和创造性。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种尾翼结构(1)，所述尾翼结构(1)特别地邻接飞机或太空飞行器的机身部分(2)，所述尾翼结构(1)包括：

支撑结构(3)，用于支撑至少一个飞行器部件(40，41)；和

舱壁单元(5)，用于压力密闭地密封所述机身部分(2)，并且能够联结到所述支撑结构(3)和所述机身部分(2)，以在所述至少一个飞行器部件(40，41)与所述机身部分(2)之间形成力流路径，

其中

所述支撑结构(3)包括形成所述力流路径的、用于支撑相应的发动机(41)的两个支架(7)，且

所述支架(7)由具有在平行六面体内对角线地延伸的至少一个支撑杆(73)的平行六面体限定的支撑杆结构(70，71，72)形成。

2.根据权利要求1所述的尾翼结构，其特征在于：所述支撑结构(3)包括由四个支撑杆(74，75，76)制成的用于支撑稳定单元(40)的锥体形状件，和两个倾斜支柱(80，81)，所述两个倾斜支柱(80，81)每一个均连接所述稳定单元(40)的连接区内的第一悬挂点(82，83)和在所述机身部分(2)处的第二悬挂点(84)，且所述第一悬挂点(82，83)相对于所述尾翼结构的垂直对称平面水平移位，而所述第二悬挂点(84)布置在所述垂直对称平面内。

3.根据权利要求1或2所述的尾翼结构，包括用于覆盖所述支撑结构(3)的盖子(8)，且所述盖子(8)不提供支撑功能。

4.根据权利要求3所述的尾翼结构，其特征在于：所述盖子(8)完全包围所述尾翼结构(1)。

5.根据权利要求3或4所述的尾翼结构，其特征在于：用于接近所述飞行器部件(40，41)的大面积襟翼(9)布置在所述盖子(8)内。

6.根据权利要求1所述的尾翼结构，其特征在于：所述支撑结构(3)包括多个双壁支撑杆。

7.一种飞机或太空飞行器，所述飞机或太空飞行器包括根据前述任一项权利要求所述的尾翼结构。