CN102414083B - 具有燕尾形尾翼和后发动机的飞机 - Google Patents

Abstract

飞机(1)包括沿飞机纵轴线X的伸长形的机身(2)和至少一在所述机身前端和后端(25)之间固定于所述机身的机翼(3)。所述机身(2)包括基本柱形的中央部分(21)和渐变后部分(23)，垂直尾翼(4、4a)和后推进装置(50)固定在所述渐变后部分(23)上。在所述机身的渐变后部分(23)与中央部分(21)的连接区(231)和所述后端(25)之间：所述机身每个截面的最大宽度是恒定的或是向后逐渐增加直到所述机身的最大宽度L；所述机身每个截面的高度是向后逐渐减小的，使得所述机身的后端形成在飞机坐标系中基本水平并基本直线形的小厚度后缘；所述推进装置的喷气发动机(51)以半埋置构型安装在所述机身中。

Description

具有燕尾形尾翼和后发动机的飞机

技术领域

本发明属于飞机、尤其是包括这样的机身的飞机的领域：一组尾翼和一发动机在机身后部分中固定于所述机身。

背景技术

在飞机领域、特别是商用运输机的领域中，已知将一推进发动机布置在机身上并且基本在机身轴线中以便增加推进发动机的数量，而不需要为遵守飞机相对飞机的轴向垂直平面的整体对称性而成对地增加此数量。

该方法一般用于将发动机的数量增加二到三个，在飞机对称平面中的该发动机与在机翼下的一些发动机相结合，例如在Lockeed 1011飞机或Mac Donnell Douglas DC10飞机中，或者在飞机对称平面中的该发动机与在机身旁侧上对称固定的一些后发动机联合，例如在波音727飞机上。

但是，发动机在后机身中或后机身上的安装是各种困难的源由，这些困难主要与由于后尾翼的存在和机身截面的逐渐减小而已经复杂的后发动机在机身一区域中的安装所导致的结构布置的复杂性的增加有关。

所例举的飞机型式主要包括或多或少呈伸长形的机身，机翼沿机身长度在中间位置固定在机身上，以及一组尾翼即水平尾翼和垂直尾翼在后部分中固定于机身，机身包括各种气动力面，用以保证飞机的气动稳定性及其与尾翼相关联的舵面的可操纵性。

为避免机身的气动底阻太大，机身后部分呈细长形的，且其截面从对应于一基本柱形机身部分的后部的通常机身区部向小得多的机身结束区部，在高度上和宽度上逐渐减小。

该机身后部分由于其总体形状接近截锥形，而通常被称为尾锥。

水平尾翼和垂直尾翼形成有专门的气动力面，对于水平尾翼，气动力面固定在机身尾锥的旁侧上，对于垂直尾翼，气动力面固定在机身尾锥的上部上。

尾锥的轴线相对于柱形机身部分的轴线是朝上的，以在起飞和着陆降落阶段时增加飞机的可能的地面转角。

因此，与尾翼存在相关联的机身截面的减小减少了可用于安装发动机的空间，并减小了应保证发动机推力和惯性力的进展的机身固有刚性，由于发动机的质量，惯性力是很大的，并且只有以结构和加固件的复杂性为代价得到必需的体积和刚性，这些表现为质量增加。

由于为避免发动机会喷射的可能碎屑以不可接受的方式损坏尾翼而还应采取的预防措施，发动机和尾翼的靠近引入了附加的复杂性。

对所有这些机身后部分布置约束的考虑，导致发动机的安装在气动力和推进效率方面的性能不好，在已知结构中，在机身上或机身中的后发动机的推进效率比安装在机翼下的同等发动机的推进效率低大约20％。

由于所描述的所有约束的结合，在考虑后发动机在飞机垂直对称平面中的方案时，具有常规机身的飞机在其用于有效负荷的部分中受到以下损害：

-安装复杂性方面受损；

-气动性方面受损；

-结构质量方面受损。

发明内容

为减少现有技术方案的在气动性和质量方面的损害，本发明提出一种包括推进装置的机身后部分的新型布置，其中推进装置的安装得到简化。

符合本发明的飞机以已知的方式包括：机身，例如沿朝飞机前部正向取向的飞机纵轴线X的伸长形状的机身；至少一在机身前端与机身后端之间固定于机身的机翼，机身本身包括基本柱形的中央部分和渐变后部分，渐变后部分在连接区处与中央部分相联接，垂直尾翼和推进装置固定在渐变后部分上。

在本发明的飞机上，机身后部分为扁平形，推进装置的一个或多个喷气发动机在扁平形的后部分中固定于机身上方并且按照半埋入的构型局部地在机身内。

称为燕尾形的扁平形状使得，在机身的渐变后部分处：

-每个机身截面的最大高度朝负X的方向朝后逐渐减小，使得机身后端形成后缘，实际上是厚度比较小的、有利地在飞机坐标系中是基本水平的和基本为直线形、宽度L严格大于连接区最大宽度的后缘；

-每个机身截面的最大宽度连续增加，即所述最大宽度从连接区最大宽度直到大于连接区最大宽度的最大宽度L、朝负X的方向朝后单调增加；

-后推进***的所述后喷气发动机优选沿纵向方向位于机身后部分的宽度明显最大的区域中；

-在一优选实施方式中，与纵轴线X基本平行的所述后喷气发动机的纵轴线在后喷气发动机的进气口处位于机身中央部分的上方；

-按照半埋入的构型，在后喷气发动机最大直径处的后喷气发动机下部局部地位于机身内，而后喷气发动机的上部在机身上方。

另外，所述后喷气发动机的发动机舱在发动机舱各侧与机身侧向连接，使得机身具有在发动机舱每一侧延伸的一扁平区域，其中发动机舱的宽度小于在发动机舱区域中的机身的宽度。

在一优选布置中，后喷气发动机沿飞机的纵向方向布置，使后喷气发动机的前端位于机身一舱室的密封后底之后。

为保证飞机的俯仰控制，机身后部分在后推进装置的每一侧包括一围绕飞机坐标系中的基本水平的轴铰接在机身上的机身舵，机身舵的后缘相应于机身端部。

为保证偏航稳定性和偏航控制，垂直尾翼包括两个基本垂直的垂直安定面，垂直安定面固定在机身后部分上，有利地在机身舵之前，以避免机身舵与垂直安定面及其方向舵之间的机械干扰，每个垂直安定面在机身后部分的一边缘——其相应地是飞机的左边缘和右边缘——上，例如在与最大宽度L的区域基本对应的区域中，与机身相联接，以限制与推进装置的安装发生干扰的危险。

另外，为限制在后喷气发动机的旋转部分爆裂情况下损坏垂直安定面结构的危险，垂直安定面梁沿纵向方向X相对后喷气发动机被布置在机身后部分上，使梁处于喷气发动机的碎屑喷射区之外。

为限制喷气发动机的朝下的声音辐射，特别是当飞机接近地面时，机身后部分的一活动结构包括至少一收回位置和包括至少一伸出位置，在收回位置，活动结构位于机身后部分内，以便不破坏飞机在巡航飞行条件下的气动性能，在伸出位置，活动结构形成基本在飞机坐标系的水平面内并在后推进装置下、朝向在机身后端的机身后缘的后方的延伸。

活动结构有利地沿基本对应机身舵之间的分隔距离的跨度延伸。

在伸出位置中，活动结构产生声音反射屏障，其避免所述喷气发动机的喷管发出的噪音朝下并因此朝地面的传播，特别是在低高度飞行阶段时。

对这种机身后部分布置的结构设计，机身在舱室后底、如增压舱的密封底后方包括用于承受机身中产生的各种力的加强框架。

所述加强框架包括被设置用于承受垂直安定面梁在机身中产生的力的垂直安定面框架。

所述加强框架包括发动机框架，每个发动机框架在其上部设有一拱形件，拱形件具有开口，开口的尺寸为后喷气发动机进气口的尺寸，以避免拱形件结构与喷气发动机的进气口之间的干扰。

发动机框架优选设在后喷气发动机之前，并且其结构强度足以承受由后喷气发动机引入到机身结构中的力。

由于安全的原因，按照称为“失效保护”的设计，加强框架的全部或部分优选以两个并置部分的形式实现。

为对所述后喷气发动机保留已知悬挂的原理，后喷气发动机悬挂连接在一悬伸到发动机框架后的结构梁架下，该结构梁架与拱形件联接在一起，并且优选地，由于安全的原因，按照称为“失效保护”的设计，结构梁架由两个并置部分实现。

机身后部分优选还包括两个基本在飞机坐标系的垂直平面中的纵向肋件，纵向肋件与至少一加强框架联接并且向后悬伸地延伸到后加强框架之后，基本直至所述机身后端。

这些肋件在它们之间在所述后喷气发动机下限定一没有任何障碍的维护井，用以在维护作业时易于拆下或安装喷气发动机，后喷气发动机可以经维护井通过重力拆下。

为在维护作业以外重闭合维护井，维护井包括活动舱盖，活动舱盖在关闭位置保证机身后部分的下部的气动连续性。

为满足不同类型的维护作业，活动结构有利地包括第一收回位置和第二收回位置，在第一收回位置，活动结构在维护井区域内位于推进装置下，在第二收回位置，活动结构相对于第一位置是前伸的，在第二收回位置，活动结构位于推进装置之前并释出维护井。

一后框架包括两个在与维护井背对的侧上联接于纵向肋件的外部部分。

机身舵铰接在该后框架上，更准确的说，每个机身舵被铰接在相关舵所在侧的后框架外部部分上。

为了保证后推进装置的性能良好的气动性，所述后喷气发动机包括保证推进装置的内部和外部气动形状的发动机舱。

优选地，出于维护作业时靠近喷气发动机的原因，至少在前方的进气结构和在后方的喷管结构之间，形成活动罩的子组件被铰接在结构梁架处。

在本发明的一实施方式中，飞机包括在飞机每一侧的、固定在机翼下的第一型式的一喷气发动机，和包括第二型式的后推进装置的一后喷气发动机，后喷气发动机的参照推力显著大于第一型式的喷气发动机的推力，以便减小第一型式的喷气发动机的必需推力和降低机翼下的喷气发动机发出的噪音水平，以及由于机翼下发动机的直径更小，对于给定的发动机离地距离，降低飞机在地面时在地面上方的机身高度。

附图说明

对本发明实施例的详细描述参照以下附图进行，这些附图示意性示出：

图1：符合本发明的飞机实例的整体透视图；

图2a至2c：图1的飞机的侧视图(图2a)、俯视图(图2b)、正视图(图2c)；

图3a至3d：图1和2的飞机的机身后端的侧视图(图3a)、后视图(图3b)、俯视图(图3c)和仰视图(3d)；

图4a和4b：为图1和2的飞机的机身后端的分别从前面和后面看的透视图；

图5a和5b：图1的飞机的后部分的结构解剖图；

图6a和6b：其中后发动机舱的罩打开的机身后部分的透视图；

图7a：带有处于收回位置的后活动结构的机身后部分的结构解剖透视图；

图7b：带有在伸出位置的后活动结构并示出后喷气发动机的噪音辐射方向的机身后部分的俯视图。

具体实施方式

如作为非限定实例在以透视图表示的图1和按照不同投影图的图2a至2c上所示的，符合本发明的飞机1包括伸长形的机身2、固定在机身上的机翼3和垂直尾翼4，垂直尾翼4在基本位于机翼3后面的机身2的一部分上被固定于机身。

根据飞机设计领域中使用的惯例，为描述的需要，飞机1与由以下轴线定义的飞机坐标系相关：

-轴线X，其与飞机1和机身2的纵轴线相对应，正向地朝向在飞行方向上的飞机前方；

-轴线Z，其对应飞机1的垂直轴线，即在飞机的垂直对称平面XZ中与轴线X垂直的轴线，其正向地朝向飞机下方；

-轴线Y，其与飞机垂直对称平面XZ相垂直并与轴线X和Z形成直三面角，即轴线Y在正向上朝向飞机1的右方。

由于描述的需要，术语前、后、上、下、上方、下方、右和左具有例如飞机驾驶员所理解的公认含义。

尤其是：

-在前方或向前表示在正向X的侧上，在后方或向后表示在负向X的侧上；

-向上或在上方表示在负向Z的侧上，向下或在下方表示在正向Z的侧上；

-在右方或向右表示在正向Y的侧上，在左方或向左表示在负向Y的侧上。

伸长形的机身2包括：基本柱形的中央部分21，其例如具有圆形截面或者多裂片形截面又或椭圆形截面；以及在所述中央部分之前的渐变前部分22，驾驶舱一般位于该前部分中；和在所述中央部分之后的渐变后部分23，垂直尾翼4固定在该后部分上。

如图1和2所示，机翼3在机身下部中被固定在机身2上；或者机翼3在机身上部中被固定在机身上，还或者机翼3在中间高度固定在一位置上，这些是没有示出的方案。

推进喷气发动机5以已知的方式固定在机翼上。

机身2的渐变后部分23的几何形状相应于向后逐渐扁平的形状。

因此，通过沿机身纵向方向X在任一点考虑机身过该点的在平面ZY中的截面的沿方向Y的最大宽度和沿方向Z的最大高度，这些截面的最大高度从表示中央部分21的几何后边界并被称为连接区的前截面231直到机身后端25连续减小，在机身后端处，高度基本为零，实际上即空气动力舵后缘的厚度，这将通过下文陈述来理解。

另外，如图2a中看到的，截面高度的变化使得：机身的渐变后部分23的下部上升比所述渐变后部分的上部下降要快，从而导致与下部形状相比，上部相对处在机身中央部分21的上部的延长线中。

另外，如图2b所示，与高度相反的是，机身的渐变后部分23的截面的宽度自前连接区231直到后端25连续增加，在后端处机身宽度严格大于所述连接区的最大宽度。

表述“连续增加”在此以广义理解，即局部最大宽度增加或保持恒定，使得该后部分中的最大宽度遵循单调递增变化规律。特别地，后部分的形状使得：机身在该后部分中的最大宽度可以在沿X的或大或小的距离上保持恒定。

在所示的实例中，如图2b、3c和3d中所体现的，一方面在所述后部分的位于前连接区231后的前区中、和另一方面在所述后部分的位于大宽度的后端25侧的后区中，后部分23的最大宽度基本恒定。

在机身2的后端25附近，即在以基本为零的高度终止的区中，机身因而具有宽度L，该宽度大于飞机1的机身2在中央部分中的最大宽度，从而使机身具有谓为燕尾的形状。

燕尾形状的特征特别在于比较平的上部区域，该上部区域的详细特征将在下面描述中展示。

另外，后推进装置50在机身上方被布置在对应比较平的上部区域的渐变后部分23中。

后推进装置50包括具有基本在机身2的垂直对称平面XZ中的纵轴线56的后喷气发动机51。

后喷气发动机51在高度上位于机身上方，使得：在喷气发动机的最大直径处，实际上是内外函涡轮喷气发动机的进气送风机壳的直径处，喷气发动机的进气口的中心位于机身中央部分21的上部之上，和优选地使得：按照称为局部埋置的构形，喷气发动机的下部处于机身后部分23内。

在这种局部地埋置在机身中的构形中，喷气发动机51的下部因此位于机身后部分的上表面以下。

为保证喷气发动机51的进气口处的正确气动流动，机身后部分23的上表面包括凹陷部分52，该凹陷部分形成称为进气口上游通道的延长进气口的表面，位于埋置在机身中的进气口下部的延续部分中。这样的进气口上游通道基本对应于一柱形表面与机身后部分23的质量体(volume)的交接部分。

在不同的图上所示的该实例中，喷气发动机51被布置在机身后部分23上，使所述喷气发动机的后端位于机身后端25的后方，例如喷气发动机51在机身后端25后方的超出部分对应于喷气发动机的整个喷管59或该喷管的一部分。

这样的布置有利地应用于带有一称为长喷管的喷管的喷气发动机的情况，但这样的布置不是强制的，在本发明的未示出的其它构型中，后喷气发动机51的后端或所述后喷气发动机的发动机舱的后端基本处于机身后端25处，甚至在所述机身后端之前。

推进装置50还包括后发动机舱53，后发动机舱53对于没有被埋置的后喷气发动机部分将后喷气发动机51覆罩，尤其在图3a至3c上可见。

后发动机舱53以与常规环形发动机舱类似的方式保证：穿过喷气发动机的气动流在严格意义上的喷气发动机的下游和上游、特别是在进气口和喷管处的质量；和围绕所述后发动机舱的外部流的质量。

后发动机舱53的形廓与机身后部分23的上表面相连接，以保证侧向延伸在发动机舱每一侧的表面的气动连续性，其中所述后发动机舱53的宽度小于在发动机舱区域中的机身宽度。

这种连接形廓的几何形状实际上是通过数字方法和/或实验方法设计制作的，以便将飞机的气动阻力减到最小，这是飞机设计者的总目标，但是在本情况下，还用以在飞机的不同飞行形态和后喷气发动机51的不同运行状态中保证位于后发动机舱53各侧的后机身部分23上的良好气动流动。

后端25形成机身后部分23的基本笔直的并且宽度为L的后缘，这是机身后部分23的在发动机舱53以外的后部分中的基本平坦的上表面与该后部分的靠近机身后端并且也基本平坦的下表面汇聚的结果。

尤其在图3a至3d上可以看到的，称为机身舵的空气动力舵6a、6b在机身2的该后部分中被布置在后发动机舱53的各侧，与在后端25的后缘相齐。

每个机身舵6a、6b在其前部分中围绕一基本水平的轴铰接，使得可以围绕平行于方向Y的俯仰轴控制飞机。

垂直尾翼4包括两个固定在机身上的基本垂直的垂直安定面41a、41b，在后部分23的各侧各有一个，位于后端25附近、但在机身舵6a、6b之前。

优选地，垂直安定面41a、41b的纵向位置是足够靠前的，以便一方面避免机身舵6a、6b与垂直安定面41a、41b之间的干扰，另一方面使垂直安定面41a、41b处于发动机碎屑的可能喷射区外。

已知地，垂直安定面设有后缘舵，用以保证围绕称为偏航轴的轴线Z控制飞机。

每个垂直安定面41a、41b包括一向上垂直延伸的上垂直安定面411a、411b，和优选地，如所示的飞机实例中，每个垂直安定面还包括一向下垂直延伸的下垂直安定面412a、412b，下垂直安定面向下垂直延伸是有限的，以便不会对在地面使飞机上仰的最大姿态引起有妨碍的约束。

机身后部分23的这些特征更清楚地显示在以透视图表示的图4a和4b的细节中。

图5a和5b表示机身后部分23的结构解剖图，在这些图中，机身覆盖板、垂直安定面41a、41b和后发动机舱53都没有示出，使得只示出了结构的主要内部零件。

更确切地，只示出了在后底232之后的一部分。

后底232例如对应机身中增压舱的延伸后边界。如图5a和5b通过其最大高度相对于最大宽度明显减小的密封后底232的形状所示的，所述后底在机身渐变后部分23中位于连接区231之后。

确切地由于本发明的飞机的机身后部分23的形状和由于后推进装置50在所述密封后底后侧的位置，即后喷气发动机51的前端位于密封后底232之后，因而密封后底232的这种缩退位置是可能的，比起在具有常规尾锥的机身情况下，这允许在更靠后的位置中保持基本恒定的舱室地板宽度和可用的舱室高度，同时保证在密封后底232之前的增压舱体处于发动机的碎屑可能喷射到其中的后喷气发动机的爆裂区之外。

在所示的情况下，密封后底232的形状还包括与进气口上游通道52的局部形状对应的上凹口，在该实例中所述进气口上游通道延伸直到所述后底之前。

在后底232之后，在所述后底与后框架61之间，机身后部分23包括一些保证机身形状的中间框架，其中有加强框架62、63。

根据它们在机身后部分23中的位置，所述后部分的加强框架62、63保证一些特殊功能。

图5a和5b中没有示出的机身舵6a、6b铰接在后框架61即最后面的机身框架上。

一组称为垂直安定面的框架的加强框架62用于承受垂直尾翼的垂直安定面41a、41b的力。相应的加强框架62主要是在垂直安定面的前梁42a、42b和后梁43a、43b处的框架。

至少数量为两个并位于后喷气发动机50前面的、被称为发动机框架的一组加强框架63被使用来保持所述后喷气发动机。

每个发动机框架63包括一突伸在所述框架上方的拱形件631。

一梁架632与这些拱形件631在拱形件631的上部相联接，并且悬伸地向后延伸在基本对应于后发动机舱53的最后面部分的距离上。

因此，该梁架632处于喷气发动机51上方，喷气发动机51有利地通过常规方法利用在喷气发动机的气体发生器处的CORE类型的连接件和/或在喷气发动机的送风机壳处的FAN型连接件，被悬挂固定在所述梁下。

拱形件631的形状和尺寸通过绕过喷气发动机进气口的通道还保证在后喷气发动机51上游的进气口的畅通。

由于喷气发动机的固定装置的期待的高安全水平，因而梁架632和发动机框架63按照称为“失效保护”的结构设计实现，每个结构零件实现成两个并置部分的形式，以弥补所述两个并置部分中的一个的失效。

必要时，加强框架可以同时作为垂直安定面框架和发动机框架。

后框架61实际上由两个后半框架61a和61b形成，使得所述后框架不穿过喷气发动机51下面的维护空间或维护井54，该维护空间或维护井对应于喷气发动机51在梁架632下方的垂直下降运动中扫过的空间。

后半框架61a、61b与纵向肋件64a、相应地64b的外表面联接，以及这些纵向肋件在所述纵向肋件的内表面之间确定维护井54，在拆卸或安装作业时，后喷气发动机51可以通过维护井下降或上升。

纵向肋件64a、64b保持与加强框架62、63连在一起，并向后悬伸地延伸到相应于这些加强框架最后面的一后加强框架之后，以传递后半框架61a、61b的力，机身舵6a、6b铰接在这些后半框架上。

如图6a所示，发动机舱53至少在进气口结构531后和在喷气发动机喷管结构534后包括活动罩532、533。

活动罩532、533优选铰接在梁架632处，使得在维护作业时能够被抬起。

在后机身23的下表面上，在纵向肋件64a、64b之间，例如被铰接在所述纵向肋件处的活动舱盖233，在图3d的称为关闭位置的第一位置关闭维护井54并保证机身的气动连续性，该活动舱盖233在图6b的称为开放位置的第二位置开放维护井，以允许发动机在图6a所示的发动机位置51和51’之间通过，或者允许由发动机下部的下方进入，特别是对于不进入就不能进行的作业。

在一实施方式中，如图7a和7b所示，可收放结构55在机身后部分23中活动布置。

可收放结构55的宽度基本等于纵向肋件64a、64b之间的分隔距离，即维护井54的宽度，以及可收放结构可处于至少两个位置。

在图7a的称为收回位置的第一位置，可收放结构55位于机身内，在称为伸出位置的第二位置，所述可收放结构延伸在机身后端之后，更准确地，基本水平地和在后喷气发动机51下面延伸，如以俯视图表示的图7b上所示的。

可收放结构55例如通过侧向导轨551被引导。

在图7a所示的位置中，可收放结构55位于第一收回位置，在后喷气发动机51下面、在维护井54处，该第一收回位置在需要时允许保障发动机维护任务的操作员在改善的安全条件下工作，特别是当活动舱盖233打开时。

有利的是，所述可收放结构还至少包括第二收回位置，在该第二收回位置，维护井保持开放，用以所述后喷气发动机51的安装和拆卸作业以及用于通达喷气发动机的下部上。  当可收放结构55在前伸位置处在介于维护井54与密封后底232之间的空间中时，得到这样的第二收回位置，该前伸位置是通过如图7a所示侧向导轨551朝所述密封后底的方向延长而可达到的。

对于在机身轴线中布置后发动机，所提出的飞机布置的好处有很多。

具有燕尾形尾翼的机身与后发动机的结合可以实现这样的飞机：其具有有限长度的非增压机身的后部分、及对于维护作业来说可接近的和易于拆卸的喷气发动机。

局部埋置式的发动机可以实现更紧凑并因此更轻的结构，和可以减小发动机舱的浸润表面并因此减小气动阻力。

由于机身上部在进气区的扁平形状，以及由于喷气发动机部分地被埋置在机身中，因而后喷气发动机51发出的噪音在进气口侧的前部中被机身遮挡，当可收放结构55在飞机靠近地面时处于伸出位置时，在喷气发动机喷管侧的后部分中发出的、在图7b上由扩散方向57表示的噪音被向后的活动的可收放结构55遮挡。

因此，与常规飞机相比，对于给定的总推力，本发明的飞机显得噪音较小。

在本发明飞机的一实施方式中，后喷气发动机与安装在机翼下的其它飞机喷气发动机的型号相同，以便使推进***具有最大的一致性。

在另一优选实施方式中，后推进装置包括其推力大于飞机机翼下的喷气发动机的推力的喷气发动机，这在声学方面改进了根据本发明的飞机，同时减小了机翼下的发动机的必需推力，机翼下的发动机是未受益于机身声学遮挡的发动机，另外这可以通过尽可能减小的机翼下喷气发动机的尺寸来减小飞机起落架的高度并因此减小它们的质量。

在一未描述的变型中，后推进装置包括两个并排设置的喷气发动机，机身尺寸特别是宽度以及发动机框架因而与该构型相适应。

Claims (10)

1.包括机身(2)的飞机(1)，所述飞机包括至少一在机身前端和机身后端(25)之间被固定于所述机身的机翼(3)，所述机身(2)包括基本柱形的中央部分(21)和在连接区(231)处与所述中央部分连接的渐变后部分(23)，垂直尾翼(4)固定在所述渐变后部分上，并且后推进装置(50)基本在所述机身(2)的垂直对称平面XZ被固定于所述渐变后部分上，其特征在于，在所述渐变后部分(23)中：

—每个机身截面的最大高度向后递减，使得所述机身后端(25)形成宽度为L的机身后端(25)后缘；

—每个机身截面的最大宽度连续增加，每个机身截面的最大宽度从所述连接区(231)的最大宽度直到大于所述连接区的最大宽度的宽度L，向后递增，或者局部恒定；

—所述后推进装置(50)的后喷气发动机(51)位于所述机身的渐变后部分(23)中，使按照称为半埋置的构型，所述后喷气发动机(51)的在该后喷气发动机最大直径处的下部局部地位于所述机身内，而所述后喷气发动机的上部处在所述机身的上方；

—所述后推进装置(50)包括发动机舱(53)，在所述发动机舱的各侧所述发动机舱的形廓与所述机身的渐变后部分(23)相连接。

2.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述机身的渐变后部分(23)在所述后推进装置(50)的每一侧包括一机身舵(6a、6b)，所述机身舵围绕在飞机坐标系中的基本水平的轴被铰接在所述机身上，并且所述机身舵的后缘相应于所述机身后端(25)。

3.如权利要求2所述的飞机，其特征在于，所述垂直尾翼(4)包括两个基本垂直的垂直安定面(41a、41b)，这两个垂直安定面在所述机身舵(6a、6b)之前被固定于所述机身的渐变后部分(23)，每个垂直安定面(41a、41b)在所述机身的所述渐变后部分的一边缘上被联接于所述机身，所述边缘相应地是所述飞机的右边缘和左边缘。

4.如权利要求3所述的飞机，其特征在于，所述垂直安定面(41a、41b)的梁(42a、42b、43a、43b)相对于所述后喷气发动机(51)沿所述飞机的纵向方向被布置在所述机身的渐变后部分(23)上，使得所述梁处于所述后喷气发动机的碎屑喷射区外。

5.如权利要求4所述的飞机，其特征在于，活动结构(55)包括至少一收回位置，在所述收回位置，所述活动结构位于所述机身的渐变后部分(23)内，所述活动结构还包括至少一伸出位置，在所述伸出位置，所述活动结构形成基本在飞机坐标系的水平面中和在所述后推进装置(50)下、朝在所述机身后端(25)的机身后缘的后方的延伸。

6.如权利要求4或5所述的飞机，其特征在于，所述后喷气发动机(51)的前端沿所述飞机的纵向方向位于所述机身的舱室密封后底(232)之后。

7.如权利要求6所述的飞机，其特征在于，所述机身的渐变后部分(23)在所述舱室密封后底(232)后包括加强框架(62、63)，所述加强框架包括垂直安定面框架，所述垂直安定面框架被设置用于承受由所述垂直安定面的所述梁(42a、42b、43a、43b)引入所述机身中的力，所述加强框架包括发动机框架，这些发动机框架中的每一个在其上部都设有一具有一开口的拱形件(631)，所述开口的尺寸基本为所述后喷气发动机(51)的进气口的尺寸，所述发动机框架布置在所述后喷气发动机(51)前，所述发动机框架的结构强度足以承受由所述后喷气发动机(51)引入所述机身的结构中的力。

8.如权利要求7所述的飞机，其特征在于，所述后喷气发动机(51)悬挂连接在结构梁架(632)下，所述结构梁架悬伸到所述发动机框架之后，所述结构梁架与所述拱形件(631)相联接。

9.如权利要求8所述的飞机，其特征在于，所述机身的渐变后部分(23)包括两个基本在飞机坐标系的垂直平面中的纵向肋件(64a、64b)，所述纵向肋件与至少一加强框架(62、63)相联接并向后悬伸地延伸到后加强框架之后基本直至所述机身后端(25)，所述纵向肋件在它们之间在所述后喷气发动机(51)下界定没有任何障碍的维护井(54)，所述后喷气发动机能经由该维护井(54)通过重力拆下。

10.如权利要求9所述的飞机，其特征在于，一后框架包括两个外部部分(61a、61b)，这两个外部部分在与所述维护井(54)相对的侧上与所述纵向肋件(64a、64b)相联接，所述机身舵(6a、6b)被铰接在所述后框架上。