本发明涉及一种具有后置发动机的飞行器，其中，发动机安装在飞行器的水平尾翼平面处。
背景技术：
在某些情况下在飞行器中发动机的后置安装是优选的，例如，在安装超高旁路比发动机、螺旋桨发动机和/或对转开式转子(cror)发动机时。在这些情况下，由于发动机的高直径和/或发动机产生的噪音，或者仅仅因为优选具有干净的翼，所以有时后置安装是优选的。在这些飞行器中，水平尾翼通常被移动到竖向尾翼的顶部，这种构型被称为“t字型尾翼”。
通常，通过飞行器机身后部部分上的传统巨型挂架实现发动机到飞行器的安装。除了支承发动机之外，这些挂架不执行任何其他功能。
如在gb2445555a或wo98/21092a1中公开的一些提案提供了一种飞行器，其中，发动机朝向飞行器的靠近尾翼端的尾部定位。
涉及“飞行器中或关于飞行器的改进”的gb1112924公开了一种飞行器，该飞行器包括主翼和尾翼组件，该主翼具有在机翼中导向的尾缘襟翼，用于相对于机翼进行弦向运动；该尾翼组件具有水平控制表面和竖向控制表面以及由尾翼组件支承的至少两个动力驱动螺旋桨，螺旋桨定位在飞行器的纵向轴线的两侧、位于机翼后部附近，使得在襟翼的向后偏转的位置中，襟翼的后缘与螺旋桨旋转盘区域的下部紧密相邻，所述水平控制表面和竖向控制表面定位成使得螺旋桨的尾流在所述表面上扫过。
这些现有技术配置提供了发动机安装在飞行器的后部部件中的不同的飞行器。然而，希望具有一种下述配置的飞行器，该飞行器具有后置发动机并且控制表面位于飞行器后部部件处，这种飞行器可以提高控制表面的效率。
技术实现要素：
因此，本发明的目的是提供一种具有后置发动机的飞行器，该飞行器能够提高控制表面的效率。
本发明提供一种具有后置发动机的飞行器，该飞行器包括竖向尾翼平面和水平尾翼平面，其中，发动机安装在水平尾翼平面的顶部上，使得水平尾翼平面包括内部固定部件和两个外部可动部件，内部固定部件附接至飞行器的机身，内部固定部件包括升降舵，外部可动部件中的每一个外部可动部件位于水平尾翼平面的距离飞行器的机身最远的每个侧端部处，使得内部固定部件和外部可动部件在使用时均至少部分地经受来自发动机的流。
水平尾翼平面的构型与发动机位于水平尾翼的顶部的事实相结合允许提高位于飞行器的后部部分的控制表面的效率。
实际上，通过这种构型，升降舵和水平尾翼平面的可动部件被来自发动机的流吹动，因此飞行器可以以改进的方式配平，从而显著减小了阻力。在起飞和着陆期间这种效果可以特别增大。
除此之外，通过将发动机定位在飞行器水平尾翼平面的顶部上，当发动机针对起飞或着陆进行旋转时，发动机与地面撞击的风险得以消除。这个问题对于具有长机身并且发动机在后部的飞行器尤为重要。
其他有利的实施方式将在从属权利要求中进行描述。
附图说明
为了更完整地理解本发明，下面将参照附图更详细地描述，在附图中：
图1是本发明的飞行器的前视立体图。
图2是本发明的飞行器的后视立体图。
图3是本发明的飞行器的正视图。
图4a是本发明的飞行器的平面图。
图4b示出了图4a的飞行器的后部部分的细节。
图5a是本发明的飞行器的侧视图。
图5b示出了图5a的飞行器的后部部分的细节。
图6是本发明的第二飞行器的后视立体图。
图7a是本发明的第二飞行器的平面图。
图7b示出了图7a的飞行器的后部部分的细节。
图8a是本发明的第二飞行器的侧视图。
图8b示出了图8a的飞行器的后部部分的细节。
图9示出了图6的飞行器的立体图的后部部分的细节，其中，htp的外部部分处于不同的位置。
图10示出了图6的飞行器的后部部分的细节，其中，htp的外部部分处于不同的位置。
图11示出了图6的飞行器的后部部分的细节，其中，流来自发动机。
图12示出了图1的飞行器的后部部分的细节，其中，在水平尾翼平面的内部部分与外部部分之间的间隙中具有整流罩。
具体实施方式
附图示出了本发明的飞行器的两种实施方式：第一飞行器1(图1至图5b以及图12)和第二飞行器1’(图6至图11)。
如在所有附图中看到的那样，在两种飞行器1、1’中，发动机2、2’安装在飞行器的后部部分中。飞行器1、1’具有单个竖向尾翼平面(vtp)3和水平尾翼平面(htp)4，并且发动机2、2’安装在水平尾翼平面4的顶部上。
水平尾翼平面4包括：
-内部固定部件5，内部固定部件5附接至飞行器1、1’的机身8，内部固定部件5包括升降舵7，以及
-两个外部可动部件6，外部可动部件6中的每一个外部可动部件位于水平尾翼平面4的距离飞行器1、1’的机身8最远的每个侧端部处，
以这种方式，内部固定部件5和外部可动部件6在使用时至少部分地经受来自发动机2、2’的流，如能够在图11中看出的。
内部部件5必须具有足够的刚性以支承发动机2、2’的重量。如果在机身8中没有切口，则这也是有利的，并且因此像当前htp配置中通常那样具有较小的刚性损失。
外部部件6可以通过轴9附接至内部部件扭转箱的后翼梁处的内部部件5上，轴9可以用作使外部部件6旋转的枢轴。从内部部件5伸出的轴9可以垂直于机身8(参见图9和图10)。轴9也可以具有相对于机身8的其他角度。
内部部件5可以通过例如在atr机翼中使用的一种琴键式连结件(pianojunction)附接至机身8。
htp4的这种构型还允许具有简单的vtp3而不是当前的t型尾翼，当前的t型尾翼是大部分具有后置发动机的构型都具有的，vtp3的vtp重量显著降低。
发动机2、2’可以通过挂架以在其他飞行器构型中与发动机2、2’附接至机翼时所采用的类似方式附接至水平尾翼平面4的顶部表面。
竖向尾翼平面3可以处于相对于水平尾翼平面4的向前位置，这可以是重要的特征。实际上，对于认证机构要求保护发动机到发动机碎片(enginetoenginedebris)的cror发动机，由于vtp3与htp4分离，因此vtp3可以用作不会过分损害该构型的屏蔽件。因此，如果vtp3是放置在相对于htp4的向前位置，则该htp4保持在其最佳位置。如果尾翼布置是htp位于vtp顶部的t形尾翼，则情况并非如此。
本发明的飞行器1、1’中使用的发动机2、2’可以是超高旁路比发动机、螺旋桨发动机或对转开式转子发动机。
水平尾翼平面4的外部可动部件6和水平尾翼平面4的固定部件5的升降舵7可以通过致动器移动。
由于升降舵7被吹动，升降舵7可以在失速之前达到更大的最大升力，并且这可以减小起飞场长度并降低着陆速度。但是仅用升降舵7配平飞行器1、1’是非常缓慢的。
作为升降舵7的补充部分是外部部件6，外部部件6至少部分地被吹动并且可以更大地改善对起飞和着陆的影响。但另一方面，外部部件6可以用于比升降舵7更好地配平飞行器1、1’，从而显著减小了阻力。为了实现这一点，当外部部件6旋转时，内部部件5与外部部件6之间的可能间隙必须最小化。为了覆盖该间隙，设置有可以嵌入发动机舱11中的整流罩10。
虽然已经结合优选实施方式对本发明进行了全面描述，但显而易见的是，可以在本发明的范围内引入修改，而不是将这视为受到这些实施方式限制，而是通过所附权利要求的内容来限定。