高酬载型号。因此，避免重新设计机身12和/或机翼16，由此降低设计、开发和制造成本，还缩短为市场或购买者提供具有不同能力的新型号的时间。如本文提到的，可以使用不同的襟翼210、220和/或间隔件222。
[0049]虽然未示出，还可能的是将机翼16部分地插入机身12，使得部分16A的宽度小于机身12的宽度230的一半(例如为机身的宽度的四分之一)并且更窄的中央段部件232插入中央段切口区域212。相应地调节襟翼220和间隔件222的尺寸。这提供了会具有不同航程、酬载能力以及其他能力的第三构造。因而，虽然两个构造可能就足够了，但是可以增加更多的构造以满足客户和/或市场的需要。
[0050]图3A和图3B示出用于航空器家族的两个不同示例性构造的示例性整流罩。通常，机翼16的翼弦尺寸从翼根214向梢端216减小。因此，构造2A中的机翼16的翼弦224会为翼根214的翼弦，而构造2B的中心线接合中的机翼16的翼弦224将更小。因此，优选使用两个不同的机身至机翼整流罩302、306以适应这两种不同的翼弦尺寸:一个整流罩用于构造2A，另一个整流罩用于构造2B。
[0051]图3A示出用于机身侧接合的构造2A的翼弦224、机翼16的翼型304截面图以及关联的整流罩302。因此，整流罩302具有的开口的尺寸适合于该翼弦224和翼型304截面。图3B示出用于中心线接合的构造2B的翼弦226、机翼16的翼型308截面图以及整流罩306。因此，整流罩306具有的开口的尺寸将适应翼弦226和翼型308截面。作为示出两个构造的不同开口的图示，图3A的翼型304在图3B以虚线示出。应注意，整流罩302、306在这两个构造中为相同尺寸。即，它们两个都覆盖机身的切口区域212。使用不同整流罩302、306来适应两个构造2A，2B的不同翼弦和翼型尺寸，这避免了为这两个构造修改机身的需要。
[0052]图4A和图4B示出示例性发动机安装位置。如果初始发动机位置设计用于机身侧接合构造2A，例如发动机22在位置402处安装在机翼16上，位置402距离翼根214预定距离，于是因为对于中心线接合的构造2B来说机翼16的一部分16A在机身12内部，所以如果该发动机仍安装在相同位置402 (如在图4B中以虚线示出的)，则发动机22更靠近机身12。这可能增加航空器10的座舱内部的噪音水平和/或不利地影响航空器10的性能。因此，在构造2B中，发动机22优选地沿着机翼16更加向外定位至更合适的位置404，该位置404离翼根214不同的预定距离。替代地，如果初始设计是用于中心线接合的构造2B，那么当机翼用在机身侧接合的构造2A中时，发动机22可能沿着机翼16更向内定位至更合适的位置。
[0053]位置402和404的准确定位会取决于希望航空器具有的特性。一个合适位置可能例如但不限于是发动机22离机身12的距离与在构造2A中的距离相同的位置，如由位置404所示。当然，取决于希望该型号或构造的航空器10具有的特性，不同位置(比位置404向里更近或向外更远)可能是合适的。另外，如果希望避免具有两个不同的发动机安装位置，那么可以使用单个发动机安装位置，诸如位置402、位置404、或位于这两者之间的位置。
[0054]图5示出具有翼梁502和翼肋504 (504A-504C)的示例性机翼16。为机翼16示出的翼梁502和翼肋504的数量仅为便于图示，并不想表示翼梁和/或翼肋的实际数量或期望数量。同样地，翼梁和翼肋的相对尺寸和位置仅为便于图示。用作发动机22的支架的一个或多个翼肋(诸如翼肋504A)，优选地被定尺寸为适应由发动机22带来的额外负载和应力。当然，可能设计所有翼肋以适应由发动机22带来的负载和应力，但这可能是不必要的并且这不利地影响航空器10的重量、成本和效率。优选地，仅用于安装发动机22的翼肋，诸如翼肋504A，被定尺寸或被加强以适应该额外负载和应力。因此，如果单个发动机布置用于两个构造2A和2B，那么仅单个翼肋504A需要加强以适应发动机22。
[0055]优选地但并非必需，将加强两个翼肋504A和504B，使得发动机22例如安装在翼肋504A上用于构造2A，并且安装在翼肋504B上用于构造2B。替代地，翼肋504可以位于翼肋504A的位置和翼肋504B的位置之间以提供单个发动机位置，该位置在航空器10的期望性能特性方面达成可接受的妥协。
[0056]优选地，图1的起落架24在飞行期间收藏在机身12内部。在一替代实施方案中，起落架24可以收藏在机翼16内部。在该替代实施方案中，机翼上的一个起落架24井位可以为一种构造设置，机翼上的另一个起落架24井位为另一种构造设置；或者可能根据航空器重量和发动机位置使用单个井位用于起落架24。
[0057]机翼16可能具有通过电气线路、油管道、燃料管道、液压管道和/或其他管道与机翼外部的航空器部件连接的部件。优选地，机翼16设计有离开翼根的这些线路/管道。如果使用构造2B的中心线接合，那么来自机翼的线路/管道可以以可接受的方式连接至去向所述外部部件的管道。如果使用构造2A的机身侧接合，那么延长件可以附接至来自机翼的线路/管道，以维持与外部部件的连接。替代地，机翼可以设计为具有长度足以连接至外部部件以在构造2A中运行的线路/管道；如果航空器被制造为在构造2B中运行，那么多余的线路/管道可以被适当地切除和/或多余的线路/管道可以被盘绕或折叠然后牢靠地紧固。
[0058]从上述公开内容应意识到，在文中提出的发明创造提供一种为不同酬载能力和/或航程而对航空器进行高成本改造的解决方案。使用共同的机身和机翼设计(包括在其整个翼展上具有翼型的机翼部件)允许不同的航空器构造，而不会引起与机翼和/或机身重新设计和测试相关的成本。
[0059]基于上述内容，应意识到，本文中已公开了用于使用单个共同的机身和机翼设计通过翼根插入或缩进来提供两个不同航空器构造的技术。应理解，附带的权利要求并非必定限于本文描述的具体特征、构造、行为或手段。相反，所述具体特征、构造、行为或手段作为实施权利要求的实施例形式所公开。
[0060]上述的主题仅通过举例的方式提供而不应被解释为限制性的。可以对本文描述的主题进行多种修改或改变，而不遵循示出的和记载的示例性实施方式和应用并且不偏离本公开内容的精神实质和范围，所述精神实质和范围在下面的权利要求中列出。
【主权项】
1.一种航空器结构，该航空器结构包括: 机身(12)，所述机身具有中心线(218)、中央段切口(212)以及在所述中央段切口(212)处的宽度(230)，所述中央段切口(212)构成为接收中央段部件(232)； 一对机翼(16)，每个机翼(16)具有翼根(214)、翼展以及在该机翼的基本整个翼展上的翼型，这一对机翼(16)基本相互成镜像； 所述机身(12)和所述机翼(16)构成为以在第一构造(2A)和第二构造(2B)中选出的一种构造进行组合； 其中，在所述第一构造(2A)中，所述航空器结构还包括中央段部件(232)，所述中央段部件插入所述中央段切口(212)中并接合至所述机身(12)，所述翼根(214)以机身侧接合连接至所述中央段部件(232)的相对两侧；以及 其中，在所述第二构造(2B)中，所述机翼(16)连接至所述机身(12)并且还在所述中央段切口(212)中以中心线接合相互连接，每个机翼(16)的所述翼型的一部分位于所述机身(12)的内部。
2.根据权利要求1所述的航空器结构，其中，所述机翼(16)在该机翼的翼根(214)处具有第一翼型尺寸(304)并且在所述一部分的远离该机翼的翼根(214)的末端处具有第二翼型尺寸(308)，并且该航空器结构还包括第一对机身至机翼整流罩(302)和第二对机身至机翼整流罩(306)中选出的一对机身至机翼整流罩； 其中，所述第一对整流罩(302)构成为适应所述第一翼型尺寸(304)以与所述第一构造(2A) 一起使用； 其中，所述第二对整流罩(306)构成为适应所述第二翼型尺寸(308)以与所述第二构造(2B) —起使用；以及 其中，选出的整流罩(302或306)中的每个整流罩都连接至所述机身(12)和所述机翼(16) 二者。
3.根据前述权利要求中任一项所述的航空器结构，其中，每个机翼(16)包括:第一发动机支架，所述第一发动机支架离该机翼的翼根(214)第一预定距离(402或404)以用在所述构造(2A或2B)中的一种构造中；以及第二发动机支架，所述第二发动机支架离所述翼根(214)不同的第二预定距离(402或404)以用在所述构造(2A或2B)中的另一种构造中。
4.根据前述权利要求中任一项所述的航空器结构，其中，每个机翼(16)具有襟翼(210或220)，并且在一种所述构造(2A或2B)中，所述襟翼(210或220)具有第一预定长度，并且在另一种所述构造(2A或2B)中，所述襟翼(210或220)具有不同的第二预定长度。
5.根据前述权利要求中任一项所述的航空器结构，其中，每个机翼(16)具有襟翼(210或220)，并且在所述第一构造(2A)中，所述襟翼(210)具有第一预定长度，并且在所述第二构造(2B)中，所述襟翼(220)具有不同的第二预定长度；所述机翼(16)还具有间隔件(222)，所述间隔件具有第三预定长度，所述第一预定长度大致等于所述第二预定长度与所述第三预定长度之和。
6.一种航空器结构，该航空器结构包括: 机身(12)，所述机身具有中心线(218)、中央段切口(212)以及在所述中央段切口(212)处的宽度(230)，所述中央段切口(212)构成为接收中央段部件(232)； 机翼(16)，所述机翼具有翼展、中心线以及在该机翼的基本整个翼展上的翼型，所述机翼(16)构成为允许将该机翼沿其中心线分割成两个部件，这两个部件基本上相互成镜像并且包括在所述中