用于旋翼飞行器的尾部组件，旋翼飞行器和制造加强尾部组件的方法
【专利摘要】用于旋翼飞行器的尾部组件，该尾部组件(1)制造成包括至少一个过渡结构(13)，过渡结构(13)设置于尾部组件(1)中。过渡结构(13)在纵向设置于纵向中梁部与垂直尾翼之间。旋翼飞行器的动力转动轴至少部分地在尾部组件的纵向中梁部上方在外部延伸。过渡结构(13)在进入区域包括切口高度台阶(18)，其中做出用于动力传动轴的贯穿开口。本发明还涉及包括该尾部组件的旋翼飞行器和制造加强尾部组件的方法。
【专利说明】
用于旋翼飞行器的尾部组件，旋翼飞行器和制造加强尾部组 件的方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种用于旋翼飞行器的尾部组件，一种旋翼飞行器和一种制造加强尾 部组件的方法。更具体地，本发明涉及一种用于直升飞机的尾部组件。
【背景技术】
[0002] 因此，本发明属于旋翼飞行器尾部组件的技术领域。
[0003] -种旋翼飞行器具有由至少一个发动机机械地驱动的至少一个主旋翼。这种主旋 翼向旋翼飞行器提供升力和可能的推进。
[0004] 主旋翼由包括尾部组件的单元承载。这种尾部组件包括尾梁，尾梁承载竖直空气 动力学稳定器，竖直空气动力学稳定器也由本领域技术人员称作"垂直尾翼"或"安定翼"。 尾部组件也可以设有至少一个空气动力学稳定器，空气动力学稳定器水平设置并且由尾梁 或由垂直尾翼承载。
[0005]旋翼飞行器的尾部组件也设有尾旋翼，尾旋翼执行抗扭矩功能以补偿由于主旋翼 旋转造成的偏航扭矩，尾旋翼在横向施加推力。而且，尾旋翼允许旋翼飞行器的飞行员控制 偏航并且通过施加正或负横向推力而命令旋翼飞行器的转向移动。
[0006] 尾旋翼可以是非涵道式尾旋翼，为了方便起见，被称作"常规尾旋翼"。常规地，非 涵道式尾旋翼安装到垂直尾翼顶端附近的一个外侧上或者旋翼飞行器的尾梁的一端上。
[0007] 这种非涵道式尾旋翼使用广泛。然而，也可以实施涵道式尾旋翼，公知的涵道式尾 旋翼是Fe n e .S t ro n_?牌的。
[0008] 涵道式尾旋翼包括旋翼，该旋翼设置在穿过直升飞机的垂直尾翼所形成的通路 中，通路的对称轴线基本上垂直于旋翼飞行器的竖直前后平面。因此，垂直尾翼的流线型结 构包围所述通路且因此包围尾旋翼。因此，通路本身的壁也被本领域技术人员称作"涵道" 或"护罩"，这解释了其为什么会被称作"涵道式尾旋翼"或者"护罩式尾旋翼"。
[0009] 此外，旋翼飞行器需要轻重量结构来使得能承载的适用负载最大。通过使用单位 重量具有高强度的轻重量材料和被设计成提供优化负载路径和应力分布的结构来实现这 个目的。
[0010] 然而，在垂直尾翼与尾梁之间的接口区是其中难以实现这种强度和轻重量设计的 区域。当尾旋翼是涵道式并且设置于这种垂直尾翼中时，这更难实现。
[0011] 实际上，尾梁具有制成为尽可能小的横截面以限制与来自主旋翼的空气流的空气 动力学相互作用。尾梁的这种横截面额外地受到与主旋翼、与拉平操纵和从后部接近直升 飞机所需间隙的约束。
[0012] 相反，垂直尾翼，具体的是具有涵道式尾旋翼的垂直尾翼具有更大截面。使涵道式 尾旋翼的垂直尾翼的横截面大于尾梁的横截面从而能在横向和大致向上方向这两个方向 上容纳尾旋翼。作为竖直空气动力学表面的垂直尾翼同样需要较长并且较薄的横截面来引 起最佳效果。
[0013] 因此，呈现较大横截面的垂直尾翼在接口区与尾梁形成接口连接，不同的是，尾梁 在尖锐拐角处具有较小横截面。在尾梁与垂直尾翼之间的尖锐拐角处横截面突然变化已知 在接口区的区域中的结构上导致应力集中。接口区在尾部组件中有最高的应力集中区。
[0014] 此外，旋翼飞行器设有动力传动轴，动力转动轴将尾旋翼联结到动力设施以驱动 所述尾旋翼旋转。
[0015] 动力传动轴可以设置于尾梁上方，用于维护目的。实际上，当动力传动轴设置于尾 梁中，将难以接近这个动力传动轴。
[0016] 因此，动力传动轴常常沿着尾梁在纵向并且在尾梁上方延伸。
[0017] 例如，根据文献DE202012002493,垂直尾翼的前边缘因此在接口区的区域中切口 以在垂直尾翼中设置孔口。动力传动轴然后通过在垂直尾翼的前边缘中的切口而穿入到垂 直尾翼内以到达尾旋翼。
[0018] 用于尾旋翼动力轴的这种切口位于接口区旁右侧或者在切口区中，进一步增加了 在这个接口区中的应力集中。
[0019]因此，接口区可能需要加强以使稳定更充分。在此情形下，接口区可能需要其结构 更强的尺寸设定并且因此是重量密集的。
[0020]本发明的目的在于设计一种替代尾部组件。
[0021 ]为了避免在接口区中的应力集中，尾梁直径可以增加以减小在这个接口区中的应 力集中。然而，尾梁向上尺寸增加将减小离主旋翼的空隙而导致重量代价，即表现为具有相 对应较高弯曲负荷的较长旋翼桅杆的形式。尾梁向下尺寸的增加也减小了尾梁下方为拉平 间隙或加载所需的空间。因此，这种方案可能会导致重量增加。
[0022]利用常规的、用于尾梁上方的动力传动轴的高度，动力传动轴安装于尾梁内部可 能会增加在垂直尾翼与尾梁之间的接口横截面。然而，这种方案限制了到动力传动轴的可 接近性并且因此使得维护和安装过程较为复杂。
[0023]文献 0厶2821443、肋2206475、1^5209430、1]55108044和1]54708305也是已知的，但远 非是本发明所关注的技术问题和领域。
[0024]文献CA2821443描述了一种用于控制飞行器的机身扭矩的系统和方法。尾梁具有 第一表面和第二表面，第一表面形成在旋翼下洗中的高压区域，第二表面形成旋翼下洗中 的低压区域。
[0025]尾旋翼动力轴可以在尾梁中延伸。
[0026] 文献RU2206475描述了一种尾梁，尾梁具有三个或更多个纵向平面以提高尾部组 件的效率。
[0027]文献US5209430描述了一种改进旋翼飞行器低速时的偏航控制的系统。这种系统 包括设置于尾梁上的列板。
[0028]尾旋翼动力轴可以设置于尾梁顶部上并且可以被尾旋翼轴覆盖物覆盖。
[0029] 文献US4708305还示出了具有列板的尾梁。
[0030]文献US5108044示出了涵道式尾旋翼。涵道式尾旋翼包括与尾梁一体的护罩，尾旋 翼动力轴持续地设置于尾梁和然后护罩内侧。
[0031]还引用 了其它文献，g卩，US4809931、US4927331、FR2167249、US5251847和 US5306119。
【发明内容】
[0032] 在本文中，本发明有关于一种特别地具有权利要求1的特征的制造旋翼飞行器的 方法，特别地具有权利要求6的特征的尾部组件和具有权利要求15的特征的旋翼飞行器。
[0033] 根据本发明，本发明的目的在于制造用于旋翼飞行器的尾部组件。尾部组件包括 承载结构，承载结构从前到后限定尾梁和垂直尾翼;承载结构具有前端和从前端朝向垂直 尾翼延伸的纵向中梁部。尾部组件包括动力传动轴，动力传动轴通过在承载结构中的贯穿 开口而穿入垂直尾翼内侧。贯穿开口在纵向向前朝向前端。在优选实施例中，该方法包括：
[0034] -过渡阶段，其向尾部组件提供至少一个过渡结构，过渡结构在纵向设置于纵向中 梁部与垂直尾翼之间；过渡结构的至少一个横向截面具有向上尺寸，向上尺寸高于在纵向 中梁部与过渡结构之间的接合部处的纵向中梁部的接合部高度尺寸；
[0035] -切口设置阶段，其在过渡结构上提供至少一个切口高度台阶，在所述切口高度台 阶中制成贯穿开口使得动力传动轴至少部分地在前端与切口高度台阶之间的纵向中梁部 上方在外部延伸，动力传动轴通过贯穿开口而穿入承载结构中；
[0036] -上定位阶段，其确定切口高度台阶的上端相对于垂直尾翼的前边缘在纵向向前 偏移的纵向距离偏移；以及
[0037] -下偏移阶段，其限定切口高度台阶的下端相对于切口高度台阶的上端在纵向向 前偏移的下偏移。
[0038] 因此，尾部组件沿着纵向方向从前端朝向位于垂直尾翼上的后端延伸。
[0039] 表述"横向截面"表示设置于基本上正交于纵向方向的横向平面中的构件的截面。
[0040] 表述"向上尺寸"指沿着高度方向的横向截面的最大高度，所述高度方向包含于横 向平面中并且正交于纵向方向。
[0041] 表述"接合部高度尺寸"指纵向中梁部的特定横向截面的向上尺寸，特定横向截面 是在纵向中梁部与过渡结构之间的接合部的截面。
[0042]过渡结构的所有横向截面可以具有高于接合部高度尺寸的向上尺寸。
[0043]因此，过渡结构包括倾斜切口高度台阶以到达具有最高向上尺寸的横向截面。 [0044]因此，本发明使用过渡结构，过渡结构表示在垂直尾翼与尾梁之间的平稳过渡，从 而减少了应力集中。
[0045] 实际上，具有更高高度尺寸的过渡结构导致在垂直尾翼附连区域中更少的应力集 中，和因此更轻的重量和更少的应力引起的问题。
[0046] 切口高度台阶的纵向向前偏移可允许在过渡结构与垂直尾翼之间较大且因此应 力优化的拐角半径。
[0047] 此外，贯穿开口并未在垂直尾翼前边缘中制成，而是在相对于这个前边缘向前偏 移的切口高度台阶中制成。这个贯穿开口使得应力集中是在较小截面变化处，且因此有更 小的应力集中。
[0048] 动力传动轴在尾部组件内伸展仅有限的长度。因此，限制了这个特点对于维护的 影响。
[0049]根据一实施例，过渡结构从接合部到垂直尾翼前边缘的纵向尺寸在0.05m(米)与 0.4m之间，并且特别地接近0.1m。较长距离允许在垂直尾翼与因此具有更好的应力性质的 纵向中梁之间更平缓和较不突然的过渡。
[0050 ]表述"纵向尺寸"指过渡结构沿着纵向方向的尺寸。
[0051] 根据一实施例，切口高度台阶的上端联结到过渡结构的纵向部分，纵向部分从切 口高度台阶朝向垂直尾翼的前边缘延伸。
[0052] 过渡结构的纵向尺寸等于切口高度台阶的纵向尺寸与纵向部分的纵向尺寸之和。
[0053] 纵向部分的横向截面的向上尺寸可以是恒定的，或者可以从切口高度台阶的上端 向垂直尾翼平缓地增加。
[0054] 然而，为了改进这种尾部组件的强度，较佳地纵向部分的横向截面的向上尺寸从 切口高度台阶的上端到垂直尾翼平缓地增加。
[0055] 根据一实施例，该方法还可包括：角度影响阶段，其包括提供前-向下/后-向上切 口角，根据前-向下/后-向上切口角，使切口高度台阶相对于横向参考平面弯曲，横向参考 平面平行于尾部组件的横向方向并且正交于尾部组件的纵向方向；切口角度在1度与70度 之间。
[0056] 根据一实施例，该方法包括加强阶段，在加强阶段，至少两个加强肋状物固定到纵 向中梁部和切口高度台阶，其中动力传动轴在肋状物之间延伸。该方法包括确定每个加强 肋状物的侧向位置的阶段，侧向位置包括在动力传动轴与相对应的加强肋状物之间的旁侧 间距。
[0057] 肋状物可以添加到切口高度台阶的左右以进一步减小在切口高度台阶的前后截 面之间的刚度差异。
[0058] 过渡结构也可以配置有设于这个过渡结构内侧的结构框架。
[0059] 本发明的另一目的在于一种用于旋翼飞行器的尾部组件，尾部组件包括承载结 构，承载结构从前到后限定尾梁和垂直尾翼;承载结构具有前端和从前端朝向垂直尾翼延 伸的纵向中梁部;尾部组件包括动力传动轴，动力传动轴通过在承载结构中的开口而穿入 垂直尾翼内侧。贯穿开口在纵向向前朝向前端。
[0060] 该尾部部件一实施例设置为包括:至少一个过渡结构，其设置于尾部组件中；过渡 结构在纵向设置于纵向中梁部与垂直尾翼之间;过渡结构的至少一个横向截面具有向上尺 寸，向上尺寸高于在纵向中梁部与过渡结构之间的接合部处的纵向中梁部的接合部高度尺 寸;至少一个切口高度台阶设置于过渡结构上，在所述切口高度台阶中制成贯穿开口使得 动力传动轴至少部分地在前端与切口高度台阶之间的纵向中梁部上方在外部延伸，动力传 动轴通过贯穿开口而穿入承载结构中；切口高度台阶具有相对于垂直尾翼的前边缘在纵向 向前偏移的上端，切口高度台阶具有相对于上端在纵向向前偏移的下端。
[0061] 根据一实施例，尾部组件包括外尾旋翼。
[0062] 根据一实施例，尾部组件包括涵道式尾旋翼和/或过渡结构至少部分地将向外延 伸的多个侧向稳定机翼固定到尾部组件的两侧上。
[0063] 根据一实施例，过渡结构至少部分地是纵向中梁部的部分。
[0064] 根据一实施例，过渡结构至少部分地是垂直尾翼的部分。
[0065] 根据一实施例，切口高度台阶相对于横向参考平面以前-向下/后-向上切口角度 弯曲，横向参考平面平行于尾部组件的横向方向并且正交于尾部组件的纵向方向，根据前-向下/后-向上切口角度，切口角度包括在1度与70度之间。
[0066] 根据一实施例，切口高度台阶的上端联结到过渡结构的纵向部分，纵向部分从切 口高度台阶朝向垂直尾翼的前边缘延伸。
[0067] 根据一实施例，动力传动轴可以由至少一个非承载整流罩覆盖;非承载整流罩被 成形为具有垂直于旋翼飞行器的纵向方向的马蹄形截面和/或具有至少一个倾斜前边缘 和/或倾斜后边缘，其可以具有略微等于切口高度台阶的切口角度的角度。
[0068] 根据一实施例，非承载整流罩可分离地固定到纵向中梁部以允许接近动力传动 轴。
[0069] 若存在，非承载整流罩与过渡结构的总线部分齐平。
[0070] 本发明的另一目的在于一种旋翼飞行器，其包括如上文所揭示的至少一个尾部组 件。旋翼飞行器可以选自：直升飞机、混合旋转飞行器;UAV旋翼飞行器和包括远程引航功能 的可居住的旋翼飞行器。
【附图说明】
[0071] 下文是附图的简要描述。
[0072] 本发明的目前较佳地实施例在下文的描述中参考附图展开描述。
[0073] 图1是现有技术旋翼飞行器的示意透视图。
[0074]图2是诸如在现有技术文献DE202012002493中所描述，用于旋翼飞行器的现有技 术尾部组件的拆分透视下部、前部和侧视图，其具有通过动力传动轴驱动的尾旋翼，动力传 动轴在尾梁结构外侧和上方在纵向适当地延伸并且穿入到涵道式垂直尾翼内。
[0075] 图3是现有技术的尾部组件的部分侧视图，其中在垂直尾翼与尾梁之间的接口区 与其中动力传动轴穿入到垂直尾翼内侧的区域紧密相邻。
[0076] 图4是具有根据本发明的实施例的尾部组件的旋翼飞行器的部分侧视图，尾部组 件包括常规尾旋翼。
[0077] 图5、图6、图7、图8是本发明的另一实施例的示意图，其中尾旋翼是涵道式的以形 成 Fenestro η? 式的。
[0078]图9用于阐明本发明的方法。
【具体实施方式】
[0079] 某些图示出了三个彼此正交的方向χ、γ和Ζ。这些方向Χ、Υ和Z-起限定参考系ΧΥΖ。
[0080] 被称作纵向的参考方向X对应于所描述的飞行器的长度尺寸。术语诸如前/后，前 方/后方都是相对于这个方向的。纵向方向X被认为平行于飞行器的翻滚轴线。
[0081] 被称为"横向"的另一方向Y对应于所描述结构的厚度或侧向尺寸。术语侧或左/右 或左舷/右舷都是相对于这个方向的。例如，受到反扭矩尾旋翼控制的空气流动被认为主要 沿着这个方向Y定向。这个方向Y在此处平行于飞行器的俯仰轴线。
[0082] 另一方向Z被称作高度或向上方向。方向Z对应于所描述结构的径向长度/高度。此 处，方向Z被认为平行于飞行器的偏航轴线。
[0083] 纵向方向X和高度方向Z限定旋翼飞行器A的前后平面ΑΡ。旋翼飞行器A的前后平面 AP是向上并且横向中间平面，该中间平面将旋翼飞行器A分成侧向两半，即，左舷侧和右舷 侧或者左侧和右侧。
[0084]在图1中，示出了现有技术的飞行器，飞行器是旋翼飞行器A，诸如具有主旋翼MR的 直升飞机。
[0085]旋翼飞行器A具有由至少一个发动机EN机械驱动的至少一个主旋翼MR。这种主旋 翼向旋翼飞行器A提供升力和可能推进。
[0086] 主旋翼MR由包括尾部组件1的单元CE承载。这个尾部组件1包括尾梁2,尾梁2承载 竖直空气动力学稳定器30，竖直空气动力学稳定器30也被本领域技术人员称作"垂直尾翼" 或"翅片"3。
[0087] 尾部组件1还具有水平设置并且由尾梁或垂直尾翼3承载的至少一个空气动力学 稳定器4。
[0088]尾部组件1还具有尾旋翼TR，尾旋翼TR执行抗扭矩功能以补偿由于主旋翼MR旋转 所造成的偏航扭矩。尾旋翼TR在横向，即大体上沿着方向Y施加推力。而且，尾旋翼TR允许旋 翼飞行器A的飞行员（未图示)通过施加正或负横向推力来控制旋翼飞行器A的偏航和转向 移动。
[0089] 涵道式尾旋翼包括设置于涵道中的旋翼，涵道穿过垂直尾翼3从一侧向另一侧形 成，涵道的对称轴线基本上垂直于旋翼飞行器A的竖直前后对称平面。
[0090] 如所解释的那样，在当今的旋翼飞行器中，垂直尾翼与尾梁之间的接口区是其中 难以实现强度和轻重量设计的区域，特别是当尾旋翼TR为涵道式并且设置于这个垂直尾翼 中时。实际上，由发动机EN机械驱动的动力传动轴5进入垂直尾翼3。
[0091] 根据图2,贯穿开口9直接在垂直尾翼3的前边缘7中、设置在尾梁2与垂直尾翼3的 部分之间的尖锐拐角10上做出。
[0092] 在图3中，现有技术尾梁2具有与垂直尾翼3的直接过渡部段SE，其中应力高度集 中。
[0093] 图4示出了本发明的旋翼飞行器A。旋翼飞行器A设有单元CE、至少一发动机EN和至 少一主旋翼MR。
[0094] 此外，本发明的尾部组件1包括承载结构8。这个承载结构8从前向后限定旋翼飞行 器A的尾梁2和垂直尾翼3。
[0095] 承载结构8具有前端11。承载结构8具有从前端11朝向垂直尾翼3延伸的纵向中梁 部12。
[0096] 根据本发明，尾部组件1包括至少一个过渡结构13。与图3相比，过渡结构13在纵向 中梁部12与垂直尾翼3之间提供比部段SE更光滑、连续和渐进的过渡。
[0097] 取决于实施例，过渡结构13至少部分地是纵向中梁部12的一部分。在实施例中，过 渡结构13至少部分地是垂直尾翼3的一部分。在某些旋翼飞行器A中，过渡结构13部分地由 纵向中梁部12限定并且部分地由垂直尾翼3限定。
[0098] 过渡结构13在纵向设置于纵向中梁部12与垂直尾翼3之间。过渡结构13的至少一 个横向截面14、15具有向上尺寸，该向上尺寸高于在这个纵向中梁部12与过渡结构13之间 的接合部1 〇〇处的纵向中梁部12的接合部高度尺寸17。
[0099] 例如，过渡结构13的纵向部分60的所有横向截面都具有高于接合部高度尺寸17的 向上尺寸16。
[0100] 此外，至少一个切口高度台阶18设置于过渡结构13上。以此方式，动力传动轴5至 少部分地在梁部分12上方以高度间隙G延伸。
[0101 ]切口高度台阶18设有倾斜表面，该倾斜表面在高度上从下端51向上端52向后延 伸。切口高度台阶可以从接合部100朝向纵向部分60纵向地延伸。因此，上端可以联结到纵 向部分60。
[0102] 纵向距离偏移19将切口高度台阶18的上端52与尾梁的前边缘7纵向分开。
[0103] 纵向距离偏移19表示纵向部分60沿着纵向方向X的长度。
[0104]下偏置20将下端51与上端52纵向分开。下偏置20表示切口高度台阶沿着纵向方向 X的长度。
[0105] 因此，过渡结构的纵向尺寸65等于下偏置与纵向距离偏移19之和。这个纵向尺寸 可以在0.05米与0.4米之间。
[0106] 此外，切口高度台阶18相对于横向参考平面PREF以前-向下/后-向上切口角度21 弯曲，横向参考平面PREF平行于横向方向Y并且正交于纵向方向X。取决于实施例，切口角度 21在1°与70°之间。在优选实施例中，切口角度21在20°与60°之间，例如略微类似于垂直尾 翼前边缘7的角度。
[0107] 在切口高度台阶18的倾斜表面中制成贯穿开口9。贯穿开口9在纵向向前朝向前端 11〇
[0108]因此，动力传动轴5在纵向中梁部12上方从前端11向进入区域延伸，进入区域对应 于在切口高度台阶18中的贯穿开口 9。
[0109] 根据图4的实施例，尾旋翼可以是外尾旋翼。
[0110] 然而，根据图5,尾部组件1的实施例包括涵道式尾旋翼TR。
[0111] 此外无论是什么样的实施例，过渡结构可以包括在适当位置的某些结构框架71、 72以增加尾部组件的刚性和稳定性。框架71可以平行于切口高度台阶18设置。另一框架72 可以设置于纵向部分端部。某些框架可以设置于垂直尾翼3中和/或纵向中梁部12中。
[0112] 根据图6,独立于特定实施例，动力传动轴5可以被至少一个非承载整流罩22覆盖。 非承载整流罩22设置于前端与切口高度台阶18之间。非承载整流罩22形成为马蹄形截面， 当垂直于旋翼飞行器A的纵向方向观看时。非承载整流罩22可以具有例如下-前到顶-后倾 斜的至少一个后边缘23。非承载整流罩22还可以具有下-后向顶-前倾斜的至少一个前边缘 24。为了易于维护，在实施例中，非承载整流罩22可分离地固定到纵向中梁结构12上以允许 接近动力传动轴5。
[0113]根据图7,至少两个加强肋状物25刚性地固定到纵向中梁部12和切口高度台阶18 上，其中动力传动轴在肋状物之间延伸。肋状物25可以被设计成与尾梁12和/或与过渡结构 13和/或与垂直尾翼3成一体。
[0114] 根据图8并且与图3比较，本发明允许在靠近垂直尾翼前边缘7的区域中获得较大 截面SE'。因此，过渡结构提供在垂直尾翼与尾梁之间更平滑的过渡，从而减少了在所述截 面SE'中的应力集中。
[0115] 此外，过渡结构允许以更小的截面变化使贯穿开口 9向前偏移。
[0116] 图9示出了根据本发明的制造方法M。利用这种方法M，制造尾部组件1包括：
[0117] -过渡阶段Ml，在尾部组件1上提供至少一个过渡结构13,过渡结构13在纵向设置 于纵向中梁部12与垂直尾翼3之间；
[0118] -切口设置阶段M2，其在过渡结构13上提供至少一个切口高度台阶18;
[0119] -上定位阶段M3，其确定切口高度台阶18上端的纵向距离偏移；
[0120] -下偏置阶段M4,限定切口高度台阶18的下偏置。
[0121] 对于过渡阶段Ml，过渡结构的至少一个横向截面被设计成具有向上尺寸，该向上 尺寸高于纵向中梁部与过渡区段之间的接合部的纵向中梁部的接合部高度尺寸；
[0122] 在切口设置阶段M2，过渡结构13被制成具有至少一个切口高度台阶18，使得动力 传动轴至少部分地在纵向中部上方在外部延伸，从前端到切口高度台阶18中的进入区域， 在那里做出贯穿开口；
[0123] 制造商在上定位阶段M3和下偏置阶段M4中定位切口高度台阶。
[0124] 根据实施例，方法M包括角度影响阶段M5。在角度影响阶段M5,计算切口角度21的 值，根据该值，切口高度台阶18相对于横向参考平面弯曲，横向参考平面平行于尾部组件1 的横向方向并且正交于尾部组件1的纵向方向X。
[0125] 根据图7的实施例，方法M还包括使用至少两个加强肋状物25的加强阶段M6。
[0126] 每个肋状物25延伸并且刚性地固定到纵向中梁12,其中动力传动轴5在肋状物25 之间延伸。然后，方法M确定每个加强肋状物的侧向位置P，包括在动力传动轴5与相对应加 强肋状物25之间的旁侧间距值。
[0127] 下表Tl列出了在附图中的附图标记。
[0128]
[0131]本发明可以在实施中进行各种变化，不可能详尽地指出所有变化。
【主权项】
1. 一种制造旋翼飞行器的尾部组件（1)的方法(M);所述尾部组件（1)包括承载结构 (8)，所述承载结构（8)从前到后限定尾梁（2)和垂直尾翼(3);所述承载结构（8)具有前端 (11) 和从所述前端朝向所述垂直尾翼延伸的纵向中梁部（12);所述尾部组件（1)包括动力 传动轴(5)，所述动力传动轴(5)通过在所述承载结构(8)中的贯穿开口（9)而穿入所述垂直 尾翼(3)内侧;所述贯穿开口（9)在纵向向前朝向所述前端(11); 其特征在于所述方法包括： -过渡阶段(Ml)，其向所述尾部组件（1)提供至少一个过渡结构（13)，所述过渡结构 (13)在纵向设置于所述纵向中梁部（12)与所述垂直尾翼（3)之间；所述过渡结构（13)的至 少一个横向截面（14,15)具有向上尺寸（16)，所述向上尺寸（16)高于在所述纵向中梁部 (12) 与所述过渡结构（13)之间的接合部（100)处的所述纵向中梁部（12)的接合部高度尺寸 (17)； -切口设置阶段(M2)，其在所述过渡结构（13)上提供至少一个切口高度台阶（18)，在所 述切口高度台阶（18)中制成所述贯穿开口（9)使得所述动力传动轴(5)至少部分地在所述 前端（11)与所述切口高度台阶（18)之间的所述纵向中梁部（12)上方在外部延伸，所述动力 传动轴(5)通过所述贯穿开口（9)穿入所述承载结构(8)中； -上定位阶段(M3)，其确定所述切口高度台阶（18)的上端（52)在纵向朝向所述垂直尾 翼(3)的前边缘(7)偏移的纵向距离偏移(19);以及 -下偏移阶段(M4)，其限定所述切口高度台阶（18)的下端（51)相对于所述切口高度台 阶(18)的所述上端(52)在纵向向前偏移的下偏置(20)。2. 根据权利要求1所述的制造方法(M)， 其特征在于所述过渡结构的纵向尺寸(65)包括于0.05m与0.4m之间。3. 根据权利要求2所述的制造方法(M)， 其特征在于所述切口高度台阶（18)的所述上端(52)联结到所述过渡结构（13)的纵向 部分(60)，所述纵向部分(60)从所述切口高度台阶（18)朝向所述垂直尾翼(3)的所述前边 缘(7)|g伸。4. 根据权利要求1所述的制造方法(M)， 其特征在于所述方法包括：角度影响阶段(M5)，其包括提供前-向下/后-向上切口角 (2)，根据所述前-向下/后-向上切口角(2)，使所述切口高度台阶（18)相对于横向参考平面 (PREF)弯曲，所述横向参考平面(PREF)平行于所述尾部组件（1)的横向方向并且正交于所 述尾部组件(1)的纵向方向；所述切口角度在1度与70度之间。5. 根据权利要求1所述的制造方法(M)， 其特征在于所述方法包括加强阶段(M6)，在所述加强阶段(M6)，至少两个加强肋状物 (25)刚性地固定到所述纵向中梁部（12)和所述切口高度台阶（18)，其中所述动力传动轴 (5)在所述肋状物(25)之间延伸;所述方法包括确定每个加强肋状物(25)的侧向位置的阶 段，所述侧向位置包括在所述动力传动轴(5)与所述相对应的加强肋状物(25)之间的旁侧 间距值。6. -种用于旋翼飞行器(A)的尾部组件（1)，所述尾部组件（1)包括承载结构（8)，所述 承载结构(8)从前到后限定尾梁(2)和垂直尾翼(3);所述承载结构(8)具有前端（11)和从所 述前端（11)朝向所述垂直尾翼(3)延伸的纵向中梁部（12);所述尾部组件（1)包括动力传动 轴(5)，所述动力传动轴(5)通过在所述承载结构(8)中的贯穿开口（9)而穿入所述垂直尾翼 (3)内侧;所述贯穿开口在纵向向前朝向前端;其特征在于该尾部组件（1)包括至少一个过 渡结构（13)，所述过渡结构（13)设置于所述尾部组件（1)中；所述过渡结构（13)在纵向设置 于所述纵向中梁部（12)与所述垂直尾翼(3)之间；所述过渡结构（13)的至少一个横向截面 (14,15)具有向上尺寸（16)，所述向上尺寸（16)高于在所述纵向中梁部（12)与所述过渡结 构（13)之间的接合部（100)处的所述纵向中梁部（12)的接合部高度尺寸（17);至少一个切 口高度台阶（18)设置于所述过渡结构（13)上，在所述切口高度台阶（18)中制成所述贯穿开 口（9)使得所述动力传动轴(5)至少部分地在所述前端（11)与所述切口高度台阶（18)之间 的所述纵向中梁部（12)上方在外部延伸，所述动力传动轴(5)通过所述贯穿开口（9)穿入所 述承载结构(8)中；所述切口高度台阶（18)具有上端(52)，所述上端(52)相对于所述垂直尾 翼(3)的前边缘(7)在纵向向前偏移，所述切口高度台阶（18)具有下端(51)，所述下端(51) 相对于所述上端(52)在纵向向前偏移。7. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述尾部组件（1)包括外尾旋翼。8. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述尾部组件（1)包括涵道式尾旋翼。9. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述过渡结构（13)至少部分地是所述纵向中梁部（12)的部分。10. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述过渡结构（13)至少部分地是所述垂直尾翼(3)的部分。11. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述切口高度台阶（18)相对于横向参考平面(PREF)以前-向下/后-向上角 度（21)弯曲，所述横向参考平面(PREF)平行于所述尾部组件（1)的横向方向并且正交于所 述尾部组件(1)的纵向方向；所述切口角度(21)在1度与70度之间。12. 根据权利要求11所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述上端（52)联结到所述过渡结构（13)的纵向部分（60)，所述纵向部分 (60)从所述切口高度台阶(18)朝向所述垂直尾翼(3)的所述前边缘(7)延伸。13. 根据权利要求6所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述动力传动轴（5)由至少一个非承载整流罩(22)覆盖，所述非承载整流 罩(22)成形为具有垂直于所述旋翼飞行器(A)的纵向方向的马蹄形截面和/或具有至少一 个倾斜前边缘(24)和/或倾斜后边缘(23)。14. 根据权利要求13所述的尾部组件（1)， 其特征在于所述非承载整流罩(22)可分离地固定到所述纵向中梁部（12)以允许接近 所述动力传动轴(5)。15. -种旋翼飞行器， 其特征在于所述旋翼飞行器包括根据权利要求6至14中至少一项所述的至少一个尾部 组件（1)。
【文档编号】B64C27/82GK105923157SQ201610107175
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年2月26日
【发明人】C·韦勒, J·斯特格, M·诺森, S·普罗布斯特, A·霍斯特曼
【申请人】空客直升机德国有限公司