具有机身和复合尾桁的直升飞机的制作方法

本发明涉及一种直升飞机，该直升飞机具有机身和复合尾桁，该复合尾桁包括至少一个管状尾桁锥部和复合附连环形区段，该复合附连环形区段限定匹配表面，其中，该匹配表面借助多个张力构件在相关联的连接交界部处连接于该机身，这些张力构件相对于复合尾桁的纵向延伸部纵向地定向，且该多个张力构件分布在复合附连环形区段的周界之上，该直升飞机包括如权利要求1所述的特征。

背景技术：

传统的直升飞机设计通常包含提供单个主旋翼和辅助尾部旋翼，该辅助尾部旋翼适合于抵抗扭矩并且提供定向偏航控制，其中，该尾部旋翼安装在相关联的支承结构的后端处，该支承结构附接于直升飞机的给定主要机身本体。通常，相关联的支承结构由直升飞机的所谓尾桁所限定并且通常实施为具有后部的单个梁元件，且尾部旋翼位于该后部处。此外，翼部可设置在与尾部旋翼相同的位置处，用以在向前飞行期间提供方向稳定性，由此减轻尾部旋翼并且减小反扭矩操作所需的动力供给。此外，水平尾翼平面可同样设置在尾桁的后部处或者翼部的顶部上，以提供俯仰稳定性。

通常，尾桁包括承载尾桁结构，该承载尾桁结构容纳与尾部旋翼、天线和/或其它系统相关联的驱动控制件。用于驱动尾部旋翼的对应的驱动轴通常设置在该承载尾桁结构的外部和顶部上，以易于检查和维修。

承载尾桁结构必须大致根据静态、动态和疲劳需求来设计，其中确切地说，疲劳设计是比较苛刻的需求。具体地说，承载尾桁结构必须设有合适的弯曲和扭转刚度、合适的强度以及合适的质量。此外，对于合适的维修操作，必须考虑诸如耐腐蚀性、拆卸能力、更换能力和甚至可交换性之类的操作需求。术语“更换能力”大致涉及使得尾桁与另一个相交换，而术语“可交换性”大致涉及将一个直升飞机的尾桁用于另一个。

基于这些设计和操作需求，主要实施两种类型的承载尾桁结构，这两种承载尾桁结构关于它们在主要机身本体内的结构一体化而彼此不同。更确切地说，将第一种类型的尾桁限定为纤细梁元件，该纤细梁元件在其前端上附连于主要机身本体的后部区域和顶部区域。然而，此种布置导致主要机身本体的后部区域中的相应机舱高度减小，并且在后部装载的直升飞机构造的情形下、导致对应的装载间隙减小。根据第一种类型的此类尾桁通常包括具有平坦顶部或底部基部的基本上圆柱形横截面。将第二种类型的尾桁限定为一个单个梁，该单个梁借助从主要机身本体向尾部(所谓的“鱼尾”)的平滑锥形过渡部附连于该主要机身本体。然而，第二种类型的尾桁的横截面大于根据第一种类型的尾桁的横截面，因此导致由于主旋翼在操作中下冲而产生的较大卸载。

通常，两种类型的尾桁均实施为复合尾桁，并且在这些尾桁与主要机身本体的过渡部处设有连接交界部。通常，在主要机身本体的挑高部中存在结构扭结，该结构扭结对应于尾桁的连接交界部，而该连接交界部安装于该主要机身本体的对应连接部段。换言之，通常在主要机身本体和尾桁之间实施物理分隔，这允许相对于主要机身本体单独地制造尾桁结构。此种分隔制造和连接交界部的有利之处在于，它们允许根据需要更换尾桁，并且能确保尤其是对于较大尺寸的直升飞机的合适可运输性。

然而，在相应连接交界部的设计和定尺寸中，必须考虑这些连接交界部应能够在相关联直升飞机的操作中、传递由于基础弯曲负载和阻力所产生的纵向负载以及由于横向剪切和扭转负载产生的切向负载。此外，在相应连接交界部的设计和定尺寸中必须考虑到的是，与根据第二类型的尾桁相比，具有相对较小横截面的根据第一类型的尾桁呈现较大的交界负载。

于是，当前可使用如下两种类型的连接交界部：剪切类型的连接交界部和张力螺栓连接交界部。剪切类型的连接交界部适合于借助通过剪切加载的紧固件来传递操作中产生的纵向和切向负载，即其中，给定的尾桁层压件由平面内轴承加载。采用此种剪切类型的连接交界部，给定尾桁的相应尾椎蒙皮通常借助蒙皮拼接贴合机附连于直升飞机的主要机身本体。剪切类型的连接交界部通常被认为限定最有效的连接交界部，因为拼接倍增器是简单的并且因为剪切类型的连接交界部激励少量的偏移力矩并且通过剪切传递所有负载，从而避免二次弯曲和使用大型且重型螺栓的需求。然而，剪切类型的连接交界部在公差、更换能力以及可交换性方面不太合适。然而，在操作期间的载荷引入需要所施加紧固件的紧密配合，这会在处理重复的附连和拆卸时引起特定的挑战。

与此相对，张力螺旋连接交界部通常采用环形元件，该环形元件具有通常包括“l形”横截面的侧壁，其在下文中也称为“l-型概念”。该环形元件通常将操作中产生的纵向和切向负载从尾桁传递至主要机身本体。因此，该环形元件包括细长管状部段和径向定向突缘，该细长管状部段大体铆接于尾桁，而该径向定向突缘设置在该细长管状部段的设有通孔的轴向端部处。张力螺栓以宽大的间隙配合穿过这些通孔而沿着径向定向突缘的整个周界安装，以将径向定向突缘夹持至主要机身本体的相邻连接结构。于是，纵向负载经由张力螺栓通过张力来传递，而切向负载借助摩擦来传递，该摩擦是张力螺栓的基础紧固扭矩和相关联的夹持负载的作用。此外，对于一些应用而言，环形元件同时实现框架的功能以支承由结构扭结引发的纵向负载偏差。例如，在文献us5,676,335中说明相应的张力螺栓连接交界部。

通常，环形元件实施为典型地是铝制金属环，该金属环铆接至复合尾桁。然而，由铝制成的较高应力环形元件和复合尾桁的组合导致电偶不兼容性，这导致腐蚀问题，因此在维护和维修期间需要特定的表面保护装置以及特定的护理和检查。特别是对于油和天然气任务，需要特别注意腐蚀问题。

此外，尾桁是直升飞机的通常遭受疲劳问题的结构部件，且将负载传递至主要机身本体的金属环受到相对较高的应力，且由此在该金属环的寿命期间易于出现相对较早产生的裂纹。此种疲劳敏感性通常导致重型设计，其中，例如将肋部分配在金属环内以避免该金属环的突缘之间出现打开效应，并且结合特定的检查间隔这需要专门的证明和验证。当将具有此类不同的疲劳和强度性能特征的两种材料进行混合时，此种过程变得甚至更为复杂。

此外，由于无法接近尾桁的内部而必须从尾桁的外部执行将环形元件附接于尾桁，因而金属环在尾桁外部需要小的轴向横截面足够设计空间。然而，金属环构建在尾桁外部对于将给定尾部旋翼轴容纳在尾桁的顶部上造成限制。更确切地说，具有较大直径的先进尾部旋翼轴无法安装在传统的尾桁体系结构中。新的体系结构从尾部旋翼轴至径向定向突缘需要一定间隙，由此需要较大的整流罩。

此外，强制性地使用相对较长的螺接张力螺栓、即拉伸螺栓，以防止螺栓夹持压力的过度损失。这需要使用附加的间隔衬套，因此引起附加的重量。此外，高度、即“l形”环形元件的径向定向突缘的径向延伸部是相应的螺钉直径和所需承载表面的函数，用以抵消与尾桁的受应力蒙皮和螺钉的基础作用线之间的偏移相关联的力矩。更确切地说，对于以夹层设计实施的尾桁，由于相应的夹层壳体相对于尾桁的外部挑高部向内运动，因而此种偏移尤为明显。偏移增大了每个张力螺钉处的有效负载，因此，需要较大的张力螺栓和较大的紧固扭矩，以避免传递剪切流所需的摩擦力出现不可接受的损失，或者甚至避免径向定向突缘与主要机身本体的接触分离。

于是，应用如上所述的金属环的特征在于在重量、一体化、性能和维护方面的一些重要缺点。已试图通过将l型概念转换为具有基础复合基质的复合设计来解决这些缺点，其中，环形元件仍呈现“l形”横截面，但相应的纤维铺层平行于“l形”横截面铺置。然而，这由于纵向负载而产生展开效应，该展开效应在从细长管状部段至径向定向突缘的过渡半径处引起横向的张力应力。这些横向张力应力对于基础复合基质直接地施加应力，且由此直接地作用在复合基质的机械性能的薄弱点上，引起相对较低的静态和疲劳性能，从而使得几乎会丧失所有由于使用复合材料产生的常见益处和优点。如果并不提供加强肋部来用于将径向定向突缘连接于具有复合设计的环形元件的细长管状部段，则此种效应会更加恶化。此外，必需特别关注与由相应的夹持压力引起的横向张力应力相关的复合材料的摩擦负载和松弛性能，该夹持压力由于将复合设计的径向定向突缘与主要机身本体相连接而产生。

张力螺栓连接交界部的其它方案的特征在于结合单独的框架来使用离散重型拉伸装配件。在该情形中，纵向负载收集在预定数量的互连点处、通常是至少四个互连点处，并且通过拉力和摩擦传递至主要机身本体。换言之，除了如同如上所述的张力螺栓连接交界部所实现的那样具有连续负载传递，还实现离散的负载传递，然而这被认为较重且刚度较低。

技术实现要素：

因此，本发明的目的在于提供一种直升飞机，该直升飞机具有尾桁的连接交界部、以及该直升飞机的主要机身本体的相关联连接交界部的高度有效结构设计，与传统的连接交界部相比，该连接交界部适合于呈现改进的操作性能和机械效率。

上述目的通过具有机身和复合尾桁的直升飞机来解决，该直升飞机包括如权利要求1所述的特征。

更确切地说，根据本发明，该直升飞机包括机身和复合尾桁，该复合尾桁至少包括管状尾桁和复合附连环形区段，该复合附连环形区段限定匹配表面。该匹配表面借助多个张力构件在相关联的连接交界部处连接于机身，这些张力构件相对于复合尾桁的纵向延伸方向纵向地定向。该多个张力构件分布在复合附连环形区段的周界之上。该复合附连环形区段包括夹持环部段，该夹持环部段具有多个张力构件容纳部，其中，该夹持环部段限定复合附连环形区段的匹配表面。多个张力构件至少部分地容纳在多个张力构件容纳部中。该复合附连环形区段限定具有中性线的径向横截面，该中性线基本上平行于纵向延伸方向定向并且相对于纵向延伸方向包括至多1:5的偏差斜率。较佳地，夹持环部段包括纤维层，这些纤维层至多以小于1:5的斜率偏离纵向延伸方向。

根据一个方面，将相关联的连接交界部设置成复合设计，由此允许利用复合材料的优点。更确切地说，相关联的连接交界部由复合附连环形区段提供，且张力螺栓用于将该复合附连环形区段连接于直升飞机的机身。

有利地是，通过使用复合附连环形区段，即通过有效地应用复合材料并且面向目标地利用这些材料在疲劳性能方面的优点，具体地与传统的金属方案相比，能获得显著改进的疲劳敏感性。此外，此种复合附连环形区段能与复合尾桁兼容，以使得能避免腐蚀问题。有利地是，复合附连环形区段可以是复合尾桁的一体部件，即与复合尾桁一起实施为单个部件，因此由于缺少附加地所需的互连装置而节省一定程度的额外重量。然而，具有附加交界部的不同方案仍是可行和有利的，因为对于薄壁尾桁壳体和相对较厚的局部环形区段可选择不同的制造技术并且能将制造风险降低至最低。此外，与使用金属部件相比，使用复合材料将总体重量显著地减小约30％。此外，通过使用张力螺栓来用于将复合尾桁实际地附连于机身，所实施的机械原理类似于传统的方案。因此，可以确保容易的公差、组装/拆卸、可更换性和可互换性。具体地说，可有利地避免对于附加的间隔衬套的需求，而传统的方案需要间隔衬套来为张力螺栓提供充足的夹持长度，以避免预扭矩损失。这转换为额外的重量减少。

该复合附连环形区段较佳地一体地设置成相应尾部锥部壳体的物理部件，该物理部件限定复合尾桁。复合附连环形区段优选地基本上表示向上提供某一局部层压件厚度的局部垫，由此与相应的尾桁壳体的蒙皮厚度相比，该局部垫在靠近接头平面的区域中显著地较厚，并且较佳地远离接头平面朝向复合尾桁的后端部逐渐地减小该局部垫的厚度。在本申请的上下文中，术语“接头平面”用于限定平面，其中，相关联的连接交界部附连于直升飞机的机身。

根据一个方面，复合附连环形区段示出楔形横截面并且限定加强铺层，这些加强铺层在接头平面处具有最大厚度、以及在尾桁壳体的规则结构、即规则尾桁壳体的过渡部处具有最小厚度。类似于形成规则尾桁壳体的对应蒙皮的相应铺层，这些加强铺层的对应复合铺层较佳地基本上与尾桁壳体纵向地对准并且平行于该尾桁壳体。因此，能在复合附连环形区段的预定最大外部尺寸和规则尾桁壳体的预定外部尺寸之间实现可忽略的偏移。这允许紧靠于规则尾桁壳体来安装相关联的尾部旋翼轴，或者使用具有较大直径的新型设计的尾部旋翼轴，而无需重新设计整个复合尾桁。

较佳地，复合附连环形区段的径向横截面的特征在于，中性线相对于复合尾桁的纵向延伸方向具有小斜率。该纵向延伸方向指代规则尾桁锥部的参照主要纵向轴线，意指整个尾桁横截面的纵向轴线或者尾桁锥部在径向横截面中的挑高部轮廓。该斜率指代径向对纵向长度单位的比值，该纵向单位沿着所述纵向延伸方向测得，而径向单位沿相对于所述纵向单位的正交方向测得。

楔形横截面优选地通过使得复合附连环形区段的各个铺层逐步地下降来获得。较佳地，具有楔形横截面的复合附连环形区段限定夹持环部段和嵌接部段，该夹持环部段优选地呈现恒定厚度、即在恒定夹持宽度上的夹持环最大厚度，而该嵌接部段具有可变厚度。

复合附连环形区段的制造较佳地借助使用两个楔形预制件来实现，这些预制件交织在复合尾桁的相应蒙皮的连续铺层之间。预制件的横截面示出楔形形状。这些预制件优选地适当地分段成各区段，其中，将预制件的切向端部进行嵌接，以提供从一个区段至另一个区段的平滑切向过渡。因此，加强铺层连接于三个连续铺层，这允许将载荷直接地引导到复合尾桁的相应蒙皮中。较佳地，在合并之后，钻取出通孔、机加工出切口并且修整匹配表面。

根据一个方面，该复合附连环形区段限定匹配表面，该匹配表面优选地至少基本上平行于接头平面定向。该匹配表面较佳地邻抵于机身的相邻结构连接结构，该连接结构设置在接头平面中并且限定机身的合适连接部段。复合附连环形区段的相应复合铺层优选地至少基本上垂直于匹配表面定向。

较佳地，复合附连环形区段包括多个径向定向的切口，这些切口优选地沿着该复合附连环形区段的整个周界分布、切割穿过复合附连环形区段的整个材料。这些切口较佳地至少基本上设置在复合附连环形区段的嵌接部段内，每个嵌接部段均具有前端部分和后端部分，该前端部分朝向夹持环部段定向，而该后端部分朝向规则尾桁壳体定向。较佳地，每个前端部分呈现平坦的夹持表面，而每个后端部分呈现基本上椭圆形形状。较佳地，凸耳部分设置在沿复合附连环形区段的周向方向的两个相邻切口之间，这些凸耳部分在前端部分的区域中具有最大宽度并且在后端部分的区域中具有最大宽度。由于给定凸耳部分在前端部分的区域中的相应厚度对应于夹持环厚度、即复合附连环形区段的最大厚度，并且由于给定凸耳部分的厚度在后端部分的区域中根据嵌接部段的减小厚度而较小，因而给定凸耳部分沿着其纵向延伸部所产生的横截面积几乎保持恒定。因此，给定凸耳部分的基础机械能力几乎是恒定的。

根据一个方面，该复合附连环形区段对于每个切口包括布置在中央的通孔，该通孔优选地至少基本上定向在夹持环部段的基础层压件的平面内。换言之，每个通孔较佳地相对于匹配表面正交地设置并且平行于复合尾桁的纵向延伸方向设置，并从匹配表面延伸至相关联的夹持表面。较佳地将相应的夹持环厚度选择成，使得能够在每个通孔的位置处提供充足的剩余层压件厚度。

更确切地说，张力螺栓穿过至少一个且较佳地穿过每个通孔安装。因此，这些通孔较佳地呈现预定过大尺寸，以为螺栓安装提供充足的间隙。具体地说，每个切口的相关联形状呈现沿纵向延伸方向的预定长度，该预定长度优选地足以允许安装张力螺栓。因此，在安装之后，仍可从复合附连环形区段的外部接近张力螺栓。此外，优选地关于相关联扭矩扳手的容纳和操作来适当地选择每个切口的预定宽度。

有利地，并不存在寄生弯曲力矩，这是因为规则尾桁壳体的基础中性线能与张力螺栓的相应螺栓轴线对准。因此，没有弯曲力矩需要通过接触匹配表面来补偿，并且张力螺栓并未过载。这转换成较小的张力螺栓并且需要较小的紧固扭矩。

每个张力螺栓较佳地包括相关联的螺栓头部或者附加地或替代地包括垫圈元件，该螺栓头部或者垫圈元件与夹持环部段的夹持表面接触。每个张力螺栓均将夹持环部段、即相应的夹持环部段材料夹持在复合附连环形区段的匹配表面和设置在夹持环部段中的相关联切口的夹持表面之间。

匹配表面和夹持表面之间的相应距离限定张力螺栓的基础夹持宽度。优选地选择此种基础夹持宽度，以实现适合于防止损失夹持负载的合适的紧固长度。因此，层压件能加载到平面内，而并非如同传统的复合材料方案的情形那样加载到平面之外。因此，能有利地利用复合材料在承载和剪切强度方面的优良平面内机械特性。

根据一个方面，将复合尾桁的所产生纵向负载的作用线确定为与每个张力螺栓的相应螺栓轴线重合。对于夹层构造，这转换成复合附连环形区段的外部挑高部和复合尾桁的外部锥部挑高部的可忽略偏移。较佳地，在外部锥部挑高部和相关联的连接交界部的交界部挑高部之间仅仅产生小量偏移。

根据较佳的实施例，多个张力构件容纳部的至少一个容纳部实施为纵向通孔。

根据又一较佳的实施例，复合附连环形区段包括嵌接部段，该嵌接部段邻近于夹持环部段设置。该嵌接部段包括多个开口。多个开口的至少一个开口与多个张力构件容纳部的至少一个容纳部相关联。

根据又一较佳的实施例，至少一个开口包括定形，该定形适合于允许将多个张力构件的至少一个张力构件经由至少一个开口插入到至少一个容纳部中。

根据又一较佳的实施例，该至少一个张力构件包括张力螺栓。至少一个开口在夹持环部段的区域中限定至少一个基本上平坦的夹持表面，该夹持表面至少大致平行于夹持环部段的匹配表面设置。

根据又一较佳的实施例，张力螺栓邻抵至少一个基本上平坦的夹持表面和/或至少一个垫圈设置在张力螺栓和至少一个基本上平坦的夹持表面之间。

根据又一较佳的实施例，夹持环部段至少在至少一个容纳部的区域中包括厚度，该厚度至少大于张力螺栓的直径的1.5倍。

根据又一较佳的实施例，复合附连环形区段是管状的。该夹持环部段限定管状复合附连环形区段的最大厚度。该嵌接部段包括可变厚度。

根据又一较佳的实施例，嵌接部段的可变厚度朝向夹持环部段增大。

根据又一较佳的实施例，该复合附连环形区段包括具有铺层的复合材料，这些铺层至少基本上相对于复合尾桁的纵向延伸方向纵向地定向并且至少基本上平行于复合材料的限定管状尾桁锥部的外蒙皮和/或内蒙皮的相应铺层定向。

根据又一较佳的实施例，至少一个开口包括定形成椭圆形抛物面形状的横截面。

根据又一较佳的实施例，至少一个凸耳部分在复合附连环形区段的周界方向上设置在多个开口的两个周向相邻的开口之间。至少一个凸耳部分包括宽度，该宽度在远离夹持环部段指向的方向上增大。

根据又一较佳的实施例，夹持环部段设置成管状尾桁锥部的一体部件。

根据又一较佳的实施例，夹持环部段和管状尾桁锥部包括至少一个复合层，该至少一个复合层从管状尾桁锥部直至夹持环部段的匹配表面延伸。

根据又一较佳的实施例，过渡区段设置在复合附连环形区段和管状尾桁锥部之间。过渡区段包括厚度，该厚度至少比夹持环部段的厚度小6至15倍。

附图说明

通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。在这些附图中，相同或功能相同的部件和元件由相同的附图标记和字母所标示，并且因此在以下描述中仅仅描述一次。

图1示出根据本发明具有复合尾桁的直升飞机的侧视图，

图2示出具有复合附连环形区段的图1所示复合尾桁的立体图，该复合附连环形区段限定根据本发明的连接交界部，

图3示出图2的复合附连环形区段的立体图，

图4示出根据替代实施方式的图3所示复合附连环形区段的立体图，

图5示出图3的复合附连环形区段的径向剖视图的一部分，

图6示出图5的复合附连环形区段的放大视图，

图7是图2所示的连接交界部的分解立体图，以及

图8示出在组装之后的图7所示连接交界部。

具体实施方式

图1示出飞行器1，将该飞行器示意性地说明为旋转机翼飞行器、且更具体地说明为直升飞机。因此，出于简化和清楚的目的，之后将飞行器1称为“直升飞机”1。

说明性地，直升飞机1包括机身2，该机身连接于起落架1f并且限定机舱2a和后部机身2b。后部机身2b连接于具有纵向延伸方向1g的尾桁3。

直升飞机1进一步包括至少一个多桨叶主旋翼1a，该至少一个多桨叶主旋翼在操作期间提供升力和向前或向后推力。至少一个多桨叶主旋翼1a包括多个旋翼桨叶1b、1c，这些旋翼桨叶在相关联的旋翼头部1d处安装于旋翼轴1e，该旋翼轴在直升飞机1的操作中围绕相关联的旋翼轴线转动。

借助示例，直升飞机1进一步包括至少一个优选地带护罩的反扭矩装置4，该反扭矩装置构造成在操作期间提供反扭矩，即抵抗由至少一个多桨叶主旋翼1a的转动而产生的扭矩，从而在偏航方面平衡直升飞机1。至少一个反扭矩装置4说明性地设置在尾桁3的后部段处并且较佳地包括尾部旋翼4a。尾桁3的后部段较佳地进一步包括翼部5。说明性地，尾桁3还设有合适的水平稳定器3a。

根据一个方面，尾桁3是复合尾桁，即包括复合材料并且较佳地至少基本上由复合材料制成的尾桁。此种复合尾桁对于本领域技术人员是众所周知的，因此出于简洁且简明起见不作更详细地描述。

说明性地，复合尾桁3较佳地实施为纤细梁元件，该纤细梁元件基本上在该尾桁的纵向延伸方向1g上、即较佳地基本上平行于直升飞机1的基础纵向轴线而定向，并且至少包括管状尾桁锥部3b和复合附连环形区段7。复合附连环形区段7较佳地限定匹配表面10，该匹配表面在相关联的连接交界部6处连接于机身2且更确切地连接于后部机身2b。该连接交界部6优选地由复合附连环形区段7限定并且在相关联的交界平面6a处连接后部机身2b。

相关联的交界平面6a较佳地由后部机身2b所限定。然而，应注意的是，相关联的交界平面6a的合适实施方式对于本领域技术人员是众所周知的，因此出于简洁且简明起见不作更详细地描述。

图2示出复合尾桁3，该复合尾桁包括管状尾桁锥部3b和合适的水平稳定器3a以及反扭矩装置4和翼部5。图2进一步说明复合附连环形区段7，该复合附连环形区段限定连接交界部6，两者均在下文进行更详细地描述。

图3示出图2的管状尾桁锥部3b和图2的复合附连环形区段7，该复合附连环形区段限定连接交界部6。更确切地说，出于附图的简化和清楚起见，仅仅示出图1和图2中的复合尾桁3的管状尾桁锥部3b的前端部，该前端部连接于复合附连环形区段7。

根据一个方面，复合附连环形区段7是图2的复合尾桁3的一体部分。换言之，将复合附连环形区段7和管状尾桁锥部3b制造成单个部件、即单个一体部件。

较佳地，复合附连环形区段7限定匹配表面10，该匹配表面经由通过复合附连环形区段7限定的连接交界部6连接于图1的机身2。说明性地，匹配表面10借助多个张力构件9连接于机身2。

根据一个方面，多个张力构件9的至少一个且优选地是每一个均实施为张力螺栓9a。这些张力螺栓9a较佳地设置在多个开口8中，这些开口设置在复合附连环形区段7中，其中，多个开口8的至少一个开口8a包括呈椭圆抛物面形状的横截面。多个开口8优选地通过切割而制成，因此，开口8在下文也称为“切口8”。

图4示出图2的管状尾桁锥部3b和图2的复合附连环形区段7，该复合附连环形区段限定连接交界部6。类似于图3，出于附图的简化和清楚起见，仅仅示出图1和图2中的复合尾桁3的管状尾桁锥部3b的前端部，该前端部连接于复合附连环形区段7。

与图3不同，图2的复合附连环形区段7和复合尾桁3现在限定单独的部件，这些部件可彼此独立地制造。这些单独的部件较佳地借助合适的区段间接头12连接，该区段间接头较佳地实施为剪切型接头。

图4进一步示例性地说明多个张力构件容纳部11，这些张力构件容纳部类似地设置在图3的复合附连环形区段7中，但出于附图的简化和清楚起见并未标示出。多个张力构件容纳部11的每个较佳地与多个切口8的对应一个相关联并且设置成与该对应一个切口互接。

较佳地，多个张力构件容纳部11的至少一个张力构件容纳部11a设置成纵向通孔，该纵向通孔从匹配表面10直至多个切口8的相关联一个切口而横穿复合附连环形区段7。因此，出于简化和清楚起见，张力构件容纳部在下文也称为“通孔”.

图5示出图3的管状尾桁锥部3b和图3的复合附连环形区段7的径向剖视图，该复合附连环形区段限定连接交界部6。再次类似于图3，出于附图的简化和清楚起见，仅仅示出图1和图2中的复合尾桁3的管状尾桁锥部3b的前端部，该前端部连接于复合附连环形区段7，且该复合附连环形区段说明性地呈现纵向延伸部，以限定复合附连环形区段7的长度7a。

例如上文参照图3所描述地，复合附连环形区段7示作复合尾桁3的一体部分，即复合附连环形区段7和管状尾桁锥部3b制造成一个部件。然而，过渡区段16较佳地设置在复合附连环形区段7和管状尾桁锥部3b之间。

根据一个方面，复合附连环形区段7是管状的并且包括夹持环部段7b和嵌接部段7c。夹持环部段7b和嵌接部段且由此复合附连环形区段7优选地限定外部挑高部7d，该外部挑高部在复合附连环形区段7的整个长度7a之上延伸。

较佳地，横截面的主要纵向延伸方向与图1的纵向延伸方向1g相对应，该纵向延伸方向表示管状尾桁锥部3b的挑高部的延伸方向。隔膜负载15在管状尾桁锥部壳体内的相应作用线14基本上平行于该延伸方向。

沿着复合附连环形区段7和管状尾桁锥部3b的相邻部分(剖取)的径向剖视图的中性线20较佳地根据不同区域7b、7c、16的不同有效厚度呈现若干斜率。中性线20对应于每个区域的每个质心轴线的组配。中性线20的、相对于延伸方向测得的斜率优选地是基本上平坦的，且具有1:5的最大数值。

夹持环部段7b优选地设有图4的多个通孔11并且限定图4的匹配表面10。较佳地是，夹持环部段7b包括纤维层，这些纤维层基本上平行于延伸方向(并且平行于作用线14)定向，但相对于该延伸方向具有至多1：5的最大斜率。此外，夹持环部段7b较佳地包括厚度17a，该厚度比过渡区段16的厚度16a至少大6至15倍。

说明性地，夹持环部段7b设置成管状尾桁锥部3b的一体部件。因此，夹持环部段7b和管状尾桁锥部3b较佳地包括至少一个复合层，该至少一个复合层从管状尾桁锥部3b直至夹持环部段7b的匹配表面10延伸。

根据一个方面，嵌接部段7c邻近于夹持环部段7b设置。较佳地，嵌接部段7c包括可变厚度16b，且夹持环部段7b限定管状复合附连环形区段7的最大厚度，该最大厚度示例性地指代为厚度17a。厚度17a较佳地比厚度16b大约3倍。嵌接部段7c的可变厚度16b较佳地朝向夹持环部段7b增大。

借助示例，嵌接部段7c至少基本上包括图3的多个切口8。示例性地呈现长度8b的至少一个切口8a包括这样的形状，该形状适合于允许图3的多个张力螺栓9的至少一个张力螺栓9a经由至少一个切口8a插入到至少一个通孔11a中。

多个张力螺栓9较佳地分布在复合附连环形区段7的周界7f之上。此外，多个张力螺栓9优选地相对于复合尾桁3的纵向延伸部纵向地定向。因此，多个张力螺栓9较佳地至少部分地容纳在多个通孔11中。针对张力螺栓9a更详细地示例说明地是，该张力螺栓借助示例容纳在通孔11a中。

更确切地说，张力螺栓9a具有纵向轴线9b，该纵向轴线较佳地至少大致平行于管状尾桁锥部3b、即复合尾桁3的纵向延伸部。此外，例如下文参照图6进一步描述地那样，相关联的垫圈9c设置在张力螺栓9a上。张力螺栓9a较佳地经由该张力螺栓的相关联切口8a引导到通孔11a中，这允许甚至在复合尾桁3安装于图1的直升飞机1之后、容易且快速地接近该张力螺栓9a。

至少在通孔11a的区域中，夹持环部段7b较佳地包括厚度17a，该厚度大于张力螺栓9a的直径至少1.5倍。厚度17a优选地比复合附连环形区段7的总体长度小至少7倍。此外，复合附连环形区段7的夹持环部段7b说明性地呈现长度17b。

根据一个方面，复合附连环形区段7包括具有铺层的复合材料，这些铺层相对于复合尾桁3、即管状尾桁锥部3b的纵向延伸部至少基本上纵向地定向，该复合尾桁说明性地包括外部挑高部13a。外部挑高部13a较佳地至少大致与复合附连环形区段7的外部挑高部7d齐平，这导致复合附连环形区段7相对于规则尾桁壳体相对较小地构建。此外，这些铺层优选地至少基本上平行于复合材料的相应铺层定向，这些相应铺层限定外部管状尾桁锥部3b的外蒙皮和/或内蒙皮13b、13c。

更确切地说，管状尾桁锥部3b较佳地具有夹层类型，即实施为具有外蒙皮13b、内蒙皮13c以及芯部13d的夹层式层压件。外蒙皮13b限定外部挑高部13a并且较佳地比内蒙皮13c厚。作用线14表示管状尾桁锥部3b的夹层式层压件的质心轴线，相应的隔膜负载15在操作中作用于该质心轴线，并且由于外蒙皮13b与内蒙皮13c相比的较大厚度，该质心轴线略微更靠近外蒙皮13b定位。该夹层式层压件较佳地呈现斜坡，该斜坡下降至相对较小的单片区域，且该斜坡由过渡区段16所限定。

图6示出图5的复合附连环形区段7，该复合附连环形区段具有多个张力螺栓9，这些张力螺栓包括至少一个具有示例性螺栓节距9d的张力螺栓9a。图6进一步说明具有至少一个开口8a的多个切口8、限定匹配表面10的夹持环部段7b以及图5的嵌接部段7c。

说明性地，至少一个开口8a在夹持环部段7b的区域中限定至少一个基本上平坦的夹持表面17c，该夹持表面至少大致平行于夹持环部段7b的匹配表面10设置。较佳地是，张力螺栓9a邻抵至少一个基本上平坦的夹持表面17c和/或图5的至少一个垫圈9c，该垫圈设置在张力螺栓9a并且至少部分地介于张力螺栓9a和至少一个基本上平坦的夹持表面17c。

根据一个方面，具有长度7e的至少一个凸耳部分18在复合附连环形区段7的周向方向上设置在多个切口8的两个周向相邻的切口8a之间。较佳地，相应的凸耳部分设置在多个切口8的每两个周向相邻的切口8a之间。

多个切口8的至少一个切口8a且较佳地每个切口优选地包括长度8b和宽度8c，该长度说明性地限定在该切口的前端8d和后端8e之间。后端8e较佳地呈现椭圆形形状，该椭圆形形状并不具有平坦部分。

长度8b较佳地大于张力螺栓9a的基础长度。至少一个凸耳部分18优选地包括宽度18a，该宽度在远离夹持环部段7b指向的方向上、从邻近于夹持环部段7b的最小宽度18b增大至邻近于图5的过渡区段16的最大宽度18c。最大宽度18c较佳地对应于螺栓间距9d。有利之处在于，这允许使得复合附连环形区段7的材料的有效区域保持几乎恒定，以应付由于制造多个切口8产生的材料去除，而不会有害地丧失机械性能。

图7示出前文附图的连接交界部6在制造之前的示例性组件。该组件较佳地包括外部连续复合层19c，该外部连续复合层限定前文附图的复合附连环形区段7的外部挑高部和前文附图的管状尾桁锥部3b的规则尾桁壳体。在这些层19c的顶部上，外部预制件19d布置在连接交界部6的整个周界之上，以设置第一加强楔形环。较佳地嵌接每个外部预制件19d之间的对应交界部，以提供预制件之间的平衡径向过渡。此外，连续的复合中间层19b铺置在外部预制件19d和外层19c的顶部上。然后，多个内部预制件19e的内部加强桅杆件布置在中间层19b的顶部上，并且相对于外部预制件19d具有类似但交错的布置。最后，内部连续复合层19a覆盖整个组件。

图8示出图7的组件，该组件限定根据前文附图的具有过渡区段16的复合附连环形区段7。该复合附连环形区段说明性地由两个楔形加强元件构成，这两个楔形加强元件由内部和外部预制件19e、19d所限定，这些预制件交织在三个连续层19a、19b、19c之间。过渡区段16在复合附连环形区段7后方的厚度16a较佳地包括每个连续复合层19a、19b、19c的厚度。

应注意的是，对于上文所描述的实施例的改型落在本领域技术人员的常识范围内，且由此也被认为是本发明的一部分。

附图标记列表

1直升飞机

1a多桨叶主旋翼

1b、1c旋翼桨叶

1d旋翼头部

1e旋翼轴

1f起落架

1g纵向延伸方向

2机身

2a机舱

2b后部机身

3尾桁

3a水平稳定器

3b尾桁锥部

4反扭矩装置

4a尾部旋翼

5翼部

6尾桁和后部机身之间的连接交界部

6a交界平面

7复合附连环形区段

7a复合附连环形区段长度

7b夹持环部段

7c嵌接部段

7d复合附连环形区段外部挑高部

7e凸耳部分长度

8复合附连环形区段开口

8a切口

8b切口长度

8c切口宽度

8d前切口端部

8e后切口端部

9张力构件

9a张力螺栓

9b张力螺栓纵向轴线

9c垫圈

9d螺栓间距

10复合附连环形区段匹配表面

11张力构件容纳部

11a通孔

12区段间接头

13a尾桁锥部外部挑高部

13b尾桁锥部外蒙皮

13c尾桁锥部内蒙皮

13d尾桁锥部芯部

14层压件作用线

15所施加的隔膜负载

16过渡区段

16a过渡区段厚度

16d嵌接部段厚度

17a夹持环部段厚度

17b夹持环部段长度

17c夹持表面

18凸耳部分

18a凸耳部分宽度

18b在夹持环部段处的凸耳部分宽度

18c在过渡区段处的凸耳部分宽度

19a内层

19b中间层

19c外层

19d外部预制件

19e内部预制件

20横截面的中性线