專利名稱：多用途通用機(jī)體基本結(jié)構(gòu)的飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是1995年12月15日提出的專利申請No．08／572，814的延續(xù)。
本發(fā)明涉及飛機(jī)和飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)以及它們的制造方法。具體地說，涉及設(shè)計的適于標(biāo)準(zhǔn)組件制造的機(jī)體結(jié)構(gòu)，該機(jī)體結(jié)構(gòu)上的部件具有高度的通用性，可使同樣的機(jī)體結(jié)構(gòu)用于不同的飛機(jī)形式。
現(xiàn)代軍用飛機(jī)的需求是多樣的。例如，有些飛機(jī)必需適合在航空母艦上飛行，這包括所述飛機(jī)要緊湊，能夠在航空母艦物理尺寸的限制下起降。在一些應(yīng)用中，一些軍用飛機(jī)必需能夠垂直降落。而在其它的應(yīng)用中，則希望具有傳統(tǒng)的起降特性的飛機(jī)。同樣，對于駕駛艙結(jié)構(gòu)，武器設(shè)備結(jié)構(gòu)等也具有不同的需求。
至今，軍用飛機(jī)的制造一直很昂貴。在某種程度上，這是由于為滿足不同的需求如推進(jìn)系統(tǒng)，飛行狀態(tài)，駕駛艙結(jié)構(gòu)以及武器設(shè)備結(jié)構(gòu)，飛機(jī)制造商要設(shè)計各自不同的機(jī)體結(jié)構(gòu)以滿足不同的需求。由于各部件缺乏通用性而無法達(dá)到經(jīng)濟(jì)規(guī)模，使得制造成本居高不下。因而，以可接受的成本制造高性能的作戰(zhàn)飛機(jī)一直是很困難的。
豈今為至，如何從一種可通過容易地修改而滿足對推進(jìn)系統(tǒng)、駕駛艙結(jié)構(gòu)等的不同需求的單一的，通用的基本機(jī)體結(jié)構(gòu)來發(fā)展出一族各具特色的飛機(jī)的方法還不得而知。我們需要的是一種用于飛機(jī)制造的方法，該方法可達(dá)到高度的零件通用程度和可接受的成本，且同時具有先進(jìn)的技術(shù)和高性能。
本發(fā)明包括一種用于高性能軍用飛機(jī)制造的標(biāo)準(zhǔn)組件制造方法。應(yīng)用本發(fā)明可使飛機(jī)制造在主要部分如推進(jìn)系統(tǒng)、駕駛艙結(jié)構(gòu)滿足不同設(shè)計要求的同時具有高度的零件通用性，從而以較低成本生產(chǎn)具有先進(jìn)技術(shù)、高性能的作戰(zhàn)飛機(jī)。例如，同樣的機(jī)體結(jié)構(gòu)可用于短距起飛-垂直降落飛機(jī)(STOVL)，也可用于傳統(tǒng)起落方式的飛機(jī)(CTOL)，還可用于航空母艦艦載機(jī)型(CV)，其零件通用程度達(dá)90％以上。
這一結(jié)果的實現(xiàn)是通過運(yùn)用一種標(biāo)準(zhǔn)組件的方式來構(gòu)造飛機(jī)。例如，一架飛機(jī)包括三角翼；帶有安裝在機(jī)翼前的駕駛艙的前機(jī)身部分；安裝在機(jī)翼下方并從前機(jī)身延伸至機(jī)翼后部的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框架，推進(jìn)系統(tǒng)安裝在該框架內(nèi)。
在優(yōu)選實施例中，上述機(jī)翼由熱塑材料制造。為減少零件數(shù)量，應(yīng)用焊接代替緊固件連接。在優(yōu)選實施例中，該飛機(jī)還包括一布置在機(jī)翼后方的后機(jī)身。該后機(jī)身最好裝有一推進(jìn)系統(tǒng)的排氣尾噴管以及一對傾斜垂尾。上述尾噴管帶有一對可相對移動的構(gòu)件用來改變尾噴管的橫截面積。方向舵可安裝在尾翼上。前機(jī)身部分最好裝有進(jìn)氣道框架將進(jìn)氣道進(jìn)氣開口定位在駕駛艙之下以引導(dǎo)空氣進(jìn)入推進(jìn)系統(tǒng)。


圖1是根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施例的飛機(jī)透視圖。
圖2是根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施例的俯視透視圖，為顯示其內(nèi)部結(jié)構(gòu)去掉了外蒙皮。
圖3是根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施例的底部透視圖，為顯示其內(nèi)部結(jié)構(gòu)去掉了外蒙皮。
圖4是根據(jù)一優(yōu)選實施例的飛機(jī)的部分剖開側(cè)視圖。
圖5用來說明根據(jù)一優(yōu)選實施例的飛機(jī)的主要標(biāo)準(zhǔn)組件，為顯示內(nèi)部結(jié)構(gòu)去掉了外蒙皮。
圖6表示了一優(yōu)選實施例中推進(jìn)系統(tǒng)的詳細(xì)結(jié)構(gòu)，并用簡圖表示了其周圍的飛機(jī)結(jié)構(gòu)。
為說明本發(fā)明，現(xiàn)就一特定的優(yōu)選實施例進(jìn)行解釋。這僅是為了對本發(fā)明作說明，并不意味著本發(fā)明的范圍只限于此。參考圖1、2、3和4會使讀者對該飛機(jī)的整體框架結(jié)構(gòu)有一清楚的認(rèn)識。該飛機(jī)1包括帶有駕駛艙2的前機(jī)身28；一融合的三角翼平面形狀的機(jī)翼4；一對傾斜垂尾6、7；以及推進(jìn)系統(tǒng)組合，包括由支承框架23支承的推進(jìn)系統(tǒng)10。如圖3所示，推進(jìn)系統(tǒng)10沿飛機(jī)1中心線定位在推進(jìn)系統(tǒng)支承框架23內(nèi)。一機(jī)頭下部進(jìn)氣道9布置在飛機(jī)1的前機(jī)身內(nèi)用以引導(dǎo)空氣進(jìn)入推進(jìn)系統(tǒng)10。一用于推進(jìn)系統(tǒng)10的排氣噴管11布置在飛機(jī)1的尾端部。內(nèi)部武器艙8可安裝在機(jī)翼4下方，與推進(jìn)系統(tǒng)支承框架23相鄰。除此以外或與此同時，武器也可吊裝在機(jī)翼下方的外部。
圖5表示了構(gòu)成飛機(jī)1的主要標(biāo)準(zhǔn)組件。它們分別是機(jī)翼4；裝有尾翼6、7和排氣噴管11的后機(jī)身／尾翼20；推進(jìn)裝置(此圖只表示出用來安裝推進(jìn)系統(tǒng)的支承框架23)；和裝有駕駛艙及推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)氣道的前機(jī)身28。這些標(biāo)準(zhǔn)組件可分別單獨(dú)制造，并可根據(jù)不同的飛機(jī)型式如戰(zhàn)斗機(jī)或其他形式飛機(jī)的需要作必要的更改，之后，再將其裝配到最后所需要的飛機(jī)上。其結(jié)果是，幾種不同形式的飛機(jī)制造，其零件通用率高達(dá)90％以上。
三角形機(jī)翼4是由6一整體多梁式翼盒12構(gòu)成，這種結(jié)構(gòu)形式用于所有的飛機(jī)構(gòu)形。在優(yōu)選實施例中，機(jī)翼4具有55°前緣后掠角。機(jī)翼前緣14對于CV形式飛機(jī)可在前緣設(shè)置渦流翼刀16。其他的邊緣處理可根據(jù)具體的飛機(jī)用途需求而定。例如，在傳統(tǒng)起降方式的CTOL飛機(jī)上可相應(yīng)采用高速機(jī)動的前緣襟翼結(jié)構(gòu)。一對截直翼尖18和用于機(jī)動飛行的前緣襟翼29(在圖5中只表示在翼盒的一邊)可安裝在翼盒14的最外邊緣，這種結(jié)構(gòu)形式的翼盒適用于CV和CTOL飛機(jī)。
翼盒12最好用熱塑材料制造。它包括一系列大體平行的翼梁15和翼肋17，其連接形式最好采用熱塑焊接。翼梁之間的間距最好約十英寸。四個翼肋17a，b，c，d沿翼盒長度成對布置。兩個內(nèi)側(cè)翼肋17b，c的布置最好能與推進(jìn)系統(tǒng)支承框架23的前后結(jié)構(gòu)及其主要縱向翼肋構(gòu)件保持一條直線。兩個外側(cè)翼肋17a，17d應(yīng)能為飛機(jī)的外掛部位提供必需的剛度。
另外的一對起落架支承翼肋19a，b，為主起落架27提供支撐和安裝結(jié)構(gòu)。起落架的設(shè)計可根據(jù)具體要求而定。向內(nèi)收起的起落架安裝在機(jī)翼4上可使全機(jī)尺寸緊湊。外掛支承翼肋21可進(jìn)一步向外布置在起落架支承翼肋之外靠近翼尖的地方。若需要它可為武器系統(tǒng)在機(jī)翼4上的外掛提供支撐。翼盒的外蒙皮(圖1所示)也最好用熱塑材料制造，并用熱塑焊接?；蛘撸善せ蛞砗薪Y(jié)構(gòu)的其他部件也可用緊固件連接，或用熱固材料或鋁制造，盡管熱塑焊接對于減輕重量和零件數(shù)量是十分有利的。
機(jī)翼4采用整體融合的三角形平面形狀并帶有明顯的下反角，其翼剖面采用超音速薄翼型。此結(jié)構(gòu)加強(qiáng)了弦向的抗彎剛度，而該剛度通常是由機(jī)身提供的。該部件是飛機(jī)1的主要部件，其他部件均與之相連。因此，機(jī)翼4既起機(jī)翼結(jié)構(gòu)的作用又起機(jī)身結(jié)構(gòu)的作用。此外，它還在其內(nèi)部提供足夠容積的內(nèi)部油箱以滿足飛機(jī)的航程要求。
后機(jī)身／尾翼組件20包括傾斜垂尾6，7以及用于推進(jìn)系統(tǒng)排氣的整體結(jié)構(gòu)二維矢量推力噴管11(見以下的討論)。方向舵36安裝在每個垂尾6，7上。尾噴管11包括一對液壓驅(qū)動構(gòu)件，通過操縱該構(gòu)件可增大或減小排氣截面積，且可在STOVL的飛行狀態(tài)時關(guān)閉該噴管。
我們將看到另一個標(biāo)準(zhǔn)組件是推進(jìn)裝置。圖5表示了三種形式的推進(jìn)系統(tǒng)支承框架23，24，25，分別適應(yīng)CV，CTOL及STOVL飛機(jī)形式。每種支承框架23，24，25具有相同的基本結(jié)構(gòu)，即有一系列帶有大體圓形的孔40的平行結(jié)構(gòu)的支承件38。在平行構(gòu)件之間安裝縱向肋39構(gòu)成支承推進(jìn)系統(tǒng)10的框架。支承框架23最好大部分采用鈦蜂窩基本結(jié)構(gòu)?；究蚣軜?gòu)形可隨不同的飛機(jī)需求作改動。例如，適于CV的框架23包括適應(yīng)彈射／阻攔載荷的結(jié)構(gòu)變動，而STOVL的框架25在沿著肋39靠近其中部具有用于安裝升力噴管26的結(jié)構(gòu)改動。
如圖6所示，推進(jìn)系統(tǒng)10包括一具有高增壓比的涵道風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)43，該發(fā)動機(jī)帶有一涵道風(fēng)扇和壓氣機(jī)段44，通過風(fēng)扇涵道45提供涵道風(fēng)扇空氣。緊接在風(fēng)扇涵道45之后的是渦輪段46及主升力噴管增壓室47。與主升力噴管增壓室47相連的是尾管48，與該尾管相連的是巡航噴管49，它通過噴管11排出風(fēng)扇氣流及發(fā)動機(jī)噴氣流。噴管11最好裝有一對上下顎板，該顎板由液壓驅(qū)動可繞鉸鏈相互靠攏和分開按需要調(diào)整排氣道的橫截面積或封死噴管。
在用于STOVL飛行的飛機(jī)中，主升力噴管增壓室47向尾管48或選擇地向如在圖6中的左主升力噴管53表示的主升力噴管提供混合的涵道風(fēng)扇氣流和發(fā)動機(jī)噴氣流。主升力噴管最好設(shè)計成可轉(zhuǎn)動的，當(dāng)其沖下如圖6所示時用于STOVL飛行狀態(tài)，即增加了以機(jī)翼升力為主的飛機(jī)的升力，實現(xiàn)短距起飛。當(dāng)其返回至水平收藏位置時，飛機(jī)只靠機(jī)翼產(chǎn)生升力。通過噴氣屏蔽噴管51提供一壓縮空氣的噴氣屏蔽以防止碎屑吸入發(fā)動機(jī)?？勺兘孛娣e俯仰噴管56與噴氣屏蔽噴管51相配合控制，即通過調(diào)整兩個噴管的開合程度調(diào)整飛機(jī)的俯仰姿態(tài)和保持發(fā)動機(jī)43的排氣流量截面積恒定。為保持STOVL在垂直降落時的穩(wěn)定的飛行姿態(tài)，一俯仰噴管58，一對航向噴管59，和一對滾轉(zhuǎn)噴管60需配合操縱。上述五個噴管加上噴氣屏蔽噴管構(gòu)成飛機(jī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)。
左右對稱的前增升裝置54及后增升裝置55開啟時在飛機(jī)底部形成一縱向槽。前端增升裝置52由左、右前增升裝置的端部伸出將主升力噴管產(chǎn)生的氣流與通過噴氣屏蔽噴管51的氣流分開。上述增升裝置最好做成矩形平板并安裝在飛機(jī)1的底部以防止由發(fā)動機(jī)排出的氣流打到著陸地面后又返回到機(jī)身的下表面。
在正常前飛狀態(tài)，所有的增升裝置均為收起狀態(tài)以保持有利的氣動外形。在典型的STOVL短距垂直起落飛行狀態(tài)，所有的增升裝置在起飛著陸時均為開啟狀態(tài)，而在正常前飛狀態(tài)時為收起狀態(tài)以保持有利的氣動外形。增升裝置一般地以鉸接形式安裝在飛機(jī)1的底面。
主升力噴管53，噴氣屏蔽噴管51及所有增升裝置對于非STOVL飛機(jī)來說均可去掉。在這種情況下，主升力噴管增壓室47將換成使涵道風(fēng)扇氣流和發(fā)動機(jī)排氣流均流入尾管48的增壓室。
支撐框架23對推進(jìn)系統(tǒng)10的支撐作用可由圖3中清楚地表示出。結(jié)構(gòu)支承構(gòu)件38最好安裝在推進(jìn)系統(tǒng)10的主要部件兩側(cè)從而最有效地承載這些部件的重量。
前機(jī)身28帶有進(jìn)氣道框架30，該框架安裝在兩個邊條梁35之間構(gòu)成機(jī)頭下部用于推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣道11，駕駛艙2安裝在進(jìn)氣道11的上方。該駕駛艙被包容在一壓力艙內(nèi)，其形狀可根據(jù)要求設(shè)計。例如，圖5展示了雙座駕駛艙32和單座駕駛艙34，采用何種形式可依據(jù)要制造的具體飛機(jī)的要求而定。
前起落架40安裝在前機(jī)身28下部，當(dāng)其收起時應(yīng)能合適地裝入其安裝框架內(nèi)的起落架艙內(nèi)。為了安裝緊湊，前起落架最好向后收起，輪子41的平面應(yīng)旋轉(zhuǎn)到與該飛機(jī)基準(zhǔn)面平行的位置。
根據(jù)優(yōu)選實施例的飛機(jī)1是這樣裝配的前機(jī)身組件28裝在翼盒12的前方，安裝有推進(jìn)系統(tǒng)的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框23，24或25固定到翼盒下邊和前機(jī)身靠下、后的位置。后機(jī)身／尾翼組件20然后安裝在翼盒的后部。各組件最好在通過型架定位到既定位置后應(yīng)用機(jī)械方法將其緊固到一起。
了解此文后，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，其它的改進(jìn)，變形及實施例是顯而易見的。這些改進(jìn)，變形和實施例仍被認(rèn)為處在本發(fā)明的范圍之內(nèi)，其由下述權(quán)利要求書定義。
權(quán)利要求
1．一種飛機(jī)，包括一具有下部結(jié)構(gòu)的三角形機(jī)翼；一包括一安裝在所述三角形機(jī)翼前面的駕駛艙的前機(jī)身；和一安裝在所述前機(jī)身和所述機(jī)翼所具有的下部結(jié)構(gòu)下面的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框架。
2．根據(jù)權(quán)利要求1的飛機(jī)，還包括一安裝在所述機(jī)翼后的后機(jī)身，所述后機(jī)身包括一推進(jìn)系統(tǒng)排氣噴管。
3．根據(jù)權(quán)利要求2的飛機(jī)，其中所述前機(jī)身包括一在所述駕駛艙下方限定一進(jìn)氣道的進(jìn)氣開口的進(jìn)氣道框架。
4．根據(jù)權(quán)利要求3的飛機(jī)，其中所述機(jī)翼由熱塑材料制造。
5．根據(jù)權(quán)利要求4的飛機(jī)，其中所述推進(jìn)系統(tǒng)排氣噴管包括一對可相對運(yùn)動的活動構(gòu)件用來改變所述噴管的橫截面面積。
6．根據(jù)權(quán)利要求4的飛機(jī)，其中所述機(jī)翼包括一翼盒，所述翼盒包括通過焊接連在一起的多個翼梁和翼肋。
7．根據(jù)權(quán)利要求4的飛機(jī)，其中所述機(jī)翼包括一翼盒，所述翼盒包括通過緊固件連在一起的多個翼梁和翼肋。
8．根據(jù)權(quán)利要求6的飛機(jī)，還包括一安裝在所述支撐框架中的推進(jìn)系統(tǒng)。
9．根據(jù)權(quán)利要求8的飛機(jī)，其中所述支撐框架包括安裝在一對縱向肋之間的多個大體平行的支撐構(gòu)件。
10．根據(jù)權(quán)利要求9的飛機(jī)，其中所述推進(jìn)系統(tǒng)包括若干升力噴管，該噴管可在大致垂直翼盒平面方向的位置和一收藏位置間轉(zhuǎn)動。
11．根據(jù)權(quán)利要求9的飛機(jī)，其中駕駛艙具有單座。
12．根據(jù)權(quán)利要求9的飛機(jī)，其中駕駛艙具有雙座。
13．一種短距起飛垂直降落飛機(jī)，包括一具有融合三角形平面形狀的機(jī)翼；一安裝在所述機(jī)翼的前端包括一駕駛艙和一進(jìn)氣道的前機(jī)身；一安裝在所述機(jī)翼下部結(jié)構(gòu)的下面并包括一推進(jìn)裝置的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框架，所述推進(jìn)裝置包括一噴氣發(fā)動機(jī)，一尾管和一對在收藏位置和向下伸出位置之間選擇移動的噴管對；一安裝在所述機(jī)翼的后端的后機(jī)身，該后機(jī)身包括一對傾斜垂尾和推力矢量噴管；所述前機(jī)身，所述推進(jìn)裝置及所述后機(jī)身的定位應(yīng)能使所述進(jìn)氣道向所述噴氣發(fā)動機(jī)提供空氣，所述尾管可將噴氣發(fā)動機(jī)的噴氣流引入所述推力矢量噴管。
14．根據(jù)權(quán)利要求13的飛機(jī)，還包括用于接受所述發(fā)動機(jī)的排氣流并將其有選擇地輸出給所述尾管和所述噴管對的裝置。
15．一種傳統(tǒng)起降的飛機(jī)，包括一具有融合三角形平面形狀的機(jī)翼；一安裝在所述機(jī)翼的前端的前機(jī)身，該前機(jī)身包括一駕駛艙和一進(jìn)氣道；一安裝在所述機(jī)翼下部結(jié)構(gòu)上并包括一推進(jìn)裝置的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框架，所述推進(jìn)裝置包括一噴氣發(fā)動機(jī)和一尾管；一安裝在所述機(jī)翼的后端并包括一對傾斜垂尾和一推力矢量噴管的后機(jī)身；所述前機(jī)身、所述推進(jìn)裝置和所述后機(jī)身的定位應(yīng)能使所述進(jìn)氣道向所述噴氣發(fā)動機(jī)輸送空氣，所述尾管可將噴氣發(fā)動機(jī)的噴氣流引入所述推力矢量噴管。
16．一種用多個標(biāo)準(zhǔn)組件制造多種飛機(jī)中的特定之一的方法，包括將包括一駕駛艙的前機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件裝配到一機(jī)翼前側(cè)，所述機(jī)翼具有適于多種飛機(jī)形式的氣動外形及結(jié)構(gòu)特性；將一包括一尾部的后機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件裝配所述機(jī)翼的后側(cè)；及將一包括一推進(jìn)裝置的支撐結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)組件裝配到所述機(jī)翼的底部。
17．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述前機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件是從至少兩種基于所制造的飛機(jī)的預(yù)想用途的結(jié)構(gòu)中選出的。
18．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述支撐結(jié)構(gòu)是從至少兩種基于所制造的飛機(jī)的預(yù)想用途的結(jié)構(gòu)中選出的。
19．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述支撐結(jié)構(gòu)是從至少三種基于所制造的飛機(jī)的預(yù)想用途的結(jié)構(gòu)中選出的。
20．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述推進(jìn)裝置為噴氣發(fā)動機(jī)，所述支撐結(jié)構(gòu)包括可使所述噴氣發(fā)動機(jī)的推力向下偏轉(zhuǎn)的升力噴管。
21．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述前機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件包括一用于吸入推進(jìn)裝置進(jìn)氣空氣的進(jìn)氣道，并且所述支撐結(jié)構(gòu)與所述前機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件的布置能使所述進(jìn)氣空氣流向所述推進(jìn)裝置。
22．根據(jù)權(quán)利要求16的方法，其中所述后機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件包括一排氣噴管，并且所述支撐結(jié)構(gòu)與所述后機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件的安裝定位能使所述推進(jìn)裝置的排氣通過所述排氣噴管。
23．一種用多個標(biāo)準(zhǔn)組件制造多種飛機(jī)中的特定之一的方法，包括組裝一由熱塑材料焊接而成的融合三角形平面形狀機(jī)翼，所述機(jī)翼具有適于所有的飛機(jī)用途的氣動特性；安裝一選擇用于所述特殊的飛機(jī)形式的并包括一推進(jìn)裝置的支撐結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)組件到所述機(jī)翼底部；安裝一選擇用于所述特殊的飛機(jī)形式并包括一駕駛艙和一用于吸入推進(jìn)裝置進(jìn)氣空氣的進(jìn)氣道的前機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件到所述機(jī)翼的前側(cè)并與所述支撐結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)組件對準(zhǔn)；安裝一包括一排氣噴管和一尾部的后機(jī)身標(biāo)準(zhǔn)組件到所述機(jī)翼的后側(cè)并與所述支撐結(jié)構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)組件對準(zhǔn)。
全文摘要
一種用于制造高性能軍用飛機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)組件方法,可使不同形式的飛機(jī)能夠以可接受的成本制造并具有高度的零件通用性。一架這樣制造的飛機(jī)包括一三角形機(jī)翼(4);一前機(jī)身(28),包括一安裝在機(jī)翼(4)前端的駕駛艙(2)和一安裝在前機(jī)身(28)下部和機(jī)翼(4)下部結(jié)構(gòu)上的推進(jìn)系統(tǒng)支撐框架(23),推進(jìn)系統(tǒng)(10)安裝在該框架內(nèi);該飛機(jī)還包括一后機(jī)身(20),該后機(jī)身安裝在機(jī)翼(4)的后側(cè)并帶有一二維可變推力矢量噴管(11)和一對傾斜垂尾(6)。所述前機(jī)身(28)包括一位于駕駛艙下的機(jī)頭下部進(jìn)氣道(9)。所述機(jī)翼(4)最好采用熱塑焊接制造。
文檔編號B64C29/00GK1204288SQ96199032
公開日1999年1月6日 申請日期1996年12月9日 優(yōu)先權(quán)日1996年12月9日
發(fā)明者羅伯特·W·伯納姆, 邁克爾·F·菲茨帕特里克, 丹尼斯·A·米倫伯格, 約瑟夫·K·肖貝倫, 勞倫斯·B·特倫 申請人:波音公司