CN108137147A - 无纵梁的机身结构和制造方法 - Google Patents

Abstract

公开了无纵梁的机身结构和相关的制造方法。在一些实施方案中，机身结构包括复合材料机身蒙皮(24)，所述复合材料机身蒙皮包括在复合材料机身蒙皮中形成的多个止裂条(32)，其中每个止裂条大致沿着复合材料机身蒙皮的纵向轴线延伸。机身结构还包括支撑复合材料机身蒙皮的内部的多个框架(28)，其中框架沿着复合材料机身蒙皮的纵向轴线间隔开。

Description

无纵梁的机身结构和制造方法

相关申请的交叉引用

本国际PCT专利申请要求2015年10月16日提交的美国临时专利申请序列号62/242,495的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容以引用方式并入本文。

技术领域

本公开总体上涉及飞机机身结构，并且更具体地涉及具有由复合材料制成的蒙皮的飞机机身结构。

背景技术

复合材料，包括那些被称为先进聚合物基体复合材料的复合材料，具有使这些材料变得具有吸引力以便在飞机结构部件中使用的性质。包含有复合材料的飞机结构部件必须展现出与传统(即金属)对应部件相媲美的性能才能获得认证。传统上，使用包括金属蒙皮、纵梁和框架的机身结构构造来为这种传统的机身结构构造提供所需的结构性能。然而，由于复合材料与金属材料相比具有不同的特性，针对具有金属蒙皮的机身结构定制的传统机身构造技术对于具有由复合材料制成的蒙皮的机身结构来说不一定是最优化的。

概述

在一个方面，本公开描述了无纵梁机身结构，其包括：

复合材料机身蒙皮，其包括在所述复合材料机身蒙皮中形成的多个止裂条，每个止裂条大致沿着所述复合材料机身蒙皮的纵向轴线延伸；和

支撑复合材料机身蒙皮的内部的多个框架，所述框架沿复合材料机身蒙皮的纵向轴线间隔开。

复合材料机身蒙皮可以在其圆周方向上闭合。

复合材料机身蒙皮可以具有非圆柱形形状。

复合材料机身蒙皮可沿其纵向轴线逐渐变细。

复合材料机身蒙皮可以具有圆锥形状。

多个框架可以是无纵梁框架子组件的一部分。

无纵梁机身结构可以是飞机的后机身部分。

机身结构可以包括延伸穿过复合材料机身蒙皮并固定到一个或多个框架的飞机发动机支架。

框架可以由金属材料制成。

止裂条可各自构成具有增加的厚度的复合材料机身蒙皮的区域。

在一个实施方案中，在止裂条中的一个处的复合材料机身蒙皮的厚度可以比两个止裂条之间的复合材料机身蒙皮的厚度大至少10％。

在一个实施方案中，一个或多个框架可以包括一个或多个凹部以适应一个或多个止裂条的增加的厚度。

在另一方面，本公开描述了一种包括如本文所述的无纵梁机身结构的飞机。

在另一方面，本公开描述了一种用于制造无纵梁机身结构的方法，所述无纵梁机身结构包括复合材料机身蒙皮，所述复合材料机身蒙皮包括在其中形成的多个纵向止裂条，以及被配置为支撑复合材料机身蒙皮的内部的多个框架，所述方法包括：

将包括纵向止裂条的复合材料机身蒙皮与多个框架的预组装的无纵梁子组件组装在一起；和

将复合材料机身蒙皮和无纵梁的框架子组件紧固在一起。

复合材料机身蒙皮可以在圆周方向上闭合，并且组装可以包括将无纵梁的框架子组件插入复合材料机身蒙皮中。

复合材料机身蒙皮可以在圆周方向上闭合，并且组装可以包括将复合材料机身蒙皮安置在无纵梁的框架子组件上。

复合材料机身蒙皮可以具有非圆柱形形状。

复合材料机身蒙皮可沿其纵向轴线逐渐变细。

复合材料机身蒙皮可以具有圆锥形状。

无纵梁机身结构可以是飞机的后机身部分。

所述方法可以包括将延伸穿过复合材料机身蒙皮的飞机发动机支架紧固到一个或多个框架。

在另一方面，本公开描述了飞机的后机身部分，所述后机身部分包括：

包括在复合材料后机身蒙皮中形成的多个纵向止裂条的复合材料后机身蒙皮，所述复合材料后机身蒙皮沿其纵向轴线逐渐变细；和

支撑复合材料后机身蒙皮的内部的多个框架。

这些框架可以沿着复合材料后机身蒙皮的纵向轴线间隔开。

后部复合材料机身蒙皮可以沿其圆周方向闭合。

框架可以由金属材料制成。

止裂条可各自构成具有增加厚度的复合材料后机身蒙皮的区域。

在一个实施方案中，一个或多个框架可以包括一个或多个凹部以适应一个或多个止裂条的增加的厚度。

另一方面，本公开描述了一种包括如本文所公开的后机身部分的飞机。

本申请的主题的这些和其他方面的更多细节将从以下包括的详细描述和附图中显而易见。

附图简述

现在参考附图，其中：

图1是包括如本文所公开的机身结构的示例性飞机的俯视平面图；

图2A是图1的飞机的示例性机身结构的透视分解图；

图2B是图2A的机身结构的立体组装剖视图；

图3是图2B中的区域A的详细视图，示出了图2A和2B的框架和机身结构的复合材料蒙皮之间的界面；

图4是沉积到模具上的增强纤维层的示意图，以形成图2A和2B的具有止裂条的机身结构的复合材料蒙皮；

图5是示出用于制造图2A和2B的机身结构的方法的流程图；和

图6是根据现有技术的部分机身结构的内部的透视图。

详述

本公开涉及复合材料飞机结构，更具体地涉及具有由复合材料制成的蒙皮的飞机机身结构。为了本公开的目的，术语“复合材料”旨在涵盖纤维增强的复合材料(例如聚合物)和也称为先进聚合物基质复合材料的先进复合材料，所述先进复合材料通常包含通过基体材料来结合在一起的高强度纤维或适用于飞机结构部件(例如机身蒙皮)中的任何已知或其他复合材料。例如，这种复合材料可以包括纤维增强材料，例如嵌入热固性或热塑性基体材料中的碳、芳族聚酰胺和/或玻璃纤维。

在各个方面，本公开描述了一种飞机机身结构，其包括复合材料机身蒙皮和多个(例如金属)框架，所述复合材料机身蒙皮包括多个在其中整体形成(例如，嵌入)的止裂条，所述多个(例如金属)框架支撑复合材料机身蒙皮的内部。在一些实施方案中，本文公开的机身结构可能不需要传统纵梁来实现所需的结构性能。因此，在一些实施方案中，本文公开的机身结构可导致减少的部件数量和/或减轻的重量。在一些实施方案中，与传统机身结构所需的那些制造方法相比，本文公开的机身结构可能需要相对简化和/或成本降低的制造方法。

通过参考附图来描述各种实施方案的方面。尽管以下公开内容主要针对飞机机身结构，但应理解，本公开的各方面可同样适用于其他飞机结构和其他应用，包括运输(例如火车、公共汽车、船只、水上运输工具)和汽车。

图6是根据现有技术的传统机身结构100的部分内部的透视图，用于与下面进一步描述的本公开的机身结构进行比较。机身结构100包括在内部由横向金属框架104和纵向纵梁106支撑的金属(例如铝)蒙皮102。框架104和纵梁106被固定到铝蒙皮102上，并且为作用在金属蒙皮102上的空气动力学和/或加压负载提供支撑。传统纵梁106通常通过铆接或通过粘合剂粘合来固定到金属蒙皮102的内部。纵梁106通常在机身结构100的长度方向上延伸，并且通常围绕金属蒙皮102的内表面间隔开并且分布，以通过纵梁106的轴向负载来承载机身弯曲力矩的一部分。纵梁106还可以提供支撑以例如通过纵梁106的抗弯曲性来防止金属蒙皮102屈曲。因此，纵梁106具有具备很大高度的横截面形状以提供足够的惯性矩以便有助于承受弯曲负载。传统纵梁106还可以在金属蒙皮102中提供一些损伤容限(即，抵抗疲劳裂纹扩展)并且增加金属蒙皮102的刚度。纵梁106通常通过鼠洞孔108来延伸穿过横向框架104，所述鼠洞孔108是在框架104中的开孔并且可以用作框架104中的应力集中的位置(即，应力上升点)。

图1示出了包括如本文所述的机身结构的示例性飞机10的俯视平面图。飞机10可以是固定翼飞机。飞机10可以是公司飞机、私人飞机、商用飞机或任何其他类型的飞机。例如，飞机10可以是窄体双发动机喷气客机。飞机10可以包括机身12、一个或多个机翼14、尾翼16。尾翼16可以包括垂直稳定器16A和水平稳定器16B。一个或多个发动机18可以安装到机身12和/或机翼14。在一些实施方案中，一个或多个发动机18可以安装到机身12的后部12A。飞机10可以包括一个或多个可致动(例如，可调节)的飞行控制表面20，以允许在飞行期间控制飞机10的运动。

图2A示出了根据本公开的示例性机身结构22的透视分解图。在一些实施方案中，作为非限制性实例，机身结构22可以是飞机10的后机身部分12A，如图2所示。然而，应理解，本公开的各方面也可以应用于机身12的其他部分，例如机身12的驾驶舱部分。在各种实施方案中，机身结构22可以是机身12的加压或非加压部分。在一些实施方案中，机身结构22可以是无纵梁的，这意味着在飞机10上使用期间，可能在机身结构22中不需要图6中所示类型的纵梁106。然而，在一些实施方案中，如果需要或必要，一个或多个纵梁可能被集成到机身结构22中。

机身结构22可以包括由(例如纤维增强的)复合材料制成的复合材料机身蒙皮24和包括多个框架28A-28F(统称为“框架28”)的框架子组件26。在各种实施方案中，框架28可以由诸如铝基合金、钛基合金、钢或其他合适的金属材料的金属材料制成。框架28可以经由一个或多个间断构件30相互连接以形成预组装的整体子组件26，其中在与复合材料蒙皮24组装之前，可以设定框架28的相对间隔和取向。框架28可以用来为复合材料蒙皮24的内部提供支撑，并且可以沿复合材料蒙皮24的纵向轴线L间隔开。在各种实施方案中，一个或多个框架28可以是基本上平面的并且横向于纵向轴线L来取向。例如，一个或多个框架28(例如，框架28A和28B)可以基本垂直于纵向轴线L。可选地或另外地，多个框架28中的一个(例如框架28C-28F)可以相对于纵向轴线L倾斜。

复合材料蒙皮24可以包括一个或多个在复合材料蒙皮24中形成(即整体形成)的止裂条32。每个止裂条32可以构成具有增加的厚度的复合材料蒙皮24的区域，如以下参考图3和4进一步解释的。止裂条32可以大致(即，大部分)沿着复合材料蒙皮24和机身结构22的纵向轴线L延伸，并且可以围绕复合材料蒙皮24在圆周方向上彼此间隔开并分布。止裂条32可能不一定平行于纵向轴线L，而是可以在具有第一纵向位置的复合材料蒙皮24的第一点与具有不同于第一纵向位置的第二纵向位置的复合材料蒙皮24的第二点之间延伸(例如线性或其他方式)。在一些实施方案中，一个或多个止裂条32可以完全或部分地在复合材料蒙皮24的第一端24A和第二端24B之间延伸。

复合材料蒙皮24可以具有“全筒”结构，这意味着复合材料蒙皮24可以包括在其圆周方向上闭合并且完全围绕纵向轴线L延伸的单件。例如，可以使用以全筒结构来制造复合材料蒙皮24的已知或其他类型的任何合适的复合材料制造工艺来制造复合材料蒙皮24。例如，取决于复合材料蒙皮24的具体构造，可以使用已知或其他自动化铺丝(AFP)工艺或自动铺带(ATL)工艺来制造具有集成止裂条32的复合材料蒙皮24。ATL和AFP是使用计算机导向的机器人将一层或多层碳纤维带或丝束铺设到模具或心轴上以形成零件或结构的工艺。ATL和AFP工艺可以使用热固性或热塑性预浸材料的条带或丝束来形成复合叠层。

取决于机身12的部分，机身组件22可以是机身组件22的一部分，因此复合材料蒙皮24可以具有非圆柱形形状。例如，在机身组件22是飞机10的后机身部分12A的情况下，复合材料蒙皮24可沿着纵向轴线L在向后方向上逐渐变细，使得例如朝向飞机10的后部的复合材料蒙皮24的第一端24A的直径(或圆周/周长)可小于朝向飞机10的前部的复合材料蒙皮24的第二端24B的直径(或圆周/周长)。在一些实施方案中，复合材料蒙皮24可以例如具有大致圆锥形的整体形状(例如，截头圆锥体)。复合材料蒙皮24可具有垂直于纵向轴线L取得的圆形或非圆形横截面形状。

图2B是图2A的机身结构22的立体组装视图，其具有已被切除的蒙皮24的一部分。图2A和图2B一起示出了用于将复合材料蒙皮24与框架28的子组件26一起组装的方法。在复合材料蒙皮24在其圆周方向上闭合并且沿其纵向轴线L逐渐变细的一些实施方案中，复合材料蒙皮24和子组件26的组装可包括通过将子组件26沿着箭头A1(参见图2A)移动，将框架28的无纵梁子组件26插入复合材料蒙皮24，以便经由复合材料蒙皮24的第二端24B(参见图2A)将子组件26插入复合材料蒙皮24中。可选地或另外地，复合材料蒙皮24和子组件26的组装可以包括通过复合材料蒙皮24沿着箭头A2的运动(参见图2A)将复合材料蒙皮24在框架28的无纵梁子组件26上安置(例如滑动)。在如图2B所示将复合材料蒙皮24与框架28的子组件26组装之后，可以根据已知或其他方法使用螺栓、螺钉、铆钉、粘合剂、单面紧固件、以商品名HI-LITE销售的紧固件和/或其他合适的紧固装置(未示出)将复合材料蒙皮24和框架28的无纵梁子组件26紧固在一起。在一些实施方案中，复合材料蒙皮24和框架28的无纵梁子组件26的钻孔和紧固可以从机身结构22的外部进行。

在组装复合材料蒙皮24和子组件26之后，然后可以将一个或多个发动机支架34添加到机身结构22。例如，允许发动机支架34延伸穿过复合材料蒙皮24的孔可能需要在形成复合材料蒙皮24期间或随后例如通过切割来穿过复合材料蒙皮24而形成。然后可以将发动机支架34穿过复合材料蒙皮24的这些孔来插入并且使用已知的或其它合适的紧固装置来固定到一个或多个框架28(例如，框架28B)。例如，可以类似地将一个或多个其他支架36添加到机身结构22并且紧固到框架28D和28F。其他支架36可用于将尾翼16的垂直稳定器16A固定到机身结构22。

与包括如图6所示的传统机身结构所需的框架和纵梁的安装的传统方法相比，图2B所示的制造方法可以显著简化。例如，在一些实施方案中，由于缺少传统纵梁，与一些传统的机身结构22相比，机身结构22可以包括减少数量的部件以及减轻的重量。本文公开的方法还有助于复合材料蒙皮24和框架28的组装和紧固，特别是在诸如商务喷气机的小型飞机的情况下，其中机身结构22内的空间/进入受到限制。例如，在一些实施方案中，复合材料蒙皮24和框架28的子组件26的紧固可以使用从复合材料蒙皮24的外部安装的单面紧固件来实现，使得组装人员进入机身结构22的内部的需求可以减少或消除。

图3是图2B中的区域A的详细视图，示出了机身结构22的框架28B与复合材料蒙皮24之间的界面。如上所述，与复合材料蒙皮24的另一区域相比，止裂条32可各自构成具有增加的厚度的复合材料蒙皮24的区域。参考图3，止裂条32的位置处的厚度t1可以大于不包括止裂条32(例如，两个止裂条32之间)的复合材料蒙皮24的位置处的厚度t2。在一些实施方案中，厚度t1可以是大约两倍厚度t2。在一些实施方案中，厚度t1可以大于厚度t2大约10％、大约20％、大约30％、大约40％、大约50％、大约60％、大约70％、大约80％、大约90％或大约100％。在一些实施方案中，厚度t1可以大于两倍厚度t2。可以基于结构和/或损伤容限分析来选择复合材料蒙皮24中的止裂条32的具体构造和密度或间隔，并且对于不同的应用可以是不同的。

在一些实施方案中，框架28中的一个或多个可包括一个或多个凹部38，所述凹部围绕框架28分布并被配置为允许一个或多个止裂条32从中穿过。然而，与图6所示的鼠洞孔108不同，由于与传统纵梁106相比止裂条32的厚度(即高度)相对较小，因此凹部可能较浅。因此，由于消除了来自机身结构22的纵梁106，因此与框架28中的凹部38相关联的应力集中可以显著低于与传统框架104中的传统鼠洞孔108相关联的应力集中。在一些实施方案中，凹部38可以被配置为在止裂条32的位置处并且还在止裂条32之间的位置处接触复合材料蒙皮24的内部。例如，在一些实施方案中，可以在框架28和复合材料蒙皮24之间提供环绕框架28B并且围绕纵向轴线L延伸的基本上连续的(例如，不间断的)或间隔的(例如，间断的)接触界面。

在各种实施方案中，如本文所述的机身结构22可以是无纵梁的，从而可以消除对图6的传统纵梁106的需求。尽管止裂条32已经代替纵梁106并入到机身结构22中，但止裂条32不一定在功能上等同于传统纵梁106。例如，止裂条32可以提供损伤容限并且还有助于复合材料蒙皮24的刚度，然而，止裂条32可能不一定与传统纵梁106一样有效地提供对于复合材料蒙皮24的屈曲的抵抗力。取决于止裂条32的构造，这可能部分归因于与传统纵梁106相比，止裂条32的的厚度(即，高度)相对较小，并且因此造成有助于抗弯曲性的止裂条32的相关惯性矩相对较低。因此，取决于诸如复合材料蒙皮24的材料、复合材料蒙皮24的直径和厚度、止裂条32的尺寸和数量以及作用在复合材料蒙皮24上的负载等因素，在一些情况下，用于增加复合材料蒙皮24的抗屈曲性的其他手段可能是期望的。例如，在一些情况下，在机身结构22中选择机架结构22中的框架28的数量和间距可能是合适的，其考虑到机身结构22中缺少纵梁而提供另外的抗屈曲性。例如，可以基于复合材料蒙皮24的未被支撑部分的预定的可允许长度/跨度(例如，柱长度)来选择框架28的数量。例如，在一些实施方案中，机身结构22可以包括用于在机身结构22和飞机10的其他部件之间传递负载的主框架28A、28B、28D和28F，以及主要用于为复合材料蒙皮24提供另外支撑，从而提供对于复合材料蒙皮24的屈曲的一定抵抗力的副框架28C和28E。

图4是使用模具/心轴40(例如心轴)经由AFP、ATL或其他合适的复合材料制造工艺来形成包括示例性止裂条32的复合材料蒙皮24的一部分的示意图。代替传统纵梁，将止裂条32并入到机身结构22中可允许表皮24形成为单件“全筒”结构，而不是周向部分(例如，两个半壳)，因为为了手动安装传统纵梁而进入机身结构22的内部所需要的空间量可能不是必需的。相应地，甚至可以使用全筒结构来生产更小机身结构22的蒙皮24，并且可以提供制造优点。例如，用AFP机器生产具有全筒结构的复合材料蒙皮24可减少或消除条带或丝束的切割。

参照图4，碳纤维带或丝束的层42A、42B例如可以沉积到模具/心轴40上，以便产生具有全筒构造的复合材料蒙皮24。模具/心轴40可以包括一个或多个空腔44，一个或多个止裂条32可以形成于其中。例如，止裂条32可以形成为从复合材料蒙皮24径向向内延伸。止裂条32的增加厚度可以通过在止裂条32的区域中安置更多的条带或丝束层42A、42B，以便在这些区域中增加复合材料蒙皮24的厚度来产生。在一些实施方案中，止裂条32的增加的厚度可以通过在完整层42A之间沉积部分层42B而产生。纤维在沉积层42A、42B中的取向可基于由机身蒙皮24承载的负载并且还基于可能期望从止裂条32获得的损伤容限行为来选择。例如，可以在止裂条32的区域中沉积部分层42B，使得大部分增强纤维通常沿着纵向轴线L(即，0度)取向。在一些实施方案中，可以沉积部分层42B，使得约60％的增强纤维沿0度方向取向，而部分层42B中的其余增强纤维沿其他方向取向(例如，45度、-45度和90度)，取决于止裂条32的期望机械性能。因此，止裂条32可嵌入复合材料蒙皮24的层压结构内并提供纵向加强元件。

图5是示出用于制造机身结构22的方法500的流程图。参考图2A和2B，方法500可以用于制造无纵梁机身结构22，该无纵梁机身结构22包括复合材料(机身)蒙皮24，该复合材料(机身)蒙皮24包括在其中形成的多个纵向止裂条32，以及多个被配置为支撑复合材料蒙皮24的内部的框架28。下面描述的方法500可以与先前描述的步骤或要素组合。在一些实施方案中，方法500可以包括：将包括纵向止裂条32的复合材料蒙皮24与多个框架28的无纵梁子组件26一起组装(参见方框502)；并将复合材料蒙皮24和框架28的无纵梁子组件26固定在一起。

在一些实施方案中，复合材料蒙皮24可以在圆周方向上闭合，并且组装可以包括将框架28的无纵梁子组件26插入复合材料蒙皮24中(参见图2A中的箭头A1)。可选地或另外地，组装可以包括将复合材料蒙皮24在框架28的无纵梁的子组件26上安置(例如，滑动)(参见图2A中的箭头A2)。

方法500还可以包括将延伸穿过复合材料蒙皮24的飞机发动机或其他类型的支架34、36紧固到一个或多个框架28，如上所述。

同样如上所述，复合材料蒙皮24与子组件26的紧固可从机身结构22的外部进行，而不必进入机身结构22的内部。

以上描述仅仅是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到，在不脱离所公开的本发明的范围的情况下，可以对所描述的实施方案进行改变。例如，本文所描述的流程图和图式中的方框和/或操作仅用于举例的目的。在不脱离所公开的教义的情况下，对于这些方框和/或操作可以有许多变型。例如，可以添加、删除或修改方框。在不脱离权利要求书的主题的情况下，可以以其他特定形式实施本公开。此外，相关领域的技术人员将理解，虽然本文公开且示出的部件和方法可以包括特定数量的元件，但是可以修改所公开的部件和方法以包括附加的或更少的此类元件。本公开还意图涵盖且包括所有合适的技术变化。根据对本公开的审查，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且此类修改意图落入所附权利要求书内。此外，权利要求书的范围不应限于实施例中阐述的优选实施方案，而应对其进行与整篇描述一致的最广泛理解。

Claims (28)

1.一种无纵梁的机身结构，其包括：

复合材料机身蒙皮，其包括在所述复合材料机身蒙皮中形成的多个止裂条，每个止裂条大致沿着所述复合材料机身蒙皮的纵向轴线延伸；和

支撑所述复合材料机身蒙皮的内部的多个框架，所述框架沿着所述复合材料机身蒙皮的纵向轴线间隔开。

2.如权利要求1所述的机身结构，其中所述复合材料机身蒙皮在其圆周方向上闭合。

3.如权利要求1至2中任一项所述的机身结构，其中所述复合材料机身蒙皮具有非圆柱形形状。

4.如权利要求1至3中任一项所述的机身结构，其中所述复合材料机身蒙皮沿着其纵向轴线逐渐变细。

5.如权利要求1至4中任一项所述的机身结构，其中所述复合材料机身蒙皮具有圆锥形状。

6.如权利要求1至5中任一项所述的机身结构，其中所述多个框架是无纵梁的框架子组件的一部分。

7.如权利要求1至6中任一项所述的机身结构，其中所述无纵梁的机身结构是飞机的后机身部分。

8.如权利要求1至7中任一项所述的机身结构，其包括飞机发动机支架，所述飞机发动机支架延伸穿过所述复合材料机身蒙皮并且紧固至所述框架中的一个或多个。

9.如权利要求1至8中任一项所述的机身结构，其中所述框架由金属材料制成。

10.如权利要求1至9中任一项所述的机身结构，其中所述止裂条各自构成所述复合材料机身蒙皮的具有增加的厚度的区域。

11.如权利要求10所述的机身结构，其中在所述止裂条中的一个处的所述复合材料机身蒙皮的厚度比在所述止裂条中的两个之间的所述复合材料机身蒙皮的厚度大至少10％。

12.如权利要求10和11中任一项所述的机身结构，其中所述框架中的一个或多个包括一个或多个凹部以适应所述止裂条中的一个或多个的增加的厚度。

13.一种飞机，其包括如权利要求1至12中任一项所述的无纵梁的机身结构。

14.一种用于制造无纵梁的机身结构的方法，所述无纵梁的机身结构包括复合材料机身蒙皮，所述复合材料机身蒙皮包括在其中形成的多个纵向止裂条，以及被配置为支撑所述复合材料机身蒙皮的内部的多个框架，所述方法包括：

将包括所述纵向止裂条的所述复合材料机身蒙皮与所述多个框架的预组装的无纵梁子组件组装在一起；和

将所述复合材料机身蒙皮和所述无纵梁的框架子组件紧固在一起。

15.如权利要求14所述的方法，其中所述复合材料机身蒙皮在圆周方向上闭合，并且所述组装包括将所述无纵梁的框架子组件插入到所述复合材料机身蒙皮中。

16.如权利要求14所述的方法，其中所述复合材料机身蒙皮在圆周方向上闭合，并且所述组装包括将所述复合材料机身蒙皮安置在所述无纵梁的框架子组件上。

17.如权利要求14至16中任一项所述的方法，其中所述复合材料机身蒙皮具有非圆柱形形状。

18.如权利要求14至17中任一项所述的方法，其中所述复合材料机身蒙皮沿着其纵向轴线逐渐变细。

19.如权利要求14至18中任一项所述的方法，其中所述复合材料机身蒙皮具有圆锥形状。

20.如权利要求14至19中任一项所述的方法，其中所述无纵梁的机身结构是飞机的后机身部分。

21.如权利要求14至20中任一项所述的方法，其包括将延伸穿过所述复合材料机身蒙皮的飞机发动机支架紧固至所述框架中的一个或多个。

22.一种飞机的后机身部分，所述后机身部分包括：

复合材料后机身蒙皮，其包括在所述复合材料后机身蒙皮中形成的多个纵向止裂条，所述复合材料后机身蒙皮沿着其纵向轴线逐渐变细；和

支撑所述复合材料后机身蒙皮的内部的多个框架。

23.如权利要求22所述的后机身部分，其中所述框架沿着所述复合材料后机身蒙皮的纵向轴线间隔开。

24.如权利要求22和23中任一项所述的后机身部分，其中所述后部复合材料机身蒙皮在其圆周方向上闭合。

25.如权利要求22至24中任一项所述的后机身部分，其中所述框架由金属材料制成。

26.如权利要求22至25中任一项所述的后机身部分，其中所述止裂条各自构成所述复合材料后机身蒙皮的具有增加的厚度的区域。

27.如权利要求26所述的后机身部分，其中所述框架中的一个或多个包括一个或多个凹部以适应所述止裂条中的一个或多个的增加的厚度。

28.一种飞机，其包括如权利要求22至27中任一项所述的机身结构。