用于飞行器的可去除机身护罩

相关申请的交叉引用

该申请是非临时申请，其根据35 U.S.C. § 119(e)要求享有2019年10月15日提交的编号为62/915,364的美国临时申请(其由此通过引用以其整体来结合)的优先权权益。

技术领域

该申请大体上涉及用于飞行器的机身的装甲和包括其的飞行器。

背景技术

传统上，飞行器中使用的燃气涡轮发动机(例如涡轮螺旋桨发动机、无涵道或涵道风扇发动机)大体上包括涡轮机和转子组件，以及围绕转子组件(也可称为风扇组件)的机舱。涡轮机大体上包括高压转轴和低速转轴。燃烧区段接收加压空气，该加压空气与燃料混合并在燃烧室中燃烧以生成燃烧气体。燃烧气体首先被提供给高压转轴的高压涡轮，驱动高压转轴，且随后被提供给低速转轴的低速涡轮，驱动低速转轴。转子组件典型地联接到低速转轴，并由低速转轴驱动。

叶片损失可对飞行器造成损坏，尤其是在发动机的转子未被封闭在机舱或风扇涵道内的情况下，机舱或风扇涵道可至少部分地包含抛出的叶片。

发明内容

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明来学习。

在本公开内容的一方面，提供一种限定纵向方向和横向方向的飞行器。该飞行器包括：机身；发动机，其安装在与飞行器的机身间隔的位置处，该发动机包括转子叶片；以及至少一个机身护罩，其在沿横向方向与转子叶片对准的位置处可去除地联接到机身。

技术方案1. 一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，所述飞行器包括：

机身；

发动机，所述发动机安装在与所述飞行器的机身间隔的位置处，所述发动机包括转子叶片；以及

至少一个机身护罩，所述至少一个机身护罩在沿所述横向方向与所述转子叶片对准的位置处可去除地联接到所述机身。

技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述至少一个机身护罩使用多个机械紧固件可去除地联接到所述机身。

技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述至少一个机身护罩限定周边，且其中所述至少一个机身护罩用多个紧固件可去除地联接到所述机身，所述多个紧固件以每英寸至少一个紧固件且每英寸最多达25个紧固件的密度布置。

技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述至少一个机身护罩限定前端和后端，其中所述前端限定至少1度且最多达15度的前端锥角。

技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述前端的前端锥角小于或等于7度。

技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述后端限定至少1度且最多达15度的后端锥角。

技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述至少一个机身护罩包括第一层和第二层。

技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第二层气密地密封在所述至少一个机身护罩的内部内。

技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述至少一个机身护罩通过所述第一层可去除地联接到所述机身。

技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层是能量分布层，其中所述第二层是能量吸收层。

技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述发动机是单个无涵道转子发动机，其中所述转子叶片是无涵道转子组件的一部分且构造为单级无涵道转子叶片。

技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩组件沿所述飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中所述机身护罩限定至少45度且最多达约180度的如从所述机身的中心测量的所述顶端与所述底端之间的覆盖跨度角。

技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述飞行器是窄体或宽体商用乘客飞行器。

技术方案15. 一种替换飞行器上的第一机身护罩的方法，所述方法包括：

将所述第一机身护罩从所述飞行器的机身脱离，其中脱离所述第一机身护罩包括从所述第一机身护罩去除从所述第一机身护罩延伸到所述机身的一个或多个紧固件；

从所述飞行器的机身的覆盖区域去除所述第一机身护罩；

将第二机身护罩放置在所述飞行器的机身的覆盖区域的至少一部分上；以及

使用从所述第一机身护罩延伸到所述机身的一个或多个紧固件将所述第二机身护罩联接到所述飞行器的机身。

技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的方法，其中从所述第一机身护罩去除从所述第一机身护罩延伸到所述机身的一个或多个紧固件包括在松开方向上旋转所述一个或多个紧固件，以将所述第一机身护罩从所述机身脱离。

技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的方法，其中所述第二层气密地密封在所述第二机身护罩的内部内。

技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的方法，其中使用一个或多个紧固件将所述第二机身护罩联接到所述飞行器的机身包括使用延伸穿过所述第一层的一个或多个紧固件将所述第二机身护罩联接到所述飞行器的机身。

技术方案19. 一种方法，包括：

将机身护罩放置在飞行器的机身外部上，以及

使用紧固件将所述机身护罩固定到所述机身外部。

技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的方法，其中所述机身护罩是第一机身护罩，且其中所述方法还包括：

将第二机身护罩放置在邻近所述第一机身护罩的所述飞行器的机身外部上，以形成保护所述机身外部的邻接机身护罩；以及

使用紧固件将所述第二机身护罩固定到所述机身外部。

技术方案21. 根据任意前述技术方案所述的方法，其中所述第一机身护罩、所述第二机身护罩或两者使用紧固件固定，所述紧固件适于与所述第一机身护罩、所述第二机身护罩或两者以及所述飞行器的机身分离，以允许所述第一机身护罩、所述第二机身护罩或两者由替换护罩所替换而不影响所述机身外部。

技术方案22. 一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，所述飞行器包括：

机身；

单个无涵道转子发动机，所述单个无涵道转子发动机安装在与所述飞行器的机身间隔的位置处，所述单个无涵道转子发动机包括具有单级转子叶片的无涵道转子组件；以及

机身护罩，所述机身护罩在沿所述横向方向与所述无涵道转子组件的单级转子叶片对准的位置处附接到所述机身或与所述机身一体地形成。

技术方案23. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中还包括：

机翼，所述机翼大体上沿所述横向方向从所述机身延伸，其中所述单个无涵道转子发动机安装到所述机翼。

技术方案24. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述单个无涵道转子发动机是第一单个无涵道转子发动机，其中所述机身护罩是附接到所述机身的第一侧或与所述机身的第一侧一体地形成的第一机身护罩，且其中所述飞行器还包括：

第二单个无涵道转子发动机，所述第二单个无涵道转子发动机包括具有单级转子叶片的无涵道转子组件；

第一机翼，所述第一机翼从所述机身的所述第一侧大体上沿所述横向方向延伸，其中所述第一单个无涵道转子发动机安装到所述第一机翼；

第二机翼，所述第二机翼从所述机身的第二侧大体上沿所述横向方向延伸，其中所述第二单个无涵道转子发动机安装到所述第二机翼；以及

第二机身护罩，所述第二机身护罩在沿所述横向方向与所述第二无涵道转子组件的所述单级转子叶片对准的第二位置处附接到所述机身的所述第二侧或与所述机身的所述第二侧一体地形成。

技术方案25. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一机身护罩相对于沿所述纵向方向和竖直方向延伸穿过所述飞行器的中心的参考平面相对于所述第二机身护罩不对称地定位。

技术方案26. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一单个无涵道转子发动机的所述转子组件和所述第二单个无涵道转子发动机的所述转子组件各自在相同的旋转方向上旋转，且其中所述第一机身护罩沿所述竖直方向延伸得高于所述第二机身护罩，或沿所述竖直方向延伸得低于所述第二机身护罩。

技术方案27. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一机身护罩相对于延伸穿过所述机身的中心的竖直参考线的顶部限定第一绝对定位角，其中所述第二机身护罩相对于所述竖直参考线的所述顶部限定第二绝对定位角，其中所述第一绝对定位角与所述第二绝对定位角之间的差大于5度且小于50度。

技术方案28. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩沿所述飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中所述机身护罩限定至少45度且最多达约180度的如从所述机身的中心测量的所述顶端与所述底端之间的覆盖跨度角。

技术方案29. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩包括具有第一抗冲击性的第一区和具有第二抗冲击性的第二区，其中所述第一区和所述第二区沿所述机身的圆周布置。

技术方案30. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩还包括具有第三抗冲击性的第三区，其中所述第二区和所述第三区沿所述机身的所述圆周布置在所述第一区的相反侧上，且其中所述第一抗冲击性大于所述第二抗冲击性且大于所述第三抗冲击性。

技术方案31. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩包括沿所述机身的圆周布置的多个区，其中所述机身护罩的抗冲击性在相邻区中的每个之间变化。

技术方案32. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩的厚度在所述相邻区中的每个之间变化。

技术方案33. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述多个区包括至少4个区且最多达10个区。

技术方案34. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

技术方案35. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述飞行器是窄体或宽体商用乘客飞行器。

技术方案36. 一种用于供具有单个无涵道转子发动机的飞行器的机身使用的机身护罩组件，所述飞行器限定纵向方向和横向方向，所述机身护罩组件包括：

主体，所述主体构造成在沿所述横向方向与所述单个无涵道转子发动机对准的位置处附接到所述飞行器的机身或与所述飞行器的机身一体地形成，主体包括多个区，所述多个区构造成当联接到所述飞行器的机身时沿所述机身的圆周布置，其中所述机身护罩的抗冲击性在相邻区中的每个之间变化。

技术方案37. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述多个区包括具有第一抗冲击性的第一区和具有第二抗冲击性的第二区，其中所述第一区和所述第二区构造成沿所述机身的圆周布置。

技术方案38. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述机身护罩还包括具有第三抗冲击性的第三区，其中所述第二区和所述第三区布置在所述第一区的相反侧上，且其中所述第一抗冲击性大于所述第二抗冲击性且大于所述第三抗冲击性。

技术方案39. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述机身护罩的厚度在所述相邻区中的每个之间变化。

技术方案40. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述多个区包括至少4个区且最多达10个区。

技术方案41. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

技术方案42. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中当联接到所述飞行器的机身时，所述机身护罩组件的所述主体沿所述飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中当联接到所述飞行器的机身时，所述主体限定至少45度且最多达约180度的如从所述机身的中心测量的所述顶端与所述底端之间的覆盖跨度角。

技术方案43. 一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，所述飞行器包括：

机身；

发动机，所述发动机安装在与所述飞行器的机身间隔的位置处，所述发动机包括多个转子叶片；以及

机身护罩，所述机身护罩在沿所述横向方向与所述多个转子叶片对准的位置处附接到所述机身或与所述机身一体地形成，所述机身护罩包括限定第一密度的第一层和限定第二密度的第二层，所述第一密度不同于所述第二密度。

技术方案44. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层的厚度不同于所述第二层的厚度。

技术方案45. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层是能量分布层，且其中所述第二层是能量吸收层。

技术方案46. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层的厚度为至少0.05英寸且最多达2.5英寸，且其中所述第二层的厚度为至少0.25英寸且最多达4英寸。

技术方案47. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中还包括第三层，其中所述第三层是负载分散层，且其中所述第三层的厚度为至少0.05英寸且最多达2.5英寸。

技术方案48. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层由凯夫拉尔纤维、金属、碳纤维复合材料、陶瓷或它们的组合形成，且其中所述第二层包括蜂窝结构、网格结构、泡沫材料、聚氨酯材料或它们的组合。

技术方案49. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一密度大于所述第二密度。

技术方案50. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一密度比所述第二密度大至少约100%。

技术方案51. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述能量分布层定位成比所述能量吸收层更接近所述多个转子叶片。

技术方案52. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩还包括限定第三密度的负载分散层，其中所述第三密度大于所述第一密度。

技术方案53. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述能量分布层定位成比所述能量吸收层更接近所述多个转子叶片，且其中所述能量吸收层定位成比所述负载分散层更接近所述多个转子叶片。

技术方案54. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第二层气密地密封在所述机身护罩的内部内。

技术方案55. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述机身护罩通过所述第一层联接到所述机身。

技术方案56. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层和所述第二层至少部分地使用机械夹具、树脂结合、压缩包裹、焊接接头、层压或它们的组合固定到彼此。

技术方案57. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述第一层是能量分布层，其中所述第二层是能量吸收层，且其中所述第二层由多个板与定位在所述多个板的相邻板之间的多个间隔件形成。

技术方案58. 根据任意前述技术方案所述的飞行器，其中所述飞行器是窄体或宽体商用乘客飞行器。

技术方案59. 一种用于供具有无涵道转子发动机的飞行器的机身使用的机身护罩组件，所述飞行器限定纵向方向和横向方向，所述机身护罩组件包括：

主体，所述主体由多个层形成，所述主体构造成在沿所述横向方向与所述无涵道转子发动机对准的位置处附接到所述飞行器的机身或与所述飞行器的机身一体地形成，所述多个层包括第一层和第二层，所述第一层限定第一密度，且所述第二层限定第二密度，所述第一密度不同于所述第二密度。

技术方案60. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述第一层是能量分布层，其中所述第二层是能量吸收层，且其中所述第一密度大于所述第二密度。

技术方案61. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述第一密度比所述第二密度大至少约100%。

技术方案62. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述能量分布层构造成定位成比所述能量吸收层更接近所述无涵道转子发动机。

技术方案63. 根据任意前述技术方案所述的机身护罩组件，其中所述机身护罩还包括限定第三密度的负载分散层，其中所述第三密度大于所述第一密度，其中所述能量分布层构造成定位成比所述能量吸收层更接近所述无涵道转子发动机，且其中所述能量吸收层构造成定位成比所述负载分散层更接近所述无涵道转子发动机。

参照以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在该说明书中且构成该说明书的一部分的附图示出本发明的实施例，且与描述一起用于解释本发明的原理。

附图说明

针对本领域普通技术人员的包括其最佳模式的本发明的完整且开放(enabling)的公开内容在参照附图的说明书中阐述，在附图中：

图1是根据本公开内容的示例性方面的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图2是根据本公开内容的另一示例性方面的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图3是结合根据图1和/或图2的燃气涡轮发动机的飞行器的示意图。

图4是根据本公开内容的示例性实施例的机身护罩的示意图。

图5是根据本公开内容的另一示例性实施例的机身护罩的截面图。

图6是根据本公开内容的又一示例性实施例的机身护罩的截面图。

图7是根据本公开内容的又一示例性实施例的机身护罩的截面图。

图8是图7的示例性机身护罩的一部分的透视图。

图9是包括第一机身护罩的图3的飞行器的机身的示意图。

图10是包括第二机身护罩的图3的飞行器的机身的示意图。

图11是图3飞行器的机身的从前向后看的截面图。

图12是根据本公开内容的示例性实施例的具有机身护罩的飞行器的机身的从前向后看的截面图。

图13是根据本公开内容的另一示例性实施例的具有机身护罩的飞行器的机身的从前向后看的截面图。

图14是包括根据本公开内容的机身护罩的飞行器的机身的示意性平面图。

图15是图14的示例性机身护罩的示意图。

图16是用于去除和更换飞行器的机身的机身护罩的方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细地参照本发明出现的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细的描述使用数字和字母标记来表示图中的特征。图和描述中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。

词语“示例性”在本文中用于表示“用作示例、实例或说明”。本文中描述为“示例性”的任何实施方式不一定要解释为相比其它实施方式优选或有利。

如本文中使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示各个构件的位置或重要性。

用语“前”和“后”表示燃气涡轮发动机或车辆内的相对位置，且表示燃气涡轮发动机或车辆的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前表示更接近发动机入口的位置，且后表示更接近发动机喷嘴或排出装置的位置。

用语“上游”和“下游”表示关于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”表示流体流自的方向，且“下游”表示流体流向的方向。

除非本文中另外指定，否则用语“联接”、“固定”、“附接到”等表示直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间构件或特征来间接联接、固定或附接。

除非上下文另外清楚地指示，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数对象。

如本文中在说明书和权利要求书各处使用的，近似语言适用于修饰在不导致它所涉及的基本功能上改变的情况下可允许变化的任何数量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“大致”的一个或多个用语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度或者用于构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。

例如，近似语言可表示在百分之1、2、4、10、15或20的裕度内。这些近似裕度可应用于单个值、限定数值范围的任一个或两个端点与/或端点之间的范围的裕度。

这里以及在说明书和权利要求书各处，除非上下文或语言另外指示，否则范围限制被组合和互换，此类范围等同且包括包含于其中的所有子范围。例如，本文中公开的所有范围包括端点，且端点可彼此独立地组合。

如上文提到的，本公开内容的发明人已发现，用于为飞行器的机身提供期望的机身保护，同时保持随时间推移修改机身保护的灵活性的手段将是有用的。在至少某些示例性方面，通过使用在沿飞行器的横向方向与转子组件的转子叶片级对准的位置处可去除地联接到飞行器的机身的机身护罩，此类益处可提供给具有包括具有一级转子叶片的转子组件的发动机(诸如在某些实施例中的无涵道转子发动机)的飞行器。

例如，在某些示例性实施例中，机身护罩可使用多个机械紧固件可去除地联接到机身，紧固件以每英寸至少一个紧固件且每英寸最多达25个紧固件的密度布置。

另外或备选地，这些益处中的某些可通过包括限定前端和后端的机身护罩来实现，其中前端限定至少1度且最多达15度的前端锥角以及至少1度且最多达15度的后端锥角。

现在参照图，图1示出燃气涡轮发动机10的示例性实施例的立视截面图，其可结合本公开内容的一个或多个发明方面。特别地，图1的示例性燃气涡轮发动机10构造为涡轮螺旋桨发动机，其限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C(例如，见图4，围绕轴向方向A延伸)。如从图1看到的，发动机10包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的翼型件的阵列，且更特别地包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的转子叶片16的阵列。转子叶片16围绕中心线14以典型地等距关系布置，且每个叶片具有根部22和末端24以及限定在它们之间的翼展。转子组件12还包括位于多个转子叶片16前方的毂45。

将了解的是，如本文中使用的，用语“转子叶片”一般用于指典型地具有翼型件形状的任何可旋转叶片，其可由发动机10旋转来生成推力或为发动机10压缩空气。例如，在图1的实施例中，转子叶片16有时也称为螺旋桨叶片，而在下文论述的图2的实施例中，转子叶片16有时也称为风扇叶片。

另外，发动机10包括涡轮机30，涡轮机30具有核心(或高速系统)32和低速系统。核心32大体上包括高速压缩机34、高速涡轮36以及在它们之间延伸且连接高速压缩机34和高速涡轮36的高速轴38。高速压缩机34(或至少其旋转部件)、高速涡轮36(或至少其旋转部件)和高速轴38可统称为发动机的高速转轴。此外，燃烧区段40位于高速压缩机34与高速涡轮36之间。燃烧区段40可包括一个或多个构造，其用于接收燃料和空气的混合物，并通过高速涡轮36提供燃烧气体的流，以驱动高速转轴。

低速系统类似地包括低速涡轮42(或动力涡轮)和在低速涡轮42与多个转子叶片16之间延伸且连接它们的低速轴46。更特别地，如在图1中示出的实施例中示出的，低速涡轮42旋转，且通过低速轴46将旋转能传递到转子叶片16。

仍参照图1，涡轮机30大体上被封装在整流罩48中。整流罩48至少部分地限定入口50和排出装置52，且包括在入口50与排出装置52之间延伸的涡轮机流动路径54。

然而，将了解的是，图1的示例性燃气涡轮发动机仅作为示例提供。在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机可具有任何其它合适的构造，诸如任何其它合适的无涵道或开式转子构造。例如，现在参照图2，提供根据本公开内容的另一示例性实施例的燃气涡轮发动机10的立视截面图。特别地，图2的示例性燃气涡轮发动机10构造为单个无涵道转子发动机。图2的示例性单个无涵道转子发动机可以以与图1的示例性涡轮螺旋桨发动机类似的方式构造。例如，图2的示例性单个无涵道转子发动机大体上限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C(例如，见图3，围绕轴向方向A延伸)。此外，发动机10包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的翼型件的阵列，且更特别地包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的转子叶片16的阵列。

另外，发动机10包括涡轮机30，涡轮机30具有核心(或高速系统)32、低速系统和位于核心32的高速压缩机34与高速涡轮36之间的燃烧区段40。此外，如同上文实施例一样，低速系统包括低速涡轮42和低速轴46。然而，对于示出的实施例，低速系统还包括低速压缩机或增压器44，低速轴46在低速压缩机44与低速涡轮42之间延伸且连接它们。

将了解的是，虽然发动机10描绘成低速压缩机44定位在高速压缩机34的前方，在某些实施例中，压缩机34、44可呈交错布置。另外或备选地，虽然发动机10描绘成高速涡轮36定位在低速涡轮42的前方，在某些实施例中，涡轮36、42可类似地呈交错布置。

同样类似于图1的实施例，对于图2的实施例，涡轮机30大体上被封装在整流罩48中，整流罩48至少部分地限定入口50和排出装置52，且包括在入口50与排出装置52之间延伸的涡轮机流动路径54。对于示出的实施例，入口50是环形或轴对称的360度入口50，其为进入的大气提供进入涡轮机流动路径54(以及压缩机44、34、燃烧区段40和涡轮36、42)的路径。

此外，图2中描绘的示例性燃气涡轮发动机10另外包括定位在转子组件12后方的非旋转静叶组件18(即，相对于中心轴线14非旋转)，该非旋转静叶组件18包括也围绕中心轴线14设置的翼型件的阵列，且更特别地包括围绕中心轴线14设置的静叶20的阵列。转子叶片16围绕中心线14以典型地等距关系布置，且每个叶片具有根部22和末端24以及限定在它们之间的翼展。将了解的是，静叶20各自具有根部26和末端28以及限定在它们之间的翼展。转子组件12还包括位于多个转子叶片16前方的毂45。

简要地，对于示出的实施例，入口50位于转子叶片组件12与固定或静止的静叶组件18之间。出于多种原因，此类位置可有利，包括结冰性能的管理以及保护入口50免受如可在操作中遇到的各种物体和材料。然而，将了解的是，在其它实施例中，入口50可定位在任何其它合适的位置，例如静叶组件18的后方，以非轴对称方式布置等。

仍参照图2，静叶组件18从整流罩48延伸并定位在转子组件12的后方。静叶组件18的静叶20可安装到固定框架或其它安装结构，且不相对于中心轴线14旋转。出于参考的目的，图1还描绘用箭头F表示的向前方向，其又限定系统的前部分和后部分。如图1中示出的，转子组件12以“拉具式(puller)”构造位于涡轮机30的前方，且排出装置52位于引导静叶20的后方。如将了解的，静叶组件18的静叶20可构造成用于拉直来自转子组件12的气流(例如，减小气流中的涡流)，以提高发动机10的效率。例如，静叶20可尺寸设计、成形和构造成向来自转子叶片16的气流施加反作用涡流，使得在两排翼型件(例如，叶片16、静叶20)后方的下游方向上，气流具有大大降低的涡流程度，这可转化为提高的诱导效率水平。下文提供关于静叶组件18的进一步论述。

然而，将了解的是，图2中描绘的示例性单转子无涵道发动机仅作为示例，且在其它示例性实施例中，发动机10可具有任何其它合适的构造，包括例如任何其它合适数量的轴或转轴、涡轮、压缩机等。另外或备选地，在其它示例性实施例中，可提供任何其它合适的燃气涡轮发动机。例如，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机可为涵道式涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机等。此外，虽然图2中描绘的示例性发动机10包括单个无涵道转子，在其它示例性实施例中，发动机可包括多个无涵道转子(例如，成对反向旋转转子)。

现在参照图3，提供根据本公开内容的示例性方面的包括发动机10的飞行器100的示意图。描绘的示例性飞行器100大体上包括机身102、从机身102的第一侧/左侧向外延伸的第一机翼104A，以及从机身102的第二侧/右侧向外延伸的第二机翼104B。示例性飞行器100还包括在机翼下构造中安装到第一机翼104A的第一发动机10A和在机翼下构造中安装到第二机翼104B的第二发动机10B。第一发动机10A和第二发动机10B可各自以与图1的示例性发动机10类似的方式构造。因此，第一发动机10A和第二发动机10B中的每个包括可围绕相应发动机的中心线轴线14旋转的转子组件12。

如将了解的，第一发动机10A和第二发动机10B的转子组件12包括单级无涵道转子叶片16。照此，在故障的情况下，该级转子叶片16周围没有机舱或类似结构来容纳转子叶片16。虽然未描绘，第一发动机10A和第二发动机10B可另外包括一级固定引导静叶(类似于图1的一级引导静叶18)。

因此，对于描绘的示例性飞行器100，飞行器100包括第一机身护罩106和第二机身护罩108，第一机身护罩106在第一发动机10A的转子组件12附近附接到机身102的第一侧/左侧或与其一体地形成，第二机身护罩108在第二发动机10B的转子组件12附近附接到机身102的第二侧/右侧或与其一体地形成。

更特别地，对于描绘的实施例，机身102包括机身外部103，其大体上是机身102的外表面，由机身102的外层(例如，金属板的外层，任选地包括一个或多个涂层)限定。第一机身护罩106放置在机身外部103上并固定到其上，且类似地，第二机身护罩108也放置在机身外部103上并固定到其上。以此方式，将了解的是，对于描绘的实施例，第一机身护罩106和第二机身护罩108没有集成到机身102的原始设计中和/或位于机身102的外层内，而是被添加作为如本文中描述的机身外部103的补充。

更特别地，特别地参照第一发动机10A，将了解的是，飞行器100大体上限定纵向方向L1和横向方向L2。第一机身护罩106在沿纵向方向L1与第一发动机10A的转子组件12的多个转子叶片16对准的位置处附接到机身102。此外，第一机身护罩106限定沿纵向方向L1的长度110，且转子组件12的多个转子叶片16限定转子组件直径112。对于描绘的实施例，第一机身护罩106的长度110等于转子组件直径112的至少约50%，诸如转子组件直径112的至少约60%，诸如转子组件直径112的至少约75%，诸如转子组件直径112的最多达约800%。

值得注意的是，描绘的示例性飞行器100大体上可称为“窄体”飞行器，其具有沿其长度延伸的单个过道。在某些实施例中，机身限定至少80英寸的沿横向方向L2的宽度105，诸如至少90英寸，诸如至少100英寸，诸如至少110英寸，诸如至少130英寸。然而，在其它实施例中，飞行器100可备选地构造为“宽体”飞行器，其具有沿其长度延伸的多个过道和更宽的机身102，诸如最多达400英寸宽或最多达350英寸宽或最多达300英寸宽。在至少某些示例性实施例中，窄体飞行器的最高座位容量可为295名乘客，而宽体飞行器可能够容纳250个与600个之间的乘客。例如，双座并排飞行器典型地容纳4至19名乘客，三座并排飞行器典型地容纳24至45名乘客，四座并排飞行器典型地容纳44至80名乘客，五座并排飞行器典型地容纳85至130名乘客，六座并排飞行器典型地容纳120至230名乘客。相比之下，支线飞行器大体上比窄体和宽体飞行器更小，飞行时间能够更短，且运载更少的乘客和/或货物。例如，典型的支线飞行器设计成搭载100名或更少的乘客。

对于本公开内容的实施例，飞行器可具有巡航高度发动机，以及对于巡航高度在或高于0.5马赫、大约0.55马赫和大约0.85马赫，或在0.75马赫与0.85马赫之间的飞行器操作。例如，飞行器可具有在巡航高度的巡航速度。在各种实施例中，发动机应用于具有最多达大约65,000英尺的巡航高度的交通工具。在某些实施例中，巡航高度在大约28,000英尺与大约45,000英尺之间。在另外的某些实施例中，巡航高度以基于海平面处的标准气压的飞行高度层表示，其中巡航飞行条件在FL280与FL650之间。在另一实施例中，巡航飞行条件在FL280与FL450之间。在另外的某些实施例中，巡航高度至少基于大气压力来定义，其中巡航高度基于大约14.70磅/平方英寸的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85磅/平方英寸与大约0.82磅/平方英寸之间。在另一实施例中，巡航高度在大约4.85磅/平方英寸与大约2.14磅/平方英寸之间。应了解的是，在某些实施例中，由压力定义的巡航高度的范围可基于不同的参考海平面压力和/或海平面温度来调整。

以此方式，将了解的是，飞行器100大体上构造成比较小的飞行器(诸如典型的支线涡轮螺旋桨飞行器)承载更多数量的乘客、机组人员和/或货物。对于这些较小的飞行器，发动机的转子叶片(例如螺旋桨)趋于相对小且轻，带有相对小的直径，且由发动机输送的功率低于在窄体和宽体级商用乘客飞行器上使用的更大且更强大的发动机。此外，在所公开的无涵道转子发动机的实施例中，输送的功率和转子或叶片尺寸可显著大于涡轮螺旋桨发动机，使得在故障情况下灾难性损坏的风险可被认为更高。例如，转子或叶片尺寸可为直径11至14英尺，或11英尺、12英尺，或直径在12与14英尺之间。考虑到这些因素，同时解决在与护罩相关联的重量、成本和复杂性增加以及效率降低(例如，由于空气动力学阻力)方面的影响，发明人完成一种设计，该设计被认为在护罩的安全性和效率、可替换性与维护之间达到正确的平衡。将了解的是，本文中公开的护罩的实施例解决窄体和宽体商用乘客飞行器发动机或飞行器设计者在乘客和机组人员保护方面面临的独特挑战。

与目前的窄体和宽体飞行器相比，本公开内容的发明人已发现，当期望结合开式转子发动机(而不是例如涵道式涡轮风扇发动机)时，且特别是当期望结合带有限定相对大的直径(诸如至少6英尺，诸如至少8英尺，诸如至少10英尺，诸如至少12英尺，诸如最多达22英尺；此类发动机在图2的实施例中描绘)的转子叶片的开式转子发动机时，虽然增加重量且最大限度地减小(但仍存在)在飞行器100上的额外阻力，本文中描述的机身护罩的益处和需求经权衡可有利于包括机身护罩。如将从本文中的描述所了解的，所公开的机身护罩可允许飞行器结合带有无涵道转子叶片的发动机10，而不必重新设计和/或重建机身102来结合发明人已发现有益的机身护罩。

然而，将了解的是，虽然上文描述为应用于窄体和宽体飞行器，在其它实施例中，本公开内容的方面可进一步应用于支线飞行器。

此外，现在参照图4，将了解的是，第一机身护罩106限定多个层。更特别地，第一机身护罩106包括第一层和第二层。在示出的实施例中，第一层是能量分布层116，且第二层是能量吸收层118。描绘的示例性机身护罩106另外包括第三层，对于示出的实施例，该第三层是负载分散层114。负载分散层114定位在机身102附近，且能量分布层116与机身102间隔。此外，能量吸收层118定位在负载分散层114与能量吸收层118之间。更特别地，对于示出的实施例，能量分布层116定位成比能量吸收层118更接近第一发动机10A的该级无涵道转子叶片16，且能量吸收层118定位成比负载分散层114更接近第一发动机10A的该级无涵道转子叶片16。

在第一发动机10A的转子组件12发生故障的情况下，碎片可冲击能量分布层116，这可防止此类碎片切割并穿透第一机身护罩106。能量吸收层118可吸收从能量分布层116传递的来自碎片的能量。最后，负载分散层114可将来自能量吸收层118的能量分布在整个机身102上，以防止机身102的任何变形。

在某些示例性实施例中，能量分布层116可为金属(诸如一件或多件金属板)、凯夫拉尔纤维、碳纤维复合材料(例如，诸如具有诸如环氧树脂的聚合树脂的碳纤维复合材料)、陶瓷(诸如陶瓷板或陶瓷纤维)、它们的组合，或能够阻止碎片穿透其的其它材料。负载分散层114可为金属层、石墨或环氧树脂层、碳纤维复合材料(例如，诸如具有诸如环氧树脂的聚合树脂的碳纤维复合材料)等。

此外，将了解的是，能量吸收层118可由能够吸收期望量的能量的任何材料形成。例如，现在参照图5和图6，提供根据本公开内容的两个示例性实施例的两个机身护罩106的局部放大截面图。每个机身护罩106可以以与上文描述的示例性第一机身护罩106类似的方式构造。因此，图5和图6的机身护罩106大体上包括负载分散层114、能量吸收层118和能量分布层116。负载分散层114和能量分布层116可由上文描述的材料或其它合适的材料形成。在这些实施例中，能量吸收层118由相对低密度的材料形成，具有低的密实度百分比(在额定应力下为固体的材料(与空气或其它气体相比)的体积百分比)。例如，在这些实施例中，形成能量吸收层118的材料可限定小于75%、诸如小于60%、诸如小于50%、诸如小于40%、诸如至少10%、诸如至少25%的密实度百分比。

特别地参照图5，将了解的是，能量分布层116由网格结构形成。网格结构包括多个交织构件140，交织构件140可弯曲以允许结构在机身护罩106被碎片冲击的情况下压缩和吸收能量。网格结构可通过3D印刷工艺/增材制造工艺或任何其它合适的成形工艺来形成。构件140可由金属、塑料、弹性体材料等形成。

特别地参照图6，将了解的是，能量分布层116由蜂窝结构形成。蜂窝结构包括多个构件142，其连接形成多边形几何图案，且更特别地，对于示出的实施例，形成六边形几何图案。构件142可为柔性的，以允许材料在机身护罩106被碎片冲击的情况下压缩和吸收能量。蜂窝结构可通过3D印刷工艺/增材制造工艺或任何其它合适的成形工艺来形成。构件142可由金属、塑料、弹性体材料等形成。

然而，将了解的是，在其它示例性实施例中，能量分布层116可由任何其它合适的材料/结构形成。例如，在其它实施例中，能量分布层116可由例如泡沫材料、聚氨酯材料或能够吸收能量的任何其它合适的材料形成。另外，能量分布层116可由能够吸收能量的任何其它合适的结构形成。

例如，现在参照图7和图8，提供根据本公开内容的另一示例性实施例的机身护罩106的局部放大视图。描绘的机身护罩106也可以以与上文描述的示例性第一机身护罩106类似的方式构造。因此，图7和图8的机身护罩大体上包括负载分散层114、能量吸收层118和能量分布层116。负载分散层114和能量分布层116可由上文描述的材料或任何其它合适的材料形成。然而，示出的实施例的能量吸收层118由多个板144与定位在多个板144中的相邻板144之间的多个间隔件146形成。

特别地，首先参照图7，提供能量分布层116的局部放大截面图，将了解的是，多个板144在负载分散层114与能量分布层116之间沿机身护罩106的厚度150间隔。此外，描绘的多个板144包括至少两个板144，且更特别地包括四个板144。多个板144可包括最多达二十五(25)个板144。多个板144可由金属板材料、金属合金、复合材料或任何其它合适的材料形成。例如，在某些实施例中，多个板144中的一个或多个可由金属复合材料、钢、贫化铀、钨、钛、铬镍铁合金、钼、铝、镁、铝锂合金、它们的组合等形成。

此外，现在特别参照图8，提供成对相邻板144的区段的透视图，将了解的是，在每对相邻板144之间，能量吸收层118包括多个间隔件146。例如，能量吸收层118可包括至少两个间隔件146，以及最多达一百(100)个间隔件146，诸如最多达五十(50)个间隔件146，诸如最多达二十五(25)个间隔件146。间隔件146可限定10:1与1:10之间的长宽比，诸如5:1与1:5之间，诸如2:1与1:2之间，诸如等于约1:1。此外，还参照图7，将了解的是，间隔件146大体上沿能量吸收层118的厚度150未对准。特别地，对于示出的实施例，当沿机身护罩106的厚度150观察时，限定在相邻板144之间的第一间隙148A中的间隔件146不与第二间隙148B(定位在第一间隙148A附近且部分地由公共板144限定)中的间隔件146重叠。

以此方式，将了解的是，对于图7和图8中描绘的示例性能量吸收层118，板144可变形以吸收从能量分布层116传递到其的能量。

现在还往回参照图4，将从上文中的论述所了解的是，负载分散层114限定第一密度，能量吸收层118限定第二密度，且能量分布层116限定第三密度。对于描绘的实施例，第一密度和第三密度大于能量吸收层118的第二密度。例如，在某些示例性实施例中，第一密度、第三密度或两者可比第二密度大至少约20%，诸如大至少约50%，诸如大至少约100%，诸如大至少约200%，诸如大至少约500%，诸如比第二密度大最多达约10,000%。

此外，特别地参照图4中的标注圆4，将了解的是，能量分布层116限定第一厚度150A，能量吸收层118限定第二厚度150B，且负载分散层114限定第三厚度150C。如本文中使用的，用语“厚度”表示所描述的部件的最大厚度，诸如机身护罩106的层的最大厚度。

对于示出的实施例，第一厚度150A为至少0.05英寸且最多达2.5英寸，诸如至少0.1英寸，诸如至少0.5英寸，诸如至少0.75英寸，诸如最多达2.25英寸，诸如最多达2英寸。此外，对于示出的实施例，第三厚度150C为至少0.05英寸且最多达2.5英寸，诸如至少0.1英寸，诸如至少0.5英寸，诸如至少0.75英寸，诸如最多达2.25英寸，诸如最多达2英寸。此外，还对于示出的实施例，第二厚度150B为至少0.25英寸且最多达4英寸，诸如至少0.35英寸，诸如至少0.5英寸，诸如至少1英寸，诸如至少2英寸，诸如最多达3.75英寸，诸如最多达3.5英寸。

以此方式，将了解的是，能量吸收层118的第二厚度150B可大于第一厚度150A和第三厚度150C，诸如大至少约50%，诸如大至少约100%，诸如大最多达约10000%。这可允许能量吸收层118的较低密度，这可允许能量吸收层118在机身护罩106被碎片冲击的情况下吸收更多的能量。

如还将从图和本文中的论述所了解的，针对意在保护机身102免受其害的估计的碎片来构造和/或定向机身护罩可有益。例如，现在参照图9和图10(且还往回参照图3)，将了解的是，在某些示例性实施例中，第一机身护罩106可以以与第二机身护罩108不同的方式构造。例如，将了解的是，如由图3中的圆形箭头(围绕中心线14延伸)所指示的，第一发动机10A和第二发动机10B的转子组件12的多个转子叶片16在相同的旋转方向上旋转，但考虑到它们在机身102的相反侧上的位置，以不同的方式接近机身102。例如，第一发动机10A的转子组件12的转子叶片16从飞行器100下方接近，而第二发动机10B的转子组件12的转子叶片16从飞行器100上方接近。照此，在这些发动机发生故障的情况下，来自第一发动机10A的碎片的所估计的冲击可不同于来自第二发动机10B的碎片的所估计的冲击。

因此，在至少某些示例性实施例中，第一机身护罩106相对于第二机身护罩108相对于参考平面120不对称地定位，参考平面120穿过机身102和飞行器100的中心152沿飞行器100的纵向方向L1和竖直方向V延伸。

特别地，对于描绘的实施例，第一机身护罩106可在与第二机身护罩108不同的位置处和/或以不同的定向安装到机身102。更特别地，特别地参照图9(提供机身102的第一侧/左侧的平面图)和图10(提供机身102的第二侧/右侧的平面图)，将了解的是，第一机身护罩106和第二机身护罩108可以以对于特定发动机特定的方式安装，且以最合适地容纳可由此类发动机产生的任何碎片的方式安装。

更特别地，还如将从图9和图10所了解的，第一机身护罩106和第二机身护罩108相对于参考平面120的不对称定位源自第一机身护罩106和第二机身护罩108的竖直定位。例如，第一机身护罩106沿竖直方向V限定顶部122和底部124，且类似地，第二机身护罩108沿竖直方向V限定顶部126和底部128。第一机身护罩106的顶部122沿竖直方向V定位成高于第二机身护罩108的顶部126，且因此更接近机身102的顶部130。此外，第二机身护罩108的底部124沿竖直方向V定位成低于第一机身护罩106的底部128，且因此更接近机身102的底部132。

此类构造也可在图11中看到，图11提供图3的飞行器的机身102的从前向后看的截面图。如上文描述的，机身102包括第一机身护罩106和第二机身护罩108。第一机身护罩106包括顶部122和底部124，且第二机身护罩108包括顶部126和底部128。如图11中描绘的，第一机身护罩106组件相对于延伸穿过机身102的中心152的竖直参考线的顶部或更特别地相对于参考平面120的顶部限定第一绝对定位角154。类似地，第二机身护罩108组件相对于延伸穿过机身102的中心152的竖直参考线的顶部或更特别地相对于参考平面120的顶部限定第二绝对定位角156。如本文中使用的，用语“绝对定位角”表示两线之间的角度的绝对值。此外，将了解的是，第一机身护罩106的绝对定位角从参考线158(其从机身102的中心152和第一机身护罩106的中心延伸)测量(如沿机身102的圆周测量的)，且类似地，第二机身护罩108的绝对定位角从参考线160(其从机身102的中心152和第二机身护罩108的中心延伸)测量(还如沿机身102的圆周测量的)。

对于示出的实施例，第一绝对定位角154与第二绝对定位角156之间的差为至少五度且最多达五十(50)度。例如，在某些示例性实施例中，第一绝对定位角154与第二绝对定位角156之间的差可为至少十度，诸如至少十五(15)度，诸如最多达四十五(45)度，诸如最多达四十(40)度，诸如最多达三十五(35)度。

对于描绘的实施例，如将了解的是，第一机身护罩106和第二机身护罩108的不对称定位可为机身102提供期望的保护量，而不需要过多的机身装甲，过多的机身装甲可导致整体更重的飞行器100，且还可增加飞行器100的气流阻力。

此外，将了解的是，第一机身护罩106和第二机身护罩108可尺寸设计和/或布置成为所考虑的特定燃气涡轮发动机提供期望的覆盖。例如，仍参照图11，将了解的是，第一机身护罩106限定沿机身102的圆周测量的覆盖跨度。更特别地，将了解的是，第一机身护罩106限定如从机身102的中心152测量的第一机身护罩106的顶部122与底部124之间的覆盖跨度角162。第一机身护罩106的覆盖跨度角162为至少四十五(45)度且最多达一百八十(180)度。例如，在某些示例性实施例中，第一机身护罩106的覆盖跨度角162可为至少约五十五(55)度且最多达约一百二十(120)度。将了解的是，第二机身护罩108可限定类似的覆盖跨度角。

以此方式，还将了解的是，机身护罩106可限定足以提供期望的覆盖量的表面积。在至少某些示例性实施例中，第一机身护罩106、第二机身护罩108或两者可限定至少720平方英寸且最多达15,000平方英寸的表面积。例如，第一机身护罩106、第二机身护罩108或两者可限定至少1000平方英寸的表面积，诸如至少1200平方英寸，诸如最多达13,000平方英寸，诸如最多达10,000平方英寸。

如上文解释的，由于例如接近燃气涡轮发动机、燃气涡轮发动机的转子叶片16的旋转方向等，机身102的某些区域可比其它区域更易受来自碎片的更高的力的冲击。为了在不非必要地增加机身护罩106和飞行器的重量的情况下进一步保护免受此类较高力的冲击，在至少某些示例性实施例中，机身护罩106可设计成在沿机身护罩106的各种位置处适应不同的力的冲击。例如，现在参照图12和图13，在某些示例性实施例中，机身护罩106可包括沿机身102的圆周布置的多个区，使得机身护罩106的抗冲击性在沿机身102的圆周的每个相邻区之间变化。

特别地参照图12，提供根据本公开内容的示例性实施例的包括机身护罩106的机身102的从前向后看的截面图。描绘的示例性机身护罩106可以以与上文描述的示例性第一机身护罩106类似的方式构造，或可以以任何其它合适的方式构造。

图12的示例性机身护罩106包括具有第一抗冲击性的第一区164和具有第二抗冲击性的第二区166，第一区164和第二区166沿机身102的圆周布置。更特别地，对于图12的实施例，机身护罩106还包括具有第三抗冲击性的第三区168。第二区166和第三区168沿机身102的圆周布置在第一区164的相反侧上。机身护罩106的第一区164的第一抗冲击性大于第二区166的第二抗冲击性，且也大于第三区168的第三抗冲击性。

特别地，对于示出的实施例，抗冲击性的变化至少部分地归因于多个区的厚度。更特别地，对于示出的实施例，第一区164限定第一厚度170，该第一厚度大于第二区166的第二厚度172且大于第三区168的第三厚度174。当机身护罩106根据一个或多个上文的示例性实施例(诸如图4的实施例，其中机身护罩106包括多个层)来构造时，图12的构造可有利于第一区164的外层(例如，能量分布层116)、中间层(例如，能量吸收层118)和/或内层(例如，负载分散层114)比第二区166和/或第三区168的相应层厚。

值得注意的是，对于图12的实施例，机身护罩106的不同区一体地形成为单个机身护罩106。然而，在其它实施例中，机身护罩106可具有其它构造。此外，对于示出的实施例，将了解的是，第一区164、第二区166和第三区168各自限定相应的跨度角176A、176B、176C(以与图11中测量第一机身护罩106的跨度角164相同的方式测量)。图12中，跨度角176A、176B、176C彼此大约相等。然而，在其它实施例中，跨度角176A、176B、176C可在区164、166、168之间变化。例如，在某些示例性实施例中，区164、166、168中的每个可限定的跨度角176A、176B、176C等于第一机身护罩106的总跨度角162的至少10%，且是第一机身护罩106的总跨度角162的最多达80%。

例如，现在参照图13，提供根据本公开内容的另一示例性实施例的包括机身护罩106的机身102的从前向后看的截面图。图13的示例性机身护罩106同样包括沿机身102的圆周布置的多个区，机身护罩106的抗冲击性在相邻区之间变化。在示出的实施例中，多个区包括至少四个区且最多达10个区。特别地，对于示出的实施例，多个区包括五个区(第一区164、第二区166、第三区168、第四区178和第五区180)。虽然没有标记，机身护罩106的厚度在每个相邻区(例如，相邻区164与166，以及相邻区166与178)之间变化。对于图13的实施例，每个相邻区构造为单独的部件，这些部件可单独地附接到机身102，或备选地，可在附接到机身102之前彼此附接。

将了解的是，虽然如果图12和图13的实施例至少部分地通过改变相应的相邻区的厚度来提供相邻区之间的不同的抗冲击性，在其它实施例中，相邻区之间的不同抗冲击性可以以任何其它合适的方式提供。例如，在其它实施例中，相邻区之间的不同抗冲击性可通过材料选择、层相对厚度、它们的组合等来提供。以此方式，将了解的是，在其它示例性实施例中，机身护罩106可限定多个区，这些区在相邻区之间具有不同的抗冲击性，同时在相邻区之间保持相对恒定的厚度。出于例如空气动力学原因、美学原因等，这样可为期望的。

如将了解的，包括具有不同区且相邻区具有不同的抗冲击性的机身护罩106可允许机身护罩106定制成适合特定燃气涡轮发动机(包括燃气涡轮发动机相对于贯穿机身102的位置、燃气涡轮发动机相对于机身102的间距、燃气涡轮发动机的转子组件12的旋转方向等)所期望/需要的覆盖范围。以此方式，机身护罩106可不比为机身102提供所期望/需要的抗冲击性所必需的增加更多的重量、空气阻力等。

此外，将了解的是，虽然上文描述的示例性区沿机身102的圆周布置，将了解的是，在某些示例性实施例中，区中的一个或多个也可沿飞行器100的纵向方向L1(例如，沿机身护罩106的长度110；见图3)布置。

此外，将了解的是，虽然在某些示例性实施例中，上文描述的示例性机身护罩106可(除了如另外描述的)以与上文描述的示例性第一机身护罩106类似的方式构造，在其它实施例中，机身护罩106可以以任何其它合适的方式构造。例如，在某些示例性实施例中，机身护罩106可不包括三层，而是可仅包括两层，或备选地可包括任何其它合适数量的层(例如，一层、四层、五层、六层或更多层)。

此外，如上文提到的，第一机身护罩106和第二机身护罩108可附接到机身102，或与机身102一体地形成。例如，在某些示例性实施例中，第一机身护罩106、第二机身护罩108或两者可焊接到机身102，或以其它方式不可去除地与机身102一体地形成。

然而，在其它示例性实施例中，将了解的是，第一机身护罩106、第二机身护罩108或两者可以可去除地联接到机身102。例如，现在参照图14，根据本公开内容的又一示例性实施例的机身护罩106的平面图描绘成附接到机身102。机身护罩106可以以与上文描述的示例性第一机身护罩106类似的方式构造，或备选地可以以任何其它合适的方式构造。

对于示出的实施例，机身护罩106可去除地联接到机身102。如同上文实施例一样，图14中描绘的机身护罩106可在沿飞行器的横向方向与燃气涡轮发动机的无涵道转子组件的一级转子叶片对准的位置处可去除地联接到机身102。

对于示出的实施例，机身护罩106使用多个机械紧固件138可去除地联接到机身102。另外，机身护罩106包括多个开口136，相应的多个机械紧固件138可穿过开口136延伸，以将机身护罩106联接到机身102。

更特别地，还简要地参照标注圆14，机身护罩106的多个开口136可构造为多个沉头螺钉开口，以用于接收对应形状的螺钉或其它机械紧固件，该机械紧固件被沉头到机身护罩106中以减小或消除由机械紧固件138生成的空气动力学阻力。

然而，将了解的是，在其它示例性实施例中，机身护罩106可使用任何其它合适的机械紧固件138或其它紧固装置以任何其它合适的方式附接到机身102。例如，在其它实施例中，机身护罩106可完全通过多个机械紧固件138(诸如一个或多个沉头螺钉、螺栓等)附接，或通过机械紧固件138、附接到机身102或与机身102一起形成的特征、胶水、环氧树脂等的某种组合附接。

仍参照图14，将了解的是，机身护罩106限定周边182(围绕机身护罩106的最外边缘延伸的区域，比中心更接近最外边缘)，且机身护罩106使用多个紧固件(或更特别地，多个机械紧固件138)可去除地联接到机身102，这些紧固件以每英寸至少一个紧固件且每英寸最多达二十五(25)个紧固件的密度布置。此类构造可保证机身护罩106以防止气流在机身护罩106与机身102之间通过的方式联接到机身102，从而在飞行器上产生过大的阻力。

此外，将了解的是，机身护罩106包括额外的特征，以在机身护罩106联接到飞行器的机身102时减小飞行器上的阻力。例如，现在参照图15，描绘图14的示例性机身护罩106和机身102的截面图。如示出的，机身护罩106沿纵向方向L1在前端184与后端186之间延伸。机身护罩106的前端184限定前端锥形部188，该前端锥形部188与机身102具有至少一(1)度且最多达十五(15)度的前端锥角190。特别地，对于示出的实施例，前端184的前端锥角190小于或等于七(7)度。类似地，对于示出的实施例，后端186限定后端锥形部192，后端锥形部192与机身102具有至少一(1)度且最多达十五(15)度的后端锥角194，诸如最多达七(7)度。前端锥形部188和后端锥形部192的包括可通过包括机身护罩106来减小飞行器上的空气动力学阻力。

此外，对于描绘的示例性实施例，机身护罩106包括多个层。特别地，对于示出的实施例，机身护罩106包括第一/外层(例如，能量分布层116)、第二/中间层(例如，能量吸收层118)和第三/内层(例如，负载分散层114)。此外，如上文提到的，示例性机身护罩106使用多个机械紧固件138可去除地联接到机身102。对于示出的实施例，机身护罩106更特别地使用机械紧固件138通过第一/外层可去除地联接到机身102。值得注意的是，机械紧固件138还延伸穿过第三/内层。

以此方式，将了解的是，外层、中间层和内层可使用机械紧固件138联接到彼此。此外，对于描绘的实施例，机身护罩106限定外层与内层之间的接头196。对于示出的实施例，接头196是将外层和内层附接到彼此并将机身护罩196联接在一起的焊接接头。

然而，在其它实施例中，第一层、中间层和第三层可至少部分地使用任何其它合适的手段联接到彼此，诸如通过机械夹具、树脂结合、压缩包裹、焊接接头、层压或它们的组合。

仍参照图15，还将了解的是，对于示出的实施例，中间层完全封闭在机身护罩106的内部198内。更特别地，对于示出的实施例，中间层完全封闭在外层与内层之间，内部198由外层和内层限定。更特别地，还对于示出的实施例，中间层气密地密封在机身护罩106的内部198内，或更特别地，气密地密封在外层与内层之间。

如将了解的，将机身护罩106构造成使得各层联接到彼此，且进一步使得中间层(例如，能量吸收层118)气密地密封在机身护罩106的内部内，这可进一步有利于机身护罩106成为可去除的机身护罩106。更特别地，此类特征中的一个或多个可允许机身护罩安装在飞行器上，而不需要额外的工艺步骤或与飞行器的集成，以保证能量吸收层118相对于外部气流气密地密封。例如，当能量吸收层118限定相对低的密实度百分比时，这样可为期望的，使得如果没有气密地密封，气流可流向那里，从而在飞行器上造成额外的阻力。

现在参照图16，提供替换飞行器上的第一机身护罩的方法200。在某些示例性方面，图16的方法200可使用上文参照图3至图15描述的示例性机身护罩中的一个或多个。例如，图16的方法200可使用机身护罩，该机身护罩构造成在沿飞行器的横向方向与发动机的无涵道转子组件的一级转子叶片对准的位置处可去除地联接到飞行器的机身。

如图16中描绘的，方法200包括在(202)将第一机身护罩从飞行器的机身脱离。在描绘的示例性方面，在(202)脱离第一机身护罩包括在(204)从第一机身护罩去除从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件。一个或多个紧固件可为机械紧固件，诸如螺钉、螺栓等，且还可沉头到第一机身护罩中。因此，将了解的是，在至少某些示例性方面，诸如描绘的示例性方面，在(204)从第一机身护罩去除从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件包括在(206)在松开方向上旋转一个或多个紧固件，以将第一机身护罩从机身脱离。这样可有利于从机身“拧松”紧固件。然而，备选地，可使用任何其它合适的可旋转接合紧固件或其它类型的紧固件。

仍参照图16，方法200包括在(208)从飞行器的机身的覆盖区域去除第一机身护罩以及在(210)将第二机身护罩放置在飞行器的机身的覆盖区域的至少一部分上。第二机身护罩可以以与第一机身护罩相同的方式构造，或备选地，第二机身护罩可与第一机身护罩不同地构造。例如，第二机身护罩可具有不同的尺寸、形状、厚度、抗冲击性、能量吸收层材料/结构等。这样可有利于在飞行器寿命期间相对容易地增加或减小特定机身的覆盖范围/保护水平。

还参照图16，方法200包括在(212)使用从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身。在某些示例性方面，在(212)使用一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身包括在(214)在拧紧方向上旋转一个或多个紧固件以将第一机身护罩联接到机身。以此方式，将了解的是，用于将第二机身护罩联接到机身的一个或多个紧固件可为先前将第一机身护罩联接到飞行器的机身的相同的一个或多个紧固件，或至少是相同类型的紧固件。

值得注意的是，在某些示例性方面，第二机身护罩可包括第一层和第二层，第二层气密地密封在第二机身护罩的内部内。对于此类示例性方面，在(212)使用一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身还可包括在(216)使用延伸穿过第一层的一个或多个紧固件将第一机身护罩联接到飞行器的机身。

本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：

一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，该飞行器包括：机身；单个无涵道转子发动机，其安装在与飞行器的机身间隔的位置处，该单个无涵道转子发动机包括具有单级转子叶片的无涵道转子组件；以及机身护罩，其在沿横向方向与无涵道转子组件的单级转子叶片对准的位置处附接到机身或与机身一体地形成。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，还包括：大体上沿横向方向从机身延伸的机翼，其中发动机安装到机翼。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中发动机是第一发动机，其中机身护罩是附接到机身的第一侧或与机身的第一侧一体地形成的第一机身护罩，且其中飞行器还包括：第二发动机，其包括具有单级转子叶片的无涵道转子组件；第一机翼，其从机身的第一侧大体上沿横向方向延伸，其中第一发动机安装到第一机翼；第二机翼，其从机身的第二侧大体上沿横向方向延伸，其中第二发动机安装到第二机翼；以及第二机身护罩，其在沿横向方向与第二无涵道转子组件的单级转子叶片对准的第二位置处附接到机身的第二侧或与机身的第二侧一体地形成。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一机身护罩相对于沿纵向方向和竖直方向延伸穿过飞行器的中心的参考平面相对于第二机身护罩不对称地定位。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一发动机的转子组件和第二发动机的转子组件各自在相同的旋转方向上旋转，且其中第一机身护罩沿竖直方向延伸得高于第二机身护罩，或沿竖直方向延伸得低于第二机身护罩。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一机身护罩相对于延伸穿过机身的中心的竖直参考线的顶部限定第一绝对定位角，其中第二机身护罩相对于竖直参考线的顶部限定第二绝对定位角，其中第一绝对定位角与第二绝对定位角之间的差大于5度且小于50度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩沿飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中机身护罩限定至少45度且最多达约180度的如从机身的中心测量的顶端与底端之间的覆盖跨度角。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩包括具有第一抗冲击性的第一区和具有第二抗冲击性的第二区，其中第一区和第二区沿机身的圆周布置。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩还包括具有第三抗冲击性的第三区，其中第二区和第三区沿机身的圆周布置在第一区的相反侧上，且其中第一抗冲击性大于第二抗冲击性且大于第三抗冲击性。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩包括沿机身的圆周布置的多个区，其中机身护罩的抗冲击性在相邻区中的每个之间变化。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩的厚度在相邻区中的每个之间变化。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中该多个区包括至少4个区且最多达10个区。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

一种用于供具有发动机的飞行器的机身使用的机身护罩组件，该飞行器限定纵向方向和横向方向，该机身护罩组件包括：主体，其构造成在沿横向方向与发动机对准的位置处附接到飞行器的机身或与飞行器的机身一体地形成，该主体包括多个区，该多个区构造成当联接到飞行器的机身时沿机身的圆周布置，其中机身护罩的抗冲击性在相邻区中的每个之间变化。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中该多个区包括具有第一抗冲击性的第一区和具有第二抗冲击性的第二区，其中第一区和第二区构造成沿机身的圆周布置。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中机身护罩还包括具有第三抗冲击性的第三区，其中第二区和第三区布置在第一区的相反侧上，且其中第一抗冲击性大于第二抗冲击性且大于第三抗冲击性。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中机身护罩的厚度在相邻区中的每个之间变化。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中该多个区包括至少4个区且最多达10个区。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中当联接到飞行器的机身时，机身护罩组件的主体沿飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中当联接到飞行器的机身时，主体限定至少45度且最多达约180度的如从机身的中心测量的顶端与底端之间的覆盖跨度角。

一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，该飞行器包括：机身；无涵道转子发动机，其安装在与飞行器的机身间隔的位置处，该无涵道转子发动机包括具有一级无涵道转子叶片的无涵道转子组件；以及机身护罩，其在沿横向方向与无涵道转子组件的一级转子叶片对准的位置处可去除地联接到机身。

一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，该飞行器包括：机身；发动机，其安装在与飞行器的机身间隔的位置处，该发动机包括转子叶片；以及至少一个机身护罩，其在沿横向方向与转子叶片对准的位置处可去除地联接到机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩使用多个机械紧固件可去除地联接到机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩限定周边，且其中机身护罩用多个紧固件可去除地联接到机身，该多个紧固件以每英寸至少一个紧固件且每英寸最多达25个紧固件的密度布置。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩限定前端和后端，其中前端限定至少1度且最多达15度的前端锥角。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中前端的前端锥角小于或等于7度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中后端限定至少1度且最多达15度的后端锥角。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩包括第一层和第二层。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第二层气密地密封在机身护罩的内部内。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩通过第一层可去除地联接到机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层是能量分布层，其中第二层是能量吸收层。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中无涵道转子发动机是发动机，且其中无涵道转子组件和该级无涵道转子叶片分别是单个无涵道转子组件和单级无涵道转子叶片。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩限定在720平方英寸与15,000平方英寸之间的表面积。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩组件沿飞行器的竖直方向限定顶端和底端，其中机身护罩限定至少45度且最多达约180度的如从机身的中心测量的顶端与底端之间的覆盖跨度角。

一种限定纵向方向和横向方向的飞行器，该飞行器包括：机身；无涵道转子发动机，其安装在与飞行器的机身间隔的位置处，该无涵道转子发动机包括具有一级无涵道转子叶片的无涵道转子组件；以及机身护罩，其在沿横向方向与无涵道转子组件的单级转子叶片对准的位置处附接到机身或与机身一体地形成，机身护罩包括限定第一密度的第一层和限定第二密度的第二层，第一密度不同于第二密度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层的厚度不同于第二层的厚度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层是能量分布层，且其中第二层是能量吸收层。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层的厚度为至少0.05英寸且最多达2.5英寸，且其中第二层的厚度为至少0.25英寸且最多达4英寸。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，还包括第三层，其中第三层是负载分散层，且其中第三层的厚度为至少0.05英寸且最多达2.5英寸。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层由凯夫拉尔纤维、金属、碳纤维复合材料、陶瓷或它们的组合形成，且其中第二层包括蜂窝结构、网格结构、泡沫材料、聚氨酯材料或它们的组合。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一密度大于第二密度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一密度比第二密度大至少约100%。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中能量分布层定位成比能量吸收层更接近该级无涵道转子叶片。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩还包括限定第三密度的负载分散层，其中第三密度大于第一密度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中能量分布层定位成比能量吸收层更接近该级无涵道转子叶片，且其中能量吸收层定位成比负载分散层更接近该级无涵道转子叶片。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第二层气密地密封在机身护罩的内部内。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中机身护罩通过第一层联接到机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层和第二层至少部分地使用机械夹具、树脂结合、压缩包裹、焊接接头、层压或它们的组合固定到彼此。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中第一层是能量分布层，其中第二层是能量吸收层，且其中第二层由多个板与定位在多个板的相邻板之间的多个间隔件形成。

一种用于供具有无涵道转子发动机的飞行器的机身使用的机身护罩组件，该飞行器限定纵向方向和横向方向，该机身护罩组件包括：主体，其由多个层形成且构造成在沿横向方向与无涵道转子发动机对准的位置处附接到飞行器的机身或与飞行器的机身一体地形成，该多个层包括第一层和第二层，第一层限定第一密度，且第二层限定第二密度，第一密度不同于第二密度。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中第一层是能量分布层，其中第二层是能量吸收层，且其中第一密度大于第二密度。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中第一密度比第二密度大至少约100%。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中能量分布层构造成定位成比能量吸收层更接近无涵道转子发动机。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其中机身护罩还包括限定第三密度的负载分散层，其中第三密度大于第一密度，其中能量分布层构造成定位成比能量吸收层更接近无涵道转子发动机，且其中能量吸收层构造成定位成比负载分散层更接近无涵道转子发动机。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其结合根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其结合到根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器中。

一种替换飞行器上的第一机身护罩的方法，该方法包括：将第一机身护罩从飞行器的机身脱离，其中脱离第一机身护罩包括从第一机身护罩去除从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件；从飞行器的机身的覆盖区域去除第一机身护罩；将第二机身护罩放置在飞行器的机身的覆盖区域的至少一部分上；以及使用从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中从第一机身护罩去除从第一机身护罩延伸到机身的一个或多个紧固件包括在松开方向上旋转一个或多个紧固件，以将第一机身护罩从机身脱离。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中使用一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身包括在拧紧方向上旋转一个或多个紧固件以将第一机身护罩联接到机身。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中一个或多个紧固件包括多个机械紧固件。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中第二机身护罩包括第一层和第二层。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中第二层气密地密封在第二机身护罩的内部内。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中使用一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身包括使用延伸穿过第一层的一个或多个紧固件将第二机身护罩联接到飞行器的机身。

一种方法，包括：将机身护罩放置在飞行器的机身外部上；以及使用紧固件将机身护罩固定到机身外部。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中机身护罩是第一机身护罩，且其中该方法还包括：将第二机身护罩邻近第一机身护罩放置在飞行器的机身外部上，以形成保护机身外部的连续机身护罩；以及使用紧固件将第二机身护罩固定到机身外部。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其中第一机身护罩、第二机身护罩或两者使用紧固件固定，该紧固件适于与第一机身护罩、第二机身护罩或两者以及飞行器的机身分离，以允许第一机身护罩、第二机身护罩或两者由替换护罩所替换而不影响机身外部。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中飞行器是窄体飞行器或宽体飞行器。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中飞行器的机身限定至少80英寸、诸如至少90英寸、诸如至少100英寸、诸如至少110英寸、诸如至少130英寸的沿横向方向的宽度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中飞行器的机身限定最多达400英寸，或最多达350英寸，或最多达300英寸的沿横向方向的宽度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中该多个转子叶片限定至少六英尺、诸如至少八英尺、诸如至少十英尺、诸如至少十二英尺的直径。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其中该多个转子叶片限定最多达22英尺的直径。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其构造成运载多于100名乘客。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其构造成运载多于150名乘客。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其构造成运载少于600名乘客。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有在0.5马赫与0.85马赫之间的巡航速度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有在0.75马赫与0.85马赫之间的巡航速度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有在28,000英尺与65,000英尺之间的巡航高度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有在28,000英尺与45,000英尺之间的巡航高度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有基于大约14.70磅/平方英寸的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85磅/平方英寸与大约0.82磅/平方英寸之间的巡航高度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其具有基于大约14.70磅/平方英寸的海平面压力和大约59华氏度的海平面温度在大约4.85磅/平方英寸与大约2.14磅/平方英寸之间的巡航高度。

根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器，其结合根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件和/或使用或用于根据这些条款中的一项或多项所述的方法。

根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件，其结合到根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器中和/或使用或用于根据这些条款中的一项或多项所述的方法。

根据这些条款中的一项或多项所述的方法，其使用或用于根据这些条款中的一项或多项所述的飞行器和/或根据这些条款中的一项或多项所述的机身护罩组件。