CN102084567B - 电子单元的雷电防护装置 - Google Patents

Abstract

一种雷电防护装置，用于将由雷击造成的电流从安装到航空器的空气动力整流罩的电子单元(5)进行转移。该装置包括布置在所述空气动力整流罩的CFRP夹层板(1)的外侧上的导电安装板(9A)。此外，该装置具有布置在所述空气动力整流罩的CFRP夹层板(1)的内侧上并且电连接至所述安装板(9A)的导电后板(9B)。在这方面，为所述电子单元(5)提供的第一组附接装置将所述电子单元(5)电连接至所述后板(9B)。在雷击期间产生的电流利用低的电阻经由所述后板(9B)和安装板(9A)从所述电子单元(5)被转移到所述航空器的机身。

Description

电子单元的雷电防护装置

技术领域

本发明涉及航空器的雷电防护装置，用于将由雷击造成的雷电流从安装到航空器的空气动力整流罩的电子单元进行转移。

背景技术

在航空器构造中，复合材料，特别是层状复合材料，用于减轻航空器的重量。在这方面，所谓的CFRP夹层板是广泛使用的组件，其具有由树脂浸渍纸组成的蜂窝状结构的中间层。该蜂窝状结构的中间层在各种情况下被由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层封装在两侧上。这种类型的CFRP夹层板的特点在于机械稳定性高且重量轻。

在航空器中，各种电子组件，特别是天线、信号灯、照明设备以及传感器和测量元件，被安装到航空器机身的外壳。针对不同的功能，例如，为了航空器的导航或者为了与地面站进行通信，提供各种天线。这种天线的实例是V/UHF(甚/超高频)天线、TACAN(战术空中导航)天线和GADIRS(GPS大气数据惯性基准系统)天线。这些天线必须在距彼此最近的距离处，以便从一个天线辐射出的信号不会阻隔另一天线的接收信号，从而在这里造成干扰的信号。安装在航空器机身的外壳上的通常是多于二十个的电子组件或单元，例如，天线、信号灯、传感器等等。因此，尽管在某种程度上需要最近距离，但附接这种电子组件的区域受到限制。特别地，在相对小的客机以及机翼或翼安置在航空器机身的顶部上的航空器(上单翼航空器)的情况下，可用于电子组件的区域被减小。

EP 0 790 182 B1公开了特别用于保护航空器上的扫描器的避雷针片。在这方面，避雷针片的一侧附接到要保护免受雷电的表面，并且避雷针片的另一侧暴露给雷电。这些已知的避雷针片由填充有导电颗粒的热塑性聚合物组成。

DE 1 296 539描述了由塑料部件制造的用于机动车身的雷电防护装置。例如由铜网织物制成的电导体被布置在塑料材料组件上或嵌入塑料材料组件中。这些电导体以导电方式在连接点处连接至机动车的其它部件上。

图1示出了根据现有技术的航空器，其中机翼安置在航空器机身上。在这方面，安装了流形空气动力整流罩WFF(机翼机身整流罩)以减少空气阻力。为了避免不必要的重量，该空气动力整流罩WFF传统上由CFRP夹层板形成。

为了允许电子组件安装到航空器机身的外壳上，必须提供足够的防御雷击的保护，以便在航空器遭受雷击期间相应电子单元的功能能力不会被削弱乃至被破坏。传统CFRP夹层板还在机翼与航空器机身之间的过渡区域中用于图1中示出的的空气动力整流罩，其不允许电子单元附接到其上，这是因为虽然该夹层板的上CFRP层和下CFRP层是导电的，但它们只具有很高的用于转移由雷击产生的过电压和电子流的过渡电阻。在传统的CFRP夹层板中，由至少一层CFRP薄板组成的CFRP层的厚度较薄，所以导电率也相对较低。由于它的材料特性，由纤维复合材料组成的结构与由金属材料组成的结构相比在雷击期间以不同方式表现。至于导电率，纤维复合材料是各向异性的(CFRP/BFRP)或非导电性的(GFRP/SFRP)。纤维复合材料的电阻率比金属的电阻率高十的几次幂。这意味着纤维复合材料自身并不适合作为高的雷电流的导体。在雷击的情况下，由于纤维复合材料低的但是存在的导电率而未能阻止雷电流穿透材料内部。这个的结果是相当多的热量还有机械能被相对高的电阻率释放，这可能严重损害纤维复合材料结构。因此，甚至具有高介电强度的纤维复合材料的结构也可能被雷电穿透。当诸如雷达装置、电子装置、天线、发电机和金属底部结构之类的具有局部高电势的装置位于雷击位置附近时，这尤其如此。当电子组件或电子单元被直接附接时，用于例如图1所示的WFF空气动力整流罩的传统的CFRP夹层板，不能确保足够的雷电防护，这是由于CFRP夹层板的过渡电阻太大。传统CFRP夹层板的作为板尺寸和层结构的函数的过渡电阻大于100mΩ。然而，足够的雷电电阻要求至机身最多5mΩ的过渡电阻。

因此，在使用CFRP夹层板的传统航空器的情况下，不可能为CFRP夹层板装备电子单元，例如天线，因为没有足够的雷电防护或电结合(电连接)。

发明内容

因此，本发明的目的在于提供一种用于保护电子单元免受由雷击造成的损害以及用于对雷击进行转移的装置，该装置使该电子单元可以附接至CFRP夹层板。

该目的根据本发明由具有权利要求1中陈述的特征的雷电防护装置来实现。该雷电防护装置考虑电结合的需求和可替换性的需求。

本发明涉及一种雷电防护装置，用于将由于雷电对电子单元的影响而在短时间内充当结构负载流的电流进行转移，该电子单元被安装到航空器的空气动力整流罩上。该雷电防护装置的组件是布置在该空气动力整流罩的CFRP夹层板外侧上的导电安装板，以及布置在该空气动力整流罩的CFRP夹层板内侧上的导电后板，还有多个专门安装的附接装置，例如，将该电子单元、该安装板以及该后板电连接的总共三组附接装置，使得由于雷击击中该安装板而产生并流动的雷电流利用低电阻被转移到该航空器机身。

因此，根据本发明的雷电防护装置用作安装到航空器外壳的电子单元的雷电流避雷器，该电子单元被附接至CFRP夹层板。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，待保护的电子单元安置在安装板的中央，并且被防腐蚀密封层隔离。

该防腐蚀密封层形成湿气屏障并且保护下层结构免受腐蚀。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，CFRP夹层板具有由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层上CFRP薄板、特别是树脂浸渍纸的蜂窝状结构的层以及由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层下CFRP薄板。

空气动力整流罩的CFRP夹层板的使用减轻了整流罩的重量，从而减轻了航空器的重量。由于减轻了总重量，因此在飞行操作中可以节省燃料。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，金属丝网或金属箔被敷设到CFRP夹层板的外CFRP薄板上，以在可能的直接雷击的情况下保护CFRP夹层板。

由于安装到CRFP夹层板的电子组件仅仅覆盖了CRFP夹层板的一部分，因此当雷电击中CFRP夹层板自身的其余外侧而非电子组件时，以网丝或网方式配置的且优选利用金属丝网(青铜编网)实现的金属层提供雷电防护。如果不提供金属丝网，则在CFRP夹层板上的雷击将会导致结构损坏，例如在CFRP夹层板中产生孔。为了这个理由，优选地，金属丝网由诸如青铜之类的金属合金制造。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，安装板和后板由金属组成，根据已知的电化序，该金属具有与金属丝网的材料和CFRP相比较低的势差，另外其重量尽可能轻。

本实施例的优点在于，由于较低的电化学势差，可以最小化可能的腐蚀影响。

在根据本发明的雷电防护装置的优选实施例中，该安装板和该后板由钛组成。

钛的特点在于重量轻，并且与铜合金和CFRP相比在电化序中具有较低的势差。

在替代性的实施例中，该安装板和该后板由铝组成。铝与铜或CFRP之间的电化学势差比钛大，因此在“相对不纯”的材料的情况下，可以日益预见到腐蚀现象。

铝具有特别轻的固有重量的特点。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，该后板被配置为环状。

该后板的环状形状使得重量进一步减轻。

在根据本发明的雷电防护装置的另一实施例中，该后板的外围通过第二组附接装置电连接至该安装板。

在根据本发明的雷电防护装置的另一实施例中，该安装板的外围通过第三组附接装置电连接至支护结构，并且该安装板通过所述支护结构连接至航空器的机身。

提供另一附接装置使得整个固定布置的包括安装到其上的电子组件或者类似安装的电子单元的CFRP夹层板可以容易且迅速地被拆下或更换。

在这方面，可以通过松开第三组附接装置从该支护结构中拆下该雷电防护装置。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，待保护的电子单元是天线。

在根据本发明的雷电防护装置的替代性实施例中，待保护的电子单元是传感器元件。

在根据本发明的雷电防护装置的另一实施例中，待保护的电子单元是信号灯。

在根据本发明的雷电防护装置的又一实施例中，待保护的电子单元是照明单元。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，用于将雷电流转移到航空器机身上的过渡电阻小于5mΩ。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，雷击之后产生的过电压从该电子单元经由第一组附接装置被转移到该后板，并且从那里经由第二组附接装置被转移回安装板，并且从那里经由第三组附接装置被转移到机身的支护结构。

在根据本发明的雷电防护装置的实施例中，这些附接装置在各种情况下通过具有稳定的导电表面保护的螺钉和板螺母(被配置为接地点)来形成。

这允许产生可靠的电接地点或电连接点(电结合)。

螺钉连接或螺钉附接与铆钉接合相比还具有容易(较容易)松开的优点。

在替代性的实施例中，这些附接装置通过导电铆钉或螺栓来形成。

附图说明

以下将参照附图描述根据本发明的雷电防护装置的实施例。

图1示出根据现有技术的传统航空器的结构组件；

图2A和图2B是使用根据本发明的用于转移电流的装置的CFRP夹层板的俯视图和截面图；

图3示出图2B所示的截面图的细节，以图示说明根据本发明的雷电防护装置的实施例；

图4A和图4B示出用在根据本发明的装置中的安装板和后板的可能实施例。

具体实施方式

如从图2A和图2B中可以看到的那样，在空气动力整流罩的区域中使用的CFRP夹层板1具有蜂窝状结构的层2，该蜂窝状结构的层2例如由树脂浸渍纸组成。位于该蜂窝状中间层2的上侧或外侧的是至少一层CFRP薄板3，其厚度相对较薄以减轻重量。位于CFRP外薄板上的是用于保护CFRP夹层板1的金属丝网。位于该整流罩的下侧或内侧的同样是由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层CFRP薄板4。每个CFRP夹层板1具有环绕单片(没有蜂窝)的外围区域。该外围区域用于机械地接触支护结构。在这两侧处，蜂窝状结构的中间层2呈锥形以附接电子组件5A和5B，电子组件5A和5B在图示说明的实例中是天线。这些天线分别具有电子连接或同轴连接器6A、7A、8A和6B、7B、8B。这些连接触点可以经由CFRP夹层板1中的孔从内部被接触或被连接。在图2所示的实施例中，CFRP夹层板1被对称配置，用于在图1所示的空气动力整流罩的两侧上连接两个天线5A和5B。图2A中示出的CFRP夹层板1的尺寸例如为510×1600mm。图2A还示出了被提供用于天线的连接触点的孔。

图3示出图2B所示的截面图的细节视图。图3示出根据本发明的用于保护电子单元5免受雷击的直接影响的雷电防护装置9的可能实施例。图3所示的实施例中的电子单元5是天线，例如CRPA(控制辐射图天线)。该天线具有由非导电材料组成的护套10，其也称为天线罩。该护套10用于保护安装在下面的实际天线。此外，该天线具有由例如金属组成的底座11。提供在该天线的下侧上的是连接触点6、7、8，这些触点例如是同轴连接器。这些触点可以经由电连接器插头从航空器机身的内部被接触。为了这个目的，在CFRP夹层板中制作了相应的孔。这些孔穿过CFRP夹层板1的三层2、3、4。电子单元5或所提及的天线安置在根据本发明的雷电防护装置的安装板9A上，被防腐蚀密封层12隔离。防腐蚀密封层12例如由橡胶组成。该防腐蚀密封层12形成湿气屏障并且特别保护下层安装板9A免受腐蚀。另外，可以提供密封件13，该密封件13一方面围绕天线底座11和下层密封层12，而另一方面，除了天线底座11和密封层12外，还横向保护安装板9A免受湿气，并且减小航空器的空气动力阻力。如图3所示，位于安装板9A之下的是铜网20，其安置在CFRP薄板3的外部或上部，并且保护它免受雷击，该雷击可能会在CFRP夹层板1上造成孔。

除了导电安装板9A外，根据本发明的装置9还具有另一导电后板9B。在图3所示的实施例中，该导电后板9B是环状的。该环状形状可以最小化导电后板9B的固有重量。如图3所示，根据本发明的装置9的这两个导电板9A和9B经由一组导电附接装置14连接在一起。优选地，这些导电附接装置14是具有导电表面保护的螺钉。一组附接装置或螺钉例如由四个对称布置的螺钉组成。在图3所示的实施例中，该组螺钉14将天线底座11电连接至根据本发明的装置9的导电后板9B。优选地，这两个导电板，即安装板9A和后板9B由钛制成。一方面，钛具有固有重量轻和导电性好的特点。另一方面，钛与由金属丝网20组成的铜合金之间的电化学势差以及与由内部CRFP层组成的CFRP之间的电化学势差均是低的，从而可以使腐蚀最小化。

在替代性实施例中，安装板9A和后板9B由铝制造。在替代性实施例中，这两个板9A和9B由具有轻的固有重量的其它金属制造。

在另一可能的实施例中，这两个板9A和9B不是由纯金属或金属合金组成，而是由具有好的导电性的另一材料组成，其提供足够的稳定性，并且还具有轻的固有重量。可选地，可能选择金属化的塑料作为实例。

如在图3中可以看到的那样，除了第一组附接装置14外，根据本发明的在图示说明的实施例中的装置9还具有第二组附接装置15，其也可以是螺钉。该第二组附接装置15将后板9B电连接至安装板9A。第二组附接装置15被布置在环状后板9B的外围中。

在图3所示的实施例中，安装板9A通过另一组或第三组附接装置16被电连接至支护结构17，并且通过该支护结构17被连接至航空器机身。支护结构17也由金属或由具有好的导电性的另一材料组成。

图3中示出的装置9提供对电子组件5即天线的可靠保护，以防御雷击的影响。在雷击时，由此产生的过电压被从导电天线底座11经由第一组附接装置14流到第二导电板9B(后板)的电流(雷击)转移。从后板9B，被引导至此的电流经由第二组附接装置15流回安装板9A，并且从那里经由第三组附接装置16流到航空器机身的金属底部结构或支护结构17。在可能的实施例中，在第一导电附接装置14和安装板9A之间还存在导电连接。因此，击中电组件5内部的雷电通过根据本发明的雷电防护装置被转移到航空器的金属或导电的机身结构中，雷电流经由导电板9A和9B流入支护结构17中并且从那里被转移到航空器的其余机身区域。该转移后的雷电再度出现在航空器机身的另一位置中。

如从图3可以看到的那样，根据本发明的装置具有多个接地点18A至18F，以确保雷电防护。具有很低的过渡电阻的电连接在接地点18A至18F处。

在图3所示的实施例中，优选地，这三组附接装置14、15、16各由具有导电表面保护的四个螺钉/板螺母组成。这些螺钉具有最小的直径。螺钉具有易于松开的优点。

图3中示出的实施例具有这样一种特别的优点，即包括附接到其上的电子组件5(即例如天线)的CFRP夹层板1可以被容易且迅速地从航空器机身的支护结构17中拆卸。因此，整个板1可以在相对短的时段内被更换，例如在几分钟内被更换。如果电子组件5(例如天线或传感器)由于某些原因发生故障并且不得不在航空器中途停留期间被快速更换，这特别有意义。在根据图3的实施例中，图示说明的附接装置14、15、16被用于电连接以在安置在彼此之上且针对每个存在的CFRP夹层板1而附接的层(元件)的过渡点(定位组件)处提供低的过渡电阻，以转移所产生的雷电流，从电子组件5转移的该雷电流将流入或流过航空器的机身结构。在图3所示的实施例中，用于对雷击期间所产生的电流进行转移的过渡电阻小于5mΩ。

除了图3中示出的通常为螺钉的附接装置14、15和16外，当某些外围条件，例如导电表面保护和足够的半径被满足时，还可以提供用于机械附接的又一附接装置。

在替代性的实施例中，附接装置14、15、16还可以由导电铆钉或螺栓形成。

图4A示出根据本发明的在装置9中使用的安装板9A的实施例。在该实施例中，安装板9A由直径为400mm并且厚度为2.5mm的圆形钛盘组成(由于使用了埋头螺钉，因此减小了空气动力阻力)。提供在安装板9A外围的是用于导电螺钉的孔，该导电螺钉用于转移过电压。而且，例如可以提供四个孔以利用四个导电螺钉16-1、16-2、16-3和16-4实现天线的雷电防护。这些孔具有例如5.2mm的直径。该导电螺钉可以具有例如4.8mm的直径。在可能的实施例中，这些螺钉15-i在距安装板9A的边缘10mm的距离处被引导通过这些孔。

图4B示出后板9B的可能的实施例。该板也可以由具有例如1.2mm厚度的钛制成。如图4B所示，后板9B优选不是圆盘而是环状的，以减轻不必要的重量。在图示说明的实施例中，像安装板9A一样，环状后板9B的外径也是400mm。内径例如是300mm。在替代性实施例中，后板9B也像安装板9A一样是圆盘状，并且具有用于连接电子组件5的触点6、7和8的孔。根据本发明的装置9不仅适合于航空器，而且适合于其它飞行对象，例如，直升机。

图4A中示出的钛安装板9A具有突起19，其提供有多个孔。图3中示出的第三附接装置或螺钉16-1、16-2、16-3和16-4可以被引导通过这些孔。

附图标记列表

1 CFRP夹层板

2 中间层

3 CFRP薄板

4 CFRP薄板

5 电子单元

6 连接触点

7 连接触点

8 连接触点

9A 安装板

9B 后板

10 护套

11 天线底座

12 密封层

13 密封件

14 附接装置

15 附接装置

16 附接装置

17 支护结构

18A 接地点

18B 接地点

18C 接地点

18D 接地点

18E 接地点

18F 接地点

19 突起

20 金属丝网

Claims (24)

1.一种航空器的雷电防护装置，用于保护电子单元（5）免受雷电，该装置在雷击期间能够将雷电流转移到所述航空器机身的导电支护结构（17）上，其中所述电子单元（5）被附接至所述航空器外部的空气动力整流罩上，所述雷电防护装置包括：

a）导电安装板（9A），其布置在所述空气动力整流罩的CFRP夹层板（1）的外侧上；

b）导电后板（9B），其布置在所述空气动力整流罩的CFRP夹层板（1）的内侧上并且以导电方式被连接至所述安装板（9A）；

c）第一导电的且可拆卸的附接装置（14）、第二导电的且可拆卸的附接装置（15）和第三导电的且可拆卸的附接装置（16），所述第一导电的且可拆卸的附接装置（14）连接所述电子单元（5）和所述后板（9B），进而连接所述安装板（9A）和所述后板（9B），所述第二导电的且可拆卸的附接装置（15）将所述后板（9B）电连接至所述安装板（9A），所述第三导电的且可拆卸的附接装置（16）用于将所述安装板（9A）连接至所述导电支护结构（17）；

其中所述第一导电的且可拆卸的附接装置（14）被提供以将所述电子单元（5）附接至主体，并且通过所述第一导电的且可拆卸的附接装置（14）实现在所述电子单元（5）与布置于所述CFRP夹层板（1）上的所述安装板和所述后板之间的导电连接，使得在雷击期间，为从所述电子单元（5）经由所述安装板（9A）和所述后板（9B）的所述雷电流提供低电阻电流路径，所述雷电流从该电流路径被转移到所述雷电防护装置的所述导电支护结构（17）上，所述导电支护结构（17）经由所述第三导电的且可拆卸的附接装置（16）连接至所述安装板（9A）。

2.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述电子单元（5）被布置在所述安装板（9A）的中央，防腐蚀密封层（12）被放置在所述安装板（9A）上，并且所述安装板（9A）位于所述防腐蚀密封层（12）上。

3.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述CFRP夹层板（1）具有由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层上CFRP薄板（3）、蜂窝状结构的层（2）以及由碳纤维增强塑料材料组成的至少一层下CFRP薄板（4）。

4.根据权利要求3所述的雷电防护装置，其特征在于，金属丝网（20）或者金属箔被提供在所述CFRP夹层板（1）的上CFRP薄板（3）上以保护所述CFRP夹层板（1）免受雷击的影响。

5.根据权利要求4所述的雷电防护装置，其特征在于，所述金属丝网（20）由金属合金组成。

6.根据权利要求4所述的雷电防护装置，其特征在于，所述安装板（9A）由与所述金属丝网（20）的材料相比在电化序中具有低的势差并且具有轻的重量的金属组成。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的雷电防护装置，其特征在于，所述安装板（9A）和所述后板（9B）由钛组成。

8.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，为了减轻重量，所述后板（9B）被配置为环状。

9.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述后板（9B）的外围以导电方式经由所述第二导电的且可拆卸的附接装置（15）被连接至所述安装板（9A）。

10.根据权利要求9所述的雷电防护装置，其特征在于，所述安装板（9A）的外围以导电方式经由所述第三导电的且可拆卸的附接装置（16）被连接至所述导电支护结构（17），所述雷电流经由所述导电安装板（9A）和所述后板（9B）流入所述导电支护结构（17）中并且能够从那里转移到所述航空器的其余机身区域。

11.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述电子单元（5）由天线、传感元件、信号灯或者由照明单元具体实现。

12.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，用于将所述雷电流转移到所述航空器机身的过渡电阻小于5mΩ。

13.根据权利要求10所述的雷电防护装置，其特征在于，在雷击期间产生的并且被转移到所述导电支护结构（17）上的过电压的导向路径经由所述第一导电的且可拆卸的附接装置（14）从所述电子单元（5）延伸到所述后板（9B），并且从那里经由所述第二导电的且可拆卸的附接装置（15）延伸到所述安装板（9A），并且从那里经由所述第三导电的且可拆卸的附接装置（16）延伸到所述导电支护结构（17）。

14.根据权利要求13所述的雷电防护装置，其特征在于，所述第一导电的且可拆卸的附接装置、所述第二导电的且可拆卸的附接装置和所述第三导电的且可拆卸的附接装置（14、15、16）由具有导电表面保护的金属螺钉实现。

15.根据权利要求13所述的雷电防护装置，其特征在于，所述第一导电的且可拆卸的附接装置、所述第二导电的且可拆卸的附接装置和所述第三导电的且可拆卸的附接装置（14、15、16）通过螺栓进行加固。

16.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述导电支护结构（17）是金属的。

17.根据权利要求10所述的雷电防护装置，其特征在于，所述导电支护结构（17）是航空器结构的安全区域的底部结构，并且是金属的。

18.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述空气动力整流罩是航空器结构的集成组件。

19.根据权利要求5所述的雷电防护装置，其特征在于，所述金属丝网（20）由铜合金组成。

20.根据权利要求5所述的雷电防护装置，其特征在于，所述金属丝网（20）由青铜金属丝网组成。

21.根据权利要求14所述的雷电防护装置，其特征在于，所述第一导电的且可拆卸的附接装置、所述第二导电的且可拆卸的附接装置和所述第三导电的且可拆卸的附接装置（14、15、16）在每种情况下由具有导电表面保护的至少四个螺钉实现。

22.根据权利要求1所述的雷电防护装置，其特征在于，所述空气动力整流罩是所述航空器机身的集成组件。

23.一种航空器的空气动力整流罩，具有根据权利要求1至22中任一项所述的雷电防护装置。

24.一种具有根据权利要求23所述的空气动力整流罩的航空器。