翼身融合飞机制造技术

一种翼身融合飞机，其中对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面的厚度比具有处于表1中给出的范围内的标称值。另外公开了一种翼身融合飞机，其中对应于从0.15至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面的标准化弦具有处于表1中给出的范围内的标称值，并且其中中心机身的最大厚度与沿中心线的弦长度之间的比具有至少16％的标称值。另外公开了一种翼身融合飞机，其中由从0.1至0.2的标准化半翼展值限定的飞机区域具有：具有从‑3.5至‑5.1的无量纲变化率的标准化弦；和具有从‑0.27至‑0.72的变化率的厚度比。

Wing fuselage aircraft

A fuselage fusion aircraft, in which the thickness of at least each profile section of the normalized half wingspan value from 0 to 0.2 has a nominal value within the range given in Table 1. In addition, a wing body fusion aircraft is disclosed, in which a standardized string corresponding to at least each contour section of the normalized half wingspan value from 0.15 to 0.3 has a nominal value within the range given in Table 1, and the maximum thickness of the central fuselage and the ratio of the string length along the center line has a nominal value of at least 16%. In addition, a wing fuselage fusion aircraft, with a standardized half wing range from 0.1 to 0.2, has a normalized string with a dimensionless change rate from 3.5 to 5.1, and a thickness ratio from 0.27 to 0.72.

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】翼身融合飞机相关申请的交叉引用本申请要求2015年12月9日提交的美国临时申请62/265,000和2016年2月4日提交的美国临时申请62/291,273的优先权，该两个申请的整体内容通过引用并入本文。
本申请主要涉及飞机轮廓，并且更具体地涉及一种翼身融合飞机的轮廓。
技术介绍
已知许多翼身融合设计，但是这些设计通常是对相对大的飞机，例如200座以上的飞机设计的。不能将这些设计对较小飞机简单地按比例缩小，因为所得到的高度将不适合容纳乘客。典型的翼身融合飞机具有相对大的浸润面积(wettedarea)，这可能阻碍空气动力学效率。
技术实现思路
在一个方面，提供一种翼身融合飞机，其包括：翼形中心机身；和从中心机身的相反侧延伸的一对机翼；其中飞机具有翼展方向(spandirection)，以及沿翼展方向从中心机身的中心线至一个机翼的末端限定的最大半翼展长度；其中飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿翼展方向从中心线至轮廓截面的距离与最大半翼展长度的比；其中飞机的每个轮廓截面具有厚度比，该厚度比被定义为轮廓截面的厚度与轮廓截面的弦长度的比，对于对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种翼身融合飞机，包括：翼形的中心机身；和一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；其中所述飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度被沿着所述翼展方向从所述中心机身的中心线至一个机翼的末端限定；其中所述飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿所述翼展方向从所述中心线至所述轮廓截面的距离与所述最大半翼展长度之间的比；其中所述飞机的每个轮廓截面具有厚度比，所述厚度比被定义为所述轮廓截面的厚度与所述轮廓截面的弦长度之间的比，对于对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述厚度比具有在表1中给出的厚度比范围内的标称值。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.12.09 US 62/265,000;2016.02.04 US 62/291,2731.一种翼身融合飞机，包括：翼形的中心机身；和一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；其中所述飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度被沿着所述翼展方向从所述中心机身的中心线至一个机翼的末端限定；其中所述飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿所述翼展方向从所述中心线至所述轮廓截面的距离与所述最大半翼展长度之间的比；其中所述飞机的每个轮廓截面具有厚度比，所述厚度比被定义为所述轮廓截面的厚度与所述轮廓截面的弦长度之间的比，对于对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述厚度比具有在表1中给出的厚度比范围内的标称值。2.根据权利要求1所述的翼身融合飞机，其中所述飞机具有由所述中心机身沿纵向限定的最大弦长度，并且所述飞机的每个轮廓截面具有由所述轮廓截面的弦长度与所述最大弦长度之间的比限定的标准化弦，对于对应于从0.15至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化弦具有在表1中给出的标准化弦范围内的标称值3.根据权利要求2所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0.15至0.5的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化弦的标称值在表1中给出的标准化弦范围内。4.根据权利要求2所述的翼身融合飞机，其中对于全部的标准化半翼展值，所述标准化弦的标称值在表1中给出的标准化弦范围内。5.根据权利要求2所述的翼身融合飞机，其中对于全部的标准化半翼展值，所述标准化弦的标称值在表1中给出的标准化弦范围内，并且所述厚度比的标称值在表1中给出的厚度比范围内。6.根据权利要求2所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0.15至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化弦的标称值在表2中给出的标准化弦范围内。7.根据权利要求2所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0.15至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化弦的标称值在表3中给出的标准化弦范围内。8.根据权利要求1至7任一项所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述厚度比的标称值在表1中给出的厚度比范围内。9.根据权利要求1至7任一项所述的翼身融合飞机，其中对于全部的标准化半翼展值，所述厚度比的标称值在表1中给出的厚度比范围内。10.根据权利要求1至9任一项所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述厚度比的标称值在表2中给出的厚度比范围内。11.根据权利要求1至9任一项所述的翼身融合飞机，其中对于对应于从0至0.2的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述厚度比的标称值在表3中给出的厚度比范围内。12.根据权利要求1至11任一项所述的翼身融合飞机，其中所述中心机身包括具有最大4500ft3的可用容积的内部舱室。13.根据权利要求12所述的翼身融合飞机，其中所述内部舱室具有沿纵向限定的最大长度和垂直于所述最大长度限定的最大宽度，并且所述最大长度与所述最大宽度的舱室长宽比最大为4。14.根据权利要求1至13任一项所述的翼身融合飞机，其中垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸，每个机翼的一部分具有位于所述基准线下方第一距离处的前缘，所述第一距离沿由所述最大厚度限定的方向测量，并且对应于所述最大厚度的至少10％。15.根据权利要求1至13任一项所述的翼身融合飞机，其中：垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸；并且所述飞机的每个轮廓截面的前缘具有相对于所述基准线的标准化高度，所述标准化高度对应于沿由所述最大厚度限定的方向测量的离所述基准线的距离与所述最大厚度的比，对于对应于从0至0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。16.一种翼身融合飞机，包括：翼形的中心机身；和一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；其中所述飞机具有由所述中心机身沿纵向限定的最大弦长度；其中所述飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度被沿所述翼展方向从所述中心机身的中心线至一个机翼的末端限定；其中所述飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿所述翼展方向从所述中心线至所述轮廓截面的距离与所述最大半翼展长度之间的比；其中所述飞机的每个轮廓截面具有由所述轮廓截面的弦长度与所述最大弦长度之间的比定义的标准化弦，...

【专利技术属性】
技术研发人员：西达尔托·班纳吉，亚历山大·加林，伊恩·奇蒂克，
申请(专利权)人：庞巴迪公司，
类型：发明
国别省市：加拿大,CA