翼身后缘整流罩及其制造方法技术

一种具有机身、机翼和翼根整流罩的飞行器上的翼身整流罩。该翼身整流罩包括前缘和后缘。前缘被构造为定位成邻近翼根整流罩的后部的第一预定位置。后缘被构造为定位成邻近机身的后部的第二预定位置。整流罩的凸形前部被构造为符合在第一预定位置的翼根整流罩的后部。整流罩的凹形后部被构造为符合在第二预定位置的机身的后部。翼身整流罩的外表面被梯度优化以使曲率最小化，其中整流罩后缘被构造为具有与在第二位置的机身的后部相匹配的角度和轮廓。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】翼身后缘整流罩及其制造方法相关申请的交叉引用本专利申请要求于2018年5月1日提交的美国临时申请62/664,995、2018年3月12日提交的美国临时申请62/641,897和2018年3月12日提交的美国外观设计申请29/640,190的优先权，通过引用将其全部内容合并于此。
本专利技术涉及飞行器整流罩，并且更具体地涉及被安装在飞行器的翼根后缘的整流罩。
技术介绍
商用飞行器的机舱是加压的，因此，机身是圆柱形的，以最小的结构重量适应增压负荷。机翼结构和许多附属系统突出于圆形机身的轮廓之外，并且通常需要整流罩来维持围绕这些系统的流线型气流，由于其机械和物理特性，这些系统不一定是圆柱形的。结构和附属整流罩通常覆盖环境系统，机身压力容器外部的辅助设备，机翼中心结构以及通常位于机身中部的前部和后部的主起落架。整流罩在飞行器的左侧和右侧是对称的，但各种辅助系统的入口，出口，检修面板，排水杆，天线等可能不在飞行器的两侧对称地放置。大多数此类辅助及附属系统都位于翼根(内侧)后缘的前方。主起落架轮舱通常是这些系统中最宽的，并且通常位于机翼后缘的正前方。因此，翼根整流罩的后部通常主要被设计为这些各种系统的机械覆盖物，但是并未针对空气动力学效率进行优化。主起落架轮舱的整流罩通常是决定左舷和右舷翼根后缘的整流罩形状的主要因素。参考图21A、22A和23A，示意性地示出了机体100，例如波音(BOEINGTM)机体型号737NG或737MAX机体。这些型号机体的每一侧都配备有后缘翼根整流罩110，其在整流罩110的后部、机身101的侧面和腹部的整流罩的后缘114产生分离的气流。结果，如箭头“A”(图21A)所示的气流分离会引起不希望的明显的阻力和噪音，该气流分离指向高度集中的流线，该流线示出了当前翼根整流罩110的后缘114与机身102相交处的湍流。特别地，被安装在机翼104的后缘的翼根整流罩110的前缘，通常与在机翼104的后缘的翼根整流罩表面处于相同的角度。当前设计实践是将整流罩110的后部114向内弯曲，以使其与机身压力容器102以陡角配合(如图23A的箭头“B”)。已经观察到，与机身102相交的整流罩110的后端114的陡角会引起高压内侧涡流，这进一步增加了沿机体100的表面的阻力和噪声。翼根整流罩110的设计是大多数当今一代低翼商用客机的典型设计，并已被业界多年接受。维持其当前构造的一种可能解释是，与较长的优化设计相比，过渡到机身压力容器的突变后缘整流罩更小，更轻并且在机械上更方便。同样，在全尺寸模型机体上进行的风洞测试使得当前整流罩设计实践引起的内侧机翼涡流很难可视化。一些飞行器设计师已经整合了机翼或机翼后缘延伸件，例如空客A380和A350型号的飞行器上的机翼。然而，这些替代设计没有解决整流罩110的后部114在其与机身压力容器101的后部相遇的位置处的陡角或突变角，或者未解决为了改进气流的翼根整流罩轮廓的优化。在低翼飞行器的飞行期间，缺乏远见导致了大多数当前一代客机将要经受的内侧后缘涡流，其开始于后缘翼根整流罩110的端部。这样的涡流在大多数风洞中当遇到较低的雷诺数时都不存在。在翼根整流罩的后缘与后机身压力容器的直表面之间形成陡角的做法是普遍的，并且在先前的商用飞行器设计中几乎没有改变。尽管计算流体动力学(CFD)已经使用了很多年，但实际上CFD的相对能力受到所分析的单元数量的限制。由于内侧翼根后缘涡流的区域需要与整个型号的其余部分所使用的几乎一样多的单元来解决涡流，行业内几乎没有动机来承担这种分析成本，因此，这种方式被忽略了。解决CFD中的内侧涡流需要限定整个机翼向下冲洗板及其与机身涡流的相互作用，达到超出常规水平的数量级。实际上，数十年来，飞行器工业一直致力于尽可能减少CFD单元数量和网格密度。整流罩的分辨率及其完整效果需要分析团队投入大量直接精力来定义、分析和改进结果。此过程是迭代的，并且需要正常单元网格细分和分析的单点的大量的(例如，十倍以上)工作量和计算资源。此外，行业并没有受到很大的激励去进行详细的试验，以确定如何在飞行器的各个区域降低阻力和噪音，因为从历史上看，这种益处并不值得付出努力和成本。鉴于现有技术中的上述缺陷和其他缺陷，期望提供一种后缘，翼身整流罩，以使在后缘翼根整流罩的后端和飞行器的机身的相交处观察到的气流分离和噪声最小。
技术实现思路
通过具有机身，机翼和翼根整流罩的飞行器的翼身整流罩的各种实施例，避免和/或解决了现有技术中的上述缺点和不足。翼身整流罩包括前缘和后缘。前缘被构造为定位成邻近翼根整流罩的后部的第一预定位置。后缘被构造为定位成邻近机身的后部的第二预定位置。前缘的轮廓和角度被构造成符合在第一预定位置的翼根整流罩的后部。后缘的轮廓和角度被构造成符合在第二预定位置的机身的后部。翼身整流罩的外表面经过梯度优化，以使曲率最小化，其中整流罩后缘被构造为具有与在第二位置的机身的后部相匹配的角度和轮廓。在一个实施例中，一种制造翼身整流罩的方法，翼身整流罩用于在具有机身，机翼和翼根整流罩的飞行器上减小阻力，该翼身整流罩被构造为具有前缘和后缘，翼身整流罩的前缘被构造为定位在翼根整流罩的后部，后缘被构造为定位在机身的后部，该方法包括以下步骤：选择飞行器上的与翼根整流罩的后部相对应的第一预定位置；选择飞行器上的与机身的后部相对应的第二预定位置；确定翼身整流罩的前缘的轮廓和角度，以符合并匹配在第一预定位置的翼根整流罩的后部；确定翼身整流罩的后缘的轮廓和角度，以符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；基于在翼身整流罩的前缘和后缘的所确定的轮廓和角度，执行梯度优化以使翼身整流罩的外表面上的曲率最小化，其中该梯度优化包括提供在翼身整流罩的前部的凸形轮廓和在翼身整流罩的后部的凹形轮廓；以及形成具有外表面的翼身整流罩，外表面具有由梯度优化所限定的平滑曲率，其中翼身整流罩的后缘被构造为具有与在第二预定位置的机身的后部相匹配的角度和轮廓。在一方面，形成翼身整流罩的步骤包括将所述翼身整流罩的所述前缘构造为具有与在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部相匹配的角度和轮廓。在另一方面，执行梯度优化的步骤包括从前轮廓到后轮廓选择多条控制线，并对多条控制线中的每条执行一维梯度优化。在另一方面，选择多条控制线的步骤包括通过均匀的线性间距细分前缘或后缘轮廓来确定每条控制线的起点和终点。在另一方面，选择多条控制线的步骤包括通过均匀的角度间距细分前缘或后缘轮廓来确定每条控制线的起点和终点。在另一方面，选择多条控制线的步骤包括近似由计算流体动力学、风洞测试和飞行测试中的至少一个产生的气流流线。在另一方面，选择多条控制线的步骤还包括使用来自先前迭代的流线数据来迭代地重复气流流线的近似以选择多条控制线。在另一方面，使用一种分析技术来在功能上描述每条控制线的最优轮廓。一方面，使用数值和图形技术中的至少一种来沿着每条控制线选择多个控制点，并且对于每个控制点，根据以下公式使局部曲率最小化：[(dy2/dx2)-(dy1/dx1)]/[(dx2+dx1)/2]。在另一方本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种制造翼身整流罩的方法，其特征在于，所述翼身整流罩用于减小在具有机身、机翼和翼根整流罩的飞行器上的阻力，所述翼身整流罩被构造为具有前缘和后缘，所述翼身整流罩的所述前缘被构造为定位在所述翼根整流罩的后部，以及所述后缘被构造为定位在所述机身的后部，所述方法包括以下步骤：/n选择所述飞行器上的与所述翼根整流罩的后部相对应的第一预定位置；/n选择所述飞行器上的与所述机身的后部相对应的第二预定位置；/n确定所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度，以符合并匹配在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部；/n确定所述翼身整流罩的所述后缘的轮廓和角度，以符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；/n基于在所述翼身整流罩的所述前缘和所述后缘处的所确定的轮廓和角度，执行梯度优化以使所述翼身整流罩的外表面上的曲率最小化，其中所述梯度优化包括在所述翼身整流罩的前部提供凸形轮廓和在所述翼身整流罩的后部提供凹形轮廓；以及/n形成具有外表面的所述翼身整流罩，所述外表面具有由所述梯度优化所限定的平滑曲率，其中所述翼身整流罩的所述后缘被构造为具有与在所述第二预定位置的所述机身的后部相匹配的角度和轮廓。/n

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20180312 US 29/640,190;20180312 US 62/641,897;20181.一种制造翼身整流罩的方法，其特征在于，所述翼身整流罩用于减小在具有机身、机翼和翼根整流罩的飞行器上的阻力，所述翼身整流罩被构造为具有前缘和后缘，所述翼身整流罩的所述前缘被构造为定位在所述翼根整流罩的后部，以及所述后缘被构造为定位在所述机身的后部，所述方法包括以下步骤：
选择所述飞行器上的与所述翼根整流罩的后部相对应的第一预定位置；
选择所述飞行器上的与所述机身的后部相对应的第二预定位置；
确定所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度，以符合并匹配在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部；
确定所述翼身整流罩的所述后缘的轮廓和角度，以符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；
基于在所述翼身整流罩的所述前缘和所述后缘处的所确定的轮廓和角度，执行梯度优化以使所述翼身整流罩的外表面上的曲率最小化，其中所述梯度优化包括在所述翼身整流罩的前部提供凸形轮廓和在所述翼身整流罩的后部提供凹形轮廓；以及
形成具有外表面的所述翼身整流罩，所述外表面具有由所述梯度优化所限定的平滑曲率，其中所述翼身整流罩的所述后缘被构造为具有与在所述第二预定位置的所述机身的后部相匹配的角度和轮廓。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成所述翼身整流罩的步骤包括：将所述翼身整流罩的所述前缘构造为具有与在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部相匹配的角度和轮廓。


3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，执行梯度优化的步骤包括：从前轮廓到后轮廓选择多条控制线，并且对所述多条控制线中的每条执行一维梯度优化。


4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，选择多条控制线的步骤包括：通过以均匀的线性间隔细分前缘轮廓或后缘轮廓，来确定每条控制线的起点和终点。


5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，选择多条控制线的步骤包括：通过以均匀的角度间隔细分前缘轮廓或后缘轮廓，来确定每条控制线的起点和终点。


6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，选择多条控制线的步骤包括：对由计算流体动力学、风洞测试和飞行测试中的至少一个所产生的气流流线进行近似。


7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，进一步包括使用来自先前迭代的流线数据来迭代地重复气流流线的所述近似，以选择所述多条控制线。


8.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使用分析技术来在功能上描述每条控制线的最佳轮廓。


9.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，使用数值和图形技术中的至少一种来沿着每条控制线选择多个控制点，并且对于每个控制点，根据以下公式使局部曲率最小化：[(dy2/dx2)-(dy1/dx1)]/[(dx2+dx1)/2]。


10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述翼身整流罩的外表面上执行梯度优化的步骤包括利用纵向和周向曲率的加权组合来执行多维梯度优化。


11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，确定所述多维优化的步骤包括根据以下公式使局部曲率最小化：

其中k是介于0到1之间的数值。


12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，选择所述飞行器上的所述第一预定位置和所述第二预定位置的步骤包括识别所述飞行器的第一机身站位和第二机身站位。


13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述梯度优化包括在沿所述翼身整流罩的纵轴的方向上从所述翼身整流罩的前部的所述凸形轮廓过渡到所述翼身整流罩的后部的所述凹形轮廓。


14.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述梯度优化包括在沿所述翼身整流罩的纵轴的方向上从所述翼身整流罩的后部的所述凹形轮廓过渡到所述翼身整流罩的前部的所述凸形轮廓。


15.一种翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩用于减小在具有机身、机翼和翼根整流罩的飞行器上的阻力，所述翼身整流罩包括：
前缘，后缘，上缘和下缘，其中所述前缘被构造为定位成邻近所述翼根整流罩的后部的第一预定位置，并且所述后缘被构造为定位成邻近所述机身的后部的第二预定位置，其中所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部，以及所述翼身整流罩的所述后缘的角度和轮廓被构造为符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；以及
其中所述翼身整流罩的外表面被梯度优化以使所述外表面上的曲率最小化，所述外表面在所述翼身整流罩的前部具有大致凸形轮廓以及在所述翼身整流罩的后部具有大致凹形轮廓，使得所述翼身整流罩的所述后缘被构造为具有与在所述第二预定位置的所述机身的后部相匹配的角度和轮廓。


16.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述梯度优化包括在沿着所述翼身整流罩的纵轴的方向上从所述翼身整流罩的前部的大致凸形轮廓过渡到所述翼身整流罩的后部的大致凹形轮廓。


17.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述梯度优化包括在沿所述翼身整流罩的纵轴的方向上从所述翼身整流罩的后部的大致凹形轮廓过渡到所述翼身整流罩的前部的大致凸形轮廓。


18.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述前缘被构造为具有与在所述第一预定位置的所述翼根整流罩的后部相匹配的角度和轮廓。


19.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述外表面通过对多条控制线中的每条进行一维梯度优化而被梯度优化。


20.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多条控制线从所述前缘轮廓延伸到所述后缘轮廓，并且以均匀的线性间隔细分。


21.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多条控制线从所述前缘轮廓延伸到所述后缘轮廓，并且以均匀的角度间隔细分。


22.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多条控制线由从计算流体动力学、风洞测试和飞行测试中的至少一个接收到的数据来限定。


23.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述外表面通过数值和图形技术中的至少一个进行...

【专利技术属性】
技术研发人员：李·桑德斯，埃里克·A·阿尔斯特伦，马修·大卫·威尔森，
申请(专利权)人：航空设计实验室股份有限公司，
类型：发明
国别省市：美国;US