机翼至机身的接合部成形及相关的系统和方法技术方案

公开了机翼至机身的接合部成形及相关的系统和方法。一种飞机，包括：机身；机翼；和整流罩，所述整流罩覆盖所述机翼和所述机身之间的接合部。所述整流罩被构造成用以接收机翼的内侧部分。所述整流罩的外表面包括邻近所述机翼的前缘的上游凸起、中间段造型部，以及邻近所述机翼的后缘的下游凸起。

【技术实现步骤摘要】
机翼至机身的接合部成形及相关的系统和方法
技术介绍
飞机机翼通常被设计成在其远程巡航(LRC)条件的特定值(例如，马赫数)下具有最小阻力。当飞机速度超出LRC条件进入高速巡航(HSC)范围时，机翼上的冲击波增强，并且飞机上的波阻迅速上升。通常，上述情况在其中由于燃料容量考虑而机翼较厚的机翼的内侧部分(靠近飞机的整流罩和机身)上更为严重。波阻可能会构成飞机总阻力的很大一部分，并可能严重限制飞机的HSC能力。此外，波阻可能会导致飞机的稳定性和控制的问题(例如，抖振过早开始、横向稳定性问题、控制面失效、副翼反转等)。然而，也存在反问题。即，如果机翼的设计针对HSC条件进行了优化，则在LRC条件下飞行时，机翼性能会降低。通常，必须对机翼进行重新设计，以在其针对LRC条件的设计之外优化机翼的性能。然而，这种重新设计需要大量的财务投资和交货时间。因而，提供用于在可变巡航条件下改善机翼性能的系统和/或方法将是有利的。附图说明当结合附图参考以下详细描述时，将更容易明白本专利技术技术的前述方面和伴随的优点，其中：图1A、图1B和图1C分别示出了根据现有技术的飞机整流罩的侧视图、底视图以及轴测图；图2A、图2B和图2C分别示出了根据本技术的飞机整流罩的一个实施例的侧视图、底视图以及轴测图；图3A和图3B分别示出了根据本技术的飞机整流罩的一个实施例的顶视图和底视图；图4比较了对于位于内侧机翼上的机翼部分，具有本专利技术的整流罩(本技术)的飞机与具有常规整流罩(现有技术)的飞机的压力系数分布；>图5示出了其中在图4中针对该部分示出本技术对机翼压力的影响的所述部分的展向位置；图6示出了根据现有技术的在HSC点处或超过HSC点时在机翼的上表面上的分布流；以及图7示出了根据本技术的飞机的一个实施例的在机翼的上表面上的流。具体实施方式以下公开内容描述了增加飞机机翼的适用范围的系统、装置和相关方法的各种实施例。本领域技术人员还应理解，该技术可以具有附加实施例，并且可以在没有下面参考图2A至图3B、图5和图7所述的实施例的若干细节的情况下实践该技术。在整个说明书中，对“一个示例”或“一个实施例”的引用是指结合该示例描述的特定特性、结构或特征包括在本专利技术的至少一个示例中。因而，在整个说明书中各处出现的短语“在一个示例中”或“在一个实施例中”不一定都指的是同一示例。此外，在一个或多个示例中，可以以任何合适的方式组合特定的特性、结构或特征。简而言之，描述了在高速巡航(HSC)条件下降低阻力系数的方法和装置。在一些实施例中，通过使机翼到机身整流罩(也称为腹部整流罩或整流罩)成形为覆盖机翼接合飞机机身的区域(接合部)，来改善飞机机翼的HSC性能。例如，可以通过选择性地加速机翼内侧部分的前缘和后缘附近的空气流，来推迟和/或减少由于使用超出其最佳设计点的机翼而引起的不利的阻力上升特征。在一些实施例中，通过整流罩的扩大部分(也称为凸起、隆起或扩大部)来加速前缘和后缘附近的流动。然而，尽管从直觉上预期加速机翼前缘和后缘处的流动会增加阻力，但是，机翼前缘和后缘附近的流动的这种选择性加速将升力沿机翼的翼弦和翼展重新分配，因而，在至少一些实施例中，阻滞和/或减弱了冲击波的发展。结果，与传统的整流罩相比，HSC条件下的阻力可减小，从而使高速性能显著改善。此外，在一些实施例中，腹部整流罩的中间段被造型成整流罩的变窄的横截面，以使流动减速，因而进一步减小机翼的阻力。图1A、图1B和图1C分别示出了根据现有技术的飞机整流罩的侧视图、底视图以及轴测图。图1A示出了具有机身10的飞机5。整流罩15覆盖飞机机翼20与机身10的接合部。图1B示出了飞机5的底视图。整流罩15沿机身10从机翼20的前缘的上游延伸到机翼的后缘的下游。常规整流罩15的特征可能在于其整体长度L、其扁平部分的长度C，以及宽度D。对于其大部分的纵向长度，常规整流罩的宽度D通常是恒定的。图1C示出了飞机5的轴测图。在运行时，飞机5在大部分的时间上以恒定的巡航速度(也称为远程巡航(LRC)或LRC马赫数)飞行。因此，飞机机翼是为给定巡航速度(例如，0.8马赫)专门设计的。当飞机的速度提高到高速巡航(HSC)速度(例如0.9马赫)时，由于机翼上的冲击波增强，飞机的阻力迅速上升。使飞机超出其LRC马赫数运行也可能导致稳定性和控制问题(例如，抖振过早开始、横向稳定性问题、控制面失效、副翼反转等)。通常，对飞机进行优化以使其在HSC状态下飞行需要重新设计机翼。然而，这种重新设计昂贵且费时。现在参考图2A、图2B和图2C，其中分别示出了根据本技术的飞机整流罩的实施例的侧视图、底视图和轴测图。图2A示出了具有机身100、整流罩150和机翼200的飞机50。在一些实施例中，整流罩150被成形为具有第一上游凸起154，然后是造型部156和第二下游凸起158。在一些实施例中，整流罩150的这种成形可以被称为是“沙漏形”或收缩的中间段。例如，整流罩150的外表面可以模拟沙漏的外表面的一部分。这样，造型部156在第一上游凸起154和第二下游凸起158之间形成谷。造型部156可以形成基本凹入的表面，或者可以在第一上游凸起154和第二下游凸起158之间限定凹进的平坦部分。图2B示出了整流罩150的底视图。在第一凸起154的位置处，整流罩150的宽度DB1比在造型部156的位置处的宽度DS大，后者又小于在第二凸起158的位置处的宽度DB2。凸起154、158的特征可以在于顶点(顶峰或峰顶)和长度(未示出)。当提及凸起154、158的位置时，相关位置为凸起的相应的顶点的位置。类似地，当提及造型部156的位置时，相关位置为造型部的最大谷的位置。在一些实施例中，根据凸起的形状和大小，凸起154可以始于机翼的前缘的上游。反过来，凸起158可以止于机翼的后缘的下游。在一些实施例中，凸起和造型部之间的过渡可以对应于凸起和造型部之间的拐点(inflectionpoint)。在其他实施例中，其他点可以表示凸起和造型部之间的过渡。图2C示出了根据本技术的飞机整流罩150的轴测图。在运行时，空气流在第一凸起154和第二凸起158的附近加速，在造型部156的附近减速。不局限于理论，认为空气流的选择性加速和减速使得升力沿着机翼200的翼弦和翼展重新分布。继而，冲击波被阻滞，并得到更有效的管理，由此阻滞了HSC条件下的阻力的上升。因此，在至少一些实施例中，在HSC条件下，与联接至常规整流罩的相同机翼200相比，针对LRC条件设计的飞机机翼的HSC性能降低得较少。图3A和图3B分别示出了根据本技术的飞机整流罩的另一实施例的顶视图和底视图。所示飞机沿箭头方向ARR飞行。飞机200的前缘被表示为200L，后缘被表示为200T。当在图3A的顶视图中观察整流罩的与机翼相交的边缘时，常规整流罩的该边缘沿着机翼的翼弦通常为直线(在图3A和图3B中，以实线标示“常规WB整流罩”)。参考图3A，本技术的整流罩包括分别邻近前缘200L和后缘200T的第一和第二凸起，以本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机，包括：/n机身；/n机翼；和/n整流罩，所述整流罩覆盖所述机翼和所述机身之间的接合部，其中，所述整流罩被构造成用以接收所述机翼的内侧部分，/n其中，所述整流罩的外表面包括邻近所述机翼的前缘的上游凸起、中间段造型部以及邻近所述机翼的后缘的下游凸起。/n

【技术特征摘要】
20190624 US 62/865,8691.一种飞机，包括：
机身；
机翼；和
整流罩，所述整流罩覆盖所述机翼和所述机身之间的接合部，其中，所述整流罩被构造成用以接收所述机翼的内侧部分，
其中，所述整流罩的外表面包括邻近所述机翼的前缘的上游凸起、中间段造型部以及邻近所述机翼的后缘的下游凸起。


2.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述整流罩的所述外表面被成形为沙漏形的外表面。


3.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述上游凸起比所述下游凸起大。


4.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述上游凸起的最大偏差幅度位于所述机翼的前缘的上游在机翼根部翼弦的约20％至所述机翼的前缘的下游在机翼根部翼弦的约20％之间。


5.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述下游凸起的最大偏差幅度位于所述前缘的下游在机翼根部翼弦的约80％至约120％之间。


6.根据权利要求1所述的飞机，其中，所述造型部的最大偏差幅度位于所述机翼的前缘的下游在机翼根部翼弦的约20％至约80％之间。


7.根据权利要求1所述的飞机，其中，在所述机翼的上表面与所述整流罩的交叉处，所述上游凸起的最大偏差幅度和所述造型部的最大偏差幅度之间的差异在机翼根部翼弦的约1％至约7％之间。


8.根据权利要求7所述的飞机，其中，在所述机翼的上表面与所述整流罩的交叉处，所述上游凸起的最大偏差幅度和所述造型部的最大偏差幅度之间的差异在所述机翼根部翼弦的2.5％至3.5％之间。


9.根据权利要求1所述的飞机，其中，在所述机翼的下表面与所述整流罩的交叉处，所述上游凸起的最大偏差幅度和所述造型部的最大偏差幅度之间的差异在机翼根部翼弦的约1％至约7％之间。


10.根据权利要求1所述的飞机，其中，在所述机翼的下表面与所述整流罩的交叉处，所述上游凸起的最大偏差幅度和所述造型部的最大偏差幅度之间的差异在机翼根部翼弦的1.7％至2.9％之间。


11.一种飞机的整流罩，包括：
邻近所述飞机的机翼的前缘的上游凸起、中间段造型部，以及邻近所述飞机的机翼的后缘的下游凸起，其中所述整流罩的外表面被成形为沙漏形。


12.根据权利要求11所述的整流罩，其中，所述上游凸起的最大偏差幅度位于所述机翼的前缘的上游在机翼根部翼弦的约20％至所述机翼的前缘的下游在机翼根部翼弦的约20％之间，其中，所述下游凸起的最大偏差幅度位于所述前缘的下游在机翼根部翼弦的约80％至约120％之间，并且其...

【专利技术属性】
技术研发人员：帕斯卡尔·博丘德，法尔扎德·穆赫塔里安，弗朗索瓦·丕平，法西·卡佛耶克，
申请(专利权)人：庞巴迪公司，
类型：发明
国别省市：加拿大;CA