机翼至机身的接合部成形及相关的系统和方法与流程

背景技术：
：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，将更容易明白本发明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，具有本发明的整流罩(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发明的至少一个示例中。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，以及第一和第二凸起之间的造型部。其中一个凸起(例如，第一凸起或第二凸起)与造型部之间的尺寸差异(也称为宽度差异)被表示为d(也称为最大偏差幅度)。在一些实施例中，第一凸起154是所述两个凸起中的较大凸起。现在参考图3b，其中示出了根据本技术的实施例的飞机整流罩的底视图。通常，整流罩150的最佳大小和形状针对不同的hsc条件而改变。例如，随着lrc和hsc条件之间的相对差异增大，凸起和造型部的大小可能增大。以对马赫数0.88、0.90和0.925示出的一系列曲线示出这种变化。对于每种马赫数，最大偏差幅度d都表示从较大凸起(例如，第一凸起)到造型部156的谷的底部的尺寸差异(也称为宽度差异)。类似地，最大偏差幅度d+表示从较大凸起(例如，上游凸起或第一凸起)到基线(常规)整流罩的直线的尺寸差异，最大偏差幅度d-表示从造型部到基线整流罩的直线的尺寸差异。通常，这些最大偏差幅度(d、d+、d-)随着hsc马赫数增大而增大。表1示出示例性整流罩150的凸起和造型部的位置。在一些实施例中，第一凸起的位置可以在机翼根部翼弦的约-20％至约20％内，并且第二凸起的位置可以在机翼根部翼弦的约80％至约120％内。在一些实施例中，造型部的位置可以在机翼根部翼弦的约20％至约80％内。表1：wb整流罩参数建议的范围(％机翼根部翼弦)第一凸起位置-20％-20％机翼中间“造型部”位置20％-80％第二凸起位置80％-120％图4示出了对于在机翼到机身的整流罩附近的机翼部分，常规整流罩和本发明整流罩的理论压力系数，并且图5示出了在图4中对其示出压力分布的机翼部分的展向位置161。压力系数对应于0.925马赫的mmo(最大运行马赫)条件。当比较现有技术与本技术的实施例时，采用本技术的飞机在机翼的前缘的附近展现出稍微更大的负压系数。此外，已经观察到，对于本发明的机翼到机身整流罩，冲击波较弱。通常，这两种效果都被视为是飞机机翼所期望的。图6示出了根据现有技术的机翼上的空气流的方向，图7示出了根据本技术的机翼上的空气流的方向。冲击波波阵面(shockwavefront)用附图标记310表示。在两个图中，流动方向305、315对应于0.925马赫的mmo条件。对于图6的机翼，靠近机翼后缘的逆流315的区域指示了不期望的流动分离。对于图7中所示的根据本技术的飞机，流动分离315的面积小于图6所示的现有技术的机翼的等效面积315。因此，在mmo条件下，预期图7中所示的机翼将比图6中所示的相同机翼有更好表现，这至少部分是因为图7中所示的整流罩150比图6中所示的常规整流罩15表现更好。例如，并且不限于理论，整流罩150可以阻滞或减弱冲击波，因此降低了沿着机翼的流动分离的严重性。根据前述内容，应明白，本文出于说明的目的已经描述了本技术的特定实施例，但是可以在不脱离本公开的情况下做出各种修改。本文中使用的术语“约”表示主题值可以被修改正负5％，并且仍然落入所公开的实施例之内。此外，尽管以上已经在某些实施例的背景下描述了与那些实施例相关联的各种优点和特征，但是其他实施例也可以表现出这样的优点和/或特征，并且并非所有实施例都需要表现出这些优点和/或特征以落入技术范围内。因而，本公开可以涵盖本文未明确示出或描述的其他实施例。当前第1页1 2 3 

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