翼身后缘整流罩及其制造方法与流程

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。

本发明涉及飞行器整流罩，并且更具体地涉及被安装在飞行器的翼根后缘的整流罩。

背景技术：

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(boeing^tm)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。

技术实现要素：

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]。在另一方面，在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。在另一方面，确定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是在0到1范围内的数值。在另一方面，选择飞行器上的第一和第二预定位置的步骤包括识别飞行器的第一和第二机身站位。在又一个方面，梯度优化包括在沿翼身整流罩的纵轴的方向上从翼身整流罩的前部的凸形轮廓过渡到在翼身整流罩的后部的凹形轮廓。在另一方面，梯度优化包括在沿着翼身整流罩的纵轴方向上从翼身整流罩的后部的凹形轮廓过渡到在翼身整流罩的前部的凸形轮廓。

在另一实施例中，一种用于在具有机身，机翼和翼根整流罩的飞行器上减小阻力的翼身整流罩，该翼身整流罩包括：前缘、后缘、上缘、下缘，其中，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，其中翼身整流罩的前缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第一预定位置的翼根整流罩的后部，翼身整流罩的后缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第二预定位置的机身的后部；以及其中翼身整流罩的外表面被梯度优化，以使外表面上的曲率最小化，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。

在一个方面，梯度优化包括在沿翼身整流罩的纵轴方向上从翼身整流罩的前部的大致凸形轮廓过渡到翼身整流罩的后部的大致凹形轮廓。在另一方面，梯度优化包括在沿翼身整流罩的纵轴方向上从翼身整流罩的后部的大致凹形轮廓过渡到翼身整流罩的前部的大致凸形轮廓。

在一方面，翼身整流罩的前缘被构造为具有与在第一预定位置的翼身整流罩的后缘匹配的角度和轮廓。在另一方面，翼身整流罩的外表面通过在多条控制线上的每条上的一维梯度优化而被梯度优化。在另一方面，多条控制线从前缘轮廓延伸到后缘轮廓，并且由均匀的线性间隔细分。在另一方面，多条控制线从前缘轮廓延伸到后缘轮廓，并且由均匀的角度间隔细分。在另一方面，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的数据定义。

在另一方面，通过数值和图形技术中的至少一种对翼身整流罩的外表面进行梯度优化，以沿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]。在另一方面，利用纵向和周向曲率的加权组合，通过多维梯度优化来梯度优化所述翼身整流罩的所述外表面。在另一方面，多维优化包括根据该公式使局部曲率最小化：其中，k是从0到1的范围内的数值。

在一方面，第一和第二预定位置由飞行器的机身站位限定。在另一方面，飞行器包括位于机身的后侧部分的行李/货舱门，该行李/货舱门可向外打开，并且其中翼身整流罩的后部被形成在行李/货舱门的外表面上。在另一方面，翼身整流罩被构造为具有在机身的圆柱部分的直径的70％和150％的范围内的长度。

在一方面，飞行器包括位于机身的后侧部分的行李/货舱门，该行李/货舱门可向外打开，并且其中翼身整流罩的后缘被形成在行李/货舱门的前沿的纵向前面。在另一方面，翼身整流罩被构造为具有在机身的圆柱部分的直径的70％和150％的范围内的长度。

在一方面，飞行器包括位于机身的后侧部分的行李/货舱门，该行李/货舱门可向内打开，并且其中翼身整流罩的后缘被形成在行李/货舱门的前沿的纵向前面，并且不增加行李/货舱门的外部造型线。在另一方面，翼身整流罩被构造为具有在机身的圆柱部分的直径的70％和150％的范围内的长度。

一方面，翼身整流罩被构造为安装在波音型号737ng-700、737ng-800和737ng-900飞行器之一上，以通过减少机翼后部与机身交界处的气流分离来减少阻力和噪音。在另一方面，翼身整流罩被构造为安装在波音型号737max-7、737max-8、737max-9和737max-10飞行器之一上，以通过减少机翼后部与机身交界处的气流分离来减少阻力和噪音。

在又一个实施例中，一种制造翼身整流罩的方法，翼身整流罩用于减小在具有机身，机翼和翼根整流罩的飞行器上的阻力，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，以符合并匹配在第二预定位置的机身的后部。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；以及形成具有外表面的翼身整流罩，外表面具有如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，所述梯度优化包括在沿翼身整流罩的纵轴方向上从翼身整流罩的前部的凸形轮廓过渡到翼身整流罩的后部具有凹形轮廓。在又一方面，梯度优化包括在沿翼身整流罩的纵轴方向上从翼身整流罩的后部的凹形轮廓过渡到在翼身整流罩的后部的凸形轮廓。

在又一实施例中，一种用于在具有机身，机翼和翼根整流罩的飞行器上减小阻力的翼身整流罩，该翼身整流罩包括：前缘、后缘、上缘、下缘，其中，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，其中翼身整流罩的前缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第一预定位置的翼根整流罩的后部，翼身整流罩的后缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第二预定位置的机身的后部；以及其中翼身整流罩的外表面被梯度优化，以使外表面上的曲率最小化，使得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符合的角度和轮廓。在又一实施例中，一种用于在具有圆柱压力容器、机翼、翼根整流罩和主起落架的机身的飞行器上减小阻力的翼身整流罩，该翼身整流罩包括：前缘、后缘、上缘、下缘，其中，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，该第一预定位置由主起落架的横截面确定，后缘被构造为定位成邻近机身的后部的第二预定位置，其中翼身整流罩的前缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第一预定位置的翼根整流罩的后部，翼身整流罩的后缘的轮廓和角度被构造为符合并匹配在第二预定位置的机身的后部；以及其中翼身整流罩的外表面被梯度优化，以使外表面上的曲率最小化，使得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符合的角度和轮廓。

在一方面，前缘由位于主起落架的飞行器整流罩的横截面确定，而后缘由压力容器的圆柱部分的横截面确定。在另一方面，多维优化包括根据该公式使局部曲率最小化：其中k是从0到1的范围内的数值。在另一方面，翼身整流罩被构造为具有在机身的圆柱部分直径的70％和150％范围内的长度。

附图说明

图1a和图1b分别是具有和不具有后货舱门的飞行器的外部的底部四分之一的右后透视图，其中两架飞行器都示意性地描绘了被安装在根据本发明的飞行器上的机翼到机体后缘整流罩；

图2描绘了具有图1a和1b的后缘机翼到机体整流罩的飞行器的右后侧透视图；

图3描绘了图1a和1b的后缘机翼到机体整流罩的放大的右后侧透视图；

图4描绘了图1a和1b的飞行器的正后视图，其示出了安装在其上的右舷和左舷后缘机翼整流罩；

图5描绘了飞行器的正右视图，并且具有安装在其上的图1a和1b的后缘机翼到机体整流罩；

图6描绘了飞行器的正左视图，并且具有安装在其上的图1a和1b的后缘机翼到机体整流罩；

图7描绘了飞行器的仰视图，其示出了安装在其上的右舷和左舷后缘机翼整流罩；

图8是描绘了用于制造本发明的翼身整流罩的方法的流程图。

图9是翼身整流罩的放大正视图，并且示出了沿飞行器的纵轴方向延伸的梯度优化的外模线(oml)控制线；

图10描绘了图1a和1b的右舷侧后缘翼身整流罩的底部的右后侧透视图，左舷后缘翼身整流罩是其镜像；

图11描绘了其后正视图；

图12描绘了其右舷整流罩的右正视图；

图13描绘了其右前透视图；

图14描绘了其前正视图；

图15描绘了其整流罩的仰视图；

图16描绘了其底部四分之一的右前侧透视图；

图17描绘了其底部四分之一的右正视图；

图18描绘了其底部四分之一的下右后侧透视图；

图19描绘了其底部四分之一的下右前侧透视图；

图20a和20b分别是现有技术的翼身整流罩轮廓和翼身外表面轮廓的比较图形表示，其使用梯度优化以使沿图9至图19的控制线的局部曲率最小化；

图21a(现有技术)和图21b分别是没有和具有被安装在飞行器的翼根后缘的后缘翼身整流罩的飞行器的右上侧透视图的图形图像，并且相对地显示了具有和没有翼身整流罩的飞行器的机身和机翼上高、低速表面气流和湍流的计算机模拟；

图22a(现有技术)和图22b分别是没有和具有被安装在飞行器的翼根后缘的后缘翼身整流罩的飞行器的右下侧透视图的图形图像，并且相对地显示了具有和没有翼身整流罩的飞行器的机身和机翼上高、低速表面气流和湍流的计算机模拟；

图23a(现有技术)和图23b分别是没有和具有被安装在飞行器的翼根后缘的后缘翼身整流罩的飞行器的仰视图的图形图像，并且相对地显示了具有和没有翼身整流罩的飞行器的机身和机翼上高、低速表面气流和湍流的计算机模拟；

图24是示出用于低翼商用飞行器的一系列机身站位轮廓的图形表示；以及

图25描绘了飞行器的后右下侧透视图，该飞行器移除了右侧后缘翼根整流罩以暴露内部机舱壁和外部机体支撑肋；

图26描绘了图25的飞行器的前右下侧透视图，该飞行器移除了右侧后缘翼根整流罩，以暴露内部机舱壁和外部机体支撑肋；以及

图27描绘了图25的飞行器的右侧正视图，该飞行器具有本发明的右侧后缘翼身整流罩，后货舱门邻近地被安装在其上。

为了进一步促进对本发明的理解，在适当时使用了相同的附图标记来指定附图中相同或相似的元件。此外，除非另外指出，否则附图中所示的特征未按比例绘制，而是仅出于说明目的而示出。

具体实施方式

本发明涉及一种后缘翼身(wtb)整流罩，其位于飞行器的左右两侧的翼根整流罩的后端。后缘翼身整流罩的构形和轮廓设计使得在翼身整流罩的后缘与机身的外表面的接合处平滑并消除了突变角或陡角，从而使气流分离最小。更具体地，本发明的后缘翼身整流罩沿其外表面从其(与翼根整流罩的后缘匹配的)前(即，前)缘到其后缘进行梯度优化，后缘的轮廓被构造成在wtb整流罩的后端与机身相匹配的地方与机身的轮廓平行或基本平行(即，正切)。本发明的后缘翼身整流罩减少了在当前低翼飞行器的后缘翼根整流罩上通常观察到的气流分离、阻力和噪声。

参考图1a和图1b，在每个图中示意性地示出了低翼飞行器100，其具有机身101、一对机翼(仅示出右翼)102、发动机104、一对水平稳定器(仅示出了右水平稳定器)106、垂直稳定器或方向舵108以及一对翼根整流罩(仅显示了右翼根整流罩)110。如本领域所公知的，每个翼根整流罩110围绕(例如，在上方，下方，前方和后方的)每个机翼102形成并且包括前缘部分112和后缘或后部114。图1a示例性地示出了可选的行李/货舱门或舱口116，其示例性地位于机身压力容器101的后部103中，如本领域所公知的，该机身压力容器101是在前鼻锥和飞行器的后端的封闭隔板之间的飞行器的加压部分。

图2-7示出了安装在飞行器100的右侧和左侧上的后缘翼身整流罩202的各种视图。参考图3所示的暴露视图，整流罩202的前缘204被构造为匹配翼根110的后部114的形状和角度。类似地，整流罩202的后缘206被构造为匹配机身101的相应相邻的后部115的轮廓和角度。同时，整流罩202的上缘208和下缘206(图7)被梯度优化，以匹配整流罩202上方和下方的机身101的相邻部分的形状和角度。

图8是用于制造本发明的后缘翼身整流罩200的方法800的流程图。方法800开始于步骤801，在该步骤中，确定了要在飞行器100的右侧和左侧安装右整流罩和左整流罩202的位置。

在步骤802，确定左右翼身整流罩202的前缘的轮廓和角度。每侧的整流罩202的前缘204由沿现有飞行器翼根整流罩110的后部的第一预定位置以及主起落架轮舱的横截面限定。翼身整流罩202的前缘204被构造成与第一预定位置前方的翼根整流罩110处于相同的角度。

在步骤804，确定左右翼身整流罩202的后缘的轮廓和角度。整流罩202的后缘206由在第二预定位置的机身压力容器101的后部的曲率(例如，圆形)限定。因此，整流罩202的后缘206被构造成与压力容器机身101具有相同的轮廓和相同的角度，即，与压力容器机身101的相邻表面平行并且无缝地连接至压力容器机身101的相邻表面。左右wtb整流罩202的轮廓在飞行器的左右两侧是对称的，除了各种辅助系统入口、出口、检修面板、排水杆、天线等以外，它们不可能在飞行器的两侧对称地放置。

用于低翼飞行器(例如，737ng-700、737max-7，以及其他低翼飞行器型号)上的翼身整流罩202的步骤802和804的第一和第二预定位置可以由飞行器位置标签(即编号)系统定义，例如现有机体的机身站位(fs)、对接线(bl)和水线(wl)参考标记，这些在各种文档中进行了分类并在飞行器制造商的每种类型飞行器的相应图以众所周知的方式被描绘。在美国，飞行器制造商以众所周知的方式指定fs，bl和wl编号系统，以表示距预定零点(以俗称“参考数据”为基准)沿机身101的轴线(例如，纵轴用于fs的命名)的距离(以英寸为单位)。关于机身站位，通常将垂直于飞行器纵向轴线的假想垂直平面设置在飞行器的鼻尖(即参考数据)处或附近，从该处所有前后距离均可测量。飞行站参考数据或零点通常被指定为“fs0”。

现在参考图24，计算机图形示意性地示出了机体机身101的左侧的横截面图，本发明的wtb整流罩202被安装在机体机身101上。该图显示了机身101和wtb整流罩202上重叠的前缘204和后缘206机身站位。由于fs以英寸为单位，因此可以使用前缘和后缘处的机身站位标号来计算wtb整流罩202的长度。例如，如果在步骤802确定wtb整流罩202的前缘204具有在fs652处的第一预定位置，并且在步骤804确定后缘206具有在fs743处的第二预定位置，则wtb整流罩的长度为91英寸(763-652)。用于商用客机的梯度优化的后缘wtb整流罩202用于在机翼102的后缘114的后方安装，该整流罩的长度可以取决于如下文相对于图25-27更详细讨论的，存在的后行李/货厢门116的定位和类型，在机身101的标称圆柱直径的70％至150％的范围内最佳延伸。尽管wtb整流罩的长度优选在机身标称圆柱直径的70％至150％的范围内，但是本领域普通技术人员可以想到，wtb整流罩的长度的这种范围不是限制的。例如，与轮舱处的机身横截面较窄的机体相比，当轮舱的横截面从机身101的侧面进一步向外和/或向下延伸时，将需要更长的整流罩长度。一旦确定了wtb整流罩202的前缘和后缘，则方法800进行到步骤806。

在步骤806，确定必要的几何约束。特别地，限定机体100的每一侧上的整流罩202的宽度的整流罩202的上缘208和下缘210由在第一预定位置(例如，机翼102的后部)的现有的翼根整流罩110的宽度确定，并且向内延伸到机身101的中心线。wtb整流罩202的宽度和位置也可以使用bl和wl参考标号来确定，如上面讨论的在机身站位参考的帮助下确定整流罩202的长度的类似方式。另外，必须考虑和/或补偿任何结构/几何约束或限制，例如对于在整流罩202下面和/或延伸的各种辅助系统入口、出口、检修面板、排水杆、天线等的限制。

在步骤808中，受制于任何必要的几何约束，通过使主要在纵轴方向上的表面的曲率最小化来梯度优化外模线从前缘204到后缘206的过渡。这些约束可以包括最小或最大容纳体积、整流罩表面的最大绝对曲率或角度、现有组件周围的间隙、最大容许整流罩重量、所需横截面积定额或可制造性约束的任意组合。整流罩202的外表面可以通过一系列控制线的梯度优化或整个表面的多维优化来限定。

参考图9，整流罩202的外表面203可以由分别进行梯度优化的一系列纵向控制线230限定。图9示意性地示出了控制线“a”至“j”，其中控制线a和j表示整流罩202的上缘208和下缘210。尽管示出了八条控制线“b”至“i”，但是本领域普通技术人员将理解的是，该数量不是限制性的，可以分配更多或更少的控制线230以最佳地限定整流罩202的形状，即曲率和轮廓。控制线230的起点和终点在前缘和后缘204、206上以相等的线性间距，相等的角度间距或与通过计算流体力学、风洞测试、飞行测试或这些方法的任何组合找到的局部流线对齐的方式间隔开。选择每条控制线230的轮廓以解析地或数值地使整流罩的长度上的曲率最小化。

现在参考图10-19，其示出了后缘翼身整流罩202的各种计算机生成的图形图像。该图形图像示意性地被构造为用于波音737ng和737max商用型机体；然而，本领域普通技术人员将理解为，本发明的梯度优化的整流罩可以被构造为用于低翼机体的其他类型和型号。后缘翼身整流罩202示意性地描绘了根据图8的方法800的步骤808的多条纵向和垂直控制线230。

在一个实施例中，通过选择一种函数来分析地优化一条或多条控制线230：

公式1：y＝f(x)，

从起点xmin到终点xmax具有足够小的曲率，同时仍与前缘及其角度、后缘及其角度匹配，并满足所需的几何约束。本领域普通技术人员将理解的是，存在多种技术来为给定函数选择参数，该参数在最小化曲率和用于找到全局最优函数的变分演算技术时满足约束。

参考图9和图20，可以通过在xmin和xmax之间(前缘/后缘)之间选择多个点，并且根据以下公式为每个点迭代地选择充分地最小化整流罩202的外表面203的“y”坐标，来在数值上或图形上优化控制线230：

公式2：[(dy2/dx2)-(dy1/dx1)]/[(dx2+dx1)/2]

针对每个纵向控制线230上的每个点。

参考图20b，“x”和“y”是控制线上的点的坐标，以及dy1/dx1是沿控制线230在第一位置的斜率变化，以及dy2/dx2是控制线230在第二位置的斜率变化。优选地，图20b中的整流罩202的轮廓相对于机身101的侧面具有凸形的前部和凹形的后部。特别地，整流罩202具有从机翼102的后缘114(即，整流罩202的前缘204)起的凸形205，并向后延伸到整流罩202的曲率变化或过渡到凹形207，在凹形207中，整流罩202的后缘206和与wtb整流罩的后端部相配合的机身轮廓相符并平行或基本上平行。前凸形曲率和后凹形曲率之间的过渡209是凸曲线和凹曲线之间的相同切线点。通过比较并参考图20a，如上所述，现有技术的翼身整流罩111的轮廓从后缘114以尖锐角或突变角到整流罩111的后缘113与机身101的后部103相遇的点，保持其凸形。

替代地，可以执行整个外表面203的多维优化。外表面203可以通过指定除了前缘204和后缘206之外的上缘208和下缘210整流罩边界并且类似地在分析上或数值上最小化纵向和周向曲率的加权曲率来限定，例如，通过以下公式设置：

公式3：其中，x，y和z是外表面上的点的坐标，k是0到1范围内的数值。

可以通过任何众所周知的计算机辅助设计(cad)软件(例如，位于法国的dassaultsystems^tm的solidworks)来执行在预定机身站位的前缘204和后缘206之间的表面放样。三维cad软件程序使用预定的边界位置(例如，步骤802至806)，几何表面约束(例如，步骤806)和/或先前确定的引导曲线作为输入，以计算针对曲率的最小变化进行梯度优化的表面，该曲率的最小变化满足特定型号飞行器100的wtb整流罩202。本领域普通技术人员将理解为，可以使用任何商用的计算机辅助设计软件来从预定尺寸和限定的水平对wtb整流罩轮廓进行梯度优化。

在相对较短的整流罩中，梯度优化的整流罩的空气动力学优势最为明显，其中当前翼根整流罩110的构造生成向压力容器101的尖锐的整流罩过渡。较长的后缘wtb整流罩202对于安装在诸如波音737-800、-900、737-8、-9和-10等商业型号机体的低翼飞行器上是实用的，其中，后行李/货舱门116沿着机身101比整流罩202的最后部分更靠后的放置。

再次参考图8，在步骤810中，翼身整流罩202被制造成具有如上面所讨论的步骤802-808所确定的平滑的、弯曲的外表面，以帮助气流从机翼区段102平滑地过渡到飞行器的机身101。整流罩202可以由众所周知的材料制成，例如玻璃纤维、碳纤维、凯夫拉(kevlar)、维克特纶(vectran)或其他航空航天级的增强纤维和塑料。整流罩组件202还可以由金属(诸如铝、钢、不锈钢、钛或其他航空航天等级的金属)制成，或者由复合材料和金属材料的组合制成。用于制造整流罩组件202的过程可以包括模制、机加工、增材制造或这些实践的组合。一旦整流罩组件的制造过程完成，就可以将整流罩组件202作为套件附接到旧飞行器上，或者结合到新飞行器设计的一部分的机身中。然后，方法800进行到步骤899，即方法800结束。

用于确定wtb整流罩202的形状，尤其是长度和梯度优化的附加考虑因素包括考虑位于机身101的后部103处的行李/货舱门116(如果存在的话)的类型和位置。特别地，典型的低翼商用载体包括位于飞行器的一侧或两侧的后行李/货舱门116，其可以向内或向外打开。例如，飞行器的波音737家族的后侧行李/货舱门116向内打开，因此，行李的装卸受到行李门116的外模线(oml)的限制。当行李/货舱门116沿着机身101足够向后放置从而不会在要放置wtb整流罩202的后部的地方侵入或重叠，整流罩202的长度可以从翼根后缘114沿飞行器纵轴的方向向后延伸或最大化，从而使梯度优化过程能够使整流罩202的坡度和/或轮廓/曲率的总体变化最小化。在wtb整流罩202的整个长度上，尤其是朝向其后缘206执行梯度优化步骤808，有助于消除或最小化wtb整流罩202的后缘206处的任何陡角，从而减少机身101处的空气分离以及由此产生的不希望的阻力和噪音。

替代地，在行李/货舱门116未沿着机身101充分地向后定位以致其可能在全梯度优化的整流罩整个长度上重叠和/或干扰完全梯度优化的整流罩，wtb整流罩202的长度可能需要缩短。wtb整流罩202的长度的缩短通常取决于行李/货舱门116是向外打开还是向内打开。对于具有可向外打开的行李/货舱门116的机体，由于当门116不是现有的时，门的外皮的形状和尺寸可以与wtb整流罩202的形状匹配，因此门116将不会引起wtb整流罩202的长度的调整。特别地，在后行李/货舱门116可向外打开的情况下，行李/货舱门116的oml将不会通过改变门116的外表面而增加，从而使其符合，匹配或具有相交并覆盖行李/货舱门116的wtb整流罩的后部的形状和轮廓。相反，在行李/货舱门116向内打开时，将整流罩202的一区段安装在行李/货舱门116的外表面上将增加门116的oml。增大行李/货舱门116的oml将需要对飞行器进行重大的结构改变，并且不希望地降低了通过门116将货物装载进飞行器和从飞行器装载出货物的能力。因此，后缘wtb整流罩202的长度被构造为不干扰行李/货舱门116的oml。

图25-27示出了机身100，其具有位于例如波音737家族的飞行器的机身101的后部103处的向内可打开的行李/货舱门116。对于包括后行李/货舱门116的飞行器，该后行李/货舱门116向内打开的，行李进出，即，行李的装卸受到行李门116的外模线(oml)的限制。因此，对行李/货物装卸的结构和操作考虑通常阻止了对后行李门116的oml的任何修改。

在图25和26中，示出了没有本发明的翼身整流罩的飞行器100的右下侧。形成翼根整流罩110的后部114的外板或机壳122被示意性地从机翼102的后部去除，从而暴露出内机舱体表面120和外部竖直支撑件118，其被设置为在外壳122上支撑和安装该翼根整流罩110。在图26中，示出了右侧后货物门116和多个进/出口119。翼根整流罩110的后缘114示例性地与后行李/货舱门116的前缘117间隔开67英寸。相反，参考图27，本发明的翼身整流罩202被示为安装在与图25和图26所示的同一机体100上。整流罩202是根据方法800进行梯度优化的，并且示意性地示出沿着机体100的纵轴向后延伸，使得后缘206终止于距离可向内打开的后行李/货舱门116的前缘117约七英寸处。应该理解，本文所述的尺寸仅用于说明目的，而不应视为限制。在具有向内可打开的货舱门116的该实施例中，本发明的wtb整流罩202考虑到了这种关键的结构考虑，因此位于行李/货舱门116的前缘117的前方，从而整流罩的任何部分都未增加门的oml，并限制行李舱的进入。尽管wtb整流罩202沿着纵轴具有缩短的长度，但是步骤808的梯度优化过程将产生整流罩外表面，该整流罩外表面的总斜率比具有较长长度的实施例具有稍微更大的变化，但是在翼根110的后缘114处观察到的突变角已被消除。因此，整流罩202的后缘206与机身101的后部相交处的空气分离被极大地最小化，从而也大大减少了不期望的阻力和噪声副产物。在图21a-23b的图形图像中可以最好地看到在具有和不具有被安装在飞行器100上的后缘翼身整流罩202上的空气分离的比较。

现在参考图21a至图23b，示意性地示出了计算机模拟飞行器的屏幕截图的各种视图的图示，以示出具有和没有被安装在飞行器100上的本发明的翼身整流罩202对气流效果的比较。图21a、图22a和图23a是没有本发明的翼身整流罩202的未修改的机体100的右侧视图。图21b、22b和23b是同一机体100的右侧视图，该同一机体100被修改为翼身整流罩202在机翼102的后缘114处安装在机身101的后部上。这些附图是从颜色编码的计算机模拟中获取的，这些模拟是由发明人使用第五届aiaa阻力预测研讨会的著名nasa“公共资源模型”(crm)配置和执行的，尽管这种模拟程序不被认为是限制性的。进行的仿真来自767/777/a330/a350类飞行器的行业标准模型。crm在整个行业中用于风洞和计算流体动力学(cfd)工作中，以加深对阻力及其预测方法的了解。在飞行器的特定区域，高表面压力区域由深色阴影表示，而低表面压力区域由较浅阴影表示。

参考图21a、22a和23a，在翼根整流罩110的后缘114处形成的陡峭的斜率或突变角引起空气分离，该空气分离可以引起下游涡流，所有这些涡流都引起明显的阻力和噪声，如箭头“a”和“b”所示，在图22a和23a中指示高压区域。相比之下，如上所述，通过将翼身整流罩202安装在飞行器100的机翼202的后部上，极大地减少了空气分离、阻力和噪音，如箭头“c”最佳的所示，在图22b和23b表示低压区域。沿后缘翼身整流罩202和机身101的空气分离的减少可以在图21b、22b和23b中最佳地被看到。因此，图21a至图23b相对地示出了本发明的梯度优化的翼身整流罩202有助于使后缘206与机身101相交处的空气分离最小化，因此使噪声和阻力最小化。

发明者不知道在工业中进行过任何类似的实验和分析，也不知道在cad网格混合、平滑和修补之外，最小曲率方法在表面设计上的正式应用。因此，对于在其上安装有其突变角的后缘部分114的当前翼根整流罩110的低翼商用飞行器，工业上没有观察到或忽略了气流分离和由此产生的涡流。相比之下，通过用本发明的后缘翼身整流罩202代替了机体上的当前突变角的翼根后缘部分114，已经观察到这种气流分离和涡流的有利减少。在使用questairventure飞行器和lancairlegacy飞行器的飞行测试实验中，观察到了气流和涡流的这种减少。所得数据有助于确定用于执行wtb整流罩202的梯度优化的适当公式。更具体地，通过反复飞行试验、高性能计算(hpc)和cfd的结合，使用梯度优化的本发明的后缘翼身整流罩的优势已经明显的被证实了。

尽管在此已经示出并描述了整流罩202的实施例，该整流罩202用于安装在波音737机型机体(例如737ng-700和737max-7机体)上，但是仅出于说明性目的描述了这种整流罩和机身，所属领域的技术人员将理解为，本发明的方法800和整流罩202可设置为用于具有后缘翼根整流罩110的任何其他低翼飞行器。

众所周知，每个飞行器机翼102(左右机翼关于飞行器的长轴对称)产生单独的下洗片。对于商用飞行器(和大多数其他飞行器)而言，左右机翼102没有连接是一个挑战。由于机身101产生的侧向分离，它们各自实际上形成了彼此独立的下洗板。本发明的wtb整流罩202的独特效果是将左侧和右侧下洗板更有效地接合成一个、更多椭圆形、翼尖到翼尖的下洗片。

现有技术的wtb整流罩111导致在机翼后缘114到机身相交处形成涡流。左右内侧机翼涡旋扰乱了左右下洗片与理想的椭圆形整体下洗片的有效连接。即使对wtb整流罩进行平滑处理，也无法充分减小该内侧涡流以产生这种效果。有利地，梯度优化的wtb整流罩202在减小内侧涡流和在机身101上产生流的效率更高，使得允许左侧和右侧下洗片以更椭圆的方式结合。

另一个优点是，当前的后缘翼身整流罩202可以在机身设计已经冻结或已经投入生产后实施。对于新设计的飞行器，整流罩202相对于其他组件可以是迭代的和优化的。本领域普通技术人员将理解为，整流罩组件202的其他实施例可以以与上文所述的类似方式针对各种飞行器模型以及在机身上的不同位置处形成并定位。

尽管前述内容针对本发明的实施例，但是本领域的普通技术人员可以在不脱离本发明的基本范围内基于该描述来预见本发明的其他和进一步的实施例和优点，该本发明的其他和进一步的实施例和优点由以下权利要求确定。

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