[发明专利]翼身后缘整流罩及其制造方法

权利要求书

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：

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。