[发明专利]翼身后缘整流罩及其制造方法

说明书

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。

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。

技术领域

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。