航空航天飞行器整流罩系统及其辅助方法

专利名称：航空航天飞行器整流罩系统及其辅助方法
技术领域：
0001本公开一般涉及航空航天飞行器整流罩系统及相关方法，
其包括容纳飞行器上的襟翼表面驱动机构的整流罩。
背景技术：
0002现代高速飞机通常具有在高速飞行或巡航时提供较低阻力 型的薄翼翅。这些飞行器的翼翅经常包括各种可运动表面以用来提供 飞机控制和/或为低速操作(如起飞和降落)设置飞机。例如，除了携 带燃料以外，高速运输飞机的翼翅通常包括副翼表面、扰流表面、前 缘设备表面和后缘襟翼表面。这些可运动表面经常位于或接近于翼翅 的前缘和后缘，然而此处的翼翅太薄无法完全封装操作这些表面所需 的支承结构和/或驱动机构。因此，整流罩经常被安装在翼翅上以容纳 无法被封装在翼翅中的驱动机构和Z或支承结构的部分。这些整流罩通 常是流线型的以便在高速飞行或巡航时具有较低阻力型。
0003图1是根据现有技术的运输机50的部分示意图，其包 括具有纵向轴线L1的机身51、第一翼翅10a和第二翼翅10b。第一翼 翅包括可运动襟翼表面13a和可运动副翼表面13b。整流罩20被安装 在第一翼翅10a的底面上以用来容纳操作襟翼13a所需的支承结构和 驱动机构的部分。该整流罩具有至少近似平行于机身51的纵向轴线L1 的纵向轴线L2。该整流罩20具有流线型的俯视图(例如从翼翅上方观 察)，其相对于整流罩20的纵向轴线L2最宽的部分完全在机翼的后 缘的前方处(例如，完全在襟翼13a的后缘的前方处)。然而，甚至 这些整流罩在飞机上产生阻力。

发明内容
0004本公开内容描述了航空航天飞行器整流罩系统及相关方 法，其包括容纳飞机上的襟翼表面驱动机构的整流罩。依据一个具体实施例的方法，例如可以包括调整遍布机翼的升力分布。机翼包括第 一舷内部分和第二舷外部分。该方法可以包括将第一整流罩的最大曲 率点定位于接近第一舷内部分的机翼后缘的至少近似前方处。该方法 也包括将第二整流罩的最大曲率点定位于接近第二舷外部分的机翼后 缘的至少近似后方。第一和第二整流罩的最大曲率点的定位至少部分 基于目标升力分布。
0005本公开内容的另一个方面涉及飞机系统。例如， 一个飞 机系统的实施例，可包括具有第一舷内部分、第二舷外部分和后缘的 机翼。该飞机系统也包括被安装于机翼接近机翼的第一部分的第一整 流罩和被安装于机翼接近机翼的第二部分的第二整流罩。第一整流罩 具有在后缘的至少近似前方处的最大曲率点，第二整流罩具有在后缘 的至少近似后方处的最大曲率点。


0006图1是根据现有技术的具有襟翼整流罩的飞机的部分示意图。
0007图2是根据本发明实施例构造的具有第一整流器系统和 第二整流器系统的航空航天飞行器的部分示意图。
0008图3是图2所示的第一整流罩系统的部分放大示意图。
0009图4是第一可运动表面在第一位置时，图2所示的第一 整流罩系统基本沿线4-4所截的部分横截面示意图。
0010图5是第一可运动表面在第二位置时，图4所示的第一 整流罩系统的部分横截面示意图。
0011图6是第一可运动表面在第三位置时，图4所示的第一 整流罩系统的部分横截面示意图。
0012图7是图2所示的第二整流罩系统的部分放大示意图。
0013图8是根据本发明另一个实施例配置的包括第一整流罩 系统和第二整流罩系统的升力表面的一部分的部分示意图。
0014图9是有和没有图8的整流罩系统配置的飞机的阻力测 量绘图和阻力预测绘图的图解。
0015图IO是根据本发明的又一实施例配置的整流罩系统的部
6分示意图。
具体实施例方式
0016本公开内容描述了航空航天飞行器整流罩系统及相关方 法，其包括容纳飞机上的襟翼表面驱动机构的整流罩。在下面的描述 中以及在图2-10中列出了几个具体细节以便为某些实施例提供全面的 理解。然而，本技术领域的技术人员应该理解本发明可以具有附加的 实施例，并且其他的实施例可以在没有下面描述的几个具体特征的情 况下被实践。
0017图2示出了具有根据本发明实施例配置的第一整流罩系 统100a和第二整流罩系统100b的航空航天飞行器150。在一些实施 例中，所述整流罩系统100a和100b与当前用在各种飞机上的整流罩 相比可以减小干涉阻力和/或增大升力。所述第一整流罩系统100a的 特征将参照图3-6被进一步具体讨论。所述第二整流罩系统100b的特 征将参照图7被进一步具体讨论。
0018在图2所示实施例中，航空航天飞行器150具有贯穿机 身151 (例如，穿过机身的前顶端和后顶端)的纵向轴线L1。航空航 天飞行器150还具有与机身151连结的多个机翼110，其包括第一机 翼110a (例如，左翼翅)、第二机翼110b (例如，右翼翅)、第三机翼 110c (例如，左水平尾翼)、第四机翼110d (例如，右水平尾翼)以 及第五机翼110e (例如，垂直平衡翼)。在其他实施例中，航空航天 飞行器150可以有其他的设计，其包括更多或更少的机身151、更多 或更少的机翼110以及/或者与航空航天飞行器和/或机身151连结的其 他机翼110设计。
0019在所述实施例中，第一机翼110a包括后缘112和两个可 运动表面113，如所示的被配置为襟翼表面的第一可运动表面113a以 及被配置为副翼表面的第二可运动表面113b。在其他实施例中，第一 机翼110a可以包括更多、更少或者其他类型的可运动表面113。第一 整流罩系统100a可以包括具有至少近似平行于所述航空航天飞行器 150的纵向轴线L1的纵向轴L2线的第一整流罩120a。第一整流罩120a 可以被安装于第一机翼110a，以便第一机翼110a的第一部件llla对应于机翼上的第一整流罩120a的第一区段123a的平面投影。第二整 流罩系统100b可以包括具有至少近似平行于航空航天飞行器150的纵 向轴线的纵向轴线L3的第二整流罩120b。第二整流罩120b也可以被 安装于第一机翼U0a，以便第一机翼110a的第二部件lllb对应于机 翼上的第二整流罩部件120a的第二区段123b的平面投影。第一机翼 部件11 la可以包括第一后缘部分112a并且第二机翼部件11 lb可以包 括第二后缘部分112b。
0020在图2中，第一机翼部件llla包括第一可运动表面113a 的一部分。第一可运动表面113a被定位成使得第一可运动表面113a 的后缘的一部分构成第一后缘部分112a的至少一部分。因此，第一后 缘部分112a的至少一部分可以在至少两个位置(例如，收縮位置和伸 展位置)之间运动。在所述实施例中，第一机翼部件llla包括作为单 个单元运动的第一后缘部分112a。在其他实施例中，第一后缘部分可 以有别的设计，其包括第一后缘部分112a，该第一后缘部分112a具 有可运动且固定的零件和/或彼此独立运动的多个零件。
0021图3是图2所示的第一整流罩系统100a的部分放大示意 图。在所述实施例中，第一整流罩120a被安装在第一机翼110a的底 面。例如，在生产过程(例如，从机翼上形成突起)中第一机翼已经 被生产并/或制造到第一机翼110a上/内之后，第一整流罩部件120a 可以被附着于第一机翼110a。在其他的实施例中，第一整流罩120a 可以被安装于第一机翼110a的其他部位。例如，第一整流罩可以被安 装在机翼110a的顶部，或者可以被安装在机翼的相对表面(例如，被 安装在垂直导向翼的左和右表面，或者水平导向翼的上和下表面)。 第一机翼110a的后缘112可包括相邻的后缘点116，所述相邻的后缘 点116是在第一机翼110a的后缘112上紧邻第一整流罩120a的点。 在所述实施例中，示出的两个相邻的后缘点116为第一相邻后缘点 116a和第二相邻后缘点116b。
0022在所述实施例中，第一整流罩120a具有沿纵向轴线L2 在第一机翼部件llla的第一后缘部分112a的前方和后方延伸的第一 整流罩部件122a。在图3中，第一整流罩部件122a包括整个第一整 流罩120a。在其他实施例中，第一整流罩部件122a不包括整个第一赦、、/右頃l，fkn
0023在图3中，第一整流罩部件122a具有宽部分124a，其 沿与第一整流罩120a的纵向轴线垂直的方向测量的单向翼展方向平 面宽度Wl大于或等于第一整流罩部件122a的任何其他部分的翼展方 向宽度。第一整流罩部件120a的宽部分124a的至少一部分可以位于 第一机翼部件111a的后方和/或第一和第二相邻后缘点116a、 116b中 至少一点的后方。例如，在所述实施例中，第一整流罩部件122a的第 二翼展方向部分124b (位于第一机翼部件llla的第一后缘部分112a 的前方以及第一和第二相邻后缘点116a、 116b的前方)具有和所述宽 部分124a的宽度Wl相等的宽度W2，但是第一整流罩部件122a没有 任何部位具有超过所述宽部分124a的宽度Wl的宽度。
0024已发现，在某些实施例中，将第一整流罩部件122a的宽 部分124a的至少一部分定位于第一机翼部件llla的后方和/或第一和 第二相邻后缘点116a、 116b中至少一点的后方，可以影响接近第一整 流罩部件122a的气流，从而导致与具有目前整流罩的机翼相比阻力减 小和/或升力增加。认为促成这一现象的一个因素是因为低压区被置于 接近机翼的后缘。例如，当航空航天飞行器150在选定的配置(例如， 具有回收的第一可运动表面113a)和特定飞行条件(例如，低阻力、 高速度和/或巡航条件)下飞行时，沿第一整流罩120a的纵向轴线的 宽度变化可以导致接近第一整流罩120a的空气(或其他流体)流动随 整流罩宽度增加而被加速(例如在图3中用空气流动箭头AF示意)。 由于空气流动加速，局部或静态压力会减小。通过将第一整流罩部件 122a的宽部分124a的至少一部分放置于第一机翼部件11 la的后方和/ 或第一和第二相邻后缘点116a、 116b中至少一点的后方，接近第一整 流罩部件122a和第一机翼110a的后缘的低压区可以被定位成提供与 当前整流罩相比相对于阻力和域升力的更好的压力梯度。减少阻力和 /或增大升力的一个优点是，例如，通过减少燃料燃烧且从而与具有当 前整流罩的飞机相比增加航程和域减少飞行费用，而可以使飞机性能 得到改善。
0025在某些实施例中，当第一机翼部件11 la的第一后缘部分 112a的至少一部分是可以运动的时，仅仅当第一后缘部分112a的所述部分位于选定的位置时，整流罩部件122a的宽部分124a位于所述 机翼部件111b的后方和/或第一和第二相邻后缘点116a、 116b中至少 一点的后方，如图4-6所示。图4是第一可运动表面113a在第一位置 吋，图2所示的第一整流罩系统沿线4-4所截的部分横截面示意图。 例如，在第一位置的第一可运动表面113a可以包括在收缩位置的襟翼 表面，其通常用于巡航、低阻力飞行和域高速飞行。在所述实施例中， 第一位置是选定的位置，在该位置处整流罩部件122a的宽部分124a 的至少一部分位于机翼部件llla的后方和/或第一和第二相邻后缘点 116a、 116b中至少一点的后方，如上面的描述。在图4中，第一整流 罩容纳了驱动机构115以及支承和移动所述第一可运动表面113a所需 的相关支承件。另外，第一整流罩120a包括多组件，如所示的第一组 件125a和第二组件125b。第一和第二组件125a、 125b被配置为当第 一可运动表面113a运动时相对彼此运动。
0026在其他的实施例中，第一整流罩系统100a可以具有包括 更多或更少组件的其他设计，并且/或者整流罩可以容纳其他的元件 (例如，天线、电子元件和/或者其他的航空航天飞行器系统元件)或 者不容纳元件。然而，第一整流罩120a不是一个标塔。另外，虽然在 所述实施例中第一整流罩系统100a包括单个可运动表面的一部分，不 过在其他的实施例中，第一整流罩系统100a包括多个可运动表面的多 个部分(例如，第一整流罩系统100a可以被定位成包括两个襟翼表面 的一部分)。在其他实施例中，多个整流罩系统100可以包括相同的可 运动表面的部分，例如，多个整流罩系统IOO可以容纳单个可运动表 面的多个驱动机构(例如，驱动单个襟翼表面的多个驱动机构)。
0027图5是当第一可运动表面113a被放置在第二位置(例如， 襟翼在第一伸展位置)时，图4所示的第一整流罩系统的部分横截面 示意图。在图6中，第一可运动表面113a被放置在第三位置(例如， 第二伸展位置)。在所述实施例中，当第一可运动表面113a在所述第 二位置(图5)或第三位置(图6)时，整流罩部件122a的宽部分124a 可以在第一机翼部件11 la的第一后缘部分112a的前方和/或第一和第 二相邻后缘点的前方，在前文已经参照图3被讨论。例如，在低速飞 行时，此时低阻力型没有当第一可运动表面113a在选定位置(例如，
10收縮位置)时重要，所述第一可运动表面113a可以包括被放置于第一 伸展位置(图5)或第二伸展位置(图6)的襟翼表面。
0028图7是图2所示的第二整流罩系统100b的部分放大示意 图。在所述实施例中，第二整流罩120b被安装在第一机翼110a的底 面。第二整流罩120b具有沿纵向轴线L3在第二机翼部件lllb的第 二后缘部分112b的前方和后方延伸的第二整流罩部件122b。在图7 中，第二整流罩部件122b相对于第二整流罩120b的纵向轴线L3不 对称。在其他的实施例中，第二整流罩部件122b可以关于第二整流罩 120b的纵向轴线L3对称。另外，在所述实施例中，第二整流罩部件 122b包括整个第二整流罩120b的仅仅一部分(例如，在图7中第二 整流罩部件122b不包括第二整流罩120b的阴影区域SA)。另外，在 所述实施例中，第一机翼110a的后缘112包括紧邻第二整流罩120b 的第三相邻后缘点116c和第四相邻后缘点116d。
0029在所述实施例中，第二整流罩部件122b包括面向大体横 向方向的第一侧Sl和第二侧S2。第一和第二侧Sl、 S2可以包括横向 上离第二整流罩120b的纵向轴线L3距离最远的点。第二整流罩部件 122.b的宽度沿纵向轴线L3向后方方向增加，直至达到最宽部分然后 减小。因此，第二整流罩部件122b包括多个部分124，每个部分都有 单个宽度。例如，多个部分124中的四个在图7上被标识为具有第一 宽度Wl的第一部分124a、具有第二宽度W2的第二部分124b、具有 第三宽度W3的第三部分124c和具有第四宽度W4的第四部分124d。
0030在图7中，第四部分124d位于第二机翼部件lllb的第 二后缘部分112b的前方和第三和第四相邻后缘点116c、 116d的前方。 第四部分124d具有第四宽度W4，其小于第一、第二、第三宽度W1、 W2、 W3。第三部分124c的至少一部分位于第二机翼部件lllb的后 方(例如，第二后缘部分112b的后方)和第三相邻后缘点116c的后 方。第三部分124c具有第三宽度W3，其大于第四宽度W4，但小于 第一、第二宽度W1、 W2。另外，第三部分124c的宽度大于或等于在 第三部分124c前方的任何部分124的宽度。
0031整个第二部分124b位于第二机翼部 lllb的后方和第 三和第四相邻后缘点116c、 116d的后方。第二部分具有第二宽度W2，其大于或等于在第二部分124b的前方的任何部分124的宽度。第一部 分124a位于第二部分124b的后方并且具有第一宽度Wl，其大于或 等于第二宽度W2。因此，第一部分124a是第二整流罩部件122b的 宽部分。如前文参考图3的讨论，已发现，在某些实施例中，将第二 整流罩部件122b的宽部分(例如第一部分124a)的至少一部分定位 于第二机翼部件lllb的后方可以导致产生与具有目前整流罩的机翼 相比阻力减小和/或升力增加的气流AF。
0032在所述实施例中，第二部分124b也包括在第一侧Sl上 的第一点P1和在第二侧S2上的第二点P2。第一和第二点P1、 P2是 它们各自侧Sl、 S2在气流方向上(例如，相对于气流AF和/或相对 于第二整流罩120b的纵向轴线L3)的最大曲率点。在图7中，宽部 分124 (例如，第一部分124a)包括第一和第二点P1、 P2，并且第一 和第二点Pl、 P2关于第二整流罩120b的纵向轴线L3彼此相对。在 其他的实施例中，在第一和第二侧Sl、 S2上的最大曲率点和第二整 流罩120b的宽部分(例如，第一部分124a)不一致。在又一些其他 实施例中，在第一和第二侧上的最大曲率点关于第二整流罩120b的纵 向轴线L3并不彼此直接相对(例如，最大曲率点在它们各自侧卜.， 但不彼此直接相对)。在再一些其他实施例中，仅仅第二整流罩部件 122b的两侧中的一侧的最大曲率点位于第二机翼部件lllb的后方和/ 或者第三和第四相邻后缘点116c、 116d中至少一点的后方。如根据前 文参考图3-6的讨论，在某些实施例中第二机翼部件lllb的第二后缘 部分112b的至少一部分可运动到至少两个位置，并且当第二后缘部分 112b的可运动部分位于选定位置(例如，所述两个位置中的一个)时， 至少一个最大曲率点位于第二机翼部件lllb的后方和/或第三和第四 相邻后缘点116c、 116d中至少一点的后方。在另一些其他实施例中， 第二整流罩部件122b的一侧可以具有多个最大曲率点(例如，第二整 流罩部件122b可以在一侧上具有两个曲率相同的点，其曲率是相应侧 的最大曲率)。
0033己发现，在某些实施例中，将第二整流罩部件122b的第 一和第二侧Sl、 S2中的至少一侧上的最大曲率点定位于第二机翼部 件lllb的后方可以影响接近第二整流罩部件122b的气流AF。这会导致与具有目前整流罩的机翼相比减小阻力和/或增大升力。认为促成这 一现象的一个因素是因为低压区被置于接近机翼和整流罩的后缘。例
如，接近最大曲率点的气流AF趋于加速，从而减少局部或者静态压 力。气压的这种减小可以与具有目前整流罩的飞机相比减小阻力和/ 或增大升力。减小阻力和/或增大升力的一个优点是使飞机性能得到改 善，从而减小油耗，并因而与具有当前整流罩的飞机相比增加航程和/ 或减少飞行费用。
0034在又一些其他实施例中发现，可以通过改变两个或多个 整流罩的最大曲率点相对于机翼的后缘的位置来调整或操纵具有固定 几何形状的机翼的翼展方向和气流方向的升力分布。正如下文更详细 的讨论，与包括传统整流罩系统配置的飞机相比，这样的设计也会导 致更小的阻力和/或更大的升力。此外，对特殊的飞机整流罩配置进行 这样的调整能为飞机提供额外的阻力减小，这能通过单独的先进的翼 翅设计得到。
0035例如，图8是包括根据本发明实施例配置的第一整流罩 系统200a和第二整流罩系统200b的航空航天飞行器的一部分的部分 示意图。第一整流罩系统200a包括一个或更多个第一整流罩220 (示 出了两个第一整流罩220a和220b)，其被安装在第一机翼110a的底 面在机翼110a的第一舷内部分212处。第一整流罩220a和220b具有 纵向轴线L4，该纵向轴线L4至少近似平行于航空航天飞行器150的 纵向轴线L1 (图2)。第一整流罩220a和220b均包括在纵向轴线L4 的相对侧上且面向大体上相反方向的第一侧S3和第二侧S4。单个第 一整流罩220a和220b也包括在第一侧S3上的第一点P3和在第二侧 S4上的第二点P4。第一和第二点P3、 P4是它们相应侧S3、 S4在气 流方向上(即，相对于气流AF和/或相对于第一整流罩220a和220b 的纵向轴线L4)的最大曲率点。在图8中所示的实施例中，在每个第 一整流罩220a和220b上的最大曲率点P3和P4位于第一机翼110a 的后缘112的至少近似前方。
0036第二整流罩系统200b包括一个或更多个第二整流罩221 (示出两个第二整流罩221a和221b)，其被安装在第一机翼110a的 底面在第一机翼110a的第二舷外部分214处。第二整流罩221a和221b和上文描述的第一整流罩220a和220b大体上相似。例如，第二整流 罩221a和221b具有纵向轴线L5，其至少近似平行于航空航天飞行器 150的纵向轴线L1 (图2)。此外，第二整流罩221a和221b均包括 在纵向轴线L5的相对两侧上且面向沿大体相反方向的具有第一点P5 的第一侧S5和具有第二点P6的第二侧S6。第一和第二点P5、 P6是 它们相应侧S5、 S6在气流方向上的最大曲率点。相比第一整流罩220a 和220b的设计，第二整流罩221a和221b上的最大曲率点P5和P6 位于第一机翼110a的后缘112的至少近似后方。
0037正如前面提到的，己发现，调整两个或更多个整流罩上 的最大曲率点相对于承载整流罩的机翼的后缘的定位可以影响翼展方 向的升力分布。例如，将一个或更多个舷内整流罩(例如，第一整流 罩220a和220b)上的最大曲率点定位在机翼的后缘112的至少近似 前方，通常导致与机翼110a的其他部分相比在机翼110a的舷内部分 212具有更低的局部升力系数。相反的，将一个或更多个舷外整流罩 (例如，第二整流罩221a和221b)上的最大曲率点定位在机翼的后 缘112的至少近似后方，通常导致与机翼110a的其他部分相比机翼 110a的舷外部分214具有更高的局部升力系数。肉此，机翼110a的 翼展方向升力分布可以更像椭圆形，这会导致更小的阻力。
0038在图8中所示的实施例中，第一整流罩220a和220b的 最大曲率点P3和P4均位于后缘112的至少近似前方，而第二整流罩 221 a和221b的最大曲率点P5和P6均位于后缘112的至少近似后方。 然而，在其他实施例中，仅仅第一整流罩220a-b的所述侧中的一侧上 的最大曲率点P3或P4可以在后缘112的前方。类似的，仅仅第二整 流罩221a-b的所述侧中的一侧上的最大曲率点P5或P6可以在后缘 112的后方。对于第一和第二整流罩系统200a和200b而言可能有很 多种不同的配置和/或设计。此外，至少在一些实施例中，最优化技术 被用于调整整流罩系统200a和/或200b在机翼上的定位以便对于一组 具体参数(例如，飞行条件、飞机配置等)优化机翼的升力分布。
0039例如，图9包括显示具有传统整流罩系统的飞机相对具 有图8的第一和第二整流罩系统200a和200b的飞机的测量和预测阻 力减小的图表。更具体地，第一图表300图解了具有传统整流罩系统的飞机(如线302所示)对比安装有第一和第二整流罩系统200a和 200b的相同飞机(如线304所示)的测量阻力。第二图表310图解了 相同的两架飞机配置——具有传统整流罩系统的飞机(如线312所示) 对比安装有第一和第二整流罩系统200a和200b的飞机(如线314所 示)——的预测阻力。如第一和第二图表300和310所示，包括第一 和第二整流罩系统200a和200b可以导致飞机总阻力减小大约1%。正 如前文提到的，减小阻力可以减小油耗，因此与具有传统整流罩系统 配置的飞机相比可以增加航程和/或降低飞行费用。
0040返回参考图8，第一和第二整流罩系统200a和200b不 是标塔(pylon)。而是，第一和第二整流罩系统200a和200b可以被 用来容纳大体类似于前文关于图2-7描述的第一和第二整流罩系统 100a和100b的元件。然而，在其他实施例中，第一和第二整流罩系 统200a和200b可以不容纳任何元件。在又一些其他实施例中，第一 和/或第二整流罩系统200a和200b可以有更多或更少的特征并/或被设 计成相互之间或相对于机翼110a不同。
0041图10是根据本发明另一实施例配置的整流罩系统300 的部4^云音图 敏流習.案錄300句,衽一个成审名小膽流署？？lr. MV晶
示一个)，所述整流罩221c被安装在第一机翼110a的底面。整流罩 221c大体上类似于前文参考图8描述的整流罩220a-b或221a-b。然而， 整流罩221c不同于前文描述的整流罩220a-b或221a-b，其中整流罩 221c的后方整流罩部件230 (虚线所示)具有曲度弧。更具体地，整 流罩221c的后方整流罩部件230具有被施加于整流罩221c的舷外侧 S7的附加曲度弧。所述曲度弧被施加于整流罩以便进一步调整在机翼 llOa的具体部分处的局部升力系数。例如，在这个具体例子中，由于 整流罩221c的舷外侧S7上具有更大的曲率(即，曲度弧)，所以在 整流罩的舷外产生附加升力。己发现，这样的配置的空气动力学效果 可以是实质性的，并且在一些情况下，能导致阻力的进一步减小。虽 然仅仅显示单个的整流罩221c，不过应该认识到曲度弧可以被施加于 一个或更多个整流罩，并且取决于所需的升力曲线不同整流罩可以有不 同的曲度弧。
0042在某些实施例中，根据本发明方面的整流罩系统100/200/300可以在现有机翼的基础上进行翻新。例如，在选定的实施 例中，被安装在飞机50的第一机翼10a上的整流罩20 (图1所示) 可以被移除并且类似于前文参考图2-10所描述的整流罩系统 100/200/300的整流罩可以被安装在图1所示的飞机50的第一机翼10a 上。正如前文所讨论，在某些实施例中，通过使用根据本发明方面的 整流罩系统100来更换整流罩20 (图1所示)，可以减小飞机50的 阻力并且/或者增加飞机50的升力。
0043从前文所述，应该认识到本发明的具体实施例在此作为 示例性目的被描述，但是可以在不偏离本发明的情况下进行各种修正。 另外，本发明在具体实施例中描述的方面可以在其他实施例中被结合 或删除。例如，虽然本发明的方面已经参考航空航天飞行器的翼翅在 前文被描述，不过在其他实施例中，根据本发明方面的整流罩系统可 以包括其他机翼表面(例如，垂直平衡翼或鸭翼)。虽然在那些实施 例中己经描述了与本发明的某些实施例相关的优点，但是其他实施例 也可以存在这样的优点。另外，并不是所有的实施例均需要陈列出这 些优点从而落入本发明的范围。因此，本发明只被所附权利要求所限 制。
权利要求
1.用于调整遍布机翼(110)的升力分布的方法，所述方法包括至少部分基于目标升力分布，将第一整流罩(120a)的最大曲率点定位于至少近似在接近所述机翼(110)的第一舷内部分(212)的所述机翼(110)的后缘(112a)的前方；并且至少部分基于所述目标升力分布，将第二整流罩(120b)的最大曲率点定位于至少近似在接近所述机翼(110)的第二舷外部分(214)的所述机翼(110)的后缘(112a)的后方。
2. 根据权利要求1所述的方法，其中所述机翼(110)具有固定的几 何形状和初始翼展方向的升力分布，并且其中将所述第一整流罩(120a) 的最大曲率点定位于至少近似在所述后缘(U2a)的前方和将所述第二 整流罩(120b)的最大曲率点定位于至少接近在所述后缘(112a)的后 方包括将所述初始翼展方向的升力分布改变为目标翼展方向的升力分 布，并且其中所述目标翼展方向的升力分布不同于所述初始翼展方向的 升力分布。
3. 根据权利要求2所述的方法，其中将所述初始翼展方向的升力分 布改变为所述目标翼展方向的升力分布包括将所述机翼(110)的所述翼 展方向的升力分布从第一形状改变到不同于所述第一形状的第二形状， 并且其中所述第二形状比所述第一形状更椭圆。
4. 根据权利要求1-3中的任何一项权利要求所述的方法，其中 将第一整流罩(120a)的最大曲率点定位于至少近似在所述机翼(110)的后缘(112a)的前方包括至少部分基于目标第一局部升力系数 来定位所述第一整流罩(120a);并且将第二整流罩(120b)的最大曲率点定位于至少近似在所述机翼(110)的后缘(112a)的后方包括至少部分基于目标第二局部升力系数 来定位所述第二整流罩(120b)，其中所述第二局部升力系数小于所述第一局部升力系数。
5. —种飞机系统，其包括具有第一舷内部分(212)、第二舷外部分(214)和后缘(112a) 的机翼(110);< 被安装于所述机翼(110)、接近所述机翼(110)的所述第一部分 的第一整流罩(120a)，所述第一整流罩(120a)具有至少近似在所述 后缘(112a)的前方的最大曲率点；并且被安装在所述机翼(110)、接近所述机翼(110)的所述第二部分 的第二整流罩(120b)，所述第二整流罩(120b)具有至少近似在所述 后缘(112a)的后方的最大曲率点。
6. 根据权利要求5所述的飞机系统，其中所述机翼(110)还包括可 运动表面，并且其中所述第一整流罩(120a)和所述第二整流罩(120b) 中的至少一个容纳(a)被配置用来移动所述机翼(110)的所述可运动 表面的驱动机构(115)的至少一部分，(b)与所述可运动表面关联的 一个或更多个支承件的至少一部分，或(c) (a)和(b)—者。
7. 根据权利要求5-6中的任何一项权利要求所述的飞机系统，其中 所述机翼(110)包括具有襟翼表面的翼翅，所述翼翅被连结到飞机的机身151，并且所述第一整流罩(120a)和所述第二整流罩(120b)中的至少一个 包括襟翼整流罩，该襟翼整流罩容纳所述襟翼表面的驱动机构(115)的 至少一部分，所述襟翼表面可以从收缩位置运动到至少一个伸展位置。
8. 根据权利要求5-7中的任何一项权利要求所述的飞机系统，其中 所述机翼(110)具有在所述第一舷内部分(212)的第一局部升力系数 和在所述第二舷外部分(214)的第二局部升力系数，并且其中所述第一 局部升力系数小于所述第二局部升力系数。
9. 根据权利要求5-8中的任何一项权利要求所述的飞机系统，其中 所述第一整流罩(120a)包括从第一纵向轴线横向地设置的第一侧和第二侧，每侧均具有最大曲率点，并且其中所述第一整流罩U20a) 的所述第一和第二侧中的至少一侧上的所述最大曲率点位于所述后缘(112a)的前方；并且所述第二整流罩(120b)包括从第二纵向轴线横向地设置的第一侧 和第二侧，每侧均具有最大曲率点，并且其中所述第二整流罩(120a) 的所述第一和第二侧中的至少一侧上的所述最大曲率点位于所述后缘(112a)的后方。
10. 根据权利要求5-9中的任何一项权利要求所述的飞机系统，其中 所述第一整流罩(120a)的所述第一和第二侧均位于所述后缘(112a)的前方；并且所述第二整流罩(120b)的所述第一和第二侧均位于所述后缘(112a) 的后方。
11.根据权利要求5-10中的任何一项权利要求所述的6机系统，还 包括被安装在所述机翼(110)上的一个或更多个附加的整流罩，所述一 个或更多个附加的整流罩具有相对于所述机翼(110)的所述后缘(112a)、 至少部分基于所述机翼(110)的目标升力分布的最大曲率点。
全文摘要
航空航天飞行器整流系统及相关方法在此进行公开，包括容纳飞机上的襟翼表面驱动机构(115)的整流罩(120)。依据一个具体实施例的方法，例如可以包括调整遍布机翼(110)的升力分布。机翼包括第一舷内部分(212)和第二舷外部分(214)。该方法可以包括将第一整流罩(120a)的最大曲率点定位于接近第一舷内部分(212)的机翼后缘(112a)的至少近似前方。该方法也包括将第二整流罩(120b)的最大曲率点定位于接近第二舷外部分(214)的机翼后缘(112a)的近似后方。第一和第二整流罩的最大曲率点的定位至少部分基于目标升力分布。
文档编号B64C9/16GK101678892SQ200880017292
公开日2010年3月24日 申请日期2008年5月16日 优先权日2007年6月5日
发明者N·沃吉特 申请人:波音公司