用于暴露的起落架腔的减阻装置的制作方法

本申请总体涉及飞行器起落架，并且更具体地涉及用于在飞行期间被收入暴露的飞行器起落架腔的飞行器起落架的减阻。

背景技术：

飞行器具有在起飞和降落期间以及当飞行器在地面上着陆并滑行时支撑飞行器的主起落架。在飞行期间，起落架不需要用于支撑，而且可能导致可能降低飞行器的效率的阻力。对于长距离旅行或需要高燃料效率和机动性的飞行器，起落架在飞行期间缩回到机身和/或翼中以改善飞行器的空气动力学特性。为了降低重量、成本和复杂性，虽然起落架在飞行期间可以缩回，但有些飞行器不具有完整的主起落架门以在飞行器处于飞行中时完全覆盖机身下侧面上的起落架。缺少完整的主起落架门将导致在起落架周围的腔以及气动不连续，这使腔暴露于气流并产生非期望的噪音和阻力，并仍可能降低飞行器的效率。

技术实现要素：

在本公开的一个方面中，公开了在飞行器的机身的底壁内的主起落架腔。该主起落架腔可以包括：主起落架腔外环，其具有环绕主起落架腔并从底壁凹入机身内的外环内表面；在第一挡板位置从外环内表面向内延伸的第一挡板，该第一挡板位置在外环内表面上的后部/尾部(aft)舷内；以及在第二挡板位置从外环内表面向内延伸的第二挡板，该第二挡板位置在外环内表面上的后部舷外。

在本公开的另一个方面中，公开了在飞行器的机身的底壁内的主起落架腔。该主起落架腔可以包括：从底壁凹入机身内的主起落架腔外环，该主起落架腔外环具有环绕主起落架腔的外环内表面、外环顶边缘以及安置在外环顶边缘对面的外环底边缘；以及后部整流罩，其靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并且在主起落架腔的后部侧面连接到机身的底壁，该后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩顶表面具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向下延伸。

在本公开的另一方面中，公开了在飞行器的机身的底壁内的主起落架腔。该主起落架腔可以包括：从底壁凹入机身内的主起落架腔外环，该主起落架腔外环具有环绕主起落架腔的外环内表面、外环顶边缘和安置在外环顶边缘对面的外环底边缘；以及靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并在主起落架腔的后部侧面处连接到机身的底壁的后部整流罩，该后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩顶表面具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向下延伸。该主起落架腔可以进一步包括在第一挡板位置处从外环内表面向内延伸的舷内挡板，该第一挡板位置在外环内表面上的后部舷内，以及在第二挡板位置处从外环内表面向内延伸的舷外挡板，该第二挡板位置在外环内表面上的后部舷外，其中舷内挡板和舷外挡板被安置在后部整流罩上方。该主起落架腔还可以包括叶片密封件，该叶片密封件靠近主起落架腔外环的外环顶边缘安置并向内延伸，使得当飞行器的主起落架缩回到主起落架腔内时，叶片密封件的多个叶片接合主起落架轮胎的轮胎胎面。

在本公开的又一方面中，公开了用于减少飞行器上的阻力的方法。该用于减少阻力的方法可以包括在飞行期间将飞行器的主起落架缩回到在飞行器的机身的底壁中的主起落架腔内，在飞行期间使主起落架和主起落架腔暴露于越过飞行器的机身的气流，以及使用在主起落架腔的后部侧面上的多个挡板抑制当起落架缩回时在主起落架腔内主起落架的后部循环的无约束气流。

本发明的一个实施例涉及在飞行器的机身的底壁内的主起落架腔，该主起落架腔包括：主起落架腔外环，其具有环绕主起落架腔并从底壁凹入机身内的外环内表面；在第一挡板位置处从外环内表面向内延伸的第一挡板，该第一挡板位置在外环内表面上的后部舷内；以及在第二挡板位置处从外环内表面向内延伸的第二挡板，该第二挡板位置在外环内表面上的后部舷外。第一挡板和第二挡板可以连接到外环内表面。这将提高性能。第一挡板和第二挡板可以从外环内表面沿径向向内延伸。第一挡板可以从外环内表面向前并向舷外延伸，并且第二挡板可以从外环内表面向前并向舷内延伸。第一挡板和第二挡板可以从外环内表面向前延伸。该主起落架腔可以包括后部整流罩，该后部整流罩靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并在主起落架腔的后部侧面处连接到机身的底壁，该后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩顶表面具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向下延伸。该后部整流罩可以具有后部整流罩底表面，该后部整流罩底表面具有底表面曲率，该底表面曲率导致随着后部整流罩底表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩底表面向着主起落架腔外环向上延伸。该主起落架可以包括叶片密封件，该叶片密封件靠近主起落架腔外环的外环顶边缘安置并向内延伸，使得当飞行器的主起落架缩回到主起落架腔内时，叶片密封件的多个叶片接合主起落架轮胎的轮胎胎面。第一挡板和第二挡板可以被安置在后部整流罩和叶片密封件之间。

本发明的另一个实施例涉及在飞行器的机身的底壁内的主起落架腔，该主起落架腔包括：从底壁凹入机身内的主起落架腔外环，该主起落架腔外环具有环绕主起落架腔的外环内表面、外环顶边缘和安置在外环顶边缘对面的外环底边缘；以及后部整流罩，其靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并在主起落架腔的后部侧面处连接到机身的底壁，后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向下延伸。该后部整流罩可以具有后部整流罩底表面，该后部整流罩底表面具有底表面曲率，该底表面曲率导致随着后部整流罩底表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩底表面向着主起落架腔外环向上延伸。后部整流罩顶表面和后部整流罩底表面可以具有限定顶表面曲率和底表面曲率的共同的曲率半径。主起落架腔可以包括前部整流罩，该前部整流罩靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并且在主起落架腔的前部侧面处连接到机身的底壁，其中后部整流罩和前部整流罩围绕除主起落架门间隙之外的主起落架腔，当飞行器的主起落架缩回到主起落架腔内时，该主起落架门间隙接收主起落架门。后部整流罩顶表面可以具有曲率半径，并且顶表面曲率是圆润的。主起落架可以包括：在第一挡板位置处从外环内表面向内延伸的第一挡板，该第一挡板位置在外环内表面上的后部舷内；以及在第二挡板位置处从外环内表面向内延伸的第二挡板，该第二挡板位置在外环内表面上的后部舷外；其中第一挡板和第二挡板被安置在后部整流罩上方。

本发明的另一个实施例涉及在飞行器的机身的底壁中的主起落架腔，该主起落架腔包括：从底壁凹入机身内的主起落架腔外环，该主起落架腔外环具有环绕主起落架腔的外环内表面、外环顶边缘和安置在外环顶边缘对面的外环底边缘；后部整流罩，其靠近主起落架腔外环的外环底边缘安置并且在主起落架腔的后部侧面处连接到机身的底壁，该后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔外环向下延伸；在第一挡板位置处从外环内表面向内延伸的舷内挡板，该第一挡板位置在外环内表面上的后部舷内；在第二挡板位置处从外环内表面向内延伸的舷外挡板，该第二挡板位置在外环内表面上的后部舷外，其中舷内挡板和舷外挡板被安置在后部整流罩上方；以及叶片密封件，其靠近主起落架腔外环的外环顶边缘安置并向内延伸，使得当飞行器的主起落架缩回到主起落架腔内时，叶片密封件的多个叶片接合主起落架轮胎的轮胎胎面。舷内挡板和舷外挡板可以连接到外环内表面。结果，将会提高性能。舷内挡板以及舷外挡板可以从外环内表面沿径向向内延伸。后部整流罩顶表面可以具有曲率半径，并且顶表面曲率是圆润的。后部整流罩可以具有后部整流罩底表面，该后部整流罩底表面具有底表面曲率，该底表面曲率导致随着后部整流罩底表面远离主起落架腔外环向内延伸，后部整流罩底表面向着主起落架腔外环向上延伸。

本发明的另一个实施例涉及用于减少飞行器上的阻力的方法，其包括在飞行期间将飞行器的主起落架缩回到在飞行器的机身的底壁中的主起落架腔内；在飞行期间使主起落架和主起落架腔暴露于越过飞行器的机身的气流；以及使用在主起落架腔的后部侧面上的多个挡板抑制当起落架缩回时在主起落架腔内主起落架的后部循环的无约束气流。这将提高性能。多个挡板可以包括在主起落架腔外环上的后部舷内位置处从主起落架腔外环向内延伸的舷内挡板，以及在主起落架腔外环上的后部舷外位置处从主起落架腔外环向内延伸的舷外挡板，并且其中在主起落架腔内循环的气流的第一部分在舷内挡板的舷内侧面上流出主起落架腔，在主起落架腔内循环的气流的第二部分在舷外挡板的舷外侧面上流出主起落架腔，并且在主起落架腔内循环的气流的第三部分在舷内挡板和舷外挡板之间流出主起落架腔。舷内挡板和舷外挡板可以从主起落架腔外环沿径向向内延伸。舷内挡板和舷外挡板可以从主起落架腔外环向前延伸。这将提高性能。主起落架腔可以包括安置在主起落架腔的后部侧面处的后部整流罩，该后部整流罩具有后部整流罩顶表面，该后部整流罩顶表面具有顶表面曲率，该顶表面曲率导致随着后部整流罩顶表面远离主起落架腔的后侧向内延伸，后部整流罩顶表面远离主起落架腔向下延伸，其中该方法包括促使在主起落架腔内主起落架的后部循环的气流流过后部整流罩顶表面并流出主起落架腔。后部整流罩可以具有后部整流罩底表面，该后部整流罩底表面具有底表面曲率，该底表面曲率导致随着后部整流罩底表面远离主起落架腔的后部侧面向内延伸，后部整流罩底表面向着主起落架腔向上延伸，其中该方法包括促使在主起落架腔内主起落架的后部循环的气流流过后部整流罩底表面并流出主起落架腔。用于减少阻力的该方法还可以包括当主起落架缩回到主起落架腔内时接合主起落架以防止在主起落架腔内循环的大部分气流进入机身内。

附加的方面由本专利的权利要求限定。

附图说明

图1是在起飞期间并在主起落架展开的情况下的飞行器的底部右舷透视图；

图2是图1的飞行器的底部右舷透视图，其中主起落架缩回到在飞行器的机身的机身底壁内暴露的起落架腔内；

图3是图1的飞行器的一部分机身底壁的仰视图，该部分包括具有缩回于其中的主起落架的先前已知的暴露的起落架腔；

图4是图1的飞行器的一部分机身底壁的底部舷外侧视图，其包括根据本公开的暴露的主起落架腔，其中为了说明清楚，主起落架腔门被关闭并且主起落架被省略；

图5是当主起落架展开时包括图4的暴露的主起落架腔的飞行器的该部分机身底壁的仰视图。

图6是图5的该部分机身底壁的仰视图，其中主起落架缩回到暴露的主起落架腔内；

图7是通过图6的线7-7取得的图5的该部分机身底壁的截面视图。

图8是根根本公开具有后部整流罩的替代实施例的图7的截面视图；以及

图9是用于减少图1的飞行器在飞行期间的整体阻力的减阻程序的流程图。

具体实施方式

图1是起飞之后不久从底部右舷看到的示例性飞行器10的透视图。该示例性飞行器10包括机身12、驾驶员座舱14、一对机翼16、一对水平安定面18(左舷水平安定面18在该视图中被隐藏)、垂直安定面20以及一对引擎22。由于飞行器10刚刚起飞，前起落架24和主起落架26仍然从机身12和机翼16的底部展开。前起落架24包括安装在前起落架轮毂30上并通过前起落架支柱32从悬吊于机身12的前起落架轮胎28。机身12包括前起落架腔34，在起飞后，前起落架24缩回到前起落架腔34内，之后前起落架门36关闭，从而前起落架腔34不被暴露于在飞行期间从前端的机头38到后端/尾端(aftend)的机尾40流过机身12的空气流中。

图示的飞行器10中的主起落架26靠近机翼16定位并悬吊于机翼16。主起落架26包括安装在主起落架轮毂44上并通过主起落架支柱46悬吊于机翼16的主起落架轮胎42。在起飞后，主起落架26向内旋转并收入机身12的机身底壁中的暴露的主起落架腔48内。主起落架门50(图2)被安装在主起落架支柱46上并且在主起落架支柱46经过的机翼16和机身12的区域中部分地覆盖主起落架腔48。然而，如图2所示，主起落架门50不完全关闭暴露的主起落架腔48并且不完全封闭主起落架26。

图3图示说明目前已知的在一个主起落架腔48的区域中的机身12的机身底壁52的一部分的仰视图。如图所示，飞行器10的前部方向向着图的顶部，并且后部方向向着底部。飞行器10的舷外侧面和相应的机翼16在图3的右边，并且舷内侧面在左边。主起落架腔48被显示为相应的主起落架26缩回并且主起落架轮胎42安置在主起落架腔48内。当主起落架26缩回时，主起落架门50覆盖机身底壁52中的主起落架门间隙54。

通过在主起落架腔48的前部侧面上安装前部整流罩56以及在主起落架腔48的后部侧面上安装后部整流罩58，可以减少在主起落架腔48处的噪音和阻力。前部整流罩56和后部整流罩58进行组合以环绕除了主起落架门间隙54之外的主起落架腔48，使得主起落架26能够缩回到主起落架腔48内。前部整流罩56和后部整流罩58的底表面是弯曲的或圆润的以减少诸如越过整流罩56、58并进出主起落架腔48的气流等湍流。叶片密封件60被安装在主起落架腔48内并且具有向内延伸并在主起落架腔48周围周向间隔开的多个叶片62。当主起落架26缩回时，叶片62接合主起落架轮胎42的外壁和/或胎面以最小化通过主起落架腔48进入机身12内的气流。

在飞行期间，如箭头64所表明，空气流过前部整流罩56并越过主起落架轮胎42，并且进入主起落架腔48内。由于主起落架26和主起落架腔48的曲率，在流过后部整流罩58并从主起落架腔48流出之前，气流将在主起落架腔48的后部侧面上的位置处聚集并积累。如图所示，气流的聚集点在后部侧面上的中心位置处，但是根据主起落架腔48的空气动力学特性，聚集点可以移位到主起落架腔48的舷内侧或舷外侧。

图4-图7图示说明根据本公开的暴露的主起落架腔70，该主起落架腔70可以分配主起落架腔70的后端的气流并减少由机身12的机身底壁52中的不连续性引起的噪音和阻力。参照图4，主起落架腔70可以具有如同主起落架腔48的大致相似的构形，并且使用相同的附图标记来标识相似的部件。在图4中，主起落架门72被示出处于关闭的位置并被接收到主起落架门间隙54内。为了清楚地说明主起落架腔70的内部部件，从图4中省略了主起落架轮胎42和主起落架轮毂44。在图4中，前部方向在左边，后部方向在右边，舷外侧面向着顶部并且舷内侧面向着底部。

主起落架腔70包括从机身底壁52凹入机身12内的主起落架腔外环74。主起落架腔外环74具有外环内表面76，该外环内表面76环绕除主起落架腔门间隙54之外的主起落架腔70。叶片密封件60靠近外环顶边缘78安装，其中叶片62向内延伸到主起落架腔70内并且关于主起落架腔70沿周向间隔开，以便当主起落架26缩回到主起落架腔70内时接合主起落架轮胎42的侧壁和胎面(参见例如图6和图7)。

如图4进一步图示说明，前部整流罩56安装于主起落架腔70的前部侧面上的机身底壁52。前部整流罩56靠近主起落架腔外环74的外环底边缘80安置。后部整流罩82以与前文图示和描述的后部整流罩58相似的方式安装在主起落架腔70的后部侧面上，并且也靠近外环底边缘80安置。后部整流罩82和前部整流罩56进行组合以环绕除主起落架门间隙54之外的主起落架腔70。后部整流罩82被配置为减少由主起落架腔70引起的阻力，并且后部饰面82的设计的细节在下面进一步图示和描述。

可以通过在主起落架腔70内的挡板来进一步控制穿过主起落架腔70的气流以减少阻力。如图4所示，主起落架腔70可以具有安装在主起落架腔70的后部侧面上的第一或舷内挡板84以及第二或舷外挡板86。挡板84、挡板86可以被定向为大致竖直并从外环内表面76向内延伸到主起落架腔70内。

图5图示说明靠近主起落架腔70的机身底壁52的一部分的仰视图。为了清楚地说明主起落架70及其部件，主起落架26处于展开位置并且未示出机身12内的其他部件。舷内挡板84和舷外挡板86从外环内表面76的后部侧面向内延伸到主起落架腔70内。舷内挡板84从外环内表面76的第一或后部挡板位置(在图5中被整流罩56、82遮挡)延伸，该第一或后部挡板位置在主起落架腔外环74的舷内侧面上，并且舷外挡板86从在主起落架腔外环74的舷外侧面上的第二或舷外挡板位置延伸。在图示说明的实施例中，舷内挡板84从外环内表面76向前延伸，并且随着其向前延伸也向着舷外侧面延伸。类似地，舷外挡板86从外环内表面76向前延伸，并且随着其向前延伸也向着舷内侧面延伸。在一个实施例中，主起落架腔外环74和外环内表面76是环形的，并且舷外挡板84和舷内挡板86向着主起落架腔外环74的中心向内沿径向延伸。在另一个可替代实施例中，舷内挡板84和舷外挡板86可以直接向前延伸而不同时向着主起落架腔70的舷内或舷外侧面取向。当然，如下面进一步描述的，发明人已经预想到舷内挡板84和舷外挡板86的其他取向，以实现在飞行期间经过并流出主起落架腔70的期望气流，并且也平衡其他因素(诸如复杂性、重量、维护和成本)。

图6图示说明具有缩回到主起落架腔70内的主起落架26的主起落架腔70。随着主起落架26缩回并且主起落架轮胎42进入主起落架腔70，叶片密封件60的叶面62接合主起落架轮胎42的侧面壁和胎面。叶片密封件60可以由弹性材料形成，这允许叶片62在偏转的同时保持接触主起落架轮胎42，以防止大部分气流进入机身12内。还应注意到，与图3所示的先前主起落架门36相比，根据本公开的主起落架门72具有更远地进入主起落架腔70内的悬臂式延伸部，以减少机身底壁52中的不连续性。

从图6还可以看出，舷内挡板84和舷外挡板86不接合主起落架轮胎42。这允许主起落架26在没有被挡板84、86接合并且没有潜在损坏的情况下延伸和缩回。因此，一些气流可以发生在主起落架轮胎42与挡板84、86的内侧末端之间。然而，在可替换的实施例中，挡板84、86可以由弹性材料或其他类型的材料制造，这将允许挡板84、86延伸至并接合到主起落架轮胎42而不引起损坏，同时防止在其间的气流。

与图3的主起落架腔48类似，在飞行期间，如箭头90所指示，空气流过前部整流罩56并越过主起落架轮胎42，并且流入主起落架腔70内。然而，与此相反，舷内挡板84和舷外挡板86防止气流在流过后部整流罩82之前在主起落架腔70的后部侧面上的一个位置处聚集和累积。通常，在舷内挡板84的舷内侧面上的大部分气流聚集在舷内挡板84处并在舷内挡板84的舷内侧面上流出主起落架腔70。同时，在舷外挡板86的舷外侧面上的大部分气流聚集在舷外挡板86处并在舷外挡板86的舷外侧面上流出主起落架腔70。越过主起落架轮胎42并且在挡板84、挡板86之间的剩余气流将越过挡板84、挡板86之间的后部整流罩82流出主起落架腔70。如下面进一步讨论，与没有挡流板的现有主起落架腔48相比，经过主起落架腔70的后部末端和后部整流罩80的气流的分配可以导致由主起落架腔70引起的阻力的显著减少。

图7是穿过舷外挡板86取得的主起落架腔70的一部分的截面视图。舷外挡板86以及舷内挡板84可以连接到外环内表面76、后部整流罩82或两者。挡板84、挡板86通常安置在叶片密封件60与后部整流罩82之间，并且根据需要可以比后整流罩82更远地延伸到主起落架腔70内，以实现期望的气流模式。图7还图示说明了叶片密封件60的叶片62在被偏转的同时接合缩回的主起落架26的主起落架轮胎42。

后部整流罩82如图所示在主起落架腔70的后部侧面处并且靠近主起落架腔外环74的外环底边缘80连接到机身底壁52。后部整流罩82包括后部整流罩底表面92，该后部整流罩底表面92具有底部曲率，该底部曲率导致随着后部整流罩底表面92远离主起落架腔外环74向内延伸，后部整流罩底表面92向着主起落架腔外环74向上延伸。在先前的后部整流罩中，缺少了上表面。相反地，根据本公开的后部整流罩82具有后部整流罩顶表面94，该后部整流罩顶表面94具有顶部整流罩曲率，该曲率导致随着后部整流罩顶表面94远离主起落架腔外环74向内延伸，后部整流罩顶表面94远离主起落架腔外环74向下延伸。

后部整流罩顶表面94与后部整流罩底表面92相交以形成从主起落架腔70的内部到外部的连续弯曲表面。该弯曲表面提供了用于使气体如箭头96所指示流过主起落架腔70的平滑路径。进入主起落架腔70内并越过主起落架轮胎42或在主起落架轮胎42周围的气流可以收集在叶片密封件60与后部整流罩82之间的外环内表面76处。进一步进入的气流迫使空气流出主起落架腔70并越过后部整流罩82。空气流经由后部整流罩顶表面94和后部整流罩底表面92形成的光滑表面，然后回流到越过机身底壁52的主气流内。

如图7所示，后部整流罩底表面92和后部整流罩顶表面94具有共同的曲率半径100，该曲率半径100限定底表面曲率和顶表面曲率。因此，表面92、94形成空气将流过的半圆路径。已考虑到其他连续的弯曲表面。例如，图8图示说明了相同的截面视图，其中后部整流罩底表面92和后部整流罩顶表面94具有椭圆形状，该椭圆形状可以关于穿过后部整流罩80的水平平面是对称的。在进一步可替代的实施例中，后部整流罩底表面92和后部整流罩顶表面94可以具有曲率，这些曲率不是对称的而仍然为气流提供连续弯曲的表面。例如，后部整流罩顶表面94可以是具有恒定曲率半径的半圆，而后部整流罩底表面92可以是半椭圆或半抛物线。已考虑到为满足特定飞行器10的需求而可能需要的其他配置。

工业实用性

图9图示说明了减阻程序110，其中暴露的主起落架腔70被用于减少在飞行期间飞行器10上的整体阻力。减阻程序100可以从块112开始，其中飞行器10的主起落架26缩回到在机身12的底壁52内的主起落架腔70内。在块114处，在主起落架26缩回到主起落架腔70中之后，主起落架26和主起落架腔70在飞行期间仍然暴露于越过机身的气流90，这是因为主起落架门72不完全覆盖并密封主起落架腔70。气流90的一部分进入主起落架腔70并在其中在主起落架26周围循环。在块116处，随着主起落架26被缩回，叶片密封件60的叶片62接合主起落架26的主起落架轮胎42的外壁和/或胎面。主起落架26的接合将减少或防止在主起落架腔70内循环的气流通过主起落架腔70进入机身12内。

在图3的先前主起落架腔48中，无约束气流在主起落架腔48内主起落架26的后部循环。无约束气流最终在集中位置处流出主起落架腔48，从而在主起落架腔48后方创造出大轮廓后迹，这增加了大阻力增量。与此相反，在图9的程序110的块118处，根据本公开的带有挡板84、挡板86的主起落架腔70抑制无约束气流在主起落架腔70内主起落架26的后部循环。随着舷内挡板84在后部舷内位置处从主起落架腔外环74向内延伸并且舷外挡板86在后部舷外位置处从主起落架腔外环74向内延伸，如图6所示，在主起落架腔70内循环的气流的第一部分在舷内挡板84的舷内侧面上流出主起落架腔70，该气流的第二部分在舷外挡板86的舷外侧面上流出主起落架腔70，并且该气流的第三部分在舷内挡板84和舷外挡板86之间流出主起落架腔70。这种布置平滑从主起落架腔70流出的气流溢出量并减少主起落架腔70后方的后迹。本领域技术人员将理解额外的挡板可以被安装在主起落架腔70的后部侧面上以进一步分配并平滑从主起落架腔70流出的气流。此外，可以在主起落架腔70内提供替代的流动控制结构以抑制在主起落架腔70的后部侧面上的无约束气流。另外，在块120处，主起落架腔70和后部整流罩82的配置导致气流在主起落架腔70内主起落架26后部循环以流过后部整流罩顶表面92和/或后部整流罩底表面94并从主起落架腔70流出。光滑弯曲的后部整流罩表面92、94进一步减少飞行期间在主起落架腔70的后部末端的湍流并由此减少由暴露的主起落架腔70在飞行器10上增加的阻力。

根据本公开的舷内挡板84和舷外挡板86将进入主起落架腔70内的溢出气流重新分配在主起落架腔70的两个侧面上，而不是如在前面已知的主起落架48中发生的那样允许从一个侧面到另一个侧面的流动迁移并使溢出气流集中在一个位置。允许气流从舷内和/或舷外侧面迁移到发生全部气流溢出的集中位置表现出在主起落架腔48后方的大轮廓后迹，这为飞行器10的整体阻力增加了大阻力增量。在大型商用飞行器10上执行的气流模拟确定了没有挡板的暴露的主起落架腔48对飞行器10经受的整体阻力的贡献在0.75％至0.90％范围内。与此相反，具有挡板84、挡板86的布置在飞行器10上提供了更小的多余阻力并且用主起落架腔70后方的低轮廓后迹来平滑越过后部整流罩82的气流的溢出。用如本文阐明和描述的具有带有挡板84、挡板86的暴露的主起落架腔70的大型商用飞行器10的相似的气流模拟确定了，主起落架腔70对飞行器10经受的整体阻力的贡献大约为0.33％，或者相比于由以前的主起落架腔48增加的阻力，大约减少56％到74％的阻力。虽然在阐明的实施例中实施了两个挡板84、86，但本领域技术人员将理解可以实施额外的挡板以进一步控制穿越主起落架腔70的后部末端的溢出气流的分配，并且这样的替代方案已被考虑。

越过后部整流罩82并流出主起落架腔70的平滑气流被后部整流罩顶表面94的曲率进一步提升。弯曲的后部整流罩顶表面94允许气流越过更接近地近似于在先前已知整流罩中提供的翼面形状的表面退出主起落架腔70。图7和图8所示的后部整流罩顶表面94的曲率是示例性的。可以根据诸如复杂性、重量、维护和成本等因素与特定实施例的空气动力学要求的平衡来考虑替代的曲率。

虽然前面的文本提出了许多不同实施例的详细描述，但应该理解的是，法律保护范围是由随附于本说明书的权利要求的文字所限定的。具体实施方式仅作为示例来解释而不描述每个可能的实施例，这是因为即使不是不可能的，但描述每个可能的实施例也是不切实际的。许多可替代的实施例可以使用当前技术或在本专利申请日之后开发的技术来实现，这将仍然落入限定保护范围的权利要求的范围内。

还应理解的是，除非一个术语在本文中被清楚地定义，否则没有意图明确地或暗示地将这个术语的含义限制为超越它的普通的或平常的含义，并且这样的术语不应被解释为限制在基于本专利的任何段落做出的任何声明的范围内(不同于权利要求的语言)。就本文以与单一含意一致的方式提及随附于本说明书的权利要求中列举的任何术语来说，这样做仅仅是为了清楚起见，以便不迷惑读者，而并不意味着通过暗示或其他方式将这样的权利要求术语限制到那个单一的含义。