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：
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。
14.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后部的所述凹形轮廓过渡到所述翼身整流罩的前部的所述凸形轮廓。
15.一种翼身整流罩，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，所述翼身整流罩包括：
前缘，后缘，上缘和下缘，其中所述前缘被构造为定位成邻近所述翼根整流罩的后部的第一预定位置，并且所述后缘被构造为定位成邻近所述机身的后部的第二预定位置，其中所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度被构造为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，以及所述翼身整流罩的所述后缘的角度和轮廓被构造为符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；以及
其中所述翼身整流罩的外表面被梯度优化以使所述外表面上的曲率最小化，所述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。
16.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述梯度优化包括在沿着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大致凸形轮廓过渡到所述翼身整流罩的后部的大致凹形轮廓。
17.根据权利要求15所述的翼身整流罩，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后部的大致凹形轮廓过渡到所述翼身整流罩的前部的大致凸形轮廓。
18.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述前缘被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。
19.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述外表面通过对多条控制线中的每条进行一维梯度优化而被梯度优化。
20.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多条控制线从所述前缘轮廓延伸到所述后缘轮廓，并且以均匀的线性间隔细分。
21.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多条控制线从所述前缘轮廓延伸到所述后缘轮廓，并且以均匀的角度间隔细分。
22.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述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到的数据来限定。
23.根据权利要求19所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩的所述外表面通过数值和图形技术中的至少一个进行梯度优化，以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]。
24.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，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。
25.根据权利要求24所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多维优化包括根据以下公式使局部曲率最小化：
26.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述第一预定位置和所述第二预定位置由所述飞行器的机身站位限定。
27.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述飞行器包括定位在所述机身的后侧部的行李/货舱门，所述行李/货舱门能够向外打开，并且其中所述翼身整流罩的后部形成在所述行李/货舱门的外表面上。
28.根据权利要求27所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩被构造为具有在所述机身的圆柱部分的直径的70％到150％的范围内的长度。
29.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述飞行器包括定位于所述机身的后侧部的行李/货舱门，所述行李/货舱门能够向外打开，并且其中所述翼身整流罩的所述后缘形成于所述行李/货舱门的前缘的纵轴前方。
30.根据权利要求29所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩被构造为具有在所述机身的圆柱部分的直径的70％到150％的范围内的长度。
31.根据权利要求13所述的翼身整流罩，其特征在于，所述飞行器包括定位于所述机身的后侧部的行李/货舱门，所述行李/货舱门能够向内打开，并且其中所述翼身整流罩的所述后缘形成于所述行李/货舱门的前缘的纵轴前方，并且未增加所述行李/货舱门的外模线。
32.根据权利要求31所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩被构造为具有在所述机身的圆柱部分的直径的70％到150％的范围内的长度。
33.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述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，以通过减小机翼后部到机身结合处的气流分离来减小阻力和噪音。
34.根据权利要求15所述的翼身整流罩，其特征在于，所述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，以通过减小机翼后部到机身结合处的气流分离来减小阻力和噪音。
35.一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；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。
36.根据权利要求35所述的方法，其特征在于，所述梯度优化包括在沿着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凸形轮廓过渡到所述翼身整流罩的后部的凹形轮廓。
37.根据权利要求35所述的方法，其特征在于，所述梯度优化包括在沿着所述翼身整流罩的纵轴的方向上从所述翼身整流罩的后部的凹形轮廓过渡到所述翼身整流罩的前部的凸形轮廓。
38.一种翼身整流罩，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，所述翼身整流罩包括：
前缘，后缘，上缘和下缘，其中所述前缘被构造为定位成邻近所述翼根整流罩的后部的第一预定位置，并且所述后缘被构造为定位成邻近所述机身的后部的第二预定位置，其中所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度被构造为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，以及所述翼身整流罩的所述后缘的角度和轮廓被构造为符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；以及
其中所述翼身整流罩的外表面被梯度优化以使所述外表面上的曲率最小化，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。
39.一种翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩用于减小在飞行器上的阻力，所述飞行器具有包含圆柱压力容器的机身、机翼、翼根整流罩和主起落架，所述翼身整流罩包括：
前缘，后缘，上缘和下缘，其中所述前缘被构造为定位成邻近所述翼根整流罩的后部的第一预定位置，所述第一预定位置由所述主起落架的横截面确定，所述后缘被构造为定位成邻近所述圆柱压力容器的后部的第二预定位置，其中所述翼身整流罩的所述前缘的轮廓和角度被构造为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，以及所述翼身整流罩的所述后缘的角度和轮廓被构造为符合并匹配在所述第二预定位置的所述机身的后部；以及
其中所述翼身整流罩的外表面被梯度优化以使所述外表面上的曲率最小化，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。
40.根据权利要求1所述的翼身整流罩，其特征在于，所述前缘由位于所述主起落架的所述飞行器整流罩的横截面确定，以及所述后缘由所述压力容器的所述圆柱部分的横截面确定。
41.根据权利要求20所述的翼身整流罩，其特征在于，所述多维优化包括根据以下公式使局部曲率最小化：
42.根据权利要求23所述的翼身整流罩，其特征在于，所述翼身整流罩被构造为具有在所述机身的圆柱部分的直径的70％到150％的范围内的长度。