飞机挂架整流罩的制作方法

相关申请的交叉引用

该国际pct专利申请依赖于在2017年10月19日提交的美国临时专利申请第62/574,323号的优先权，其全部内容通过引用并入本文。

该申请总体上涉及飞机，并且更具体地涉及围绕用于在结构上将发动机关联到机翼的挂架设置的整流罩。

背景技术：

挂架经常被设置在机翼和发动机之间。为了改善空气动力学特性，挂架整流罩被围绕挂架的外层(蒙皮)设置和/或由其限定。挂架整流罩典型地流线化，以最小化空气动力学损失。存在多种不同形状的挂架整流罩。尽管如此，改进仍然是可能的。

技术实现要素：

在一个方面，提供了一种用于飞机的组件，包括：机翼，其具有被构造为邻近飞机的机身的根部；和挂架整流罩，其在从根部隔开的挂架位置处从机翼延伸，该挂架整流罩具有限定整流罩后边缘的空气动力学轮廓、邻近机翼的上部区段，和被构造为邻近飞机的发动机的下部区段，该下部区段包括搁架，该搁架被构造为延伸通过由发动机产生的射流；其中，挂架整流罩的上部区段中的空气动力学轮廓朝向机翼的根部拱起；其中，挂架整流罩的下部区段的至少一部分中的空气动力学轮廓是对称的；并且其中，挂架的上部区段中的整流罩后边缘在挂架位置处从机翼的后边缘向后突出。

在特定实施例中，该组件可以包括以下的任何一个或任何组合：

-整流罩的下部区段的该至少一部分具有被构造为平行于发动机的中心轴线的弦线，上部区段中的整流罩后边缘相对于包含下部区段的弦线和发动机的中心轴线的平面以一定偏移距离偏移，该偏移距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至少0.3％；

-在上部区段中的整流罩后边缘和飞机之间的偏移距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至多6.5％；

-在挂架位置处，在机翼的后边缘和整流罩后边缘之间的距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至少3％；

-在挂架位置处，在机翼的后边缘和整流罩后边缘之间的距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至多13％；

-挂架整流罩具有相反的内侧和外侧，内侧面对机翼的根部，挂架整流罩的上部区段的外侧是凸形的，并且挂架整流罩的上部区段的内侧是凹形的；

-挂架整流罩进一步包括在上部区段和下部区段之间的中心区段，该中心区段朝向机翼的根部拱起，中心区段中的整流罩后边缘从上部区段中的整流罩后边缘向前偏移；

-从机翼到中心区段限定的上部区段的高度的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至少2.5％；

-上部区段的高度的值是在挂架位置处机翼的局部弦的至多10％。

在另一个方面，提供了一种用于飞机的组件，包括：机翼，其具有被构造为邻近飞机的机身的根部；和挂架整流罩，其在从根部隔开的挂架位置处从机翼延伸，该挂架整流罩具有限定整流罩后边缘的空气动力学轮廓、从机翼延伸的上部区段，和被构造为邻近飞机的发动机的下部区段，该下部区段包括被构造为延伸通过由发动机产生的射流的搁架；其中，整流罩的下部区段的至少一部分具有被构造为在发动机的发动机竖直中平面中延伸的弦线，下部区段的该至少一部分中的整流罩后边缘被包含在发动机竖直中平面内；其中，上部区段中的整流罩后边缘相对于发动机竖直中平面偏移，并且位于发动机竖直中平面和机翼的根部之间；并且其中，在挂架位置处，在上部区段中的整流罩后边缘和机翼的后边缘之间的距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至多30％。

在特定实施例中，该组件可以包括以下的任何一个或任何组合：

-上部区段中的整流罩后边缘相对于发动机竖直中平面以一定偏移距离偏移，该偏移距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至少0.3％；

-上部区段中的整流罩后边缘和发动机竖直中平面之间的偏移距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至多6.5％；

-上部区段中的整流罩后边缘位于机翼的后边缘的前方，或者上部区段中的整流罩后边缘在挂架位置处与机翼后边缘在轴向上对准；

-挂架整流罩具有相反的内侧和外侧，内侧面对机翼的根部，挂架整流罩的上部区段的外侧是凸形的，并且挂架整流罩的上部区段的内侧是凹形的；

-挂架整流罩进一步包括在上部区段和下部区段之间的中心区段，该中心区段朝向机翼的根部拱起，中心区段中的整流罩后边缘相对于上部区段中的整流罩后边缘并且相对于机翼的后边缘向前偏移；

-在挂架位置处，在机翼的后边缘和整流罩后边缘之间的距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至少3％；

-在挂架位置处，在机翼的后边缘和整流罩后边缘之间的距离的值对应于在挂架位置处机翼的局部弦的至多13％。

在另一个方面，提供了一种在飞机的机翼和被连接到机翼的发动机之间围绕飞机导引气流的方法，包括：利用挂架的整流罩在支撑发动机的挂架和飞机的机身之间朝向机翼的后边缘引导气流，其中引导气流包括：利用整流罩使邻近机翼的气流的上部朝向机身偏转，该挂架整流罩使气流偏转至从机翼的后边缘向后隔开的挂架整流罩的后边缘，以及利用整流罩沿平行于发动机的中心轴线的方向引导由发动机产生的射流的一部分。

在特定实施例中，在机翼的后边缘和邻近机翼的整流罩后边缘之间的距离的值对应于邻近挂架的机翼的局部弦的至少3％。

附图说明

为了更好地理解本发明及其其它方面和其它特征，请参考以下说明，并结合附图进行使用，其中：

图1是飞机的示意性三维图；

图2是经由挂架悬挂在图1的飞机的机翼下方的发动机的示意性底视图，该挂架被根据特定实施例的整流罩包围；

图3是图2的发动机和挂架整流罩的示意性侧视图；

图4是图2的挂架整流罩的示意性截面底视图；

图5是图4的区域z5的示意性放大图；

图6是图4的区域z6的示意性放大图；

图7是例示图2的挂架整流罩的后边缘相对于发动机竖直中平面的偏移根据距机翼的下表面的距离而变化的曲线图；

图8是例示机翼的后边缘和挂架整流罩的后边缘之间的轴向距离根据距机翼的下表面的距离而变化的曲线图；

图9是经由根据另一个特定实施例的挂架整流罩悬挂在图1的飞机的机翼下方的发动机的示意性底视图；

图10是图9的发动机和挂架整流罩的示意性侧视图；

图11a到11c是根据其它实施例的挂架整流罩的示意性截面图；并且

图12是根据另一个实施例的挂架整流罩的示意性截面图。

在绘图中，通过举例示意了本发明的实施例。应当明确理解的是，说明书和绘图仅出于示意的目的，并作为理解的辅助。它们不旨在是对本发明范围的限定。

具体实施方式

参考绘图并且更具体地参考图1，飞机以1示出，并且在本公开中被总体描述以示意一些构件以供参考。飞机1具有机身2，该机身2具有前端和后端，驾驶舱位于前端处，并且后端支撑尾部组件，机舱通常位于驾驶舱和尾部组件之间。尾部组件包括带有尾舵的垂直稳定器3和带有升降舵的水平稳定器4。尾部组件具有安装在机身上的尾部，但是飞机1也可以使用其它构造，诸如十字形、t型尾部等。机翼5从机身侧向地延伸。飞机1具有由机翼5支撑的发动机6。飞机1被示出为喷气发动机飞机，但是也可以是螺旋桨飞机。还应当理解，尽管图1示出商用飞机，但是飞机1可以替代地是任何其它类型的飞机，包括但不限于商用飞机或私人飞机。

每个机翼5从邻近机身2的根部5a延伸到尖端5b，并且每个发动机6被设置在根部5a和尖端5b之间，并且在相应的一个机翼5的下方。包括发动机机舱6a的发动机6经由挂架10被支撑在机翼5的下方，每个挂架10被挂架整流罩100包围，挂架整流罩100限定暴露于气流的表面。应当理解，整流罩100的全部或一部分可以是例如由挂架蒙皮限定的挂架的一体部分，和/或整流罩的全部或一部分可以由一个或多个元件限定，这些元件独立于挂架10形成并围绕挂架10安设。因此，本文所使用的术语“整流罩”不旨在被限制于独立于挂架10的结构。挂架整流罩100通常被流线化，并且，在特定实施例中，被设计成使否则如果挂架10被暴露于在飞机1周围循环的环境空气中则可能发生的摩擦损失最小化。换言之，挂架整流罩100被用于隐藏与附接到机翼5的发动机附件相关联的结构硬点。与挂架整流罩100的其余部分相比，挂架整流罩100通常被设计为在机翼结点处更宽。

对于如图1中示意的机翼下方安装发动机的飞机，在机翼5周围的空气动力流、发动机6和挂架整流罩100之间存在强烈的相互作用，这可能会导致升力损失(即，干扰效应)。在特定实施例中，挂架整流罩100具有适于最小化在发动机机舱6a和机翼5之间的不利流动相互作用的空气动力学设计。随着发动机风扇直径的增加，干扰效应变得更加明显。对于将发动机与机体设施(airframeinstallation)紧密联接的情况，离开发动机的射流与挂架整流罩100和机翼5的相互作用可能会导致附加的升力损失和飞机阻力的增加。这也可能导致在挂架整流罩100和机翼5之间的结点处出现流动分离。这种流动分离可能是附加的飞机阻力源，其可能导致飞机性能的下降。

现在参考图2到6，示意了根据特定实施例的组件a1，其包括机翼5和限定挂架10的暴露表面的挂架整流罩100。如在图3中最佳可见，挂架整流罩100从机翼5延伸，并且具有搁架102，搁架102被构造为邻近发动机6并暴露于由发动机6产生的射流j(图3)。挂架整流罩100沿挂架展向轴线(span-wiseaxis)v延伸，其中挂架整流罩100的高度是沿挂架展向轴线v限定。挂架展向轴线v正交于机翼弦。如在图4中最佳可见，挂架整流罩100具有空气动力学轮廓104，其可以例如全部或部分地由翼型形状构造。轮廓104由相反的内侧和外侧或壁104a、104b限定，内侧104a面对机翼5的根部5a和机身2(图1)。内侧104a和外侧104b相交以限定整流罩后边缘106。

现在参考图2，机翼5具有前边缘5d和后边缘5e，在它们之间能够限定多条局部弦线。可以理解，后边缘5e可以由机翼5的固定部限定，或者当存在后缘襟翼时，由襟翼的后边缘限定。在所示实施例中，在机翼5的前边缘5d和后边缘5e之间沿弦线的距离从机翼5的根部5a到尖端5b变化。挂架整流罩100在挂架位置5c处邻近或邻接机翼5，挂架位置5c位于机翼5的根部5a和尖端5b之间，并且在挂架位置5c处限定了局部弦线5f。在所示实施例中，挂架位置5c位于襟翼轨道整流罩12外侧，但靠近于此，该襟翼轨道整流罩围绕用于展开和收回机翼襟翼的机构设置，并且因此，在挂架位置5c处机翼5的后边缘5e由襟翼确定。挂架整流罩100、机翼5和襟翼轨道整流罩12的相互作用创建了流动通道112，该流动通道112可能承受会损害性能的流体现象。

更具体地参考图3，挂架整流罩100具有上部区段100a、中心区段100b和下部区段100c，中心区段100b相对于挂架展向轴线v位于上部区段100a和下部区段100c之间。上部区段100a邻近机翼5定位，并向下即朝向搁架102延伸。中心区段100b从上部区段100a向下延伸。在所示实施例中，在上部区段100a和中心区段100b之间的过渡由整流罩100的长度的突然变化限定，而整流罩100的长度的该突然变化如由整流罩后边缘106的位置的突然变化限定。下部区段100c从中心区段100b向下延伸，邻近发动机6，并且包括搁架102。在特定实施例中，如下面将进一步详述的，在中心区段100b和下部区段100c之间的过渡由外倾角和/或侧向偏移的变化限定。在特定实施例中，下部区段100c包括并被限制于整流罩100的限定搁架102的部分，即该部分延伸通过由发动机6产生的射流或流j。在所示实施例中，流动通道112(图2)更具体地被限定在襟翼轨道整流罩12和挂架整流罩100的上部区段100a之间。应该理解，区段100a、100b、100c中的两个或全部可以是整体的并且被形成为单件，并且可替代地，区段100a、100b、100c可以分开地形成并且沿挂架10的高度邻近彼此地定位。

在特定实施例中并参考图3，沿挂架展向轴线v在机翼5和中心区段100b之间限定上部区段100a的高度h1，该高度h1的值具有在挂架位置5c处取得的机翼的局部弦5f的2.5％到10％的范围。沿挂架展向轴线v在上部区段100a和下部区段100c之间限定中心区段100b的高度h2，该高度h2的值具有机翼5的局部弦5f的10％到17％的范围。从中心区段100b限定下部区段100c的高度h3，该高度h3的值具有机翼5的局部弦5f的17％到23％的范围。其它值也是可能的。

在特定实施例中，在下部区段100c的至少一部分中，并且在特定实施例中在其整体中，由内侧104a和外侧104b限定的空气动力学轮廓104是对称的。参考图2至3，发动机具有纵向中心轴线r(图3)和发动机竖直中平面p(图2)，该竖直中平面被定义为包含中心轴线r的平面，并且当飞机在地面上并且发动机6被安设在飞机上时竖直地定向。参考图4至5，下部区段100c的至少一部分，并且在特定实施例中其整体具有弦线c，弦线c平行于发动机6的纵向中心轴线r并在发动机竖直中平面p中延伸，并且在下部区段100c的至少一部分中，并且在特定实施例中在其整体中，整流罩后边缘106c(图3)被包含在发动机竖直中平面p内。

仍然参考图4至5，在所示实施例中，在挂架位置5c处，上部区段100a中的整流罩后边缘106a从机翼5的后边缘5e沿轴向向后突出。在所示实施例中，并且如能够在图5中看到的，在挂架位置5c处，在机翼5的后边缘5e与上部区段100a中的整流罩后边缘106a之间沿下部区段的弦线c的方向(或发动机轴线r，见图3)限定了距离d1；在襟翼的限定机翼的最后前边缘的位置处限定距离d1。在特定实施例中，距离d1是在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少3％和/或至多13％，例如在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少5％和/或至多10％。其它的值也是可能的。在所示实施例中，在机翼后边缘5e和整流罩后边缘106之间的轴向距离d1沿上部区段100a的高度保持相同。

在特定实施例中，上部区段100a中的整流罩后边缘106a在挂架位置5c处从机翼5的后边缘5e沿轴向向后突出，这特别适用于高巡航速度，例如0.82马赫和更高的巡航速度。其它的值也是可能的。

仍然参考图4至5，在所示实施例中，由挂架整流罩100的上部区段100a的内侧104a和外侧104b限定的空气动力学轮廓104朝向机翼5的根部5a并且朝向邻近的襟翼轨道整流罩12拱起。因此，上部区段100a中的整流罩后边缘106a位于发动机竖直中平面p和机翼5的根部5a之间，并且相对于发动机竖直中平面p以垂直于发动机竖直中平面p取的偏移距离d2(图5)偏移。在特定实施例中，偏移距离d2具有在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少0.3％和/或至多6.5％的值，例如在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少0.5％和/或至多3％。其它的值也是可能的。

在所示实施例中并且参考图3，中心区段100b中的整流罩后边缘106b例如以距离d6相对于上部区段100a中的整流罩后边缘106a向前偏移。在特定实施例中，距离d6具有在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的34％或大约34％的值。其它的值也是可能的。中心区段100b中的整流罩后边缘106b位于机翼后边缘5e前方。参考图6，在特定实施例中，由中心区段100b中的内侧104a和外侧104b限定的空气动力学轮廓104也朝向机翼5的根部5a拱起。中心区段100b中的整流罩后边缘106b以偏移距离d5相对于发动机竖直中平面p偏移。在特定实施例中，偏移距离d5具有在挂架位置5c处机翼5的局部弦5f的至少0.3％和/或至多3％的值，例如在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少0.5％和/或至多2％。其它的值也是可能的。例如，在特定实施例中，中心区段100b是对称的，并且/或者中心区段100b中的整流罩后边缘106b位于发动机竖直中平面p内。

更具体地参考图7，呈现了示意在整流罩后边缘106和发动机竖直中平面p之间的偏移距离d2根据沿挂架展向轴线v距机翼5的距离的变化的曲线图。在本曲线图中，偏移距离d2和距机翼5的距离这两者均被表示为在挂架位置5c处机翼5的局部弦5f的百分比。在所示实施例中，偏移距离d2在上部区段100a中保持恒定，并且然后随着距机翼的距离增加而逐渐减小，直到其在下部区段100c中达到零值，在此处，整流罩后边缘106c位于发动机竖直中平面p内。构想了其它的构造。

更具体地参考图8，呈现了示意在整流罩后边缘106和机翼5的后边缘5e之间的轴向距离d1(无论前方还是后方)的绝对值根据沿挂架展向轴线v距机翼5的距离的变化的曲线图。在本曲线图中，轴向距离d1和距机翼5的距离这两者均被表示为机翼5的局部弦5f的百分比。在所示实施例中，轴向距离d1在上部区段100a中保持恒定，并且然后在上部区段100a和中心区段100b之间突然地改变。然后，轴向距离d1随着距机翼的距离的增加而逐渐增加。构想了其它的构造。

现在参考图9到11，示出了根据另一个实施例的组件a2，其包括机翼5和挂架整流罩200，其中，与图2到6的挂架整流罩100的元件类似的元件由相同的附图标记标识，在此将不进一步描述。

在该实施例中，上部区段200a中的整流罩后边缘206a在挂架位置5c处从机翼5的后边缘5e沿轴向向前地定位。在特定实施例中，在挂架位置5c处，在机翼5的后边缘5e和整流罩后边缘206a之间的轴向距离d1(图10)是在挂架位置5c处机翼5的局部弦5f的至多30％，优选地至多25％。其它的值也是可能的。例如，在挂架位置5c处的整流罩后边缘206a可以与机翼的襟翼交迭，即从在襟翼和机翼5之间的结点向后并且从襟翼的后边缘向前定位。应该理解，对于上部区段100a提及的轴向距离d1的值能够应用于上部区段200a，并且对于上部区段200a提及的轴向距离d1的值能够应用于上部区段100a。在特定实施例中，在挂架位置5c处，上部区段200a中的整流罩后边缘206a与机翼5的后边缘5e在轴向上对准，即，对于上部区段200a的部分或全部，轴向距离d1为0。

如在图10中示意地，在上部区段200a的最下端处的整流罩后边缘206a与在中心区段100b的最上端处的整流罩后边缘106b沿轴向对准；例如，在特定实施例中，在上部区段200a和中心区段100b之间没有明显的过渡。在特定实施例中，在整流罩后边缘和机翼5的后边缘5e之间的轴向距离d1以恒定的速率变化，和/或后边缘206a显示出与整流罩后边缘106b的连续性，例如切向连续性。

在该实施例中并且更具体地参考图9，由挂架整流罩200的上部区段200a中的内侧104a和外侧104b限定的空气动力学轮廓104也朝向机翼5的根部5a拱起。偏移距离d2可以类似于图5所示挂架整流罩100来定义，并且在特定实施例中可以具有相同的值或值的范围。在另一个实施例中，上部区段的偏移距离d2具有在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少0.3％和/或至多3％的值，例如在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少0.5％和/或至多2％的值。其它的值也是可能的。

在特定实施例中，由整流罩200的中心区段100b中的内侧和外侧104a、104b限定的空气动力学轮廓104也朝向机翼5的根部5a拱起，其中中心区段100b中的整流罩后边缘106b相对于发动机竖直中平面p以一定偏移距离偏移，该偏移距离可以对应于以上提供的d5的值。可替代地，整流罩200的中心区段100b可以是对称的，和/或整流罩200的中心区段100b中的整流罩后边缘106b可以位于发动机竖直中平面p内。

在特定实施例中，由整流罩200的下部区段100c中的内侧104a和外侧104b限定的空气动力学轮廓104是对称的，和/或整流罩200的下部区段100c中的整流罩后边缘106c位于发动机竖直中平面p内。

在特定实施例中，与未拱起和/或更短的挂架构造相比，挂架整流罩100、200允许改善在整流罩后边缘106a、206a处的流动质量，并减小阻力。在特定实施例中，挂架整流罩100、200允许通过以下方式减少在整流罩后边缘106a、206a处的可能的流动分离：使得在挂架整流罩100、200和机翼5之间，更具体地在挂架整流罩100、200和襟翼轨道整流罩12之间(图2)限定的通道112中的流动加速；并且修改在挂架整流罩100、200的附近的机翼压力分布。

现在参考图11a到11c，示意了能够用于挂架整流罩100、200的可替代的空气动力学轮廓304、404、504。空气动力学轮廓304、404、504各自由内侧304a、404a、504a并且由相反的外侧304b、404b、504b限定，其中内侧304a、404a、504a面对机身2(图1)。在图11a的实施例中，外侧304b是凸形的，并且内侧304a是凹形的。可替代地，并且如图11b所示，内侧404a和外侧404b两者都是凸形的。可替代地，并且如图11c所示，外侧504b是凸形的，而内侧504a是平坦的并且无任何曲率。这些组合中的任何一种都能够用于获得用于上部区段100a、200a中的整流罩后边缘106a、206a的期望偏移d2。

现在参考图12，在可替代实施例中，挂架整流罩100、200可以具有后区段600a，该后区段600a经由枢转点600c以枢转方式安装到主体600b，以便能够相对于主体600b围绕轴线v’枢转。提供有襟翼机构(未示出)，以控制后区段600a相对于主体600b的运动，并且后区段600a和主体600b一起合作以限定内侧104a和外侧104b。换言之，该机构被构造成用以控制在后区段600a和主体600b之间的角度t，从而获得上部区段100a、200a中的整流罩后边缘106a、206a的期望偏移d2。在特定实施例中，该构造允许根据飞行操作条件来优化后区段600a相对于主体600b的角位置。

在特定实施例中并且在使用中，在机翼5和发动机6之间围绕飞机1导引在图2中由箭头f指示的气流包括：利用挂架整流罩100、200，在挂架和机身2之间朝向机翼5的后边缘5e引导该气流。在所示实施例中，引导气流包括：利用挂架整流罩100、200，使邻近机翼5定位并且在图2中由箭头f'指示的气流f的上部朝向机身2偏转。挂架整流罩100、200将该流动偏转至挂架整流罩100、200的后边缘106a、206a，该后边缘106a、206a以在挂架位置5c处机翼5的局部弦的至多30％远离机翼5的后边缘5e，例如以机翼5的局部弦的至多30％或至多25％的距后边缘5e的距离被定位于机翼5的后边缘5e的前方，或以在挂架位置5c处机翼的局部弦5f的至少3％和/或至少5％和/或至多13％和/或至多10％的距后边缘5e的距离被定位于机翼5的后边缘5e的后方。该流动的上部f'(图2)在通道112内循环。在图2至8的实施例中，挂架整流罩100使流动f偏转经过机翼5的后边缘5e。

在特定实施例中，朝向机身2的流动的最大偏转是在机翼5的附近并且邻近挂架整流罩100、200的上部区段100a、200a实现的。当沿挂架展向轴线v距机翼5的距离增加时，流动偏转降低。由发动机6产生的射流j的一部分被挂架整流罩朝向平行于发动机的中心轴线r的方向引导。

尽管已经参考以特定顺序执行的特定步骤描述和示出了在这里描述的方法和系统，但是应当理解，在不脱离本发明的教导的情况下，可以组合、细分或重新排序这些步骤以形成等效方法。因此，步骤的顺序和分组不是对本发明的限制。

对于本领域技术人员而言，对本发明的上述实施例的修改和改进将变得显而易见。前面的描述旨在是示例性的，而不是限制性的。因此，本发明的范围旨在仅由所附权利要求的范围限制。