CN103847957B - 通过双边不对称设计使波阻最小化的***和方法 - Google Patents
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Abstract
一种具有双边不对称配置的航空器可以包括具有纵轴的主体。该航空器还可以包括纵向偏移发动机短舱、不对称加长发动机短舱和/或纵向偏移突出气动表面。
Description
技术领域
本发明总体涉及飞行器配置，更具体地涉及使航空器的波阻最小化的配置。
背景技术
波阻是在飞行器接近声速时导致空气压缩而出现的现象。压缩产生冲击波，伴随冲击波的是空气的压力和/或温度的局部变化。在亚声速时，波阻形成飞行器上的总体气动阻力的相对较小部分。然而，当飞行器接近1马赫时，波阻明显增加。
使波阻最小化的已知方法包括设计具有遵循惠特科姆面积律（Whitcomb AreaRule）的配置的飞行器。惠特科姆面积律规定飞行器的横截面在纵向上的变化的最小化。就此而言，遵循惠特科姆面积律的飞行器的横截面尺寸具有相对平滑或平缓的变化，而不管其横截面形状如何变化。在常规飞行器中，飞行器机身的前端可能具有相对小的横截面。不利的是，在机翼和/或发动机处，横截面可能明显突然增加，这在跨音速下将会产生明显的波阻。
使飞行器的横截面的纵向变化最小化的尝试包括在与机翼接合处局部地收缩机身以使该位置处的总横截面的变化最小化。不利的是，设计和制造包括具有可变横截面形状的机身的飞行器增添了飞行器的总体成本和复杂性。另外，在商用客机中，在机翼处局部地收缩机身在经济上是不可取的，这是因为潜在地损失了创造收益的乘客席位或者货舱空间。
使飞行器的波阻最小化的另一种方法是通过在扫掠布置中形成机翼。通过将机翼的横截面分布在较长长度的机身上，机翼后掠角可以使飞行器的横截面的纵向变化最小化。通过增加在机翼表面上产生冲击波所需的马赫数，机翼后掠角可以延迟波阻开始升高。由于压力等压线与机翼的扫掠线对齐，会出现马赫数的增加，这样仅当垂直于压力等压线的速度分量达到声速时才会形成冲击波。不利的是，过度的机翼后掠角会对飞行器的低速性能产生影响。另外，机翼后掠角会增加飞行器设计和制造过程的成本和复杂性。
如上所述，对于以亚声速操作的飞行器，波阻占飞行器的总体气动阻力的相对小部分。然而，波阻的少量减小可以转换成飞行器的燃料效率的显著 增加。在跨音速区内操作的军用飞行器也可能受益于波阻的减小而使得最高速度增加和/或行程增加。
由此可见，在本领域中需要一种使波阻最小化的飞行器配置并且该配置对飞行器设计和制造过程具有最小的影响。
发明内容
提供具有双边不对称配置的航空器的本发明具体解决和减少了对上述与使波阻最小化相关的需求。该航空器可以包括具有纵轴的主体。该航空器可以进一步包括纵向偏移发动机短舱、不对称加长发动机短舱和/或包括稳定器、控制表面和/或高展弦比机翼的纵向偏移突出气动表面。
在进一步实施例中，该航空器可以包括具有双边不对称配置的飞行器。该飞行器可以包括机身和被安装在机身的相对两侧的每一侧上的发动机短舱。机身一侧上的发动机短舱可以具有前短舱延伸部。机身另一侧上的发动机短舱可以具有后短舱延伸部。
同样公开了使航空器的波阻最小化的方法。该方法可以包括提供航空器的主体，其具有大致平行于向前飞行方向取向的纵轴，并且相对于该纵轴，纵向偏移该主体的相对两侧上的至少一对组件。所述组件可以包括发动机短舱、高展弦比机翼、稳定器、控制表面和/或外部存储装置。
本发明能够涉及具有双边不对称配置的航空器，该航空器可以包括：具有大致平行于向前飞行方向取向的纵轴的主体；以及被安装在主体相对两侧上的至少一个以下组件：纵向偏移发动机短舱；不对称加长发动机短舱；以及纵向偏移突出气动表面，其包括稳定器、控制表面以及高展弦比机翼中的至少一个。发动机短舱可以被安装在机翼上。前短舱的至少一部分近似恒定横截面可以与后短舱的发动机入口大致纵向对齐。另外，前短舱的近似恒定横截面的前端和后端之一可以与后短舱的发动机入口大致纵向对齐。后短舱的大致恒定横截面的后端可以与前短舱的发动机喷嘴大致纵向对齐。该航空器可以包括前短舱的减小的横截面区域，该区域与后短舱的增大的横截面区域交叠。不对称加长发动机短舱可以包括：前短舱延伸部，其被安装至主体一侧上的发动机短舱上；和/或后短舱延伸部，其被安装至主体另一侧上的发动机短舱上。该航空器可以包括飞机。该航空器可包括导弹、火箭以及航天器中的至少一个。
本发明能够涉及具有双边不对称配置的飞行器，其包括：机身；位于机身相对两侧的每一侧上的发动机短舱；在机身一侧上具有前短舱延伸部的发动机短舱；以及在机身另一侧上具有后短舱延伸部的发动机短舱。
本发明能够涉及使航空器的波阻最小化的方法，其可以包括以下步骤：提供航空器的主体，该主体具有大致平行于向前飞行方向取向的纵轴；以及纵向偏移该主体的相对两侧上的至少一个下列组件：发动机短舱；以及稳定器、控制表面、外部存储装置和高展弦比机翼中的至少一个。纵向偏移发动机短舱的步骤可以包括使前短舱的至少一部分近似恒定横截面与后短舱的发动机入口纵向对齐。纵向偏移发动机短舱的步骤可以包括使前短舱的近似恒定横截面的前端或后端中的至少一个与后短舱的发动机入口纵向对齐。纵向偏移发动机短舱的步骤可以包括使前短舱的减小的横截面区域与后短舱的增大的横截面区域交叠。纵向偏移发动机短舱的步骤可以包括以下至少一个，即将前短舱延伸部增添至现有航空器的主体一侧上的发动机短舱；以及将后短舱延伸部增添至现有航空器的主体另一侧上的发动机短舱。发动机短舱可以被安装在机翼上。纵向偏移稳定器的步骤可以包括纵向偏移水平稳定器和垂直稳定器中的至少一个。纵向偏移外部存储装置的步骤可以包括将外部存储装置以双边对称的方式安装在主体的相对两侧上；以及释放主体一侧上的外部存储装置，之后释放主体另一侧上的外部存储装置。至少一个外部存储装置可以包括导弹、炸弹或燃料容器。该航空器可以包括飞机。
在本公开的各种实施例中能够单独地实现或者在其他实施例中可以组合实现已被讨论的特征、功能以及优势，其中参考下列描述和附图能够明白这些实施例的进一步细节。
附图说明
在参考附图的情况下，本公开的这些和其他特征将变得更加明显，其中贯穿全文以相同的数字来指代相同的部件，其中：
图1是具有双边对称布置的飞行器的基准配置的顶视图；
图1A是图1所示飞行器的基准配置沿着飞行器前段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图1B是基准配置沿着中间段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图1C是基准配置沿着后段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图2是具有发动机偏移配置的双边不对称布置的飞行器的顶视图；
图2A是图2所示飞行器的发动机偏移配置沿着前段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图2B是发动机偏移配置沿着第一中间段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图2C是发动机偏移配置沿着第二中间段位置的剖切面所截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图2D是发动机偏移配置沿着后段位置的剖切面截取的局部纵向横截面的示意性剖视图；
图3是绘制出基准飞行器配置和发动机偏移飞行器配置的纵向横截面与段位置的关系的曲线图；
图4是绘制出图3的基准配置和发动机偏移配置的横截面变化与横截面图的段位置的关系的曲线图；
图5是处于具有偏移机翼和偏移水平稳定器的双边不对称配置中的飞行器实施例的顶视图；
图6是处于具有安装至飞行器相对两侧上的发动机短舱上的前短舱延伸部和后短舱延伸部的双边不对称配置中的飞行器实施例的顶视图；
图7A是双边对称配置的巡航导弹实施例的顶视图；
图7B是处于具有偏移弹翼的双边不对称配置中的图7A所示巡航导弹的顶视图；
图8A是具有安装成双边对称配置的外部存储装置的飞行器实施例的顶视图；
图8B是图8A的飞行器的顶视图，其中机身一侧以及机翼外侧面上的第一个外部存储装置被释放；
图8C是图8B的飞行器的顶视图，其中图8B的机身另一侧以及机翼的内侧面上的第二个外部存储装置被释放；
图8D是图8C所示飞行器的顶视图，其中图8C所示机身的相同侧上的第三个外部存储装置被释放；
图8E是具有安装成双边不对称配置的外部存储装置的飞行器实施例的顶 视图；
图9是具有可以被包括在使航空器的波阻最小化的方法内的一个或更多操作的流程图；以及
图10是绘制出这样的曲线图，其示出波阻系数/最小阻力的比率与偏移距离的关系，该偏移距离是具有偏移机翼、偏移发动机和偏移发动机短舱长度的飞行器的双边不对称配置的最大偏移距离的百分比。
具体实施方式
现在参考附图，其中附图是为了说明本公开的各种实施例，图1示出被配置为飞行器102或飞机的航空器100的顶视图。飞行器102被图示为管状带翼飞行器102或飞机并且以基准配置132显示，其中飞行器组件114相对于飞行器102的纵轴106被布置成双边对称配置130。飞行器102可以被布置成使得主体104的纵轴106大致平行于飞行器102的向前飞行方向112取向，该方向对应于迎面气流110的方向。
飞行器102的主体104可以包括机身170，该机身从机身前端172延伸至机身后端174。机身后端174可以包括尾翼260。尾翼260可以包括一个或更多个尾表面，例如一个或更多个稳定器268和/或控制表面。例如，尾翼260可以包括水平稳定器268、一个或更多个垂直稳定器262以及一个或更多个控制表面272如用于飞行器102的方向控制的升降舵（未示出）和/或方向舵（未示出）。在图1的飞行器102的基准配置132中，稳定器268被布置成双边对称配置130，其中水平稳定器268被定位在相同的段位置处并且彼此大致纵向对齐。
在图1中，飞行器102可以进一步包括可以从主体104或机身170向外延伸的一个或更多个突出气动表面190。例如，飞行器102可以包括可被安装在机身170相对两侧上的一对机翼192。在机身170的每一侧上的机翼192可以被配置成彼此基本相似。例如，在机身170的每一侧上的机翼192一般可以具有相同的尺寸、形状、轮廓、翼剖面、翼展、锥度比、掠角（例如前掠角或后掠角）以及二面角或正上反角。尽管示出了向后扫掠和锥形配置，但可以提供非扫掠配置或向前扫掠配置的机翼192。另外，可以提供非锥形配置的机翼192，其中沿每个机翼192的半翼展的翼剖面（未示出）或者弦大致恒定。
在本文公开的***和方法的实施例中，机翼192可以被提供为高展弦比机翼192。例如，高展弦比机翼192可以具有翼展（未示出）比平均弦长（未示出）的至少为2的展弦比。在类似于图1和图2的商用飞机的实施例中，高展弦比机翼192可以被提供在约2至10或更高范围内的展弦比。每个机翼192可以具有翼根198、翼尖204和后缘206。翼根198具有在前缘204上的最前点与后缘206上的最后点之间延伸的根弦200。在本公开中，在机翼192与机身170交叉的地方定义翼根198。在图1所示飞行器102的基准配置132中，机翼192被布置成双边对称配置130，其中机翼192被定位在相同的段位置处。
在图1中，飞行器102可以进一步包括一个或更多个推进单元230。飞行器102被显示为双发动机布置，其具有安装至机身170相对两侧上的机翼192上的一对推进单元230。推进单元230可以被设置在机身170的相对两侧上近似相同的横向位置处。在一个实施例中，航空器100（即飞行器102）可以包括在主体104的相对两侧上的相等数量的发动机短舱232或推进单元230。一对推进单元230中的每一个可以被定位在机身170的相对两侧上相同的横向位置处。就此而言，一对推进单元230中的每一个可以被安装在机身170的相对两侧上距机身170近似相同的距离处。在未示出的实施例中，不一致数量的推进单元230或发动机短舱232可以被包括在飞行器102内。另外，推进单元230可以被安装在机翼192、机身170和/或飞行器102可包括的其他结构（未示出）上的任何位置处，以便推进单元230不被限制于安装在图1所示的位置处。机身170每侧上的推进单元230一般可以具有相似的配置，尽管本文公开的***和方法可以被应用于具有不同推进单元配置的飞行器102。
在图1中，推进单元230中的每一个可以包括发动机短舱232或推进单元230，其被显示为安装在机翼上，以便同可以与机身（未示出）集成在一起的发动机短舱（未示出）或推进单元（未示出）区别开。在本文公开的任何实施例中，发动机短舱可以经由从机身向外延伸的支架或固定件安装至机身（未示出）。在本文公开的实施例中，机身170每侧上的发动机短舱232可以具有基本相似的短舱直径、长度和配置。
每个发动机短舱232一般可以定义推进单元230的外部几何形状。另外，每个发动机短舱232具有发动机入口238，所述发动机入口在本公开中被定义 为发动机短舱232的最前点和/或前面。在本公开中，发动机短舱232从发动机入口延伸至发动机喷嘴240，所述发动机喷嘴在本公开中被定义为发动机短舱232的最后点和/或后端或者推进单元230的最后点。在图1所示飞行器102的基准配置132中，安装在机翼上的发动机短舱232被布置成双边对称配置130，其中发动机入口238和发动机喷嘴240基本位于相同的段位置处。
尽管本公开的推进单元230是在具有发动机短舱232的涡轮发动机的背景下显示和描述的，但是本文公开的***和方法可以被应用于具有涡轮螺旋桨发动机或者其他螺旋桨驱动的发动机的飞行器102，并且可以额外包括活塞发动机或者任何其他类型的推进单元，但不限于此。另外，本文公开的***和方法可以针对与图1的管状带翼飞行器102不同的飞行器平面图。例如，本文公开的***和方法可以针对处于、接近或高于跨音速飞行状态下运行的混合翼飞行器或任何类型的航空器100或航空器/航天器，但不限于此。
参考图1A，其示出飞行器102的基准配置132的局部纵向横截面176的剖视图，该图沿穿过图1的机身170的前段位置134处的剖切面140所截取。图1A中的机身横截面176代表移置迎面气流110（图1）的飞行器横截面。
参考图1B，其示出飞行器102的基准配置132的局部纵向横截面的剖视图，该图沿飞行器102的中间段位置136处的剖切面140所截取。图1B的横截面包括机身170的横截面176和两个发动机短舱232的横截面242。就此而言，图1B示出飞行器102的常规基准配置132的用于移置迎面气流110（图1）的横截面的突然增加。
参考图1C，其示出飞行器102的基准配置132的局部纵向横截面的剖视图，该图沿飞行器102的后段位置138（图1）处的剖切面140所截取。图1C的横截面包括机身170的横截面176、两个发动机短舱232的横截面242以及后段位置138处的机身170每侧上的机翼192的横截面208。图1C进一步显示出现在中间段位置136和后段位置138（图1）之间的相对短距离中的横截面的突然增加，并且其在飞行器102的基准配置132接近声速时可能对应于波阻的显著增加。
参考图2，其示出有利地具有双边不对称配置150的飞行器102的顶视图，该配置具有彼此纵向偏移的发动机短舱232。在图2中，发动机短舱232包括前短舱234，其可以被定位在机身170另一侧上的后短舱236的前面。就此而言，图2中的发动机短舱232可以彼此纵向偏移如下所述的发动机偏移距离。 除了发动机短舱232之外，图2所示飞行器102的发动机偏移配置152在突出气动表面190如机翼192、水平稳定器268和其他组件114方面以及在飞行器102的剩余组件114的双边对称方面可以基本上类似于图1所示飞行器102的基准配置132。
在图2中，发动机短舱232可以偏移预定的偏移距离244。在所示实施例中，前短舱234和后短舱236被定位在机身170相对两侧上基本相同的横向位置处。然而，前短舱234可以被定位成使得前短舱234的至少一部分近似恒定横截面249（即交叉阴影线所示）与后短舱236的发动机入口238（即前面）大致纵向对齐。例如，前短舱234的近似恒定横截面249的前端250的位置与后短舱236的发动机入口238大致对齐，其可以提供对应于飞行器配置的最小波阻的最佳偏移距离244。就此而言，前短舱234和后短舱236可以纵向偏移偏移距离244，其相对于双边对称飞行器的横截面变化率可以使飞行器的横截面变化率（例如增加或减少）最小化。在一个实施例中，前短舱234可以被定位在前短舱234的未偏移位置（未示出）或原始对称位置之前。同样地，后短舱236可以被定位在后短舱236的未偏移位置（未示出）或原始对称位置之后。然而，前短舱234和后短舱236也可以相对于其各自未偏移位置被定位在任何位置处。
在一个实施例中，发动机短舱232可以偏移如物理实际距离一样大的偏移距离244。例如，发动机短舱232可以偏移从不偏移（即纵向对齐）到使得一个发动机短舱232的发动机入口238与机身170另一侧上的发动机短舱232的发动机喷嘴240对齐的偏移距离244的范围内的任何量。更大的发动机偏移距离244也是可能的。在一个实施例中，发动机短舱232可以被纵向偏移，以使得前短舱234的至少一部分近似恒定横截面249与后短舱236的发动机入口大致纵向对齐。近似恒定横截面249在图2中用交叉阴影线示出并且可以包括发动机短舱232的最大横截面区域。就此而言，发动机短舱232的大致恒定横截面249可以具有稍微弯曲的外表面（例如中凸弯曲），并且不必局限于恒定外直径或恒定横截面形状。
在图2的实施例中，机身170一侧上的后短舱236的发动机入口238（例如前面）的段位置可以与机身170另一侧上的前短舱234的近似恒定横截面249的后端251大致纵向对齐。在未示出的进一步实施例中，后短舱236的大致恒定横截面249的后端251的段位置可以与前短舱234的发动机喷嘴240 大致纵向对齐。在另一个未示出的实施例中，机身170一侧上的前短舱234的发动机喷嘴240可以与机身170另一侧上的后短舱236的发动机入口238大致纵向对齐。有利地，近似恒定横截面249的前端250和后端251的上述位置可以对应于飞行器102的最小波阻。
在未示出的进一步实施例中，发动机短舱232可以被纵向偏移，以使得前短舱234的减小的横截面区域与后短舱236的增大的横截面区域至少部分交叠。发动机短舱232的减小的横截面区域可以包括位于近似恒定横截面249后面的短舱部分。发动机短舱232的增大的横截面区域可以包括位于近似恒定横截面249前面的短舱部分。通过使机身一侧上的减小的短舱横截面与机身另一侧上的增大的短舱横截面交叠，相对于具有双边对称（非偏移）发动机短舱的航空器，飞行器102的横截面的变化率可以被最小化。
对于本文公开的任何一个双边不对称实施例，可以根据如下所述的方法解析地确定机身170的相对两侧上的一对组件114（例如发动机短舱232、机翼192、稳定器268、控制表面272等）的偏移距离，从而计算对应于飞行器102的最小波阻的一个或更多个偏移距离。可替换地，可以根据实验或者通过分析和实验的组合来确定偏移距离量。
图2的发动机偏移配置152代表可以有利地使飞行器102的波阻的增加最小化的多种双边不对称配置150中的一种。在本公开中，可以有利地通过在机身170的相对两侧上将一对或更多对组件114安装成偏移布置来使航空器100中的波阻最小化。例如，如下面更详细地描述，通过纵向偏移飞行器102的一对突出气动表面190，可以使波阻最小化。突出气动表面190可以被定义为从航空器100或飞行器102的主体104或机身170向外延伸的任何构件。
在本公开中，突出气动表面190可以包括高展弦比机翼192、水平稳定器268、垂直稳定器262、倾斜稳定器（未示出）、鸭式安定面（未示出）、控制表面272以及其他突出气动表面190。稳定器可以被定义为向飞行器102或航空器100提供方向稳定性的气动表面。在一个实施例中，稳定器可以包括固定的或不可移动的突出气动表面190。在本公开中，突出气动表面190也可以包括例如用于飞行器102或航空器100的气动控制或方向控制的控制表面272，并且一般可以包括可移动控制表面272。例如，控制表面272可以包括方向舵、升降舵、升降副翼、方向升降舵或者各种可移动表面中的任何一个。 控制表面272的一个边缘可以铰接耦合到另一个构件例如稳定器。然而，控制表面272可以作为单独组件可枢转地安装至航空器100或飞行器102。例如，控制表面272可以包括全能移动的升降舵、方向舵或其他控制表面配置。在本公开中，突出气动表面190可以包括对经过航空器100或飞行器102上面的迎面气流110表现出横截面变化的任何构件、结构、装置或组件。
参考图2A，其示出飞行器102的发动机偏移配置152的局部纵向横截面图的剖视图，该图沿图2的前段位置154处的剖切面140截取。图2中的前段位置154位于图1中的前段位置134的相同位置处。图2A中的横截面176与图1A中的横截面176相同。
参考图2B，其示出发动机偏移配置152的局部纵向横截面的剖视图，该图沿飞行器102的第一中间段位置156（图2）处的剖切面140截取。图2B的横截面包括机身170横截面176和单个发动机短舱232的横截面242。就此而言，相对于图1B的基准配置132的横截面的更突然增加，图2B示出发动机偏移配置152的横截面的更逐渐增加。
参考图2C，其示出发动机偏移配置152的局部纵向横截面的剖视图，该图沿着第二中间段位置157（图2）处的剖切面140截取。图2C的横截面包括机身170的横截面176和两个发动机短舱232的横截面242，并且在尺寸上类似于图1B所示的图1的飞行器102的基准配置132的横截面尺寸。相对于基准配置132的横截面的突然增加，图2C进一步示出发动机偏移配置152的横截面的逐渐增加。
参考图2D，其示出飞行器102的基准配置132的局部纵向横截面的剖视图，该图沿飞行器102的后段位置158（图2）处的剖切面140截取。图2中的后段位置158位于图1中的后段位置138的相同位置处，并且图2D中的横截面176与图1C中的横截面176相同。图2D中的横截面包括机身170的横截面、两个发动机短舱232的横截面242以及后段位置158处的部分机翼192的横截面208。
相对于图1A-1C的基准配置132的横截面的突然增加，图2A-2D示出通过纵向偏移发动机短舱232所实现的横截面的更逐渐增加。尽管在图2A-2D中未示出，偏移的发动机短舱232可以被纵向偏移，从而在气流110接近纵向偏移的发动机短舱232的后端时提供逐渐减小的横截面。应该认识到，通过纵向偏移发动机短舱232，波阻可以被最小化，这是因为横截面分布沿飞行 器102的纵轴106更逐渐变化。在本文公开的任何实施例中，横截面分布的逐渐变化可以包括航空器100或飞行器102的横截面的逐渐增加和/或横截面的逐渐减小。
参考图3，其显示了绘制出图1的基准配置132（即未偏移）和图2的发动机偏移配置152的纵向横截面与段位置之间的关系的曲线图。段位置是相对于原点108位置标示的，其中原点位置位于图片左侧的前机身位置与图片右侧的后机身位置之间的图片中间点。图3的曲线图是利用与基准配置132分析相同的分析参数根据基准配置132的相对低保真度分析和发动机偏移配置152的相对低保真度分析产生的。
在图3中，基准配置132（即未偏移）的面积分布图被显示为实线。发动机偏移配置152的面积分布图被显示为虚线并且与基准配置132的实线重叠。对于发动机偏移配置152，图中虚线示出横截面在第一中间段位置156处开始增大并且代表来自前短舱234（图2）的面积贡献。由此可见，发动机偏移配置152的初始面积增大发生在基准配置132的横截面的初始增大之前（即相对于迎面气流）。虚线和实线的高度差也示出发动机偏移配置152的最大横截面积小于基准配置132的最大横截面积。
图4示出图3的面积贡献的导数图，并且示出基准配置132和发动机偏移配置152的横截面积的变化与段位置之间的关系。基准配置132的面积分布变化图被显示为实线。发动机偏移配置152的面积分布变化图被显示为虚线。图4中的虚线示出来自发动机偏移配置152的前短舱234（图2）和后短舱236（图2）的面积贡献的相对均匀混合，并且其有利地对应于面积增大的最小速率。相反，在图4的相同曲线段中，实线示出基准配置132（图1）的纵向对齐的发动机短舱232的面积贡献的突然增大（即在元件130处）。另外，实线中的负峰示出基准配置132的纵向对齐的发动机短舱232的面积贡献的突然减小。
图5示出处于双边不对称配置150中的飞行器102，其具有包括纵向偏移机翼192和/或纵向偏移水平稳定器268的纵向偏移突出气动表面190。在本公开中，如上所述，突出气动表面190包括被安装至主体104和/或从主体104向外延伸或突出的任何构件。图5中的飞行器102包括前机翼194和后机翼196，二者可以彼此偏移任何机翼偏移距离，这是非限制性的。飞行器102也可以包括稳定器，稳定器可以彼此偏移任何距离，这是非限制性的。例如， 飞行器102可以包括一对水平稳定器268，例如可以彼此偏移的前稳定器264和后稳定器266。尽管未示出，垂直稳定器262或垂直尾翼可以相对于水平稳定器268纵向偏移。除了偏移机翼192之外，处于双边不对称配置150中的飞行器102可以包括安装在机身前端的纵向偏移鸭式安定面表面（未示出）、可以安装到机身后端的纵向偏移方向升降舵（未示出）或者可以彼此偏移的其他尾翼配置（例如，V形尾、U形尾、T形尾等，未示出）。纵向偏移突出气动表面190也可以包括可安装到混合式机翼飞行器（未示出）的控制表面（未示出）。
在图5中，如上所述，前机翼194和后机翼196可以彼此纵向偏移任何距离。机身每一侧上的发动机短舱232可以被安装在相对于机翼的相同位置处，以使得纵向偏移机翼也导致纵向偏移发动机短舱。然而，飞行器可以被配置为具有纵向偏移的机翼和非偏移的安装在机翼上的发动机短舱（未示出）。在图5中，与可以具有3或更小的相对低展弦比的三角翼（未示出）飞行器相比，纵向偏移机翼192可以具有大体高达10或更大的高展弦比。
在本文公开的任何偏移配置中，一组组件（发动机短舱232、突出气动表面190等）的最大偏移距离可以取决于航空器的配置。例如，无人驾驶飞行器（UAV）上的机翼偏移距离可以小于商用喷气式飞机上的机翼偏移距离。最大偏移距离可以由结构、气动和/或制造约束条件或其他约束条件来确定。在图5中，前机翼194被显示为相对于后机翼196偏移约为机翼192之一的根弦200的长度的机翼偏移距离210。如上所述，翼根198可以被定义在机翼192与机身170相交的位置。在一个实施例中，机翼192可以彼此偏移在约1英尺与根弦200的长度之间的偏移距离210。然而，为了最小化因机身170上的加载路径传输或扭转载荷导致的复杂性或者与空气动力学有关的复杂性，可以使一对偏移机翼192的偏移距离210最小化。
水平稳定器268也可以被纵向偏移一稳定器偏移距离270，该稳定器偏移距离可以被限制为水平稳定器268之一的根弦200的长度。然而，如上所述，水平稳定器268可以被偏移任何稳定器偏移距离270，这并不是限制性的。在本文公开的任何实施例中，突出气动表面190可以彼此纵向偏移，以便机身一侧上的前组件（例如前突出气动表面）的减小的横截面区域与机身另一侧上的后组件（例如后突出气动表面）的增加的横截面区域至少部分交叠。
图6示出双边不对称配置150的飞行器102的进一步实施例。如图所示， 机翼192可以是双边对称的，以便机翼192被定位在机身170的相对两侧上的相同段位置处。可以通过不对称加长的发动机短舱232来提供飞行器102的双边不对称性。就此而言，机身170一侧上的发动机短舱232可以具有前短舱延伸部246。前短舱延伸部246可以从发动机短舱232向前延伸或突出。另外，机身170另一侧上的发动机短舱232可以具有后短舱延伸部248。后短舱延伸部248可以从发动机短舱232向后延伸或突出。飞行器可以包括在一个发动机短舱232上的前短舱延伸部246和/或在一个短舱上的后短舱延伸部248。然而，可以同时向飞行器提供在一个发动机短舱232上的前短舱延伸部246和后短舱延伸部248。
如图所示，前短舱延伸部246可以偏移一延伸偏移距离252，和/或后短舱延伸部248可以偏移一延伸偏移距离252，该延伸偏移距离252与前短舱延伸部246的延伸偏移距离252可以不同。图6中所示的实施例可以代表具有双边对称配置的现有飞行器102的改型配置，至少是关于机翼192和发动机短舱232的对称性的改型。通过增添前短舱延伸部246和/或后短舱延伸部248，可以显著提高现有飞行器102的波阻特征。
图7A示出双边对称配置130的巡航导弹280的实施例，其具有导弹主体282和纵向对齐的弹翼284。巡航导弹280代表航空器100的可替换实施例，其可以在跨音速区域内操作并且可以受益于本文公开的使波阻最小化的***和方法。
图7B示出具有偏移弹翼284的双边不对称配置150的巡航导弹280。弹翼284可以偏移高达导弹翼根286的根弦288长度的弹翼偏移290距离，但是如上所述，弹翼286可以被提供任何弹翼偏移290距离，这并不是限制性的。有利地，相对于图7A所示的对称导弹280配置，偏移弹翼284可以提供导弹280的横截面分布的更逐渐变化。上述偏移配置也可以被应用于火箭（未示出）或发射运载工具。例如，火箭可以被提供有稳定翅（未示出），所述稳定翅可以被偏移以使波阻最小化。任一上述偏移配置也可以被应用于包括在运行穿过大气时使波阻最小化的航天器的其他交通工具。
图8A是军用飞行器102配置的实施例的顶视图。飞行器102具有以双边对称配置130的方式被安装在飞行器102上的相同数量的外部存储装置300，其被标示为300A、300B、300C和300D。外部存储装置300被图示为在机身170相对两侧上以两对的形式安装到机翼上的燃料罐302。然而，可以按照能 够可释放地安装到飞行器102的任何类型存储装置配置的形式提供外部存储装置300。例如，外部存储装置300可以包括但不限于武器例如导弹和或炸弹、监测吊舱或可以可释放地安装到飞行器102的任何其他类型的外部存储装置。可以按照与上述图2所示的发动机偏移配置152类似的使不对称载荷最小化且同时使飞行器102的横截面变化率最小化的方式从飞行器102上释放外部存储装置300。
例如，图8B-8D示出以使横截面变化最小化的方式释放外部存储装置300的序列的实施例。图8B示出在释放外部存储装置300B、300C和300D之前释放外部存储装置300A以有效地提供图8B中的双边不对称配置。图8C示出释放序列的下一阶段，其中在释放外部存储装置300B和300D之前释放外部存储装置300C。图8C中的释放序列的阶段可以代表相对于从飞行器102的每一侧释放相等数量（未示出）的外部存储装置300的布置使飞行器102的横截面变化率最小化的布置。
图8D示出释放序列的下一阶段，其中在将要释放的外部存储装置300中的最后一个（尽管未示出）外部存储装置300B之前，释放外部存储装置300D。释放序列300A-300C-300D-300B可以提供飞行器稳定性和与波阻减小有关的控制考量之间的平衡。然而，能够通过使飞行器102的横截面变化率最小化以有效地降低波阻的其他释放序列也是可能的。例如，对于具有多于四个（4）可释放的外部存储装置300的飞行器（未示出），可替换的释放序列可以被配置为使横截面变化最小化。通过以一个或更多个上述方式释放外部存储装置300，波阻可以被最小化，这样可以例如在接近或处于跨音速区域内操作时提高行程和/或增大飞行速度能力。
图8E示出图8A的飞行器的实施例，其中外部存储装置300以能够使飞行器102的横截面变化率最小化的交错方式被加载到或安装到飞行器102。与图8A所示的以双边对称布置安装外部存储装置300A、300B、300C和300D的布置相反，图8E示出被安装成双边偏移或交错布置的外部存储装置。例如，在图8E中，外部存储装置300A和300D可以彼此偏移一存储装置偏移量304。同样地，外部存储装置300B和300C可以彼此偏移一存储装置偏移量304。外部存储装置300A-300D和300B-300C的偏移可以使沿着飞行器102的纵轴的横截面增加和减少最小化，并且其可以有利地使波阻最小化。
图9是示出使航空器100的波阻最小化的方法400的实施例的流程图。 该方法可以包括提供航空器100例如飞行器102的主体104的步骤402。如上所述，航空器100具有大致平行于向前飞行方向112取向的纵轴106。飞行器102可以包括图2所示的商用飞行器102、图8B所示的军用飞行器102、图7B所示的例如巡航导弹280的导弹或者可以在或接近跨音速区域或者在高马赫数下操作的各种可选航空器100配置中的任一种。
图9的方法400的步骤404可以包括纵向偏移在主体104相对两侧上的至少一对组件114。然而，本公开并不限于偏移偶数个（例如几对）组件。就此而言，本文公开的***和方法可以包括使奇数个组件例如三（3）个或更多个组件相对于彼此偏移以使飞行器的横截面的变化率最小化。如上所述，可以被偏移的组件114可以包括突出气动表面190（图2），例如机翼192（图2）、水平稳定器268（图2）、垂直稳定器262（图2）、倾斜稳定器（未示出）、控制表面272（图2）或者从航空器100的机身170或主体104向外延伸的任何其他突出气动表面190。
组件114也可以包括推进单元230，所述推进单元包括如上所述可以安装在机翼上并且可以在机身179的相对两侧上纵向偏移的发动机短舱232。在一个实施例中，该方法可以包括以双边对称方式（即非偏移）将一对机翼192安装在主体104的相对两侧上，并且如图2和/或上述实施例之一所示将一对发动机短舱232纵向偏移。尽管未示出，但是该方法可以包括如上所述使前短舱的减小的横截面区域与后短舱的增加的横截面区域交叠。
在一个实施例中，可以通过向航空器100的一个或更多个组件114添加延伸部以实现偏移布置，从而将现有的双边对称航空器100转换成双边不对称航空器100。例如，如图6所示，可以通过翻新现有飞行器102或飞机以将前短舱延伸部246添加到机身170一侧上的发动机短舱232和/或将后短舱延伸部248添加到机身170另一侧上的发动机短舱232来获得双边不对称性。如上所述，前短舱延伸部246和/或后短舱延伸部248可以偏移一延伸偏移距离252。应该认识到，其他延伸配置可以被添加到现有飞行器102的其他组件114以实现双边不对称性并改进沿飞行器102的纵轴106的横截面分布。
也可以通过从飞行器上释放外部存储装置300的方式在双边对称航空器100（例如图8A所示的飞行器）中实现双边不对称性。例如，如上面关于图8A-8D所述，可以按照使飞行器的横截面变化最小化（图8B）并且可以优选使飞行器的总配置阻力最小化的序列释放外部存储装置300来有效地提供双 边不对称性。总配置阻力可以包括寄生阻力（包括干扰阻力）、压差阻力以及波阻。参考图8E，也可以通过如上所述以存储装置偏移304安装外部存储装置300来提供双边不对称性，以此作为使飞行器102的横截面变化最小化的手段，这可以使波阻最小化。
图9的方法400的步骤406包括响应于纵向偏移所述组件而使航空器或飞行器的横截面变化率最小化。所述组件的纵向偏移产生双边不对称配置。在本文公开的任意实施例中，双边不对称性可以按照使总配置阻力最小化的方式来实现。使总配置阻力最小化可以包括相对于双边对称配置的波阻使波阻降低。然而，使总配置阻力最小化可能导致并未降低到绝对最小值的降低的波阻。
使波阻最小化的方法可以包括估算航空器100的波阻，作为确定安装在航空器100的主体104相对两侧上的一对组件114之间的最佳偏移距离的手段。就此而言，最小波阻对应于组件114之间的至少一个标称偏移。航空器100的波阻可以由在给定马赫数下的航空器100的阻力系数（CD）代表。航空器100的波阻系数可以通过在如图3所示的航空器长度lv上计算航空器100的横截面分布S(x)来估算。基于面积分布，该方法可以包括计算在航空器长度lv上的横截面分布的变化率S’(x)。图4的曲线图绘制出在航空器长度lv上的横截面分布的变化率S’(x)。如图3所示，面积分布S(x)可以参照位于航空器100前端和后端之间的中间点处的原点108而居中。面积分布S(x)可以被转换成φ的函数，其中：
然后，该方法可以包括使用以下等式来计算横截面分布S(x)的傅里叶级数扩展：
其中，
波阻可以使用波阻系数CD的以下关系式来估算：
其中nmax代表导致傅里叶级数收敛的傅里叶项的数量。在由R.Nelson等人所 著的题为“Some Examples of the Applications of the Transonicand Supersonic AreaRules to the Prediction of Wave Drag”的NASA技术备忘录中以及由R.Jones等人所著的题为“Theory of Wing-Body Drag at Supersonic Speeds”的NACA技术报告1284（1956）中公开了上述估算波阻的方法。
本方法可以进一步包括重复调整偏移距离并通过例如使用上述方法估计所产生的波阻系数，直到确定能够使给定飞行器102配置的波阻最小化的至少一个偏移距离。就此而言，飞行器102的组件114例如发动机短舱232可以在一系列偏移距离内偏移，由此可以产生使波阻最小化的两个或更多个位置，如图10的曲线图中的局部最小值216所指示。
图10是绘制出波阻系数/最小阻力的阻力系数比214与偏移距离212之间的关系的曲线图，该偏移距离是飞行器102的若干双边不对称配置150的最大偏移距离的百分比。计算每一种配置的阻力系数是利用傅里叶项的数量nmax=200来计算的。这些配置包括偏移机翼210、偏移发动机244以及偏移短舱延伸部252，其中每种配置的阻力系数比214被描绘为作为最大偏移的百分数的偏移距离212的函数。对于每种飞行器102配置，图10示出至少两个偏移距离212的局部最小值216。尽管图10仅绘制出偏移机翼210的最大偏移的整个长度的阻力系数比214，但是偏移发动机244和偏移短舱延伸部252的曲线类似于偏移机翼210并且可以在与偏移机翼210类似的位置处具有局部最小值。
在图10中，每一个最小值216代表使横截面分布的增长率最小化的偏移距离212（例如百分比）。例如，对于发动机偏移配置152，阻力系数比214的局部最小值216出现在约20%的最大偏移的偏移距离212处，其对应于图2所示的偏移布置。图10也示出在约78%的偏移距离212处的阻力系数比214的局部最小值216，其对应于一种发动机偏移实施例（未示出），其中前短舱234（图2）的减小的横截面区域与机身170另一侧上的后短舱236（图2）的增大的横截面区域交叠。
图10进一步示出对于一般双边对称的飞行器102，添加前短舱延伸部246和/或后短舱延伸部248可以提供用于实现双边不对称并减小波阻的经济有效的方式。就此而言，在无需明显改变飞行器102的结构载荷的情况下，可以对现有飞行器102配置进行翻新。有利地，短舱延伸部代表了通过相对较少的重新设计来修改现有飞行器102以便以更高速度飞行的装置。就此而言， 本文公开的各种实施例提供了用于调整飞行器102的组件114（例如机翼、发动机、稳定器、控制表面等）的纵向位置以便在不改变机身的局部直径且无需使用为跨音速飞行状态裁量的翼剖面的情况下提高现有横截面分布的装置。
本领域技术人员可以明白本公开的其他变化和改进。因此，本文所述和所示的部件的特殊组合仅旨在表示本公开的某些特定实施例，并不是作为对本公开的精神和范围内的可选实施例或装置的限制。
Claims (15)
1.一种具有双边不对称配置的航空器，其包括：
主体，其具有向后扫掠的固定翼，当所述航空器飞行时，所述主体具有平行于向前飞行方向连续取向的纵轴；以及
被安装在所述主体的相对两侧上的至少一个以下组件：
纵向偏移发动机短舱；
不对称加长发动机短舱；以及
包括稳定器的纵向偏移突出气动表面，
其中所述纵向偏移发动机短舱被安装在机翼上。
2.根据权利要求1所述的航空器，其中所述纵向偏移突出气动表面包括控制表面和高展弦比机翼中的至少一个。
3.根据权利要求1所述的航空器，其中：
所述纵向偏移发动机短舱包括前短舱，所述前短舱能够被定位在机身另一侧上的后短舱的前面，并且其中所述前短舱的至少一部分近似恒定横截面与所述后短舱的发动机入口大致纵向对齐。
4.根据权利要求3所述的航空器，其中：
所述前短舱的所述近似恒定横截面的前端和后端之一与后短舱的所述发动机入口大致纵向对齐。
5.根据权利要求3所述的航空器，其中：
后短舱的近似恒定横截面的后端与前短舱的发动机喷嘴大致纵向对齐。
6.根据权利要求3所述的航空器，其中：
前短舱的减小的横截面区域与后短舱的增大的横截面区域交叠。
7.根据权利要求1所述的航空器，其中所述不对称加长发动机短舱包括以下至少一个：
前短舱延伸部，其被安装到所述主体一侧上的所述不对称加长发动机短舱上；以及
后短舱延伸部，其被安装到所述主体另一侧上的所述不对称加长发动机短舱。
8.一种使航空器的波阻最小化的方法，其包括以下步骤：
提供航空器的主体，所述主体具有向后扫掠的固定翼，当所述航空器飞行时，所述主体具有平行于向前飞行方向连续取向的纵轴；以及
纵向偏移所述航空器的主体的相对两侧上的发动机短舱，
其中所述发动机短舱被安装在机翼上。
9.根据权利要求8所述的方法，其进一步包括纵向偏移所述航空器的主体的相对两侧上的外部存储装置和高展弦比机翼中的至少一个。
10.根据权利要求8所述的方法，其中所述发动机短舱包括前短舱，所述前短舱能够被定位在机身另一侧上的后短舱的前面，其中纵向偏移所述发动机短舱的步骤包括：
使前短舱的至少一部分近似恒定横截面与后短舱的发动机入口纵向对齐。
11.根据权利要求10所述的方法，其中纵向偏移所述发动机短舱的步骤包括：
使所述前短舱的所述近似恒定横截面的前端或后端中的至少一个与所述后短舱的所述发动机入口纵向对齐。
12.根据权利要求10所述的方法，其中纵向偏移所述发动机短舱的步骤包括：
使前短舱的减小的横截面区域与后短舱的增大的横截面区域交叠。
13.根据权利要求8所述的方法，其中纵向偏移所述发动机短舱的步骤包括以下至少一个：
将前短舱延伸部增添至现有航空器的所述主体一侧上的发动机短舱；以及将后短舱延伸部增添至所述现有航空器的所述主体另一侧上的所述发动机短舱。
14.根据权利要求8所述的方法，其进一步包括纵向偏移所述航空器的主体的相对两侧上的稳定器的步骤，所述稳定器包括水平稳定器和垂直稳定器中的至少一个。
15.根据权利要求9所述的方法，其中纵向偏移所述外部存储装置的步骤包括：
将外部存储装置以双边对称的方式安装在所述主体的相对两侧上；以及
释放所述主体一侧上的外部存储装置，之后释放所述主体另一侧上的外部存储装置。
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