CN111278728A - 用于飞行器的圆顶整流罩及其制造方法 - Google Patents

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埃里克·A·阿尔斯特伦
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Abstract

一种圆顶整流罩(250)，用于减小飞行器机身(210)和机翼(220)上的阻力以及增加其上的升力。整流罩包括沿着纵向轴线延伸的壳体长度，以及正交于纵向轴线延伸的可变宽度。壳体宽度是可变的，并且由圆顶整流罩的多个横截面面积限定。整流罩具有基本上平滑的外表面，该外表面沿壳体的长度和可变宽度弯曲。壳体表面具有其纵向和横向曲率，该纵向和横向曲率由与飞行器(200)的参考翼根弦、机身的横截面面积、被整流罩覆盖的横截面面积的百分比以及圆顶整流罩在机身(210)的顶部部分上的定位相对应的度量来限定。壳体具有构造成与定位圆顶整流罩(250)的顶部形状相一致的下表面。

Description

用于飞行器的圆顶整流罩及其制造方法
相关申请的交叉引用
本专利申请要求2017年9月20日提交的美国临时申请号62/560,982的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及飞行器整流罩，且更具体地涉及飞行器上的圆顶整流罩。
背景技术
大部分实用且成功的个人、商用和军用运输飞行器包括机翼展弦比大于5:1和机身长细比大于6:1的结合设计。所有这些成功的运输飞行器都是行业认为的常规构型，具有大致管状的机身，位于飞行器重心附近的单个高展弦比升力翼，以及负升力水平尾部。这些设计包括军用运输机和一些小型商用运输机的高机翼构型，而一些小型和大多数大型商用运输机是低机翼构型。
目前，飞行器的机翼、机身和水平安定面的设计通常已经被分开。每个部件已经单独被设计，然后在完成相应的设计之后与完整的飞行器集成。在机翼的设计中使用总体校正因子来考虑在机身相交处假定的诱导翼根速度。
将单独设计的机翼与圆形机身集成的影响导致机身宽度上的翼展方向升力分布显著减小。飞行器行业一直在不断研究设计机翼，特别是翼根区域，以改善机身上的升力和翼展方向升力分布。
将翼展方向升力分布调整得更接近椭圆减小了诱导阻力。这是由Ludwig Prandtl证实的。产生更椭圆的翼展方向升力分布的对现有机身的任何修改都增加了Oswald翼展效率比，其最大值为1.0。
现有技术圆顶设计
在一些第二次世界大战时代的战斗机中，使用泡型舱罩来给予飞行员更好的可见性。这些意外地产生了稍微更好的翼展方向升力分布，如Lednicer 1999年1月的标题为“第二次世界大战战斗机空气动力学”(“World War II Fighter Aerodynamics”)的文章中的P-51B与P-51D所示。由于该时代的泡型舱罩在后部区域表现出分离，这种效应没有被行业所探索。后来的模型喷气式战斗机也使用泡型舱罩，泡型舱罩很好地位于机翼的前方，而不考虑翼展方向升力效应。
后来的商用喷气式飞行器，即BOEING(波音)767-200飞行器，被军方改装成将圆顶整流罩100包括在后来被称为767机载光学附件(AOA)飞行器10中，如图1所示。圆顶整流罩50安装在头部处的驾驶舱14上方的机身12的顶部20上，并向后穿过机翼18朝向水平和垂直安定面以及尾部处的边条(strake)(如果存在的话)16延伸，并覆盖机身12的整个顶部部分的一半以上。从20世纪80年代到2000年初，BOEING 767AOA飞行器10被用于采集红外数据。圆顶整流罩50的大小和构造可容纳用于执行红外数据检测/收集和其它功能的电子设备和天线阵列，而不考虑翼展方向升力效应。
翼尖装置
还必须考虑翼尖装置的影响和广泛使用。传统上，诱导阻力限定为CL2e/πAR，其中：CL限定为参考翼面积的总体升力系数；“AR”或展弦比是翼展的平方除以参考翼面积；π是常数；以及“e”是翼展效率因子。
根据Prandtl，当升力的翼展方向分布为椭圆形时，实现最小的诱导阻力。翼展效率因子的理论极限为1.0。由于翼尖装置引起的翼展的竖直偏差被认为是翼展增大。因此，小翼、弯曲小翼、分体小翼的竖直位移以及所有翼尖的既定尖端涡流效应都会影响翼展效率因子。(参见，例如，Hoerner,Sighard F.,“流体动力阻力：关于空气动力阻力和流体动力阻力的实用信息”(“Fluid Dynamic Drag:Practical Information on Aerodynamic Dragand Hydrodynamic Resistance”)，第2版，Hoerner流体动力(1993年6月25日),ISBN-13:978-9993623939；和Hoerner，Sighard F.，“流体动力升力：关于空气动力和流体动力升力的实用信息”(“Fluid Dynamic Lift:Practical Information on Aerodynamic andHydrodynamic Lift”)，第2版，Hoerner流体动力(1992年6月),ISBN-13 978-9998831636)。
大多数小翼装置的影响是增加翼尖处的升力，这使升力向外侧移动，远离椭圆最佳状态。这种效应降低了翼展效率因子。尖端处的额外升力增加了机翼的外侧弯矩，从而需要针对该弯矩来增加显著的附加结构重量。这增加了飞行器的净重，抵消了大量燃料节省，这种燃料节省在较低的燃料燃烧下产生了大致相等的航程。其机翼设计得过于坚固而没有小翼的飞行器，相比于小翼的安装具有较小的结构重量影响，并且显示出航程的增加。升力和阻力簿记以及所有这些个别效应的相对影响是航空设计界内争论的主题。
在行业广泛已知小翼也有积极的效应，而其它的效应也存在争论。首先，正确设计的小翼使多个翼尖涡流从传统翼尖向外侧、向后移动并竖直移位。这减小了尖端涡流对机翼的法向力矢量的向后旋转的影响。矢量的竖直分量是升力，而向后分量是阻力。机翼法向力矢量的向后分量的减小构成了小翼对总体升力/阻力(L/D)比的大部分积极益处。第二个益处是对由于诸如机场停机位(airport gate)间距之类的基础设施而受翼展限制的设计来说有增加的升力。
与之相反方向的翼尖装置是波音斜削式翼尖。虽然翼展效率设计优越且有害影响较少，但是实现具有增大的翼展的斜削式翼尖影响基础设施。Boeing已经通过777X的翼尖折叠机构解决了这一问题。
机翼对机身干扰
研究表明，机翼与机身的相交处对行业广泛已知的典型运输设计会产生附加负面影响。这些都会对L/D比产生负面影响，从而影响飞行器效率。这些效应包括但不限于：机翼前缘到机身相交处的停滞；从机翼到机身的前弦涡流交换和从机身到机翼的中弦涡流交换。这些会导致气流沿着翼根旋转，而不会平行于飞行轴线；以及由中弦涡流驱动的机翼后缘到机身的分离。
机翼“参考面积”通常限定为包括机身和由物理机翼的前缘和后缘限定的翼尖的机翼面积。(参见，例如，Raymer,Daniel P.的“飞行器设计：概念方法”(“Aircraft Design:A Conceptual Approach”)，第2版(1992),ISBN-930403-51-7，第48-49页)。
超音速和跨音速飞行器在机翼与机身相交处产生“面积律”效应，这是一项重要的现有技术。这种做法有时增加了机翼相交处前面和后面的机身的横截面面积。在其它应用中，使用面积律来减小机翼相交处的机身的横截面面积。
考虑到现有技术中的上述和其它缺陷，本发明的目的是提供一种方法和装置，其可以添加到现有的和新的飞行器设计中，以改善机身升力并减小机翼与机身交界面的阻力，其最终结果是现有的和新的飞行器的L/D比增加。
发明内容
基于与飞行器的参考翼根弦、机身的横截面面积、被圆顶整流罩覆盖的顶部部分的横截面面积的百分比、以及圆顶整流罩在机身的顶部部分上的定位相对应的度量，通过安装在飞行器整流罩的顶部部分上的圆顶整流罩的各种实施例及其确定方法，避免和/或解决了上述缺点。本发明的圆顶整流罩的构型以及其在飞行器前翼之间的顶部部分上的定位已经提供了出乎意料的益处，包括翼展和机身上的升力显著增加、飞行器机翼的翼根处的阻力减小、以及如下面进一步详细讨论的其它益处。
在一个实施例中，一种制造圆顶整流罩的方法，该圆顶整流罩用于沿着飞行器的翼根和机身增加升力以及减小阻力，该方法包括以下步骤：确定飞行器的机翼的参考翼根弦；确定要使用的飞行器机身的横截面面积；确定要使用的机身横截面面积的百分比；确定圆顶整流罩在机身的顶部部分上的定位；确定圆顶整流罩的纵向轮廓；相对于所述参考翼根弦优化与所述圆顶整流罩的横截面面积、定位和纵向轮廓相关的度量；以及制造由确定步骤限定的具有平滑的、弯曲的外表面的圆顶整流罩，以帮助气流在翼根处沿着机翼更直并且防止气流缠绕机身。
在一个方面，圆顶整流罩以平滑的方式在其最大横截面面积的前后逐渐变细。在另一方面，圆顶整流罩的轮廓由梯度优化程序形成，以使该弯曲沿着圆顶整流罩的纵向轴线平滑。在又一方面，圆顶整流罩的横截面面积是圆形、椭圆形或其它弯曲形状中的一个。
在一个方面，要使用的飞行器机身的横截面面积包括定位机身的中心线与机翼的前缘相交处的机身横截面面积。在另一方面，要使用的机身横截面面积的百分比在机身的中心线和机翼的前缘相交处的机身横截面面积的5％和25％的范围内。在又一方面，通过将圆顶整流罩的最大横截面面积定位在飞行器中心线处的机身位置处来确定圆顶整流罩在机身的顶部部分上的定位，所述机身位置在参考翼根弦的-50％和25％之间。
在一个方面，优化步骤进一步包括修改每个机翼的后缘部分以减小由圆顶整流罩引起的阻力的步骤。在另一方面，修改每个机翼的后缘部分包括重新定位形成每个机翼的后缘的部件。在又一方面，修改每个机翼的后缘部分包括替换形成每个机翼的后缘的机翼部件。在又一方面，修改每个机翼的后缘部分包括用具有不同构造的机翼后缘部分的替换机翼替换每个机翼。
在另一个实施例中，一种用于飞行器的圆顶整流罩包括：壳体，该壳体具有沿着纵向轴线延伸的长度和横截面面积，该壳体具有沿着横截面面积弯曲并沿着圆顶整流罩的长度弯曲的外表面，横截面曲线由基于飞行器的参考翼根弦以预定距离间隔开的多个曲线限定，并且沿着圆顶整流罩的长度的曲率由沿着多个间隔开的曲线形成的样条线限定；并且该壳体具有下表面，该下表面构造成与位于沿着飞行器的参考翼根弦的预定位置处的飞行器的顶部形状相一致。
在又一个实施例中，一种用于定位在飞行器机身的顶部部分上的圆顶整流罩包括：壳体，该壳体具有沿着纵向轴线延伸的长度，和正交于纵向轴线延伸的可变宽度，该宽度是可变的并且由圆顶整流罩的多个横截面面积限定，该圆顶整流罩具有沿着壳体的长度和可变宽度弯曲的基本上平滑的外表面；该壳体的外表面具有其纵向和横向曲率，该纵向和横向曲率由与飞行器的参考翼根弦、机身的横截面面积、被圆顶整流罩覆盖的横截面面积的百分比、以及圆顶整流罩在机身的顶部部分上的定位相对应的度量来限定；该壳体具有下表面，该下表面构造成与圆顶整流罩所在的顶部部分的形状相一致。
在一个方面，下表面构造成使得纵向轴线与机身的中心线对齐。在另一方面，壳体关于纵向轴线对称。在又一个方面，壳体在形状上基本上是椭圆形的。在又一方面，壳体由复合材料和金属中的至少一种制成。在另一个方面，外表面为凸形的。在又一方面，壳体包括中空内部部分。在又一方面，内部部分包括构造成加强壳体的多个间隔开的支撑构件。
附图说明
图1是具有安装在飞行器机身上的圆顶的现有技术波音767AOA飞行器的左上立体图；
图2是包括本发明的圆顶整流罩的第一实施例的飞行器的左前上方立体图，该圆顶整流罩示例性地安装在飞行器机身的顶部部分上，并具有7％机身横截面面积，并位于飞行器的15％中心线翼根参考弦处；
图3是图2的飞行器的俯视平面图，示出了本发明的圆顶；
图4是图3的飞行器的正视图，示出了本发明的圆顶；
图5是图2的飞行器的右侧视图，示出了本发明的圆顶；
图6是本发明的圆顶整流罩的示意性右上方立体图，其适于安装在飞行器机身的顶部部分上；
图7是示出用于确定在机翼之间的飞行器机身的顶部部分上的圆顶整流罩的构型和定位的方法的流程图；
图8是附接到飞行器机身的现有技术飞行器机翼的示意图，描述了参考翼面积和机翼几何形状；
图9是飞行器的左前上方立体图，示出了安装在其上并具有7％机身横截面面积并位于飞行器的35％中心线翼根参考弦处的圆顶整流罩的第二实施例；
图10是飞行器的左前上方立体图，示出了安装在其上并具有12％机身横截面面积并位于飞行器的25％中心线翼根参考弦处的圆顶整流罩的第三实施例；
图11是飞行器的左前上方立体图，示出了安装在其上并具有20％机身横截面面积并位于飞行器的15％中心线翼根参考弦处的圆顶整流罩的另一个实施例；
图12是飞行器的左前上方立体图，示出了安装在其上并具有20％机身横截面面积并位于飞行器的35％中心线翼根参考弦处的圆顶整流罩的又一实施例；
图13A(现有技术)和13B分别是没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的前视图，并且比较地示出了在具有和没有圆顶整流罩的飞行器的翼展和机身上呈现的升力幅度；
图14是现有技术的飞行器的侧视图，示出了没有本发明的圆顶整流罩的飞行器的机身和机翼周围的气流；
图15A(现有技术)和15B分别是没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的右下侧立体图，并且比较地示出了没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的机身和机翼周围的气流；
图16A(现有技术)和16B是图15A和15B的飞行器的俯视图，比较地示出了没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的机身和机翼周围的气流；
图17A(现有技术)和17B是图15A和15B的飞行器的右侧视图，示出了没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的机身和机翼周围的气流；以及
图18A(现有技术)和18B是图15A和15B的飞行器的右上方立体图，示出了没有和具有本发明的圆顶整流罩的飞行器的机身和机翼周围的气流。
为了进一步便于理解本发明，在适当时使用相同的参考标记来表示与附图共有的相同或相似的元件。此外，除非另有说明，附图中所示的特征不是按比例绘制的，而是仅出于说明的目的而示出的。
具体实施方式
本发明涉及一种定位在飞行器机身的顶部部分上的圆顶整流罩。圆顶整流罩的大小和尺寸被设计成可安装在机身的顶部部分上，并且在飞行器机翼之间附近的翼展方向位置处沿着机身纵向延伸，以优化机身周围的气流，从而使气流在机翼根部沿着机翼更直。特别地，圆顶整流罩有助于减小飞行器各部分上的阻力，从而增加机身升力和翼展方向(翼尖到翼尖)升力，使得其更接近椭圆形分布。其它优点包括减小机翼前缘停滞阻力和后缘分离阻力，以及减小机翼对机身和机身对机翼的旋流和相关阻力。
此外，可以实现机身的其它区域中的阻力的减小。这些改进可以是飞行器构型所特有的，例如，尾部效应在传统尾部和T形尾部上是不同的。圆顶整流罩可提供进一步的优点，减小来自飞行器前机身上的跨音速转向冲击的阻力，同时减小波阻力和压力阻力。另外，伴随着转向冲击、停滞和分离的减小，减小了在机身前后区域上的流动转向。另一个优点是减小了飞行器后机身上的跨音速转向冲击，从而减小了机身上的波阻力和压力阻力。进一步的优点可以包括减小水平安定面上游、周围和后部的机身流动的分离，以及减小水平安定面前缘到机身相交处的停滞。
参照附图2-5，示例性地示出了具有安装在飞行器机身210的顶部部分212上的圆顶整流罩250的飞行器200。飞行器200包括管状机身210、前端214处的驾驶舱以及在机身200的后端216处的水平/垂直安定面。前翼220从机身的左舷侧和右舷侧中的每一侧横向延伸，每一侧可包括发动机240，用于以公知的方式通过空气提升和推进飞行器。左舷侧翼和右舷侧翼在形状上是对称的。圆顶整流罩250位于飞行器机身210的顶部上并关于飞行器200的机身210的顶部部分的中心线"L"(图3)对称分布。
确定圆顶整流罩250的轮廓有助于优化机身周围的气流，使得气流在翼根222处沿着机翼220更直。圆顶整流罩250以平滑的方式在其最大横截面面积的前后逐渐变细。机翼设计常用的众所周知的、商用的梯度优化CAD程序可用于使得该弯曲沿着纵向轴线平滑，以减小沿着飞行器的冲击效应和逆向压力梯度。
现在参照图6，示例性地示出了具有飞行器10(例如，BOEING(波音)737-700飞行器)的机身的百分之二十(20％)最大横截面面积的圆顶整流罩250。尽管本发明的圆顶整流罩250主要关于BOEING 737型飞行器进行讨论，但是这种飞行器模型不被认为是限制性的，因为圆顶整流罩及其结构和机身定位可应用于来自BOEING,AIRBUS和其它商用和军用飞行器制造商的其它飞行器模型。
圆顶整流罩包括壳体252，该壳体252具有沿着纵向轴线延伸的长度和横截面面积。壳体252的外表面254沿着横截面面积弯曲并且沿着整流罩250的长度弯曲，其中横截面曲线由多个曲线限定，该多个曲线基于飞行器200(参见，例如，图8)的参考翼根弦以预定距离间隔开。本领域普通技术人员将理解，在参考翼的前缘和后缘之间进行弦测量。沿着整流罩250的长度的曲率由沿着多个间隔开的曲线形成的样条线256限定。例如，在图6中，样条线256示例性地由延伸穿过三个圆的顶部周边边缘的上线形成。壳体252的下表面构造成与位于沿着飞行器200的参考翼根弦的预定位置处的飞行器200的顶部的形状相一致。
示例性的圆顶整流罩由圆形横截面限定，并且示例性地具有6.7:1的长高比。整流罩的最大横截面面积处的尺寸被用于相对于机翼前缘至机身相交处定位整流罩，并且可以示例性地表示在机身中心线处的15％,25％和35％翼根参考弦。整流罩的外边缘的形状由整流罩在飞行器机身处的相交处决定。圆顶整流罩250包括对称的横截面面积，并且可以具有相对于整流罩的最大横截面面积对称或不对称的前部和后部。如图6所示，整流罩的轮廓由3D CAD软件程序(例如，美国马萨诸塞州沃尔萨姆市的Dassault Systemes SolidWorks公司的SolidWorks程序)以最小控制尺寸生成。本领域普通技术人员将会理解，任何可商用的计算机辅助设计软件都可以在具有这种限定水平的情况下由这些尺寸生成整流罩轮廓。
现在参照图7，示例性地示出了用于在飞行器200的机身的顶部部分212上形成和定位圆顶整流罩250的方法700的流程图。方法700开始于步骤701，其中确定整流罩要被安装到飞行器的机身210上或以其它方式与飞行器的机身210结合的飞行器的模型。为了更好地理解本发明，示例性地使用了BOEING 737飞行器的模型，但是这种模型飞行器不被认为是限制性的。在步骤702处，确定飞行器200的参考翼根弦。
参照图8，示出了示意图，其示出实际飞行器机翼及其几何形状之间的公知比较，用于确定相应的参考翼223。参考翼223通常不同于飞行器200的实际翼(AW)的形状，因为参考翼223从飞行器200的纵向中心线"L"延伸到翼尖弦(Ct)229处的机翼的端部，这与实际翼与机身210的外部以及机翼的端部连接的位置相反。参考翼223还以公知的方式由前缘224和后缘226界定，如图8所示。翼根弦(Cr)228是沿着机身210延伸的距离或长度，其中前缘和后缘224,226与机身210的中心线211相交。因此，当从飞行器的左舷侧或右舷侧的机翼部件来看时，参考翼根弦228是相同的。一旦确定了翼根弦228的长度，方法700进行到步骤704。
在步骤704，确定在建模中要使用的飞行器机身的横截面面积。横截面面积是恒定的或者可以在机身210的长度上变化。然而，如以上关于图6所讨论的，位于整流罩250的最大横截面面积处的尺寸被用于相对于机翼前缘224与机身210的相交处定位整流罩。因此，在步骤704中要使用的飞行器机身的横截面面积的位置是机翼的前缘224与机身210的中心线211接合/相交的机身横截面面积位置。
在步骤706处，确定要使用的机身横截面面积的百分比。特别地，确定圆顶整流罩250的最佳最大宽度，其中相对于机翼参考翼展，圆顶整流罩的最大横截面面积至少是该点的机身横截面面积的5％并且小于25％。整流罩的横截面面积可构造成圆形、椭圆形或其它弯曲形状。方法700然后进行到步骤708。
然后，在步骤708处，确定整流罩在机身顶部部分上的定位。圆顶整流罩250的最大横截面面积在飞行器中心线处的参考翼根弦的大约-50％、25％或在-50％和25％之间的范围内，从机翼的前缘224与机身210的中心线211接合的相交处测量，如图8所示。本领域普通技术人员将会理解，参考翼根弦是本行业中公知的术语，用于限定机翼几何形状，以识别接近机身和机翼的最大组合横截面面积的整流罩的最宽部分，特别地忽略现有技术的"面积律"(例如，以跨音速和超音速降低飞行器阻力的设计实践)，从而使本发明的圆顶整流罩对工业来说是新颖的。
在步骤710处，确定圆顶整流罩250的纵向轮廓。特别地，通过识别由机翼诱导的机身上气流中的变形来确定圆顶整流罩250的最佳、最大和最小长度。优选地，圆顶整流罩250的总长度应该小于参考翼根弦228的长度的两倍(2x)，尽管整流罩的总长度不被认为是限制性的，因为其最佳构型对于被设计成在不同马赫速度(例如，0.72马赫对0.92马赫)下巡航的飞行器来说可以显著改变。通过使用计算流体动力(CFD)或风洞分析来模拟和观察最大升力/阻力比，优化圆顶整流罩构型，即容积、锥度和定位。也就是，使用计算流体动力学和/或风洞分析来模拟和测试整流罩横截面面积、纵向轮廓和相对于参考翼根的纵向定位的度量，以确定最佳设计。最佳的圆顶整流罩的最大横截面面积的前后可以对称或不对称，这取决于飞行器和机翼的构型。这样，方法700类似于其他空气动力装置(例如机翼)的设计。
在步骤712处，确定相对于参考翼根弦以及整个飞行器，圆顶整流罩构型及其定位是否进行了优化。同样，使用CFD和/或风洞技术以公知的方式分析优化。如果整流罩250未被优化，则方法700进行到步骤706，其中，可以使用如上所述的CFD和/或风洞技术来模拟和测试横截面面积、圆顶定位和纵向轮廓的不同度量。
在另一个方面，圆顶整流罩250的横截面面积在一些情况下可以增加机翼上的跨音速冲击诱导的波阻力和压力阻力，特别是在机翼220已经被设计成在其马赫阻力发散点附近巡航的情况下。在可选的步骤714处，通过在机翼220的后缘226处重新定位部件/装置(例如襟翼、控制表面和/或其它整流罩)或将该部件/装置重新定轮廓，可以在没有机翼升力损失或损失最小的情况下减轻这种不期望的增加。这种后缘装置的重新定位可以通过襟翼和/或控制表面装备、上行机械止动件的调节、和/或本领域普通技术人员已知的许多其它技术来实现。也可通过使用套件和/或其它重新设计的部件来重新设计后缘装置来实现重新定轮廓。或者，可以实施新的机翼设计来利用本发明的圆顶整流罩，而不是重新定位机翼后缘装置或将机翼后缘装置重新定轮廓。例如，在没有圆顶整流罩的运输飞行器上，特别是在737NG和777X客机上，已经将新的机翼构型结合到老式设计中。本领域普通技术人员将理解，在其他情况下，例如，在需要扩大的圆顶整流罩(例如，来容纳附加的电子设备、仪器、天线等)，并且如果安装在飞行器上对于增加升力和减少阻力不是最佳的情况下，也可以对机翼220的后缘226进行修改。在这些情况下，对机翼后缘的修改有助于改善L/D比。
在步骤716处，一旦确定了总体形状、尺寸和构型，就可以根据步骤702至714为具有平滑、弯曲外表面的特定飞行器模型制造圆顶整流罩250。在一个实施例中，内部凸缘(未示出)用于附接到机身210的顶部。整流罩250还可以通过外部凸缘(未示出)，附接到内部整流罩结构或它们的组合来附接。通过无结构倍增器的盲孔螺栓和盲孔铆钉也可以方便地附接到机身上。尽管这种框架/加强距离不被认为是限制性的，但是整流罩250示例性地每24"用1"×2"C形截面框架(未示出)或其它加强构件加强。整流罩250可以由模制的玻璃纤维和环氧树脂构造，以在多个步骤中电磁透明。或者，整流罩可以由复合材料制成，例如石英、玻璃纤维、碳纤维、Kevlar、Vectran或其它航空级增强纤维和塑料。整流罩250也可以由金属制成，例如铝、钢、不锈钢、钛、或其它航空级金属、或复合材料和金属材料的组合。用于制造整流罩250的过程可以通过模制、机械加工、增材制造或这些实践的组合来进行。一旦圆顶整流罩250的制造过程完成，方法700在步骤799处结束，其中圆顶整流罩250可以作为套件附接到老式飞行器上，或者作为新飞行器设计的一部分结合到机身中。
有利的是，本发明的圆顶整流罩250可以在飞行器机翼和机身设计已经冻结或已经在生产中之后实施。对于新设计的飞行器，整流罩和机翼设计可以是迭代的，并且两者可以相对于另一装置进行优化。
如上所述，如图2-5所示的实施例，示出了位于15％中心线翼根参考弦处的7％横截面面积的整流罩。通过比较，本文阐述的其他实施例(参见，例如，图9-12)代表飞行器模型(例如，BOEING 737)上的一些实际实施例。本领域普通技术人员将理解，圆顶整流罩的其他实施例可以以上述用于其他飞行器模型的类似方式形成和定位。
例如，图9-12示出了在飞行器200的顶部部分212上的圆顶整流罩250的其它构型和定位，其中图9示出了在35％中心线翼根参考弦处的7％横截面面积的整流罩；图10示出了在25％中心线翼根参考弦处的12％横截面面积的整流罩；图11示出了在15％中心线翼根参考弦处的20％横截面面积的整流罩；图12示出了在35％中心线翼根参考弦处的20％横截面面积的整流罩。本领域普通技术人员将会理解，所有的组合都用公知的可商用的计算流体动力程序/风洞技术来测试升力/阻力比，以通过商用和军用飞行器行业进行验证。
除了增加飞行器的翼展和机身上的升力之外，在圆顶整流罩250的制造过程中还可以包括附加的设置，以帮助减轻雷击对机身和整流罩的直接和间接影响。附加的设置可以包括导电元件、涂层、搭接条和/或其它装置。在另一个方面，整流罩可以定位和构造在机身的可以屏蔽现有的防碰撞灯或其它灯的区域中。在该实施例中，设置了位于整流罩的最大高度处的流线型防碰撞灯。光对空气动力学的影响可忽略不计。此外，整流罩250通常是中空的，并且可以以公知的方式容纳电子设备、传感器和通信天线。此外，圆顶整流罩表面的全部或部分可以被构造和/或用于安装共形传感器或天线。本领域普通技术人员将会理解，与整流罩的外模线齐平安装的共形传感器和天线不需要电磁透明，并且允许整流罩由上述任何材料制成。
本发明的圆顶整流罩250及其通过本文讨论的方法在飞行器上的定位与现有技术的飞行器相比具有许多优点，包括在参考翼弦的区域中机身上的升力的意外增加。如图13A和13B所示，来自圆顶整流罩升力的增加也有助于改善翼展方向升力分布。参照图13A，示出了没有圆顶整流罩的现有技术飞行器的上部图。向上指向的竖直线260示出了在飞行器的翼展和机身上出现的升力的幅度和方向。显著的特性是在机翼220之间机身210上出现的减小的升力效应。参照图13B，示意性地示出了具有本发明的圆顶整流罩250的飞行器200，其具有同样由竖直线260示出的升力幅度。有利的是，在圆顶存在的情况下，在机身210上发生的升力幅度增加。另外，由于圆顶整流罩250的存在而导致的在机身上的增加的升力也有助于减小机翼弯曲载荷，从而减小机翼结构上的应力。
参照图14，示例性地示出了现有技术的示意图，其示出了没有本发明的圆顶整流罩的飞行器上的气流以及机翼和水平安定面如何影响机身上的流动。值得注意的是，气流在机翼和机身上上升，如位于机翼之间机身上方的弯曲的“***”所示。
图15A-18B是计算机模拟飞行器的屏幕截图的各种视图的表示，以说明具有和没有安装在飞行器上的本发明的圆顶整流罩对气流的影响的比较。图15A,16A,17A和18A是没有本发明的圆顶整流罩的现有技术飞行器的各种视图。图15B,16B,17B和18B是具有安装在机身顶部部分上的本发明的圆顶整流罩的飞行器的各种视图。附图取自彩色编码的计算机模拟，其由发明人使用来自第5代AIAA Drag Prediction Workshop的众所周知的NASA“公共资源模型”(CRM)来构造和执行，但是这种模拟程序不被认为是限制性的。所进行的模拟来自767/777/A330/A350级飞行器的工业标准模型。CRM在整个行业中用于风洞和计算流体动力学(CFD)工作中，以发展对阻力及其预测方法的了解。附图示出了在没有圆顶整流罩的未经修改的模型飞行器上的气流以及具有安装在机翼之间的机身的顶部上的圆顶整流罩的经修改的模型上的气流。在解释这些图像时，引起阻力的不期望的气流弯曲或再循环(反向)，而较低的阻力气流弯曲并减少再循环。与低表面压力(LP)区域相比，高表面压力区域(HP)由高浓度的虚线示出，低表面压力(LP)区域由在飞行器的特定区域的较少量的虚线示出。突然的压力变化示出为虚线的间隔和密度的突然变化，例如在机翼的翼根和安定面处。较小的突然变化表示较低的阻力。从水平机翼表面到翼根处或其周围的机身的竖直表面的流动方向的变化对阻力有重要贡献，其中更多的平行于翼根的流动将导致更低的阻力。在图15A-18B中，标记为"LA"的箭头表示出现在翼根弦和翼根整流罩附近的气流的不期望的大角度，如图15A,16A,17A和18A的现有技术附图所示。相反，本发明的圆顶整流罩250使气流在翼根弦周围衰减或变平，并且标记为"SA"的箭头表示气流朝向和远离翼根和翼根整流罩的较小角度。一旦存在圆顶整流罩，标记为"HP"和"LP"的箭头分别表示不期望的高压飞行器位置和更期望的低压区域。
参照图15A(现有技术)和15B，图15A示出了没有圆顶整流罩并旋转45度的飞行器200的下部，而图15B示出了其上安装有圆顶整流罩250的飞行器200的下部。将图15B所示的气流的计算机模拟与图15A进行比较，在机翼和机翼之间的机身部分上具有较少的转向流和减小的气流变形。这可以通过在图15B的计算机模拟中在前缘和后缘翼根部处减小的气流来看出。
参照图16A(现有技术)和16B，分别示出了没有和具有圆顶整流罩在飞行器上的机身和翼根上的气流的比较。图16A示出了翼根周围的弯曲流，而图16B示出了翼根周围的直流。在飞行器的这些放大的俯视平面图中，与图16A所示的气流模拟相比，图16B中后缘翼根处的气流变形和机身的前主体处的转向显著减小。
参照图17A(现有技术)和17B，分别示出了没有和具有圆顶整流罩在飞行器上的机身和翼根上的气流的比较。在飞行器的这些右侧视图中，与图17A中所示的气流模拟相比，图17B中后缘翼根处的气流变形和机身的前主体处的转向显著减小。图17B示出了整流罩圆顶250在箭头"LP"处引起翼根的前缘处的转向流减少和突然压力梯度下降，并且在箭头"SA"处引起流动角度减小。
参照图18A(现有技术)和18B，示例性地示出了飞行器的右前上方立体图。在图18A中，飞行器不包括本发明的圆顶整流罩，并且计算机模拟揭示了机身上缺乏升力。在图18B中，与图18A中所示的最小升力模拟相比，飞行器200包括圆顶整流罩250，并且示出了在机身上的升力，其中对机翼压力的影响最小，并且在机翼-机身相交处的机翼前缘停滞减小。
除了在翼展和相应的机身部分上的升力方面清楚示出的优点之外，其它优点可以包括机身的前主体上的转向冲击流的减少；机身的前主体上诱导α流的增加导致机头和挡风玻璃上的停滞阻力减小；机翼前缘对机身停滞阻力的减小；内侧翼停滞线向上弯曲的减小(这种效应有利于升力和升力/阻力比)；机身升力系数增加，而对机翼升力系数无不利影响且不会增加波阻力；高升力系数和跨音速马赫数组合下内侧翼后缘分离的减小；重要地，机翼的上下表面上机身到机翼的气流交换的减少导致旋流和阻力的减小；机身从直的过渡到锥形的后机身转向冲击的减少；水平安定面区域中的后机身分离的减小；水平安定面根部停滞阻力的减小；机翼的上下表面上机身到水平安定面气流交换的减少导致旋流和阻力的减小；水平安定面上波阻力和分离阻力的减小；垂直安定面和水平安定面后方的后机身分离的减少，以及其它可导致飞行器结构的燃料、维护和寿命的显著成本节约的益处。
另一个优点可以包括容纳通信天线，例如宽带数据或其它电磁和/或光学传感器，其中通过圆顶整流罩获得空气动力益处，而不是在不存在圆顶的情况下产生附加的阻力。圆顶整流罩安装在机身的顶部上并定位在机翼之间的另一个优点是，整流罩的结构足以不需要在机身上增加附加的二级结构，例如结构倍增器或配件。此外，本领域普通技术人员将会理解，“面积律”是一种技术，用于减小机翼附近的飞行器的长轴上的机身横截面面积和/或增大机翼之前和之后的机身横截面面积。如本文所述，本发明的圆顶整流罩250揭示了与当前工业趋势相反的趋势，从而更好地减小阻力并改善翼展和机翼之间的机身区域上的升力。
虽然上述内容涉及本发明的实施例，但是本领域普通技术人员可以基于本说明书预期本发明的其它和进一步的实施例和优点，而不脱离本发明的基本范围，本发明的基本范围由所附权利要求书确定。

Claims (20)

1.一种制造圆顶整流罩的方法，所述圆顶整流罩用于沿着飞行器的翼根和机身增加升力以及减小阻力，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
确定所述飞行器的机翼的参考翼根弦；
确定要使用的所述飞行器机身的横截面面积；
确定要使用的所述机身横截面面积的百分比；
确定所述圆顶整流罩在所述机身的顶部部分上的定位；
确定所述圆顶整流罩的纵向轮廓；
相对于所述参考翼根弦优化与所述圆顶整流罩的横截面面积、定位和纵向轮廓相关的度量；以及
制造由确定步骤所限定的具有平滑的、弯曲的外表面的所述圆顶整流罩，以帮助气流在所述翼根处沿着所述机翼更直并且防止所述气流缠绕所述机身。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述圆顶整流罩以平滑的方式在其最大横截面面积的前后逐渐变细。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，其中，所述圆顶整流罩的所述轮廓由梯度优化程序形成，以使所述弯曲沿着所述圆顶整流罩的纵向轴线平滑。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述圆顶整流罩的所述横截面面积是圆形、椭圆形或其它弯曲形状中的一个。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，要使用的所述飞行器机身的所述横截面面积包括定位所述机身的中心线与所述机翼的前缘相交处的机身横截面面积。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，要使用的所述机身横截面面积的百分比在所述机身的中心线和所述机翼的前缘相交处的所述机身横截面面积的5％和25％的范围内。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，通过将所述圆顶整流罩的最大横截面面积定位在所述飞行器中心线处的机身位置处来确定所述圆顶整流罩在所述机身的所述顶部部分上的定位，所述机身位置在所述参考翼根弦的-50％至25％之间。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，优化步骤进一步包括修改每个机翼的后缘部分以减小由所述圆顶整流罩引起的阻力的步骤。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，修改每个机翼的所述后缘部分包括重新定位形成每个机翼的所述后缘的部件。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，修改每个机翼的所述后缘部分包括替换形成每个机翼的所述后缘的机翼部件。
11.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，修改每个机翼的所述后缘部分包括用具有不同构造的机翼后缘部分的替换机翼替换每个机翼。
12.一种用于飞行器的圆顶整流罩，其特征在于，包括：
壳体，所述壳体具有沿着纵向轴线延伸的长度和横截面面积，所述壳体具有沿着所述横截面面积弯曲并沿着所述圆顶整流罩的长度弯曲的外表面，横截面曲线由基于所述飞行器的参考翼根弦以预定距离间隔开的多个曲线限定，并且沿着所述圆顶整流罩的长度的曲率由沿着多个间隔开的曲线形成的样条线限定；并且
所述壳体具有下表面，所述下表面构造成与位于沿着所述飞行器的所述参考翼根弦的预定位置处的飞行器的顶部形状相一致。
13.一种用于定位在飞行器机身的顶部部分上的圆顶整流罩，其特征在于，包括：
壳体，所述壳体具有沿着纵向轴线延伸的长度和正交于所述纵向轴线延伸的可变宽度，所述宽度是可变的并且由所述圆顶整流罩的多个横截面面积限定，所述圆顶整流罩具有沿着所述壳体的所述长度和所述可变宽度弯曲的基本上平滑的外表面；
所述壳体的所述外表面具有其纵向和横向曲率，所述纵向和横向曲率由与所述飞行器的参考翼根弦、所述机身的横截面面积、被所述圆顶整流罩覆盖的所述横截面面积的百分比，以及所述圆顶整流罩在所述机身的顶部部分上的定位相对应的度量来限定；
所述壳体具有下表面，所述下表面构造成与所述圆顶整流罩所在的所述顶部部分的形状相一致。
14.根据权利要求13所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述下表面构造成使得所述纵向轴线与所述机身的中心线对齐。
15.根据权利要求13所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述壳体关于所述纵向轴线对称。
16.根据权利要求13所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述壳体在形状上基本上是椭圆形的。
17.根据权利要求13所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述壳体由复合材料和金属中的至少一种制成。
18.根据权利要求13所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述外表面为凸形的。
19.根据权利要求9所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述壳体包括中空内部部分。
20.根据权利要求19所述的圆顶整流罩，其特征在于，其中，所述内部部分包括构造成加强所述壳体的多个间隔开的支撑构件。
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