具有增大存儲(chǔ)容量的飛機(jī)腹部整流裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種具有能夠在橫向區(qū)域中存儲(chǔ)設(shè)備和系統(tǒng)的腹部整流裝置的飛機(jī)。腹部整流裝置（20）包括沿X軸線的長(zhǎng)度L1的第一區(qū)域和沿X軸線的第二長(zhǎng)度區(qū)域L2，在長(zhǎng)度L1的第一區(qū)域垂直于X軸線的橫截面面積沿氣流方向增大；第二長(zhǎng)度區(qū)域L2垂直于X軸線的橫截面面積沿氣流的方向減小，L1>L2，并且所述第一區(qū)域后端位于機(jī)翼（15）的后緣與機(jī)身（13）的交點(diǎn)的之后。
【專利說(shuō)明】具有增大存儲(chǔ)容量的飛機(jī)腹部整流裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種飛機(jī)的腹部整流裝置(也稱為機(jī)腹整流裝置)，并且更具體地，涉及具有用于位于機(jī)翼和機(jī)身之間的設(shè)備和系統(tǒng)的足夠存儲(chǔ)容量的腹部整流裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)腹部整流裝置應(yīng)儲(chǔ)存位于機(jī)翼和機(jī)身之間的設(shè)備和系統(tǒng)，諸如空調(diào)設(shè)備、燃料系統(tǒng)和起落架。起落架艙的大小和位置是腹部整流裝置設(shè)計(jì)的主要制約因素。
[0003]腹部整流裝置空氣動(dòng)力效應(yīng)在高亞音速速度(接近音速范圍)和在低速(接近不可壓縮范圍)條件下是顯著的。高亞音速可以被定義為馬赫數(shù)(Mn)在0.7和0.95之間使得流動(dòng)范圍可壓縮效應(yīng)不能忽略的速度。在此流動(dòng)范圍的可壓縮效應(yīng)是用于諸如機(jī)翼的升力面的厚度比率和腹部整流裝置的橫截面面積分布的函數(shù)?？傊瑸榱藴p小在這個(gè)速度區(qū)域(音速流動(dòng)范圍附近)阻力或風(fēng)阻影響，區(qū)域管理(ruling)的概念理念起著重要的作用。
[0004]腹部整流裝置空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)的主要目標(biāo)是盡量減少機(jī)翼、機(jī)身和腹部整流裝置之間的負(fù)面干擾，以實(shí)現(xiàn)最小空氣阻力不利和升力損失可能，并且提高機(jī)翼表面周圍的氣流附著條件。
[0005]在現(xiàn)有技術(shù)中已知兩個(gè)基本腹部整流裝置設(shè)計(jì)。
[0006]第一種情況是在機(jī)身的輪廓下方突出的大致凸起的腹部整流裝置，其與機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)的干擾被限制為粘性影響，通過(guò)公知為“圓角”的整流裝置上部中心區(qū)域基本上在機(jī)翼的上部外表面上，而整流裝置的其余部分(前部、下部中央和后部區(qū)域)在空氣流的方向通常具有平緩曲率，目的在于最小實(shí)際整流裝置的邊界層的變厚，而與機(jī)翼周圍的氣流沒(méi)有強(qiáng)相互作用。這種方案的示例是空客A330的腹部整流裝置。
[0007]第二種情況是在機(jī)身的輪廓之下最小程度地突出的更復(fù)雜的腹部整流裝置，具有更大程度的與機(jī)翼的有利的空氣動(dòng)力學(xué)相互作用，這主要是由于這一事實(shí):由整流裝置所包圍的橫截面面積的機(jī)身的縱向軸線(X軸線)的方向上的演進(jìn)(evolution)被高度結(jié)合在飛機(jī)的全局區(qū)域的規(guī)則中(1952年的Richard T.Whitcomb),與上述的設(shè)計(jì)比較,在高亞音速條件下的飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)阻力的不利被減少。這種方案的示例是空客A380的腹部整流裝置。另一個(gè)示例是在EP 1918984中公開(kāi)的腹部整流裝置。
[0008]應(yīng)存儲(chǔ)在腹部整流裝置中的設(shè)備和系統(tǒng)由于技術(shù)進(jìn)步正變得越來(lái)越復(fù)雜，并且涉及用于它們的存儲(chǔ)的非常特殊的要求，現(xiàn)有的腹部整流裝置都不滿足這些要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]本發(fā)明的目的是提供一種具有腹部整流裝置的飛機(jī)，以提高其橫向存儲(chǔ)容量，最小化與機(jī)翼和機(jī)身的負(fù)面干擾。
[0010]這個(gè)和其它的目的通過(guò)由相對(duì)于飛機(jī)對(duì)稱面的對(duì)稱的流線形表面配置的腹部整流裝置滿足，與機(jī)身和機(jī)翼一起包括內(nèi)部空間，包括沿X軸線的長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域和沿X軸線的長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域，在長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域中，所述內(nèi)部空間的垂直于X軸線的橫截面面積在空氣流的方向上增加；長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域中，所述內(nèi)部空間的垂直于X軸線的橫截面面積在空氣流的方向上減小。第一區(qū)域LI的長(zhǎng)度大于第二區(qū)域L2的長(zhǎng)度，并且第一區(qū)域的后端位于機(jī)翼與機(jī)身的后緣的交點(diǎn)的后面。
[0011]在第一區(qū)域中的體積增加和在第二區(qū)域中的體積減小可以通過(guò)特別地增加和減少腹部整流裝置的橫向容量來(lái)實(shí)現(xiàn)。
[0012]在一個(gè)實(shí)施例中，沿X軸線的腹部整流裝置的橫截面的輪廓由相對(duì)于飛機(jī)對(duì)稱面的對(duì)稱曲線配置，具有可變曲率并且在對(duì)稱平面的每一側(cè)處在所述橫截面的至少一些中包括至少凸部分和兩個(gè)凹部分。輪廓的較低點(diǎn)和橫向最外側(cè)點(diǎn)定位在凸部分中。另一方面，腹部整流裝置的縱向部分的輪廓在所述縱向截面的至少一些中由曲線配置，所述曲線具有可變曲率并且包括至少中央凸部分和兩個(gè)凹部分，兩個(gè)凹部分終止在與機(jī)身或與機(jī)翼的表面的它們交點(diǎn)處。這種配置允許腹部整流裝置的上述體積分布。
[0013]參考附圖，從本發(fā)明和所附權(quán)利要求的隨后詳細(xì)描述中，本發(fā)明的其它期望的特征和優(yōu)點(diǎn)將變得顯而易見(jiàn)。
【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0014]圖la、lb、lc分別是具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)的透視圖、俯視圖和底部平面圖。
[0015]圖2是具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)橫截面，示出其主要的幾何特征。
[0016]圖3是在圖2中加上現(xiàn)有的腹部整流裝置，其共有與機(jī)翼的下表面的交點(diǎn)。
[0017]圖4a、4b和4c是飛機(jī)的三個(gè)橫截面圖，其中根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置在沿X軸的不同位置處疊加到現(xiàn)有的的腹部整流裝置。
[0018]圖5是具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)的縱向截面，示出其主要幾何特征。
[0019]圖6是具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)和具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)的機(jī)身區(qū)域管理分布。
[0020]圖7是在具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)的下表面上靜壓力的繪圖(左)和在具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)的下表面上的靜壓力的繪圖(右)。
[0021]圖8是在具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)的機(jī)翼的上表面上靜壓力的繪圖(左)和在具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)的機(jī)翼的上表面上的靜壓力的繪圖(右)。
[0022]圖9是在具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)中和具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)中沿著機(jī)翼的輪廓的靜壓力的分布的圖。
[0023]圖10顯示在具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)中和具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)中的CL隨CDtj變化曲線。
具體實(shí)施例
[0024]如圖la、Ib和Ic所示，根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的飛機(jī)11的腹部整流裝置20與機(jī)身13和機(jī)翼15 —起包圍包括兩個(gè)分開(kāi)的隔室18、19的內(nèi)部空間，隔室18、19在其側(cè)部區(qū)域具有比在其中心區(qū)域更大的體積，并且在其后部區(qū)域具有比在其前部區(qū)域更大的體積。
[0025]沿X軸線，由腹部整流裝置20包圍的體積在長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域中增加，長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域在機(jī)翼后緣與機(jī)身的交點(diǎn)的后面結(jié)束，并且由腹部整流裝置20包圍的體積在長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域減少，L2〈L1 (參見(jiàn)圖lc)。優(yōu)選地，比值L2/L1包括在0.50-0.85之間。
[0026]換句話說(shuō)，腹部整流裝置20的存儲(chǔ)容量沿X軸方向和沿Y軸不是均勻地分布的。
[0027]因此，腹部整流裝置與現(xiàn)有的腹部整流裝置完全不同，其被配置為獲得更好的區(qū)域管理一體化(如在圖6中示出)。
[0028]腹部整流裝置20的垂直于X軸線的橫截面的輪廓具有顯示在圖2中的形狀，其相對(duì)于飛機(jī)的對(duì)稱面是對(duì)稱曲線21，具有以下特征:
[0029]-如圖2中所示，當(dāng)從曲線21的內(nèi)側(cè)看時(shí)，曲線21的每一側(cè)可以包括在拐點(diǎn)I1、12 ;13、14之間的中央凸部分23、23’和分別地在拐點(diǎn)I1、14 ;12、13和曲線與機(jī)翼15的交點(diǎn)之間和曲線與機(jī)身13的交點(diǎn)之間的兩個(gè)凹部分25、25’;27、27’，或者取決于機(jī)翼15和機(jī)身13的交點(diǎn)的位置僅一個(gè)凸部分。雖然在圖2中，曲線21的每一側(cè)的下部與機(jī)身相交，但是在其它實(shí)施例中，其位置可以在機(jī)身之下，使得腹部整流裝置20將被配置為單個(gè)隔室。
[0030]-中央凸部分23、23’包括較低點(diǎn)P1、P2和曲線21的橫向邊界P3、P4的極值點(diǎn)。
[0031]-機(jī)翼15的上表面的線16和曲線21的每一側(cè)在它們的交點(diǎn)處的切線之間的角度Φ I在腹部整流裝置20的全部橫截面中包括在90° -120°之間。
[0032]-機(jī)翼15的下表面的線14和曲線21的每一側(cè)在它們的交點(diǎn)處的切線之間的角度Φ2在腹部整流裝置20的全部橫截面中包括在70° -90°之間。
[0033]正如之前所說(shuō)，根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20的相關(guān)特征之一是在其側(cè)部區(qū)域中具有比在其中央?yún)^(qū)域中更多的體積。在這方面，圖3示出根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20的典型橫截面的曲線21和現(xiàn)有的整流裝置如果必須達(dá)到與機(jī)翼15的下表面相同的交點(diǎn)時(shí)的曲線22。因此，現(xiàn)有的整流裝置將具有夸張的體積以得到橫向區(qū)域中存儲(chǔ)需求。
[0034]為更好說(shuō)明它們的不同，圖4a、4b和4c分別顯示位于腹部整流裝置20的前部、中部和后部(翼的后面)的橫截面的曲線21以及在相同截面中現(xiàn)有的整流裝置的曲線22。
[0035]腹部整流裝置20的縱向部分的輪廓(垂直于Y軸線截面為)具有如在圖5中所示的形狀，其是曲線31具有以下特征:
[0036]-當(dāng)從如圖5中所示的曲線的內(nèi)側(cè)看時(shí)，曲線31可以包括在拐點(diǎn)15、16之間的中央凸部分33和分別地在拐點(diǎn)15、16和曲線31與機(jī)身13和/或機(jī)翼15的交點(diǎn)之間的兩個(gè)凹部分35、37，或者取決于與機(jī)身13和/或機(jī)翼15的交點(diǎn)的位置僅一個(gè)凸部分。
[0037]-在其后交點(diǎn)處腹部整流裝置20的縱向剖面的曲線31的切線與在所述縱向剖面中機(jī)身13的曲線的切線之間的角度Φ3取決于結(jié)構(gòu)和密封限制并且應(yīng)小于15度。
[0038]-在其前交點(diǎn)中到腹部整流裝置20的縱向剖面的曲線31的切線與到在所述縱向剖面中機(jī)身13的曲線的切線之間的角度Φ4取決于結(jié)構(gòu)和密封限制，并且將小于6度。
[0039]如圖6分別地顯示曲線41和42，曲線41和42分別表示具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20和現(xiàn)有的腹部整流裝置的機(jī)身沿X軸線的橫截面的區(qū)域A的分布。
[0040]根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20包括在坐標(biāo)Xl和x2之間的長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域和坐標(biāo)X2和X3之間的長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域，其中在長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域中由腹部整流裝置、機(jī)身和機(jī)翼包圍的內(nèi)部空間的橫截面的面積沿其長(zhǎng)度(在氣流方向)增大，在長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域中由腹部整流裝置、機(jī)身和機(jī)翼包圍的內(nèi)部空間的橫截面的面積沿其長(zhǎng)度(在氣流方向)減小，其中L1>L2。[0041]正如之前所說(shuō)的，坐標(biāo)X2設(shè)置在機(jī)翼后緣與機(jī)身的交點(diǎn)之后。
[0042]雖然，在現(xiàn)有的腹部整流裝置中體積在X軸線上被均勻地分布，而在根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20中，在開(kāi)始處的體積幾乎是可以忽略不計(jì)，然后沿X軸線和Y軸線逐漸地增大，直到第一區(qū)域的末端。在第二區(qū)域中，體積逐漸減小，直到后端。另一方面，在兩個(gè)區(qū)域中，在飛機(jī)的對(duì)稱平面的兩側(cè)處機(jī)身的底部處具有小的體積(或根本沒(méi)有容積)，由此提高流過(guò)飛機(jī)的底部的氣流性能。
[0043]這種創(chuàng)新的體積分布或容積分布允許需要較高橫向體積的托管(hosting)設(shè)備和系統(tǒng)，提供給飛機(jī)更高的存儲(chǔ)容量(比現(xiàn)有的腹部整流裝置高30-40%)，而帶來(lái)空氣動(dòng)力學(xué)的害處。
[0044]從純粹的空氣動(dòng)力學(xué)的觀點(diǎn)，根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20相對(duì)于現(xiàn)有的腹部整流裝置具有以下優(yōu)點(diǎn)。
[0045]首先，飛機(jī)的下表面的空氣動(dòng)力學(xué)性能得到提高。如圖7所示，在下腹部整流裝置上的氣流已經(jīng)被改變，在該區(qū)域上獲得均勻氣流。因此，如圖7中所示，實(shí)現(xiàn)在內(nèi)部機(jī)翼的下表面上不利的壓力梯度的減小。
[0046]其次，上機(jī)翼表面的空氣動(dòng)力學(xué)性能也被改善。如圖8中顯示，在上機(jī)翼后緣機(jī)身交點(diǎn)處沒(méi)有氣流分離，這改善了該區(qū)域的空氣動(dòng)力學(xué)性能。在這種情況下，飛機(jī)將不再需要任何Hackett (哈克特)整流裝置或特殊的密封以附著(attach)在該區(qū)域的空氣流動(dòng)?？傊?，實(shí)現(xiàn)輕量化和更好的空氣動(dòng)力學(xué)性質(zhì)。
[0047]第三，如圖9中圖示，通過(guò)沿著具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)的內(nèi)機(jī)翼輪廓的弦和具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20的飛機(jī)的內(nèi)機(jī)翼輪廓的弦在其上表面和下表面上的壓力系數(shù)Cp的分布44、43 ;46、45，提高機(jī)翼的空空氣動(dòng)力學(xué)性能。特別地，內(nèi)部上機(jī)翼表面沖擊被減小(由圓50標(biāo)出)。
[0048]第四，如圖10中圖示，實(shí)現(xiàn)整體空氣動(dòng)力學(xué)提高，圖10顯示具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20的飛機(jī)和具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)的阻力系數(shù)(CDtj)隨升力系數(shù)(CL)變化的曲線52、51。
[0049]綜上所說(shuō)的優(yōu)點(diǎn):
[0050]-腹部整流裝置上的入射空氣以更均勻的方式(靠近對(duì)稱平面)改變，在空氣動(dòng)力學(xué)表面周圍提供更均勻的氣流，涉及在腹部整流裝置上不利的壓力梯度的減少和高馬赫數(shù)條件下空氣的可壓縮的負(fù)面影響的降低。
[0051]-在相同CL條件下，相對(duì)于具有現(xiàn)有的腹部整流裝置的飛機(jī)，具有根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置的飛機(jī)的⑶<)提高大約1.5%量級(jí)。
[0052]因此，根據(jù)本發(fā)明的腹部整流裝置20在其后部中(機(jī)翼后緣之后)提供更多的有用體積，其中在阻力方面比現(xiàn)有的的腹部整流裝置不利影響少，由此滿足那些需要用于設(shè)備和系統(tǒng)的存儲(chǔ)大容積的飛機(jī)的要求。
[0053]雖然本發(fā)明已結(jié)合各種實(shí)施例進(jìn)行了描述，從本說(shuō)明書(shū)中將理解，其中可以進(jìn)行元件、變化或改進(jìn)的各種組合，并且在本發(fā)明的范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)(11)，包括:具有縱向軸線或X軸線的機(jī)身(13 )、機(jī)翼(15 )和腹部整流裝置(20);腹部整流裝置(20)通過(guò)相對(duì)于飛機(jī)對(duì)稱平面對(duì)稱的流線形表面配置，流線形表面與機(jī)身(13)和機(jī)翼(15)—起包圍內(nèi)部空間，其特征在于:腹部整流裝置(20)包括沿X軸線的長(zhǎng)度LI的第一區(qū)域和沿X軸線的長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域，在長(zhǎng)度L1的第一區(qū)域中，所述內(nèi)部空間的垂直于X軸線的橫截面面積在氣流方向上增大；在長(zhǎng)度L2的第二區(qū)域中，所述內(nèi)部空間的垂直于X軸線的橫截面面積在氣流方向上減小，L1>L2,并且所述第一區(qū)域的后端位于機(jī)翼(15)的后緣與機(jī)身(13)的交點(diǎn)之后。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)(11)，其中比值L2/L1包括在0.50-0.85之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛機(jī)(11)，其中所述內(nèi)部空間的垂直于X軸線的橫截面的輪廓的橫向邊界之間的距離在所述第一區(qū)域中在氣流方向上增大，并且在所述第二區(qū)域中在氣流方向上減小。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3任一項(xiàng)所述的飛機(jī)(11)，其中: -腹部整流裝置(20)的垂直于X軸線的橫截面的輪廓由相對(duì)于飛機(jī)對(duì)稱面的多個(gè)對(duì)稱曲線(21)配置，曲線(21)具有可變曲率并且在對(duì)稱平面的每側(cè)處在它們的至少一些中包括至少一個(gè)凸部分(23，23’)和兩個(gè)凹部分(25、25，；27 ;27’)，其中輪廓的下點(diǎn)(P1、P2)和橫向最外側(cè)的點(diǎn)(P3、P4 )定位在所述凸部分(23、23 ’)； -腹部整流裝置(20)的縱向截面的輪廓由多個(gè)曲線(31)配置，曲線(31)具有可變曲率并且在它們中的至少一些中包括至少中央凸部分(33)和兩個(gè)凹部分(35、37)，兩個(gè)凹部分(35、37 )終止在曲線與機(jī)身(13 )或曲線與機(jī)翼(15 )的表面的交點(diǎn)處。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)(11)，其中: -在腹部整流裝置(20)的所有橫截面中機(jī)翼(15)的上表面的線(16)和在上表面的線(16)與曲線(21)的交點(diǎn)處曲線(21)的每一側(cè)的切線之間的角度Φ1包括在90° -120°之間； -在腹部整流裝置(20)的所有橫截面中機(jī)翼(15)的下表面的線(14)和在下表面的線(14)與曲線(21)的交點(diǎn)處曲線(21)的每一側(cè)的切線之間的角度Φ2包括在70° -90°之間； -在曲線(31)與機(jī)身(13)的后部交點(diǎn)處，腹部整流裝置(20)的縱向截面的任何曲線(31)的切線和同一縱向截面中機(jī)身(13)的曲線的切線之間的角度Φ3小于15度； -在曲線(31)與機(jī)身(13)的前部交點(diǎn)處，腹部整流裝置(20)的縱向截面的任何曲線(31)的切線和同一縱向截面中機(jī)身(13)的曲線的切線之間的角度Φ4小于6度。
6.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的飛機(jī)(11)，其中腹部整流裝置(20)的垂直于X軸線的全部橫截面的輪廓與機(jī)身具有交點(diǎn)，使得在飛機(jī)對(duì)稱面的兩側(cè)處的分離的隔室形成在腹部整流裝置(20)、機(jī)身(13)和機(jī)翼(15)之間。
7.根據(jù)權(quán)利要求4或5所述的飛機(jī)(11)，其中在腹部整流裝置(20)的至少部分中，其垂直于X軸線的橫截面的輪廓與機(jī)身沒(méi)有交點(diǎn)，使得在腹部整流裝置(20)、機(jī)身(13)和機(jī)翼(15)之間形成單個(gè)隔室。
【文檔編號(hào)】B64D29/04GK103895868SQ201310727343
【公開(kāi)日】2014年7月2日 申請(qǐng)日期:2013年12月25日 優(yōu)先權(quán)日:2012年12月27日
【發(fā)明者】科拉爾·艾達(dá)·莫勒·阿爾維托 申請(qǐng)人:空中客車西班牙運(yùn)營(yíng)有限責(zé)任公司