具有增大存储容量的飞机腹部整流装置制造方法

具有增大存储容量的飞机腹部整流装置制造方法
【专利摘要】本发明提供一种具有能够在横向区域中存储设备和系统的腹部整流装置的飞机。腹部整流装置（20）包括沿X轴线的长度L1的第一区域和沿X轴线的第二长度区域L2，在长度L1的第一区域垂直于X轴线的横截面面积沿气流方向增大；第二长度区域L2垂直于X轴线的横截面面积沿气流的方向减小，L1>L2，并且所述第一区域后端位于机翼（15）的后缘与机身（13）的交点的之后。
【专利说明】具有增大存储容量的飞机腹部整流装置
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞机的腹部整流装置(也称为机腹整流装置)，并且更具体地，涉及具有用于位于机翼和机身之间的设备和系统的足够存储容量的腹部整流装置。
【背景技术】
[0002]飞机腹部整流装置应储存位于机翼和机身之间的设备和系统，诸如空调设备、燃料系统和起落架。起落架舱的大小和位置是腹部整流装置设计的主要制约因素。
[0003]腹部整流装置空气动力效应在高亚音速速度(接近音速范围)和在低速(接近不可压缩范围)条件下是显著的。高亚音速可以被定义为马赫数(Mn)在0.7和0.95之间使得流动范围可压缩效应不能忽略的速度。在此流动范围的可压缩效应是用于诸如机翼的升力面的厚度比率和腹部整流装置的横截面面积分布的函数。总之，为了减小在这个速度区域(音速流动范围附近)阻力或风阻影响，区域管理(ruling)的概念理念起着重要的作用。
[0004]腹部整流装置空气动力学设计的主要目标是尽量减少机翼、机身和腹部整流装置之间的负面干扰，以实现最小空气阻力不利和升力损失可能，并且提高机翼表面周围的气流附着条件。
[0005]在现有技术中已知两个基本腹部整流装置设计。
[0006]第一种情况是在机身的轮廓下方突出的大致凸起的腹部整流装置，其与机翼的空气动力学的干扰被限制为粘性影响，通过公知为“圆角”的整流装置上部中心区域基本上在机翼的上部外表面上，而整流装置的其余部分(前部、下部中央和后部区域)在空气流的方向通常具有平缓曲率，目的在于最小实际整流装置的边界层的变厚，而与机翼周围的气流没有强相互作用。这种方案的示例是空客A330的腹部整流装置。
[0007]第二种情况是在机身的轮廓之下最小程度地突出的更复杂的腹部整流装置，具有更大程度的与机翼的有利的空气动力学相互作用，这主要是由于这一事实:由整流装置所包围的横截面面积的机身的纵向轴线(X轴线)的方向上的演进(evolution)被高度结合在飞机的全局区域的规则中(1952年的Richard T.Whitcomb),与上述的设计比较,在高亚音速条件下的飞机空气动力学阻力的不利被减少。这种方案的示例是空客A380的腹部整流装置。另一个示例是在EP 1918984中公开的腹部整流装置。
[0008]应存储在腹部整流装置中的设备和系统由于技术进步正变得越来越复杂，并且涉及用于它们的存储的非常特殊的要求，现有的腹部整流装置都不满足这些要求。

【发明内容】

[0009]本发明的目的是提供一种具有腹部整流装置的飞机，以提高其横向存储容量，最小化与机翼和机身的负面干扰。
[0010]这个和其它的目的通过由相对于飞机对称面的对称的流线形表面配置的腹部整流装置满足，与机身和机翼一起包括内部空间，包括沿X轴线的长度LI的第一区域和沿X轴线的长度L2的第二区域，在长度LI的第一区域中，所述内部空间的垂直于X轴线的横截面面积在空气流的方向上增加；长度L2的第二区域中，所述内部空间的垂直于X轴线的横截面面积在空气流的方向上减小。第一区域LI的长度大于第二区域L2的长度，并且第一区域的后端位于机翼与机身的后缘的交点的后面。
[0011]在第一区域中的体积增加和在第二区域中的体积减小可以通过特别地增加和减少腹部整流装置的横向容量来实现。
[0012]在一个实施例中，沿X轴线的腹部整流装置的横截面的轮廓由相对于飞机对称面的对称曲线配置，具有可变曲率并且在对称平面的每一侧处在所述横截面的至少一些中包括至少凸部分和两个凹部分。轮廓的较低点和横向最外侧点定位在凸部分中。另一方面，腹部整流装置的纵向部分的轮廓在所述纵向截面的至少一些中由曲线配置，所述曲线具有可变曲率并且包括至少中央凸部分和两个凹部分，两个凹部分终止在与机身或与机翼的表面的它们交点处。这种配置允许腹部整流装置的上述体积分布。
[0013]参考附图，从本发明和所附权利要求的随后详细描述中，本发明的其它期望的特征和优点将变得显而易见。
【专利附图】

【附图说明】
[0014]图la、lb、lc分别是具有根据本发明的腹部整流装置的飞机的透视图、俯视图和底部平面图。
[0015]图2是具有根据本发明的腹部整流装置的飞机横截面，示出其主要的几何特征。
[0016]图3是在图2中加上现有的腹部整流装置，其共有与机翼的下表面的交点。
[0017]图4a、4b和4c是飞机的三个横截面图，其中根据本发明的腹部整流装置在沿X轴的不同位置处叠加到现有的的腹部整流装置。
[0018]图5是具有根据本发明的腹部整流装置的飞机的纵向截面，示出其主要几何特征。
[0019]图6是具有根据本发明的腹部整流装置的飞机和具有现有的腹部整流装置的飞机的机身区域管理分布。
[0020]图7是在具有现有的腹部整流装置的飞机的下表面上静压力的绘图(左)和在具有根据本发明的腹部整流装置的飞机的下表面上的静压力的绘图(右)。
[0021]图8是在具有现有的腹部整流装置的飞机的机翼的上表面上静压力的绘图(左)和在具有根据本发明的腹部整流装置的飞机的机翼的上表面上的静压力的绘图(右)。
[0022]图9是在具有现有的腹部整流装置的飞机中和具有根据本发明的腹部整流装置的飞机中沿着机翼的轮廓的静压力的分布的图。
[0023]图10显示在具有现有的腹部整流装置的飞机中和具有根据本发明的腹部整流装置的飞机中的CL随CDtj变化曲线。
具体实施例
[0024]如图la、Ib和Ic所示，根据本发明的一个实施例的飞机11的腹部整流装置20与机身13和机翼15 —起包围包括两个分开的隔室18、19的内部空间，隔室18、19在其侧部区域具有比在其中心区域更大的体积，并且在其后部区域具有比在其前部区域更大的体积。
[0025]沿X轴线，由腹部整流装置20包围的体积在长度LI的第一区域中增加，长度LI的第一区域在机翼后缘与机身的交点的后面结束，并且由腹部整流装置20包围的体积在长度L2的第二区域减少，L2〈L1 (参见图lc)。优选地，比值L2/L1包括在0.50-0.85之间。
[0026]换句话说，腹部整流装置20的存储容量沿X轴方向和沿Y轴不是均匀地分布的。
[0027]因此，腹部整流装置与现有的腹部整流装置完全不同，其被配置为获得更好的区域管理一体化(如在图6中示出)。
[0028]腹部整流装置20的垂直于X轴线的横截面的轮廓具有显示在图2中的形状，其相对于飞机的对称面是对称曲线21，具有以下特征:
[0029]-如图2中所示，当从曲线21的内侧看时，曲线21的每一侧可以包括在拐点I1、12 ;13、14之间的中央凸部分23、23’和分别地在拐点I1、14 ;12、13和曲线与机翼15的交点之间和曲线与机身13的交点之间的两个凹部分25、25’;27、27’，或者取决于机翼15和机身13的交点的位置仅一个凸部分。虽然在图2中，曲线21的每一侧的下部与机身相交，但是在其它实施例中，其位置可以在机身之下，使得腹部整流装置20将被配置为单个隔室。
[0030]-中央凸部分23、23’包括较低点P1、P2和曲线21的横向边界P3、P4的极值点。
[0031]-机翼15的上表面的线16和曲线21的每一侧在它们的交点处的切线之间的角度Φ I在腹部整流装置20的全部横截面中包括在90° -120°之间。
[0032]-机翼15的下表面的线14和曲线21的每一侧在它们的交点处的切线之间的角度Φ2在腹部整流装置20的全部横截面中包括在70° -90°之间。
[0033]正如之前所说，根据本发明的腹部整流装置20的相关特征之一是在其侧部区域中具有比在其中央区域中更多的体积。在这方面，图3示出根据本发明的腹部整流装置20的典型横截面的曲线21和现有的整流装置如果必须达到与机翼15的下表面相同的交点时的曲线22。因此，现有的整流装置将具有夸张的体积以得到横向区域中存储需求。
[0034]为更好说明它们的不同，图4a、4b和4c分别显示位于腹部整流装置20的前部、中部和后部(翼的后面)的横截面的曲线21以及在相同截面中现有的整流装置的曲线22。
[0035]腹部整流装置20的纵向部分的轮廓(垂直于Y轴线截面为)具有如在图5中所示的形状，其是曲线31具有以下特征:
[0036]-当从如图5中所示的曲线的内侧看时，曲线31可以包括在拐点15、16之间的中央凸部分33和分别地在拐点15、16和曲线31与机身13和/或机翼15的交点之间的两个凹部分35、37，或者取决于与机身13和/或机翼15的交点的位置仅一个凸部分。
[0037]-在其后交点处腹部整流装置20的纵向剖面的曲线31的切线与在所述纵向剖面中机身13的曲线的切线之间的角度Φ3取决于结构和密封限制并且应小于15度。
[0038]-在其前交点中到腹部整流装置20的纵向剖面的曲线31的切线与到在所述纵向剖面中机身13的曲线的切线之间的角度Φ4取决于结构和密封限制，并且将小于6度。
[0039]如图6分别地显示曲线41和42，曲线41和42分别表示具有根据本发明的腹部整流装置20和现有的腹部整流装置的机身沿X轴线的横截面的区域A的分布。
[0040]根据本发明的腹部整流装置20包括在坐标Xl和x2之间的长度LI的第一区域和坐标X2和X3之间的长度L2的第二区域，其中在长度LI的第一区域中由腹部整流装置、机身和机翼包围的内部空间的横截面的面积沿其长度(在气流方向)增大，在长度L2的第二区域中由腹部整流装置、机身和机翼包围的内部空间的横截面的面积沿其长度(在气流方向)减小，其中L1>L2。[0041]正如之前所说的，坐标X2设置在机翼后缘与机身的交点之后。
[0042]虽然，在现有的腹部整流装置中体积在X轴线上被均匀地分布，而在根据本发明的腹部整流装置20中，在开始处的体积几乎是可以忽略不计，然后沿X轴线和Y轴线逐渐地增大，直到第一区域的末端。在第二区域中，体积逐渐减小，直到后端。另一方面，在两个区域中，在飞机的对称平面的两侧处机身的底部处具有小的体积(或根本没有容积)，由此提高流过飞机的底部的气流性能。
[0043]这种创新的体积分布或容积分布允许需要较高横向体积的托管(hosting)设备和系统，提供给飞机更高的存储容量(比现有的腹部整流装置高30-40%)，而带来空气动力学的害处。
[0044]从纯粹的空气动力学的观点，根据本发明的腹部整流装置20相对于现有的腹部整流装置具有以下优点。
[0045]首先，飞机的下表面的空气动力学性能得到提高。如图7所示，在下腹部整流装置上的气流已经被改变，在该区域上获得均匀气流。因此，如图7中所示，实现在内部机翼的下表面上不利的压力梯度的减小。
[0046]其次，上机翼表面的空气动力学性能也被改善。如图8中显示，在上机翼后缘机身交点处没有气流分离，这改善了该区域的空气动力学性能。在这种情况下，飞机将不再需要任何Hackett (哈克特)整流装置或特殊的密封以附着(attach)在该区域的空气流动。总之，实现轻量化和更好的空气动力学性质。
[0047]第三，如图9中图示，通过沿着具有现有的腹部整流装置的飞机的内机翼轮廓的弦和具有根据本发明的腹部整流装置20的飞机的内机翼轮廓的弦在其上表面和下表面上的压力系数Cp的分布44、43 ;46、45，提高机翼的空空气动力学性能。特别地，内部上机翼表面冲击被减小(由圆50标出)。
[0048]第四，如图10中图示，实现整体空气动力学提高，图10显示具有根据本发明的腹部整流装置20的飞机和具有现有的腹部整流装置的飞机的阻力系数(CDtj)随升力系数(CL)变化的曲线52、51。
[0049]综上所说的优点:
[0050]-腹部整流装置上的入射空气以更均匀的方式(靠近对称平面)改变，在空气动力学表面周围提供更均匀的气流，涉及在腹部整流装置上不利的压力梯度的减少和高马赫数条件下空气的可压缩的负面影响的降低。
[0051]-在相同CL条件下，相对于具有现有的腹部整流装置的飞机，具有根据本发明的腹部整流装置的飞机的⑶<)提高大约1.5%量级。
[0052]因此，根据本发明的腹部整流装置20在其后部中(机翼后缘之后)提供更多的有用体积，其中在阻力方面比现有的的腹部整流装置不利影响少，由此满足那些需要用于设备和系统的存储大容积的飞机的要求。
[0053]虽然本发明已结合各种实施例进行了描述，从本说明书中将理解，其中可以进行元件、变化或改进的各种组合，并且在本发明的范围之内。
【权利要求】
1.一种飞机(11)，包括:具有纵向轴线或X轴线的机身(13 )、机翼(15 )和腹部整流装置(20);腹部整流装置(20)通过相对于飞机对称平面对称的流线形表面配置，流线形表面与机身(13)和机翼(15)—起包围内部空间，其特征在于:腹部整流装置(20)包括沿X轴线的长度LI的第一区域和沿X轴线的长度L2的第二区域，在长度L1的第一区域中，所述内部空间的垂直于X轴线的横截面面积在气流方向上增大；在长度L2的第二区域中，所述内部空间的垂直于X轴线的横截面面积在气流方向上减小，L1>L2,并且所述第一区域的后端位于机翼(15)的后缘与机身(13)的交点之后。
2.根据权利要求1所述的飞机(11)，其中比值L2/L1包括在0.50-0.85之间。
3.根据权利要求1或2所述的飞机(11)，其中所述内部空间的垂直于X轴线的横截面的轮廓的横向边界之间的距离在所述第一区域中在气流方向上增大，并且在所述第二区域中在气流方向上减小。
4.根据权利要求1-3任一项所述的飞机(11)，其中: -腹部整流装置(20)的垂直于X轴线的横截面的轮廓由相对于飞机对称面的多个对称曲线(21)配置，曲线(21)具有可变曲率并且在对称平面的每侧处在它们的至少一些中包括至少一个凸部分(23，23’)和两个凹部分(25、25，；27 ;27’)，其中轮廓的下点(P1、P2)和横向最外侧的点(P3、P4 )定位在所述凸部分(23、23 ’)； -腹部整流装置(20)的纵向截面的轮廓由多个曲线(31)配置，曲线(31)具有可变曲率并且在它们中的至少一些中包括至少中央凸部分(33)和两个凹部分(35、37)，两个凹部分(35、37 )终止在曲线与机身(13 )或曲线与机翼(15 )的表面的交点处。
5.根据权利要求4所述的飞机(11)，其中: -在腹部整流装置(20)的所有横截面中机翼(15)的上表面的线(16)和在上表面的线(16)与曲线(21)的交点处曲线(21)的每一侧的切线之间的角度Φ1包括在90° -120°之间； -在腹部整流装置(20)的所有横截面中机翼(15)的下表面的线(14)和在下表面的线(14)与曲线(21)的交点处曲线(21)的每一侧的切线之间的角度Φ2包括在70° -90°之间； -在曲线(31)与机身(13)的后部交点处，腹部整流装置(20)的纵向截面的任何曲线(31)的切线和同一纵向截面中机身(13)的曲线的切线之间的角度Φ3小于15度； -在曲线(31)与机身(13)的前部交点处，腹部整流装置(20)的纵向截面的任何曲线(31)的切线和同一纵向截面中机身(13)的曲线的切线之间的角度Φ4小于6度。
6.根据权利要求4或5所述的飞机(11)，其中腹部整流装置(20)的垂直于X轴线的全部横截面的轮廓与机身具有交点，使得在飞机对称面的两侧处的分离的隔室形成在腹部整流装置(20)、机身(13)和机翼(15)之间。
7.根据权利要求4或5所述的飞机(11)，其中在腹部整流装置(20)的至少部分中，其垂直于X轴线的横截面的轮廓与机身没有交点，使得在腹部整流装置(20)、机身(13)和机翼(15)之间形成单个隔室。
【文档编号】B64D29/04GK103895868SQ201310727343
【公开日】2014年7月2日 申请日期:2013年12月25日 优先权日:2012年12月27日
【发明者】科拉尔·艾达·莫勒·阿尔维托 申请人:空中客车西班牙运营有限责任公司