[發(fā)明專利]翼吊布局飛機中吊掛的整流罩結(jié)構(gòu)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201310506992.0
• 申請日: 2013-10-24
• 公開（公告）號: CN103612746A
• 公開（公告）日: 2014-03-05
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 陳迎春;張淼;于哲慧;張美紅;薛飛;劉鐵軍;張冬云;周峰;馬涂亮;趙賓賓
• 申請（專利權(quán)）人: 中國商用飛機有限責(zé)任公司;中國商用飛機有限責(zé)任公司上海飛機設(shè)計研究院
• 主分類號: B64C7/02
• 分類號: B64C7/02;B64D29/02
• 代理公司: 北京市金杜律師事務(wù)所 11256
• 代理人: 樓仙英;徐年康

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明總的涉及飛機氣動外形設(shè)計領(lǐng)域，更具體地涉及翼吊布局飛機中吊掛的整流罩結(jié)構(gòu)，尤其是后部整流罩結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)

飛機在飛行過程中，機翼的上表面、下表面均產(chǎn)生升力，一般在巡航飛行時，需要保證機翼的上、下表面均不產(chǎn)生氣流分離。對于發(fā)動機安裝于機翼下方的飛機(翼吊布局飛機)而言，機翼上表面一般沒有較大的凸出部件，而機翼下表面與發(fā)動機吊掛接觸，機翼下表面易受吊掛的整流罩氣動面周邊氣流的影響。如果機翼下表面受到來自吊掛的整流罩氣動面的較大的不利影響，機翼下表面氣流將會易于分離，這對飛機飛行安全性和經(jīng)濟性都是不利的。

為方便說明，下面敘述中將吊掛的整流罩氣動面簡稱為“吊掛”。

在翼吊布局飛機上，作為連接發(fā)動機短艙和機翼的部件，吊掛位于發(fā)動機短艙和機翼之間。吊掛整流罩的側(cè)壁與機翼下表面接觸，吊掛的氣動特性，也就是其壓力分布與表面氣流流動形態(tài)會直接影響機翼下表面的性能，進而直接影響飛機性能。一般情況下，吊掛整流罩內(nèi)部需要一定容積來布置必需的管路、線纜，這樣就需要吊掛整流罩具有一定的寬度。吊掛寬度約束以及寬度約束所造成的曲率不利分布會對機翼造成不利影響。當(dāng)?shù)鯍煲暂^大寬度向后部逐漸收縮至一點時，往往會使得吊掛表面的氣流容易分離，從而誘導(dǎo)機翼下表面氣流分離。

為了減小或消除吊掛對機翼下表面的不利影響，常常需要對吊掛后部進行局部的優(yōu)化設(shè)計。許多現(xiàn)有飛機機型中已對吊掛整流罩進行了局部整流修形，如在吊掛與機翼相交部分增加條帶形狀整流罩，如Convair990。另外有些飛機機型中采用加長吊掛后部過渡長度的方案。例如波音、空客現(xiàn)役某些型號飛機，如B737-300、A320、A330、A340、A380，是將吊掛向后延伸一直到機翼后緣之后，并增加一種錐形整流罩形式的尾部對吊掛整流罩進行收尾。但這種形式會增加機體結(jié)構(gòu)部件，增加作動機構(gòu)，從而增加飛機重量，同時增加了飛機的制造成本和維護成本。

在一些現(xiàn)有技術(shù)中，如專利US4867394A中采用將吊掛最大寬度位置放在機翼后緣之后的方案，從而避免吊掛對飛機產(chǎn)生不利影響。而實際工程當(dāng)中，從發(fā)動機引出的眾多管路線纜等部件需要經(jīng)過吊掛后部連接至機翼，即飛機對吊掛空間需求最大的位置位于機翼后緣之前。因而此種方案中吊掛最大寬度在機翼后緣，機翼后緣之后的吊掛空間均無法利用，反而增加吊掛的結(jié)構(gòu)重量，增加油耗，降低飛機經(jīng)濟性。專利US4314681A采用在吊掛整流罩側(cè)壁與機翼相交位置安裝整流罩的方案來改善飛機氣動特性。然而在貼近機翼位置安裝整流罩，會縮小機翼下表面的面積，降低飛機的升力，減少飛機運載能力。若要保持相同的運載能力，則需要加大飛機飛行時的迎角，增加飛機的阻力。該方案不適合在飛機設(shè)計初期使用。專利EPO186220A2采用了修改機翼剖面形狀來改善飛機安裝發(fā)動機后的氣動性能。然而，飛機機翼的改變將會影響飛機的眾多設(shè)計參數(shù)，帶來大范圍的設(shè)計更改，設(shè)計人員在飛機設(shè)計中應(yīng)當(dāng)盡量避免機翼發(fā)生更改。如果機翼由于發(fā)動機安裝、吊掛設(shè)計而改變，那么在更換新的發(fā)動機之后，機翼仍要進行更改。如果是在某系列飛機的后續(xù)機型改進中使用這一方案，將延緩飛機的適航取證進程。這是因為機翼屬于飛機的主要組成部件，若對機翼進行修改，會使得若干與機翼相關(guān)的適航取證工作需要重新進行。專利US20120001022A1則是加裝擾流片來改善吊掛側(cè)壁氣動性能。但是該方案加裝的擾流片產(chǎn)生了額外的阻力，且該擾流片工作在發(fā)動機尾流中，需要使用耐受高溫的材料加工，增加制造成本。擾流片所需的額外作動機構(gòu)將增加飛機維護成本。該方案同樣不適合在飛機設(shè)計初期使用。專利WO9517334A1采用完整的翼型作為吊掛的橫截面形狀來對吊掛進行設(shè)計，該方案需要吊掛橫截面向機身進行偏轉(zhuǎn)。該方案適合發(fā)動機與機翼之間的安裝空間較大的情況。當(dāng)安裝空間較小時，該方案無法體現(xiàn)出實用價值。因為安裝空間較小時，吊掛橫截面幾乎不存在完整的翼型，以完整的翼型表達(dá)的吊掛橫截面偏轉(zhuǎn)也無法實現(xiàn)。且該方案對飛機吊掛與機翼前緣相交位置朝向翼尖一側(cè)的氣流可能產(chǎn)生不利影響。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的各種缺陷，提出一種翼吊布局飛機中吊掛的整流罩結(jié)構(gòu)設(shè)計，尤其是針對后部整流罩結(jié)構(gòu)加以改進，使吊掛的后部整流罩得到足夠內(nèi)部空間的同時，不會在吊掛后部表面額外增加局部整流罩，使得吊掛整流罩表面氣流不易產(chǎn)生分離，從而減小阻力、降低重量、減少發(fā)動機安裝至機翼所帶來的不利影響、提高飛機性能。