CN101304918A - 具有通过局部几何变形部调节机翼压力的中央整流罩的航空器 - Google Patents
具有通过局部几何变形部调节机翼压力的中央整流罩的航空器 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101304918A CN101304918A CNA2006800415944A CN200680041594A CN101304918A CN 101304918 A CN101304918 A CN 101304918A CN A2006800415944 A CNA2006800415944 A CN A2006800415944A CN 200680041594 A CN200680041594 A CN 200680041594A CN 101304918 A CN101304918 A CN 101304918A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- wing
- aerocraft
- fuselage
- local geometric
- local
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Abstract
本发明涉及航空器(10),其包括:机身(12);两翼(14、16),发动机舱固定在所述翼上,并且每个翼通过一中央整流罩在机身各侧侧向连接至机身,所述中央整流罩(18、20)对应于各翼具有两个相对的表面,所述两个表面分别连接至相关翼的上表面和下表面并且沿机身纵向地延伸;其特征在于,所述两个表面中的至少一个表面具有至少一局部几何变形部(50;52;54、56、58),所述至少一局部几何变形部能够产生从中央整流罩朝翼的侧向气动干扰,以便控制空气在翼上的流动。
Description
技术领域
[01]本发明涉及航空器,并更特别涉及保证航空器机身与各翼之间连接的中央整流罩。
背景技术
[02]在航空领域,为提高飞机在各种飞行条件(巡航飞行、快速巡航飞行、开始降落、飞行状态(enveloppes de vol)极限等)下的性能进行了大量的和持续性的研究。
[03]另外,对于各种原因——其例如在于增加飞机续航时间或增加飞机输送的有效载荷,可能需要用更大尺寸的发动机替代飞机的现有发动机。
[04]因此导致这样重新安装发动机的飞机的气动性能下降。
[05]因此航空制造商力求无需涉及飞机机翼而使重新安装发动机的飞机获得更良好的性能。
发明内容
[06]为此,本发明的目的在于一种航空器,该航空器包括:
[07]-机身;
[08]-两翼,发动机舱固定在所述翼上,并且每个翼通过一中央整流罩在机身各侧侧向连接至机身,所述中央整流罩对应于各翼具有两个相对的表面,所述两个表面分别连接至相关翼的上表面和下表面并且沿机身纵向地延伸;
[09]其特征在于,所述两个表面中的至少一个表面具有至少一局部几何变形部,所述至少一局部几何变形部能够产生从中央整流罩朝翼的侧向气动干扰,以便控制空气在翼上的流动。
[10]使这些表面的至少一个表面局部具有适当的几何形状,这样成形的整流罩能够通过产生在所涉及翼的自由端部方向传播的压力波,而有利地作用于机翼的空气流动。
[11]这些压力波可以远距离地重组机翼上的压力场。
[12]需要注意的是,选择带给整流罩表面的局部几何变形部可以减小航空器的气动阻力,而不明显改变它的质量和制造成本。
[13]根据几何变形部的性质,所考虑表面的一个或多个变形区所产生的压力波可以是膨胀波、压缩波或这两者的结合。
[14]局部几何变形部可以沿机身纵向延伸。
[15]可以注意到,在现有技术中,中央整流罩上没有成形特殊形状,并且通常形成整流罩的表面的整体纵向曲度一般非常小并很规则,甚至曲度为零。
[16]相反地,本发明提出赋予整流罩的至少一表面的曲度比现有技术中在所涉及表面的一个或多个区域上的曲度大。
[17]该曲度主要沿机身在纵向方向上(主曲度)形成,并次要地在一对应机身高度的横向方向上(辅助曲度)形成。
[18]根据一特征,所述至少一局部几何变形部表现为所涉及表面的至少一区域的局部曲率半径减小。
[19]相反地,没有本发明时,当该表面的整体纵向曲度非常小甚至为零时,(沿该表面的)局部曲率半径的值非常大,甚至为无穷大。
[20]根据一特征,所述至少一局部几何变形部的定位和幅度尤其取决于所述航空器的气动参数。
[21]因此为了获得所寻求的机翼上空气流动的效果,优选考虑这些参数,以便局部地成形整流罩的相关表面。
[22]根据一特征,所述气动参数是与机身、机翼、发动机舱和航空器速度有关的参数。
[23]根据一特征,所述局部几何变形部呈局部的凸部的形式,它可以在流动中产生膨胀波。
[24]根据一特征,所述凸部呈隆起的形式。
[25]根据一特征,所述局部几何变形部呈局部的凹部的形式,它可以在流动中产生一压缩波。
[26]根据一特征,所述凹部呈凹槽的形式。
[27]根据一特征,所述凹槽由两个倾斜的表面部分形成,这两个表面部分在具有坡面断纹的区域中接合于所述凹槽的底部。
[28]根据一特征,所述两个表面中的至少一个表面具有多个相继的局部几何变形部,这些局部几何变形部沿机身延伸并局部地按凸部和凹部交替。
[29]因此通过相继设置多个凸部和凹部,实现对机翼上的流动的精细控制,这种控制可以更好地适应机翼的特征和制造限制。
[30]根据一特征,所述至少一局部几何变形部在连接至翼上表面的表面上形成。
[31]改变上整流罩特别适用于调节翼上表面的超音速区。
[32]根据一特征,所述至少一局部几何变形部在连接至翼下表面的表面上形成。
[33]改变下整流罩特别适于调节翼下表面的压力梯度。
[34]根据一特征,所述中央整流罩包括多个结构零件构成的组装体,所述多个结构零件中的每一个都具有一表面部分,所述中央整流罩的对应于各翼的相对表面中的每一个表面由彼此并排布置的结构零件的一组表面部分形成。
附图说明
[35]随着以下只作为非限定例子并参照附图进行的描述,可以了解本发明的其它特征和优点,附图如下:
[36]-图1是符合本发明的航空器的整体示意图;
[37]-图2是航空器的中央整流罩的示意图;
[38]-图3是表示构成整流罩的结构零件的组装体的局部示意图;
[39]-图4a、4b和4c以俯视图表示图1航空器的机身/机翼相交用的可能几何形状的三个例子;
[40]-图5a和5b分别表示有本发明和没有本发明时压力场在机翼上的分布;
[41]-图6a和6b分别为A340型航空器上的机身/机翼界面的局部俯视示意图和透视示意图,所述机身/机翼界面没有成形有特殊的几何形状;
[42]-图6c和6d分别为图6a和6b的界面的局部的俯视示意图和透视示意图,所述界面成形有图4a所示的按本发明的几何形状;
[43]-图7a和7b分别为A380型航空器的机身/机翼界面的局部俯视示意图和透视示意图,没有成形特殊的几何形状;
[44]-图7c和7d分别为图7a和7b的机身/机翼界面的局部俯视示意图和透视示意图,所述界面具有图4b所示的符合本发明的几何形状;
[45]-图7e以俯视图示意性局部地表示构成整流罩的结构零件的形廓;
[46]-图8a和8b分别为A320型航空器的机身/机翼界面的局部俯视示意图和透视示意图,所述界面没有成形有特殊的几何形状;
[47]-图8c和8d分别为图8a和8b的机身/机翼界面的局部的俯视示意图和透视示意图,所述界面成形有图4b所示的按本发明的几何形状。
具体实施方式
[48]符合本发明的航空器如图1所示并且整体用参考数字10表示,该航空器包括机身12,所述机身的机翼包括两个侧翼14、16,所述每个侧翼通过机身/机翼界面在机身各侧侧向连接至机身。
[49]发动机舱固定至翼14、16,例如如图1所示,发动机舱18固定至每个翼。
[50]机身/机翼界面包括机械结构界面(图中未示出),该机械结构界面由构成中央整流罩20的气动界面覆盖。
[51]中央整流罩20由多个结构零件构成的组装体构成,这些结构零件形成以拼接和铆接或螺栓固定的方式布置在下层机械结构界面上的板或片,并且这些板或片赋予整体一种壳形(图2)。
[52]图1和2的中央整流罩包括两个分别与翼14、16对应的部分22、24。在左部分22和右部分24中,分别设置有两个用于分别与两翼14、16中的每一个连接的开口26和28。
[53]中央整流罩的每个对应于一翼的部分包括两个相对的表面,即:对于部分22的上表面30和对于部分24的上表面32;以及对于部分22的下表面34和对于部分24的下表面36,这些表面分别与相关翼的上表面和下表面连接。
[54]如图2所示,形成中央整流罩的结构零件每个都具有形成整流罩的一表面的一部分的表面部分。更特别的是,中央整流罩的每个部分22、24的相对上表面和下表面中的每一个均由上述结构零件的一组表面部分形成,这些表面部分彼此并排布置以构成气动界面的光滑表面。
[55]因此,在图2中,上表面30包括拼接的结构零件30a、30b、30c,而下表面34包括拼接的结构零件34a、34b、34c、34d。
[56]图3中局部示出构成上表面30的结构零件(板)40,并且该结构零件安装在对应于翼40的机身12上。图中还表示出呈角形的固定支撑件42、44,所述支撑件与机身连在一起并用于接纳中央整流罩的另一结构零件。图2中也可看到固定支撑件。
[57]每个中央整流罩的上表面即与机翼上表面接触的表面、和其下表面即与机翼下表面接触的表面,在现有技术中传统地具有非常小的和规则的整体曲度,甚至在某些航空器上曲度为零。
[58]本发明提出通过以局部方式赋予相关表面的一个或多个区域一种或多种例如沿机身纵向延伸的几何变形,来使这些表面中的一个和/或另一个成形。
[59]所述表面的局部几何变形能够产生侧向气动干扰,这些气动干扰能够从中央整流罩出发朝所涉及翼的末端方向移动,这旨在控制空气在机翼上的流动。
[60]在每个中央整流罩上附加侧向体积形件(formes volumiques),即通过在中央整流罩的现有结构零件上附加成形结构零件,或者用成形结构零件替换这些现有结构零件中的一个或多个,这种附加侧向体积形件可以控制空气在机翼上的流动,并控制可能产生的干扰,例如在重新安置发动机(remotorisation)(尺寸更大的发动机、具有强流量比的发动机、增加续航时间和/或增加航空器输送的有效载荷)的情况下。
[61]根据本发明改变机身与机翼之间连接部的中央整流罩的几何形状,可调节空气在机翼上的压力,特别是改善沿成形所涉及的整流罩部分(上部分和/或下部分)的机翼上表面和/或下表面上展开的压力场。
[62]因此,改变中央整流罩各部分22、24的分别与机翼上表面和下表面连接的相对表面中的一个或两个的局部几何形状,尤其可在翼、发动机舱与机身之间强干扰的情况下改善空气在翼上的流动。
[63]特别是本发明可以改善飞机在不同飞行条件(巡航、快速巡航、开始降落、飞行状态极限)下的气动性能,并且还可改善飞机对高马赫数的灵活性。
[64]需要指出的是,形成整流罩各部分22、24的相对上表面和下表面的零件可以由一种能在飞行中通过执行机构产生变形的材料制成,以便使本发明的功效适应大范围的飞行条件。
[65]因此变形由该表面或该表面一部分的移动产生。
[66]因此可以根据飞行条件和追求的效果以动态和适当的方式(实时)实现带给整流罩表面的局部几何变形部。
[67]每个局部几何变形部的特征在于:下面将详细描述的其形状;以及其在表面沿机身(例如相对于翼前缘)的定位;和其幅度。
[68]局部赋予表面的几何形状的定位及幅度特别取决于航空器的气动参数。
[69]这些参数特别是航空器速度及与机身、机翼和发动机相关的参数。
[70]当从俯视图观看与翼上表面连接的中央整流罩表面的型廓时,可考虑三类如图4a、4b和4c中以实线表示的几何形状。
[71]在这些图中可注意到,航空器前部位于图的左边,而后部位于右边。
[72]带给中央整流罩的两个相对表面中的一个和/或另一个的局部几何形状的独特性表现为相关表面的局部曲率半径减小。
[73]图4a至图4c中所示的形状对应于所考虑的几何变形部的主曲度(courbure),横向的辅助曲度设置成垂直于图所在的平面(沿机身高度)且其幅度小于主曲度的幅度。
[74]图4a中所示出的局部几何形状呈局部凸部的形式,所述局部凸部如隆起沿机身以基本纵向的方式延伸(主曲度),并沿垂直于图所在的平面的方向以较小的方式延伸(辅助曲度)。
[75]这种使表面局部成形能够产生从中央整流罩向翼末端传播的侧向干扰,并且所述侧向干扰呈流动膨胀波的形式。
[76]图4a中还用虚线表示没有本发明时以俯视图看到的中央整流罩表面的型廓。
[77]如图4b所示,另一可能的几何形状呈局部凹部的形态,该局部凹部例如呈凹槽的形式,主要沿机身的纵向方向延伸(主曲度)并且次要地沿垂直于图所在平面的方向延伸(辅助曲度)。
[78]这种局部几何变形部能够产生从中央整流罩朝翼末端传播的侧向干扰,并且所述侧向干扰呈流动的压缩波的形式从而形成小冲击。
[79]该图也用虚线表示没有本发明时以俯视图看到的中央整流罩表面的型廓。
[80]更特别的是,凹槽由两倾斜的表面部分形成,这两个表面部分在凹槽底部互相接合在坡面断纹(rupture de pente)式区域中。
[81]另外还注意到,这种几何形状呈斜面的形态,并且所述局部凹部在其底部可包括裂纹,也可以不包括裂纹。
[82]实际上凹槽的底部可以不具有坡面断纹式区域,即呈盆形。
[83]工业实施的简单性可以决定是否优选具有明显的坡面断纹(例如发生在构成整流罩结构零件的两个板之间的连接处),或者是否优选在两个具有不同斜率的区域之间插入小的连接半径,两个区域的不同斜率取决于气动状态(例如在单个结构板包括两个具有不同斜率的区域的情况下)。
[84]图4c中示出了多个沿机身延伸的相继局部几何变形部,并且这些几何变形部局部地按凸部和凹部交替。这些变形部在垂直于图平面的方向上幅度较小。
[85]更特别的是,图4c所示的几何形状包括相继的第一凸部、凹部和第二凸部。
[86]中央整流罩表面的这类局部几何改变能够产生等熵的膨胀波或压缩波类型的侧向干扰。
[87]应注意到,图4a至图4c中提出的几何变形部通常表现为局部曲度的剧烈变化,更特别的是表现为:相对于现有技术中对于整流罩的相对侧表面所采用的一般很大的曲率半径,(沿整流罩的纵剖面图的)局部曲率半径大大减小。
[88]另外,也可根据所追求的目的考虑凸部和凹部的任何其他组合方式:单个凸部继之一凹部;或者相反地,两个凹部夹一凸部等。
[89]图5a和5b分别表示有本发明和没有本发明时等压线形成的压力场在一翼上表面上的分布。
[90]还应注意的是,低压区是深色区域,而高压区为浅色区域。
[91]因此,在未采用本发明时,在图5a中与发动机舱41相面对处可观察到一区域43,该区域形成对应于强压力梯度的紧密等压线网。
[92]因此这类区域为具有高比率的负压及压缩现象的所在地,这是有害的,因为会产生冲击阻力。
[93]在图5b中,通过图4c中所示类型的适当几何变形部专门成形整流罩(部分22和24)的上侧,以便在空气于机翼上的流动中相继产生膨胀波45、压缩波46和膨胀波47。
[94]这些压力波(压力和负压的波动)相对机身的纵向方向在机翼上表面上存在的超音速区域内从整流罩向翼端侧向地传播。这些压力波首先在距整流罩很小的距离上与机翼上的流动相互作用:第一膨胀波45和压缩波46有助于增加区域49a中的局部压力,直到实现小冲击;并且第二膨胀波47有助于减小区域49b中的压力梯度。
[95]区域49a和49b中产生的现象在翼展的方向上传播,因此通过远离整流罩重组在机翼上的、特别是在区域43中的压力梯度,可控制机翼上的流动。
[96]应注意到,可以根据几何变形部的类型、它们的数量、它们的定位和它们的幅度产生适当的压力波,这些压力波在相对于整流罩所希望的距离上作用在机翼上,从而以相对所寻求目标的适当方式调节压力场(重组压力线)。
[97]更特别的是,在与发动机舱相面对的区域43中重组压力场表现为:使该区域中的压力线扩大,以便在该区域中减小压力梯度;及这些压力线的空间重新分布。
[98]因此,在该区域中出现两个没有以前紧密的压力线小网48a、48b,并且它们是两个连续的压力增加小区的所在地,以前在此处支配着一强压力梯度。
[99]因此航空器的波阻力减小。
[100]因此明显减小由发动机舱(在重新安装发动机的情况下)与中央整流罩表面之间的相互作用产生的干扰,在没有本发明时,这种干扰会影响翼在其超音速部分中的性能。
[101]需要注意的是,在没有本发明时,机翼上的流动压力线分布的形态以及制造和维修限制,决定整流罩的局部几何形状在图4a至图4c所示不同类型中的选择。
[102]图6a和6b表示A340-500/600型航空器,在所述航空器上没有使整流罩表面型廓(俯视)成形有任何特殊形状。
[103]图6b以透视图表示没有任何特殊曲度的机身/机翼界面。
[104]需要注意的是,在重装具有这类界面的航空器的发动机的情况下,位于机翼上表面上的由冲击造成的重新压缩变得猛烈,并因此产生阻力。
[105]图6c和6d表示在图的左部分中、即机翼前缘附近的中央整流罩表面添加有一局部的凸部50(图4a所示的类型)。
[106]该局部凸部的形状为如图所示的沿机身延伸的隆起,并且该隆起还具有朝翼末端方向的侧向延伸部(幅度)(图6c)和沿机身高度的垂直延伸部(图6d)。
[107]图6c和6d中所示的隆起50在前缘附近产生,朝流动方向(沿机身的纵向方向)延长,并且最后在机翼固定部分与襟翼之间的连接部附近结束(图6c的右部分)。
[108]需要注意的是,所述隆起的最大幅度为机翼与机身对接线的25%到35%,该值可以根据空气在机翼上的流动进行调节。
[109]需要注意的是,机翼与机身对接线示于图5a,并用标号“c”表示。
[110]隆起朝翼末端方向的延伸部(幅度)例如为600mm,当然该值可以根据空气在机翼上的流动进行调节。
[111]例如通过附接以适当方式适配成形的结构零件(图3所示类型的板),引入中央整流罩表面的这种几何变形部,并且所述几何变形部可以通过产生朝翼末端方向传播的膨胀波来调节机翼上的空气压力。这些波以可控方式在机翼周围的空间中与支配于机翼上的压力场的压力波相互作用,并且该压力场被发动机舱与机翼之间的相互作用所干扰。
[112]该相互作用导致压力场布局的有利变化,并因而产生对该布局的控制。
[113]图7a和7b中表示A380型航空器的中央整流罩,该整流罩与机翼上表面接触的表面没有成形有特殊的形状。
[114]可以注意到,在俯视图中,该表面的整体曲度非常小甚至为零。
[115]如图7c和7d所示,已经通过添加图4b所示的特殊类型的调节机翼上压力的系统改变了中央整流罩表面。
[116]多个结构零件(图3的板)附加在图7a所示的中央整流罩的现有上表面上,以便在该表面的型廓中局部引入凸部52。
[117]可以注意到,结构零件的外壁具有坡面或坡面部分、甚至整体凹部,这些结构零件本身也可构成整流罩各部分的上表面和/或下表面的组成结构零件,如图3的板。
[118]凹部52特别表现为在两个表面部分之间具有坡面断纹的凹槽,位于前缘一侧的表面部分的坡面例如形成0°的角度,而位于后缘一侧的表面部分的坡面例如形成5°的角度。
[119]由达几度的明显坡面断纹限定的凹槽从前缘出发,沿机身纵向布置在机翼到机身对接线的20%到35%之间的距离上。
[120]应指出的是,该值以及形成凹部的两个表面的斜率值可以根据机翼上的局部流动速度进行调节。
[121]图7e(整流罩的纵剖面图)中表示三个结构板52a至52c,它们沿机身并排固定设置,以便使中央整流罩的上表面具有希望的型廓(具有坡面断纹的凹槽52)。没有这种结构时,凹槽在两个相邻板52a和52b之间的边界形成。
[122]如图8a和8b所示,A320型航空器的中央整流罩在其与机翼上表面连接的表面未被成形有特殊形状。
[123]还应注意的是,该表面的整体曲度非常小并且是均匀的,曲度甚至为零。
[124]根据本发明调节机翼上空气压力的系统在中央整流罩的上表面上设置有局部的凸部和凹部的交替,例如如图4c所示的相继的第一隆起54、凹槽56和第二隆起58。
[125]第一隆起54在前缘附近产生,且第二隆起58随流动方向(按照沿机身延伸的纵向方向)在机翼固定部分与襟翼之间的连接部附近结束。
[126]更特别的是,第一隆起54的最大幅度从前缘出发在机翼与机身对接线的5%到10%之间,而第二隆起58的最大幅度在机翼与机身对接线的20%到30%之间。
[127]这两个隆起54和58在此例中被没有坡面断纹的凹槽56分开。凹槽从前缘出发在机翼与机身对接线的10%到20%之间。
[128]应注意到,对于第一隆起54,隆起朝翼末端方向的侧向延伸部(幅度)例如为100mm,而对于第二隆起58为400mm。
[129]另外,可以根据空气在机翼上的流动、尤其是空气在机翼上流动的局部速度、以及制造和维修的局部限制进行调节,所述调节涉及隆起和凹槽的定位的值以及它们朝翼末端方向的延伸部的值。
[130]本发明可以不涉及机翼的设计,而是通过为每个中央整流罩的分别与相关翼的上表面和下表面接触的规则表面局部地引入一个或多个局部几何变形部,而远距离地作用在机翼的超音速流动上。
Claims (14)
1.航空器(10),其包括:
-机身(12);
-两翼(14、16),发动机舱固定在所述翼上,并且每个翼通过一中央整流罩在机身各侧侧向连接至机身,所述中央整流罩(18、20)对应于各翼具有两个相对的表面,所述两个表面分别连接至相关翼的上表面和下表面并且沿机身纵向地延伸;
其特征在于,所述两个表面中的至少一个表面具有至少一局部几何变形部(50;52;54、56、58),所述至少一局部几何变形部能够产生从中央整流罩朝翼的侧向气动干扰,以便控制空气在翼上的流动。
2.如权利要求1所述的航空器,其特征在于,所述至少一局部几何变形部包括沿机身纵向地延伸的主曲度和沿机身高度横向地延伸的辅助曲度。
3.如权利要求1或2所述的航空器,其特征在于,所述至少一局部几何变形部表现为所涉及表面的至少一区域的局部曲率半径减小。
4.如权利要求1至3所述的航空器,其特征在于,所述至少一局部几何变形部的定位和幅度尤其取决于所述航空器的气动参数。
5.如权利要求4所述的航空器,其特征在于,所述气动参数是与机身、机翼、发动机舱和航空器速度有关的参数。
6.如权利要求1至5中任一项所述的航空器,其特征在于,所述局部几何变形部呈局部的凸部(50)的形式。
7.如权利要求6所述的航空器,其特征在于,所述凸部呈隆起的形式。
8.如权利要求1至5中任一项所述的航空器,其特征在于,所述局部几何变形部呈局部的凹部(52)的形式。
9.如权利要求8所述的航空器,其特征在于,所述凹部呈凹槽的形式。
10.如权利要求9所述的航空器,其特征在于,所述凹槽由两个倾斜的表面部分形成,这两个表面部分在具有坡面断纹的区域中接合于所述凹槽的底部。
11.如权利要求1至10中任一项所述的航空器,其特征在于,所述两个表面中的至少一个表面具有多个相继的局部几何变形部(54、56、58),这些局部几何变形部沿机身延伸并局部地按凸部和凹部交替。
12.如权利要求1至11中任一项所述的航空器,其特征在于,所述至少一局部几何变形部在连接至翼上表面的表面上形成。
13.如权利要求1至12中任一项所述的航空器,其特征在于,所述至少一局部几何变形部在连接至翼下表面的表面上形成。
14.如权利要求1至13中任一项所述的航空器,其特征在于,所述中央整流罩包括多个结构零件构成的组装体,所述多个结构零件中的每一个都具有一表面部分,所述中央整流罩的对应于各翼的相对表面中的每一个表面由彼此并排布置的结构零件的一组表面部分形成。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0511337 | 2005-11-08 | ||
FR0511337A FR2892999B1 (fr) | 2005-11-08 | 2005-11-08 | Aeronef comportant un carenage central ajusteur de pression voilure par deformations geometriques locales |
PCT/FR2006/002464 WO2007054635A1 (fr) | 2005-11-08 | 2006-11-06 | Aeronef comportant un carenage central ajusteur de pression voilure par déformations geometriques locales |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN101304918A true CN101304918A (zh) | 2008-11-12 |
CN101304918B CN101304918B (zh) | 2010-05-19 |
Family
ID=36724619
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN2006800415944A Active CN101304918B (zh) | 2005-11-08 | 2006-11-06 | 具有通过局部几何变形部调节机翼压力的中央整流罩的航空器 |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8177170B2 (zh) |
EP (1) | EP1945502B1 (zh) |
JP (1) | JP5431728B2 (zh) |
CN (1) | CN101304918B (zh) |
AT (1) | ATE431287T1 (zh) |
BR (1) | BRPI0619664B1 (zh) |
CA (1) | CA2626098C (zh) |
DE (1) | DE602006006865D1 (zh) |
FR (1) | FR2892999B1 (zh) |
RU (1) | RU2424157C2 (zh) |
WO (1) | WO2007054635A1 (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101560929B (zh) * | 2009-05-22 | 2010-08-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种可变倾角超燃冲压发动机外整流罩 |
Families Citing this family (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102015444B (zh) * | 2008-05-09 | 2014-02-19 | 波音公司 | 具有固定和可运动部分的航行器整流片整流装置和相关系统及方法 |
US9027883B2 (en) | 2008-11-05 | 2015-05-12 | Airbus Operations Limited | Aircraft fairing |
EP2338787B1 (en) * | 2009-12-21 | 2011-12-14 | Eurocopter Deutschland GmbH | Sealing of airflow between a wing and a fuselage |
ES2399262B1 (es) * | 2010-12-31 | 2014-04-29 | Airbus Operations, S.L. | Herraje regulable para la instalación y ajuste de carenas en aeronaves. |
CN102642613B (zh) * | 2012-05-11 | 2014-12-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 波纹套低阻整流罩 |
EP2690008B1 (en) | 2012-07-26 | 2015-06-10 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Helicopter with an aerodynamic, blunt aft body |
FR3000020B1 (fr) * | 2012-12-26 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Avion a fuselage pourvu d'excroissances laterales delimitant des espaces de stockage |
ES2578427T3 (es) | 2012-12-27 | 2016-07-26 | Airbus Operations S.L. | Una carena ventral de una aeronave con una capacidad de almacenamiento mejorada |
USD754053S1 (en) * | 2014-02-19 | 2016-04-19 | Aeronautical Testing Service, Inc. | Wing root leading edge extension |
US9725155B2 (en) * | 2015-12-30 | 2017-08-08 | General Electric Company | Method and system for open rotor engine fuselage protection |
EP3348470B1 (en) | 2017-01-16 | 2019-03-06 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Airplane or vehicle with configuration of a t junction of a flow obstacle on a wall bounding a flow |
FR3077801B1 (fr) | 2018-02-14 | 2022-04-22 | Dassault Aviat | Portion d'aeronef a trainee d'onde reduite |
BR112020018688A2 (pt) * | 2018-03-12 | 2020-12-29 | Aero Design Labs, Inc. | Método para fabricar uma carenagem de asa ao corpo e carenagem de asa ao corpo |
CN108860571B (zh) * | 2018-07-26 | 2023-09-29 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种飞机翼身整流罩及其构建方法 |
US20210339846A1 (en) * | 2019-10-15 | 2021-11-04 | General Electric Company | Removeable fuselage shield for an aircraft |
US20210221491A1 (en) * | 2019-10-15 | 2021-07-22 | General Electric Company | Fuselage shield for an aircraft with an unducted engine |
Family Cites Families (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2800291A (en) * | 1950-10-24 | 1957-07-23 | Stephens Arthur Veryan | Solid boundary surface for contact with a relatively moving fluid medium |
US2927749A (en) * | 1956-11-02 | 1960-03-08 | Walter T Brownell | Airfoil wing root fillet |
JPS4840238B1 (zh) * | 1966-04-25 | 1973-11-29 | ||
GB1307990A (en) * | 1969-05-27 | 1973-02-21 | British Aircraft Corp Ltd | Variable-geometry aircraft |
US3578265A (en) * | 1969-10-06 | 1971-05-11 | Northrop Corp | Aerodynamic structures |
US4314681A (en) * | 1979-08-31 | 1982-02-09 | General Electric Company | Drag-reducing component |
FR2492337A1 (fr) * | 1980-10-16 | 1982-04-23 | Aerospatiale | Aile d'aeronef pourvue d'un systeme hypersustentateur dans son bord d'attaque et aeronef comportant une telle aile |
US4506848A (en) * | 1980-12-22 | 1985-03-26 | British Aerospace Public Limited Company | Aircraft configuration and control arrangement therefor |
US4478377A (en) * | 1980-12-22 | 1984-10-23 | British Aerospace Public Limited Company | Aircraft |
DE3149629C1 (de) * | 1981-12-15 | 1983-04-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Einrichtung zum Abdichten eines Luftspaltes an einer Flugzeugklappe |
US4624425A (en) * | 1984-05-23 | 1986-11-25 | Michael Austin | Fixed wing light aircraft |
DE214767T1 (de) * | 1985-08-08 | 1987-07-02 | British Aerospace Plc, London, Gb | Kraftstoffladungsmittel. |
US4801058A (en) * | 1987-02-05 | 1989-01-31 | Rolls-Royce Plc | Aircraft and powerplant combinations |
US6149101A (en) * | 1991-07-08 | 2000-11-21 | Tracy; Richard R. | Aircraft wing and fuselage contours |
US5779189A (en) * | 1996-03-19 | 1998-07-14 | Lockheed Martin Corporation | System and method for diverting boundary layer air |
JP3714722B2 (ja) * | 1996-05-09 | 2005-11-09 | 本田技研工業株式会社 | 剥離抑制装置 |
DE19719922C1 (de) * | 1997-05-13 | 1998-11-12 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Einrichtung zur Beeinflussung einer Wurzelströmung |
US5899413A (en) * | 1997-12-01 | 1999-05-04 | Mcdonnell Douglas Corporation | Non-waisted fuselage design for supersonic aircraft |
JP3980775B2 (ja) * | 1998-10-28 | 2007-09-26 | 本田技研工業株式会社 | 飛行機の造波抵抗低減方法 |
US6409126B1 (en) * | 2000-11-01 | 2002-06-25 | Lockhead Martin Corporation | Passive flow control of bluff body wake turbulence |
FR2827029B1 (fr) * | 2001-07-06 | 2003-10-17 | Airbus France | Aeronef a carenage ventral et joint pour un tel aeronef |
FR2827028B1 (fr) * | 2001-07-06 | 2003-09-26 | Airbus France | Aeronef a carenage ventral et joint pour un tel aeronef |
ES2237655T3 (es) * | 2001-10-05 | 2005-08-01 | Airbus France | Aeronave con carenado ventral. |
US6964397B2 (en) * | 2003-07-18 | 2005-11-15 | The Boeing Company | Nacelle chine installation for drag reduction |
US20050116107A1 (en) * | 2003-11-11 | 2005-06-02 | Supersonic Aerospace International, Llc | Area ruling for vertical stabilizers |
US20060006287A1 (en) * | 2004-01-16 | 2006-01-12 | Ferguson Stanley D | Fairing and airfoil apparatus and method |
FR2869872B1 (fr) * | 2004-05-04 | 2007-07-20 | Airbus France Sas | Cale de transition entre un moyen de fixation d'une aile sur un fuselage d'un aeronef et ladite aile, et aeronef comportant une telle cale. |
FR2871436B1 (fr) * | 2004-06-11 | 2007-09-07 | Airbus France Sas | Aeronef muni d'un carenage ventral, et carenage ventral. |
US7614588B2 (en) * | 2004-12-23 | 2009-11-10 | David Birkenstock | Apparatus system and method for drag reduction |
EP1834873B1 (en) * | 2006-03-16 | 2009-02-18 | Eads Construcciones Aeronauticas S.A. | Elastic pre-deformed fairing for aircraft and its manufacturing process |
FR2899201B1 (fr) * | 2006-03-31 | 2009-02-13 | Airbus France Sas | Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air |
ES2301360B1 (es) * | 2006-05-16 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Sistema de sellado del hueco existente entre el fuselaje y el timon de altura del estabilizador horizontal orientable de un avion, extendido con una carena aerodinamica de sellado de la abertura existente entre el fuselaje y el estabilizador horizontal orientable. |
FR2901538B1 (fr) * | 2006-05-23 | 2008-07-18 | Airbus France Sas | Aeronef comportant un dispositif de reduction de la trainee induite |
FR2928622B1 (fr) * | 2008-03-14 | 2011-12-02 | Airbus France | Mat de suspension d'avion comportant au moins un element pour former des tourbillons d'air |
-
2005
- 2005-11-08 FR FR0511337A patent/FR2892999B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-11-06 AT AT06831066T patent/ATE431287T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-11-06 US US12/092,614 patent/US8177170B2/en active Active
- 2006-11-06 RU RU2008123002/11A patent/RU2424157C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-11-06 DE DE602006006865T patent/DE602006006865D1/de active Active
- 2006-11-06 EP EP06831066A patent/EP1945502B1/fr active Active
- 2006-11-06 BR BRPI0619664-0A patent/BRPI0619664B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-11-06 JP JP2008538383A patent/JP5431728B2/ja active Active
- 2006-11-06 WO PCT/FR2006/002464 patent/WO2007054635A1/fr active Application Filing
- 2006-11-06 CN CN2006800415944A patent/CN101304918B/zh active Active
- 2006-11-06 CA CA2626098A patent/CA2626098C/en active Active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101560929B (zh) * | 2009-05-22 | 2010-08-25 | 中国科学院力学研究所 | 一种可变倾角超燃冲压发动机外整流罩 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
ATE431287T1 (de) | 2009-05-15 |
RU2424157C2 (ru) | 2011-07-20 |
WO2007054635A1 (fr) | 2007-05-18 |
BRPI0619664A2 (pt) | 2011-10-11 |
FR2892999A1 (fr) | 2007-05-11 |
US20090078830A1 (en) | 2009-03-26 |
US8177170B2 (en) | 2012-05-15 |
CA2626098C (en) | 2014-08-12 |
EP1945502A1 (fr) | 2008-07-23 |
EP1945502B1 (fr) | 2009-05-13 |
DE602006006865D1 (de) | 2009-06-25 |
RU2008123002A (ru) | 2009-12-20 |
JP5431728B2 (ja) | 2014-03-05 |
CN101304918B (zh) | 2010-05-19 |
JP2009514725A (ja) | 2009-04-09 |
BRPI0619664B1 (pt) | 2018-06-12 |
FR2892999B1 (fr) | 2008-02-01 |
CA2626098A1 (en) | 2007-05-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN101304918B (zh) | 具有通过局部几何变形部调节机翼压力的中央整流罩的航空器 | |
US9180974B2 (en) | Aircraft with an integral aerodynamic configuration | |
US7118071B2 (en) | Methods and systems for controlling lower surface shocks | |
US20170305525A1 (en) | Morphing skin for an aircraft | |
CN109895992B (zh) | 设计为与偏转状态下的襟翼密封的预变形飞机扰流板和下垂板 | |
CN108995803A (zh) | 一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局 | |
CN101052565A (zh) | 高升力分布式主动气流控制系统和方法 | |
WO2002046038A2 (en) | Joined wing supersonic aircraft | |
US20170305528A1 (en) | Aircraft comprising a casing for a lifting aid | |
US7070146B2 (en) | Aircraft thickness/camber control device for low sonic boom | |
CN102442421B (zh) | 用于航空器或航天器的结构元件及生产该结构元件的方法 | |
CA3000320C (en) | Aircraft radome apparatuses and methods | |
CN112960101A (zh) | 一种极简超声速飞翼布局飞行器 | |
EP1838573B1 (en) | Supersonic aircraft with active lift distribution control for reducing sonic boom | |
US6854687B1 (en) | Nacelle integration with reflexed wing for sonic boom reduction | |
Greff | The development and design integration of a variable camber wing for long/medium range aircraft | |
CN103324772A (zh) | 单曲风挡机头一体化设计方法 | |
WO2005049424A2 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
CN113942651A (zh) | 一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置 | |
US3137460A (en) | Improving supersonic lift-to-drag ratio by compression shock | |
US8100358B2 (en) | Method of reducing the compressibility drag of a wing, and container implementing the method | |
CN208715466U (zh) | 基于流场控制的无人机控制装置及无人机 | |
WO2005044661A2 (en) | Supersonic aircraft with aerodynamic control | |
CN200985094Y (zh) | 地效飞行器的动力增升装置 | |
CN112537438B (zh) | 一种基于单元结构的柔性蒙皮 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant | ||
C56 | Change in the name or address of the patentee |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH Free format text: FORMER NAME: AIRBUS FRANCE |
|
CP01 | Change in the name or title of a patent holder |
Address after: France Toulouse Patentee after: Airbus Operations S.A.S. Address before: France Toulouse Patentee before: Airbus France Address after: France Toulouse Patentee after: AIRBUS FRANCE Address before: France Toulouse Patentee before: Airbus France |