[发明专利]用于飞行器的圆顶整流罩及其制造方法

说明书

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。

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。