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。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
01本专利技术涉及航空器，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。
技术介绍
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 部分在具有坡面断紋的区域中接合于所述凹槽的底部。-图l是符合本专利技术的航空器的整体示意图；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)。 因此变形由该表面或该表面一部分的移动产生。 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。 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。961 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)。 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。[981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，在没有本专利技术时，这种干扰会影 响翼在其超音速部分中的性能。[1011需要注意的是，在没有本专利技术时，机翼上的流动压力线分布的形 态以及制造和维修限制，决定整流軍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沖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 )。[107j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)，引入中央整流軍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枪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，该整流軍与机 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所示的中央整流軍的现 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軍各部分的上表面和/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紋的凹槽， 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紋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 坡面断紋的凹槽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根据本专利技术调节机翼上空气压力的系统在中央整流革的上表面 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紋的凹槽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。[1301本专利技术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。权利要求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l所述的本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】
【专利技术属性】
技术研发人员：T·福尔，P·日默内，A·纳梅尔，
申请(专利权)人：空中客车法国公司，
类型：发明
国别省市：
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