CN108367808A - 翼身融合飞机 - Google Patents

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CN108367808A CN201680071723.8A CN201680071723A CN108367808A CN 108367808 A CN108367808 A CN 108367808A CN 201680071723 A CN201680071723 A CN 201680071723A CN 108367808 A CN108367808 A CN 108367808A
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Abstract

一种翼身融合飞机，其内部机舱具有至多4500ft3的可用容积和至多4的舱室长宽比，其中，机翼和中心机身的组合具有至少1.7且至多2.8的浸润展弦比。此外，一种翼身融合飞机，其内部机舱具有至少1500ft3且至多4500ft3的可用容积，以及至少2且至多4的舱室长宽比，其中，机翼和中心机身的组合具有至少1.9且至多2.7的浸润展弦比。此外，一种翼身融合飞机，其中至少每个轮廓截面具有从0到0.3的标准化半翼展值，所述飞机具有前缘，该前缘具有标准化高度，该标准化高度具有在表4中给出的范围内的标称值。

Description

翼身融合飞机
相关申请的引用
本申请要求2015年12月9日提交的美国临时申请62/264,996和2016年2月4日提交的美国临时申请62/291,273的优先权，该两个申请的整体内容通过引用并入本文。
技术领域
本申请主要涉及飞机轮廓，并且更具体地涉及一种翼身融合飞机的轮廓。
背景技术
已知许多翼身融合设计，但这样的翼身融合设计通常被设计用于相对较大的飞机，例如可乘坐200人或更多。这些设计对于较小的飞机不能简单按比例缩小，因为最终的高度将不适合容纳乘客。
典型的翼身融合飞机具有相对较大的浸润面积，这可能会阻碍空气动力效率。
发明内容
在一个方面，提供了一种翼身融合飞机，其包括：翼形的中心机身，该中心机身包括具有至多4500ft3的可用容积的内部机舱，内部机舱具有沿着中心机身的纵向中心线限定的最大长度和垂直于最大长度限定的最大宽度，最大长度与最大宽度的舱室长宽比为至多4；以及一对机翼，其从所述中心机身的相反侧延伸；其中，机翼和中心机身的组合具有至少1.7且至多2.8的浸润展弦比，其中，浸润展弦比由b2/Swet限定，其中，b是未考虑机翼末端装置而测量的机翼的最大翼展，并且Swet是机翼和中心机身的组合的浸润面积。
该翼身融合飞机可以具有以下特征中的任一个或以下特征的任何组合：
-内部机舱的可用容积为至少1500ft3；
-可用容积为至少2000ft3且至多4000ft3；
-舱室长宽比为至少2；
-舱室长宽比为至多3.5；
-机翼和中心机身的组合的浸润展弦比为至少1.9；
-机翼和中心机身的组合的浸润展弦比为至少2.1；
-机翼和中心机身的组合的浸润展弦比为约2.4；
-中心机身在纵向中心线处的最大厚度与沿着纵向中心线的弦长之间的比具有至少16％的标称值；
-垂直于由中心机身的最大厚度限定的方向，在最大厚度的中间点处限定基准线。该基准线相对于中心机身前后延伸。每个机翼的一部分具有位于基准线下方的第一距离处的前缘，该第一距离沿着由最大厚度限定的方向测量，并且对应于最大厚度的至少10％；
-具有位于基准线下方的第一距离处的前缘的机翼的所述一部分从中心机身沿横向延伸到沿着机翼的翼展方向测量的距中心线的第二距离，该第二距离对应于飞机的最大半翼展长度的至少40％，最大半翼展长度沿着翼展方向从中心线到一个机翼的末端限定；和/或
-每个机翼的一部分具有位于基准线下方的一段距离处的前缘，该一段距离沿着由最大厚度限定的方向测量，并且对应于最大厚度的至少15％。
另一方面，提供了一种翼身融合飞机，其包括：翼形的中心机身，该中心机身包括具有至少1500ft3且至多4500ft3的可用容积的内部机舱，该内部机舱具有沿着中心机身的纵向轴线限定的最大长度和垂直于最大长度限定的最大宽度，最大长度与最大宽度的舱室长宽比为至少2且至多4；一对机翼，其从中心机身的相反侧延伸；其中，机翼和中心机身的组合具有至少1.9且至多2.7的浸润展弦比，其中，浸润展弦比由b2/Swet限定，其中，b是未考虑机翼末端装置而测量的机翼的最大翼展，并且Swet是机翼和中心机身的组合的浸润面积。
这种翼身融合飞机可以具有以下特征中的任一个，或者具有以下特征的任何组合：
-舱室长宽比为至多3.5；
-内部机舱的可用容积为至少2000ft3且至多4000ft3；
-机翼和中心机身的组合的浸润展弦比为至少2.1；
-机翼和中心机身的组合的浸润展弦比为约2.4；
-中心机身在纵向中心线处的最大厚度与沿着纵向中心线的弦长之间的比具有至少16％的标称值；
-垂直于由中心机身的最大厚度限定的方向，在最大厚度的中间点处限定基准线。基准线相对于中心机身前后延伸。每个机翼的一部分具有位于基准线下方的第一距离的前缘，该第一距离沿着由最大厚度限定的方向测量，并且对应于最大厚度的至少10％；和/或
-飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度沿着翼展方向从中心机身的中心线到一个机翼的末端限定。飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿着翼展方向从中心线到轮廓截面的距离与最大半翼展长度之间的比。垂直于由中心机身的最大厚度限定的方向，在最大厚度的中间点处限定基准线，该基准线相对于中心机身前后延伸。飞机的每个轮廓截面具有前缘，前缘具有相对于基准线的标准化高度，该标准化高度对应于沿着由最大厚度限定的方向测量的距基准线的距离与最大厚度之间的比。对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
另一方面，提供了一种翼身融合飞机，其包括：翼形的中心机身；以及一对机翼，其从中心机身的相反侧延伸；其中，飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度沿着翼展方向从中心机身的中心线到一个机翼的末端限定；其中，飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿着翼展方向从中心线到轮廓截面的距离与最大半翼展长度之间的比；其中，垂直于由中心机身的最大厚度限定的方向，在最大厚度的中间点处限定基准线，该基准线相对于中心机身前后延伸；其中，飞机的每个轮廓截面具有前缘，前缘具有相对于基准线的标准化高度，该标准化高度对应于沿着由最大厚度限定的方向测量的距基准线的距离与最大厚度的比，对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
这种翼身融合飞机可以具有以下特征中的任一个，或者具有以下特征的任何组合：
-对于对应于从0到0.4的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，前缘标准化高度的标称值在表4中给出的前缘标准化高度范围内；
-对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，前缘标准化高度的标称值在表5中给出的前缘标准化高度范围内；和/或
-对于对应于从0到0.4的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，前缘标准化高度的标称值在表5中给出的前缘标准化高度范围内。
附图说明
现在将参考附图，其中：
图1是根据特定实施例的翼身融合飞机的示意性轴测图；
图2是根据特定实施例的、图1的飞机的浸润表面的示意性顶视图；
图3是图2的浸润表面的示意性前视图；
图4是根据特定实施例的、图1的飞机的舱室的示意性俯视横截面图；
图5是示出根据特定实施例，对于图1的飞机，标准化弦分布随标准化半翼展变化的示例的曲线图；
图6是图5的曲线图的放大部分；
图7是示出根据特定实施例，对于图1的飞机，厚度比分布随标准化半翼展变化的示例的曲线图；
图8是图7的曲线图的放大部分；
图9是示出根据特定实施例，对于图1的飞机，标准化前缘高度分布随标准化半翼展变化的示例的曲线图；以及
图10是飞机的三个不同轮廓截面的示意性侧视图，例示了图9所示的标准化前缘高度。
具体实施方式
在本说明书(包括权利要求)中，应理解，表述为“从X至Y”的值范围是包含性的，即包括值X和Y。
翼身融合设计有时也称为“混合翼身”设计。在本说明书(包括权利要求)中，应理解，术语“翼身融合”包含有时被称为“混合翼身”设计的这些设计。
参考附图，更具体地参考图1，以10示出翼身融合飞机。飞机10具有中心机身12，该中心机身12具有前端和相反的后端，驾驶舱位于前端。中心机身12为能够产生升力的翼型形状。在所示实施例中，飞机10是无尾的；可替选地，可以在中心机身12的后端处设置尾翼结构，和/或可以在中心机身12的前端处设置鸭翼。机翼14从中心机身12的相反两侧沿侧向突出。飞机10具有安装到中心机身12的后端的发动机16；可替选地，发动机16能够安装在机翼14上，或者它们能够完全或部分地嵌入中心机身12或机翼14内。飞机10被示出为喷气发动机飞机，但也可以是螺旋桨飞机。
参考图4，中心机身12包括用于接收有效载荷(例如乘客)的内舱18。本文所使用的术语“乘客”包括位于飞机10上的机组人员和非机组人员。此外，术语“乘客”包括平民旅客和军人旅客。机舱18具有沿着中心机身12的纵向中心线20限定的最大长度L和垂直于最大长度限定的最大宽度W。翼身融合形状允许中心机身12的宽度大于具有类似机舱体积的管状机身飞机的宽度，诸如按示例性实施例示出的，能够容纳例如两个或更多通道的乘客座位，或者两个并排部分。
机舱18具有可用容积，该可用容积被定义为位于舱室地板上方的站立容积和附加容积的总和，不包括驾驶舱。站立容积被定义为具有平坦底面和至少预定高度的容积。在一特定实施例中，预定高度为72英寸或更高。在一特定实施例中，附加容积在其最低边缘处具有50英寸的最小高度，并且最小高度与站立容积的高度之间的梯度为每1.0英寸宽度至少0.73英寸高度。应理解，所提供的特定值仅为示例，并且可以使用其它适当的值。
在一特定实施例中，根据本发明的机舱18具有从以下值选择的可用容积：最多4500ft3，最多4000ft3，从1500ft3至4000ft3，从1500ft3至4500ft3，从2000ft3至4000ft3，以及从2000ft3至4500ft3；并且从下列值中选择被定义为机舱的最大长度比最大宽度的舱室长宽比(L/W)：最多4，最多3.5，从2至4，以及从2至3.5。具有这些舱室长宽比的翼身融合飞机通常被设计有大得多的机舱可用容积，并且它们的形状不能简单地缩小到更小的容积，因为由此产生的机舱高度将不足以容纳乘客。
在一特定实施例中，根据本发明的机舱18具有大约2400ft3的可用容积，其中站立容积与总可用容积的比为至少50％；在一特定实施例中，站立容积与总可用容积的比为约80％。这种机舱优选具有每1ft3可用容积至少0.13ft2的平机舱地板面积；在一特定实施例中，平机舱地板面积为每1ft3可用容积至少0.15ft2。在一特定实施例中，站立容积与总可用容积的这些比和/或平地板面积与可用容积的这些最小比可被应用于上述的任何机舱容积。在更大的飞机上，平地板面积能够被布置在多个甲板上。
在一特定实施例中，平机舱地板在典型的巡航飞行条件下或在地面上具有最大3.5度的俯仰角，不包括滑行阶段、起飞阶段和着陆阶段。
在关于民航飞机内部的一特定实施例中，机舱的可用容积被选择为容纳50至70名乘客。在一特定实施例中，民航飞机机舱的可用容积被选择为容纳约50名乘客。在关于商务飞机内部的一特定实施例中，机舱的可用容积被选择为容纳8至18名乘客。在一特定实施例中，商务飞机机舱的可用容积被选择为容纳大约14名乘客。
飞机10特别地成形为能够在保持空气动力学效率的同时获得所期望的舱室长宽比和可用容积的组合。飞机的外部(浸润)表面被构造为相对于更传统的翼身融合形状减小浸润面积；浸润面积的减小使摩擦阻力减小。浸润面积减少，同时实现了诱导阻力和纵倾阻力的优点，并且同时旨在将波阻保持为相当于或优于具有管状机身的传统飞机。
参考图2-3，在一特定实施例中，与更传统的翼身融合形状(在8处以点线示出其示例)相比，浸润面积的减小通过在从中心机身12到机翼14的过渡区22中对前缘24和后缘26进行“切去”而实现。因而，飞机10的弦长(C)(图2)和厚度(t)(图3)在从中心机身12过渡到机翼14时更显著地减小；所得到的轮廓限定立体形状，这种立体形状的特征在于相对大体积的形成升力的中心机身12，其快速地过渡到机翼14，机翼14可具有与具有管状机身的传统飞机的机翼形状类似的形状。机舱处相对于机翼厚度的相对厚度(高度)大于更传统的翼身融合形状。
减小的浸润面积引起增大的浸润展弦比。机翼14和中心机身12的组合的浸润展弦比定义如下：
其中b为不考虑小翼和其它机翼末端装置所测量的最大机翼翼展，Swet为机翼14和中心机身12的组合的浸润面积。不考虑在机身12和/或机翼14上附加的元件，诸如小翼、发动机吊舱、外挂架等等。
在一特定实施例中，机翼14和中心机身12的组合具有从下列值选择的浸润展弦比：从1.7至2.8；从1.9至2.7；从2.1至2.7；约2.4。
在一特定实施例中，机翼14和中心机身12的组合的展弦比定义如下：
其中A为机翼14和中心机身12的组合的投影面积，具有从下列值选择的值：从4.5至7.2；从5.1至7.1；从5.7至7.1；约6.3。
在一特定实施例中，飞机10被构造用于0.85马赫的典型飞行，巡航能力为0.90马赫。可替选地，飞机10可构造用于以其它适当的速度飞行。
这里将描述根据特定实施例的飞机10的形状或轮廓。尽管所述参数特别适用于具有如上所述的可用容积的飞机，但应理解，这些参数也可以用于具有较大可用容积的飞机；在足够大的可用容积中，所述轮廓可以允许足以产生多个水平面的机舱高度，即用于接纳乘客的沿竖向叠置的空间。
飞机10可由下列轮廓截面限定，这些轮廓截面对应于沿平行于中心机身12的纵向对称平面P(参见图3)截取的飞机形状的“切片”；这些切片揭示了飞机10的每个截面的机翼轮廓。参考图2，每个轮廓截面相对于中心线20的位置由标准化半翼展限定，标准化半翼展对应于沿翼展方向测量的从中心线至该截面的距离(d)与从中心线20至机翼末端28(不包括小翼和其它机翼末端装置)测量的飞机10的最大半翼展长度(b/2)之间的比。这里将标准化半翼展值表达为从0(在中心线20处)至1.0(在机翼末端28处)变化的数，并且能够被可替选地表达为最大半翼展长度的％(百分比)。
仍参考图2，飞机10的每个轮廓截面的特征在于标准化弦，标准化弦被定义为该截面的弦长度(C)与飞机的最大弦长度(CMAX)之间的比。这里将标准化弦值表达为最大弦长度的％，但是能够可替选地由具有最大值为1.0(在定义最大弦长度的截面处，通常在中心线20处)的数表达。
参考图3，飞机10的每个轮廓截面的特征也在于厚度比，厚度比对应于该截面的相应厚度(t)与弦长度(C)(图2)之间的比。这里将厚度比值(t/C)表达为弦长度的％，但是能够可替选地由等效数值(例如，小数)表达。每个翼型(中心机身、机翼)的厚度(t)是垂直于其弦线测量的。
图5-6示出根据由标准化半翼展定义的离中心线20的距离的标准化弦分布，并且图7-8示出对于根据特定实施例的一些飞机10，根据由标准化半翼展定义的离中心线20的距离的厚度比分布。下表1给出根据特定实施例的标准化弦和厚度比的值范围，这些值范围包括但是不限于图5-8的分布。
表1
下表2给出根据另一特定实施例的标准化弦和厚度比的较小值范围，这些值范围涵盖图5-8的至少一些分布。
表2
下表3给出根据另一特定实施例的标准化弦和厚度比的其它较小值范围，这些值范围涵盖图5-8的至少一些分布。
表3
在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表1中给出的标准化弦范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.5的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表1中给出的标准化弦范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，从0至1.0的标准化半翼展)，标准化弦具有在表1中给出的标准化弦范围内的标称值。
在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表2中给出的标准化弦范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.5的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表2中给出的标准化弦范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，从0至1.0的标准化半翼展)，标准化弦具有在表2中给出的标准化弦范围内的标称值。
在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表3中给出的标准化弦范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有从0.15到0.5的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表3中给出的标准化弦范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，从0至1.0的标准化半翼展)，标准化弦具有在表3中给出的标准化弦范围内的标称值。
在一特定实施例中，在由标准化半翼展值从0.1至0.2限定的区域中标准化弦的标称值定义了从以下值中选择的斜率或变化率：至少-3.5；至少-4.3；从-3.5至-4.3；从-3.5至-5.1；从-4.3至-5.1。另外或者可替选地，在由标准化半翼展值从0.1至0.3限定的重叠区域中标准化弦的标称值定义了从以下值中选择的斜率或变化率：至少-2.4；至少-2.8；从-2.4至-2.8；从-2.4至-3.2；从-2.8至-3.2。应理解，表述“至少”是指变化率的绝对值，即包括更大的变化率；在负值(减少)的情况下，“至少-3.5”包括具有更大绝对值的负率，例如-3.6、-4.0等等。变化率对应于标准化弦的变化与标准化翼展的变化的无量纲比；例如，-3.5的变化率对应于标准化弦值在0.1(10％)标准化翼展区域上减小35％。对应于任何这些斜率或变化率的标准化弦分布可遵循表1、表2或表3的一部分，表1、表2或表3全部，或者与表1、表2和表3不同。
在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.2的轮廓截面，厚度比具有在表1中给出的厚度比范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.3的轮廓截面，厚度比具有在表1中给出的厚度比范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，标准化半翼展值从0至1.0)，厚度比具有在表1中列出的厚度比范围内的标称值。
在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.2的轮廓截面，厚度比具有在表2中给出的厚度比范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.3的轮廓截面，厚度比具有在表2中给出的厚度比范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，标准化半翼展值从0至1.0)，厚度比具有在表2中列出的厚度比范围内的标称值。
在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.2的轮廓截面，厚度比具有在表3中给出的厚度比范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有标准化半翼展值为0至0.3的轮廓截面，厚度比具有在表3中给出的厚度比范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个飞机(即，标准化半翼展值从0至1.0)，厚度比具有在表3中列出的厚度比范围内的标称值。
在一特定实施例中，在由标准化半翼展值从0.1至0.2限定的区域中厚度比的标称值定义了从以下值中选择的斜率或变化率：至少-0.27；至少-0.49；从-0.27至-0.49；从-0.27至-0.72；从-0.49至-0.72。另外或者可替选地，在由标准化半翼展值从0.1至0.3限定的区域中厚度比的标称值定义了从以下值中选择的斜率或变化率：至少-0.28；至少-0.37；从-0.28至-0.37；从-0.28至-0.45；从-0.37至-0.45。应理解，表述“至少”是指变化率的绝对值，即包括更大的变化率；在负值(减少)的情况下，“至少-0.28”包括具有更大绝对值的负率，例如-0.3、-0.4等等。变化率对应于厚度比的变化与标准化翼展的变化的无量纲比；例如，-0.28的变化率对应于标准化弦值在0.1(10％)的标准化翼展区域上减小2.8％。对应于任何这些斜率或变化率的厚度比分布可遵循表1、表2或表3的一部分，表1、表2或表3全部，或者与表1、表2和表3不同。
在一特定实施例中，中心线20处的厚度比具有至少16％的标称值；其余的厚度比分布可遵循表1、表2或表3的一部分，表1、表2或表3全部，或者与表1、表2和表3不同。对于上述任何标准化半翼展范围，例如对于至少具有0.15至0.3、或0.15至0.5、或0至1.0的标准化半翼展值的轮廓截面，这可与具有在表1、表2或表3给出的标准化弦范围内的标称值的标准化弦组合。
应理解，上述标准化弦的任何标称值和/或变化率可以与上述厚度比的任何标称值和/或变化率相结合。例如，在一特定实施例中，对于至少具有从0.15至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，标准化弦具有在表1中给出的标准化弦范围内的标称值，并且对于至少具有从0至0.2的标准化半翼展值的轮廓截面，厚度比具有在表1中给出的厚度比范围内的标称值。也可以使用所有其它可能的组合。
参考图9-10，在一特定实施例中，机翼14具有在中心机身12上的低位；这可有助于最大化机舱中的可用平地面面积。图9示出了根据标准化半翼展的、前缘24的标准化高度分布的示例。图10示出了如何测量前缘24的标准化高度。
如图10所示，中心机身12的最大厚度(tMAX)或高度由纵向中心线的、即处于标准化半翼展值0处的轮廓截面100定义。在轮廓平面中、相对于中心机身12前后延伸的中间点基准线30可以定义为垂直于方向36，该方向36由最大厚度中心点处、即中心机身12的相反的顶表面32和底表面34之间的限定最大厚度的中间距离处的最大厚度(tMAX)限定。飞机10元件的竖直位置或竖直高度可关于它们的中间点基准线30由在每个轮廓截面的平面内它们沿由最大厚度限定的方向36测量的距离来指示。这种距离可由中心机身的最大厚度的％指示，即为距离与最大厚度的比。因而，中心线20处(标称半翼展值为0)的中心机身12具有在最大厚度的50％至-50％之间延伸的标准化高度。图10也示出位于标准化半翼展值0.3处的轮廓截面100.3以及位于标准化半翼展值1.0处的轮廓截面101.0，从而示出沿翼展方向的前缘24的标准化高度的演进。
重新参考图9，其中示出根据一特定实施例的前缘24的标准化高度的分布。每个标准化半翼展值(机翼14或中心机身12)处的轮廓截面的前缘24的标准化高度参考中间点基准线30指示，即为中心机身12的最大厚度的％。能够看出，前缘24的大部分位于中间点基准线30下方的最大厚度的至少10％的距离处。在所示的一些实施例中，从中心线20到至少0.3(或30％)的标准化半翼展值，前缘24保持处于中间点基准线30下方的最大厚度至少10％的距离处。下表4给出了根据一特定实施例的前缘24的标准化高度的值范围，该值范围包括但不限于图9的分布：
表4
下表5给出了根据另一特定实施例的前缘24的标准化高度的较小值范围，该值范围包括了图9的至少一些分布：
表5
在一特定实施例中，对于至少具有从0至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，前缘24的标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有从0至0.4的标准化半翼展值的轮廓截面，前缘24的标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个表(即，从0至0.45的标准化半翼展)，前缘24的标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
在一特定实施例中，对于至少具有从0至0.3的标准化半翼展值的轮廓截面，前缘24的标准化高度具有在表5中给出的前缘标准化高度范围内的标称值；在一特定实施例中，对于至少具有从0至0.4的标准化半翼展值的轮廓截面，前缘24的标准化高度具有在表5中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。在一特定实施例中，对于整个表(即，从0至0.45的标准化半翼展)，前缘24的标准化高度具有在表5中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
在一特定实施例中，所示机翼位置有助于在机舱内获得足够的平地板面积，同时最小化采用低机翼位置的操作影响和设计影响。
应理解，可以存在前缘24的可替选的标准化高度，并且仅作为示例提供这些值。
在一特定实施例中，当与具有相似机舱可用容积的管状飞机相比时，本文讨论的飞机轮廓允许改进燃料效率、排放、操作成本、外部储存容量和/或噪音管理。翼身融合形状还允许在相对较小的机舱可用容积内提供新的座椅和机舱设计构造。
在一特定实施例中，中心机身的形状允许接近关于最小化阻力的理想椭圆升力分布。显著减阻可允许减少燃料消耗，这能够节省运行成本，并且可以帮助实现设计重量减轻，这继而可使得只需要更小的发动机和其它系统。
应理解，不同实施例的要素的任何组合或子组合在本公开的范围内。虽然已经参考以特定顺序执行的特定步骤描述和示出了本文所述的方法和系统，但应理解，在不偏离本发明的教导的情况下，这些步骤可以被组合、细分或重新排序以形成等效方法。因而，这些步骤的顺序和分组不是对本发明的限制。
对本发明上述实施例的修改和改进对于本领域技术人员将变得显见。上述描述只是示例性的，而不是限制性的。因此，本发明的范围旨在仅由所附权利要求的范围来限定。

Claims (24)

1.一种翼身融合飞机，包括：
翼形的中心机身，所述中心机身包括具有至多4500 ft3的可用容积的内部机舱，所述内部机舱具有沿着所述中心机身的纵向中心线限定的最大长度和垂直于所述最大长度限定的最大宽度，所述最大长度与所述最大宽度的舱室长宽比为至多4；以及
一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；
其中，所述机翼和所述中心机身的组合具有至少1.7且至多2.8的浸润展弦比，其中，所述浸润展弦比由限定，其中，b是未考虑机翼末端装置而测量的机翼的最大翼展，并且Swet是所述机翼和所述中心机身的组合的浸润面积。
2.根据权利要求1所述的翼身融合飞机，其中，所述内部机舱的可用容积为至少1500ft3。
3.根据权利要求1所述的翼身融合飞机，其中，所述内部机舱的可用容积为至少2000ft3且至多4000 ft3。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的翼身混合型飞机，其中，所述舱室长宽比为至少2。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的翼身混合型飞机，其中，所述舱室长宽比为至多3.5。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的翼身混合型飞机，其中，所述机翼和所述中心机身的组合的所述浸润展弦比为至少1.9。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的翼身混合型飞机，其中，所述机翼和所述中心机身的组合的所述浸润展弦比为至少2.1。
8.根据权利要求1至5中任一项所述的翼身融合飞机，其中，所述机翼和所述中心机身的组合的所述浸润展弦比为约2.4。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的翼身融合飞机，其中，所述中心机身在所述纵向中心线处的最大厚度与沿着所述纵向中心线的弦长之间的比具有至少16％的标称值。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的翼身融合飞机，其中，垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸，每个所述机翼的一部分具有位于所述基准线下方的第一距离处的前缘，所述第一距离沿着由所述最大厚度限定的方向测量，并且对应于所述最大厚度的至少10％。
11.根据权利要求1至9中任一项所述的翼身融合飞机，其中，垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸，每个所述机翼的一部分具有位于所述基准线下方的第一距离处的前缘，所述第一距离沿着由所述最大厚度限定的方向测量，并且对应于所述最大厚度的至少15％。
12.根据权利要求10或11所述的翼身融合飞机，其中，所述机翼的所述一部分从所述中心机身沿横向延伸到沿着所述机翼的翼展方向测量的距所述中心线的第二距离，所述第二距离对应于所述飞机的最大半翼展长度的至少40％，所述最大半翼展长度沿着翼展方向从所述中心线到一个所述机翼的末端限定。
13.一种翼身融合飞机，包括：
翼形的中心机身，所述中心机身包括具有至少1500ft3且至多4500ft3的可用容积的内部机舱，所述内部机舱具有沿着所述中心机身的纵向轴线限定的最大长度和垂直于所述最大长度限定的最大宽度，所述最大长度与所述最大宽度的舱室长宽比为至少2且至多4；
一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；
其中，所述机翼和所述中心机身的组合具有至少1.9且至多2.7的浸润展弦比，其中，所述浸润展弦比由限定，其中，b是未考虑机翼末端装置而测量的机翼的最大翼展，并且Swet是所述机翼和所述中心机身的组合的浸润面积。
14.根据权利要求13所述的翼身融合飞机，其中，所述舱室长宽比为至多3.5。
15.根据权利要求13或14所述的翼身融合飞机，其中，所述内部机舱的可用容积为至少2000ft3且至多4000ft3。
16.根据权利要求13至15中任一项所述的翼身融合飞机，其中，所述机翼和所述中心机身的组合的所述浸润展弦比为至少2.1。
17.根据权利要求13至15中任一项所述的翼身融合飞机，其中，所述机翼和所述中心机身的组合的所述浸润展弦比为约2.4。
18.根据权利要求13至17中任一项所述的翼身融合飞机，其中，所述中心机身在所述纵向中心线处的最大厚度与沿着所述纵向中心线的弦长之间的比具有至少16％的标称值。
19.根据权利要求13至18中任一项所述的翼身融合飞机，其中，垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸，每个所述机翼的一部分具有位于所述基准线下方的第一距离处的前缘，所述第一距离沿着由所述最大厚度限定的方向测量，并且对应于所述最大厚度的至少10％。
20.根据权利要求13至19中任一项所述的翼身融合飞机，其中：
所述飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度沿着所述翼展方向从所述中心机身的中心线到一个所述机翼的末端限定；
其中，所述飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿着所述翼展方向从所述中心线到所述轮廓截面的距离与所述最大半翼展长度之间的比；
其中，垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸；并且
其中，所述飞机的每个轮廓截面的前缘具有相对于所述基准线的标准化高度，所述标准化高度对应于沿着由所述最大厚度限定的方向测量的距所述基准线的距离与所述最大厚度之间的比，对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
21.一种翼身融合飞机，包括：
翼形的中心机身；以及
一对机翼，所述一对机翼从所述中心机身的相反侧延伸；
其中，所述飞机具有翼展方向和最大半翼展长度，所述最大半翼展长度沿着所述翼展方向从所述中心机身的中心线到一个所述机翼的末端限定；
其中，所述飞机的每个轮廓截面的标准化半翼展值被定义为沿着所述翼展方向从所述中心线到所述轮廓截面的距离与所述最大半翼展长度之间的比；
其中，垂直于由所述中心机身的最大厚度限定的方向，在所述最大厚度的中间点处限定基准线，所述基准线相对于所述中心机身前后延伸；
其中，所述飞机的每个轮廓截面的前缘具有相对于所述基准线的标准化高度，所述标准化高度对应于沿着由所述最大厚度限定的方向测量的距所述基准线的距离与所述最大厚度的比，对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述标准化高度具有在表4中给出的前缘标准化高度范围内的标称值。
22.根据权利要求21所述的翼身融合飞机，其中，对于对应于从0到0.4的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述前缘标准化高度的标称值在表4中给出的前缘标准化高度范围内。
23.根据权利要求21所述的翼身融合飞机，其中，对于对应于从0到0.3的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述前缘标准化高度的标称值在表5中给出的前缘标准化高度范围内。
24.根据权利要求21所述的翼身融合飞机，其中，对于对应于从0到0.4的标准化半翼展值的至少每个轮廓截面，所述前缘标准化高度的标称值在表5中给出的前缘标准化高度范围内。
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