CN114516404A

CN114516404A - 吊挂整流罩

Info

Publication number: CN114516404A
Application number: CN202210132101.9A
Authority: CN
Inventors: 虞佳磊; 成昌福; 翟晨; 马涂亮; 张淼; 刘铁军
Original assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Current assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date: 2022-02-14
Filing date: 2022-02-14
Publication date: 2022-05-20
Anticipated expiration: 2042-02-14
Also published as: CN114516404B

Abstract

一种用于翼吊布局飞机中的吊挂整流罩，包括：指形段，指形段在飞机的纵向上位于机翼前部；喷流段，喷流段在纵向上位于发动机后方；以及船尾段，船尾段与机翼相交，其中，船尾段包括船尾段后缘，船尾段后缘的下表面在横向于纵向的方向上的宽度相等，船尾段后缘与机翼的下表面的交点为吊挂流向最大位置，喷流段包括喷流段后缘，喷流段后缘的侧边是曲线，喷流段后缘的底面为内凹曲面，内凹曲面由发动机的内涵后缘的上表面向船尾段后缘的下表面过渡，且宽度由宽变窄。根据本发明的吊挂整流罩增加结构布置空间，同时利用喷流效应，改善当地流动，降低全机阻力。

Description

吊挂整流罩

技术领域

本发明涉及飞机的吊挂气动外形设计技术，具体是涉及翼吊布局的吊挂整流罩结构，尤其是吊挂后缘整流罩结构。

背景技术

民用飞机气动设计过程中，机翼是主要的升力部件，发动机则提供推力，而吊挂作为两者连接的桥梁。

一方面，吊挂需要提供发动机系统中燃油、液压、电缆线束通路等布置约束空间，另一方面，吊挂需要具有良好的气动外形，减小短舱及喷流效应对全机气动特性、机翼表面压力分布及空间流场特性的影响。

因此，考虑动力影响的吊挂气动外形优化设计对全机气动特性改善具有重要作用。

对于翼吊布局的民用飞机，在真实的飞行过程中，由于发动机短舱与机翼距离较近，同时机翼受发动机喷流干扰，导致巡航状态下可能出现以下不利情形：

1)机翼内段上表面出现明显的加速区，激波增强，阻力增大；

2)机翼、挂架与短舱之间的“工”字形流动通道内出现强烈的激波；

3)机翼后加载加大，增加全机的俯仰力矩，增加配平阻力；

4)吊挂尾部的流动从外侧向内侧翻卷，吊挂尾部靠机身一侧形成负压；

5)导致气动噪声及结构振动等不利影响。

发动机动力除了通过高速射流带来强烈气动干扰之外，还会在喷口处引起一个局部高压区。这些不利影响都是非期望的。

例如，CN 103612746 A中公开了一种翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构，该吊挂整流罩通过采用横纵站位控制线对吊挂的后部整流罩成形，可以实现在吊挂后部不进行偏转的情况下，对吊挂/机翼/发动机短舱之间空间的流道面积进行优化。然而，该吊挂整流罩的后缘为等接近等宽的窄曲面，吊挂内部结构上宽下窄，如果吊挂结构设计需用空间增加，则该技术方案可能无法满足结构布置需求。

US 2012/0001022 A1中公开了一种发动机结构，该发动机结构在吊挂两侧设置一个或多个导流器，与自由流流场相互作用以向下偏转剪切层，减小由飞机机翼上的吊架支撑的燃气涡轮发动机产生的噪声。该发动机结构中安装的多个导流器，增加了结构重量，同时给短舱吊挂维修增加了难度。

发明内容

基于现有技术中存在的上述的问题，本发明的目的在于，利用发动机喷流带来的增压效应，通过吊挂整流罩实现降低全机阻力、改善核心机喷口处流动及机翼表面压力分布的目标。降低喷流带来的不利影响，利用核心机喷口处的高压特性，实现降低巡航阻力，改善机翼表面压力分布及改善核心机喷口处流动的目标，同时保证吊挂内部布置需要的正常实现。

为此，本发明提供了一种用于翼吊布局飞机中的吊挂整流罩，

所述吊挂整流罩包括：

指形段，所述指形段在所述飞机的纵向上位于机翼前部；

喷流段，所述喷流段在所述纵向上位于发动机后方；以及

船尾段，所述船尾段与所述机翼相交，

其中，

所述船尾段包括船尾段后缘，所述船尾段后缘的下表面在横向于所述纵向的方向上的宽度相等，所述船尾段后缘与所述机翼的下表面的交点为吊挂流向最大位置，

所述喷流段包括喷流段后缘，所述喷流段后缘的侧边是曲线，所述喷流段后缘的底面为内凹曲面，所述内凹曲面由所述发动机的内涵后缘的上表面向所述船尾段后缘的下表面过渡，且宽度由宽变窄。

本发明中所提出的吊挂整流罩方案，喷流段后缘曲面设计为宽后缘，增加结构布置空间，同时利用喷流效应，改善当地流动，降低全机阻力。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述喷流段与所述船尾段的交界线在所述飞机的对称面上的投影沿着所述纵向从前至后相对于发动机轴线在所述对称面上的投影向下偏转角度小于或等于5°。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述船尾段后缘的下表面是曲面。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述船尾段后缘的下表面在所述飞机的对称面上的投影轮廓沿着所述纵向从前至后先上凹后下凸，从而依次形成从与所述喷流段相接的所述船尾段的起点延伸到过渡点的上凹段以及从所述过渡点延伸到与所述机翼相邻的所述船尾段的终点的下凸段。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述过渡点位于所述船尾段的起点至终点的连线上，且所述过渡点至所述船尾段的终点的距离与所述船尾段的起点至所述船尾段的终点的距离之比大于或等于0.7。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述上凹段距述船尾段的起点至所述船尾段的终点连线的最大距离与所述船尾段的起点至所述过渡点的距离之比小于或等于0.15；并且/或者

所述下凸段距述船尾段的起点至所述船尾段的终点连线的最大距离与所述过渡点至所述船尾段的终点的距离之比小于或等于0.3。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述船尾段曲面沿流向的截面轮廓在所述船尾段后缘位置处的切线与来流方向夹角小于或等于40°。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述喷流段后缘的底面的最大宽度位于与发动机的内涵后缘上表面交界处。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述喷流段后缘的最大宽度小于或等于发动机的内涵后缘直径的40％。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述喷流段的所述内凹曲面在其曲面轮廓在所述飞机的对称面上的投影曲线上的各个位置的法平面中限定出相应的内凹曲线，这些内凹曲线各自的距其两端连线最远点至两端连线的距离与两端距离的比值在发动机的内涵后缘上表面交界处最大。

根据本发明的吊挂整流罩的优选实施例，所述内凹曲线包括圆弧、二次曲线和样条线中的至少一种。

综上所述，本发明的优点至少在于：

采用本发明提出的吊挂整流罩结构，船尾后缘曲线的外凸特性给发动机系统燃油、液压、电缆线束通路等布置约束提供了更大空间，吊挂喷流段宽曲面后缘较常规窄宽度面后缘提供了更多的结构空间。

采用本发明提出的吊挂整流罩结构，由于喷流增压效应的作用，吊挂喷流段后缘面压差阻力降低，约全机阻力的0.4％；机翼下表面局部压力曲线更为饱满，增加机翼升力。

本发明提出的吊挂整流罩方案，不额外增加部件，利用发动机喷流效应实现增升减阻目的。

附图说明

本文件包括附图，以提供对各种实施例的进一步理解。附图纳入于本说明书中并且构成本说明书的部分。附图示出了本文所描述的各种实施例，并且与文字描述一起用来解释要求保护的主题的原理和操作。

参考以上目的，本发明的技术特征在下文中清楚地描述，并且其优点从以下参考附图的详细描述中显而易见，附图以示例方式示出了本发明的优选实施例，而不限制本发明的范围。

附图中：

图1是翼吊布局大型飞机的示意图。

图2是动力短舱、吊挂及机翼的局部示意图。

图3是吊挂整流罩船尾段后缘曲线的示意图

图4和图5是吊挂整流罩喷流段的示意图。

图6是图2中截面线39所指截面处吊挂船尾后缘夹角的示意图。

图7是图2中所示内容的立体示意图，其中，喷流段仅示出其底面而略去了其他部分。

图8是喷流段与船尾段相接处的立体示意图。

图9是机翼表面压力系数对比示意图。

附图标记列表

21 飞机

22 机头

23 机身

24 后体

25 垂平尾

26 吊挂

27 发动机

28 机翼

29 指形段

30 船尾段

31 喷流段

32 船尾段后缘

33 喷流段后缘

34 喷流段与船尾段的交界线

35 发动机轴线

36 外涵

37 内涵

38 喷流段的内凹曲线

39 船尾段截面线

H1 下凸段距述船尾段的起点终点连线的最大距离

H2 上凹段距述船尾段的起点终点连线的最大距离

H3 任何内凹曲线的高度

H4 发动机的内涵后缘上表面交界处的内凹曲线的高度

P0 船尾段的终点

P1 船尾段的过渡点

P2 船尾段的起点

L1 船尾段的过渡点至终点距离

L2 船尾段的起点至过渡点距离

L3 任何内凹曲线的宽度

L4 发动机的内涵后缘上表面交界处的内凹曲线的宽度

L 喷流段后缘的最大宽度

D 内涵的后缘直径

V 来流方向

α 船尾段后缘处的切线与来流方向的夹角

具体实施方式

现在将详细地描述本发明的实施方式，这些实施方式的示例被显示在附图中并在下文中被描述。

尽管本发明将与示例性实施例相结合进行描述，但是应当意识到，本说明书并非旨在将本发明限制为所例示的那些实施例。相反，本发明旨在不但覆盖这些示例性实施例，而且还覆盖可以被包括在本发明的精神和范围之内的各种选择形式、修改形式、等效形式及其他实施例。

为了便于解释和精确定义本发明的技术方案，术语“上”、“下”、“内”和“外”用于参考在附图中所示的示例性实施例的特征的位置来对这些特征进行描述。

如图1所示的翼吊布局的飞机21中那样，诸如大型客机之类的飞机21一般可包括机头22、机身23、后体24、垂平尾25、吊挂(或吊挂整流罩)26、具有发动机轴线35的发动机27以及机翼28(图1中仅示出单侧机翼28)等部分。如图4所示，一般而言，大型客机的发动机的短舱包含外涵36及内涵37。

如图2所示，一般地，吊挂整流罩结构一般包含指形段29、船尾段30以及喷流段31。在本文中，吊挂整流罩结构的各个段是指构成吊挂整流罩整体结构的处于不同位置的不同部分。

其中，吊挂26的最大宽度位置一般位于指形段29与船尾段30交界处。

指形段29在飞机21的纵向上位于机翼28前部。

船尾段30与机翼28相交。船尾段30包括船尾段后缘32。船尾段30向其后缘收缩形成窄宽度面。更具体地，船尾段后缘32的下表面在横向于纵向的方向上的宽度相等，船尾段后缘32与机翼28的下表面的交点为吊挂26流向最大位置。

优选地，船尾段后缘32的下表面可以是曲面。更优选地，参见图3，船尾段后缘32近机翼段可为外凸曲线，而船尾段后缘32下部可为内凹曲线。换言之，所述船尾段后缘32可为反S形曲线。

继续参见图3，具体而言，船尾段后缘32的下表面在飞机21的对称面上的投影轮廓可沿着纵向从前至后先上凹后下凸，从而可依次形成从与喷流段31相接的船尾段30的起点P2延伸到过渡点P1的上凹段以及从过渡点P1延伸到与机翼28相邻的船尾段30的终点P0的下凸段。

在图3中所示的优选实施例中，过渡点P1位于船尾段30的起点P2至终点P0的连线上，且后缘曲率于过渡点P1位置出现反转。更优选地，过渡点P1至终点P0的距离L1与起点P2至终点P0的距离(L1+L2)比值大于或等于0.7，其中，距离L2是起点P2至过渡点P1的距离。此处距离均指在飞机21的对称面上的投影轮廓线上两点间的直线距离。

同样如图3中所示的，在优选实施例中，上凹段距述船尾段30的起点P2至船尾段30的终点P0连线的最大距离H2与船尾段30的起点P2至过渡点P1的距离L2之比H2/L2可小于或等于0.15。继续参见图3，替代地或附加地，在优选实施例中，下凸段距述船尾段30的起点P2至船尾段的终点P0连线的最大距离H1与过渡点P1至船尾段30的终点P2的距离L1之比H1/L1可小于或等于0.3。

如图6中所示，船尾段30的两侧面为外凸曲面，在由截面线39(参见图2)所剖得的截面中，船尾段30的任一侧面沿流向的在船尾段后缘32位置处的切线与来流方向V的夹角α小于或等于40°。

喷流段31在纵向上位于发动机27后方，更具体的是位于短舱、核心机的喷流区域内。

参见附图，喷流段31包括喷流段后缘33，喷流段后缘33的侧边是曲线，喷流段后缘33的底面为内凹曲面，内凹曲面由发动机27的内涵后缘的上表面向船尾段后缘的下表面过渡，且宽度由宽变窄。更具体地，喷流段后缘33的底面逐渐收窄到船尾段后缘32的宽度。

在更优选的实施例中，喷流段31与船尾段30的交界线34在飞机21的对称面上的投影沿着纵向从前至后相对于发动机轴线35在飞机21的对称面上的投影向下偏转角度小于或等于5°。

参见图4和图5，在优选实施例中，吊挂整流罩的喷流段31的喷流段后缘33的垂直于飞机21的对称面的最大宽度L可位于发动机27的内涵37的后缘上表面交界处。

在更优选的实施例中，该喷流段后缘33的最大宽度L可以小于或等于发动机27的内涵37的后缘直径D的40％。

参见图4，该喷流段后缘33包括内凹曲面，该内凹曲面限定曲面轮廓，该曲面轮廓的起点位于发动机27的内涵37的后缘，该曲面轮廓的终点与船尾段后缘32光顺连接。

参见图4、图5、图7和图8，喷流段31的内凹曲面在其曲面轮廓在飞机21的对称面上的投影曲线上的各个位置的法平面中限定出相应的内凹曲线38。由此，该喷流段后缘33可以由多个内凹曲线38控制形成内凹曲面。更具体地，上述内凹曲线38包括圆弧、二次曲线、样条线中的一种或多种的组合。

具体来说，这些内凹曲线38各自具有两个端点。在优选的实施例中，对于各个内凹曲线38而言，距其两端连线最远点至两端连线的距离(内凹曲线的高度)与两端距离(内凹曲线的宽度)的比值在发动机27的内涵37后缘上表面交界处最大。也就是说，如图5中所示，这些内凹曲线38中，在发动机27的内涵37后缘上表面交界处的那条内凹曲线38的高度H4与宽度L4的比值H4/L4大于或等于、且优选地大于其他任何内凹曲线38的高度H3与宽度L3的比值H3/L3。

图9为选取机翼的吊挂整流罩附近截面的压力系数的曲线图。对比常规吊挂整流罩结果(实线)与本发明实施例结果(虚线)，可以明显看出，在本发明的实施例中，由于喷流增压效应的作用，机翼下表面局部压力曲线更为饱满，增加了升力。经分析，本发明实施例的吊挂喷流段后缘面压差阻力降低，约全机阻力的0.4％。

以上已详细描述了本发明的较佳实施例，但应理解到，若需要，能修改实施例的方面来采用各种专利、申请和出版物的方面、特征和构思来提供另外的实施例。

考虑到上文的详细描述，能对实施例做出这些和其他变化。一般而言，在权利要求中，所用的术语不应被认为限制在说明书和权利要求中公开的具体实施例，而是应被理解为包括所有可能的实施例连同这些权利要求所享有的全部等同范围。

Claims

1.一种用于翼吊布局飞机中的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述吊挂整流罩包括：

指形段，所述指形段在所述飞机的纵向上位于机翼前部；

喷流段，所述喷流段在所述纵向上位于发动机后方；以及

船尾段，所述船尾段与所述机翼相交，

其中，

2.根据权利要求1所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述喷流段与所述船尾段的交界线在所述飞机的对称面上的投影沿着所述纵向从前至后相对于发动机轴线在所述对称面上的投影向下偏转角度小于或等于5°。

3.根据权利要求1所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述船尾段后缘的下表面是曲面。

4.根据权利要求3所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述船尾段后缘的下表面在所述飞机的对称面上的投影轮廓沿着所述纵向从前至后先上凹后下凸，从而依次形成从与所述喷流段相接的所述船尾段的起点延伸到过渡点的上凹段以及从所述过渡点延伸到与所述机翼相邻的所述船尾段的终点的下凸段。

5.根据权利要求4所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述过渡点位于所述船尾段的起点至终点的连线上，且所述过渡点至所述船尾段的终点的距离与所述船尾段的起点至所述船尾段的终点的距离之比大于或等于0.7。

6.根据权利要求5所述的吊挂整流罩，

所述上凹段距述船尾段的起点至所述船尾段的终点连线的最大距离与所述船尾段的起点至所述过渡点的距离之比小于或等于0.15；并且/或者

7.根据权利要求4所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述船尾段曲面沿流向的截面轮廓在所述船尾段后缘位置处的切线与来流方向夹角小于或等于40°。

8.根据权利要求1所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述喷流段后缘的底面的最大宽度位于与发动机的内涵后缘上表面交界处。

9.根据权利要求8所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述喷流段后缘的最大宽度小于或等于发动机的内涵后缘直径的40％。

10.根据权利要求1所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述喷流段的所述内凹曲面在其曲面轮廓在所述飞机的对称面上的投影曲线上的各个位置的法平面中限定出相应的内凹曲线，这些内凹曲线各自的距其两端连线最远点至两端连线的距离与两端距离的比值在发动机的内涵后缘上表面交界处最大。

11.根据权利要求10所述的吊挂整流罩，

其特征在于，

所述内凹曲线包括圆弧、二次曲线和样条线中的至少一种。