本发明涉及一种整流罩结构，更具体地说，涉及一种用于飞行器襟翼机构的整流罩的改进结构。
背景技术：
1、为了满足飞行器在不同飞行速度和姿态情况下的安全飞行，本领域的技术人员通常在巡航状态下机翼形状的基础上，采用各种活动面措施，以达到增大升力的目的。这些增加升力的装置被称为增升装置。增升装置一般在起飞和着陆时使用，通常属于低速空气动力学的范畴。
2、现代大型民用客机的增升装置一般采用前缘缝翼、克鲁格、前缘下垂及后缘襟翼等增升形式。由于增升装置与主机翼存在相对运动，因此需要额外的机构实现相关运动形式。例如，后缘襟翼机构会从原本的干净机翼突出，因此需要安装额外的襟翼机构用的整流罩。常规的整流罩降低了局部升力，改变了飞行器的翼展载荷，并增加了机翼上的阻力，由此会带来较多的不利影响。
3、由庞巴迪公司于2019年12月10日提交的一项题为“飞行器机翼组件”的中国发明专利申请cn111284683a中公开了一种飞行器和用于飞行器的飞行器机翼组件。该机翼组件包括机翼主体组件，该机翼主体组件包括机翼主体和连接到机翼主体的至少一个突出部分。突出部分从机翼主体组件的后侧向后延伸，机翼主体组件的前缘限定前缘线，机翼主体组件的后缘限定在内侧端和外侧端之间延伸的后缘线，后缘包括突出部分的后缘，后缘线是平滑线，在纵向上从前缘线到后缘线限定翼弦距离，在突出部分的中心处的翼弦距离大于突出部分的内侧的和突出部分的外侧的翼弦距离。
4、上述技术方案针对襟翼整流罩的不利影响，通过增加机翼当地弦长来改善升力降低现象。然而，这种方案存在不利之处，即：机翼投影面积变化较大，而且还增加了额外结构重量。
5、由波音公司于2008年5月16日提交的一项题为“航空航天飞行器整流罩系统及其辅助方法”的pct国际发明专利申请cn101678892a中公开了一种调整机翼升力分布的方法。该方法包括：至少部分基于目标升力分布，将第一整流罩的最大曲率点定位于至少近似在接近机翼的第一舷内部分的机翼的后缘的前方；并且至少部分基于目标升力分布，将第二整流罩的最大曲率点定位于至少近似在接近机翼的第二舷外部分的机翼的后缘的后方。
6、上述技术方案针对襟翼整流罩型面提出改变最大曲率定位点与机翼后缘相对位置，以便改善升力分布。但是，在襟翼机构确定的情况下，最大曲率定位点将受到机构空间约束。如果最大曲率点定位于当地机翼后缘后方，则会导致整流罩的体积增大，增加额外的重量，同时增加全机阻力。
7、为此，需要设计一种能够解决上述不足之处的襟翼机构用的整流罩，该整流罩通过简单的设计就能优化飞行器的翼展载荷，并且降低该整流罩的升力损失。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种襟翼机构用的整流罩，该整流罩通过简单的设计能够优化飞行器的翼展载荷，并且降低该整流罩的升力损失。
2、本发明的第一方面涉及一种用于飞行器襟翼机构的整流罩，包括：
3、位于飞行器的机翼后缘前方的整流罩前段；以及
4、位于飞行器的机翼后缘后方的整流罩后段，
5、整流罩前段和整流罩后段在整流罩的底部区域中交界在前后段交界点处，
6、其中，整流罩后段的最低点高度低于或等于前后段交界点的高度。
7、在上述技术方案中，术语“前”、“后”、“顶部”、“底部”和“最低点”的参考对象均为处于正常飞行状态的飞行器。在特殊情况下，这些术语将随着参考对象状态的改变而变化。
8、整流罩前段和整流罩后段是基于整流罩的流线外型根据其水平高度进行划分的，这与两者是否彼此独立或形成一体无关。本领域的技术人员能够根据本领域的公知常识将整流罩划分为两部分，技术方案中的术语“交界”涵盖了汇聚和接合的含义，其对于本领域技术人员来说是易于理解的。
9、关于整流罩的“顶部区域”和“底部区域”，是指整流罩相对于飞行器位于其顶部和底部的表面区域，其确切位置对于本领域技术人员来说是众所周知的。
10、在一个较佳实施例中，整流罩可以从前后段交界点沿当地翼型弦线方向向后延伸出一条直线，在该情况下，整流罩后段的最低点不高于该条直线。
11、优选地是，整流罩后段可以向下方单调弯折，在该情况下，在整流罩的底部区域中，整流罩后段的最低点是后段下后缘点。
12、在上述实施例中，若后段下后缘点与前后段交界点之间的高度差为h1，且将后段下后缘点位于直线上方定义为正值，则h1≤0。
13、最佳地是，高度差h1的绝对值可以小于或等于当地翼型弦长的5％。
14、在上述实施例中，术语“单调”指的是在整流罩后段的整个长度上任取两个点，这两个点相对于上述直线的距离(或者说，这两个点分别与前后段交界点之间的高度差)的绝对值沿着从飞行器的机头到机尾的方向始终是逐渐增大的。
15、在另一个优选实施例中，整流罩后段可以与当地翼型所在平面相交，在该情况下，在整流罩的顶部区域中得到的第一交线为直线或外凸曲线，并且在主翼交界位置处与飞行器的主翼相切。
16、优选地是，若第一交线为直线，主翼交界位置附近可以采用弧形面，以保证曲率平顺过渡。
17、在上述实施例中，整流罩后段可以与当地翼型所在平面相交，在该情况下，在整流罩的底部区域中得到的第二交线为直线或内凹曲线，并且在前后段交界点处与整流罩前段相切。
18、优选地是，若第二交线为直线，前后段交界点附近可以采用弧形面，以保证曲率平顺过渡。
19、本发明的第二方面涉及一种飞行器，该飞行器配备有襟翼机构以及如上所述的整流罩，其中，整流罩用于飞行器的襟翼机构。
20、根据本发明的襟翼机构用的整流罩能够获得以下优点：
21、(1)本发明利用整流罩沿流向形态变化来改善当地压力分布，优化了飞行器的翼展载荷；
22、(2)与常规的整流罩方案相比，不仅升力损失明显下降，飞行状态下的机翼环量分布也得以改善，两者均导致气动效率提升。
1.一种用于飞行器襟翼机构的整流罩(26)，包括：
2.如权利要求1所述的整流罩(26)，其特征在于，所述整流罩(26)从所述前后段交界点(p3)沿当地翼型弦线方向向后延伸出直线(29)，所述整流罩后段(33)的最低点(p2)不高于所述直线(29)。
3.如权利要求2所述的整流罩(26)，其特征在于，所述整流罩后段(33)向下方单调弯折，在所述整流罩(26)的底部区域中，所述整流罩后段(33)的最低点(p2)是后段下后缘点(p2)。
4.如权利要求3所述的整流罩(26)，其特征在于，若所述后段下后缘点(p2)与所述前后段交界点(p3)之间的高度差为h1，且将所述后段下后缘点(p2)位于直线(29)上方定义为正值，则h1≤0。
5.如权利要求4所述的整流罩(26)，其特征在于，所述高度差(h1)的绝对值小于或等于当地翼型弦长的5％。
6.如权利要求1所述的整流罩(26)，其特征在于，所述整流罩后段(33)与当地翼型所在平面相交，在所述整流罩(26)的顶部区域中得到的第一交线(30)为直线或外凸曲线，并且在主翼交界位置(p0)处与所述飞行器的主翼相切。
7.如权利要求6所述的整流罩(26)，其特征在于，若所述第一交线(30)为直线，所述主翼交界位置(p0)附近采用弧形面，以保证曲率平顺过渡。
8.如权利要求6所述的整流罩(26)，其特征在于，所述整流罩后段(33)与当地翼型所在平面相交，在所述整流罩(26)的底部区域中得到的第二交线(31)为直线或内凹曲线，并且在所述前后段交界点(p3)处与所述整流罩前段(32)相切。
9.如权利要求8所述的整流罩(26)，其特征在于，若所述第二交线(31)为直线，所述前后段交界点(p3)附近采用弧形面，以保证曲率平顺过渡。
10.一种飞行器，所述飞行器配备有襟翼机构以及如权利要求1至9中任一项所述的整流罩(26)，其中，所述整流罩(26)用于所述飞行器的所述襟翼机构。
