專利名稱：用于廣泛提高空氣動(dòng)力和運(yùn)輸性能的方法、用于實(shí)現(xiàn)所述方法(變體)的翼地效應(yīng)飛行器 ...的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及具有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)排氣的飛機(jī)和汽車，更具體地，涉及輪船、小船和水陸兩用運(yùn)輸平臺(tái)、飛機(jī)、水陸兩用飛機(jī)和翼地效應(yīng)飛行器。本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例為A、B和C型自穩(wěn)定翼地效應(yīng)飛行器，因此，進(jìn)一步的說(shuō)明基于翼地效應(yīng)(WIG)飛行器的示例。
背景技術(shù)：
地面(翼地)效應(yīng)和翼地效應(yīng)飛行器的結(jié)構(gòu)的研究已經(jīng)超過(guò)70年。但是，由于沒有提出滿足與WIG飛行器的操作相關(guān)的主要問(wèn)題的可接受的完整工程技術(shù)方案，所述主要問(wèn)題即設(shè)計(jì)中實(shí)現(xiàn)與易于使用和維護(hù)結(jié)合的縱向穩(wěn)定性、適航性和水陸兩用性，因此仍沒有廣泛使用與傳統(tǒng)的飛機(jī)或輪船相比較可提供安全性和/或貨運(yùn)效率和/或易于操作的翼地效應(yīng)飛行器。翼地效應(yīng)飛行器操作的主要區(qū)別特征在于，主操作高度，即以地面效應(yīng)模式飛行的高度，其小于實(shí)際飛行中翼平均動(dòng)力弦(MAC)的長(zhǎng)度(0. 1-0. 3)，同時(shí)對(duì)應(yīng)于飛行器速度的空氣速度在150到600km/h的范圍內(nèi)變化。此外，影響俯仰控制特征的空氣動(dòng)力和力矩以取決于飛行參數(shù)的有些復(fù)雜的特性為特征，更重要的是，其擁有更高的變化梯度。在水面或地面附近的時(shí)間緊迫的飛行中提供縱向穩(wěn)定性來(lái)最小化決策時(shí)間間隔的廣泛使用的方法可能并且實(shí)際上確實(shí)造成墜毀。這是由于在對(duì)飛行器的外部干擾情況下或錯(cuò)誤控制中，緊急情況在幾分之一秒內(nèi)發(fā)展。大多數(shù)飛行測(cè)試中和運(yùn)行中的包括輕型和重型飛行器的翼地效應(yīng)飛行器的已知緊急情況和墜機(jī)事件在某些方面與縱向穩(wěn)定性和可控性相關(guān)。家喻戶曉的設(shè)計(jì)師A. Lippisch和R. Alexeyev設(shè)計(jì)的翼地效應(yīng)飛行器與該情況相符。本領(lǐng)域中己知，例如 N. Belavin 的 “Wing-in-ground effect craft" Leningrad, Sudostroeni je, 19681，其地面效應(yīng)飛行中WIG飛行器穩(wěn)定性的問(wèn)題可能通過(guò)選擇空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)或自動(dòng)控制系統(tǒng)解決。但是，包含在由IMO安全委員會(huì)在2002年12月認(rèn)可的對(duì)于翼地(WIG)飛行器的空氣動(dòng)力穩(wěn)定系統(tǒng)暫行指南15章15. 2.2自然段中的要求寫明“在構(gòu)成穩(wěn)定系統(tǒng)或其動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置的一部分的任何自動(dòng)化設(shè)備或裝置故障的情況下，WIG飛行器運(yùn)動(dòng)參數(shù)必須總是保持在安全限制內(nèi)”，391頁(yè)，A. I. Maskalik等人，“WIG CRAFT-Transprots of the XXIcentury", St. Pb. , Sudostroeni je，2005，在本文中還稱為2。這意味中，翼地效應(yīng)飛行器應(yīng)具有“本質(zhì)上”安全的設(shè)計(jì)，即具有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)自穩(wěn)定能力的特性，并且自動(dòng)化控制系統(tǒng)(ACS)應(yīng)僅用作工具，來(lái)確保精確保持飛行參數(shù)并且減少空勤人員工作量。實(shí)際上，這些要求類似于對(duì)用于飛機(jī)中的穩(wěn)定系統(tǒng)的要求。但是在具有任何空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的飛機(jī)中，由于飛機(jī)中的空氣動(dòng)力在兩部件“氣流-翼”動(dòng)力系統(tǒng)中發(fā)展和變化， 因此通過(guò)選擇適當(dāng)?shù)闹匦奈恢脕?lái)確?？v向靜態(tài)穩(wěn)定性。另外，在飛行攻角范圍內(nèi)的提升由攻角線性確定。這里首要實(shí)際情況為，當(dāng)前現(xiàn)有的飛機(jī)設(shè)計(jì)對(duì)于規(guī)定的安全水平是必要的和充分的，并且“氣流-翼”動(dòng)力系統(tǒng)與地面隔離。在安全高度下的飛行中，由于各種外部干擾，包括墜機(jī)風(fēng)險(xiǎn)，與設(shè)置高度的實(shí)際偏差從幾米到幾十米(在嚴(yán)重湍流情況下)變化， 這比當(dāng)前飛行高度小兩個(gè)或三個(gè)數(shù)量級(jí)，因此不存在由于飛行高度中的波動(dòng)造成的對(duì)飛行安全的威脅。相反，翼地效應(yīng)區(qū)中WIG飛行器中的翼的提升除了非線性地取決于攻角，還顯著取決于到支撐表面的距離。這里應(yīng)注意，高度變化可能達(dá)到比翼平均動(dòng)力弦長(zhǎng)(MAC)更小的值，而升力可顯示出幾乎雙重的變化。例如，對(duì)于重型WIG飛行器Orlyonok(HOt)和 Lun' (400t)，水面上方相對(duì)高度從0. 9MAC減小到0. IMAC導(dǎo)致翼增升系數(shù)Cy指數(shù)級(jí)增長(zhǎng) 90% (參見2第41頁(yè)圖57)。在攻角同時(shí)增大的情況下，Cy于是增大到更大的程度，并且處于更高的速率。因而，以地面效應(yīng)模式飛行中的兩元件動(dòng)力系統(tǒng)“氣流-翼”由第三元件補(bǔ)充，變成三元件“氣流-翼-支撐表面”系統(tǒng)。初始系統(tǒng)與新元件之間的關(guān)系可描述特征為“超臨界”關(guān)系，因?yàn)槌艘碓錾兓荻仍龃螅€存在壓力中心的相當(dāng)大的移動(dòng)。同時(shí)， 壓力中心朝向翼尾部邊緣的移動(dòng)產(chǎn)生未補(bǔ)償?shù)呢?fù)俯仰力矩，即翼地效應(yīng)飛行器代表高度非線性系統(tǒng)。直接與俯仰控制相關(guān)的對(duì)飛行安全性、適航性和燃料效率有害的另一個(gè)因素是飛行控制方法?；旧?，用于WIG飛行器的操作方法與用于普通飛機(jī)的相同，S卩，為了使WIG 飛行器起飛應(yīng)加速到離地升空速度，并且同時(shí)改變其俯仰角，以獲得所需的升力。而且，在所有飛行階段直到著陸過(guò)程中，包括著陸，仍要求俯仰角的相關(guān)變化。問(wèn)題在于在與飛行器長(zhǎng)度相當(dāng)?shù)母叨认律婕案┭鼋亲兓牟倏v存在高風(fēng)險(xiǎn)。這由與WIG飛行器相關(guān)的事故和多個(gè)普通飛機(jī)墜毀事故以及起飛和著陸中發(fā)生的緊急情況證實(shí)。WIG飛行器的另一個(gè)重要特性是適航性。一方面，其由巨浪海洋情況下起飛和著陸過(guò)程中出現(xiàn)的高碰撞載荷限定，所述巨浪海洋情況可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)損壞和破裂，并且還發(fā)展阻止飛行器達(dá)到離地升空速度，以及破壞安全完成起飛或著陸所需的水動(dòng)力學(xué)條件的力和力矩。另一方面，適航性由取決于WIG飛行器幾何形狀，即其機(jī)翼的總長(zhǎng)度和寬度(MAC的長(zhǎng)度)的地面效應(yīng)飛行有效相對(duì)高度限定。即，關(guān)于適航性問(wèn)題和縱向穩(wěn)定性的問(wèn)題的解決方案包括選擇產(chǎn)生水動(dòng)力的方法和選擇空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的方法。水陸兩用性也直接取決于WIG飛行器的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)?？諝鈩?dòng)力結(jié)構(gòu)決定作為替代運(yùn)輸系統(tǒng)的翼地效應(yīng)飛行器的操作能力。完全水陸兩用能夠?qū)⑦\(yùn)輸服務(wù)提供到傳統(tǒng)船和飛機(jī)不可到達(dá)的區(qū)域，并且因而提供比直升飛機(jī)更成本效益高的替代方式，并且還提供了增大的飛行范圍。另外的優(yōu)點(diǎn)是易于實(shí)際使用和維護(hù)。因此，原則上，翼地效應(yīng)飛行器的安全性和效率問(wèn)題可僅通過(guò)選擇特定的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)解決，所述空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)將允許形成特定的空氣動(dòng)力系統(tǒng)，并且根據(jù)安全規(guī)則進(jìn)行飛行。本領(lǐng)域已知多種空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，但是在已經(jīng)實(shí)施并且測(cè)試的結(jié)構(gòu)中，區(qū)分出以下幾種特征類型-由R.Alekseyev提出的基于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的WIG飛行器，KM型翼地效應(yīng)飛行器，具有通過(guò)來(lái)自引擎的滑流(噴流)用于增大在機(jī)翼下面壓力的系統(tǒng)——2的圖65，RU專利 2076816(在俄國(guó)、瑞典和中國(guó)制造的飛機(jī))-由A.M.Lippisch提出的基于普通飛機(jī)結(jié)構(gòu)的WIG飛行器，具有圓頂形狀的“倒三角”機(jī)翼——US專利3190582，Yu. Makarov的RU專利2185979 (在德國(guó)、美國(guó)、澳大利亞、 臺(tái)灣、中國(guó)和俄國(guó)制造)-根據(jù)“Tandem”式機(jī)翼結(jié)構(gòu)的具有巡邏艇式滑行船體的WIG巡邏艇C.W. Weiland 的 US 專利 3244246, G. Joerg 的 US 專利 3908783，A. Blum 的 US 專利 5335742 (在美國(guó)和德國(guó)制造)；-根據(jù)“復(fù)合翼”結(jié)構(gòu)的WIG飛行器R.Bartini的空氣動(dòng)力翼地效應(yīng)飛行器 14MP1P，(K. G. Udalov等人的"VVA-14飛機(jī)”，莫斯科，1994，本文中也稱為8)，具有增壓器-ELA-Ol (Tekhnika Molodyozhi 2005年第8期，俄羅斯，第四_32頁(yè)，本文中也稱為9丨和"lvolga-2” 增壓器-V. Kalganov 的 RU 專利 2099217 ；-由A.Panchenkow提出的根據(jù)‘‘Canard”結(jié)構(gòu)的具有提升式尾部平面的ADP系列 WIG 飛行器，圖 7 ("Ekranoplani Ukraini ","Awiatsija obschego naznatscheni ja，，雜志， 2000年第5期，后文也稱為11)、V. Surzhikov等人的RU專利2224671 ；-根據(jù)“飛翼”結(jié)構(gòu)的WIG飛行器:2的圖171、172、178，11的0IIMF-2、圖1。本領(lǐng)域還已知，對(duì)于將要實(shí)現(xiàn)的WIG飛行器的固有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，根據(jù)攻角的焦點(diǎn)必須設(shè)置在根據(jù)高度的焦點(diǎn)之后，并且重心必須設(shè)置在這兩個(gè)焦點(diǎn)之間，其優(yōu)選位置在高度焦點(diǎn)和焦點(diǎn)之間的中點(diǎn)之間的位置圖10，N. Kornev，《COMPLEX NUMERICAL MODELING OF DYNAMICS AND CRASHES OF WING-IN-GROUND VEHICLES)), 41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2003 年 1 月 6-9 日，Reno，Vevada，后文還稱為13，和2的第121-122頁(yè)。實(shí)際中滿足該情況的廣泛已知的方式是V. ArWiangeIsky的RU專利2018465、 L. Novolotsky的RU專利209722，還滿足“Canard”和“Tandem”式WIG飛行器的自穩(wěn)定情況的廣泛已知的方式是RU專利2224671和US專利3908783。已知通過(guò)根據(jù)“Tandem”空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的兩翼結(jié)構(gòu)擴(kuò)大飛機(jī)可操作重心的范圍的方式-A. Belosvet等人的RU專利2102287 ；而且，本領(lǐng)域已知，在相同幾何飛行高度下，并且具有相等的面積，低展弦比的機(jī)翼的特征是具有較高的關(guān)于高度的阻尼特性，所述阻尼特性與關(guān)于高度的升力偏導(dǎo)數(shù)成比例。產(chǎn)生靜態(tài)氣墊(SAC)的已知方法如下-通過(guò)來(lái)自推動(dòng)裝置或開始推進(jìn)裝置的導(dǎo)向到前側(cè)開放的形成在外翼下面或中心翼下面的隔室(腔室)的滑流——低壓SAC增大壓力，2的圖65，RU專利2099217 ；-從附加引擎和風(fēng)扇到由設(shè)在在中心翼下面或特定結(jié)構(gòu)下面的外周封閉的隔室的壓力增大，2的 ELA-01, V. Ignatyev 的 RU 專利 2174080，V. Morozov 的 RU 專利 2053903 ；-通過(guò)在增壓器和推進(jìn)裝置之間的引擎功率的重新分布，從單獨(dú)的風(fēng)扇到外周封閉的隔室的壓力增大；V. Nazarov的RU專利21272202 ；-通過(guò)偏轉(zhuǎn)螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面，從推動(dòng)裝置到具有全部滑流(噴流)的外周封閉的隔室(腔室)的壓力增大，0. Mikoyan 等人，Certificate of Authorship SU 1511170， A. Makiyenko 等人，RU 專利 2139212 ；-通過(guò)將來(lái)自推進(jìn)裝置的滑流的一部分導(dǎo)向到外周封閉隔室的壓力增大，11的 0IIMF-3WIG 飛行器，2002 年 7 月 27 日提交的 Yu. Makarov 的 RU 專利 2185979,2005 年 6 月20 日提交的 R. Martirosov 的 RU 專利 2254250, P. u. J. Rice 的 US 專利 6158540o還有一種已知方法通過(guò)應(yīng)用“環(huán)空中心翼”結(jié)構(gòu)將螺旋槳推進(jìn)力提高達(dá)
30%-1. V. Ostoslavsky、V. R. Matveyev,以 N. E. Zhukovsky 教授名字命名的 Central
Aerohydrodynamics Institute(TsAGI)的胃#， Issue 248, Moscow, 1935, ^:27。提高適航性的已知方法如下-增大WIG飛行器的尺寸；-應(yīng)用具有大底部升高量和臺(tái)階的線條；-應(yīng)用吸震可偏轉(zhuǎn)水橇；-應(yīng)用高壓靜態(tài)氣墊；-應(yīng)用垂直起飛解決方案。為了針對(duì)“固有穩(wěn)定性”(或“自穩(wěn)定性”)標(biāo)準(zhǔn)評(píng)估已知空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，可使用下面演示性比較由于下表面，特別是其外形在更靠近氣墊的機(jī)翼運(yùn)載性能的開發(fā)方面起決定性作用(286頁(yè)圖95和第11項(xiàng))，如上面所提到的，翼和支撐結(jié)構(gòu)之間通過(guò)動(dòng)態(tài)氣墊形成 “超臨界”關(guān)系。根據(jù)力和力矩的作用機(jī)制，“氣流-翼-支撐表面”系統(tǒng)可比作用于地面車輛中的帶輪車。因此，“飛翼”和“復(fù)合翼”結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)于單軸車，其被推動(dòng)(或拉動(dòng))同時(shí)被平衡，其重心設(shè)置在靠近從支撐點(diǎn)畫的垂直假想軸的小范圍內(nèi)。重力、推進(jìn)力或平衡力圍繞支撐點(diǎn)產(chǎn)生力矩。這些力的大小中的任何變化伴隨之前建立的平衡的行進(jìn)擾動(dòng)。因此，沿縱向，單軸車和對(duì)應(yīng)于其的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)理論上不穩(wěn)定?！癟andem”和“Canard”空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)于雙軸車，其重心設(shè)置在支撐點(diǎn)之間。雙軸車?yán)碚撋鲜欠€(wěn)定的(即固有穩(wěn)定)，并且其縱向平衡實(shí)際中不依賴推進(jìn)(拉)力的施加點(diǎn)及其大小的變化。由于地面車輛和空中運(yùn)載工具之間出現(xiàn)的支撐力的本質(zhì)差別，“Tandem” 和“Canard”結(jié)構(gòu)具有自身縱向穩(wěn)定性的特征，其僅在一些情況下接近雙軸車的穩(wěn)定性。因此，類似于地面運(yùn)輸，所有空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)可按照慣例分為“單軸”和“雙軸”(“多軸”)車，并且對(duì)于利用翼地效應(yīng)的空中運(yùn)載工具的設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)應(yīng)優(yōu)選“多支撐”(或“多軸”) 原理。根據(jù)上面所述，已知的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)可根據(jù)針對(duì)WIG飛行器設(shè)計(jì)中的主要問(wèn)題的解決方案進(jìn)行比較。雙軸“Tandem”和“Canard”設(shè)計(jì)的特征是具有實(shí)現(xiàn)自穩(wěn)定所需的固有特性。但是該類型的WIG飛行器還具有實(shí)質(zhì)上不利的特征，即需要起飛滑跑、精細(xì)調(diào)節(jié)到特定速度和高度或其變化范圍窄、大大限制適航性的非常低的地面效應(yīng)飛行的有效高度(相對(duì)于運(yùn)載工具的總長(zhǎng)度)。另外，根本不具有水陸兩用性，或具有有限的水陸兩用性，其要求通過(guò)硬表面滑行或淺提升角。不能在地面效應(yīng)區(qū)域外部操作飛行或不能通過(guò)使用靜態(tài)氣墊卸載。這些結(jié)構(gòu)具有最小可變性(應(yīng)用靈活性)。對(duì)于“單軸”空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，更難實(shí)現(xiàn)自穩(wěn)定(用于俯仰控制的自平衡)，這構(gòu)成關(guān)于該類型結(jié)構(gòu)的主要問(wèn)題。WIG飛行器KM、Orlyonok和Lim’基于其上的具有低位翼和壓力增大的普通飛機(jī)式結(jié)構(gòu)(2的圖65、圖54、圖55)不能在偶然的干擾因素影響之后相對(duì)于重心恢復(fù)初始力矩平衡，這意味著俯仰控制行進(jìn)不穩(wěn)定性。換句話說(shuō)，接近地面效應(yīng)模式的穩(wěn)定飛行可僅通過(guò)這樣的方法實(shí)現(xiàn)其中機(jī)組人員應(yīng)通過(guò)手動(dòng)或使用自動(dòng)控制系統(tǒng) (ACS)由升降器偏轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)WIG飛行器的平衡來(lái)手動(dòng)抵消外部干擾。接下來(lái)的問(wèn)題是確保WIG飛行器在WIG飛行和自由飛行之間的安全運(yùn)輸，這必須通過(guò)應(yīng)用升降器產(chǎn)生張開力矩，以設(shè)置WIG飛行器爬升。當(dāng)飛行器離開地面效應(yīng)區(qū)時(shí)，壓力中心向前移動(dòng)，這由于升力導(dǎo)致俯沖力矩快速下降，同時(shí)不包含內(nèi)部滋生過(guò)剩的俯仰力矩， 這可能導(dǎo)致WIG飛行器達(dá)到超臨界攻角、失速、氣流分離和停機(jī)。具有與主翼相當(dāng)?shù)拿娣e的先進(jìn)穩(wěn)定器的應(yīng)用仍不能挽救重型WIG飛行器的墜機(jī)。因此，如R. Alekseyev自己承認(rèn)的， 重型和超重型翼地效應(yīng)飛行器設(shè)計(jì)中普通飛機(jī)式結(jié)構(gòu)的應(yīng)用是概念錯(cuò)誤。除了穩(wěn)定性問(wèn)題，通過(guò)這樣的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，WIG飛行器優(yōu)于傳統(tǒng)飛機(jī)的燃料效率的優(yōu)點(diǎn)顯著降低，因?yàn)樵谄痫w過(guò)程中耗費(fèi)了太多的燃料。適航性不足。美國(guó)多年的研究和開發(fā)導(dǎo)致基于傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的通過(guò)陸地起飛和著陸的Pelican超重型運(yùn)輸飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)， 該飛機(jī)設(shè)計(jì)用于以地面效應(yīng)模式和達(dá)6000米高度下的長(zhǎng)途飛行，美國(guó)專利6848650。翼地效應(yīng)飛行器的普通飛機(jī)類型的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)具有有限的變化性，并且僅適于有限的應(yīng)用，例如，A型WIG飛行器“V0lga-2，，——SU專禾Ij 1786768, [2]Aquaglide圖 70。其縱向穩(wěn)定性通過(guò)具有S形翼型(具有較低提升性能)和重心精確定位的機(jī)翼設(shè)計(jì)應(yīng)用、精細(xì)調(diào)節(jié)到低地面效應(yīng)飛行高度、設(shè)置在翼前面的使翼下壓力增大的拉動(dòng)螺旋槳、低有效載重量、有限的引擎功率和有限的適航性實(shí)現(xiàn)。由A. Lippisch提出的普通飛機(jī)式結(jié)構(gòu)也要求起飛滑跑，精細(xì)調(diào)節(jié)到地面效應(yīng)飛行高度，在運(yùn)輸過(guò)程中具有不足的穩(wěn)定性，并且在自由飛行過(guò)程中不安全，不適用于高速度，實(shí)際使用和維護(hù)中不方便，并且機(jī)翼上以低特定負(fù)載實(shí)現(xiàn)。對(duì)于重型飛機(jī)來(lái)說(shuō)不是最佳選擇。水陸兩用性受限，可變性最小。很難在具有一個(gè)機(jī)翼的普通飛機(jī)式結(jié)構(gòu)中滿足靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，因?yàn)榻裹c(diǎn)之間的距離與弦長(zhǎng)相比較小，因此重心應(yīng)精確設(shè)置在窄范圍內(nèi)。另一方面，“根據(jù)高度的焦點(diǎn)”的理念僅對(duì)于在地面效應(yīng)條件下的飛行有效。這與調(diào)整俯仰一起在運(yùn)輸過(guò)程中和在不同干擾情況下使駕駛復(fù)雜化。已知關(guān)于駕駛基于由A. Lippisch提出的結(jié)構(gòu)的翼地效應(yīng)飛行器的指南材料，由 A. Lippisch提出的結(jié)構(gòu)得自WIG飛行器運(yùn)動(dòng)和涉及這樣的運(yùn)載工具的事故的計(jì)算機(jī)模擬，13，所述指南材料顯示，僅滿足靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性條件來(lái)穩(wěn)定飛行，從而確保暫態(tài)模式中的安全性是不夠的。已知嘗試的實(shí)施例形式的“飛翼”結(jié)構(gòu)(包括美國(guó)哥倫比亞項(xiàng)目)是不穩(wěn)定的。需要施加自動(dòng)控制和阻尼系統(tǒng)或限制飛行性能或施加基本穩(wěn)定或附加承重平面，但是在該情況下，這樣的結(jié)構(gòu)變得非常接近“復(fù)合翼”布置方式?！皬?fù)合翼”結(jié)構(gòu)(R. Bartini-WA-14，MAI-ELA-Ol，V. Kalganov- “Ivolga-2”)的特征是對(duì)于大多數(shù)參數(shù)來(lái)說(shuō)具有更好的性能，如由俄國(guó)專利No. 2099217的空氣動(dòng)力WIG飛行器EK-12的飛行測(cè)試及適合商業(yè)使用的實(shí)施例所證實(shí)的。該類型的空氣動(dòng)力WIG飛行器顯示了最大地面效應(yīng)飛行高度(相對(duì)于運(yùn)載工具的長(zhǎng)度)。例如，VVA-14飛行測(cè)試表明，通過(guò) 10. 75米的平均空氣動(dòng)力弦，動(dòng)態(tài)氣墊效應(yīng)早在10-12米高度處開始顯示。該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)對(duì)于不同的商業(yè)和特定應(yīng)用是最優(yōu)的，即其具有最大可變性和靈活性的特征。由于中心翼為矩形形狀，因此更易于形成靜態(tài)氣墊。該結(jié)構(gòu)適用于任何飛行速度。
但是，盡管高高寬外翼確實(shí)提高了縱向穩(wěn)定性，這些空氣動(dòng)力WIG飛行器仍沒有具有“雙軸”結(jié)構(gòu)特性的穩(wěn)定能力特性，因此在強(qiáng)風(fēng)干擾或駕駛錯(cuò)誤的情況下，其不能完全防止突然俯仰并且離開地面效應(yīng)區(qū)，失速并且失控。另外，根據(jù)RU專利2099217的設(shè)計(jì)缺乏乘客舒適性和易于維護(hù)性。翼下到前面露出區(qū)域的壓力增大造成強(qiáng)向后，與飛行方向相反的排氣。在水面和地面上的駕駛過(guò)程中，在前方半球面出現(xiàn)在具有荒岸的遙遠(yuǎn)地區(qū)上岸或漂浮，大的降塵和濺起的水花。除了降低能見度，這還由于沙石造成對(duì)結(jié)構(gòu)表面的機(jī)械損壞，因而需要對(duì)引擎空氣過(guò)濾器進(jìn)行附加保護(hù)。在冷天氣，空氣中會(huì)升起剛下的干雪，以至于將能見度下降到幾米，這使得地面上的安全運(yùn)動(dòng)不可能。由于翼下壓力增大，來(lái)自具有保護(hù)罩覆蓋的螺旋槳的推進(jìn)裝置的沖量不合理地使用，并且在機(jī)翼的上前邊緣由于以寬角度導(dǎo)向到表面的氣流造成不利的壓力升高。 這需要在翼前邊緣上應(yīng)用復(fù)雜的增升裝置，這使得結(jié)構(gòu)太復(fù)雜，并且太重。來(lái)自翼下的沿向后方向的強(qiáng)排氣阻止形成高壓氣墊。即使提供增大的壓力，該結(jié)構(gòu)仍需要起飛滑跑和降落滾動(dòng)?？諝鈩?dòng)力WIG飛行器ELA-Ol沒有該缺點(diǎn)，因?yàn)槠潇o態(tài)氣墊能夠使其從靜止位置起飛，隨后加速到巡航速度。垂直起飛水陸兩用飛機(jī)VVA-14最初設(shè)計(jì)成通過(guò)12個(gè)傾斜渦輪噴氣引擎來(lái)利用中心翼下方的壓力增大。在特定氣體動(dòng)力支架上通過(guò)六個(gè)渦輪噴氣引擎進(jìn)行的垂直起飛能力測(cè)試證實(shí)了該設(shè)計(jì)的可行性。根據(jù)累積的證據(jù)，最接近的類似物是RU專利22M250 C2 B 60V 1/08的工程技術(shù)方案。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是形成提供更高飛行和操縱安全性、提高承重能力和地面效應(yīng)飛行高度、減小尺寸、提高起飛和著陸性能、水陸兩用性能和效率、重心位置的更擴(kuò)大的性能和操作范圍、更易于使用和維護(hù)的全部重量類型的自穩(wěn)定飛行器和其他運(yùn)載工具。上述效果通過(guò)同時(shí)應(yīng)用與本發(fā)明提出的“飛翼”或“復(fù)合翼”空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)概念性相關(guān)聯(lián)的用于形成空氣動(dòng)力的系統(tǒng)的方法、結(jié)構(gòu)技術(shù)方案和安全駕駛方法來(lái)獲得。完全縱向穩(wěn)定的問(wèn)題通過(guò)賦予中心翼部分固有穩(wěn)定性能來(lái)解決，即通過(guò)產(chǎn)生至少兩個(gè)關(guān)于重心相互平衡的升力，并且還通過(guò)改變中心翼與自由靠近氣流及支撐面相互作用條件的變化來(lái)解決，所述固有穩(wěn)定性能為“雙軸”空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的特性。出于該目的，在水平連續(xù)投影的限制條件下，形成具有翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(APF)、升力產(chǎn)生局部區(qū)域的中心翼。局部區(qū)域通過(guò)使用相關(guān)數(shù)量的低展弦比機(jī)翼(LAW)形成，其具有特定尺寸的中心翼。 LAff沿縱軸通過(guò)與水平面重疊并且關(guān)于徑向平面對(duì)稱布置。前LAW裝配有前緣襟翼和襟副翼。后LAW裝配有襟副翼。在第二和后序LAW(第二和后序LAW組)的前邊緣上安裝有具有帶保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器(SSP)的推進(jìn)裝置，設(shè)置在SSP平面中的LAW的前邊緣離開或從而平滑地結(jié)合SSP環(huán)的內(nèi)表面。另外，后LAW的前邊緣布置在前面的LAW襟副翼的前邊緣上方。因而，空氣管道形成在后LAW的下表面和襟副翼的上表面之間，通過(guò)所述空氣管道， 來(lái)自SSP的滑流(噴流)的下部導(dǎo)向到中心翼下方。SSP以等于或接近安裝其上的平面設(shè)置角的設(shè)置角安裝。該措施使得表面上方的層流(氣流)超出所述表面，并且提供垂直的推進(jìn)力的垂直分量。SSP內(nèi)表面的下半部分平滑地結(jié)合前LAW的上表面和APF的垂直壁，由此形成LAW的半環(huán)形部分，其以直線母線平滑展開到前LAW的上表面中。結(jié)果，前LAW、具有引擎的SSP及后LAW —起形成單結(jié)構(gòu)基組，其為推進(jìn)系統(tǒng)，所述推進(jìn)系統(tǒng)與APF和另外的低展弦比機(jī)翼一起形成WIG飛行器的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)。所述結(jié)構(gòu)組構(gòu)成從本發(fā)明出發(fā)形成的交通工具的所有可能實(shí)施例的基礎(chǔ)。垂直穩(wěn)定器、方向舵和升降器的添加形成A型翼地效應(yīng)飛行器的必要和充分的結(jié)構(gòu)。除了高展弦比機(jī)翼的A型WIG飛行器，裝配有副翼和安裝在附加低展弦比機(jī)翼端面的增升裝置的外翼形成B型和C型翼地效應(yīng)飛行器的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)。在該情況下，與特定類型相似的WIG飛行器由外翼的跨度和面積確定，并且由構(gòu)造和認(rèn)證階段過(guò)程中應(yīng)用的技術(shù)規(guī)則和標(biāo)準(zhǔn)確定。所述結(jié)構(gòu)基組在其下面產(chǎn)生三種不同的氣墊在其在水平面上的投影范圍內(nèi)-靜態(tài)氣墊(SAC)；在上LAW下面-動(dòng)態(tài)氣墊(DAC)；在后LAW下面-靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊(SDAC)。在巡航操作模式中，具有減小的縱向不規(guī)則性的低氣壓區(qū)域形成在整個(gè)推進(jìn)提升結(jié)構(gòu)上方。氣墊的側(cè)圍是APF的內(nèi)表面(或機(jī)身和APF的側(cè)面)。前LAW的前緣襟翼用作靜態(tài)氣墊的前圍，并且其襟副翼用作動(dòng)態(tài)氣墊的后圍和靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊的前圍。后LAW的襟副翼在起飛、滑行和著陸過(guò)程中，用作靜態(tài)氣墊的后圍，并且在水平飛行過(guò)程中，那些襟副翼用作靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊的后圍。同時(shí)，根據(jù)高度的實(shí)際焦點(diǎn)和根據(jù)攻角的實(shí)際焦點(diǎn)之間的距離固有地確保為顯著大于具有等同幾何尺寸的連續(xù)中心翼的焦點(diǎn)之間的類似距離。這有助于滿足獲得固有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的條件，并且擴(kuò)大重量和平衡設(shè)置的允許范圍，這導(dǎo)致飛行安全程度和運(yùn)輸能力提高。所述結(jié)構(gòu)基組形式或這樣的基組組合形式的中心翼的實(shí)施，將在中心翼的前部和后部和水或地面之間提供不同的升力發(fā)展條件和不同的相互作用性能。自由接近氣流的動(dòng)能由前LAW處置，在前LAW下方發(fā)展動(dòng)態(tài)氣墊；后翼型在其整個(gè)跨度上由推進(jìn)裝置噴吹，所述推進(jìn)裝置由于氣壓增大在其下方產(chǎn)生高靜壓區(qū)域，即靜態(tài)氣墊，空氣排放在由已經(jīng)由前翼型壓縮的空氣層支撐的襟副翼尾部邊緣上方。因而，根據(jù)升力的發(fā)展，WIG飛行器的后部在飛行中由靜態(tài)和動(dòng)態(tài)氣墊支撐，或非常相似，由單獨(dú)靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊支撐。通過(guò)相關(guān)引擎功率實(shí)現(xiàn)飛行的另一個(gè)實(shí)施例是其中來(lái)自推進(jìn)裝置的滑流(噴流) 由于Coanda效應(yīng)產(chǎn)生噴流襟翼的方法，所述噴流襟翼由于LAW弦有效長(zhǎng)度增大，其外形的曲率和來(lái)自推進(jìn)裝置的滑流(噴流)的力將提高復(fù)合中心翼的承重能力，而拖拽沒有任何顯著增大。這對(duì)應(yīng)于等同翼的弦長(zhǎng)的結(jié)構(gòu)增大，并且將導(dǎo)致地面效應(yīng)飛行高度增大，即提高適航性和安全性，或?qū)⒃试S在較低推進(jìn)力的情況下運(yùn)行引擎，同時(shí)保持當(dāng)前高度，這意味著效率提高。而且，與自由接近氣流圍繞其的相似跨度的傳統(tǒng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的相似特性相比較，在前部分半環(huán)形的LAW的跨度上通過(guò)帶保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器的吸氣量顯著改變低壓區(qū)長(zhǎng)度方向分布形式及其大小。如上所述，中央空氣流體動(dòng)力研究院(TsAGI)26的研究已經(jīng)證明，通過(guò)使用環(huán)形中心翼，實(shí)現(xiàn)高達(dá)30%的推進(jìn)力增益，對(duì)于半環(huán)形中心翼可獲得相同的效果。根據(jù)這些建議，在本文提出的本發(fā)明中，SSP的環(huán)形表面平滑地結(jié)合前LAW的半環(huán)形部分，并且進(jìn)一步朝向鼻部平滑地展開到前LAW的上表面中。在存在側(cè)部垂直圍壁(APF和機(jī)身)的情況下，這提供半環(huán)形部分的延長(zhǎng)部，并且在前LAW上的吸氣作用增大。結(jié)合由于前LAW的環(huán)形部分造成的推進(jìn)力增量的垂直分量，總升力的出現(xiàn)在其上表面上的部分增大。復(fù)合中心翼的氣流圍繞的LAW的布置方式確保了其前和后部之間的與接近氣流和水或地面的不同的相互作用條件。這樣，完成了動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)“氣流-翼-支撐面”中減小 “不利”分量提高“有益”分量的任務(wù)。使用該升力產(chǎn)生方法，將可能設(shè)計(jì)具有高度飛行安全性特征，并且提供最大程度適用于特定應(yīng)用的多種實(shí)施例的飛行器的設(shè)計(jì)，并且將具有以下突出特征-更高的飛行和操縱安全性；-改善的飛機(jī)在水平面投影中的質(zhì)量分布；-更高的結(jié)構(gòu)剛性，其代表全部三軸的力的多邊形，其能夠使結(jié)構(gòu)的靜負(fù)載的重量減輕；-由于更寬范圍的可能縱向平衡設(shè)置，造成更寬范圍的操作重量和平衡設(shè)置；-沒有傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)中固有的失去平衡的情況；-由于引擎的螺旋推進(jìn)器沿縱向并且根據(jù)高度靠近重心的設(shè)置，以及不存在設(shè)置得高并且遠(yuǎn)離尾部的穩(wěn)定器、設(shè)置得遠(yuǎn)離前部的增壓器或推進(jìn)裝置，因此提高相對(duì)于橫軸的力矩特性；-提高承重能力；-擴(kuò)展的功能性；-更高的操縱性；-在前半球范圍中不受灰塵或潑濺的影響。在多引擎結(jié)構(gòu)的情況下，前基組和后基組的推進(jìn)裝置的推進(jìn)力力矩(及其垂直分量)完全或部分抵消(相互補(bǔ)償)。由于推進(jìn)裝置具有設(shè)置角，因此推進(jìn)力矢量線位于重心上方或下方。即，對(duì)于所有引擎同時(shí)選擇更高或更低的推進(jìn)力設(shè)置將對(duì)WIG飛行器的平衡影響最小。這樣的推進(jìn)裝置布置方式提高中心翼的承重能力和WIG飛行器的垂直操縱性 (加速性能)。如上所述，由于半環(huán)形LAW的應(yīng)用(巴提尼(Bartini)效應(yīng))，并且通過(guò)逐漸增大(成倍)經(jīng)過(guò)推進(jìn)裝置的氣流速度，因此提高推進(jìn)性能。根據(jù)本文提出的飛行器的區(qū)別特征在于，如已經(jīng)提到的，等同翼型的弦長(zhǎng)增大，地面效應(yīng)通過(guò)此實(shí)現(xiàn)。這是最大利用飛行器(機(jī)身)尺寸長(zhǎng)度的結(jié)果，并且通過(guò)噴流襟翼實(shí)現(xiàn)。與基于其他空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的相同長(zhǎng)度的WIG飛行器相比較，該特征顯著提高地面效應(yīng)模式的有效飛行高度。而且，由設(shè)置在來(lái)自推進(jìn)裝置的滑流中的相對(duì)薄LAW構(gòu)成的中心翼， 其從上表面吸收空氣層，并且將空氣層以斜角導(dǎo)向到下表面，產(chǎn)生壓力差，所述壓力差超過(guò)由具有類似尺寸并且更大相對(duì)厚度的翼型所示的類似值，所述中心翼的形狀接近從前LAW 的翼型前邊緣延伸到設(shè)置超過(guò)后LAW外部邊緣的點(diǎn)的直線，在下側(cè)穿過(guò)LAW襟副翼的前邊緣，在上側(cè)穿過(guò)SSP的上半部分。同時(shí)，由于首先LAW和推進(jìn)裝置的主橫截面的總實(shí)際面積小于等同連續(xù)翼的主橫截面；其次，在復(fù)合中心翼中，僅前LAW與自由接近氣流相互作用； 第三，與等同連續(xù)翼相比較，來(lái)自推進(jìn)裝置的作用導(dǎo)致圍繞翼型以及下部翼型的不同的流動(dòng)性質(zhì)和誘導(dǎo)拖拽力，所以復(fù)合中心翼較顯著的特征是較低的拖拽。中心翼在氣流中的成果可被認(rèn)為是產(chǎn)生升力的被動(dòng)方式時(shí)，而復(fù)合中心翼的通過(guò)提出的噴吹方法的成果代表具有改進(jìn)的空氣動(dòng)力結(jié)果的升力產(chǎn)生的主動(dòng)方式。為了確保水陸兩用和所有表面起飛和著陸的能力，根據(jù)本發(fā)明，所有WIG飛行器中實(shí)施特定起飛和著陸裝置——在該結(jié)構(gòu)中具有最大可能尺寸的高壓靜態(tài)氣墊(SAC)。在較大氣墊上的起落裝置的可用性使得氣墊上單位載荷顯著減小。這導(dǎo)致起飛過(guò)程中所需的 SAC正壓力值減小，并且因此起飛過(guò)程中所需的引擎功率減小，這提高了在氣墊上的起飛過(guò)程中和運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的燃料效率。氣墊上具有較大面積的起落裝置提高起飛和著陸性能，并且提高總體飛行安全水平。特別地，提高了在任何平坦地面或水上正常著陸和在飛行意外事故情況下緊急著陸的安全性。SAC的技術(shù)和經(jīng)濟(jì)效率通過(guò)以下可能來(lái)確保使用用于靜態(tài)排氣的達(dá)全功率的推進(jìn)裝置，沒有任何附加引擎和風(fēng)扇，沒有用于噴氣流偏轉(zhuǎn)的可動(dòng)擋板、導(dǎo)向裝置、襟翼和管道，沒有任何用于傾斜推進(jìn)裝置或引擎的裝置(除了實(shí)現(xiàn)垂直起飛和著陸)，完全利用來(lái)自推進(jìn)裝置的噴氣流的沖量來(lái)增大SAC腔室中的正壓，同時(shí)引擎和推進(jìn)裝置保持在固定位置中。如上所述，推進(jìn)裝置的設(shè)置角允許發(fā)展推進(jìn)力的垂直分量，其與空氣靜態(tài)和空氣動(dòng)態(tài)升力相加。這利于在SAC上起飛和運(yùn)動(dòng)，并且還提高這些操作模式中的穩(wěn)定性和操縱性。根據(jù)后(最后的)LAW的跨度制造并且安裝在其升降副翼上方的可能使SSP滑流的上部圍繞其的附加全動(dòng)水平尾翼(平尾)確保了附加的升力和可控性、空氣動(dòng)力減速和換向。除了確保固有縱向靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性之外，通過(guò)控制前和后升力的大小提供俯仰波動(dòng)的完全阻尼前-作為俯仰角的函數(shù)以強(qiáng)負(fù)反饋的形式，后-以正反饋的形式。前和后升力大小的控制因此通過(guò)自動(dòng)動(dòng)態(tài)控制前和后LAW的襟副翼偏轉(zhuǎn)角來(lái)實(shí)現(xiàn)。由于該控制可使用連接現(xiàn)有結(jié)構(gòu)元件——升降副翼和LAW襟副翼的共用機(jī)械“推拉”連桿實(shí)現(xiàn)，即無(wú)需使用任何自動(dòng)控制和阻尼(ACS和ADS)的復(fù)雜系統(tǒng)，因此該解決方案可被認(rèn)為是固有穩(wěn)定和阻尼特征的另一個(gè)要素。同時(shí)，用于自動(dòng)動(dòng)態(tài)控制襟副翼位置的系統(tǒng)可也使用已知的ACS 元件實(shí)現(xiàn)。功能延伸，即由根據(jù)本發(fā)明的飛行器組實(shí)現(xiàn)的任務(wù)范圍擴(kuò)大，通過(guò)一方面獲得在靜態(tài)氣墊上的起飛和著陸系統(tǒng)和高操作性能，另一方面獲得根據(jù)基本概念的特定應(yīng)用的多種可能實(shí)施例來(lái)確保上述功能延伸。由于基本概念從技術(shù)方面以結(jié)構(gòu)基組的形式實(shí)現(xiàn)，因此其可用作制造多個(gè)相同模塊的基礎(chǔ)，在所述模塊基礎(chǔ)上，可通過(guò)不同的空間和數(shù)量的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)完成寬范圍實(shí)際任務(wù)的WIG飛行器。空氣動(dòng)力LAW翼型的類型、其相對(duì)厚度和LAW 及SSP的設(shè)置角取決于WIG飛行器的設(shè)計(jì)應(yīng)用。對(duì)于重型負(fù)載并且增大翼型厚度的慢速飛機(jī)，應(yīng)使用更大的設(shè)置角和更大的SSP直徑。另外，通過(guò)在WIG飛行器中基于本文提出的工程技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的準(zhǔn)垂直和垂直起飛以及著陸的能力，擴(kuò)大應(yīng)用。關(guān)于這點(diǎn)，能夠在不需要基準(zhǔn)實(shí)施例的任何實(shí)質(zhì)性改變的情況下實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)垂直起飛和著陸，并且垂直起飛和著陸能力將需要增大的SSP直徑，更高的引擎功率和LAW(或其任何部分)通過(guò)推進(jìn)裝置圍繞其橫軸運(yùn)動(dòng)進(jìn)入垂直位置的可能性。與直升飛機(jī)相比較，由于沒有到尾部螺旋槳的復(fù)雜并且重的主推進(jìn)減速齒輪傳動(dòng)裝置，并且沒有遠(yuǎn)超出機(jī)身總尺寸的旋轉(zhuǎn)葉片，由于使用四個(gè)或多個(gè)推進(jìn)裝置來(lái)產(chǎn)生垂直推進(jìn)力，并且還由于在其下方形成高氣壓區(qū)域的水平承載翼型的大面積，所以盤旋模式的效率、性能和安全性大大提高。而且，這樣的WIG飛行器將具有長(zhǎng)得多的水平飛行范圍，更高的速度，和更好的效率。本發(fā)明的可變性允許設(shè)計(jì)用于完成目前可僅由傳統(tǒng)船舶完成的任務(wù)的交通工具。直接影響WIG飛行器飛行安全和應(yīng)用的另一個(gè)因素是使交通工具飛行的方法。實(shí)際上，所有WIG飛行器迄今為止使用與普通飛機(jī)相同的飛行方法構(gòu)建，所述方法主要包括水平起飛滑跑距離，改變俯仰角來(lái)獲得飛行所有階段過(guò)程中和操縱過(guò)程中所需升力，和著陸滑跑。作為對(duì)照，本文提出的方法的主要區(qū)別是，飛行的所有元件和階段以恒定零俯仰角在低于最小安全高度的高度下(或在設(shè)計(jì)用于WIG飛行器飛行操縱高度下，高達(dá)海平面上方150米)操作。安全性首先由于在飛行的重要階段，即著陸、地面效應(yīng)飛行和過(guò)渡過(guò)程中的操縱的簡(jiǎn)化駕駛技術(shù)而提高。因而，減小駕駛上情緒化的壓力，并且這單獨(dú)地為有利因素。另一方面，在消除來(lái)自外部擾動(dòng)和駕駛錯(cuò)誤結(jié)果的影響時(shí)，地面效應(yīng)或接近地面效應(yīng)飛行中翼地效應(yīng)飛行器的對(duì)應(yīng)于著陸高度的穩(wěn)定的水平姿態(tài)使正常和緊急著陸機(jī)組需要的操作容易。然而，采用這樣的飛行方法，很大可能地減少了機(jī)組錯(cuò)誤。機(jī)身的恒定的水平姿態(tài)提高了長(zhǎng)途飛行的乘客和機(jī)組的舒適程度，并且在運(yùn)輸貨物時(shí)還有助于提高飛行安全性。實(shí)現(xiàn)以恒定俯仰角的所述飛行的方法與本發(fā)明提出的形成空氣動(dòng)力系統(tǒng)的方法和用于實(shí)現(xiàn)這些方法的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)概念性相關(guān)。即，翼地效應(yīng)飛行器的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)和特定設(shè)計(jì)是這樣的其從起飛到著陸期間的整個(gè)飛行不需要俯仰變化。由于可能使入口和裝貨門布置成提供地面上和“海上”乘客登機(jī)和下飛機(jī)以及裝貨/卸貨方便且安全的路線和方法，因此實(shí)現(xiàn)易于使用和更高的維護(hù)性。可能的結(jié)構(gòu)使WIG 飛行器設(shè)計(jì)在系泊結(jié)構(gòu)中具有直線側(cè)擋板條，使其能夠系泊到現(xiàn)有港口設(shè)施或傳統(tǒng)的船舶。維護(hù)性通過(guò)不包括高位設(shè)置的引擎、裝置和需要日常進(jìn)入的裝料口來(lái)確保；并且維護(hù)工作可在沒有任何專用設(shè)備(梯子、輔助漂浮設(shè)備等)的情況下在地面或海上進(jìn)行。對(duì)于超重型WIG飛行器，可通過(guò)機(jī)翼進(jìn)入引擎。對(duì)于根據(jù)本發(fā)明的WIG飛行器的飛行和穩(wěn)定能力的質(zhì)量評(píng)估，構(gòu)建和測(cè)試WIG飛行器的自由飛行模型。模型的中心翼包括覆蓋(重疊)在水平面中的三個(gè)LAW。前LAW裝配有自由懸掛襟翼，其通過(guò)桿和搖桿連接到用作攻角傳感器的鼻升降器(升降副翼)的主軸，升降副翼的半部分自由懸掛在另外的LAW的前邊緣中。模型裝配有掃略外翼。對(duì)于縱向平衡(調(diào)整)，后LAW提供調(diào)節(jié)設(shè)置角和改變襟翼偏轉(zhuǎn)角的可能，其在調(diào)節(jié)后保留在固定位置中。由于模型為自由飛行(未驅(qū)動(dòng))，因此僅有一個(gè)最佳飛行速度，僅一個(gè)最優(yōu)重量和平衡結(jié)構(gòu)，和僅一個(gè)前LAW的襟翼和鼻升降副翼平面之間的最佳角度，這將確保最佳飛行性能。模型的中心翼具有310mm的等同弦長(zhǎng)。中心翼MAC起37%的平衡作用。在從地面使用橡膠帶彈射器(rubber strip catapult)水平啟動(dòng)的情況下，模型 (沒有俯仰增大)爬升300-500mm，穩(wěn)定地在一個(gè)穩(wěn)定高度下飛行一定距離，然后，由于損失的速度，逐漸下降(不改變俯仰角)，并且以水平結(jié)構(gòu)著陸。在不正常的重量或平衡情況下或超過(guò)最佳起飛速度時(shí)，沒有傳統(tǒng)飛機(jī)類型的設(shè)計(jì)向上俯仰的特性。同時(shí)，可清楚地看到飛行的地面效應(yīng)部分，其高度在任何情況下超過(guò)中心翼弦。在大于CW弦2-3倍的高度下飛行的情況下，并且當(dāng)飛過(guò)在減小有效飛行高度的支撐面的升高高度的邊界時(shí)，觀察到俯仰角的階梯式增大，這證明該布置方式在超過(guò)復(fù)合中心翼弦長(zhǎng)的高度下相當(dāng)大的地面效應(yīng)。來(lái)自前LAW襟翼和鼻升降副翼的平面之間的角度的效應(yīng)明顯。當(dāng)角度減小時(shí)，飛行高度也降低，并且處于更寬的角度下時(shí)，飛行高度增大。證實(shí)俯仰控制(縱向平衡)波動(dòng)的完全阻尼。由模型(包括2-3米的滑跑)從開始到完全停止經(jīng)過(guò)的總距離為25-30米， 即比飛行高度大兩個(gè)數(shù)量級(jí)。所提出的空氣動(dòng)力產(chǎn)生方法和自穩(wěn)定系統(tǒng)裝置的可使用性已經(jīng)通過(guò)具有雙引擎無(wú)線控制模型的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)的幾個(gè)實(shí)施例的一系列飛行測(cè)試被完全證實(shí)。


本文要求保護(hù)的本發(fā)明通過(guò)一些優(yōu)選實(shí)施例的附圖進(jìn)行說(shuō)明。圖1是確保固有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的重心、根據(jù)高度的焦點(diǎn)和根據(jù)攻角的焦點(diǎn)的相互布置圖。圖2是結(jié)構(gòu)基組(SBG)的主視圖。圖3是WIG飛行器的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)(PCS)的主視圖。圖4是翼增升裝置處于產(chǎn)生靜態(tài)氣墊位置的推進(jìn)系統(tǒng)(PS)的徑向平面主視圖。圖5是處于靜態(tài)氣墊操作模式的PS流線型布置圖。圖6是處于地面效應(yīng)飛行操作模式的PS流線型布置圖。圖(7-10)是具有單SBG縱向的WIG飛行器實(shí)施例的主視圖。圖7是A型輕型多用途W(wǎng)IG飛行器，窗口顯示在圖9 (a-c)上。圖8是B型和C型輕型多用途W(wǎng)IG飛行器。圖9是A型巡邏WIG飛行器，未示出輪胎整流罩。圖10是B型和C型輕型或中型運(yùn)輸WIG飛行器。圖11 (a)是根據(jù)圖7的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖11 (b)是根據(jù)圖7的WIG飛行器的俯視圖。圖11(c)是根據(jù)圖7的WIG飛行器的放大前視圖。圖12(a)是根據(jù)圖8的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖12(b)是根據(jù)圖8的WIG飛行器的俯視圖。圖12(c)是根據(jù)圖8的WIG飛行器的前視圖。圖13(a)是根據(jù)圖9的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖13(b)是根據(jù)圖9的WIG飛行器的俯視圖。圖13(c)是根據(jù)圖9的WIG飛行器的前視圖。圖14是根據(jù)圖8的WIG飛行器在主底面視圖。圖15是根據(jù)圖9的WIG飛行器的主底面視圖。圖16(a)是根據(jù)圖10的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖16(b)是根據(jù)圖10的WIG飛行器的俯視圖。圖16(c)是根據(jù)圖10的WIG飛行器的前視圖。圖16(d)是根據(jù)圖10的WIG飛行器的主視圖。圖16(e)是根據(jù)圖10的WIG飛行器的主底面視圖。圖17是具有兩個(gè)SBG的RH側(cè)推進(jìn)結(jié)構(gòu)的主視圖，未示出機(jī)身，翼增升裝置處于巡航位置。圖18是圖17的主視圖，翼增升裝置處于垂直起飛/著陸位置。
圖19是根據(jù)圖17的地面效應(yīng)模式的流線型結(jié)構(gòu)。圖20是根據(jù)圖18的垂直起飛模式的流線型結(jié)構(gòu)。圖21是根據(jù)圖17的靜態(tài)氣墊模式的流線型結(jié)構(gòu)。圖22是根據(jù)圖17的B型和C型中型或重型WIG飛行器的主視圖。圖23是根據(jù)圖22的翼增升裝置用于巡航模式的WIG飛行器的主底面視圖。圖是根據(jù)圖22的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖對(duì)㈦是根據(jù)圖22的WIG飛行器的俯視圖。圖對(duì)㈦是根據(jù)圖22的WIG飛行器的前視圖。圖25是根據(jù)圖22的WIG飛行器的翼增升裝置處于用于SAC位置的主視底面視圖。圖沈是根據(jù)圖22的WIG飛行器的主要布置的后視圖。圖27是具有PS的B型和C型中型或重型WIG飛行器的主視圖。圖觀⑷是根據(jù)圖27的WIG飛行器的側(cè)視圖。圖觀㈦是根據(jù)圖27的WIG飛行器的俯視圖。圖觀㈦是根據(jù)圖27的WIG飛行器的前視圖。圖^(d)是根據(jù)圖27的WIG飛行器的仰視圖，顯示了 DAC的大概形狀和邊界。圖四是根據(jù)圖27的WIG飛行器的翼增升裝置用于巡航模式的主底面視圖。圖30是根據(jù)圖27的WIG飛行器的翼增升裝置處于用于SAC的位置中的主底面視圖。圖31是自由飛翔(未驅(qū)動(dòng))模型的主視圖。圖32是自由飛翔(未驅(qū)動(dòng))模型的主視圖，LH翼和APF未顯示。圖33(a)是根據(jù)圖31的模型的側(cè)視剖視圖。圖33(b)是根據(jù)圖31的模型的俯視圖。圖33(c)是根據(jù)圖31的模型的前視圖。圖34是自穩(wěn)定和阻尼系統(tǒng)的機(jī)械驅(qū)動(dòng)裝置的示意圖，顯示了 LH側(cè)推進(jìn)系統(tǒng)的一般布置方式。圖35是處于穩(wěn)定飛行中的流線型布置。圖36是處于增大的俯仰角下的自穩(wěn)定系統(tǒng)的操作。圖37是處于減小的俯仰角下的自穩(wěn)定系統(tǒng)的操作。
具體實(shí)施例方式如上所述，本文提出的本發(fā)明通過(guò)大量不同結(jié)構(gòu)的實(shí)施例能夠生產(chǎn)以從超輕型到超重型的不同重量類型、具有不同功能可能性的飛機(jī)。因此，本文將首先描述其中體現(xiàn)均勻基線概念以及包括根據(jù)本發(fā)明的WIG飛行器固有的元件的設(shè)計(jì)。WIG飛行器的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)包括兩個(gè)低展弦比機(jī)翼(LAW)——具有前緣襟翼2、上表面的半環(huán)形部分3和襟副翼4的前LAW1，和具有帶有導(dǎo)流罩的螺旋推進(jìn)器(SSP)的推進(jìn)裝置6、引擎7和襟副翼8的后LAW5。LAW9的翼端面與空氣動(dòng)力翼端空氣動(dòng)力板狀浮體 (APF) 10結(jié)合。受到來(lái)自其上表面的吸入流和邊界層的影響，前LAWl的設(shè)置角等于用于以地面效應(yīng)模式飛行的巡航高度和速度的設(shè)計(jì)范圍的翼型的平均最佳攻角。后LAW5的設(shè)置角可小于、等于或大于前LAWl的設(shè)置角，并且由對(duì)特定WIG飛行器性能的要求確定。同時(shí)，在LAW下面，具有用于靜態(tài)(SAC)氣墊(AC) 11、用于動(dòng)態(tài)(DAC)氣墊(AC) 12和用于靜態(tài)-動(dòng)態(tài)(SDAC)氣墊(AC) 13的空腔。APFlO的內(nèi)表面14用作氣墊的側(cè)圍壁。當(dāng)WIG飛行器以靜態(tài)AC模式運(yùn)動(dòng)時(shí)，其處于前側(cè)的圍壁為鼻襟翼2，其由后LAW5的襟副翼8從后側(cè)包圍。飛行中，前LAWl的襟副翼4起動(dòng)態(tài)AC的后圍壁的作用，同時(shí)也起靜態(tài)-動(dòng)態(tài)AC的前圍壁的作用，而后LAW5的襟副翼8在靜態(tài)-動(dòng)態(tài)AC的情況下用作后圍壁。對(duì)應(yīng)于設(shè)計(jì)飛行模式的處于中間位置的襟副翼4和8的前邊緣可位于相同或不同的水平面中。其相互調(diào)整取決于翼地效應(yīng)飛行器的類型、其應(yīng)用、在承載平面上的特定負(fù)載、包括構(gòu)成推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)的元件的比例的通常的布置方式和沿縱軸使用的基本結(jié)構(gòu)組的數(shù)量。在翼端空氣動(dòng)力板狀浮體10的上邊緣15上，安裝另外的低展弦比機(jī)翼(ALAW) 16。 ALAW16的前邊緣包括鼻升降器(升降副翼)17，并且其后邊緣包括尾升降器(升降副翼)18。尾升降器18可用作高的展弦比翼型-外翼19的升降副翼，其安裝在ALAA后邊緣 16的側(cè)邊緣表面上。外翼設(shè)置有輔助翼(前緣襟翼)20、副翼21和升降副翼22。外翼19 布置成使外翼19和ALAW16的合成壓力中心在縱軸上的投影位于重心和后ALAW5的后邊緣之間。由于關(guān)于整個(gè)WIG飛行器的整體承載結(jié)構(gòu)的攻角的焦點(diǎn)向后移動(dòng)，因此這提高了靜態(tài)縱向穩(wěn)定性。除此之外，重心位置的允許范圍擴(kuò)大。在LAW的上表面上，從前LAWl的前邊緣部分開始，布置一個(gè)或多個(gè)擾流器23。擾流器23在由SSP 6的吸入或排出滑流(噴射)吹動(dòng)時(shí)，在低地面速度下，在起飛、滑行、以大角度爬升過(guò)程中以及在盤旋過(guò)程中提供附加的升力。在后LAW5的襟副翼上方，通過(guò)朝向尾部移動(dòng)，安裝中心翼25的平尾(全動(dòng)水平尾翼)24。平尾M能夠在全部飛行階段增大升力。在靜態(tài)氣墊上滑行過(guò)程中，平尾M提供初始縱向平衡(保持機(jī)身的水平高度)，并且允許控制地面速度水平，在著陸過(guò)程中其可用作減速襟翼或換向器的操作元件。具有方向舵27的兩鰭垂直尾部沈安裝在APFlO的尾端上。在SSP 6前面，在其環(huán)形邊界內(nèi)，安裝水平推力矢量控制平面觀，其具有翼型部分。表面觀以格柵形式擺動(dòng)安裝，以使其尾部邊緣位于平行于SSP 6的環(huán)四的前邊緣平面的平面。應(yīng)用擾流器23、平尾M和推力矢量控制平面觀的需要取決于WIG飛行器的特定應(yīng)用、其負(fù)載程度及其操作條件。例如，具有高可用功率的低負(fù)載高速WIG飛行器可在不應(yīng)用擾流器的情況下操作。SSP內(nèi)表面四的下半部平滑地結(jié)合到前LAWl的上表面30，并且與APFlO的內(nèi)表面14結(jié)合，由此形成LAW 1的半環(huán)形部分3，其以直線母線平滑地向前展開到前LAW 1的上表面30中。環(huán)四的后邊緣的下半部分沿“朝向尾部”方向平滑地結(jié)合到APF 10的內(nèi)表面 14中，以提供升降副翼4從其中間位置向上偏轉(zhuǎn)。環(huán)四的入口側(cè)直徑和前LAW 1的上表面30的跨度比例可以小于、大于或等于 1( 一)。環(huán)四的出口側(cè)直徑和后LAW 5的結(jié)合前邊緣31的長(zhǎng)度比例可小于、大于或等于 1 ( 一)。這些比例取決于最大程度符合特定WIG飛行器性能要求的總體布置方式和結(jié)構(gòu)解決方案。后LAW 5的前邊緣31可布置在環(huán)四出口側(cè)的平面中或環(huán)內(nèi)部。這樣的布置方式由實(shí)現(xiàn)所有模式中特定SSP的最佳性能的目標(biāo)確定。后LAW 5的前邊緣尖銳。前LAW 1的襟副翼4的前邊緣32布置在環(huán)四的出口側(cè)的平面中。襟副翼4的處于中間位置中的襟副翼4的上表面相切地結(jié)合到環(huán)四的內(nèi)表面的位于徑向平面中的母線。在后LAW 5的下表面33和襟副翼4的上表面之間，布置有空氣管道34，SSP 6的滑流(噴氣)35的下部通過(guò)所述空氣管道34導(dǎo)向到中心翼下面。SSP 6以設(shè)置角等于或接近后LAW 5的設(shè)置角來(lái)安裝，這確保其表面的最佳流線型。在上表面30上和擾流器23下面，設(shè)置邊界層噴氣系統(tǒng)的入口孔(或槽)(圖中未示出)，其出口孔(或槽)設(shè)置在環(huán)四的內(nèi)表面上。對(duì)于根據(jù)本發(fā)明的翼地效應(yīng)飛行器，可能形成用于自動(dòng)穩(wěn)定和抑制俯仰波動(dòng) (ADS)的附加系統(tǒng)的多種實(shí)施方式。通常，其包括攻角傳感器(AAS)、控制信號(hào)交換通道、致動(dòng)機(jī)構(gòu)和操作元件，所述操作元件在該例子中為L(zhǎng)AW襟副翼。本文中的不同之處在于，在氣流中自由偏轉(zhuǎn)(即通過(guò)無(wú)束縛控制桿)的升降器可用作攻角傳感器前面或后面的升降器， 或前面和后面的升降器同時(shí)用作攻角傳感器。該系統(tǒng)的設(shè)計(jì)可以是完全機(jī)械的，或使用電、液壓或光元件的混合形式。圖34-37顯示了自動(dòng)穩(wěn)定和阻尼系統(tǒng)的完全機(jī)械式實(shí)施例的視圖和操作原理，所述系統(tǒng)大部分可適用于輕型空中運(yùn)載工具。所述系統(tǒng)包括攻角傳感器(AAS)，其同時(shí)為升降器17和18，其同時(shí)用作致動(dòng)機(jī)構(gòu)和動(dòng)力驅(qū)動(dòng)裝置、推拉控制連桿36形式的控制信號(hào)傳輸通道和為前和后LAW的襟副翼4和5的操作元件。襟副翼4和5的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)用于在襟副翼中間位置(根據(jù)轉(zhuǎn)動(dòng))的平面和 AAS(即升降器17和18)的中間位置的平面之間提供控制角37的可能。通過(guò)改變LAW襟副翼中間位置的設(shè)置角，并且固定新的角度值37來(lái)獲取控制角37，例如，電子遙控系統(tǒng)的例子。如果升降器17和18和LAW襟副翼4和5通過(guò)推拉控制連桿彼此連接，則控制作用將通過(guò)改變推拉控制連桿的長(zhǎng)度實(shí)現(xiàn)。用于傳送控制信號(hào)的通道(推拉控制連桿)具有用于將AAS和襟副翼脫離(分離)的機(jī)構(gòu)(圖中未示出)。升降器17可設(shè)計(jì)為兩個(gè)升降副翼，并且在該例子中，升降器的每一個(gè)升降副翼在用作AAS時(shí)可單獨(dú)連接到相應(yīng)的LAW的襟副翼4 (圖34)。LAW襟副翼4的側(cè)向控制的實(shí)施例中的一個(gè)可以這種方式實(shí)現(xiàn)。根據(jù)來(lái)自AAS (前升降器17)的控制輸入，前LAW的襟副翼4偏轉(zhuǎn)到與AAS相同的側(cè)。這能夠作為俯仰角的函數(shù)以強(qiáng)負(fù)反饋的形式控制前升力38的大小。根據(jù)來(lái)自AAS(尾升降器18)的控制輸入，后LAW的襟副翼5偏轉(zhuǎn)到相對(duì)側(cè)。這能夠作為俯仰角的函數(shù)以正反饋的形式控制后升力39的大小。在用于自穩(wěn)定和抑制俯仰控制波動(dòng)的基本系統(tǒng)中的連桿的其他實(shí)施例也是可能的，例如a) AAS-前升降器和操作元件-后襟副翼；b)AAS-后升降器和操作元件-前襟副翼；c) AAS-前升降器和操作元件-中心翼M的平尾(全動(dòng)水平尾翼)；d)根據(jù)上面的C)和通過(guò)自動(dòng)駕駛儀的輸入進(jìn)行的后襟副翼的動(dòng)力控制的實(shí)施例寸。圖35是穩(wěn)定飛行中的流線布置圖。升降器17和IS(AAS)根據(jù)所述流動(dòng)設(shè)置。在平衡之后，角37在控制系統(tǒng)中設(shè)置。該系統(tǒng)穩(wěn)定。
在圖36中，螺旋上升，升降器的攻角變?yōu)檎?。速度頭增大了升降器17和18的下表面上的壓力。該壓力使升降器圍繞其軸旋轉(zhuǎn)，并且升降器再次根據(jù)該流動(dòng)設(shè)置。通過(guò)桿和擺桿，鼻升降器17使襟副翼4向上偏轉(zhuǎn)，尾部升降器18使襟副翼8向下偏轉(zhuǎn)。該操作過(guò)程中出現(xiàn)在LAW上的升力的增量Δ Y產(chǎn)生負(fù)俯仰力矩M，其使受擾動(dòng)的平衡恢復(fù)。在圖37中，負(fù)俯仰，該作用機(jī)制與圖36中的相同，但是方向相反。升降器17和18 的攻角改變?yōu)樨?fù)，并且其上表面上的壓力升高。當(dāng)升降器17和18再次根據(jù)該流動(dòng)設(shè)置時(shí)， 其將襟副翼4向下偏轉(zhuǎn)，并且將襟副翼8向上偏轉(zhuǎn)。LAW上的升力增量ΔΥ發(fā)展形成向上俯仰力矩M，其將系統(tǒng)帶回到初始狀態(tài)。圖1顯示了用于實(shí)現(xiàn)WIG飛行器的固有靜態(tài)和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的條件，在該條件下，根據(jù)高度40的焦點(diǎn)必須設(shè)置在重心41的前面，重心41設(shè)置在根據(jù)高度40的焦點(diǎn)和根據(jù)高度40的焦點(diǎn)與根據(jù)攻角43的焦點(diǎn)之間的中點(diǎn)42之間。以靜態(tài)氣墊模式操作的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)顯示在圖5上。對(duì)于將進(jìn)行的在靜態(tài)氣墊上的起飛和運(yùn)動(dòng)，后LAW的前緣襟翼2和襟副翼8偏轉(zhuǎn)到最下方位置，在該位置中，其后邊緣擱置在地面(水面)上，與APF的內(nèi)表面14 一起形成靜態(tài)氣墊的封閉外圍。擾流器23和推進(jìn)矢量控制平面觀偏轉(zhuǎn)到確保最大升力增量的角度。對(duì)于SAC模式中的設(shè)計(jì)平衡結(jié)構(gòu)，中心翼的平尾(全動(dòng)水平尾翼)M設(shè)置到確?？v向平衡的位置(機(jī)身的水平姿態(tài))。前LAW 的襟副翼4設(shè)置到中間位置或向上偏轉(zhuǎn)，直到其水平表面處于水平位置中。引擎設(shè)置用于起飛推力，并且起飛和加速在靜態(tài)氣墊上進(jìn)行。SSP 6的下半部的滑流35在靜態(tài)氣墊空腔中產(chǎn)生靜態(tài)壓力差。SSP 6的上半部的滑流44在后LAW上方產(chǎn)生低壓區(qū)域，并且通過(guò)圍繞平尾M的流動(dòng)，產(chǎn)生空氣動(dòng)力，其大小和方向根據(jù)所選的重心結(jié)構(gòu)和起飛條件設(shè)置。由SSP 6吸在前LAW 1上方的氣流45由于上部翼型部分的增大的有效曲率和由擾流器23確保的前LAW的翼型相對(duì)厚度而產(chǎn)生附加的升力。附加的升力由于上表面30上的低氣壓產(chǎn)生，所述低氣壓由于用于噴射到環(huán)四的內(nèi)表面上的邊界層的系統(tǒng)的邊界層吸氣而出現(xiàn)。附加的升力出現(xiàn)在推進(jìn)矢量控制平面觀上，所述推進(jìn)矢量控制平面觀由吸入流 45以對(duì)應(yīng)于其翼型的最大升力的角度的攻角噴吹。該升力通過(guò)SSP的直接作用形成，并且施加到其元件，因此其與推進(jìn)力的垂直分量Pv —起添加，導(dǎo)致推進(jìn)力P的合成矢量向上偏轉(zhuǎn)。在WIG飛行器加速過(guò)程中，前緣襟翼2和擾流器23以與速度增量成比例的速率平滑縮回，并且后LAW的襟副翼8和表面觀設(shè)置到地面效應(yīng)飛行或進(jìn)一步爬升的位置。在靜態(tài)氣墊上的穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，前LAW的襟副翼4和平尾M設(shè)置到用于特定的地面效應(yīng)飛行或爬升高度的位置。由于LAW 1和5以及SSP 6的設(shè)置角足夠?qū)?，則不存在增大俯仰角來(lái)獲得高度的需要。因此，爬升在機(jī)身水平的姿態(tài)下進(jìn)行。必要的升力通過(guò)LAW襟副翼偏轉(zhuǎn)的相對(duì)角度和引擎功率設(shè)置實(shí)現(xiàn)。升降器用于保持機(jī)身水平。縱向平衡通過(guò)襟副翼8和平尾(全動(dòng)水平尾翼)24的不同的偏轉(zhuǎn)提供，這以類似于傳統(tǒng)飛機(jī)中的升降器調(diào)整片的控制方式來(lái)控制。在特定地面效應(yīng)飛行高度下一旦達(dá)到巡航速度，引擎就設(shè)置到相應(yīng)的功率水平。在完成縱向平衡后，結(jié)合進(jìn)行自穩(wěn)定和緩沖的系統(tǒng)。當(dāng)AAS和LAW襟副翼之間的所需角度在起飛之前預(yù)設(shè)置時(shí)，可能形成允許在接合 ADS的情況下起飛的設(shè)計(jì)。
安全高度或水平下的飛行可通過(guò)“飛機(jī)樣式”中應(yīng)用的飛行控制進(jìn)行，即通過(guò)升降器改變俯仰角，并且中心翼增升裝置設(shè)置到確保最大質(zhì)量的位置。圖6顯示了地面效應(yīng)飛行模式中的流線型推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)和重心41、根據(jù)高度40的焦點(diǎn)和根據(jù)攻角43的焦點(diǎn)的大概位置。從圖中清楚的是，僅前LAW 46的下表面與自由靠近氣流相互作用。通過(guò)圍繞后 LAff 5的流動(dòng)，具有高流動(dòng)角和厚度的動(dòng)態(tài)氣墊的空氣楔出現(xiàn)在中心翼25下方。這等同于在中心翼中增大翼型曲率，并且允許該設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)在更大的高度下有效飛行的操作。附加的低展弦比翼(ALAW) 16還有利于更大高度的地面效應(yīng)飛行。除了所形成的承重平面的展弦比方面的增大，其還防止空氣從在中心翼下方的高壓區(qū)域流動(dòng)到中心翼上方的低壓區(qū)域。在ALAW上，出現(xiàn)來(lái)自引起的渦流的附加升力，并且引起的阻力減小。這改善整個(gè)升力結(jié)構(gòu)的質(zhì)量。通過(guò)同時(shí)增大或減小前和后升力的大小進(jìn)行從水平飛行的爬升或下降，出于該目的，LAW襟副翼、外翼的升降副翼的偏轉(zhuǎn)角增大或減小，和/或設(shè)置更高(或更低)的引擎功率。已知在緊急情況下，WIG飛行器避免與障礙物碰撞的最有效的操縱是在垂直平面中的操縱，使WIG飛行器離開地面效應(yīng)區(qū)域，并且隨后返回到地面效應(yīng)區(qū)域。對(duì)于普通飛機(jī)類型的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，該操縱涉及俯仰角(攻角)的變化、平衡的擾動(dòng)和過(guò)渡期過(guò)程中駕駛困難。在較高速度和較大俯仰變化下，這可導(dǎo)致達(dá)到超臨界攻角和失去控制。因此，在這樣的情況下，需要非常高的駕駛技術(shù)。作為對(duì)照，通過(guò)根據(jù)本文提出的本發(fā)明的WIG飛行器的類似操縱在機(jī)身保持在水平姿態(tài)下進(jìn)行，所述水平姿態(tài)手動(dòng)或通過(guò)自動(dòng)駕駛保持。這樣做，所有中心翼LAW的襟副翼 (或LAW的襟副翼和外翼的襟翼)使用單個(gè)控制桿同時(shí)向下偏轉(zhuǎn)。當(dāng)進(jìn)行該操縱時(shí)，本文上面描述的用于自穩(wěn)定和阻尼的系統(tǒng)自動(dòng)脫離。由于所有這些作用以及由于飛行高度的增大，縱向平衡受到擾動(dòng)。出現(xiàn)的縱向力矩由升降器補(bǔ)償，并且平衡通過(guò)本文上述方法恢復(fù)。爬升的垂直速度將取決于速率和襟副翼的偏轉(zhuǎn)程度。動(dòng)力學(xué)爬升將在無(wú)需引擎功率增大的情況下實(shí)現(xiàn)。同時(shí)，不受推進(jìn)裝置吹動(dòng)的平面的攻角將關(guān)于垂直爬升速度成比例減小，并且關(guān)于垂直降落速度成比例增大。這具有減緩垂直速率中的突然變化的作用，這增大靠近地面的飛行安全性。當(dāng)達(dá)到動(dòng)力學(xué)爬升高度時(shí)，飛行器開始下降到可保持水平飛行的高度，具有提升表面的翼增升裝置的新位置。緊急情況下垂直操縱的另一個(gè)選擇可以是工程技術(shù)方案，其中一旦襟副翼偏轉(zhuǎn)超過(guò)一定梯度，引擎功率就自動(dòng)增大。這將能夠在動(dòng)力學(xué)爬升高度下繼續(xù)飛行。以本發(fā)明的實(shí)施例提出的并且為本領(lǐng)域當(dāng)前狀態(tài)的WIG飛行器的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)允許一些系統(tǒng)具有回轉(zhuǎn)穩(wěn)定能力，這將能夠通過(guò)接合保持零俯仰的自動(dòng)駕駛進(jìn)行緊急垂直操縱。在地面效應(yīng)飛行過(guò)程中，可在保持必要的轉(zhuǎn)動(dòng)角和相同的高度下進(jìn)行協(xié)調(diào)旋轉(zhuǎn) (沒有滑動(dòng))。從地面效應(yīng)模式著陸將通過(guò)逐漸減小引擎功率并且下降到最小可能(根據(jù)環(huán)境條件)飛行高度進(jìn)行。前緣襟翼(機(jī)身的鼻襟翼)、LAW的襟副翼、空氣動(dòng)力減速裝置和換向器隨速度減小成比例偏轉(zhuǎn)，隨后轉(zhuǎn)變?yōu)殪o態(tài)SAC運(yùn)動(dòng)模式。在SAC上的滑行或在地面(或水面)上著陸將通過(guò)最小或零地面速度進(jìn)行。從任何飛行高度著陸可通過(guò)急劇下降路徑進(jìn)行，達(dá)到以水平機(jī)身姿態(tài)打開降落傘降落。出于該目的，在當(dāng)前飛行高度下或下降過(guò)程中，施加足夠用于保持控制的最小引擎功率，并且LAW增升裝置偏轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)于在SAC上運(yùn)動(dòng)的位置中。WIG飛行器的姿態(tài)和下降路徑(垂直速率或地面速度)通過(guò)控制面的偏轉(zhuǎn)、LAW襟副翼的偏轉(zhuǎn)和引擎功率設(shè)置來(lái)調(diào)節(jié)。 垂直起飛和盤旋通過(guò)同時(shí)將推進(jìn)裝置的合成推進(jìn)力的矢量設(shè)置為垂直位置來(lái)進(jìn)行。為此， 其上安裝推進(jìn)裝置的LAW(或其部件)圍繞其橫軸運(yùn)動(dòng)，直到推進(jìn)力矢量處于垂直位置中， 之后，引擎設(shè)置成起飛功率。WIG飛行器的空中運(yùn)動(dòng)和穩(wěn)定使用LAW襟副翼、升降器和方向舵、推進(jìn)裝置的推進(jìn)矢量方向和推進(jìn)力的大小改變來(lái)進(jìn)行。圖(7-10)顯示了本文提出的本發(fā)明的變體。附圖顯示了通過(guò)沿縱向應(yīng)用單個(gè)結(jié)構(gòu)基組和單個(gè)推進(jìn)裝置的WIG飛行器的一些可能實(shí)施例的一般布置方式。圖ll(a-c)顯示了首先在圖7顯示的輕型多功能A型WIG飛行器的三種視圖。窗口顯示在圖9(a-c)上。駕駛員座艙和乘客艙結(jié)構(gòu)47安裝在前LAW上，并且易于通過(guò)側(cè)門 48(或艙口 )進(jìn)出來(lái)登機(jī)或離開。窗口 49在上半球形部分中提供無(wú)遮擋區(qū)域。APF浮體例如可以可充氣氣球50的形式形成。圖12 (a-c)顯示了首先顯示在圖8上的輕型多功能B和C型WIG飛行器的三種視圖，這通過(guò)將外翼19添加到圖7上所示的WIG飛行器形成。作為這樣的結(jié)構(gòu)的實(shí)施例，彼此靠近設(shè)置的具有較小直徑的環(huán)的兩個(gè)SSP可替代一個(gè)SSP 6來(lái)應(yīng)用。這將增大LAW的跨度(質(zhì)量提高)，并且降低推進(jìn)力施加點(diǎn)的高度。圖13(a_c)顯示了首先顯示在圖9上示出的A型巡邏WIG飛行器的三種視圖，其旨在由邊境/海岸守衛(wèi)、海關(guān)、漁業(yè)巡護(hù)和其他服務(wù)機(jī)構(gòu)使用。為了在減小的引擎功率下和減小的地面壓力下提高水陸兩用性、地面運(yùn)動(dòng)性能，APF浮體可例如以多軸帶輪起落裝置形式制成。輪以具有小相對(duì)輪轂直徑并且外側(cè)上覆蓋有整流罩52的輕型低壓輪胎51的形式制成。通過(guò)遠(yuǎn)程控制的自動(dòng)炮塔53安裝在駕駛員座艙屋頂上。入口門(艙蓋)48布置在駕駛艙47的后壁上，并且另外的(緊急)艙蓋M設(shè)置在每一側(cè)上。駕駛艙可以是裝甲的。 機(jī)身陽(yáng)以具有側(cè)壁的船體形式形成。在通道56的尾部安裝有尾板57，其為阻尼設(shè)計(jì)。艉鰭58的龍骨和APF浮體10以水橇59的形式實(shí)施，并且位于相同的平面中。圖14和圖15顯示了圖8和圖9上首先示出的WIG飛行器的推進(jìn)和提升結(jié)構(gòu)、增升裝置處于靜態(tài)氣墊操作模式位置中的一般布置方式的底面視圖。圖16 (a-c)顯示了圖10上首先示出的B和C型WIG飛行器的三個(gè)視圖。在該結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，可構(gòu)造通用的和特定用途的WIG飛行器。重量類型從輕型(最小0.5噸)到中型(50-100噸)。機(jī)身55可以具有平直龍骨、流暢或?qū)Я黥忽捫途€的船身形式制成。船身的艏柱可以設(shè)置在前LAW的前面或者后面。當(dāng)飛機(jī)在地面上時(shí)，以水橇59的形式制成的船身龍骨可用作支撐表面，并且可與APF的支撐表面位于相同平面中。所有支撐表面可由耐久性低摩擦材料制成，具有減震性。通道56裝配有鼻襟翼60和尾板57。艉鰭龍骨58線具有在第二和后序LAW的靜-動(dòng)氣墊的長(zhǎng)度范圍內(nèi)的向上傾斜部分61。向上傾斜部分61用作空氣管道，當(dāng)靜態(tài)氣墊形成時(shí)，過(guò)大的壓力通過(guò)所述管道傳送到通道56。在兩鰭片尾部裝置沈的鰭片之間設(shè)置乘客/貨物門62。圖16(d_e)顯示了首先在圖10上顯示的WIG飛行器的具有元件標(biāo)示的一般布置方式。底面視圖顯示了處于用于靜態(tài)氣墊操作模式位置中的翼增升裝置。圖17顯示了具有兩個(gè)結(jié)構(gòu)基組(BSG)和兩個(gè)推進(jìn)裝置的推進(jìn)結(jié)構(gòu)(PS)在RH側(cè)的一般布置方式。機(jī)身和附加的翼未示出。增升裝置處于巡航飛行結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)用于垂直起飛操作。另外，所述附圖顯示了沿縱向的BSG的可能結(jié)構(gòu)。沿橫向具有一個(gè)或多個(gè) BSG的結(jié)構(gòu)也是可能的。因而，可構(gòu)造用于超重型WIG飛行器的推進(jìn)結(jié)構(gòu)。在圖17上所示的結(jié)構(gòu)中，第二和第三LAW制造成相同。每一個(gè)包括三個(gè)部分具有推進(jìn)裝置63的可動(dòng)部分、固定部分64和襟副翼8。圖18顯示了首先在圖17上顯示的PS的增升裝置，其設(shè)置在用于垂直起飛/著陸的位置。圖19顯示了首先在圖17上顯示的PS的處于地面效應(yīng)操作模式中的流線型布置方式。圖20顯示了首先在圖17上顯示的垂直起飛模式的流線型布置方式。圖21顯示了首先在圖17上顯示的處于靜態(tài)氣墊操作模式的流線型布置方式。圖22顯示了具有圖17所示的推進(jìn)結(jié)構(gòu)的中型或重型WIG飛行器的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu) (2X2)的B型和C型的一般布置方式。在該空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)中，機(jī)身下表面(底部)65以具有鼻襟翼60和尾板66的平直提升表面的形式制成前LAW的下表面的延伸部。尾板65與后 LAff 8的升降副翼一起構(gòu)成SAC的后圍，并且在飛行中縮在與底部平齊的收藏位置中。WIG 飛行器的浮動(dòng)通過(guò)以剛性流線型滑動(dòng)半船體67的形式制成的APF浮體確保。圖23是顯示首先在圖22上顯示的WIG飛行器的一般布置方式的底面視圖。增升裝置處于巡航飛行結(jié)構(gòu)。圖M(a-c)顯示了首先在圖22上顯示的WIG的三個(gè)視圖。前視圖(圖M(c))顯示了當(dāng)外翼升高到系泊位置時(shí)外翼的軌跡和位置。用于SAC的增升裝置的位置顯示在圖25 上。一般布置方式的底面視圖顯示在圖沈上。圖27顯示了用于中型或重型WIG飛行器的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)實(shí)施例的一般布置方式， 其中兩個(gè)主機(jī)身55用作空氣動(dòng)力板狀浮體。在該結(jié)構(gòu)中，實(shí)施三點(diǎn)支撐結(jié)構(gòu)。SSP的數(shù)量可相當(dāng)大。SSP可單獨(dú)設(shè)置或成組設(shè)置在三角形側(cè)邊或以拋物線狀設(shè)置。通過(guò)該布置方式， 來(lái)自SSP的滑流(噴流)將在共用中心翼下方形成圓頂形動(dòng)態(tài)氣墊。在水平面中，這樣的氣墊的邊界線68可以是頂部朝向后的三角形、階梯三角形或拋物線形狀。這等同于其下形成動(dòng)態(tài)氣墊的承載平面的后邊緣前掠。尾部邊緣的這樣的形狀已知用于提高地面效應(yīng)操作模式中低展弦比的連續(xù)單翼的縱向穩(wěn)定性。因此，圖27上顯示的WIG飛行器空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)提供了來(lái)自動(dòng)態(tài)氣墊的縱向穩(wěn)定性的附加分量。圖27上所示的結(jié)構(gòu)的另一個(gè)實(shí)施例是在頂部指向前方的三角形每一側(cè)邊的SSP的布置方式。在該情況下，將在水平平面中形成邊與中心翼的前邊緣和機(jī)身內(nèi)壁重合的直角三角形形狀的兩個(gè)動(dòng)態(tài)氣墊。該結(jié)構(gòu)的區(qū)別特征是機(jī)身的直線側(cè)部和外部升高到系泊位置時(shí)使用的護(hù)舷木69。這能夠使用現(xiàn)有端口作為WIG 飛行器運(yùn)輸網(wǎng)絡(luò)中的中心。系泊操作和乘客以及貨物的處置相當(dāng)簡(jiǎn)化，并且更重要的是，這些操作的安全性提高。而且，ALAW 16的上表面70用作方便的甲板。圖觀(『(3)顯示了首先在圖27上顯示的WIG飛行器的三個(gè)視圖。
圖^(d)是顯示動(dòng)態(tài)氣墊的近似邊界線68的底面視圖。用于巡航模式和SAC模式的增升裝置的位置顯示在圖四和圖30上。圖31、圖32和圖33(a_c)顯示了未驅(qū)動(dòng)模式的空氣動(dòng)力結(jié)構(gòu)，其中體現(xiàn)了用于本發(fā)明的概念性方案。在獲得所要求保護(hù)的結(jié)果的情況下，所述方法的詳細(xì)公開內(nèi)容和用于實(shí)現(xiàn)所述方法的翼地效應(yīng)飛行器結(jié)構(gòu)的實(shí)施例充分用于本文中提出的本發(fā)明在工廠中的應(yīng)用。參考文獻(xiàn)1. N. Belavin "ffing-in-ground effect craft. “Leningrad, Sudostroenije, 1968.2. Α. I Maskalik et al,"WIG Craft-transports of the XXI Century"St. Pb., Sudostroenije,2005.3. RU Patent 20768164. US Patent 31905825. RU Patent 21859795. US Patent 32442466. US Patent 39087837. US Patent 53357428. K. G. Udalov et al，‘‘VVA—14 Airplane，，，Moscow, 1994.9.Tekhnika Molodyozhi Magazine, No. 8,2005, Russia, pages 29-32.10. RU Patent 209921711. "EkranopIani Ukraini，，,‘‘Awiatsija obschego nasnatschenija，，Magazine No. 5，2000，Ukraine.12. RU Patent 222467113. Kornev,《COMPLEX NUMERICAL MODELING OF DYNAMICS AND CRASHES OF WING-1N-GROUND VEHICLES》41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,6-9 January 2003, Reno, Nevada.14. RU Patent 201846515. RU Patent 20972216. RU Patent 222467117. RU Patent 210228718. RU Patent 217408019. RU Patent 205390320. RU Patent 2127220221. Certificate of Authorship SU 151117022. RU Patent 213921223. RU Patent 218597924. RU Patent 225425025. US Patent 615854026. I. V. Ostoslavsky,V. R. Matveyev,works of the Central AerohydrodynamicsInstitute (TsAGI) named after Prof. N. Ε. Zhukovsky. Issue 248. Moscow,193527. US Patent 684865028. SU Patent 178676829. patent RU 2254250 C2 B 60V 1/08.本發(fā)明附圖中的位置和附圖標(biāo)記列表1-前低展弦比機(jī)翼(LAW)；2-前緣襟翼；3-LAW上表面的半環(huán)形部分；4-前LAW的襟副翼；5-后和后序低展弦比機(jī)翼(LAW)；6-具有保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器(SSP)；7-引擎；8-后(后序)LAff的襟副翼；9-LAW的翼端面10-翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(APF)；11-用于靜態(tài)氣墊(SAC)的空腔；12-用于動(dòng)態(tài)氣墊(DAC)的空腔；13-用于靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊(SDAC)的空腔；14-翼端空氣動(dòng)力板狀浮體的內(nèi)表面；15-翼端空氣動(dòng)力板狀浮體的上邊緣；16-附加的低展弦比機(jī)翼(ALAW)；17-前邊緣升降器(升降副翼)；18-鼻升降器(升降副翼)；19-夕卜翼20-輔助翼21-副翼22-外翼的升降副翼23-擾流器24-平尾(全動(dòng)水平尾翼)25-中心翼(CW)26-兩鰭片(四鰭片)垂直尾部；27-方向舵；28-推進(jìn)矢量控制平面；29-ASP 環(huán)；30-前LAW的上表面；31-后(后序)LAW的前邊緣；32-前LAW襟副翼的前邊緣；33-后LAW的下表面；34-空氣管道；
35-來(lái)自帶保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器(SSP)的下半部分的滑流(噴流)；36-推拉控制連桿；37-LAW襟副翼的平面和攻角傳感器(AAS)的平面之間的設(shè)置角；38-前升力；39-后升力；40-根據(jù)高度的焦點(diǎn)；41-重心；42-焦點(diǎn)之間的中點(diǎn)；43-根據(jù)攻角的焦點(diǎn)；44-來(lái)自SSP上半部的滑流(噴流)；45-SSP 吸入氣流；46-前LAW的下表面；47-駕駛艙；48-入口門(艙蓋)；49-駕駛艙和乘客艙的窗口 ；50-可充氣浮體；51-低壓輪胎；52-空氣動(dòng)力整流罩；53-自動(dòng)炮塔；54-緊急(附加)艙蓋；55-機(jī)身；56-通道；57-尾板；58-艉鰭；59- 7jC橇；60-機(jī)身的鼻襟翼；61-艉鰭龍骨線型的向上傾斜部分；62-貨物/乘客門；63-LAW的具有推進(jìn)裝置的旋轉(zhuǎn)部分；64-LAW的固定部分；65-機(jī)身下表面(底部)；66-艉翼板；67-浮體-剛性半艙體；68-動(dòng)態(tài)氣墊的近似邊界線；69-護(hù)舷木；70-附加LAW的上表面-甲板；Y-升力；Y1-前升力；Y2-后升力；
Δ Y-升力增量；
G-重力(質(zhì)量)；
P-推進(jìn)裝置的推進(jìn)力；
Pv-推進(jìn)力的垂直分量；
Ph-推進(jìn)力的水平分量；
M-恢復(fù)力矩
權(quán)利要求
1.一種用于使翼地效應(yīng)飛行器(WIG飛行器)的空氣動(dòng)力和貨物運(yùn)載特性綜合提高的方法，包括在承載低展弦比機(jī)翼(LAW)和支撐表面之間使用高氣壓區(qū)，并且還通過(guò)來(lái)自 LAW上表面的吹出(吸入)流產(chǎn)生所需升力(LF)，和使用推進(jìn)裝置、俯仰、旋轉(zhuǎn)和航偏控制產(chǎn)生前進(jìn)運(yùn)動(dòng)，特征在于，依靠升力的大小和攻角上的低展弦比機(jī)翼的焦點(diǎn)的位置，并且通過(guò)沿縱向產(chǎn)生至少兩個(gè)升力產(chǎn)生局部區(qū)域來(lái)改變飛行的高度，所述局部區(qū)域即前區(qū)域(38) 和后區(qū)域(39)，其位于縱軸上的施加點(diǎn)因此在重心(CG)的前面和后面；通過(guò)使用至少兩個(gè)LAW，即具有前緣襟翼O)、上表面(3)的半環(huán)形部分和襟副翼(4)的前LAW(I)和具有帶保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器(SSP) (6)、引擎(7)和襟副翼(8)的后LAW(5)，和與LAW(9)的翼端表面結(jié)合的空氣動(dòng)力盤狀浮體(APF) (10)，對(duì)于圍繞其形成的不同條件的氣流流動(dòng)，在LAW 下方形成靜態(tài)(S) (11)、動(dòng)態(tài)(D) (12)和靜態(tài)-動(dòng)態(tài)(SD) (13)氣墊(AC)；并且產(chǎn)生具有WIG 飛行器上方沿縱向減小的不規(guī)則性的低氣壓區(qū)域，前和后升力相對(duì)于重心Gl)的力矩相互補(bǔ)償，根據(jù)高度GO)的焦點(diǎn)的位置在重心Gl)之前，根據(jù)攻角的焦點(diǎn)的位置在重心Gl)之后，重心Gl)設(shè)置在根據(jù)高度的焦點(diǎn)和所述焦點(diǎn)之間的中點(diǎn)0 之間，由于該目的，允許不受擾動(dòng)的自由接近空氣與前LAW06)的下表面的自然的相互作用，同時(shí)通過(guò)使用推進(jìn)裝置在其整個(gè)跨度上的吸氣層減小所述空氣與其上表面(30)的相互作用，通過(guò)使用推進(jìn)裝置(6)在其整個(gè)跨度上吹其表面防止所述空氣與后(下一個(gè))LAW的下(33)和上表面的相互作用，并且通過(guò)改變LAW襟副翼的偏轉(zhuǎn)角和/或推進(jìn)裝置功率設(shè)置來(lái)控制前和后升力的大小，通過(guò)自動(dòng)改變以作為強(qiáng)負(fù)反饋的攻角的函數(shù)的前升力大小使得飛行更加穩(wěn)定并且抑制了俯仰波動(dòng)，所述改變通過(guò)動(dòng)態(tài)控制前LAW襟副翼的位置實(shí)現(xiàn)，來(lái)自攻角傳感器綱的控制輸入被傳送到其致動(dòng)裝置，推進(jìn)裝置用于產(chǎn)生前進(jìn)運(yùn)動(dòng)、吹和吸來(lái)自承載飛機(jī)上表面的氣流、通過(guò)使用靜態(tài)和動(dòng)態(tài)氣墊中的過(guò)大的壓力從WIG飛行器去除重量載荷，和通過(guò)使用推進(jìn)力的垂直分量另外去除重量載荷，并且由于“巴提尼效應(yīng)”和經(jīng)過(guò)所述推進(jìn)裝置的流動(dòng)速度的增大確保附加的可控性和附加的推進(jìn)力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，特征在于，通過(guò)以正反饋形式根據(jù)俯仰角的函數(shù)自動(dòng)變化后升力(39)大小，使飛行附加穩(wěn)定，并且抑制俯仰波動(dòng)，使用后LAW襟副翼的位置的動(dòng)態(tài)控制來(lái)影響所述變化，來(lái)自攻角傳感器的控制輸入被傳送到致動(dòng)裝置。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，特征在于，WIG飛行器通過(guò)在LAW上表面上產(chǎn)生局部低氣壓區(qū)域來(lái)提供附加的升力，出于所述目的，一個(gè)或多個(gè)擾流器從前LAWO;3)的上前邊緣部分開始安裝，所述擾流器在巡航飛行過(guò)程中縮回到與LAW表面平齊的收藏位置中。
4.根據(jù)權(quán)利要求1和3所述的方法，特征在于，利用在SSP(29)的環(huán)的內(nèi)表面上的邊界層的噴射，WIG飛行器從LAW的上表面上的邊界層，包括從位于擾流器下方的表面區(qū)域的附加吸氣，來(lái)提供附加的升力。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，特征在于，WIG飛行器在所有運(yùn)動(dòng)模式中提供附加升力，并且，通過(guò)減小側(cè)部空氣溢流和通過(guò)利用導(dǎo)致渦流的側(cè)部動(dòng)能來(lái)減小引起的拖拽力，出于所述目的，通過(guò)在翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(APF) (15)的上邊緣上安裝附加低展弦比機(jī)翼 (ALAff) (16)來(lái)增大LAW跨度，在WIG飛行器上方沿縱向產(chǎn)生具有減小的不規(guī)則性的低氣壓空間區(qū)域。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，特征在于，提高WIG飛行器的縱向和橫向可控性，出于所述目的，鼻升降器(17)(或鼻升降副翼)或鼻升降器(17)(或鼻升降副翼)和尾升降器(18)(或尾升降副翼)安裝在ALAW上。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，特征在于，通過(guò)自動(dòng)產(chǎn)生施加點(diǎn)位于WIG飛行器尾部區(qū)域中的空氣動(dòng)力力矩，使所述飛行更加穩(wěn)定，并且額外抑制俯仰波動(dòng)，出于所述目的，平尾(全動(dòng)水平尾翼)04)安裝在所述后(最后)LAW的襟副翼上方，在SSP滑流的邊界內(nèi)， 來(lái)自攻角的、直接與攻角變化的度數(shù)成比例的控制輸入被傳送到致動(dòng)裝置上。
8.根據(jù)權(quán)利要求5和6所述的方法，特征在于，WIG飛行器提供多模式操作能力，附加的縱向和橫向穩(wěn)定性和可控性，出于所述目的，ALAW的尾部以高展弦比平面，即外翼(19) 的形式實(shí)現(xiàn)，所述外翼(19)設(shè)置有輔助翼(20)、副翼(21)和襟翼(或升降副翼)(22)，所述外翼和ALAW的合成壓力中心的投影位于所述重心和所述后LAW的尾部邊緣之間的縱軸上。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，特征在于，通過(guò)直接向上運(yùn)動(dòng)SSP推力矢量和將SSP滑流(噴流)直立向下導(dǎo)向到WIG飛行器下方的能力，使WIG飛行器具有垂直起飛和盤旋模式的附加功能，出于所述目的，其上安裝有推進(jìn)裝置的LAW或其部分(63)圍繞其橫軸運(yùn)動(dòng)， LAff襟副翼被偏轉(zhuǎn)到豎直向下位置，并且擾流器偏轉(zhuǎn)到起飛位置。
10.一種翼地效應(yīng)飛行器，其中體現(xiàn)根據(jù)權(quán)利要求1到9的所述方法，該飛行器包括機(jī)身，至少一個(gè)推進(jìn)裝置，具有翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(APF)的承載低展弦比機(jī)翼(LAW)，可縮回的前和后靜態(tài)氣墊外圍，和穩(wěn)定及控制裝置，特征在于，所述承載低展弦比機(jī)翼以低展弦比中心翼(CW，25)的形式實(shí)現(xiàn)，其沿縱向包括至少兩個(gè)LAW，即具有前緣襟翼和襟副翼的前LAW⑴和具有襟副翼的后LAW(5)，LAW翼端表面(9)與翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(APF) 結(jié)合，翼端空氣動(dòng)力板狀浮體(15)的上邊緣定位在高于LAW的上表面，通過(guò)在LAW上方的低氣壓，形成縱向空氣導(dǎo)管，并且形成下面所列在CW下方，在其在水平平面上投影的邊界內(nèi)-靜態(tài)氣墊(SAC，11)空腔；在前LAW下面-動(dòng)態(tài)氣墊(DAC，12)空腔；在后(和后序)LAW 下面-用于靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊(SDAC，13)的空腔，它們的外圍包括浮體(14)的內(nèi)表面、機(jī)身 (65)的側(cè)面和/或下表面和LAW的襟副翼，用于控制前LAW襟副翼的系統(tǒng)被設(shè)計(jì)成能夠使用其自身控制桿和通過(guò)自動(dòng)縱向穩(wěn)定和阻尼通道由攻角傳感器綱平行控制偏轉(zhuǎn)，所述阻尼通道設(shè)計(jì)成包括用來(lái)控制襟副翼的中間位置(根據(jù)轉(zhuǎn)動(dòng))的平面和AAS中間位置的平面之間的角度(37)的子系統(tǒng)，所述中心翼的LAW通過(guò)設(shè)置攻角，并且通過(guò)覆蓋(重疊)在水平面中來(lái)安裝，所述后(后序)翼(后序翼)的前邊緣(31)設(shè)置在前翼的襟副翼的前邊緣 (32)上方，因而形成空氣導(dǎo)管(34)，來(lái)自帶保護(hù)罩的螺旋推進(jìn)器(SSP)的下半部分的滑流 (35)穿過(guò)所述導(dǎo)管(34)，安裝在所述后部(后序)LAW(5)的前邊緣(31)上的環(huán)Q9)導(dǎo)向到用于氣墊的空腔中，并且引擎(7)緊隨SSP安裝在LAW(5)的內(nèi)容積中，LAW(5)的跨度等于、小于或大于SSP環(huán)09)的內(nèi)徑，并且前LAW(I)的跨度可超過(guò)所述環(huán)的外徑，所述環(huán)的內(nèi)和外表面平滑地結(jié)合到APF的內(nèi)側(cè)表面和上邊緣表面，機(jī)身的側(cè)面和上表面以及前(以前的)LAW的上表面，在其上形成半環(huán)形C3)表面區(qū)域，所述半環(huán)形C3)表面區(qū)域以直線母線展開到LAW的上表面(30)中，因而形成包括前LAW、SSP、引擎和后LAW的單個(gè)結(jié)構(gòu)基組， 其與APF (或與APF和機(jī)身側(cè)部，或與機(jī)身側(cè)部)、附加的LAW和外翼結(jié)合，構(gòu)成WIG飛行器的推進(jìn)運(yùn)載系統(tǒng)。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述前LAW的弦長(zhǎng)為中心翼的等同弦長(zhǎng)的0. 2到0. 65倍，所述中心翼的等同弦長(zhǎng)為從前LAW(I)的前邊緣到后LAW(5)的后邊緣的距離。
12.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述中心翼配備有安裝在其襟副翼上方SSP滑流邊界內(nèi)的平尾(全動(dòng)水平尾翼)(M)，所述平尾提供縱向平衡、空氣動(dòng)力減速和在滑行、起飛及著陸過(guò)程中的換向，在巡航模式中，其用作用于縱向穩(wěn)定和抑制俯仰波動(dòng)的系統(tǒng)的操作元件。
13.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述前LAW(I)的設(shè)置角等于地面效應(yīng)飛行的巡航高度設(shè)計(jì)范圍所應(yīng)用的翼型的平均最佳攻角，經(jīng)受來(lái)自其上表面的吸氣氣流和邊界層的作用。
14.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述前LAW(I)的襟副翼為翼縫式，并且旋轉(zhuǎn)軸設(shè)置在其弦長(zhǎng)的5-30%內(nèi)。
15.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述前LAW(I)的襟副翼具有比前LAW(I)的跨度小5-30%的跨度。
16.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述第二和后序LAW(5)的前邊緣布置在平行于航空器主平面的平面中，并且其幾何形狀參數(shù)和設(shè)置角可以相同或不同。
17.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，LAff的前邊緣布置成階梯式， 下一個(gè)設(shè)置成高于前面的一個(gè)，在其后序翼的弦長(zhǎng)和其設(shè)置角中分別增大。
18.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，對(duì)應(yīng)于飛行設(shè)計(jì)模式的處于中間位置的襟副翼⑷和⑶的尾部邊緣可位于相同的水平面中或不同的水平面中，并且其相互定位由特定WIG飛行器的性能要求確定。
19.根據(jù)權(quán)利要求10-18的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述鼻升降器(17)設(shè)置在前 LAW的前面的未受擾動(dòng)的氣流中，并且安裝在APF (10)的內(nèi)表面(14)上，或在APF和機(jī)身的內(nèi)表面之間的每一側(cè)上，在主平面上方的升降器的位置的高度大于升降器的平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)。
20.根據(jù)權(quán)利要求19所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述鼻升降器(17)用作用于前LAW的襟副翼(4)的AAS，并且通過(guò)推拉機(jī)構(gòu)(或電或液壓或混合式)控制連桿與其連接， 所述控制連桿為允許能夠遙控改變?cè)谏灯骱徒蟾币淼钠矫嬷g設(shè)置角，并且能夠使其完全分離。
21.根據(jù)權(quán)利要求10-18所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述鼻升降器(17)用作用于中心翼平尾04)的AAS，并且通過(guò)推拉機(jī)構(gòu)(或電或液壓或混合式)控制連桿與其連接。
22.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，用于控制后LAW(5)的襟副翼 (8)的系統(tǒng)被設(shè)計(jì)成允許能夠通過(guò)控制桿和通過(guò)在用于自動(dòng)縱向穩(wěn)定和阻尼的附加控制通道上方的尾部攻角傳感器綱進(jìn)行平行控制，所述通道設(shè)計(jì)成包括用于控制襟副翼中間位置(根據(jù)轉(zhuǎn)動(dòng))的平面和AAS中間位置的平面之間的角度(37)的子系統(tǒng)。
23.根據(jù)權(quán)利要求22所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，尾部升降器(18)用作用于后 LAW的襟副翼(8)的AAS，并且通過(guò)推拉機(jī)構(gòu)(或電或液壓或混合式)控制連桿與其連接， 所述控制連桿為允許能夠遙控改變升降器和襟副翼平面之間的設(shè)置角，并且允許其能夠完全分離的設(shè)計(jì)。
24.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，其包括兩個(gè)結(jié)構(gòu)基組，兩個(gè) APF和機(jī)身(55)，所述機(jī)身(5 被制成由具有空氣動(dòng)力翼型形式的縱向部分，具有乘客艙 (49)的側(cè)窗口、入口門(48)、緊急艙蓋(54)和兩鰭式垂直尾( )，所述兩鰭式垂直尾的鰭之間設(shè)置乘客-貨物門。
25.根據(jù)權(quán)利要求M所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，CW設(shè)置在兩個(gè)主機(jī)身之間，并且沿橫向包括至少三個(gè)結(jié)構(gòu)基組，在每一個(gè)結(jié)構(gòu)基組至少三個(gè)推進(jìn)器安裝在后LAW的前邊緣上，中間基組的前LAW的弦長(zhǎng)大于或小于側(cè)基組的前LAW的弦長(zhǎng)，布置在推進(jìn)力和升力的三點(diǎn)結(jié)構(gòu)的水平面中。
26.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，SW沿縱向和橫向包括兩個(gè)結(jié)構(gòu)基組，每一個(gè)之前的組的后LAW為接下來(lái)的組的最后的LAW。
27.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，機(jī)身下部以具有扁平龍骨的、 滑行的或艉鰭式線條的船體形式設(shè)計(jì)，其船體的艏柱可布置在前LAW前面或后面，船體或艉鰭的龍骨可在飛機(jī)在地面上時(shí)用作支撐面，并且位于與APF的支撐面相同的平面中，所有支撐面以水橇(59)形式由耐久性低摩擦材料制成，用于阻尼，并且艉鰭龍骨線條在第二和后序LAW的靜態(tài)-動(dòng)態(tài)氣墊長(zhǎng)度范圍內(nèi)具有向上傾斜部分(61)，所述通道的鼻部設(shè)置有鼻襟翼。
28.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，機(jī)身底部以具有鼻襟翼(60) 和尾板(66)的平直承載表面的形式設(shè)計(jì)為前LAW的下表面的延續(xù)部分，所述尾板(66)與后LAW(8)的襟副翼一起形成SAC的后圍，并且在飛行過(guò)程中縮回在與底部平齊的收藏位置中，WIG飛行器的浮動(dòng)通過(guò)以剛性流線型滑行半船體(67)或可充氣氣球(50)的形式實(shí)現(xiàn)的APF浮體確保。
29.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，附加的LAW(16)和外翼(19) 具有正設(shè)置攻角，其合成壓力中心在縱軸上的投影位于重心和中心翼后邊緣之間。
30.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述浮體的下表面代表多軸帶輪起落裝置，其包括成排(51)布置的輕型低壓輪胎，每一側(cè)的大部分輪胎在外側(cè)上在整個(gè)高度上覆蓋有共用空氣動(dòng)力整流罩(52)。
31.根據(jù)權(quán)利要求10-31所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，LH側(cè)的推進(jìn)器和RHSSP 沿相反方向旋轉(zhuǎn)，或裝配有具有反向旋轉(zhuǎn)的對(duì)齊排列的推進(jìn)器。
32.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，LAW裝配有一個(gè)或多個(gè)擾流器 (23)，其從前LAW的上前邊緣部分開始樞轉(zhuǎn)安裝。
33.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述系統(tǒng)的用于邊界層吸氣的入口(孔或槽)設(shè)置在LAW的上表面上，所述入口通過(guò)管線與設(shè)置在SSP環(huán)09)的內(nèi)表面上的孔連通。
34.根據(jù)權(quán)利要求10所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，中心翼增升裝置的用于俯仰控制的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)用于使同時(shí)增大或減小LAW襟副翼的偏轉(zhuǎn)角成為可能，通過(guò)單獨(dú)或聯(lián)合調(diào)節(jié)其偏轉(zhuǎn)角來(lái)進(jìn)行縱向平衡。
35.根據(jù)權(quán)利要求34所述的翼地效應(yīng)，特征在于，在巡航操作模式中，當(dāng)超過(guò)LAW升降副翼的一定的向下偏轉(zhuǎn)速率時(shí)，引擎功率設(shè)置與偏轉(zhuǎn)角成比例地自動(dòng)增大。
36.根據(jù)權(quán)利要求10-35所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，在每一個(gè)SSP前面，在其圓盤界限內(nèi)，水平安裝推進(jìn)矢量控制平面( )，其具有翼型部分，并且以格柵形式擺動(dòng)安裝， 以使其尾部邊緣位于平行于環(huán)09)的前邊緣平面的平面中。
37.根據(jù)權(quán)利要求10-36所述的翼地效應(yīng)飛行器，特征在于，所述中心翼的LAW或 LAff (63)的其上安裝SSP的部分被安裝成、被設(shè)計(jì)成圍繞其橫軸運(yùn)動(dòng)，直到推進(jìn)矢量的垂直位置。
38.一種飛行方法，其中應(yīng)用和體現(xiàn)根據(jù)權(quán)利要求1-9所述的方法和根據(jù)權(quán)利要求 10-37所述的WIG飛行器，所述方法包括改變升力、來(lái)自用于控制俯仰、旋轉(zhuǎn)和偏航的控制元件的力和推進(jìn)器推進(jìn)力，其特征在于，為了在設(shè)計(jì)用于WIG飛行操作高度下提高飛行安全程度，飛行和操縱的所有階段在對(duì)應(yīng)于機(jī)身水平姿態(tài)的等于零的恒定俯仰角下進(jìn)行，所述機(jī)身的水平姿態(tài)通過(guò)WIG飛行器縱向平衡來(lái)保持，所述縱向平衡通過(guò)由LAW襟副翼偏轉(zhuǎn)角的相應(yīng)變化和/或引擎功率設(shè)置的變化改變后升力的大小(或通過(guò)前升力和后升力的大小的同時(shí)反向變化)實(shí)現(xiàn)，其中，首先，在特定高度下通過(guò)后LAW的襟副翼或平尾(全動(dòng)水平尾翼M24)偏轉(zhuǎn)到所需角度進(jìn)行平衡，然后將AAS和襟副翼之間的合成角度設(shè)置在用于自穩(wěn)定并且阻尼“AAS-后LAW襟副翼”的系統(tǒng)中，飛行高度通過(guò)將LAW襟副翼偏轉(zhuǎn)到相應(yīng)角度，并且通過(guò)選擇引擎功率設(shè)置來(lái)設(shè)定，并且為了該高度的穩(wěn)定，將AAS平面和襟副翼平面之間的合成角度設(shè)置在縱向穩(wěn)定和阻尼“AAS-前LAW襟副翼”的通道中，通過(guò)LAW增升裝置在對(duì)應(yīng)于SAC上的運(yùn)動(dòng)和起飛引擎功率的位置中進(jìn)行SAC上的微垂直起飛和前進(jìn)運(yùn)動(dòng)， 并且當(dāng)WIG飛行器加速到巡航速度時(shí)，LAW增升裝置逐漸縮回到進(jìn)行爬升或者水平飛行的位置中，并且通過(guò)同時(shí)增大或減小前和后升力大小，從水平飛行進(jìn)行爬升或下降，出于所述目的，LAW襟副翼和外翼升降副翼的偏轉(zhuǎn)角同時(shí)增大或減小，和/或引擎功率設(shè)置增大(減小)，并且在以地面效應(yīng)模式飛行過(guò)程中，通過(guò)必要旋轉(zhuǎn)并且保持在當(dāng)前高度下，進(jìn)行協(xié)同旋轉(zhuǎn)(沒有滑行)，并且通過(guò)逐漸減小引擎功率，并且WIG飛行器下降到最小可能(根據(jù)環(huán)境條件)飛行高度，從地面效應(yīng)飛行進(jìn)行著陸，并且與鼻襟翼的減速成比例地偏轉(zhuǎn)LAW襟副翼、空氣動(dòng)力減速和反向裝置，WIG飛行器設(shè)置在SAC運(yùn)動(dòng)模式，在最小或零地面速度下進(jìn)行在SAC上滑行或著陸(水著陸)，使用急轉(zhuǎn)直下的下降路徑從任何高度進(jìn)行著陸，直到以機(jī)身水平姿態(tài)打開降落傘，出于所述目的，在當(dāng)前飛行高度下或在下降過(guò)程中，將設(shè)置最小引擎功率，使其足夠支持控制能力，LAW增升裝置偏轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)于SAC上的運(yùn)動(dòng)的位置，并且 WIG飛行器姿態(tài)和下降路徑(垂直速度和地面速度)使用LAW襟副翼的控制、偏轉(zhuǎn)和引擎功率設(shè)置來(lái)調(diào)節(jié)，垂直起飛或盤旋通過(guò)同時(shí)通過(guò)將推進(jìn)裝置的推進(jìn)合成力矢量設(shè)置在垂直位置來(lái)操作，出于所述目的，其上安裝推進(jìn)裝置的LAW (或其部分)圍繞其橫軸旋轉(zhuǎn)，直到推進(jìn)力的垂直位置，并且引擎設(shè)置到起飛功率，WIG飛行器的空間運(yùn)動(dòng)和穩(wěn)定性通過(guò)使用LAW襟副翼、升降器和方向舵改變推進(jìn)裝置推進(jìn)力的方向和大小進(jìn)行，并且在安全高度下，飛行以 “普通飛機(jī)樣式”實(shí)現(xiàn)，即攻角受升降器控制，LAW襟副翼設(shè)置到對(duì)應(yīng)于最大空氣動(dòng)力質(zhì)量的位置。
全文摘要
本發(fā)明涉及具有(靜態(tài)和動(dòng)態(tài))排氣的飛行和運(yùn)輸裝置，具體地，涉及A、B和C型自穩(wěn)定翼地效應(yīng)飛行器。獲得如下技術(shù)效果提高飛行安全性和操縱安全性，提高承重能力和地面效應(yīng)模式下的飛行高度，減小尺寸，改善起飛和著陸特性以及水陸兩用特性和經(jīng)濟(jì)效率，提高功能性和更大范圍的操作定位，并且更易于使用和維護(hù)。該效果通過(guò)同時(shí)應(yīng)用彼此概念性聯(lián)系的本發(fā)明提出的用于“飛翼”或“復(fù)合翼”設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生空氣動(dòng)力系統(tǒng)的方法、結(jié)構(gòu)技術(shù)方案和駕駛方法獲得。
文檔編號(hào)B60V1/22GK102341284SQ201080010056
公開日2012年2月1日 申請(qǐng)日期2010年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2009年1月5日
發(fā)明者伊萬(wàn)·諾維科夫-克普 申請(qǐng)人:伊萬(wàn)·諾維科夫-克普