用于广泛提高空气动力和运输性能的方法、 用于实现所述 方法 ( 变体 ) 的翼地效应飞行器和用于实现飞行的方法 【技术领域】
本发明涉及具有静态和动态排气的飞机和汽车， 更具体地， 涉及轮船、 小船和水陆 两用运输平台、 飞机、 水陆两用飞机和翼地效应飞行器。本发明的优选实施例为 A、 B和C型 自稳定翼地效应飞行器， 因此， 进一步的说明基于翼地效应 (WIG) 飞行器的示例。背景技术
地面 ( 翼地 ) 效应和翼地效应飞行器的结构的研究已经超过 70 年。但是， 由于没 有提出满足与 WIG 飞行器的操作相关的主要问题的可接受的完整工程技术方案， 所述主要 问题即设计中实现与易于使用和维护结合的纵向稳定性、 适航性和水陆两用性， 因此仍没 有广泛使用与传统的飞机或轮船相比较可提供安全性和 / 或货运效率和 / 或易于操作的翼 地效应飞行器。 翼地效应飞行器操作的主要区别特征在于， 主操作高度， 即以地面效应模式飞行 的高度， 其小于实际飞行中翼平均动力弦 (MAC) 的长度 (0.1-0.3)， 同时对应于飞行器速度 的空气速度在 150 到 600km/h 的范围内变化。此外， 影响俯仰控制特征的空气动力和力矩 以取决于飞行参数的有些复杂的特性为特征， 更重要的是， 其拥有更高的变化梯度。
在水面或地面附近的时间紧迫的飞行中提供纵向稳定性来最小化决策时间间隔 的广泛使用的方法可能并且实际上确实造成坠毁。 这是由于在对飞行器的外部干扰情况下 或错误控制中， 紧急情况在几分之一秒内发展。大多数飞行测试中和运行中的包括轻型和 重型飞行器的翼地效应飞行器的已知紧急情况和坠机事件在某些方面与纵向稳定性和可 控性相关。家喻户晓的设计师 A.Lippisch 和 R.Alexeyev 设计的翼地效应飞行器与该情况 相符。
本领域中已知， 例如 N.Belavin 的 “Wing-in-ground effect craft” Leningrad， Sudostroenije， 1968【1】 ， 其地面效应飞行中 WIG 飞行器稳定性的问题可能通过选择空 气动力结构或自动控制系统解决。但是， 包含在由 IMO 安全委员会在 2002 年 12 月认可 的对于翼地 (WIG) 飞行器的空气动力稳定系统暂行指南 15 章 15.2.2 自然段中的要求写 明： “在构成稳定系统或其动力驱动装置的一部分的任何自动化设备或装置故障的情况 下， WIG 飞行器运动参数必须总是保持在安全限制内” ， 391 页， A.I.Maskalik 等人， “WIG CRAFT-Transprots of the XXIcentury” ， St.Pb.， Sudostroenije， 2005， 在本文中还称为 【2】 。这意味中， 翼地效应飞行器应具有 “本质上” 安全的设计， 即具有静态和动态自稳定能 力的特性， 并且自动化控制系统 (ACS) 应仅用作工具， 来确保精确保持飞行参数并且减少 空勤人员工作量。
实际上， 这些要求类似于对用于飞机中的稳定系统的要求。但是在具有任何空气 动力结构的飞机中， 由于飞机中的空气动力在两部件 “气流 - 翼” 动力系统中发展和变化， 因此通过选择适当的重心位置来确保纵向静态稳定性。另外， 在飞行攻角范围内的提升由 攻角线性确定。这里首要实际情况为， 当前现有的飞机设计对于规定的安全水平是必要的
和充分的， 并且 “气流 - 翼” 动力系统与地面隔离。在安全高度下的飞行中， 由于各种外部 干扰， 包括坠机风险， 与设置高度的实际偏差从几米到几十米 ( 在严重湍流情况下 ) 变化， 这比当前飞行高度小两个或三个数量级， 因此不存在由于飞行高度中的波动造成的对飞行 安全的威胁。
相反， 翼地效应区中 WIG 飞行器中的翼的提升除了非线性地取决于攻角， 还显著 取决于到支撑表面的距离。这里应注意， 高度变化可能达到比翼平均动力弦长 (MAC) 更 小的值， 而升力可显示出几乎双重的变化。例如， 对于重型 WIG 飞行器 Orlyonok(140t) 和 Lun’ (400t)， 水面上方相对高度从 0.9MAC 减小到 0.1MAC 导致翼增升系数 Cy 指数级增长 90％ ( 参见 【2】 第 41 页图 57)。在攻角同时增大的情况下， Cy 于是增大到更大的程度， 并且 处于更高的速率。因而， 以地面效应模式飞行中的两元件动力系统 “气流 - 翼” 由第三元件 补充， 变成三元件 “气流 - 翼 - 支撑表面” 系统。初始系统与新元件之间的关系可描述特征 为 “超临界” 关系， 因为除了翼增升变化梯度增大， 还存在压力中心的相当大的移动。同时， 压力中心朝向翼尾部边缘的移动产生未补偿的负俯仰力矩， 即翼地效应飞行器代表高度非 线性系统。
直接与俯仰控制相关的对飞行安全性、 适航性和燃料效率有害的另一个因素是飞 行控制方法。基本上， 用于 WIG 飞行器的操作方法与用于普通飞机的相同， 即， 为了使 WIG 飞行器起飞应加速到离地升空速度， 并且同时改变其俯仰角， 以获得所需的升力。而且， 在 所有飞行阶段直到着陆过程中， 包括着陆， 仍要求俯仰角的相关变化。 问题在于在与飞行器 长度相当的高度下涉及俯仰角变化的操纵存在高风险。这由与 WIG 飞行器相关的事故和多 个普通飞机坠毁事故以及起飞和着陆中发生的紧急情况证实。 WIG 飞行器的另一个重要特性是适航性。 一方面， 其由巨浪海洋情况下起飞和着陆 过程中出现的高碰撞载荷限定， 所述巨浪海洋情况可能导致结构损坏和破裂， 并且还发展 阻止飞行器达到离地升空速度， 以及破坏安全完成起飞或着陆所需的水动力学条件的力和 力矩。另一方面， 适航性由取决于 WIG 飞行器几何形状， 即其机翼的总长度和宽度 (MAC 的 长度 ) 的地面效应飞行有效相对高度限定。即， 关于适航性问题和纵向稳定性的问题的解 决方案包括选择产生水动力的方法和选择空气动力结构的方法。
水陆两用性也直接取决于 WIG 飞行器的空气动力结构。空气动力结构决定作为替 代运输系统的翼地效应飞行器的操作能力。 完全水陆两用能够将运输服务提供到传统船和 飞机不可到达的区域， 并且因而提供比直升飞机更成本效益高的替代方式， 并且还提供了 增大的飞行范围。另外的优点是易于实际使用和维护。
因此， 原则上， 翼地效应飞行器的安全性和效率问题可仅通过选择特定的空气动 力结构解决， 所述空气动力结构将允许形成特定的空气动力系统， 并且根据安全规则进行 飞行。
本领域已知多种空气动力结构， 但是在已经实施并且测试的结构中， 区分出以下 几种特征类型 ：
- 由 R.Alekseyev 提出的基于飞机结构的 WIG 飞行器， KM 型翼地效应飞行器， 具有 通过来自引擎的滑流 ( 喷流 ) 用于增大在机翼下面压力的系统——【2】 的图 65， RU 专利 2076816( 在俄国、 瑞典和中国制造的飞机 )
- 由 A.M.Lippisch 提出的基于普通飞机结构的 WIG 飞行器， 具有圆顶形状的 “倒
三角” 机翼—— US 专利 3190582， Yu.Makarov 的 RU 专利 2185979( 在德国、 美国、 澳大利亚、 台湾、 中国和俄国制造 )
- 根据 “Tandem” 式机翼结构的具有巡逻艇式滑行船体的 WIG 巡逻艇 ： C.W.Weiland 的 US 专利 3244246， G.Joerg 的 US 专利 3908783， A.Blum 的 US 专利 5335742( 在美国和德 国制造 ) ；
- 根据 “复 合 翼”结 构 的 WIG 飞 行 器 ： R.Bartini 的 空 气 动 力 翼 地 效 应 飞 行 器 14MP1P， (K.G.Udalov 等人的 “VVA-14 飞机” ， 莫斯科， 1994， 本文中也称为 【8】 )， 具有增压 器 -ELA-01(Tekhnika Molodyozhi 2005 年第 8 期， 俄罗斯， 第 29-32 页， 本文中也称为 【9】 ) 和 “lvolga-2” 增压器—— V.Kalganov 的 RU 专利 2099217 ；
- 由 A.Panchenkow 提出的根据 “Canard” 结构的具有提升式尾部平面的 ADP 系列 WIG 飞行器， 图 7( “Ekranoplani Ukraini” “Awiatsija obschego naznatschenija” ， 杂志， 2000 年第 5 期， 后文也称为 【11】 )、 V.Surzhikov 等人的 RU 专利 2224671 ；
- 根据 “飞翼” 结构的 WIG 飞行器 ： 【2】 的图 171、 172、 178， 【11】 的 OIIMF-2、 图 1。
本领域还已知， 对于将要实现的 WIG 飞行器的固有静态和动态稳定性， 根据攻角 的焦点必须设置在根据高度的焦点之后， 并且重心必须设置在这两个焦点之间， 其优选 位置在高度焦点和焦点之间的中点之间的位置 ： 图 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， 后文还称为 【13】 ， 和 【2】 的第 121-122 页。
实际中满足该情况的广泛已知的方式是 ： V.Arkhangelsky 的 RU 专利 2018465、 L.Novolotsky 的 RU 专利 209722， 还满足 “Canard” 和 “Tandem” 式 WIG 飞行器的自稳定情 况的广泛已知的方式是 RU 专利 2224671 和 US 专利 3908783。
已知通过根据 “Tandem” 空气动力结构的两翼结构扩大飞机可操作重心的范围的 方式—— A.Belosvet 等人的 RU 专利 2102287 ；
而且， 本领域已知， 在相同几何飞行高度下， 并且具有相等的面积， 低展弦比的机 翼的特征是具有较高的关于高度的阻尼特性， 所述阻尼特性与关于高度的升力偏导数成比 例。
产生静态气垫 (SAC) 的已知方法如下 ：
- 通过来自推动装置或开始推进装置的导向到前侧开放的形成在外翼下面或中心 翼下面的隔室 ( 腔室 ) 的滑流——低压 SAC 增大压力， 【2】 的图 65， RU 专利 2099217 ；
- 从附加引擎和风扇到由设在在中心翼下面或特定结构下面的外周封闭的隔室的 压力增大， 【2】 的 ELA-01， V.Ignatyev 的 RU 专利 2174080， V.Morozov 的 RU 专利 2053903 ；
- 通过在增压器和推进装置之间的引擎功率的重新分布， 从单独的风扇到外周封 闭的隔室的压力增大 ； V.Nazarov 的 RU 专利 21272202 ；
- 通过偏转螺旋桨旋转平面， 从推动装置到具有全部滑流 ( 喷流 ) 的外周封闭的 隔室 ( 腔室 ) 的压力增大， O.Mikoyan 等人， Certificate of Authorship SU 1511170， A.Makiyenko 等人， RU 专利 2139212 ；
- 通过将来自推进装置的滑流的一部分导向到外周封闭隔室的压力增大， 【11】 的 OIIMF-3WIG 飞行器， 2002 年 7 月 27 日提交的 Yu.Makarov 的 RU 专利 2185979， 2005 年 6 月20 日提交的 R.Martirosov 的 RU 专利 2254250， P.u.J.Rice 的 US 专利 6158540。
还有一种已知方法通过应用 “环 空 中 心 翼”结 构 将 螺 旋 桨 推 进 力 提 高 达 30 ％ —— I.V.Ostoslavsky、 V.R.Matveyev， 以 N.E.Zhukovsky 教 授 名 字 命 名 的 Central Aerohydrodynamics Institute(TsAGI) 的 著 作， Issue 248， Moscow， 1935， 本文还称为 【27】 。
提高适航性的已知方法如下 ：
- 增大 WIG 飞行器的尺寸 ；
- 应用具有大底部升高量和台阶的线条 ；
- 应用吸震可偏转水橇 ；
- 应用高压静态气垫 ；
- 应用垂直起飞解决方案。
为了针对 “固有稳定性” (或 “自稳定性” ) 标准评估已知空气动力结构， 可使用下 面演示性比较 ：
由于下表面， 特别是其外形在更靠近气垫的机翼运载性能的开发方面起决定性作 用 (【2】 86 页图 95 和第 11 项 )， 如上面所提到的， 翼和支撑结构之间通过动态气垫形成 “超临界” 关系。根据力和力矩的作用机制， “气流 - 翼 - 支撑表面” 系统可比作用于地面车 辆中的带轮车。因此， “飞翼” 和 “复合翼” 结构对应于单轴车， 其被推动 ( 或拉动 ) 同时被 平衡， 其重心设置在靠近从支撑点画的垂直假想轴的小范围内。 重力、 推进力或平衡力围绕 支撑点产生力矩。这些力的大小中的任何变化伴随之前建立的平衡的行进扰动。因此， 沿 纵向， 单轴车和对应于其的空气动力结构理论上不稳定。 “Tandem” 和 “Canard” 空气动力结构对应于双轴车， 其重心设置在支撑点之间。双 轴车理论上是稳定的 ( 即固有稳定 )， 并且其纵向平衡实际中不依赖推进 ( 拉 ) 力的施加点 及其大小的变化。由于地面车辆和空中运载工具之间出现的支撑力的本质差别， “Tandem” 和 “Canard” 结构具有自身纵向稳定性的特征， 其仅在一些情况下接近双轴车的稳定性。
因此， 类似于地面运输， 所有空气动力结构可按照惯例分为 “单轴” 和 “双轴” (“多 轴” ) 车， 并且对于利用翼地效应的空中运载工具的设计来说应优选 “多支撑” (或 “多轴” ) 原理。
根据上面所述， 已知的空气动力结构可根据针对 WIG 飞行器设计中的主要问题的 解决方案进行比较。
双轴 “Tandem” 和 “Canard” 设计的特征是具有实现自稳定所需的固有特性。但是 该类型的 WIG 飞行器还具有实质上不利的特征， 即需要起飞滑跑、 精细调节到特定速度和 高度或其变化范围窄、 大大限制适航性的非常低的地面效应飞行的有效高度 ( 相对于运载 工具的总长度 )。 另外， 根本不具有水陆两用性， 或具有有限的水陆两用性， 其要求通过硬表 面滑行或浅提升角。不能在地面效应区域外部操作飞行或不能通过使用静态气垫卸载。这 些结构具有最小可变性 ( 应用灵活性 )。
对于 “单轴” 空气动力结构， 更难实现自稳定 ( 用于俯仰控制的自平衡 )， 这构成 关于该类型结构的主要问题。WIG 飞行器 KM、 Orlyonok 和 Lun’ 基于其上的具有低位翼和 压力增大的普通飞机式结构 (【2】 的图 65、 图 54、 图 55) 不能在偶然的干扰因素影响之后 相对于重心恢复初始力矩平衡， 这意味着俯仰控制行进不稳定性。 换句话说， 接近地面效应
模式的稳定飞行可仅通过这样的方法实现 ： 其中机组人员应通过手动或使用自动控制系统 (ACS) 由升降器偏转调节 WIG 飞行器的平衡来手动抵消外部干扰。
接下来的问题是确保 WIG 飞行器在 WIG 飞行和自由飞行之间的安全运输， 这必须 通过应用升降器产生张开力矩， 以设置 WIG 飞行器爬升。当飞行器离开地面效应区时， 压力 中心向前移动， 这由于升力导致俯冲力矩快速下降， 同时不包含内部滋生过剩的俯仰力矩， 这可能导致 WIG 飞行器达到超临界攻角、 失速、 气流分离和停机。具有与主翼相当的面积的 先进稳定器的应用仍不能挽救重型 WIG 飞行器的坠机。因此， 如 R.Alekseyev 自己承认的， 重型和超重型翼地效应飞行器设计中普通飞机式结构的应用是概念错误。
除了稳定性问题， 通过这样的空气动力结构， WIG 飞行器优于传统飞机的燃料效率 的优点显著降低， 因为在起飞过程中耗费了太多的燃料。 适航性不足。 美国多年的研究和开 发导致基于传统飞机结构的通过陆地起飞和着陆的 Pelican 超重型运输飞机的概念设计， 该飞机设计用于以地面效应模式和达 6000 米高度下的长途飞行， 美国专利 6848650。
翼地效应飞行器的普通飞机类型的空气动力结构具有有限的变化性， 并且仅适于 有限的应用， 例如， A 型 WIG 飞行器 ： “Volga-2”—— SU 专利 1786768， 【2】 Aquaglide 图 70。其纵向稳定性通过具有 S 形翼型 ( 具有较低提升性能 ) 和重心精确定位的机翼设计应 用、 精细调节到低地面效应飞行高度、 设置在翼前面的使翼下压力增大的拉动螺旋桨、 低有 效载重量、 有限的引擎功率和有限的适航性实现。 由 A.Lippisch 提出的普通飞机式结构也要求起飞滑跑， 精细调节到地面效应飞 行高度， 在运输过程中具有不足的稳定性， 并且在自由飞行过程中不安全， 不适用于高速 度， 实际使用和维护中不方便， 并且机翼上以低特定负载实现。 对于重型飞机来说不是最佳 选择。水陆两用性受限， 可变性最小。
很难在具有一个机翼的普通飞机式结构中满足静态和动态稳定性， 因为焦点之间 的距离与弦长相比较小， 因此重心应精确设置在窄范围内。另一方面， “根据高度的焦点” 的 理念仅对于在地面效应条件下的飞行有效。 这与调整俯仰一起在运输过程中和在不同干扰 情况下使驾驶复杂化。
已知关于驾驶基于由 A.Lippisch 提出的结构的翼地效应飞行器的指南材料， 由 A.Lippisch 提出的结构得自 WIG 飞行器运动和涉及这样的运载工具的事故的计算机模拟， 【13】 ， 所述指南材料显示， 仅满足静态和动态稳定性条件来稳定飞行， 从而确保暂态模式中 的安全性是不够的。
已知尝试的实施例形式的 “飞翼” 结构 ( 包括美国哥伦比亚项目 ) 是不稳定的。需 要施加自动控制和阻尼系统或限制飞行性能或施加基本稳定或附加承重平面， 但是在该情 况下， 这样的结构变得非常接近 “复合翼” 布置方式。
“复合翼” 结构 (R.Bartini-VVA-14， MAI-ELA-01， V.Kalganov-“Ivolga-2” ) 的特 征是对于大多数参数来说具有更好的性能， 如由俄国专利 No.2099217 的空气动力 WIG 飞行 器 EK-12 的飞行测试及适合商业使用的实施例所证实的。该类型的空气动力 WIG 飞行器显 示了最大地面效应飞行高度 ( 相对于运载工具的长度 )。例如， VVA-14 飞行测试表明， 通过 10.75 米的平均空气动力弦， 动态气垫效应早在 10-12 米高度处开始显示。 该空气动力结构 对于不同的商业和特定应用是最优的， 即其具有最大可变性和灵活性的特征。由于中心翼 为矩形形状， 因此更易于形成静态气垫。该结构适用于任何飞行速度。
但是， 尽管高高宽外翼确实提高了纵向稳定性， 这些空气动力 WIG 飞行器仍没有 具有 “双轴” 结构特性的稳定能力特性， 因此在强风干扰或驾驶错误的情况下， 其不能完全 防止突然俯仰并且离开地面效应区， 失速并且失控。
另外， 根据 RU 专利 2099217 的设计缺乏乘客舒适性和易于维护性。翼下到前面露 出区域的压力增大造成强向后， 与飞行方向相反的排气。 在水面和地面上的驾驶过程中， 在 前方半球面出现在具有荒岸的遥远地区上岸或漂浮， 大的降尘和溅起的水花。除了降低能 见度， 这还由于沙石造成对结构表面的机械损坏， 因而需要对引擎空气过滤器进行附加保 护。在冷天气， 空气中会升起刚下的干雪， 以至于将能见度下降到几米， 这使得地面上的安 全运动不可能。由于翼下压力增大， 来自具有保护罩覆盖的螺旋桨的推进装置的冲量不合 理地使用， 并且在机翼的上前边缘由于以宽角度导向到表面的气流造成不利的压力升高。 这需要在翼前边缘上应用复杂的增升装置， 这使得结构太复杂， 并且太重。 来自翼下的沿向 后方向的强排气阻止形成高压气垫。即使提供增大的压力， 该结构仍需要起飞滑跑和降落 滚动。
空气动力 WIG 飞行器 ELA-01 没有该缺点， 因为其静态气垫能够使其从静止位置起 飞， 随后加速到巡航速度。 垂直起飞水陆两用飞机 VVA-14 最初设计成通过 12 个倾斜涡轮喷气引擎来利用中 心翼下方的压力增大。
在特定气体动力支架上通过六个涡轮喷气引擎进行的垂直起飞能力测试证实了 该设计的可行性。
根据累积的证据， 最接近的类似物是 RU 专利 2254250 C2 B 60V 1/08 的工程技术 方案。
发明内容 本发明的目的是形成提供更高飞行和操纵安全性、 提高承重能力和地面效应飞行 高度、 减小尺寸、 提高起飞和着陆性能、 水陆两用性能和效率、 重心位置的更扩大的性能和 操作范围、 更易于使用和维护的全部重量类型的自稳定飞行器和其他运载工具。
上述效果通过同时应用与本发明提出的 “飞翼” 或 “复合翼” 空气动力结构概念性 相关联的用于形成空气动力的系统的方法、 结构技术方案和安全驾驶方法来获得。
完全纵向稳定的问题通过赋予中心翼部分固有稳定性能来解决， 即通过产生至少 两个关于重心相互平衡的升力， 并且还通过改变中心翼与自由靠近气流及支撑面相互作用 条件的变化来解决， 所述固有稳定性能为 “双轴” 空气动力结构的特性。出于该目的， 在水 平连续投影的限制条件下， 形成具有翼端空气动力板状浮体 (APF)、 升力产生局部区域的中 心翼。局部区域通过使用相关数量的低展弦比机翼 (LAW) 形成， 其具有特定尺寸的中心翼。 LAW 沿纵轴通过与水平面重叠并且关于径向平面对称布置。前 LAW 装配有前缘襟翼和襟副 翼。后 LAW 装配有襟副翼。在第二和后序 LAW( 第二和后序 LAW 组 ) 的前边缘上安装有具 有带保护罩的螺旋推进器 (SSP) 的推进装置， 设置在 SSP 平面中的 LAW 的前边缘离开或从 而平滑地结合 SSP 环的内表面。另外， 后 LAW 的前边缘布置在前面的 LAW 襟副翼的前边缘 上方。因而， 空气管道形成在后 LAW 的下表面和襟副翼的上表面之间， 通过所述空气管道， 来自 SSP 的滑流 ( 喷流 ) 的下部导向到中心翼下方。SSP 以等于或接近安装其上的平面设
置角的设置角安装。该措施使得表面上方的层流 ( 气流 ) 超出所述表面， 并且提供垂直的 推进力的垂直分量。 SSP 内表面的下半部分平滑地结合前 LAW 的上表面和 APF 的垂直壁， 由 此形成 LAW 的半环形部分， 其以直线母线平滑展开到前 LAW 的上表面中。 结果， 前 LAW、 具有 引擎的 SSP 及后 LAW 一起形成单结构基组， 其为推进系统， 所述推进系统与 APF 和另外的低 展弦比机翼一起形成 WIG 飞行器的推进运载系统。
所述结构组构成从本发明出发形成的交通工具的所有可能实施例的基础。 垂直稳 定器、 方向舵和升降器的添加形成 A 型翼地效应飞行器的必要和充分的结构。除了高展弦 比机翼的 A 型 WIG 飞行器， 装配有副翼和安装在附加低展弦比机翼端面的增升装置的外翼 形成 B 型和 C 型翼地效应飞行器的推进运载系统。 在该情况下， 与特定类型相似的 WIG 飞行 器由外翼的跨度和面积确定， 并且由构造和认证阶段过程中应用的技术规则和标准确定。
所述结构基组在其下面产生三种不同的气垫 ： 在其在水平面上的投影范围内 - 静 态气垫 (SAC) ； 在上 LAW 下面 - 动态气垫 (DAC) ； 在后 LAW 下面 - 静态 - 动态气垫 (SDAC)。
在巡航操作模式中， 具有减小的纵向不规则性的低气压区域形成在整个推进提升 结构上方。气垫的侧围是 APF 的内表面 ( 或机身和 APF 的侧面 )。前 LAW 的前缘襟翼用作 静态气垫的前围， 并且其襟副翼用作动态气垫的后围和静态 - 动态气垫的前围。后 LAW 的 襟副翼在起飞、 滑行和着陆过程中， 用作静态气垫的后围， 并且在水平飞行过程中， 那些襟 副翼用作静态 - 动态气垫的后围。同时， 根据高度的实际焦点和根据攻角的实际焦点之间 的距离固有地确保为显著大于具有等同几何尺寸的连续中心翼的焦点之间的类似距离。 这 有助于满足获得固有静态和动态稳定性的条件， 并且扩大重量和平衡设置的允许范围， 这 导致飞行安全程度和运输能力提高。
所述结构基组形式或这样的基组组合形式的中心翼的实施， 将在中心翼的前部和 后部和水或地面之间提供不同的升力发展条件和不同的相互作用性能。 自由接近气流的动 能由前 LAW 处置， 在前 LAW 下方发展动态气垫 ； 后翼型在其整个跨度上由推进装置喷吹， 所 述推进装置由于气压增大在其下方产生高静压区域， 即静态气垫， 空气排放在由已经由前 翼型压缩的空气层支撑的襟副翼尾部边缘上方。因而， 根据升力的发展， WIG 飞行器的后部 在飞行中由静态和动态气垫支撑， 或非常相似， 由单独静态 - 动态气垫支撑。
通过相关引擎功率实现飞行的另一个实施例是其中来自推进装置的滑流 ( 喷流 ) 由于 Coanda 效应产生喷流襟翼的方法， 所述喷流襟翼由于 LAW 弦有效长度增大， 其外形的 曲率和来自推进装置的滑流 ( 喷流 ) 的力将提高复合中心翼的承重能力， 而拖拽没有任何 显著增大。 这对应于等同翼的弦长的结构增大， 并且将导致地面效应飞行高度增大， 即提高 适航性和安全性， 或将允许在较低推进力的情况下运行引擎， 同时保持当前高度， 这意味着 效率提高。
而且， 与自由接近气流围绕其的相似跨度的传统机翼结构的相似特性相比较， 在 前部分半环形的 LAW 的跨度上通过带保护罩的螺旋推进器的吸气量显著改变低压区长度 方向分布形式及其大小。如上所述， 中央空气流体动力研究院 (TsAGI)【26】 的研究已经证 明， 通过使用环形中心翼， 实现高达 30％的推进力增益， 对于半环形中心翼可获得相同的效 果。根据这些建议， 在本文提出的本发明中， SSP 的环形表面平滑地结合前 LAW 的半环形部 分， 并且进一步朝向鼻部平滑地展开到前 LAW 的上表面中。在存在侧部垂直围壁 (APF 和机 身 ) 的情况下， 这提供半环形部分的延长部， 并且在前 LAW 上的吸气作用增大。结合由于前LAW 的环形部分造成的推进力增量的垂直分量， 总升力的出现在其上表面上的部分增大。
复合中心翼的气流围绕的 LAW 的布置方式确保了其前和后部之间的与接近气流 和水或地面的不同的相互作用条件。这样， 完成了动力学系统 “气流 - 翼 - 支撑面” 中减小 “不利” 分量提高 “有益” 分量的任务。
使用该升力产生方法， 将可能设计具有高度飞行安全性特征， 并且提供最大程度 适用于特定应用的多种实施例的飞行器的设计， 并且将具有以下突出特征 ：
- 更高的飞行和操纵安全性 ；
- 改善的飞机在水平面投影中的质量分布 ；
- 更高的结构刚性， 其代表全部三轴的力的多边形， 其能够使结构的静负载的重量 减轻 ；
- 由于更宽范围的可能纵向平衡设置， 造成更宽范围的操作重量和平衡设置 ；
- 没有传统飞机结构中固有的失去平衡的情况 ；
- 由于引擎的螺旋推进器沿纵向并且根据高度靠近重心的设置， 以及不存在设置 得高并且远离尾部的稳定器、 设置得远离前部的增压器或推进装置， 因此提高相对于横轴 的力矩特性 ；
- 提高承重能力 ；
- 扩展的功能性 ；
- 更高的操纵性 ；
- 在前半球范围中不受灰尘或泼溅的影响。
在多引擎结构的情况下， 前基组和后基组的推进装置的推进力力矩 ( 及其垂直分 量 ) 完全或部分抵消 ( 相互补偿 )。由于推进装置具有设置角， 因此推进力矢量线位于重 心上方或下方。即， 对于所有引擎同时选择更高或更低的推进力设置将对 WIG 飞行器的平 衡影响最小。这样的推进装置布置方式提高中心翼的承重能力和 WIG 飞行器的垂直操纵性 ( 加速性能 )。如上所述， 由于半环形 LAW 的应用 ( 巴提尼 (Bartini) 效应 )， 并且通过逐渐 增大 ( 成倍 ) 经过推进装置的气流速度， 因此提高推进性能。
根据本文提出的飞行器的区别特征在于， 如已经提到的， 等同翼型的弦长增大， 地 面效应通过此实现。这是最大利用飞行器 ( 机身 ) 尺寸长度的结果， 并且通过喷流襟翼实 现。与基于其他空气动力结构的相同长度的 WIG 飞行器相比较， 该特征显著提高地面效应 模式的有效飞行高度。而且， 由设置在来自推进装置的滑流中的相对薄 LAW 构成的中心翼， 其从上表面吸收空气层， 并且将空气层以斜角导向到下表面， 产生压力差， 所述压力差超过 由具有类似尺寸并且更大相对厚度的翼型所示的类似值， 所述中心翼的形状接近从前 LAW 的翼型前边缘延伸到设置超过后 LAW 外部边缘的点的直线， 在下侧穿过 LAW 襟副翼的前边 缘， 在上侧穿过 SSP 的上半部分。同时， 由于首先 LAW 和推进装置的主横截面的总实际面积 小于等同连续翼的主横截面 ； 其次， 在复合中心翼中， 仅前 LAW 与自由接近气流相互作用 ； 第三， 与等同连续翼相比较， 来自推进装置的作用导致围绕翼型以及下部翼型的不同的流 动性质和诱导拖拽力， 所以复合中心翼较显著的特征是较低的拖拽。
中心翼在气流中的成果可被认为是产生升力的被动方式时， 而复合中心翼的通过 提出的喷吹方法的成果代表具有改进的空气动力结果的升力产生的主动方式。
为了确保水陆两用和所有表面起飞和着陆的能力， 根据本发明， 所有 WIG 飞行器中实施特定起飞和着陆装置——在该结构中具有最大可能尺寸的高压静态气垫 (SAC)。在 较大气垫上的起落装置的可用性使得气垫上单位载荷显著减小。 这导致起飞过程中所需的 SAC 正压力值减小， 并且因此起飞过程中所需的引擎功率减小， 这提高了在气垫上的起飞过 程中和运动过程中的燃料效率。气垫上具有较大面积的起落装置提高起飞和着陆性能， 并 且提高总体飞行安全水平。特别地， 提高了在任何平坦地面或水上正常着陆和在飞行意外 事故情况下紧急着陆的安全性。
SAC 的技术和经济效率通过以下可能来确保 ： 使用用于静态排气的达全功率的推 进装置， 没有任何附加引擎和风扇， 没有用于喷气流偏转的可动挡板、 导向装置、 襟翼和管 道， 没有任何用于倾斜推进装置或引擎的装置 ( 除了实现垂直起飞和着陆 )， 完全利用来自 推进装置的喷气流的冲量来增大 SAC 腔室中的正压， 同时引擎和推进装置保持在固定位置 中。
如上所述， 推进装置的设置角允许发展推进力的垂直分量， 其与空气静态和空气 动态升力相加。这利于在 SAC 上起飞和运动， 并且还提高这些操作模式中的稳定性和操纵 性。
根据后 ( 最后的 )LAW 的跨度制造并且安装在其升降副翼上方的可能使 SSP 滑流 的上部围绕其的附加全动水平尾翼 ( 平尾 ) 确保了附加的升力和可控性、 空气动力减速和 换向。 除了确保固有纵向静态和动态稳定性之外， 通过控制前和后升力的大小提供俯仰 波动的完全阻尼 ： 前 - 作为俯仰角的函数以强负反馈的形式， 后 - 以正反馈的形式。前和后 升力大小的控制因此通过自动动态控制前和后 LAW 的襟副翼偏转角来实现。由于该控制可 使用连接现有结构元件——升降副翼和 LAW 襟副翼的共用机械 “推拉” 连杆实现， 即无需使 用任何自动控制和阻尼 (ACS 和 ADS) 的复杂系统， 因此该解决方案可被认为是固有稳定和 阻尼特征的另一个要素。同时， 用于自动动态控制襟副翼位置的系统可也使用已知的 ACS 元件实现。
功能延伸， 即由根据本发明的飞行器组实现的任务范围扩大， 通过一方面获得在 静态气垫上的起飞和着陆系统和高操作性能， 另一方面获得根据基本概念的特定应用的多 种可能实施例来确保上述功能延伸。由于基本概念从技术方面以结构基组的形式实现， 因 此其可用作制造多个相同模块的基础， 在所述模块基础上， 可通过不同的空间和数量的结 构设计完成宽范围实际任务的 WIG 飞行器。空气动力 LAW 翼型的类型、 其相对厚度和 LAW 及 SSP 的设置角取决于 WIG 飞行器的设计应用。对于重型负载并且增大翼型厚度的慢速飞 机， 应使用更大的设置角和更大的 SSP 直径。另外， 通过在 WIG 飞行器中基于本文提出的工 程技术方案实现的准垂直和垂直起飞以及着陆的能力， 扩大应用。 关于这点， 能够在不需要 基准实施例的任何实质性改变的情况下实现准垂直起飞和着陆， 并且垂直起飞和着陆能力 将需要增大的 SSP 直径， 更高的引擎功率和 LAW( 或其任何部分 ) 通过推进装置围绕其横轴 运动进入垂直位置的可能性。与直升飞机相比较， 由于没有到尾部螺旋桨的复杂并且重的 主推进减速齿轮传动装置， 并且没有远超出机身总尺寸的旋转叶片， 由于使用四个或多个 推进装置来产生垂直推进力， 并且还由于在其下方形成高气压区域的水平承载翼型的大面 积， 所以盘旋模式的效率、 性能和安全性大大提高。而且， 这样的 WIG 飞行器将具有长得多 的水平飞行范围， 更高的速度， 和更好的效率。 本发明的可变性允许设计用于完成目前可仅
由传统船舶完成的任务的交通工具。
直接影响 WIG 飞行器飞行安全和应用的另一个因素是使交通工具飞行的方法。实 际上， 所有 WIG 飞行器迄今为止使用与普通飞机相同的飞行方法构建， 所述方法主要包括 水平起飞滑跑距离， 改变俯仰角来获得飞行所有阶段过程中和操纵过程中所需升力， 和着 陆滑跑。 作为对照， 本文提出的方法的主要区别是， 飞行的所有元件和阶段以恒定零俯仰角 在低于最小安全高度的高度下 ( 或在设计用于 WIG 飞行器飞行操纵高度下， 高达海平面上 方 150 米 ) 操作。安全性首先由于在飞行的重要阶段， 即着陆、 地面效应飞行和过渡过程中 的操纵的简化驾驶技术而提高。因而， 减小驾驶上情绪化的压力， 并且这单独地为有利因 素。 另一方面， 在消除来自外部扰动和驾驶错误结果的影响时， 地面效应或接近地面效应飞 行中翼地效应飞行器的对应于着陆高度的稳定的水平姿态使正常和紧急着陆机组需要的 操作容易。然而， 采用这样的飞行方法， 很大可能地减少了机组错误。机身的恒定的水平 姿态提高了长途飞行的乘客和机组的舒适程度， 并且在运输货物时还有助于提高飞行安全 性。 实现以恒定俯仰角的所述飞行的方法与本发明提出的形成空气动力系统的方法和用于 实现这些方法的结构设计概念性相关。即， 翼地效应飞行器的空气动力结构和特定设计是 这样的 ： 其从起飞到着陆期间的整个飞行不需要俯仰变化。 由于可能使入口和装货门布置成提供地面上和 “海上” 乘客登机和下飞机以及装 货 / 卸货方便且安全的路线和方法， 因此实现易于使用和更高的维护性。 可能的结构使 WIG 飞行器设计在系泊结构中具有直线侧挡板条， 使其能够系泊到现有港口设施或传统的船 舶。
维护性通过不包括高位设置的引擎、 装置和需要日常进入的装料口来确保 ； 并且 维护工作可在没有任何专用设备 ( 梯子、 辅助漂浮设备等 ) 的情况下在地面或海上进行。 对 于超重型 WIG 飞行器， 可通过机翼进入引擎。
对于根据本发明的 WIG 飞行器的飞行和稳定能力的质量评估， 构建和测试 WIG 飞 行器的自由飞行模型。模型的中心翼包括覆盖 ( 重叠 ) 在水平面中的三个 LAW。前 LAW 装 配有自由悬挂襟翼， 其通过杆和摇杆连接到用作攻角传感器的鼻升降器 ( 升降副翼 ) 的主 轴， 升降副翼的半部分自由悬挂在另外的 LAW 的前边缘中。模型装配有扫略外翼。对于纵 向平衡 ( 调整 )， 后 LAW 提供调节设置角和改变襟翼偏转角的可能， 其在调节后保留在固定 位置中。由于模型为自由飞行 ( 未驱动 )， 因此仅有一个最佳飞行速度， 仅一个最优重量和 平衡结构， 和仅一个前 LAW 的襟翼和鼻升降副翼平面之间的最佳角度， 这将确保最佳飞行 性能。模型的中心翼具有 310mm 的等同弦长。中心翼 MAC 起 37％的平衡作用。
在从地面使用橡胶带弹射器 (rubber strip catapult) 水平启动的情况下， 模型 ( 没有俯仰增大 ) 爬升 300-500mm， 稳定地在一个稳定高度下飞行一定距离， 然后， 由于损失 的速度， 逐渐下降 ( 不改变俯仰角 )， 并且以水平结构着陆。在不正常的重量或平衡情况下 或超过最佳起飞速度时， 没有传统飞机类型的设计向上俯仰的特性。 同时， 可清楚地看到飞 行的地面效应部分， 其高度在任何情况下超过中心翼弦。
在大于 CW 弦 2-3 倍的高度下飞行的情况下， 并且当飞过在减小有效飞行高度的支 撑面的升高高度的边界时， 观察到俯仰角的阶梯式增大， 这证明该布置方式在超过复合中 心翼弦长的高度下相当大的地面效应。
来自前 LAW 襟翼和鼻升降副翼的平面之间的角度的效应明显。当角度减小时， 飞
行高度也降低， 并且处于更宽的角度下时， 飞行高度增大。证实俯仰控制 ( 纵向平衡 ) 波动 的完全阻尼。由模型 ( 包括 2-3 米的滑跑 ) 从开始到完全停止经过的总距离为 25-30 米， 即比飞行高度大两个数量级。
所提出的空气动力产生方法和自稳定系统装置的可使用性已经通过具有双引擎 无线控制模型的空气动力结构的几个实施例的一系列飞行测试被完全证实。 附图说明 本文要求保护的本发明通过一些优选实施例的附图进行说明。
图 1 是确保固有静态和动态稳定性的重心、 根据高度的焦点和根据攻角的焦点的 相互布置图。
图 2 是结构基组 (SBG) 的主视图。
图 3 是 WIG 飞行器的推进运载系统 (PCS) 的主视图。
图 4 是翼增升装置处于产生静态气垫位置的推进系统 (PS) 的径向平面主视图。
图 5 是处于静态气垫操作模式的 PS 流线型布置图。
图 6 是处于地面效应飞行操作模式的 PS 流线型布置图。
图 (7-10) 是具有单 SBG 纵向的 WIG 飞行器实施例的主视图。
图 7 是 A 型轻型多用途 WIG 飞行器， 窗口显示在图 9(a-c) 上。
图 8 是 B 型和 C 型轻型多用途 WIG 飞行器。
图 9 是 A 型巡逻 WIG 飞行器， 未示出轮胎整流罩。
图 10 是 B 型和 C 型轻型或中型运输 WIG 飞行器。
图 11(a) 是根据图 7 的 WIG 飞行器的侧视图。
图 11(b) 是根据图 7 的 WIG 飞行器的俯视图。
图 11(c) 是根据图 7 的 WIG 飞行器的放大前视图。
图 12(a) 是根据图 8 的 WIG 飞行器的侧视图。
图 12(b) 是根据图 8 的 WIG 飞行器的俯视图。
图 12(c) 是根据图 8 的 WIG 飞行器的前视图。
图 13(a) 是根据图 9 的 WIG 飞行器的侧视图。
图 13(b) 是根据图 9 的 WIG 飞行器的俯视图。
图 13(c) 是根据图 9 的 WIG 飞行器的前视图。
图 14 是根据图 8 的 WIG 飞行器在主底面视图。
图 15 是根据图 9 的 WIG 飞行器的主底面视图。
图 16(a) 是根据图 10 的 WIG 飞行器的侧视图。
图 16(b) 是根据图 10 的 WIG 飞行器的俯视图。
图 16(c) 是根据图 10 的 WIG 飞行器的前视图。
图 16(d) 是根据图 10 的 WIG 飞行器的主视图。
图 16(e) 是根据图 10 的 WIG 飞行器的主底面视图。
图 17 是具有两个 SBG 的 RH 侧推进结构的主视图， 未示出机身， 翼增升装置处于巡 航位置。
图 18 是图 17 的主视图， 翼增升装置处于垂直起飞 / 着陆位置。
图 19 是根据图 17 的地面效应模式的流线型结构。 图 20 是根据图 18 的垂直起飞模式的流线型结构。 图 21 是根据图 17 的静态气垫模式的流线型结构。 图 22 是根据图 17 的 B 型和 C 型中型或重型 WIG 飞行器的主视图。 图 23 是根据图 22 的翼增升装置用于巡航模式的 WIG 飞行器的主底面视图。 图 24(a) 是根据图 22 的 WIG 飞行器的侧视图。 图 24(b) 是根据图 22 的 WIG 飞行器的俯视图。 图 24(c) 是根据图 22 的 WIG 飞行器的前视图。 图 25 是根据图 22 的 WIG 飞行器的翼增升装置处于用于 SAC 位置的主视底面视图。 图 26 是根据图 22 的 WIG 飞行器的主要布置的后视图。 图 27 是具有 PS 的 B 型和 C 型中型或重型 WIG 飞行器的主视图。 图 28(a) 是根据图 27 的 WIG 飞行器的侧视图。 图 28(b) 是根据图 27 的 WIG 飞行器的俯视图。 图 28(c) 是根据图 27 的 WIG 飞行器的前视图。 图 28(d) 是根据图 27 的 WIG 飞行器的仰视图， 显示了 DAC 的大概形状和边界。 图 29 是根据图 27 的 WIG 飞行器的翼增升装置用于巡航模式的主底面视图。 图 30 是根据图 27 的 WIG 飞行器的翼增升装置处于用于 SAC 的位置中的主底面视图。 图 31 是自由飞翔 ( 未驱动 ) 模型的主视图。
图 32 是自由飞翔 ( 未驱动 ) 模型的主视图， LH 翼和 APF 未显示。
图 33(a) 是根据图 31 的模型的侧视剖视图。
图 33(b) 是根据图 31 的模型的俯视图。
图 33(c) 是根据图 31 的模型的前视图。
图 34 是自稳定和阻尼系统的机械驱动装置的示意图， 显示了 LH 侧推进系统的一 般布置方式。
图 35 是处于稳定飞行中的流线型布置。
图 36 是处于增大的俯仰角下的自稳定系统的操作。
图 37 是处于减小的俯仰角下的自稳定系统的操作。
具体实施方式
如上所述， 本文提出的本发明通过大量不同结构的实施例能够生产以从超轻型到 超重型的不同重量类型、 具有不同功能可能性的飞机。 因此， 本文将首先描述其中体现均匀 基线概念以及包括根据本发明的 WIG 飞行器固有的元件的设计。
WIG 飞行器的推进运载系统包括两个低展弦比机翼 (LAW)——具有前缘襟翼 2、 上 表面的半环形部分 3 和襟副翼 4 的前 LAW1， 和具有带有导流罩的螺旋推进器 (SSP) 的推进 装置 6、 引擎 7 和襟副翼 8 的后 LAW5。LAW9 的翼端面与空气动力翼端空气动力板状浮体 (APF)10 结合。受到来自其上表面的吸入流和边界层的影响， 前 LAW1 的设置角等于用于以 地面效应模式飞行的巡航高度和速度的设计范围的翼型的平均最佳攻角。后 LAW5 的设置 角可小于、 等于或大于前 LAW1 的设置角， 并且由对特定 WIG 飞行器性能的要求确定。同时，在 LAW 下面， 具有用于静态 (SAC) 气垫 (AC)11、 用于动态 (DAC) 气垫 (AC)12 和用于静态 - 动 态 (SDAC) 气垫 (AC)13 的空腔。
APF10 的内表面 14 用作气垫的侧围壁。当 WIG 飞行器以静态 AC 模式运动时， 其 处于前侧的围壁为鼻襟翼 2， 其由后 LAW5 的襟副翼 8 从后侧包围。飞行中， 前 LAW1 的襟副 翼 4 起动态 AC 的后围壁的作用， 同时也起静态 - 动态 AC 的前围壁的作用， 而后 LAW5 的襟 副翼 8 在静态 - 动态 AC 的情况下用作后围壁。对应于设计飞行模式的处于中间位置的襟 副翼 4 和 8 的前边缘可位于相同或不同的水平面中。其相互调整取决于翼地效应飞行器的 类型、 其应用、 在承载平面上的特定负载、 包括构成推进运载系统的元件的比例的通常的布 置方式和沿纵轴使用的基本结构组的数量。
在翼端空气动力板状浮体 10 的上边缘 15 上， 安装另外的低展弦比机翼 (ALAW)16。 ALAW16 的前边缘包括鼻升降器 ( 升降副翼 )17， 并且其后边缘包括尾升降器 ( 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， 其安装在 ALAA 后边缘 16 的侧边缘表面上。外翼设置有辅助翼 ( 前缘襟翼 )20、 副翼 21 和升降副翼 22。外翼 19 布置成使外翼 19 和 ALAW16 的合成压力中心在纵轴上的投影位于重心和后 ALAW5 的后边缘 之间。由于关于整个 WIG 飞行器的整体承载结构的攻角的焦点向后移动， 因此这提高了静 态纵向稳定性。除此之外， 重心位置的允许范围扩大。
在 LAW 的上表面上， 从前 LAW1 的前边缘部分开始， 布置一个或多个扰流器 23。扰 流器 23 在由 SSP 6 的吸入或排出滑流 ( 喷射 ) 吹动时， 在低地面速度下， 在起飞、 滑行、 以 大角度爬升过程中以及在盘旋过程中提供附加的升力。
在后 LAW5 的襟副翼上方， 通过朝向尾部移动， 安装中心翼 25 的平尾 ( 全动水平尾 翼 )24。平尾 24 能够在全部飞行阶段增大升力。在静态气垫上滑行过程中， 平尾 24 提供初 始纵向平衡 ( 保持机身的水平高度 )， 并且允许控制地面速度水平， 在着陆过程中其可用作 减速襟翼或换向器的操作元件。
具有方向舵 27 的两鳍垂直尾部 26 安装在 APF10 的尾端上。
在 SSP 6 前面， 在其环形边界内， 安装水平推力矢量控制平面 28， 其具有翼型部 分。表面 28 以格栅形式摆动安装， 以使其尾部边缘位于平行于 SSP 6 的环 29 的前边缘平 面的平面。
应用扰流器 23、 平尾 24 和推力矢量控制平面 28 的需要取决于 WIG 飞行器的特定 应用、 其负载程度及其操作条件。例如， 具有高可用功率的低负载高速 WIG 飞行器可在不应 用扰流器的情况下操作。
SSP 内表面 29 的下半部平滑地结合到前 LAW1 的上表面 30， 并且与 APF10 的内表 面 14 结合， 由此形成 LAW 1 的半环形部分 3， 其以直线母线平滑地向前展开到前 LAW 1 的上 表面 30 中。环 29 的后边缘的下半部分沿 “朝向尾部” 方向平滑地结合到 APF 10 的内表面 14 中， 以提供升降副翼 4 从其中间位置向上偏转。
环 29 的入口侧直径和前 LAW 1 的上表面 30 的跨度比例可以小于、 大于或等于 1( 一 )。环 29 的出口侧直径和后 LAW 5 的结合前边缘 31 的长度比例可小于、 大于或等于 1( 一 )。这些比例取决于最大程度符合特定 WIG 飞行器性能要求的总体布置方式和结构解 决方案。后 LAW 5 的前边缘 31 可布置在环 29 出口侧的平面中或环内部。这样的布置方式 由实现所有模式中特定 SSP 的最佳性能的目标确定。后 LAW 5 的前边缘尖锐。前 LAW 1 的襟副翼 4 的前边缘 32 布置在环 29 的出口侧的平面中。襟副翼 4 的处于中间位置中的襟副 翼 4 的上表面相切地结合到环 29 的内表面的位于径向平面中的母线。在后 LAW 5 的下表 面 33 和襟副翼 4 的上表面之间， 布置有空气管道 34， SSP 6 的滑流 ( 喷气 )35 的下部通过 所述空气管道 34 导向到中心翼下面。SSP 6 以设置角等于或接近后 LAW 5 的设置角来安 装， 这确保其表面的最佳流线型。
在上表面 30 上和扰流器 23 下面， 设置边界层喷气系统的入口孔 ( 或槽 )( 图中未 示出 )， 其出口孔 ( 或槽 ) 设置在环 29 的内表面上。
对于根据本发明的翼地效应飞行器， 可能形成用于自动稳定和抑制俯仰波动 (ADS) 的附加系统的多种实施方式。通常， 其包括攻角传感器 (AAS)、 控制信号交换通道、 致 动机构和操作元件， 所述操作元件在该例子中为 LAW 襟副翼。本文中的不同之处在于， 在气 流中自由偏转 ( 即通过无束缚控制杆 ) 的升降器可用作攻角传感器 ： 前面或后面的升降器， 或前面和后面的升降器同时用作攻角传感器。
该系统的设计可以是完全机械的， 或使用电、 液压或光元件的混合形式。
图 34-37 显示了自动稳定和阻尼系统的完全机械式实施例的视图和操作原理， 所 述系统大部分可适用于轻型空中运载工具。 所述系统包括攻角传感器 (AAS)， 其同时为升降 器 17 和 18， 其同时用作致动机构和动力驱动装置、 推拉控制连杆 36 形式的控制信号传输通 道和为前和后 LAW 的襟副翼 4 和 5 的操作元件。
襟副翼 4 和 5 的控制系统设计用于在襟副翼中间位置 ( 根据转动 ) 的平面和 AAS( 即升降器 17 和 18) 的中间位置的平面之间提供控制角 37 的可能。通过改变 LAW 襟副 翼中间位置的设置角， 并且固定新的角度值 37 来获取控制角 37， 例如， 电子遥控系统的例 子。如果升降器 17 和 18 和 LAW 襟副翼 4 和 5 通过推拉控制连杆彼此连接， 则控制作用将 通过改变推拉控制连杆的长度实现。用于传送控制信号的通道 ( 推拉控制连杆 ) 具有用于 将 AAS 和襟副翼脱离 ( 分离 ) 的机构 ( 图中未示出 )。
升降器 17 可设计为两个升降副翼， 并且在该例子中， 升降器的每一个升降副翼在 用作 AAS 时可单独连接到相应的 LAW 的襟副翼 4( 图 34)。LAW 襟副翼 4 的侧向控制的实施 例中的一个可以这种方式实现。
根据来自 AAS( 前升降器 17) 的控制输入， 前 LAW 的襟副翼 4 偏转到与 AAS 相同的 侧。这能够作为俯仰角的函数以强负反馈的形式控制前升力 38 的大小。
根据来自 AAS( 尾升降器 18) 的控制输入， 后 LAW 的襟副翼 5 偏转到相对侧。这能 够作为俯仰角的函数以正反馈的形式控制后升力 39 的大小。
在用于自稳定和抑制俯仰控制波动的基本系统中的连杆的其他实施例也是可能 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 24 的平尾 ( 全动水平尾翼 ) ；
d) 根据上面的 c) 和通过自动驾驶仪的输入进行的后襟副翼的动力控制的实施例 等。
图 35 是稳定飞行中的流线布置图。升降器 17 和 18(AAS) 根据所述流动设置。在 平衡之后， 角 37 在控制系统中设置。该系统稳定。在图 36 中， 螺旋上升， 升降器的攻角变为正向。速度头增大了升降器 17 和 18 的 下表面上的压力。该压力使升降器围绕其轴旋转， 并且升降器再次根据该流动设置。通过 杆和摆杆， 鼻升降器 17 使襟副翼 4 向上偏转， 尾部升降器 18 使襟副翼 8 向下偏转。该操作 过程中出现在 LAW 上的升力的增量 ΔY 产生负俯仰力矩 M， 其使受扰动的平衡恢复。
在图 37 中， 负俯仰， 该作用机制与图 36 中的相同， 但是方向相反。升降器 17 和 18 的攻角改变为负， 并且其上表面上的压力升高。当升降器 17 和 18 再次根据该流动设置时， 其将襟副翼 4 向下偏转， 并且将襟副翼 8 向上偏转。LAW 上的升力增量 ΔY 发展形成向上俯 仰力矩 M， 其将系统带回到初始状态。
图 1 显示了用于实现 WIG 飞行器的固有静态和动态稳定性的条件， 在该条件下， 根 据高度 40 的焦点必须设置在重心 41 的前面， 重心 41 设置在根据高度 40 的焦点和根据高 度 40 的焦点与根据攻角 43 的焦点之间的中点 42 之间。
以静态气垫模式操作的推进运载系统显示在图 5 上。对于将进行的在静态气垫上 的起飞和运动， 后 LAW 的前缘襟翼 2 和襟副翼 8 偏转到最下方位置， 在该位置中， 其后边缘 搁置在地面 ( 水面 ) 上， 与 APF 的内表面 14 一起形成静态气垫的封闭外围。 扰流器 23 和推 进矢量控制平面 28 偏转到确保最大升力增量的角度。对于 SAC 模式中的设计平衡结构， 中 心翼的平尾 ( 全动水平尾翼 )24 设置到确保纵向平衡的位置 ( 机身的水平姿态 )。前 LAW 的襟副翼 4 设置到中间位置或向上偏转， 直到其水平表面处于水平位置中。引擎设置用于 起飞推力， 并且起飞和加速在静态气垫上进行。SSP 6 的下半部的滑流 35 在静态气垫空腔 中产生静态压力差。SSP 6 的上半部的滑流 44 在后 LAW 上方产生低压区域， 并且通过围绕 平尾 24 的流动， 产生空气动力， 其大小和方向根据所选的重心结构和起飞条件设置。
由 SSP 6 吸在前 LAW 1 上方的气流 45 由于上部翼型部分的增大的有效曲率和由 扰流器 23 确保的前 LAW 的翼型相对厚度而产生附加的升力。
附加的升力由于上表面 30 上的低气压产生， 所述低气压由于用于喷射到环 29 的 内表面上的边界层的系统的边界层吸气而出现。
附加的升力出现在推进矢量控制平面 28 上， 所述推进矢量控制平面 28 由吸入流 45 以对应于其翼型的最大升力的角度的攻角喷吹。该升力通过 SSP 的直接作用形成， 并且 施加到其元件， 因此其与推进力的垂直分量 Pv 一起添加， 导致推进力 P 的合成矢量向上偏 转。
在 WIG 飞行器加速过程中， 前缘襟翼 2 和扰流器 23 以与速度增量成比例的速率平 滑缩回， 并且后 LAW 的襟副翼 8 和表面 28 设置到地面效应飞行或进一步爬升的位置。在静 态气垫上的稳定运动过程中， 前 LAW 的襟副翼 4 和平尾 24 设置到用于特定的地面效应飞行 或爬升高度的位置。由于 LAW 1 和 5 以及 SSP 6 的设置角足够宽， 则不存在增大俯仰角来 获得高度的需要。因此， 爬升在机身水平的姿态下进行。必要的升力通过 LAW 襟副翼偏转 的相对角度和引擎功率设置实现。升降器用于保持机身水平。纵向平衡通过襟副翼 8 和平 尾 ( 全动水平尾翼 )24 的不同的偏转提供， 这以类似于传统飞机中的升降器调整片的控制 方式来控制。在特定地面效应飞行高度下一旦达到巡航速度， 引擎就设置到相应的功率水 平。在完成纵向平衡后， 结合进行自稳定和缓冲的系统。
当 AAS 和 LAW 襟副翼之间的所需角度在起飞之前预设置时， 可能形成允许在接合 ADS 的情况下起飞的设计。安全高度或水平下的飞行可通过 “飞机样式” 中应用的飞行控制进行， 即通过升降 器改变俯仰角， 并且中心翼增升装置设置到确保最大质量的位置。
图 6 显示了地面效应飞行模式中的流线型推进运载系统和重心 41、 根据高度 40 的 焦点和根据攻角 43 的焦点的大概位置。
从图中清楚的是， 仅前 LAW 46 的下表面与自由靠近气流相互作用。通过围绕后 LAW 5 的流动， 具有高流动角和厚度的动态气垫的空气楔出现在中心翼 25 下方。这等同于 在中心翼中增大翼型曲率， 并且允许该设计结构在更大的高度下有效飞行的操作。
附加的低展弦比翼 (ALAW)16 还有利于更大高度的地面效应飞行。除了所形成的 承重平面的展弦比方面的增大， 其还防止空气从在中心翼下方的高压区域流动到中心翼上 方的低压区域。在 ALAW 上， 出现来自引起的涡流的附加升力， 并且引起的阻力减小。这改 善整个升力结构的质量。
通过同时增大或减小前和后升力的大小进行从水平飞行的爬升或下降， 出于该目 的， LAW 襟副翼、 外翼的升降副翼的偏转角增大或减小， 和 / 或设置更高 ( 或更低 ) 的引擎 功率。
已知在紧急情况下， WIG 飞行器避免与障碍物碰撞的最有效的操纵是在垂直平面 中的操纵， 使 WIG 飞行器离开地面效应区域， 并且随后返回到地面效应区域。 对于普通飞机类型的空气动力结构， 该操纵涉及俯仰角 ( 攻角 ) 的变化、 平衡的扰 动和过渡期过程中驾驶困难。在较高速度和较大俯仰变化下， 这可导致达到超临界攻角和 失去控制。因此， 在这样的情况下， 需要非常高的驾驶技术。
作为对照， 通过根据本文提出的本发明的 WIG 飞行器的类似操纵在机身保持在水 平姿态下进行， 所述水平姿态手动或通过自动驾驶保持。这样做， 所有中心翼 LAW 的襟副翼 ( 或 LAW 的襟副翼和外翼的襟翼 ) 使用单个控制杆同时向下偏转。当进行该操纵时， 本文 上面描述的用于自稳定和阻尼的系统自动脱离。 由于所有这些作用以及由于飞行高度的增 大， 纵向平衡受到扰动。出现的纵向力矩由升降器补偿， 并且平衡通过本文上述方法恢复。
爬升的垂直速度将取决于速率和襟副翼的偏转程度。 动力学爬升将在无需引擎功 率增大的情况下实现。同时， 不受推进装置吹动的平面的攻角将关于垂直爬升速度成比例 减小， 并且关于垂直降落速度成比例增大。 这具有减缓垂直速率中的突然变化的作用， 这增 大靠近地面的飞行安全性。
当达到动力学爬升高度时， 飞行器开始下降到可保持水平飞行的高度， 具有提升 表面的翼增升装置的新位置。紧急情况下垂直操纵的另一个选择可以是工程技术方案， 其 中一旦襟副翼偏转超过一定梯度， 引擎功率就自动增大。这将能够在动力学爬升高度下继 续飞行。
以本发明的实施例提出的并且为本领域当前状态的 WIG 飞行器的空气动力结构 允许一些系统具有回转稳定能力， 这将能够通过接合保持零俯仰的自动驾驶进行紧急垂直 操纵。
在地面效应飞行过程中， 可在保持必要的转动角和相同的高度下进行协调旋转 ( 没有滑动 )。
从地面效应模式着陆将通过逐渐减小引擎功率并且下降到最小可能 ( 根据环境 条件 ) 飞行高度进行。前缘襟翼 ( 机身的鼻襟翼 )、 LAW 的襟副翼、 空气动力减速装置和换
向器随速度减小成比例偏转， 随后转变为静态 SAC 运动模式。 在 SAC 上的滑行或在地面 ( 或 水面 ) 上着陆将通过最小或零地面速度进行。
从任何飞行高度着陆可通过急剧下降路径进行， 达到以水平机身姿态打开降落伞 降落。 出于该目的， 在当前飞行高度下或下降过程中， 施加足够用于保持控制的最小引擎功 率， 并且 LAW 增升装置偏转到对应于在 SAC 上运动的位置中。WIG 飞行器的姿态和下降路 径 ( 垂直速率或地面速度 ) 通过控制面的偏转、 LAW 襟副翼的偏转和引擎功率设置来调节。 垂直起飞和盘旋通过同时将推进装置的合成推进力的矢量设置为垂直位置来进行。为此， 其上安装推进装置的 LAW( 或其部件 ) 围绕其横轴运动， 直到推进力矢量处于垂直位置中， 之后， 引擎设置成起飞功率。WIG 飞行器的空中运动和稳定使用 LAW 襟副翼、 升降器和方向 舵、 推进装置的推进矢量方向和推进力的大小改变来进行。
图 (7-10) 显示了本文提出的本发明的变体。附图显示了通过沿纵向应用单个结 构基组和单个推进装置的 WIG 飞行器的一些可能实施例的一般布置方式。
图 11(a-c) 显示了首先在图 7 显示的轻型多功能 A 型 WIG 飞行器的三种视图。窗 口显示在图 9(a-c) 上。驾驶员座舱和乘客舱结构 47 安装在前 LAW 上， 并且易于通过侧门 48( 或舱口 ) 进出来登机或离开。窗口 49 在上半球形部分中提供无遮挡区域。APF 浮体例 如可以可充气气球 50 的形式形成。
图 12(a-c) 显示了首先显示在图 8 上的轻型多功能 B 和 C 型 WIG 飞行器的三种视 图， 这通过将外翼 19 添加到图 7 上所示的 WIG 飞行器形成。作为这样的结构的实施例， 彼 此靠近设置的具有较小直径的环的两个 SSP 可替代一个 SSP 6 来应用。这将增大 LAW 的跨 度 ( 质量提高 )， 并且降低推进力施加点的高度。
图 13(a-c) 显示了首先显示在图 9 上示出的 A 型巡逻 WIG 飞行器的三种视图， 其 旨在由边境 / 海岸守卫、 海关、 渔业巡护和其他服务机构使用。为了在减小的引擎功率下和 减小的地面压力下提高水陆两用性、 地面运动性能， APF 浮体可例如以多轴带轮起落装置形 式制成。轮以具有小相对轮毂直径并且外侧上覆盖有整流罩 52 的轻型低压轮胎 51 的形式 制成。通过远程控制的自动炮塔 53 安装在驾驶员座舱屋顶上。入口门 ( 舱盖 )48 布置在 驾驶舱 47 的后壁上， 并且另外的 ( 紧急 ) 舱盖 54 设置在每一侧上。驾驶舱可以是装甲的。 机身 55 以具有侧壁的船体形式形成。在通道 56 的尾部安装有尾板 57， 其为阻尼设计。艉 鳍 58 的龙骨和 APF 浮体 10 以水橇 59 的形式实施， 并且位于相同的平面中。
图 14 和图 15 显示了图 8 和图 9 上首先示出的 WIG 飞行器的推进和提升结构、 增 升装置处于静态气垫操作模式位置中的一般布置方式的底面视图。
图 16(a-c) 显示了图 10 上首先示出的 B 和 C 型 WIG 飞行器的三个视图。在该结 构的基础上， 可构造通用的和特定用途的 WIG 飞行器。重量类型 ： 从轻型 ( 最小 0.5 吨 ) 到 中型 (50-100 吨 )。机身 55 可以具有平直龙骨、 流畅或导流艉鳍型线的船身形式制成。船 身的艏柱可以设置在前 LAW 的前面或者后面。当飞机在地面上时， 以水橇 59 的形式制成的 船身龙骨可用作支撑表面， 并且可与 APF 的支撑表面位于相同平面中。所有支撑表面可由 耐久性低摩擦材料制成， 具有减震性。
通道 56 装配有鼻襟翼 60 和尾板 57。艉鳍龙骨 58 线具有在第二和后序 LAW 的 静 - 动气垫的长度范围内的向上倾斜部分 61。 向上倾斜部分 61 用作空气管道， 当静态气垫 形成时， 过大的压力通过所述管道传送到通道 56。 在两鳍片尾部装置 26 的鳍片之间设置乘客 / 货物门 62。
图 16(d-e) 显示了首先在图 10 上显示的 WIG 飞行器的具有元件标示的一般布置 方式。底面视图显示了处于用于静态气垫操作模式位置中的翼增升装置。
图 17 显示了具有两个结构基组 (BSG) 和两个推进装置的推进结构 (PS) 在 RH 侧 的一般布置方式。机身和附加的翼未示出。增升装置处于巡航飞行结构。该结构设计用于 垂直起飞操作。另外， 所述附图显示了沿纵向的 BSG 的可能结构。沿横向具有一个或多个 BSG 的结构也是可能的。因而， 可构造用于超重型 WIG 飞行器的推进结构。在图 17 上所示 的结构中， 第二和第三 LAW 制造成相同。每一个包括三个部分 ： 具有推进装置 63 的可动部 分、 固定部分 64 和襟副翼 8。
图 18 显示了首先在图 17 上显示的 PS 的增升装置， 其设置在用于垂直起飞 / 着陆 的位置。
图 19 显示了首先在图 17 上显示的 PS 的处于地面效应操作模式中的流线型布置 方式。
图 20 显示了首先在图 17 上显示的垂直起飞模式的流线型布置方式。图 21 显示 了首先在图 17 上显示的处于静态气垫操作模式的流线型布置方式。
图 22 显示了具有图 17 所示的推进结构的中型或重型 WIG 飞行器的空气动力结构 (2×2) 的 B 型和 C 型的一般布置方式。在该空气动力结构中， 机身下表面 ( 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 与后 LAW 8 的升降副翼一起构成 SAC 的后围， 并且在飞行中缩在与底部平齐的收藏位置中。WIG 飞行器的浮动通过以刚性流线型滑动半船体 67 的形式制成的 APF 浮体确保。
图 23 是显示首先在图 22 上显示的 WIG 飞行器的一般布置方式的底面视图。增升 装置处于巡航飞行结构。
图 24(a-c) 显示了首先在图 22 上显示的 WIG 的三个视图。前视图 ( 图 24(c)) 显 示了当外翼升高到系泊位置时外翼的轨迹和位置。 用于 SAC 的增升装置的位置显示在图 25 上。一般布置方式的底面视图显示在图 26 上。
图 27 显示了用于中型或重型 WIG 飞行器的空气动力结构实施例的一般布置方式， 其中两个主机身 55 用作空气动力板状浮体。在该结构中， 实施三点支撑结构。SSP 的数量 可相当大。 SSP 可单独设置或成组设置在三角形侧边或以抛物线状设置。 通过该布置方式， 来自 SSP 的滑流 ( 喷流 ) 将在共用中心翼下方形成圆顶形动态气垫。 在水平面中， 这样的气 垫的边界线 68 可以是顶部朝向后的三角形、 阶梯三角形或抛物线形状。这等同于其下形成 动态气垫的承载平面的后边缘前掠。 尾部边缘的这样的形状已知用于提高地面效应操作模 式中低展弦比的连续单翼的纵向稳定性。因此， 图 27 上显示的 WIG 飞行器空气动力结构提 供了来自动态气垫的纵向稳定性的附加分量。图 27 上所示的结构的另一个实施例是在顶 部指向前方的三角形每一侧边的 SSP 的布置方式。在该情况下， 将在水平平面中形成边与 中心翼的前边缘和机身内壁重合的直角三角形形状的两个动态气垫。 该结构的区别特征是 机身的直线侧部和外部升高到系泊位置时使用的护舷木 69。这能够使用现有端口作为 WIG 飞行器运输网络中的中心。 系泊操作和乘客以及货物的处置相当简化， 并且更重要的是， 这 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。
图 28(a-c) 显示了首先在图 27 上显示的 WIG 飞行器的三个视图。图 28(d) 是显示动态气垫的近似边界线 68 的底面视图。用于巡航模式和 SAC 模 式的增升装置的位置显示在图 29 和图 30 上。
图 31、 图 32 和图 33(a-c) 显示了未驱动模式的空气动力结构， 其中体现了用于本 发明的概念性方案。
在获得所要求保护的结果的情况下， 所述方法的详细公开内容和用于实现所述方 法的翼地效应飞行器结构的实施例充分用于本文中提出的本发明在工厂中的应用。
参考文献
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29.patent RU 2254250 C2 B 60V 1/08.
本发明附图中的位置和附图标记列表
1- 前低展弦比机翼 (LAW) ；
2- 前缘襟翼 ；
3-LAW 上表面的半环形部分 ；
4- 前 LAW 的襟副翼 ；
5- 后和后序低展弦比机翼 (LAW) ；
6- 具有保护罩的螺旋推进器 (SSP) ；
7- 引擎 ；
8- 后 ( 后序 )LAW 的襟副翼 ；
9-LAW 的翼端面
10- 翼端空气动力板状浮体 (APF) ；
11- 用于静态气垫 (SAC) 的空腔 ；
12- 用于动态气垫 (DAC) 的空腔 ；
13- 用于静态 - 动态气垫 (SDAC) 的空腔 ；
14- 翼端空气动力板状浮体的内表面 ；
15- 翼端空气动力板状浮体的上边缘 ；
16- 附加的低展弦比机翼 (ALAW) ；
17- 前边缘升降器 ( 升降副翼 ) ；
18- 鼻升降器 ( 升降副翼 ) ；
19- 外翼
20- 辅助翼
21- 副翼
22- 外翼的升降副翼
23- 扰流器
24- 平尾 ( 全动水平尾翼 )
25- 中心翼 (CW)
26- 两鳍片 ( 四鳍片 ) 垂直尾部 ；
27- 方向舵 ；
28- 推进矢量控制平面 ；
29-ASP 环 ；
30- 前 LAW 的上表面 ；
31- 后 ( 后序 )LAW 的前边缘 ；
32- 前 LAW 襟副翼的前边缘 ；
33- 后 LAW 的下表面 ；
34- 空气管道 ；35- 来自带保护罩的螺旋推进器 (SSP) 的下半部分的滑流 ( 喷流 ) ； 36- 推拉控制连杆 ； 37-LAW 襟副翼的平面和攻角传感器 (AAS) 的平面之间的设置角 ； 38- 前升力 ； 39- 后升力 ； 40- 根据高度的焦点 ； 41- 重心 ； 42- 焦点之间的中点 ； 43- 根据攻角的焦点 ； 44- 来自 SSP 上半部的滑流 ( 喷流 ) ； 45-SSP 吸入气流 ； 46- 前 LAW 的下表面 ； 47- 驾驶舱 ； 48- 入口门 ( 舱盖 ) ； 49- 驾驶舱和乘客舱的窗口 ； 50- 可充气浮体 ； 51- 低压轮胎 ； 52- 空气动力整流罩 ； 53- 自动炮塔 ； 54- 紧急 ( 附加 ) 舱盖 ； 55- 机身 ； 56- 通道 ； 57- 尾板 ； 58- 艉鳍 ； 59- 水橇 ； 60- 机身的鼻襟翼 ； 61- 艉鳍龙骨线型的向上倾斜部分 ； 62- 货物 / 乘客门 ； 63-LAW 的具有推进装置的旋转部分 ； 64-LAW 的固定部分 ； 65- 机身下表面 ( 底部 ) ； 66- 艉翼板 ； 67- 浮体 - 刚性半舱体 ； 68- 动态气垫的近似边界线 ； 69- 护舷木 ； 70- 附加 LAW 的上表面 - 甲板 ； Y- 升力 ； Y1- 前升力 ； Y2- 后升力 ；ΔY- 升力增量 ； G- 重力 ( 质量 ) ； P- 推进装置的推进力 ； Pv- 推进力的垂直分量 ； PH- 推进力的水平分量 ； M- 恢复力矩