專利名稱：地效飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器，尤其是一種在地效飛行區(qū)內(nèi)飛行的具有高效動力增升效應(yīng)的大型高速地效飛行器。
背景技術(shù)：
高效動力增升地效飛行器是一種高速運輸工具，當(dāng)飛行器貼近地面或水面飛行時，空氣流經(jīng)機翼與地面或水面之間的狹窄通道會產(chǎn)生附加的動力增升效應(yīng)。存在地面增升效應(yīng)的高度，稱為地效區(qū)，其高度大約相當(dāng)于翼展長度。越靠近地面，地面效應(yīng)越強。地效飛行器即是利用這種空氣動力地面效應(yīng)原理而發(fā)展起來的一種新型掠地或掠海飛行的新型交通運輸工具。由于地效飛行器具有飛機一樣的高速度，雖然在理論上它可以貼地飛行，但實際上只能在沒有表面障礙的江河湖海上掠水面飛行，因此，地效飛行器又被稱為地效翼船。地效飛行器其基本飛行原理及設(shè)計制造技術(shù)主要屬于航空技術(shù)，但其用途和使用環(huán)境涉及船舶及航海技術(shù)領(lǐng)域。
現(xiàn)有技術(shù)的主要缺陷如下1、一般飛機類型的飛行器(1)經(jīng)濟性制造、使用和維護成本比較高，需建大量機場，并且其通訊、導(dǎo)航、空地勤保障條件要求較高，因而總的運營成本較高。
(2)安全性普通飛行器如果出現(xiàn)發(fā)動機停車或其它嚴重故障，往往造成災(zāi)難性后果。
(3)舒適性會受高空上升氣流起伏顛簸的影響，起降時氣壓急驟變化會引起不適。
(4)適航性受空中管制的限制，且不能在灘涂、冰層、沼澤地飛行。
2、船舶(包括氣墊船、水翼船)(1)航行速度慢，不利于提高海上運輸效率。
(2)受海上風(fēng)浪起伏沖擊的影響，乘座舒適性差。
(3)需要建造吃水深度大的碼頭及相應(yīng)的設(shè)施，適航性不好。
3、現(xiàn)有小型地效飛行器，如中國專利申請?zhí)?2115191.1公開的小型地效飛行器，其噸位及尺度小(5噸級，翼展9.8米，全長16米)，航速低(150公里/小時)，載客量小(僅十余人)，抗風(fēng)浪能力低(起降浪高不超過1米，巡航飛高不超過1.5米)一般僅能在內(nèi)河、內(nèi)湖使用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的旨在提供一種能充分利用高效動力增升效應(yīng)的地效飛行器，使其具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行，能使升力增加、阻力降低的大型海上客貨地效飛行器。
為實現(xiàn)上述目的本發(fā)明采用如下技術(shù)方案一種地效飛行器，包括機身、機翼和發(fā)動機，所述飛行器尾部設(shè)有巡航發(fā)動機，機身頭部兩側(cè)設(shè)有起飛發(fā)動機，機身中段兩側(cè)翼下設(shè)有增升氣腔，該增升氣腔由機身中段下部、主翼下翼面、主翼兩端下面的隔板及主翼后緣下偏的襟翼構(gòu)成封閉狀的腔體組成。
本發(fā)明的起飛發(fā)動機設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置。
本發(fā)明的襟翼、起飛發(fā)動機噴口和飛行器尾部的水平尾翼外翼后緣的升降舵偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置各自均設(shè)有按照電傳操縱系統(tǒng)協(xié)調(diào)控制的使三者同步偏轉(zhuǎn)的液壓舵機。
本發(fā)明的機翼由主翼、外翼過渡段及大展弦比的外翼組成。
本發(fā)明的主翼為梯形翼，其面積為機翼總面積的70～80％，優(yōu)選為76％；其下反角為1～2°，優(yōu)選為1.5°。
本發(fā)明的外翼過渡段為梯形翼，其前緣后掠角47°～53°，優(yōu)選為50°，梢弦長5.75～6.75米，優(yōu)選為6.25米，上反角4°～6°，優(yōu)選為5°。
本發(fā)明的飛行器尾部的水平尾翼的總面積為機翼總面積的30％～33％，優(yōu)選為31.2％，距水平基準面的距離為平尾弦長的2.5倍；上述水平尾翼后端沿左右設(shè)有一對用于控制縱向飛行姿態(tài)及實現(xiàn)縱向平衡的升降舵，其舵面設(shè)有調(diào)整片。
本發(fā)明的機身由前機身，機身中段和后機身組成，所述機身橫剖面底部采用類似滑行艇的具有一定斜升角α的折角形剖面，斜升角從首部到尾部逐漸變小。
本發(fā)明的機身底部為多斷階布局，所述多斷階布局包括機身前段的主斷階及設(shè)于主斷階之后的若干次斷階和艉斷階，主斷階與若干次斷階及艉斷階呈多斷階結(jié)構(gòu)；并且各斷階尾緣分布在與水平基準面呈一定傾角的一條直線上。
本發(fā)明的飛行器在全機重心處的機身底部設(shè)置了水橇裝置，水橇裝置由水橇、兩個緩沖作動筒和橡膠氣囊組成。
本發(fā)明由于采用在機翼下方設(shè)計的增升氣腔與起飛發(fā)動機轉(zhuǎn)向噴口之間合理的配置，將起飛發(fā)動機噴流通過轉(zhuǎn)向噴口導(dǎo)入增升氣腔，并將氣流的動能轉(zhuǎn)化為壓力能，以產(chǎn)生較大的墊升力。此外，在飛行器尾部高置的T型尾翼設(shè)有巡航發(fā)動機；在尾翼及設(shè)于尾翼平尾上帶有調(diào)整片的升降舵，既保證了攻角焦點與高度焦點之間合理的匹配，又保證了長時間飛行時升降舵桿力的配平，實現(xiàn)了在縱向平面內(nèi)的平衡和機動，確保了飛行器能在貼近水面的空中穩(wěn)定的飛行。
本發(fā)明所提供的大型海上客貨地效飛行器通過設(shè)計合理氣動配置，能使飛行升力增加、阻力降低，充分利用高效動力增升效應(yīng)的地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行的特點。
下面結(jié)合附圖詳細說明本發(fā)明的結(jié)構(gòu)及工作原理


圖1為本發(fā)明的立體結(jié)構(gòu)外觀圖。
圖2-1、圖2-2和圖2-3分別為本發(fā)明的側(cè)視圖、前視圖和俯視圖。
圖3為本發(fā)明的立體分解結(jié)構(gòu)示意圖。
圖4為本發(fā)明的全客型地效飛行器艙位佈置圖。
圖4-1、圖4-2、圖4-3、圖4-4、和圖4-5分別為圖4的A-A、B-B、C-C、D-D和E-E剖面圖。
圖5為本發(fā)明的客貨型地效飛行器艙位佈置圖。
圖5-1、圖5-2、圖5-3、圖5-4、和圖5-5分別為圖5的A-A、B-B、C-C、D-D和E-E剖面圖。
圖6為本發(fā)明渡輪型地效飛行器艙位佈置圖。
圖6-1、圖6-2、圖6-3和圖6-4分別為圖6的A-A、B-B、C-C和E-E剖面圖。
圖7為本發(fā)明的起飛發(fā)動機噴流導(dǎo)入增升氣腔的示意圖。
圖8為本發(fā)明機身水動布局示意圖。
具體實施例方式
如圖1圖2圖3所示的本發(fā)明包括機身中段2、主翼6、起飛發(fā)動機12及其噴口。所述機身中段2與主翼6及隔板14、機翼后緣下偏的襟翼4形成封閉的增升氣腔18。起飛發(fā)動機噴流導(dǎo)入增升氣腔18，氣流在腔內(nèi)受到阻滯，動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ埽饔迷谥饕?下表面的附加壓力產(chǎn)生附加的墊升升力。墊升升力可以將飛行器抬起，減少了飛行器與水接觸的面積，從而降低了飛行器滑行阻力。上述增升氣腔18為由機身中段2下部、主翼6下翼面、主翼6兩端下面的隔板14及主翼6后緣襟翼4組成的腔體，其中襟翼4設(shè)有可使其沿主翼6后緣向下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置。上述起飛發(fā)動機12設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置。
襟翼4和起飛發(fā)動機12的噴口偏轉(zhuǎn)的同時，將引起全機縱向力矩的變化，這時需要偏轉(zhuǎn)中央水平翼7和水平尾翼外翼8后緣的升降舵11以保持全機的縱向平衡。上述升降舵11設(shè)有便其上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置。如圖7所示上述襟翼4、起飛發(fā)動機12噴口和升降舵11偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置均為各自的液壓舵機，由駕駛員通過電傳操縱系統(tǒng)統(tǒng)一控制，也即三者的偏轉(zhuǎn)是同步進行的。上述動力增升系統(tǒng)可以使地效飛行器順利地離水并過渡到巡航狀態(tài)，整個過程操作簡便、飛行姿態(tài)穩(wěn)定。上述襟翼4為矩形，其擺角為0-20°可調(diào)。
如圖2所示，上述主翼6為展弦比1.9，前緣后掠角12°42′，根弦長17.2米，面積為機翼總面積76％和下反角1.5°的梯形翼。外翼過渡段19為前緣后掠角50°，梢弦長6.25米，上反角5°的梯形翼。上述主翼6和外翼過渡段19及大展弦比的外翼5組成機翼。機翼總展弦比為5，總展長55.1米。上述外翼5后緣設(shè)有可偏轉(zhuǎn)的付翼15。這樣的組合翼布局和幾何參數(shù)具有結(jié)構(gòu)簡單、地效作用強、匹配合理的特點。上述T型尾翼包括中央水平翼7、水平尾翼外翼8所組成的平尾和垂尾9。為減少機翼對尾翼的洗流干擾，所述平尾采用高置且面積較大的設(shè)置。所述平尾的總面積為機翼總面積的31.2％，距水平基準面的距離為平尾弦長的2.5倍。上述平尾后緣沿左右設(shè)有一對用于控制縱向飛行姿態(tài)及實現(xiàn)縱向平衡的升降舵11，其舵面設(shè)有調(diào)整片17。上述升降舵11主要提供縱向操縱力距，保證高效動力增升型地效飛行器縱向力矩平衡，實現(xiàn)高效動力增升型地效飛行器在縱向平面內(nèi)的機動。與一般飛行器不同，高效動力增升型地效飛行器在地效區(qū)內(nèi)飛行時，有兩個焦點，即攻角焦點和高度焦點。按高效動力增升型地效飛行器縱向運動穩(wěn)定性判斷，只有當(dāng)攻角焦點、高度焦點和地效飛行器的重心位置合理配置時，高效動力增升型地效飛行器的縱向運動才是穩(wěn)定的。而采用高置的T型尾翼與其它部件的合理配置，可在規(guī)定的速度范圍內(nèi)具有良好的穩(wěn)定性，保證攻角焦點與高度焦點的合理匹配。上述垂尾9后緣后緣設(shè)有可偏轉(zhuǎn)的方向降舵10。
如圖3圖4所示前機身1，機身中段2和后機身3組成機身。所述機身橫剖面底部采用類似滑行艇的具有一定斜升角α的折角形剖面。斜升角從首部到尾部逐漸變小。所述機身底部為多斷階布局。所述多斷階布局包括機身前段的主斷階112及設(shè)于主斷階112之后的若干次斷階111和艉斷階113。主斷階112與若干次斷階111及艉斷階113呈多斷階結(jié)構(gòu)，并要求各斷階尾緣分布在與水平基準面呈一定傾角的一條直線上。這樣布局，滑水面將沿縱向分成多個滑水面，增加了滑水面的展弦比，減少了摩擦阻力，提高了水動力性能，增強了運動穩(wěn)定性；采用多斷階，出現(xiàn)多個滑水面，將水動力對結(jié)構(gòu)的沖擊分散，改善了結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)；采取多斷階，確保地效飛行器以各斷階尾緣連線傾角相同的俯仰角離水，為地效飛行器向巡航狀態(tài)過渡飛行提供了有利條件。
隔板14底部滑水面的外形類似于機身底部。隔板14滑水面除起著與機身滑水面相同的作用外，由于它在主翼兩端距機身較遠，還起著大幅度提高本發(fā)明地效飛行器滑水航行時橫向穩(wěn)定性作用。
如圖4、5、6所示上述機身滑行體底部及隔板14底部橫截面呈帶有橫向斜升角α的折角形剖面。機身及隔板14底部合理的底部橫向斜升角，使得當(dāng)高效動力增升型地效飛行器處于滑行狀態(tài)時左右滑行面產(chǎn)生適當(dāng)?shù)姆稣?，保證高效動力增升型地效飛行器具有良好的橫向滑行穩(wěn)定性。
當(dāng)?shù)匦эw行器降落水面時，波浪對地效飛行器的沖擊力能夠大到自身重量的數(shù)倍。如圖3、圖8所示，為了減緩著水時水動力載荷對地效飛行器結(jié)構(gòu)的沖擊，在全機重心處的機身底部設(shè)置了水橇裝置16。水橇裝置由水橇20、兩個緩沖作動筒21和一些橡膠氣囊22組成。橡膠氣囊位于機身結(jié)構(gòu)和水橇結(jié)構(gòu)之間，起著避免二者直接接觸的緩沖和密封作用。在水橇20觸水時，緩沖作動筒21將水橇20受到的水動力沖擊載荷快速地吸收進來，在地效飛行器降落后的漂浮狀態(tài)中，緩沖作動筒21再將儲存的能量緩慢釋放出來，這樣就大大地減輕了水動力載荷對結(jié)構(gòu)的沖擊。水橇20外形類似于寬度很小的滑水平板。著水時要將水橇20調(diào)整到固定角度，使其均勻著水。水橇20外形使水動力沖擊載荷主要作用在連接緩沖作動筒21的支柱附近，同時保持飛行器在水橇20著水后機身和隔板14尚未觸水的滑行階段穩(wěn)定地航行，并使機身和隔板14底部滑水面均勻地著水。水橇20先著水也延后了隔板14和機身觸水的時間，降低了隔板14和機身的觸水速度，減少了水動力載荷的沖擊。
本發(fā)明的實際操作過程是這樣實現(xiàn)的地效飛行器停靠在類似航空港的專用客、貨兩用浮碼頭完成客、貨上機后，啟動巡航發(fā)動機13，滑行至起飛點。滑行過程中，可用左、右發(fā)動機的“推力差”控制轉(zhuǎn)彎。首先在港灣內(nèi)專用滑行道起飛。如果港灣滑行道長度不足或條件不允許，亦可滑行至外海專門劃定的位置起飛。在滑行過程中，起飛發(fā)動機12開車并預(yù)熱，水橇20處于收起位置。開始起飛后，巡航發(fā)動機13和起飛發(fā)動機12均開車至最大狀態(tài)。同時，襟翼4向下偏轉(zhuǎn)，起飛發(fā)動機12噴口轉(zhuǎn)向，將發(fā)動機噴流引向翼下以產(chǎn)生墊升升力。當(dāng)?shù)匦эw行器加速至離水速度，機體抬出水面。完成過渡飛行狀態(tài)后，起飛發(fā)動機12關(guān)閉，襟翼4收起，轉(zhuǎn)入地效高度內(nèi)的巡航飛行狀態(tài)。
在地效飛行器從起飛到轉(zhuǎn)入巡航飛行的整個過渡飛行階段，賀駛員通過電傳操縱系統(tǒng)對起飛發(fā)動機12轉(zhuǎn)向噴口、襟翼4和升降舵11的液壓舵機實施協(xié)調(diào)一致的同步操作，可使地效飛行器順利地從起飛狀態(tài)過渡到巡航飛行狀態(tài)，整個過程作簡便、可靠。
在正常的巡航飛行狀態(tài)下，三臺巡航發(fā)動機13均工作。當(dāng)一臺巡航發(fā)動機故障時，可以兩臺巡航發(fā)動機繼續(xù)飛行。若出現(xiàn)風(fēng)浪，可以補充開動一臺或兩臺一直處于自轉(zhuǎn)狀態(tài)的起飛發(fā)動機12。當(dāng)兩臺巡航發(fā)動機相繼故障時，可以一臺巡航發(fā)動機和兩臺起飛發(fā)動機繼續(xù)飛行。
在飛行過程中，若遇障礙，地效飛行器可以爬高飛出地效區(qū)至150米高度越過障礙。
當(dāng)?shù)竭_目的地后，放下襟翼4，地效飛行器減速，同時放下水橇20。當(dāng)飛行器速度降至著水速度，水橇20首先撞擊水面，吸收撞擊能力，機體逐步?jīng)]入水中，進入著水滑行階段。當(dāng)水橇20觸水后，襟翼4即逐步收起，由巡航發(fā)動機13進入慢車狀態(tài)將飛行器滑行至停泊浮碼頭。
本發(fā)明的地效飛行器，具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行，能使升力增加、阻力降低。其最大起飛重量可達390噸，載客量500人，巡航速度為500公里/小時，是能在浪高2.5～3.5米海情下起降的大型海上客貨地效飛行器。
權(quán)利要求
1.一種地效飛行器，包括機身、機翼和發(fā)動機，其特征在于所述飛行器尾部設(shè)有巡航發(fā)動機(13)，機身頭部兩側(cè)設(shè)有起飛發(fā)動機(12)，機身中段(2)兩側(cè)翼下設(shè)有增升氣腔(18)，該增升氣腔(18)由機身中段(2)下部、主翼(6)下翼面、主翼(6)兩端下面的隔板(14)及主翼(6)后緣下偏的襟翼(4)構(gòu)成封閉狀的腔體組成。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述起飛發(fā)動機(12)設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的地效飛行器，其特征在于所述襟翼(4)、起飛發(fā)動機(12)噴口和飛行器尾部的水平尾翼外翼(8)后緣的升降舵(11)偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動裝置各自均設(shè)有按照電傳操縱系統(tǒng)協(xié)調(diào)控制的使三者同步偏轉(zhuǎn)的液壓舵機。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述機翼由主翼(6)、外翼過渡段(19)及大展弦比的外翼(5)組成。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的地效飛行器，其特征在于所述主翼(6)為梯形翼，其面積為機翼總面積的70～80％，優(yōu)選為76％；其下反角為1～2°，優(yōu)選為1.5°。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的地效飛行器，其特征在于所述外翼過渡段(19)為梯形翼，其前緣后掠角47°～53°，優(yōu)選為50°，梢弦長5.75～6.75米，優(yōu)選為6.25米，上反角4°～6°，優(yōu)選為5°。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述飛行器尾部的水平尾翼的總面積為機翼總面積的30％～33％，優(yōu)選為31.2％，距水平基準面的距離為平尾弦長的2.5倍；上述水平尾翼后端沿左右設(shè)有一對用于控制縱向飛行姿態(tài)及實現(xiàn)縱向平衡的升降舵(11)，其舵面設(shè)有調(diào)整片(17)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述機身由前機身(1)，機身中段(2)和后機身(3)組成，所述機身橫剖面底部采用類似滑行艇的具有一定斜升角α的折角形剖面，斜升角從首部到尾部逐漸變小。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述機身底部為多斷階布局，所述多斷階布局包括機身前段的主斷階112及設(shè)于主斷階112之后的若干次斷階111和艉斷階113，主斷階112與若干次斷階111及艉斷階113呈多斷階結(jié)構(gòu)；并且各斷階尾緣分布在與水平基準面呈一定傾角的一條直線上。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的地效飛行器，其特征在于所述飛行器在全機重心處的機身底部設(shè)置了水橇裝置(16)，水橇裝置由水橇(20)、兩個緩沖作動筒(21)和橡膠氣囊(22)組成。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種在地效飛行區(qū)內(nèi)飛行的大型高速地效飛行器。本發(fā)明包括機身、機翼和發(fā)動機，所述飛行器尾部設(shè)有巡航發(fā)動機，機身頭部兩側(cè)設(shè)有起飛發(fā)動機，機身中段兩側(cè)翼下設(shè)有增升氣腔，該增升氣腔由機身中段下部、主翼下翼面、主翼兩端下面的隔板及主翼后緣下偏的襟翼構(gòu)成封閉狀的腔體組成。本發(fā)明將起飛發(fā)動機噴流通過轉(zhuǎn)向噴口導(dǎo)入增升氣腔，并將氣流的動能轉(zhuǎn)化為壓力能，以產(chǎn)生較大的墊升力；在飛行器尾部高置的T型尾翼設(shè)有巡航發(fā)動機；在尾翼及設(shè)于尾翼平尾上帶有調(diào)整片的升降舵，既保證了攻角焦點與高度焦點之間合理的匹配，又保證了長時間飛行時升降舵桿力的配平，實現(xiàn)了在縱向平面內(nèi)的平衡和機動，確保飛行器在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行。
文檔編號B64C5/00GK1974323SQ200610157639
公開日2007年6月6日 申請日期2006年12月15日 優(yōu)先權(quán)日2006年12月15日
發(fā)明者李緒鄂, 伏·赫·基里諾維赫, 顧誦芬, 崔爾杰, 格·波·庫茲涅佐夫, 羅家樞, 伏·赫·布洛欣, 宋明德, 陳洪若, 阿·依·普里瓦洛夫, 褚林堂, 勃·馬·拉里茲赫, 李洪疇, 韓光維, 李先達 申請人:中國科技開發(fā)院