專利名稱:地效飛行器的氣動(dòng)布局的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器，尤其是一種地效飛行器的氣動(dòng)布局。
背景技術(shù)：
地效飛行器是一種高速運(yùn)輸工具，當(dāng)飛行器貼近地面或水面飛行時(shí)，空氣流經(jīng)機(jī)翼與地面或水面之間的狹窄通道會(huì)產(chǎn)生附加的動(dòng)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(zhǎng)度。越靠近地面，地面效應(yīng)越強(qiáng)。地效飛行器即是利用這種空氣動(dòng)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交通運(yùn)輸工具。由于地效飛行器具有飛機(jī)一樣的高速度，雖然在理論上它可以貼地飛行，但實(shí)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。地效飛行器的基本飛行原理及設(shè)計(jì)制造技術(shù)主要屬于航空技術(shù)，但用途和使用環(huán)境涉及船舶及航海技術(shù)領(lǐng)域：
。
目前地效飛行器現(xiàn)有技術(shù)的主要缺陷有1、一般飛機(jī)類型的飛行器(1)經(jīng)濟(jì)性制造、使用和維護(hù)成本比較高，需建大量機(jī)場(chǎng)，并且其通訊、導(dǎo)航、空地勤保障條件要求較高，因而總的運(yùn)營(yíng)成本較高。
(2)安全性普通飛行器如果出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車或其它嚴(yán)重故障，往往造成災(zāi)難性后果。
(3)舒適性會(huì)受高空上升氣流起伏顛簸的影響，起降時(shí)氣壓急驟變化會(huì)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(yùn)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
公開日為2003年4月2日的中國(guó)實(shí)用新型專利02227328.X公開的小型地效飛行器，其噸位及尺度小(5噸級(jí)，翼展9.8米，全長(zhǎng)16米)，航速低(150公里/小時(shí))，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)明的目的是提供一種地效飛行器的氣動(dòng)布局，要解決的技術(shù)問題是使其能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行，且能使升力增加、阻力降低，并適用于大型的海上客貨運(yùn)輸。
為解決上述問題本發(fā)明采用以下技術(shù)方案一種地效飛行器的氣動(dòng)布局，包括機(jī)身、機(jī)翼、起飛發(fā)動(dòng)機(jī)和高置的T型尾翼，所述機(jī)翼為組合翼，所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在機(jī)身頭部?jī)蓚?cè)，所述機(jī)身中段兩側(cè)翼下設(shè)有墊升氣腔，所述T型尾翼上設(shè)置有巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。
本發(fā)明所述機(jī)翼由主翼、外翼及兩者之間結(jié)合部的過渡段組成，所述主翼兩端的下翼面設(shè)置有隔板。
本發(fā)明所述主翼為梯形翼，其展弦比在1.7-2.1之間，前緣后掠角10°-14°，根弦長(zhǎng)15-19米，面積為機(jī)翼總面積的70％-80％，下反角為1°-2°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣后掠角為45°-55°，梢弦長(zhǎng)為6.0-6.5，上反角為4.5°-5.5°，所述外翼是梯形翼，其前緣后掠角為15°-17°，梢弦長(zhǎng)2.7-3.3米，上反角為4°-6°，所述機(jī)翼的總展弦比為4.5-5.5，總展長(zhǎng)為52-57米。
本發(fā)明所述主翼的展弦比為1.9，前緣后掠角為12°42′，根弦長(zhǎng)為17.2米，面積為機(jī)翼總面積的76％，下反角為1.5°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣后掠角為50°，梢弦長(zhǎng)為6.25米，上反角為5°，所述外翼是梯形翼，其前緣后掠角為16°，梢弦長(zhǎng)3.5米，上反角為6°，所述機(jī)翼的總展弦比為5，總展長(zhǎng)為55.1米。
本發(fā)明所述墊升氣腔為由機(jī)身中段下部、主翼下翼面、隔板及主翼后緣襟翼組成的腔體。
本發(fā)明所述襟翼設(shè)有可使其沿主翼后緣向下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置，所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置。
本發(fā)明所述T型尾翼由垂直尾翼和水平尾翼組成，所述水平尾翼后緣設(shè)有升降舵，所述該垂直尾翼后緣設(shè)有方向舵。
本發(fā)明所述水平尾翼的面積為機(jī)翼總面積的30％-32％，水平尾翼根弦前緣距主翼后緣的距離為主翼根弦長(zhǎng)度的4.0-4.5倍，距水平基準(zhǔn)面的距離為水平尾翼根弦長(zhǎng)度的2.3-2.7倍。
本發(fā)明所述水平尾翼的面積為機(jī)翼總面積的31.2％，水平尾翼根弦前緣距主翼后緣的距離為主翼根弦長(zhǎng)度的4.2倍，距水平基準(zhǔn)面的距離為水平尾翼根弦長(zhǎng)度的2.5倍。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，通過合理的氣動(dòng)配置，能使飛行升力增加、阻力降低，充分利用高效動(dòng)力增升效應(yīng)，使地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行的特點(diǎn)。
圖1為本發(fā)明的俯視圖。
圖2為本發(fā)明的主視圖。
圖3為本發(fā)明的動(dòng)力增升系統(tǒng)示意圖。
具體實(shí)施方式以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的描述。
如圖1和圖2所示，本發(fā)明包括機(jī)身1、襟翼6、起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7和巡航發(fā)動(dòng)機(jī)8，以及由主翼2、外翼5及兩者之間的過渡段4組成的組合機(jī)翼、主翼2兩端翼下的隔板3和尾部高置的T型尾翼。起飛發(fā)動(dòng)機(jī)噴流導(dǎo)入墊升氣腔13，氣流在腔內(nèi)受到阻滯，動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，作用在主?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。所述墊升氣腔13為由機(jī)身中段下部、主翼2下翼面、主翼2兩端翼下的隔板3及主翼2后緣的襟翼6組成的腔體，其中襟翼6設(shè)有可使其沿主翼2后緣向下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置。所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置。所述T型尾翼包括垂直尾翼10與水平尾翼9，所述該水平尾翼9后緣設(shè)有升降舵14，所述該垂直尾翼10后緣設(shè)有方向舵16，全機(jī)的操縱面有水平尾翼9后緣的升降舵14和垂直尾翼10后緣的方向舵16以及主翼2后緣的襟翼6和外翼5后緣的付翼15。
機(jī)翼是提供升力的基本部件。在地效區(qū)內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)，在某一地效飛行高度上，機(jī)翼局部弦長(zhǎng)越大，由地面效應(yīng)產(chǎn)生的附加升力就越大。在機(jī)翼面積一定時(shí)，機(jī)翼弦長(zhǎng)增加，展長(zhǎng)必然降低，也就是展弦比降低了。展弦比降低，機(jī)翼的固有升力也就降低。既要提供較大的地面效應(yīng)附加升力，又要使機(jī)翼的固有升力下降得少些，是地效飛行器機(jī)翼設(shè)計(jì)必須解決的問題之一。以大部分面積(70％-80％)構(gòu)成弦長(zhǎng)大的小展弦比主翼2，以小部分面積(20％-30％)構(gòu)成單獨(dú)展弦比大的外翼5。二者結(jié)合起來的組合翼展弦比較大，大部分機(jī)翼面弦長(zhǎng)也大，就能保證該機(jī)翼既有較大的固有升力、又能提供較大的地面效應(yīng)附加升力。
如圖2所示，所述主翼2為梯形翼，其展弦比在1.7-2.1之間，優(yōu)選值為1.9；前緣后掠角10°-14°，優(yōu)選值為12°42′；根弦長(zhǎng)15-19米，優(yōu)選值為17.2米；面積為機(jī)翼總面積的70％-80％，優(yōu)選值為76％；下反角11為1°-2°，優(yōu)選值為1.5°。外翼5的過渡段4亦為梯形翼，其前緣后掠角為45°-55°，優(yōu)選值為50°；梢弦長(zhǎng)為6.0-6.5，優(yōu)選值為6.25米，上反角12為4.5°-5.5°，優(yōu)選值為5°。外翼5也是梯形翼，其前緣后掠角為15°-17°，優(yōu)選16°；梢弦長(zhǎng)2.7-3.3米，優(yōu)選3.5米；上反角為4°-6°，優(yōu)選6°。組合機(jī)翼的總展弦比為4.5-5.5，優(yōu)選值為5，總展長(zhǎng)為52-57米，優(yōu)選值為55.1米。試驗(yàn)證實(shí)帶外翼5的主翼2與單獨(dú)主翼相比，升阻比增量達(dá)到2-4，這說明了組合翼的優(yōu)越性。上述升降舵14主要提供縱向操縱力距，保證高效動(dòng)力增升型地效飛行器縱向力矩平衡，實(shí)現(xiàn)高效動(dòng)力增升型地效飛行器在縱向平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)。與一般飛行器不同，高效動(dòng)力增升型地效飛行器在地效區(qū)內(nèi)飛行時(shí)，有兩個(gè)焦點(diǎn)，即攻角焦點(diǎn)和高度焦點(diǎn)。按高效動(dòng)力增升型地效飛行器縱向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性判斷，只有當(dāng)攻角焦點(diǎn)、高度焦點(diǎn)和地效飛行器的重心位置合理配置時(shí)，高效動(dòng)力增升型地效飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)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(diǎn)與高度焦點(diǎn)的合理匹配。上述垂尾10的后緣設(shè)有可偏轉(zhuǎn)的方向降舵16。
本發(fā)明的組合翼的進(jìn)一步改進(jìn)措施是在主翼2的兩端下翼面設(shè)置隔板3，在主翼2與外翼5結(jié)合部設(shè)置過渡段4。隔板3的作用相當(dāng)于增大了主翼2的展弦比，提高了主翼2的固有升力。同時(shí)，隔板3又為墊升腔13的側(cè)壁，起著提供墊升升力的作用。設(shè)置過渡段4改善了主翼2表面的流態(tài)，便升力均勻變化。
本發(fā)明的水平尾翼9是保證地效飛行器縱向平衡和穩(wěn)定的重要部件。地效飛行器在地效區(qū)內(nèi)穩(wěn)定飛行的條件是一、攻角焦點(diǎn)位于高度焦點(diǎn)之后；二、重心在高度焦點(diǎn)附近。單獨(dú)機(jī)翼在地效區(qū)內(nèi)是極不穩(wěn)定的。為滿足靜穩(wěn)定條件要求平尾面積較一般常規(guī)飛機(jī)的平尾面積大，且位置應(yīng)高置，以便高出平尾本身的地效區(qū)且盡可能遠(yuǎn)離機(jī)翼的氣流干擾區(qū)。
本發(fā)明所述的水平尾翼9的面積為機(jī)翼總面積的30％-32％，優(yōu)選31.2％；水平尾翼9根弦前緣距主翼2后緣的距離為主翼2根弦長(zhǎng)度的4.0-4.5倍，優(yōu)選4.2倍；距水平基準(zhǔn)面的距離為水平尾翼9根弦長(zhǎng)度的2.3-2.7倍，優(yōu)選2.5倍。這樣，氣流繞水平尾翼9的流動(dòng)受攻角影響大，受高度影響小。使得飛行器攻角焦點(diǎn)大幅度后移至高度焦點(diǎn)之后。試驗(yàn)證實(shí)，襟翼6偏角0°時(shí)，其攻角焦點(diǎn)位于高度焦點(diǎn)之后，差值為主翼2平均氣動(dòng)弦的0.1-0.25；襟翼6偏角20°時(shí)，差值為主翼2平均氣動(dòng)弦的0.06-0.25。說明配置的水平尾翼9起到了良好的平衡和穩(wěn)定作用。
如圖3所示，本發(fā)明起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7是設(shè)置在機(jī)身1頭部之內(nèi)，當(dāng)?shù)匦эw行器起飛之后，起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7尾噴流流向主翼2下表面、主翼2后緣下偏的襟翼6與隔板3構(gòu)成的墊升腔13，高動(dòng)量氣流受到阻滯，腔內(nèi)靜壓升高，在水面和主翼2下表面形成了一個(gè)動(dòng)力氣墊，產(chǎn)生了作用在主翼2下表面的地面效應(yīng)附加升力一墊升升力。墊升升力使得地效飛行器進(jìn)行排水和滑水航行時(shí)升力增加、阻力減少、離水時(shí)間提前、離水速度降低。本發(fā)明所述的起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7全部安裝在機(jī)身1頭部的發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)。這種布局使地效飛行器的阻力減少、升阻比提高，改善了氣動(dòng)性能和穩(wěn)定性。
本發(fā)明采用組合翼機(jī)翼、高置的T形平尾和起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7與巡航發(fā)動(dòng)機(jī)8分別置于機(jī)身1頭部之內(nèi)和平尾9上的氣動(dòng)布局，使地效飛行器具有良好的氣動(dòng)性能和穩(wěn)定性。在距海平面1米高度飛行時(shí)，地效飛行器最大升阻比可達(dá)16.5。
在正常的巡航飛行狀態(tài)下，三臺(tái)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)8均工作。當(dāng)一臺(tái)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，可以兩臺(tái)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)繼續(xù)飛行。若出現(xiàn)風(fēng)浪，可以補(bǔ)充開動(dòng)一臺(tái)或兩臺(tái)一直處于自轉(zhuǎn)狀態(tài)的起飛發(fā)動(dòng)機(jī)7。當(dāng)兩臺(tái)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)相繼故障時(shí)，可以一臺(tái)巡航發(fā)動(dòng)機(jī)和兩臺(tái)起飛發(fā)動(dòng)機(jī)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。
本發(fā)明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(dá)390噸，載客量500人，巡航速度為500公里/小時(shí)，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
1.一種地效飛行器的氣動(dòng)布局，包括機(jī)身、機(jī)翼、起飛發(fā)動(dòng)機(jī)和高置的T型尾翼，其特征在于所述機(jī)翼為組合翼，所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在機(jī)身頭部?jī)蓚?cè)，所述機(jī)身中段兩側(cè)翼下設(shè)有墊升氣腔，所述T型尾翼上設(shè)置有巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述機(jī)翼由主翼、外翼及兩者之間結(jié)合部的過渡段組成，所述主翼兩端的下翼面設(shè)置有隔板。
3.根據(jù)權(quán)利要求
2所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述主翼為梯形翼，其展弦比在1.7-2.1之間，前緣后掠角10°-14°，根弦長(zhǎng)15-19米，面積為機(jī)翼總面積的70％-80％，下反角為1°-2°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣后掠角為45°-55°，梢弦長(zhǎng)為6.0-6.5，上反角為4.5°-5.5°，所述外翼是梯形翼，其前緣后掠角為15°-17°，梢弦長(zhǎng)2.7-3.3米，上反角為4°-6°，所述機(jī)翼的總展弦比為4.5-5.5，總展長(zhǎng)為52-57米。
4.根據(jù)權(quán)利要求
3所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述主翼的展弦比為1.9，前緣后掠角為12°42′，根弦長(zhǎng)為17.2米，面積為機(jī)翼總面積的76％，下反角為1.5°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣后掠角為50°，梢弦長(zhǎng)為6.25米，上反角為5°，所述外翼是梯形翼，其前緣后掠角為16°，梢弦長(zhǎng)3.5米，上反角為6°，所述機(jī)翼的總展弦比為5，總展長(zhǎng)為55.1米。
5.根據(jù)權(quán)利要求
2所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述墊升氣腔為由機(jī)身中段下部、主翼下翼面、隔板及主翼后緣襟翼組成的腔體。
6.根據(jù)權(quán)利要求
5所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述襟翼設(shè)有可使其沿主翼后緣向下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置，所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)有使噴口上下偏轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)裝置。
7.根據(jù)權(quán)利要求
6所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述T型尾翼由垂直尾翼和水平尾翼組成，所述水平尾翼后緣設(shè)有升降舵，所述該垂直尾翼后緣設(shè)有方向舵。
8.根據(jù)權(quán)利要求
7所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述水平尾翼的面積為機(jī)翼總面積的30％-32％，水平尾翼根弦前緣距主翼后緣的距離為主翼根弦長(zhǎng)度的4.0-4.5倍，距水平基準(zhǔn)面的距離為水平尾翼根弦長(zhǎng)度的2.3-2.7倍。
9.根據(jù)權(quán)利要求
8所述的地效飛行器的氣動(dòng)布局，其特征在于所述水平尾翼的面積為機(jī)翼總面積的31.2％，水平尾翼根弦前緣距主翼后緣的距離為主翼根弦長(zhǎng)度的4.2倍，距水平基準(zhǔn)面的距離為水平尾翼根弦長(zhǎng)度的2.5倍。
專利摘要
本發(fā)明公開了一種地效飛行器的氣動(dòng)布局，要解決的技術(shù)問題是提供一種具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行，且能使升力增加、阻力降低的適用于大型海上客貨運(yùn)輸?shù)牡匦эw行器。為解決上述問題本發(fā)明采用以下技術(shù)方案一種地效飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、起飛發(fā)動(dòng)機(jī)和高置的T型尾翼，所述機(jī)翼為組合翼，所述起飛發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在機(jī)身頭部?jī)蓚?cè)，所述機(jī)身中段兩側(cè)翼下設(shè)有墊升氣腔，所述T型尾翼上設(shè)置有巡航發(fā)動(dòng)機(jī)。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，通過合理的氣動(dòng)配置，能使飛行升力增加、阻力降低，充分利用高效動(dòng)力增升效應(yīng)，使地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩(wěn)定飛行的特點(diǎn)。
文檔編號(hào)B64C35/00GK1994818SQ200610157967
公開日2007年7月11日 申請(qǐng)日期2006年12月22日
發(fā)明者李緒鄂, 伏·赫·基里諾維赫, 顧誦芬, 崔爾杰, 伏·赫·布洛欣, 羅家樞, 宋明德, 陳洪若, 韓光維, 李先達(dá) 申請(qǐng)人:中國(guó)科技開發(fā)院導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan