专利名称：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 ...的制作方法
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。本领域中己知，例如 N. Belavin 的 “Wing-in-ground effect craft" Leningrad, Sudostroeni je, 19681，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. , Sudostroeni je，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(HOt)和 Lun' (400t)，水面上方相对高度从0. 9MAC减小到0. IMAC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，S卩，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-Ol (Tekhnika Molodyozhi 2005年第8期，俄罗斯，第四_32页，本文中也称为9丨和"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 naznatscheni ja，，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0IIMF-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. ArWiangeIsky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，0. 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 0IIMF-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 6158540o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%-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(286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Lim’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“V0lga-2，，——SU专禾Ij 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-WA-14，MAI-ELA-Ol，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-Ol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22M250 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。 LAff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 —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。
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。图是根据图22的WIG飞行器的侧视图。图对㈦是根据图22的WIG飞行器的俯视图。图对㈦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。图沈是根据图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。图观⑷是根据图27的WIG飞行器的侧视图。图观㈦是根据图27的WIG飞行器的俯视图。图观㈦是根据图27的WIG飞行器的前视图。图^(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。图四是根据图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。
具体实施例方式如上所述，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勻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LAWl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LAWl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。APFlO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LAWl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LAWl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M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M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的两鳍垂直尾部沈安装在APFlO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观，其具有翼型部分。表面观以格栅形式摆动安装，以使其尾部边缘位于平行于SSP 6的环四的前边缘平面的平面。应用扰流器23、平尾M和推力矢量控制平面观的需要取决于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内表面四的下半部平滑地结合到前LAWl的上表面30，并且与APFlO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。环四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。环四的入口侧直径和前LAW 1的上表面30的跨度比例可以小于、大于或等于 1( 一)。环四的出口侧直径和后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可布置在环四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布置在环四的出口侧的平面中。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四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)设置在环四的内表面上。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M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寸。图35是稳定飞行中的流线布置图。升降器17和IS(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Δ Y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ΔΥ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观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)M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M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四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观上，所述推进矢量控制平面观由吸入流 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 —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和表面观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M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 LAff 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ll(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M设置在每一侧上。驾驶舱可以是装甲的。 机身阳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。在两鳍片尾部装置沈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 (2X2)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 LAff 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M(a-c)显示了首先在图22上显示的WIG的三个视图。前视图(图M(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沈上。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。图观(『(3)显示了首先在图27上显示的WIG飞行器的三个视图。
图^(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四和图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)LAff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-夕卜翼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- 7jC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；
Δ Y-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
权利要求
1.一种用于使翼地效应飞行器(WIG飞行器)的空气动力和货物运载特性综合提高的方法，包括在承载低展弦比机翼(LAW)和支撑表面之间使用高气压区，并且还通过来自 LAW上表面的吹出(吸入)流产生所需升力(LF)，和使用推进装置、俯仰、旋转和航偏控制产生前进运动，特征在于，依靠升力的大小和攻角上的低展弦比机翼的焦点的位置，并且通过沿纵向产生至少两个升力产生局部区域来改变飞行的高度，所述局部区域即前区域(38) 和后区域(39)，其位于纵轴上的施加点因此在重心(CG)的前面和后面；通过使用至少两个LAW，即具有前缘襟翼O)、上表面(3)的半环形部分和襟副翼(4)的前LAW(I)和具有带保护罩的螺旋推进器(SSP) (6)、引擎(7)和襟副翼(8)的后LAW(5)，和与LAW(9)的翼端表面结合的空气动力盘状浮体(APF) (10)，对于围绕其形成的不同条件的气流流动，在LAW 下方形成静态(S) (11)、动态(D) (12)和静态-动态(SD) (13)气垫(AC)；并且产生具有WIG 飞行器上方沿纵向减小的不规则性的低气压区域，前和后升力相对于重心Gl)的力矩相互补偿，根据高度GO)的焦点的位置在重心Gl)之前，根据攻角的焦点的位置在重心Gl)之后，重心Gl)设置在根据高度的焦点和所述焦点之间的中点0 之间，由于该目的，允许不受扰动的自由接近空气与前LAW06)的下表面的自然的相互作用，同时通过使用推进装置在其整个跨度上的吸气层减小所述空气与其上表面(30)的相互作用，通过使用推进装置(6)在其整个跨度上吹其表面防止所述空气与后(下一个)LAW的下(33)和上表面的相互作用，并且通过改变LAW襟副翼的偏转角和/或推进装置功率设置来控制前和后升力的大小，通过自动改变以作为强负反馈的攻角的函数的前升力大小使得飞行更加稳定并且抑制了俯仰波动，所述改变通过动态控制前LAW襟副翼的位置实现，来自攻角传感器綱的控制输入被传送到其致动装置，推进装置用于产生前进运动、吹和吸来自承载飞机上表面的气流、通过使用静态和动态气垫中的过大的压力从WIG飞行器去除重量载荷，和通过使用推进力的垂直分量另外去除重量载荷，并且由于“巴提尼效应”和经过所述推进装置的流动速度的增大确保附加的可控性和附加的推进力。
2.根据权利要求1所述的方法，特征在于，通过以正反馈形式根据俯仰角的函数自动变化后升力(39)大小，使飞行附加稳定，并且抑制俯仰波动，使用后LAW襟副翼的位置的动态控制来影响所述变化，来自攻角传感器的控制输入被传送到致动装置。
3.根据权利要求1所述的方法，特征在于，WIG飞行器通过在LAW上表面上产生局部低气压区域来提供附加的升力，出于所述目的，一个或多个扰流器从前LAWO;3)的上前边缘部分开始安装，所述扰流器在巡航飞行过程中缩回到与LAW表面平齐的收藏位置中。
4.根据权利要求1和3所述的方法，特征在于，利用在SSP(29)的环的内表面上的边界层的喷射，WIG飞行器从LAW的上表面上的边界层，包括从位于扰流器下方的表面区域的附加吸气，来提供附加的升力。
5.根据权利要求1所述的方法，特征在于，WIG飞行器在所有运动模式中提供附加升力，并且，通过减小侧部空气溢流和通过利用导致涡流的侧部动能来减小引起的拖拽力，出于所述目的，通过在翼端空气动力板状浮体(APF) (15)的上边缘上安装附加低展弦比机翼 (ALAff) (16)来增大LAW跨度，在WIG飞行器上方沿纵向产生具有减小的不规则性的低气压空间区域。
6.根据权利要求5所述的方法，特征在于，提高WIG飞行器的纵向和横向可控性，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)安装在ALAW上。
7.根据权利要求1所述的方法，特征在于，通过自动产生施加点位于WIG飞行器尾部区域中的空气动力力矩，使所述飞行更加稳定，并且额外抑制俯仰波动，出于所述目的，平尾(全动水平尾翼)04)安装在所述后(最后)LAW的襟副翼上方，在SSP滑流的边界内， 来自攻角的、直接与攻角变化的度数成比例的控制输入被传送到致动装置上。
8.根据权利要求5和6所述的方法，特征在于，WIG飞行器提供多模式操作能力，附加的纵向和横向稳定性和可控性，出于所述目的，ALAW的尾部以高展弦比平面，即外翼(19) 的形式实现，所述外翼(19)设置有辅助翼(20)、副翼(21)和襟翼(或升降副翼)(22)，所述外翼和ALAW的合成压力中心的投影位于所述重心和所述后LAW的尾部边缘之间的纵轴上。
9.根据权利要求1所述的方法，特征在于，通过直接向上运动SSP推力矢量和将SSP滑流(喷流)直立向下导向到WIG飞行器下方的能力，使WIG飞行器具有垂直起飞和盘旋模式的附加功能，出于所述目的，其上安装有推进装置的LAW或其部分(63)围绕其横轴运动， LAff襟副翼被偏转到竖直向下位置，并且扰流器偏转到起飞位置。
10.一种翼地效应飞行器，其中体现根据权利要求1到9的所述方法，该飞行器包括机身，至少一个推进装置，具有翼端空气动力板状浮体(APF)的承载低展弦比机翼(LAW)，可缩回的前和后静态气垫外围，和稳定及控制装置，特征在于，所述承载低展弦比机翼以低展弦比中心翼(CW，25)的形式实现，其沿纵向包括至少两个LAW，即具有前缘襟翼和襟副翼的前LAW⑴和具有襟副翼的后LAW(5)，LAW翼端表面(9)与翼端空气动力板状浮体(APF) 结合，翼端空气动力板状浮体(15)的上边缘定位在高于LAW的上表面，通过在LAW上方的低气压，形成纵向空气导管，并且形成下面所列在CW下方，在其在水平平面上投影的边界内-静态气垫(SAC，11)空腔；在前LAW下面-动态气垫(DAC，12)空腔；在后(和后序)LAW 下面-用于静态-动态气垫(SDAC，13)的空腔，它们的外围包括浮体(14)的内表面、机身 (65)的侧面和/或下表面和LAW的襟副翼，用于控制前LAW襟副翼的系统被设计成能够使用其自身控制杆和通过自动纵向稳定和阻尼通道由攻角传感器綱平行控制偏转，所述阻尼通道设计成包括用来控制襟副翼的中间位置(根据转动)的平面和AAS中间位置的平面之间的角度(37)的子系统，所述中心翼的LAW通过设置攻角，并且通过覆盖(重叠)在水平面中来安装，所述后(后序)翼(后序翼)的前边缘(31)设置在前翼的襟副翼的前边缘 (32)上方，因而形成空气导管(34)，来自带保护罩的螺旋推进器(SSP)的下半部分的滑流 (35)穿过所述导管(34)，安装在所述后部(后序)LAW(5)的前边缘(31)上的环Q9)导向到用于气垫的空腔中，并且引擎(7)紧随SSP安装在LAW(5)的内容积中，LAW(5)的跨度等于、小于或大于SSP环09)的内径，并且前LAW(I)的跨度可超过所述环的外径，所述环的内和外表面平滑地结合到APF的内侧表面和上边缘表面，机身的侧面和上表面以及前(以前的)LAW的上表面，在其上形成半环形C3)表面区域，所述半环形C3)表面区域以直线母线展开到LAW的上表面(30)中，因而形成包括前LAW、SSP、引擎和后LAW的单个结构基组， 其与APF (或与APF和机身侧部，或与机身侧部)、附加的LAW和外翼结合，构成WIG飞行器的推进运载系统。
11.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述前LAW的弦长为中心翼的等同弦长的0. 2到0. 65倍，所述中心翼的等同弦长为从前LAW(I)的前边缘到后LAW(5)的后边缘的距离。
12.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述中心翼配备有安装在其襟副翼上方SSP滑流边界内的平尾(全动水平尾翼)(M)，所述平尾提供纵向平衡、空气动力减速和在滑行、起飞及着陆过程中的换向，在巡航模式中，其用作用于纵向稳定和抑制俯仰波动的系统的操作元件。
13.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述前LAW(I)的设置角等于地面效应飞行的巡航高度设计范围所应用的翼型的平均最佳攻角，经受来自其上表面的吸气气流和边界层的作用。
14.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述前LAW(I)的襟副翼为翼缝式，并且旋转轴设置在其弦长的5-30%内。
15.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，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.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述第二和后序LAW(5)的前边缘布置在平行于航空器主平面的平面中，并且其几何形状参数和设置角可以相同或不同。
17.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，LAff的前边缘布置成阶梯式， 下一个设置成高于前面的一个，在其后序翼的弦长和其设置角中分别增大。
18.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，对应于飞行设计模式的处于中间位置的襟副翼⑷和⑶的尾部边缘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飞行器的性能要求确定。
19.根据权利要求10-18的翼地效应飞行器，特征在于，所述鼻升降器(17)设置在前 LAW的前面的未受扰动的气流中，并且安装在APF (10)的内表面(14)上，或在APF和机身的内表面之间的每一侧上，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气动力弦长。
20.根据权利要求19所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述鼻升降器(17)用作用于前LAW的襟副翼(4)的AAS，并且通过推拉机构(或电或液压或混合式)控制连杆与其连接， 所述控制连杆为允许能够遥控改变在升降器和襟副翼的平面之间设置角，并且能够使其完全分离。
21.根据权利要求10-18所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述鼻升降器(17)用作用于中心翼平尾04)的AAS，并且通过推拉机构(或电或液压或混合式)控制连杆与其连接。
22.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，用于控制后LAW(5)的襟副翼 (8)的系统被设计成允许能够通过控制杆和通过在用于自动纵向稳定和阻尼的附加控制通道上方的尾部攻角传感器綱进行平行控制，所述通道设计成包括用于控制襟副翼中间位置(根据转动)的平面和AAS中间位置的平面之间的角度(37)的子系统。
23.根据权利要求22所述的翼地效应飞行器，特征在于，尾部升降器(18)用作用于后 LAW的襟副翼(8)的AAS，并且通过推拉机构(或电或液压或混合式)控制连杆与其连接， 所述控制连杆为允许能够遥控改变升降器和襟副翼平面之间的设置角，并且允许其能够完全分离的设计。
24.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，其包括两个结构基组，两个 APF和机身(55)，所述机身(5 被制成由具有空气动力翼型形式的纵向部分，具有乘客舱 (49)的侧窗口、入口门(48)、紧急舱盖(54)和两鳍式垂直尾( )，所述两鳍式垂直尾的鳍之间设置乘客-货物门。
25.根据权利要求M所述的翼地效应飞行器，特征在于，CW设置在两个主机身之间，并且沿横向包括至少三个结构基组，在每一个结构基组至少三个推进器安装在后LAW的前边缘上，中间基组的前LAW的弦长大于或小于侧基组的前LAW的弦长，布置在推进力和升力的三点结构的水平面中。
26.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，SW沿纵向和横向包括两个结构基组，每一个之前的组的后LAW为接下来的组的最后的LAW。
27.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，机身下部以具有扁平龙骨的、 滑行的或艉鳍式线条的船体形式设计，其船体的艏柱可布置在前LAW前面或后面，船体或艉鳍的龙骨可在飞机在地面上时用作支撑面，并且位于与APF的支撑面相同的平面中，所有支撑面以水橇(59)形式由耐久性低摩擦材料制成，用于阻尼，并且艉鳍龙骨线条在第二和后序LAW的静态-动态气垫长度范围内具有向上倾斜部分(61)，所述通道的鼻部设置有鼻襟翼。
28.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，机身底部以具有鼻襟翼(60) 和尾板(66)的平直承载表面的形式设计为前LAW的下表面的延续部分，所述尾板(66)与后LAW(8)的襟副翼一起形成SAC的后围，并且在飞行过程中缩回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行半船体(67)或可充气气球(50)的形式实现的APF浮体确保。
29.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，附加的LAW(16)和外翼(19) 具有正设置攻角，其合成压力中心在纵轴上的投影位于重心和中心翼后边缘之间。
30.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述浮体的下表面代表多轴带轮起落装置，其包括成排(51)布置的轻型低压轮胎，每一侧的大部分轮胎在外侧上在整个高度上覆盖有共用空气动力整流罩(52)。
31.根据权利要求10-31所述的翼地效应飞行器，特征在于，LH侧的推进器和RHSSP 沿相反方向旋转，或装配有具有反向旋转的对齐排列的推进器。
32.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，LAW装配有一个或多个扰流器 (23)，其从前LAW的上前边缘部分开始枢转安装。
33.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述系统的用于边界层吸气的入口(孔或槽)设置在LAW的上表面上，所述入口通过管线与设置在SSP环09)的内表面上的孔连通。
34.根据权利要求10所述的翼地效应飞行器，特征在于，中心翼增升装置的用于俯仰控制的控制系统设计用于使同时增大或减小LAW襟副翼的偏转角成为可能，通过单独或联合调节其偏转角来进行纵向平衡。
35.根据权利要求34所述的翼地效应，特征在于，在巡航操作模式中，当超过LAW升降副翼的一定的向下偏转速率时，引擎功率设置与偏转角成比例地自动增大。
36.根据权利要求10-35所述的翼地效应飞行器，特征在于，在每一个SSP前面，在其圆盘界限内，水平安装推进矢量控制平面( )，其具有翼型部分，并且以格栅形式摆动安装， 以使其尾部边缘位于平行于环09)的前边缘平面的平面中。
37.根据权利要求10-36所述的翼地效应飞行器，特征在于，所述中心翼的LAW或 LAff (63)的其上安装SSP的部分被安装成、被设计成围绕其横轴运动，直到推进矢量的垂直位置。
38.一种飞行方法，其中应用和体现根据权利要求1-9所述的方法和根据权利要求 10-37所述的WIG飞行器，所述方法包括改变升力、来自用于控制俯仰、旋转和偏航的控制元件的力和推进器推进力，其特征在于，为了在设计用于WIG飞行操作高度下提高飞行安全程度，飞行和操纵的所有阶段在对应于机身水平姿态的等于零的恒定俯仰角下进行，所述机身的水平姿态通过WIG飞行器纵向平衡来保持，所述纵向平衡通过由LAW襟副翼偏转角的相应变化和/或引擎功率设置的变化改变后升力的大小(或通过前升力和后升力的大小的同时反向变化)实现，其中，首先，在特定高度下通过后LAW的襟副翼或平尾(全动水平尾翼M24)偏转到所需角度进行平衡，然后将AAS和襟副翼之间的合成角度设置在用于自稳定并且阻尼“AAS-后LAW襟副翼”的系统中，飞行高度通过将LAW襟副翼偏转到相应角度，并且通过选择引擎功率设置来设定，并且为了该高度的稳定，将AAS平面和襟副翼平面之间的合成角度设置在纵向稳定和阻尼“AAS-前LAW襟副翼”的通道中，通过LAW增升装置在对应于SAC上的运动和起飞引擎功率的位置中进行SAC上的微垂直起飞和前进运动， 并且当WIG飞行器加速到巡航速度时，LAW增升装置逐渐缩回到进行爬升或者水平飞行的位置中，并且通过同时增大或减小前和后升力大小，从水平飞行进行爬升或下降，出于所述目的，LAW襟副翼和外翼升降副翼的偏转角同时增大或减小，和/或引擎功率设置增大(减小)，并且在以地面效应模式飞行过程中，通过必要旋转并且保持在当前高度下，进行协同旋转(没有滑行)，并且通过逐渐减小引擎功率，并且WIG飞行器下降到最小可能(根据环境条件)飞行高度，从地面效应飞行进行着陆，并且与鼻襟翼的减速成比例地偏转LAW襟副翼、空气动力减速和反向装置，WIG飞行器设置在SAC运动模式，在最小或零地面速度下进行在SAC上滑行或着陆(水着陆)，使用急转直下的下降路径从任何高度进行着陆，直到以机身水平姿态打开降落伞，出于所述目的，在当前飞行高度下或在下降过程中，将设置最小引擎功率，使其足够支持控制能力，LAW增升装置偏转到对应于SAC上的运动的位置，并且 WIG飞行器姿态和下降路径(垂直速度和地面速度)使用LAW襟副翼的控制、偏转和引擎功率设置来调节，垂直起飞或盘旋通过同时通过将推进装置的推进合成力矢量设置在垂直位置来操作，出于所述目的，其上安装推进装置的LAW (或其部分)围绕其横轴旋转，直到推进力的垂直位置，并且引擎设置到起飞功率，WIG飞行器的空间运动和稳定性通过使用LAW襟副翼、升降器和方向舵改变推进装置推进力的方向和大小进行，并且在安全高度下，飞行以 “普通飞机样式”实现，即攻角受升降器控制，LAW襟副翼设置到对应于最大空气动力质量的位置。
全文摘要
本发明涉及具有(静态和动态)排气的飞行和运输装置，具体地，涉及A、B和C型自稳定翼地效应飞行器。获得如下技术效果提高飞行安全性和操纵安全性，提高承重能力和地面效应模式下的飞行高度，减小尺寸，改善起飞和着陆特性以及水陆两用特性和经济效率，提高功能性和更大范围的操作定位，并且更易于使用和维护。该效果通过同时应用彼此概念性联系的本发明提出的用于“飞翼”或“复合翼”设计结构的产生空气动力系统的方法、结构技术方案和驾驶方法获得。
文档编号B60V1/22GK102341284SQ201080010056
公开日2012年2月1日 申请日期2010年1月5日 优先权日2009年1月5日
发明者伊万·诺维科夫-克普 申请人:伊万·诺维科夫-克普