地效飛行器的氣動布局的製作方法

2023-06-05 20:39:41 3

專利名稱：地效飛行器的氣動布局的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛行器，尤其是一種地效飛行器的氣動布局。
背景技術：
地效飛行器是一種高速運輸工具，當飛行器貼近地面或水面飛行時，空氣流經機翼與地面或水面之間的狹窄通道會產生附加的動力增升效應。存在地面增升效應的高度，稱為地效區，其高度大約相當於翼展長度。越靠近地面，地面效應越強。地效飛行器即是利用這種空氣動力地面效應原理而發展起來的一種新型掠地或掠海飛行的交通運輸工具。由於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。地效飛行器的基本飛行原理及設計製造技術主要屬於航空技術，但用途和使用環境涉及船舶及航海技術領域。
目前地效飛行器現有技術的主要缺陷有1、一般飛機類型的飛行器(1)經濟性製造、使用和維護成本比較高，需建大量機場，並且其通訊、導航、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發動機停車或其它嚴重故障，往往造成災難性後果。
(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，不利於提高海上運輸效率。
(2)受海上風浪起伏衝擊的影響，乘座舒適性差。
(3)需要建造吃水深度大的碼頭及相應的設施，適航性不好。
3、現有小型地效飛行器，如
公開日為2003年4月2日的中國實用新型專利02227328.X公開的小型地效飛行器，其噸位及尺度小(5噸級，翼展9.8米，全長16米)，航速低(150公裡/小時)，載客量小(僅十餘人)，抗風浪能力低(起降浪高不超過1米，巡航飛高不超過1.5米)，一般僅能在內河、內湖使用。

發明內容
本發明的目的是提供一種地效飛行器的氣動布局，要解決的技術問題是使其能在貼近水面的空中穩定飛行，且能使升力增加、阻力降低，並適用於大型的海上客貨運輸。
為解決上述問題本發明採用以下技術方案一種地效飛行器的氣動布局，包括機身、機翼、起飛發動機和高置的T型尾翼，所述機翼為組合翼，所述起飛發動機設置在機身頭部兩側，所述機身中段兩側翼下設有墊升氣腔，所述T型尾翼上設置有巡航發動機。
本發明所述機翼由主翼、外翼及兩者之間結合部的過渡段組成，所述主翼兩端的下翼面設置有隔板。
本發明所述主翼為梯形翼，其展弦比在1.7-2.1之間，前緣後掠角10°-14°，根弦長15-19米，面積為機翼總面積的70％-80％，下反角為1°-2°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣後掠角為45°-55°，梢弦長為6.0-6.5，上反角為4.5°-5.5°，所述外翼是梯形翼，其前緣後掠角為15°-17°，梢弦長2.7-3.3米，上反角為4°-6°，所述機翼的總展弦比為4.5-5.5，總展長為52-57米。
本發明所述主翼的展弦比為1.9，前緣後掠角為12°42′，根弦長為17.2米，面積為機翼總面積的76％，下反角為1.5°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣後掠角為50°，梢弦長為6.25米，上反角為5°，所述外翼是梯形翼，其前緣後掠角為16°，梢弦長3.5米，上反角為6°，所述機翼的總展弦比為5，總展長為55.1米。
本發明所述墊升氣腔為由機身中段下部、主翼下翼面、隔板及主翼後緣襟翼組成的腔體。
本發明所述襟翼設有可使其沿主翼後緣向下偏轉的驅動裝置，所述起飛發動機設有使噴口上下偏轉的驅動裝置。
本發明所述T型尾翼由垂直尾翼和水平尾翼組成，所述水平尾翼後緣設有升降舵，所述該垂直尾翼後緣設有方向舵。
本發明所述水平尾翼的面積為機翼總面積的30％-32％，水平尾翼根弦前緣距主翼後緣的距離為主翼根弦長度的4.0-4.5倍，距水平基準面的距離為水平尾翼根弦長度的2.3-2.7倍。
本發明所述水平尾翼的面積為機翼總面積的31.2％，水平尾翼根弦前緣距主翼後緣的距離為主翼根弦長度的4.2倍，距水平基準面的距離為水平尾翼根弦長度的2.5倍。
本發明與現有技術相比，通過合理的氣動配置，能使飛行升力增加、阻力降低，充分利用高效動力增升效應，使地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩定飛行的特點。


圖1為本發明的俯視圖。
圖2為本發明的主視圖。
圖3為本發明的動力增升系統示意圖。
具體實施例方式
以下結合附圖對本發明作進一步的描述。
如圖1和圖2所示，本發明包括機身1、襟翼6、起飛發動機7和巡航發動機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。起飛發動機噴流導入墊升氣腔13，氣流在腔內受到阻滯，動能轉變為壓力能，作用在主翼2下表面的附加壓力產生附加的墊升升力。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後緣的襟翼6組成的腔體，其中襟翼6設有可使其沿主翼2後緣向下偏轉的驅動裝置。所述起飛發動機7設有使噴口上下偏轉的驅動裝置。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後緣設有升降舵14，所述該垂直尾翼10後緣設有方向舵16，全機的操縱面有水平尾翼9後緣的升降舵14和垂直尾翼10後緣的方向舵16以及主翼2後緣的襟翼6和外翼5後緣的付翼15。
機翼是提供升力的基本部件。在地效區內運動時，在某一地效飛行高度上，機翼局部弦長越大，由地面效應產生的附加升力就越大。在機翼面積一定時，機翼弦長增加，展長必然降低，也就是展弦比降低了。展弦比降低，機翼的固有升力也就降低。既要提供較大的地面效應附加升力，又要使機翼的固有升力下降得少些，是地效飛行器機翼設計必須解決的問題之一。以大部分面積(70％-80％)構成弦長大的小展弦比主翼2，以小部分面積(20％-30％)構成單獨展弦比大的外翼5。二者結合起來的組合翼展弦比較大，大部分機翼面弦長也大，就能保證該機翼既有較大的固有升力、又能提供較大的地面效應附加升力。
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，優選值為1.9；前緣後掠角10°-14°，優選值為12°42′；根弦長15-19米，優選值為17.2米；面積為機翼總面積的70％-80％，優選值為76％；下反角11為1°-2°，優選值為1.5°。外翼5的過渡段4亦為梯形翼，其前緣後掠角為45°-55°，優選值為50°；梢弦長為6.0-6.5，優選值為6.25米，上反角12為4.5°-5.5°，優選值為5°。外翼5也是梯形翼，其前緣後掠角為15°-17°，優選16°；梢弦長2.7-3.3米，優選3.5米；上反角為4°-6°，優選6°。組合機翼的總展弦比為4.5-5.5，優選值為5，總展長為52-57米，優選值為55.1米。試驗證實帶外翼5的主翼2與單獨主翼相比，升阻比增量達到2-4，這說明了組合翼的優越性。上述升降舵14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，實現高效動力增升型地效飛行器在縱向平面內的機動。與一般飛行器不同，高效動力增升型地效飛行器在地效區內飛行時，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定性判斷，只有當攻角焦點、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定的。而採用高置的T型尾翼與其它部件的合理配置，可在規定的速度範圍內具有良好的穩定性，保證攻角焦點與高度焦點的合理匹配。上述垂尾10的後緣設有可偏轉的方向降舵16。
本發明的組合翼的進一步改進措施是在主翼2的兩端下翼面設置隔板3，在主翼2與外翼5結合部設置過渡段4。隔板3的作用相當於增大了主翼2的展弦比，提高了主翼2的固有升力。同時，隔板3又為墊升腔13的側壁，起著提供墊升升力的作用。設置過渡段4改善了主翼2表面的流態，便升力均勻變化。
本發明的水平尾翼9是保證地效飛行器縱向平衡和穩定的重要部件。地效飛行器在地效區內穩定飛行的條件是一、攻角焦點位於高度焦點之後；二、重心在高度焦點附近。單獨機翼在地效區內是極不穩定的。為滿足靜穩定條件要求平尾面積較一般常規飛機的平尾面積大，且位置應高置，以便高出平尾本身的地效區且儘可能遠離機翼的氣流幹擾區。
本發明所述的水平尾翼9的面積為機翼總面積的30％-32％，優選31.2％；水平尾翼9根弦前緣距主翼2後緣的距離為主翼2根弦長度的4.0-4.5倍，優選4.2倍；距水平基準面的距離為水平尾翼9根弦長度的2.3-2.7倍，優選2.5倍。這樣，氣流繞水平尾翼9的流動受攻角影響大，受高度影響小。使得飛行器攻角焦點大幅度後移至高度焦點之後。試驗證實，襟翼6偏角0°時，其攻角焦點位於高度焦點之後，差值為主翼2平均氣動弦的0.1-0.25；襟翼6偏角20°時，差值為主翼2平均氣動弦的0.06-0.25。說明配置的水平尾翼9起到了良好的平衡和穩定作用。
如圖3所示，本發明起飛發動機7是設置在機身1頭部之內，當地效飛行器起飛之後，起飛發動機7尾噴流流向主翼2下表面、主翼2後緣下偏的襟翼6與隔板3構成的墊升腔13，高動量氣流受到阻滯，腔內靜壓升高，在水面和主翼2下表面形成了一個動力氣墊，產生了作用在主翼2下表面的地面效應附加升力一墊升升力。墊升升力使得地效飛行器進行排水和滑水航行時升力增加、阻力減少、離水時間提前、離水速度降低。本發明所述的起飛發動機7全部安裝在機身1頭部的發動機艙內。這種布局使地效飛行器的阻力減少、升阻比提高，改善了氣動性能和穩定性。
本發明採用組合翼機翼、高置的T形平尾和起飛發動機7與巡航發動機8分別置於機身1頭部之內和平尾9上的氣動布局，使地效飛行器具有良好的氣動性能和穩定性。在距海平面1米高度飛行時，地效飛行器最大升阻比可達16.5。
在正常的巡航飛行狀態下，三臺巡航發動機8均工作。當一臺巡航發動機故障時，可以兩臺巡航發動機繼續飛行。若出現風浪，可以補充開動一臺或兩臺一直處於自轉狀態的起飛發動機7。當兩臺巡航發動機相繼故障時，可以一臺巡航發動機和兩臺起飛發動機繼續飛行。
在飛行過程中，若遇障礙，地效飛行器可以爬高飛出地效區至150米高度越過障礙。
本發明地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩定飛行，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公裡/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。
權利要求
1.一種地效飛行器的氣動布局，包括機身、機翼、起飛發動機和高置的T型尾翼，其特徵在於所述機翼為組合翼，所述起飛發動機設置在機身頭部兩側，所述機身中段兩側翼下設有墊升氣腔，所述T型尾翼上設置有巡航發動機。
2.根據權利要求1所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述機翼由主翼、外翼及兩者之間結合部的過渡段組成，所述主翼兩端的下翼面設置有隔板。
3.根據權利要求2所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述主翼為梯形翼，其展弦比在1.7-2.1之間，前緣後掠角10°-14°，根弦長15-19米，面積為機翼總面積的70％-80％，下反角為1°-2°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣後掠角為45°-55°，梢弦長為6.0-6.5，上反角為4.5°-5.5°，所述外翼是梯形翼，其前緣後掠角為15°-17°，梢弦長2.7-3.3米，上反角為4°-6°，所述機翼的總展弦比為4.5-5.5，總展長為52-57米。
4.根據權利要求3所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述主翼的展弦比為1.9，前緣後掠角為12°42′，根弦長為17.2米，面積為機翼總面積的76％，下反角為1.5°，所述外翼的過渡段為梯形翼，其前緣後掠角為50°，梢弦長為6.25米，上反角為5°，所述外翼是梯形翼，其前緣後掠角為16°，梢弦長3.5米，上反角為6°，所述機翼的總展弦比為5，總展長為55.1米。
5.根據權利要求2所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述墊升氣腔為由機身中段下部、主翼下翼面、隔板及主翼後緣襟翼組成的腔體。
6.根據權利要求5所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述襟翼設有可使其沿主翼後緣向下偏轉的驅動裝置，所述起飛發動機設有使噴口上下偏轉的驅動裝置。
7.根據權利要求6所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述T型尾翼由垂直尾翼和水平尾翼組成，所述水平尾翼後緣設有升降舵，所述該垂直尾翼後緣設有方向舵。
8.根據權利要求7所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述水平尾翼的面積為機翼總面積的30％-32％，水平尾翼根弦前緣距主翼後緣的距離為主翼根弦長度的4.0-4.5倍，距水平基準面的距離為水平尾翼根弦長度的2.3-2.7倍。
9.根據權利要求8所述的地效飛行器的氣動布局，其特徵在於所述水平尾翼的面積為機翼總面積的31.2％，水平尾翼根弦前緣距主翼後緣的距離為主翼根弦長度的4.2倍，距水平基準面的距離為水平尾翼根弦長度的2.5倍。
全文摘要
本發明公開了一種地效飛行器的氣動布局，要解決的技術問題是提供一種具有能在貼近水面的空中穩定飛行，且能使升力增加、阻力降低的適用於大型海上客貨運輸的地效飛行器。為解決上述問題本發明採用以下技術方案一種地效飛行器，包括機身、機翼、起飛發動機和高置的T型尾翼，所述機翼為組合翼，所述起飛發動機設置在機身頭部兩側，所述機身中段兩側翼下設有墊升氣腔，所述T型尾翼上設置有巡航發動機。本發明與現有技術相比，通過合理的氣動配置，能使飛行升力增加、阻力降低，充分利用高效動力增升效應，使地效飛行器具有能在貼近水面的空中穩定飛行的特點。
文檔編號B64C35/00GK1994818SQ20061015796
公開日2007年7月11日 申請日期2006年12月22日 優先權日2006年12月22日
發明者李緒鄂, 伏·赫·基裡諾維赫, 顧誦芬, 崔爾傑, 伏·赫·布洛欣, 羅家樞, 宋明德, 陳洪若, 韓光維, 李先達 申請人:中國科技開發院