CN1245308C

CN1245308C - 具有端板的有翼气垫飞机

Info

Publication number: CN1245308C
Application number: CNB018096190A
Authority: CN
Inventors: 肯·R·艾伦
Original assignee: WEAIN SHIPPING INDUSTRY Co
Current assignee: Cosmos Holdings Ltd
Priority date: 2000-05-18
Filing date: 2001-05-17
Publication date: 2006-03-15
Anticipated expiration: 2021-05-17
Also published as: JP4514387B2; AU2001258039C1; DE60107236D1; DE60107236T2; WO2001087682A1; RU2270770C2; EP1286873A4; NZ522440A; US20040065246A1; CN1429161A; EP1286873A1; ES2233632T3; AU2001258039B2; HK1051348A1; MXPA02011318A; PT1286873E; KR100730600B1; AU5803901A; EP1286873B1; DK1286873T3

Abstract

一种在机翼(3)末端具有端板(17)的有翼气垫飞机。端板在机身(2)下延伸，并设计成在水上飞行过程中恒定浸没。每个端板(17)的前端设计成在航速下产生沿端板(17)长度延伸的超空穴。为便于在较低速度下延长超空穴，可将凸脊设置在每个前端的下游。至少端板(17)的后部是可以侧向移动的(例如由于绕垂直轴旋转)，以避免当飞机以偏航角飞行时由水压对端板(17)造成的损坏。这种端板(17)的“风向标效应”使端板与水流保持一致，并允许它们更窄。

Description

具有端板的有翼气垫飞机

技术领域

本发明涉及有翼气垫飞机(WIG)，更具体涉及在水上飞行的具有端板的WIG。

背景技术

运输机阻力的重要部分是由诱导阻力构成的。接近地面或水面的飞行地面效应可减小这种阻力。已有许多WIG已经开发并进行飞行。

已提出几个大的WIG设计，但还没有建成。这些计划在两个报告中概述，由Peter J.Mantle撰写的“气垫飞机的发展(第一修订版)”(DTNSRDC报告80/012(4727修订)1980.1)(下文称为Mantle报告)，和“水翼船研究”(远景研究计划机构，9/30/94)(下文称为ARPA报告)。

因为地面的高度变化很大，因此通常在水上飞行WIG。现有的所有WIG以预期的遇到的最高波浪加上安全余量的高度完全在水上飞行。这是因为在航速下导致的极端高的波冲击力。ARPA报告断定：设计基本结构和飞行任务负载来承受巨大波的冲击可能是不实际的。

ARPA报告还断定：随着端板在水上的高度诱导阻力增加和动力强化压头(Power Augmented Ram)(PAR)提升减小。PAR引导从发动机喷出的射流来在较低速度下提供附加提升力，该发动机安装在机翼下正前方。由于这个原因，WIG端板穿过波浪是有优点的，以便在端板底端和水之间的波谷处没有间隙。由于认为设计波刺穿端板是不可能的，现有技术还没有利用以上优点，该端板(i)在水中有足够低的阻力并且(ii)在所设计的航速的预定偏航角下是稳定的。

结果，现有WIG的端板常常类似于高速赛艇的船体形状，其中一些包括减小起飞时水摩擦力的措施。由于这些设计仍然相对较厚，会导致在航速下的严重波浪冲击压力及高阻力。因此，将这些端板设计成不低于WIG机身的最低部分。结果常常在机翼顶部或端板与每个波浪的波谷之间存在比波高更大的空气间隙。这限制了它们减小诱导阻力的能力。典型的俄式飞机的提升力/阻力的比率大约为18∶1，即使对5000吨的非长大的飞机，ARPA报告研究也不能明显地改善这个数字(在已经进行要求的改变以得到该研究提出的更长的范围之后)。由于这些提升力/阻力的比率几乎等于由飞机所得到的比率，可以理解为何WIG还没有商业化。

已达到成熟技术最高水平的WIG结构是俄国的“ekranoplan”。这在ARPA报告中有进一步论述。“ekranoplan”结构的典型例子在Russian Orlyonok中有具体描述，如图1(a)至图1(c)所示。在这种已有技术的WIG中，扇涡轮发动机1位于机身2的两侧。这些发动机1用来在起飞和降落过程中使翼下喷吹PAR来增加机翼3的提升力，从而减小起飞和降落速度。涡轮推动器发动机4为航行提供有效推动力。水平稳定器5控制俯仰力矩。可降低下水翼6(图示为它的下降位置)来减小着陆时的机身冲击压。端板7帮助保持机翼3下的压力以在起飞和降落过程中提供增大的PAR提升力。因为端板7不延伸至机身2的最低部分之下，在端板7和水面9之间的有效空气间隙8不小于机身2的最低部分与水面9之间的间隙10。因而限制了端板7减小诱导阻力的能力。

图2(a)和2(b)显示Orlyonok WIG的已有技术的厚端板7的侧视图和平面图。在起飞和降落时，这些端板7设计成在水面9上滑行，同时机翼2仍由水面9支撑。端板底表面上的阶梯12帮助这种滑行动作。边13设计用于减小空气阻力。

Mantle报告第411页已披露美国海军在他们的PAR WIG模型试验中使用的较薄的端板。这些端板设计用于刺穿水波，但是在适度偏航角以航速飞行时是不稳定的。虽然，这些端板没有失败，而当以高速穿过水波时相对厚的机翼前缘和机身前部将使这些端板阻力非常高。

在W H Barkley题目为“穿过水面的机翼端板的力学和喷射特性”(普通动力学/Convair报告GD/C-64-100，1964.4)的报告(下文称为Barkley报告)中，披露了具有不同飞机前端和侧面结构的四个薄的端板。这种结构的模型在船模试验水池中进行试验，测定提升力、阻力、侧力。当按比例增加端板结构至全尺寸大小时，在Barkley设计中的阻力惊人地高。Barkley报告设计试验的三个倾斜底部允许大的空气间隙，因此导致诱导阻力的增加。

图3(a)、3(b)和3(c)是如Barkley报告中所披露的已有技术的薄端板14的侧视图、平面图和放大的局部图，与美国海军参考Mantle报告所作的试验中使用的模型相似。如图3(c)所示，这些已有技术的薄端板14具有圆形前端15和平行边16。Mantle报告第414页认为这种平行边、圆前端的端板14以航速飞行时在结构上是失败的。

图4(a)至图4(c)描述了Barkley报告中所述的普通动力学/Convair4号试验模型的正视图、平面图和侧视图。这些端片板55的优点是当端板单独处于适度偏航时(运行No.5模型)，侧力小。然而，当一定偏航角和波动组合时(运行No.6模型)，则经受高侧力。从而该端板55必须很厚以抵抗导致高阻力的侧力。

Barkley报告中试验的No.4端板模型具有如下尺寸：厚度1″(25mm)，工作厚度4″(100mm)，弦长2′(610mm)。按比例增加到厚度为144″(3.7m)，该尺寸为：厚度36″(914mm)，厚度144″(3.7m)，弦长72′(33m)。这种端板的强度可能是足够的，但大的厚度将产生过大的阻力。

在J.W.Moore的论文中，包括“动力强化压头机翼气垫飞机的概念设计研究”(AIAA论文第78-1466页，加利福尼亚州洛杉矶，1978.8)(下文称为Moore报告)，提出了如图5(a)至图5(c)所示的并基于Barkley报告的No.4模型的端板。由于高阻力，这些端板57设计成大部分时间在水上运行，除了受每1/1000波峰冲击分别至对应于海况3、4的厚度0.63′(192mm)和1.4′(427mm)。在浸没深度为1.4′(427mm)以及偏航角分别为0°和10°时，每个端板57的阻力计算为687,000lbs(3.06MN)和1,148,000lbs(5.11MN)。对两个端板57，在0°偏航角的总阻力为1,374,000lbs(6.112MN)，在10°偏航角总阻力为2,296,000lbs(10.21MN)，等效于整个WIG总重量的88％和147％(对于浸没深度仅为1.4′(427mm)而言)。这种极高的阻力是由厚的楔形前端58造成的，选择这样的前端当冲击每1/1000波峰时“以确保沿端板长度的非附加流动”。由于阻力足以拉下WIG，因此端板57不设计成并且连续浸没在波谷的厚度是完全不实际的。此外，Moore断定在海况4下，在浸没深度为4.3′(1300mm)且速度为265节(136m/s)，偏航的高侧力会产生端板57的结构错误。

以上讨论的已有技术的端板如果浸没在水中，一般具有非常高的阻力特性并且缺乏稳定性。

在另外两个报告中，即P.R.Ashill的“关于气垫机翼的最小诱导阻力”(The Aeromautical Quarterly，Royal Aeronautical Society，英国伦敦，1970.8)(下文称为Ashill报告)，和“气垫机单翼和低纵横比串翼风洞研究”(Lockheed，加利福尼亚州，1964.3)(下文指Lockheed报告)，表明在机翼各端的附加的垂直板可用来减小或消除该诱导阻力。

Ashill指出当l/b→h/b时，诱导阻力→0(此处l＝由在1/4弦点(chordpoint)的机翼底边到端板底端的距离，h＝从在1/4弦点的机翼底端到地面之间的距离，b＝机翼的跨距)。这个结论可通过Lockheed报告的图17、18所的结果的以下推论得到证明，此处在表1和表2中再现它们：

C₁＝提升力系数，L/D＝提升力/阻力比率，AR＝机翼纵横比，h＝端板底端与地面之间的距离，S＝机翼面积，O.G.E.＝地面效应的2维测试结果。

表1.平端板，AR＝4，端板厚度＝0.15弦

0.5/31

0.04

0.016

O.007

O.035

表2.仿形端板，AR＝4，端板厚度＝0.15弦

这些数字说明，对于较小的值，样，当h趋于零时诱导阻力趋于零。

应用这种观点可有效提高基本结构的高度以避免它与水波冲击。这样，如果端板设计具有足够的结构强度并具有足够小的拉力以浸在水中飞行，就可实现具有诱人表现的WIG。

发明内容

本发明的目的是提供一种气垫飞机的改进机翼，该机翼具有能浸入水中操作的端板。

从广义上说，本发明提供了一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下部，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

前部，包括一前端，该前端限定了所述端板的前缘，并终止于所述端板每个侧边上的前端侧缘，在使用时，在0°偏航角、速度达到并包括设计航速、同时所述端板浸于水中并到达设计浸没深度的条件下，所述前端适合于在所述端板的各个侧边与掠过所述端板的水面之间产生空穴，该空穴从每个所述前端侧缘向后延伸，在所述设计航速所述空穴形成超空穴，和

终止于后缘的后部，

其中每个所述端板的所述前部的至少一部分，相对于各自所述机翼顶部侧向固定，在使用中，在流过该端板的水流的作用下，每个所述端板的机翼后缘相对于各自所述机翼顶部为侧向可移动的。

在另一主要形式中，本发明提供了一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下方，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

终止于后缘的后部，

其中每个所述端板的所述前端基本上是平的，并且位于基本上垂直于所述端板的弦向的平面中。

优选的，每个端板绕着在端板的翼展方向延伸的旋转轴可旋转地安装，每个端板的前部横向固定在旋转轴处。

气垫飞机的机翼可进一步包括活动地控制端板绕各自的旋转轴的旋转的装置。

在替代的形式中，固定每个端板的前部，而每个端板的后部绕着端板的翼展方向延伸的旋转轴旋转安装。

优选的，在设计航速下，每个端板的旋转轴位于端板压力的流体动力中心的前部，该端板浸入水中到设计浸没深度。

优选的，每个端板的旋转轴位于前缘之后小于0.25倍端板弦长，在端板底部和顶部中间的翼展位置。

在替代的形式中，固定每个端板的前部，端板的前部是可侧向弯曲的，并设置在各自前部上。

优选的，在设计航速下每个端板的后部延长端板压力的流体动力中心的前部，该端板浸入水中到设计浸没深度。

优选的，在端板底部和顶部中间的翼展位置上，每个端板后部的弦长具有至少0.75倍的端板弦长。

近端的底部，

远端的顶部，

前部，包括一前端，该前端限定了一前缘，并适于在使用中，在0°偏航角、以设计航速飞行同时所述端板浸于水中到达设计浸没深度的条件下，在所述端板的每个侧边和掠过所述端板的水面之间产生超空穴，

终止于后缘的后部，

其中所述有翼气垫飞机还包括：位于所述前部的每个相对侧的较低区域的突起，该突起位于所述前端的后部，当所述端板相对于掠过端板的所述水偏航时，该突起用于接触排出位于所述端板上游侧的超空穴外面的水；和/或当所述端板浸入深度超过设计浸没深度时，该突起用于接触排出位于所述端板两侧的超空穴外面的水，每个所述突起在翼展方向延伸并具有构造成在接触所述水时产生稳定力矩的前表面，所述较低区域的长度在翼展方向至少与所述端板的所述设计浸没深度相等。

而在另一主要形式中，本发明提供了一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下方，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

前部，包括一前端，该前端限定了一前缘，并适于在使用中，在0°偏航角、以设计航速飞行、同时所述端板浸于水中到达设计浸没深度的条件下，在所述端板的每个侧边和掠过所述端板的水面之间产生超空穴，

终止于后缘的后部，

其中，在所述前端的整个1200mm的高度上，所述前端的平均宽度不大于0.006倍的所述端板的弦长，在弦向测量的平均厚度不大于0.83倍的所述前端的平均宽度。

每个所述端板的前端为在翼展方向延伸的一般形式的三棱柱形。

优选的，每个端板的前部向前端逐渐变细。

在优选的实施例中，每个所述端板的所述前端基本是平的，并在基本上垂直于端板的弦向的平面中。

优选的，每个所述端板的所述前端的宽度满足以下公式：

\frac{gHL}{8.8 V^{2}} \leq h \leq 10 (\frac{gHL}{{8.8 V}^{2}})

其中h＝前端宽度，g＝重力加速度，H＝所述端板的设计浸没深度，L＝所述端板弦长，V＝飞机设计速度。

优选的，每个所述超空穴的长度在从所述端板顶部设计浸没深度的50％以内基本上在所有翼展位置小于5倍的所述端板的弦长。

优选的，在所述前端最低1200mm上，所述前端的平均宽度不大于0.006倍的所述端板的弦长，在弦向测量的平均厚度不大于0.83倍的所述前端平均宽度。

每个所述端板在所述前部的每个相对侧面设置突起，该突起位于端板的较低部位和所述前端的后部，当所述端板相对于掠过所述端板的所述水面偏航时，该突起接触通过所述端板上游侧面上的所述超空穴外面的水，和/或当所述端板浸入超过所述设计浸没深度时在所述端板的两侧，每个所述突起在翼展方向延伸并具有构造成在接触水面时可产生稳定力矩的表面，所述较低部位的长度在翼展方向上至少与端板的设计浸没深度相等。

每个所述突起可以是在所述端板中相互作用的位置和超出所述端板突起的延伸位置之间可构成的活叶的方式，以接触排出所述空穴的所述水面。

在替代的形式中，每个所述突起是固定的。

优选的，每个所述突起具有面向所述前缘有凹形前表面。

每个所述端板可设置可缩进的翼前缘装置，其宽度比所述前端大，所述前缘装置可沿所述前缘延伸并位于其上。

优选的，每个所述端板的所述前缘装置具有基本平的前表面，该表面在基本垂直于所述端板的弦向的平面中。

优选的，每个所述端板在所述顶部朝所述飞机中心向内弯曲。

优选的，每个所述端板从所述底部到所述顶部的厚度逐渐变小。

优选的，每个所述端板的所述后缘逐渐变细。

每个所述端板可设置固定于端板的所述后部较低部位上的多个楔形部件，在所述翼展方向上所述较低部位的长度至少与端板的设计浸没深度相等。

当在弦向观察时，每个所述端板的所述远端顶部在所述后缘处比在所述前缘处低。

每个所述端板的前部在所述端板相对边可设置一对支柱，并且每个支柱第一末端固定于各自所述机翼上，其第二末端向所述顶部固定于所述端板。

优选的，每个所述支柱的第一末端向着各自端板底部相对于所述机翼为可移位的。

优选的，每个所述端板的所述前部在所述突起的前部设置通过其厚度方向延伸的缝隙。

每个所述端板的所述前缘向后倾斜。

每个所述端板的所述前缘可放置在所述端板底部的各自所述机翼的前缘的前部。

每个所述端板可缩进地相对所述机翼顶部安装，从而可使所述端板上升

优选的，每个所述端板通过紧固装置安装在各自所述机翼顶部，该紧固装置设计成以预定负载分离。

每个所述端板通过暴露的螺栓安装在各自所述机翼顶部。

替代地，每个所述端板的较低部可构成为：当在所述较低部的预定负载碰撞时可从各自所述端板的上部分离。

这种机身和机翼结构可构成飞翼结构。

每个所述端板的所述底部可以之间的狭缝放置在相应的所述机翼顶部的外侧并与之相邻，其中密封条跨越在所述端板底部和所述机翼顶部之间的所述狭缝向着机翼顶部的上表面。

附图说明

现在通过举例并参照附图说明本发明的优选形式，其中：

图1是已有技术的俄式Orlyonok WIG的正视图。

图1(b)是图1(a)中WIG的侧视图

图1(c)是图1(a)中WIG的平面图。

图2(a)是图1(a)中WIG端板的侧视图。

图2(b)是图2(a)中端板的横截面视图。

图3(a)是根据Barkley报告已有技术中端板的侧视图。

图3(b)是图3(a)中端板的横截面视图。

图3(c)是图3(a)中端板的放大的局部横截面视图。

图4(a)是根据Barkley报告4号模型的已有技术的端板的正视图。

图4(b)是图4(a)中端板的翻转平面图。

图4(c)是图4(a)中端板的侧视图。

图5(a)是根据Moore报告的已有技术的端板的正视图。

图5(b)是图5(a)中端板的翻转平面图。

图5(c)是图5(a)中端板的侧视图。

图6(a)是根据本发明优选实施例WIG的正视图。

图6(b)是图6(a)WIG的侧视图。

图6(c)是图6(a)WIG的平面图。

图7(a)是图6(a)中WIG端板的横截面视图。

图7(b)是图7(a)端板和相邻机翼结构的局部正视图。

图7(c)是图7(b)的端板和机翼结构的侧视图。

图7(d)是图7(a)端板后部的局部横截面视图。

图8是图7(a)端板的放大局部横截面视图。

图9是平形前端的端板的局部横截面视图，描述在偏航情况下的阻力。

图10是圆形前端端板的局部横截面视图，描述在偏航情况下的阻力。

图11是描述全部浸湿及超空穴端板阻力比速度图。

图12(a)是根据本发明优选实施例的端板的局部正视图。

图12(b)是图12(a)的端板在截面AA处的横截面视图。

图12(c)是图12(a)的端板在截面BB处的横截面视图。

图12(d)是图12(a)的端板在截面CC处的横截面视图。

图12(e)是各种端板前部的局部横截面视图。

图13是弯曲端板示意平面图。

图14是图12(a)产生前缘空穴的横截面视图。

图15(a)是具有支柱的端板和相邻机翼结构的局部正视图。

图15(b)是图15(a)的侧视图。

图16(a)是具有前缘装置的端板侧视图。

图16(b)是图16(a)的端板的局部横截面视图。

图17(a)是具有活叶的端板的局部横截面视图。

图17(b)是图17(a)的端板的侧视图。

图18(a)是具有固定突起的端板的局部横截面视图。

图18(b)是图18(a)的端板的侧视图。

图19(a)是端板支撑结构的横截正视图，在旋转轴前部的部分的剖面。

图19(b)是图19(a)结构的局部横截正视图，在旋转轴后部的剖面。

图19(c)是图19(b)结构部分的横截侧视图。

图20(a)是根据本发明优选实施例的飞翼平面图。

图20(b)是图20(a)飞翼的正视图。

图20(c)是图20(a)飞翼的侧视图。

图21(a)是另一飞翼的正视图。

图21(b)是图21(a)飞翼的侧视图。

图22是另一端板前端的放大的局部横截面视图。

具体实施方式

图6(a)至6(c)描述根据本发明的优选实施例的有翼气垫飞机。该有翼气垫飞机具有机身2和有相对机翼顶部的机翼结构3。一对端板17，每个端板具有近端底部33，远端19，前缘20和后缘22，端板从在机翼顶部的端板壁34向下延伸至机身2和机翼结构3的下面。如图6(b)所示，这样可使端板17在飞行期间浸没于水26中，同时使机身2和机翼结构3保持飞行。如图6(b)剖视图所示，在飞行中，端板典型地稍浸没于水26的表面9下，甚至在波浪21的波谷18中。由于在端板17的远端19和水26之间没有空气间隙，WIG的诱导阻力减小，从而增加WIG的提升力/阻力比率。为了保持端板以这种方式浸没，要求端板17的前缘20穿过波浪21到波浪21的高度。利用已有技术的端板，这将导致难以接受的高阻力和/或偏差问题。

在图7(a)至7(c)的平面图、正视图、侧视图中描述了根据优选实施例的端板17。端板的前部30包括限定端板的前缘20的前端28。构造前端28以在端板浸没时使用在端板的每个侧边和掠过端板17的水26之间产生充满空气的空穴25。这个空穴25对水面是打开的，并因此从水面9上通有空气。前端28如此构造以便当处于0°偏航条件(相对水流0°偏航)在设计航速下超空穴，此时端板浸入水中达到设计浸没深度。因此产生超空穴25，它是在端板长度上向后延伸形成的空穴，从而形成壳体形。由于端板的两边与空穴外的水之间不接触，在水26与端板17之间不存在摩擦阻力或偏差侧力。在本说明书上下文中，空穴基本上在整个端板长度上延伸，但浸湿后缘仍形成超空穴。

超空穴的端板17的轮廓阻力与空穴25的大小成比例。为使轮廓阻力最小，因此应设计端板17，使空穴25不大于端板17。随之产生一个问题：当端板17有明显的偏航角时，空穴25的后部27将移到一侧，使水26撞击到端板17的后部23。这将在端板的上游侧产生大侧力，结果端板需要设计具有足够的结构长度以承受这些力。这导致了如已有技术中的非常厚和坚硬的端板结构。厚端板结构要求导致大的阻力，以致不能实现真正的阻力减小的益处。

在偏航下空穴25的后部27的移动使空穴25外的水26撞击到端板，这也导致端板17与水26之间的摩擦阻力。当水26与端板后部23接触时所导致的附加阻力随作用在端板17上的侧力而增加。

本发明的优选实施例通过构造该端板克服了这些问题：利用水流过端板，端板17的后缘22可相对于机翼顶部侧向移动，同时端板17的前部的至少一部分是侧向固定的。这提供风向标效应，当端板趋于偏航时，流过端板上游侧面的水给予端板后部27的侧力，端板后部27与空穴25外的水26接触，使端板后缘22向空穴25的中心迁移，端板后部27与水流保持一致。

在本发明的优选实施例中，通过将端板17绕着在端板翼展方向上延伸的旋转轴P可旋转地安装提供后缘22的侧向移动。端板的前部相应地侧向固定在旋转轴P，以使端板以风向标相同的方式旋转。

在设计航速下，端板旋转轴P应设置在端板压力的流体力学中心的前部，该端板浸没到设计厚度，水以偏航角流动。当速度足够低以致使整个端板17长度浸湿时，将出现压力中心的最前端位置，这样就不生成空穴。对于这种完全浸湿条件，压力的中心一般常常是在0.25倍的端板前缘20的端板弦长后更远的后部(特别如果端板的后部比端板前部更长，而且相应浸没得更深)。因此如果旋转轴P在这点之前，比如说0.2倍的前缘之后弦长处，端板17在所有速度下将风向标而不受由于偏航产生的大的边缘负载。如果假定端板17为刚性的，就将不会引起偏差。如果端板绕旋转轴转动是通过飞行控制操作装置有效控制的，对于一些飞行条件，旋转轴P可位于压力流体力学中心的后部。

替代的解决方案是将端板17的前部固定，而使后部绕旋转轴P转动地安装，而不是使整个端板17绕旋转轴P转动。

作为旋转端板的后部或整个端板的可选择的方案，可将端板的前部与可侧向弯曲的后部固定，并安装到端板的前部。如果端板后部是弹性的，端板后部的较低浸没区能稍微“给出”，而不需旋转端板17到如它是刚性的相同程度，或完全不需旋转端板。这种“给出”使端板后部与水流保持一致，减小作用于端板的侧力和产生的阻力。当偏航角减小时，弹性端板17也使用它存储的能量来重新排列(realign)。在完全依赖端板后部的弹性来减小侧力的实施例中，优选的是至少端板后部的75％为弹性的，留下端板前面25％固定。

在更深处厚度的增加的水压产生较窄的空穴25，这需要更薄的端板。从底部33到远端19逐渐变细的端板17帮助得到上述的端板前部的所需弹性。端板17的前缘20可以是垂直的或向后倾斜(如图7(c)中倾斜的前缘20A的剖面图所描述的)以降低的喷散角(spray angle)并增加该前缘的稳定性。

在端板17的向内侧面和向外面对侧面之间存在着是由机翼结构3产生的提升力所引起的压差。因此优选地，特别是如果端板后部如上所述为弹性的，在前缘和后缘20、22和在端板远端19处该端板朝飞机中心向内弯曲。端板17也向着前缘和后缘20、22逐渐变细。

海面平静没有风时，WIG飞行在一定高度使得端板远端19稍稍低于水26的表面9。重力引起空穴底部从前缘20到后缘22上升。端板远端19在后缘22处可比在前缘20更深而加剧这种效应，使得端板后部的较低区域常比前部较低区域与水更多接触。这使压力的流体动力学中心向旋转轴P的后部进一步移动，以致端板17旋转并使自身与水流一致。

如图7(c)和7(d)所示，端板可设置固定于端板后部23较低区域中的多个楔形部件32，当端板浸入到设计浸没深度时，这些部件是浸没的。当端板可能随增大的风和波浪的作用出现增加偏航角时，这些楔形32协助风向标稳定作用。这使空穴25的后部27从一侧向另一侧移动，以致水撞击在楔形32。这些楔形32引导水离开端板17的侧面，从而保持超空穴。由于与水接触在楔形上产生的横向力再次使端板17绕旋转轴P旋转(或在具有弹性后部的固定端板实施例中使后部具有弹性)，以致端板17再次使自身与水流和空穴25的中心保持一致。虽然楔形32导致了轮廓阻力，但发现如果WIG的速度大于100节(51m/s)浸入深度为12′(3660mm)，则总阻力比平静水面的阻力小。由于与平静水面相比楔形32导致了额外的空气阻力，这些楔形32不应覆盖端板17的整个表面，而仅覆盖与水接触的后部23的较低区域。

利用上述机理提供风标稳定效应，当偏航时，至少端板17的后部23与水流保持一致，严重的侧力、机械故障和大部分水/端板摩擦阻力减小了。

以上被动的风向标型机理是本发明的优选实施例。然而，如果需要的话，现代的传感器，计算机和水力学能使端板17与水流有效地保持一致。如上所讨论的，如果旋转轴距后部太远以致在某个较低速度下不能提供被动风向标效应，这是特别适合的。

如图1(a)至1(c)和6(a)至6(c)所示的商业基本设计的WIG具有大于150节(77m/s)的设计航速。在这些相对高的速度下，有多个前端形状，当端板浸入至设计深度(对于海况4，一般从大约4英尺(1220mm)直至大约13英尺(4000mm))时，这些前端将产生超空穴25，这些形状包括凹面，凸面，楔形，半圆形，抛物线形，椭圆形，圆弧形和许多其他形状。这些形状的任何一个形状都能产生超空穴，但优选的前端形状是如图8所示的平的前端28，位于垂直于端板的弦向的平面中。

参照图9，平前端28可显示为流体动力学稳定。当具有平前端28的端板在偏航角α的情况下，作用于前端的压力的流体动力学的中心朝前端28的上游侧移动。所导致的阻力D垂直于前端28的平表面作用，提供绕重心(CG)的中心(和旋转端板的旋转轴P)的稳定的负扭转力矩。这个负扭转力矩使端板17的前端向进水的方向旋转而不是向排水的方向旋转。这种稳定的力矩补充上面讨论的稳定的风标作用。甚至于处于偏航角的情况下，水流在前端的侧边31处分开，在前端边缘产生超空穴25并使端板前部30的侧面不浸湿。这确保没有侧力施加于端板前部25的侧面，否则将产生不稳定的正扭转力矩。因而，平前端是流体动力学稳定的并且不会产生偏差。

如图10所示，平前端28的稳定的负扭转力矩可与半圆形前端15的不稳定的负力矩比较。利用这种构造，压力的流体动力学中心再次向前端15的上游侧移动，但给定前端的凹形表面，垂直作用于该表面的阻力D和在上游侧作用于前端的湿的区域的压力所产生的力一同产生绕重心(CG)中心的具有不稳定的负力矩的合力R。楔形前端或在侧面浸湿的任何其他形状的前端同样地也是不稳定的。

平的前端也容易制造成所想要的形状并且价格便宜。由于前端28的形状决定空穴25的大小这是重要的，该空穴又决定该阻力。如果空穴25太大，轮廓阻力就太大，而如果空穴25太小，水26将与端板17的侧面接触，也会引起过大的阻力。在使用中由于与小物体碰撞，前端28将受到正常的小的损坏。这种损坏可以通过简单的将受损区磨平进行简单的修补。复杂的前端形状则需要去掉或替换受损部分。

因为水离开直角31时清洁地通风，平的前端形状也使表面成穴最小化。相反，凸形很可能受表面成穴的影响，这种表面成穴会去掉并破坏希望的形状。

超空穴形状的阻力与它产生的空穴25的大小成比例。当平前端28产生的空穴25比同样宽度的流线型前端所产生的空穴大时，通过减小前端28的宽度可产生平前端的希望的空穴大小。因而，通过使用非流线型前端形状将不存在不利的阻力。

为使端板阻力最小，应选择平前端20的厚度以使在设计的航速及该端板浸入到设计浸没深度时产生的超空穴25的长度稍长于端板的弦长，使得整个端板没有浸湿，而超空穴也不是非常大，非常大的超空穴导致大的轮廓阻力。优选的超空穴长度小于5倍弦长，更特别地优选小于2倍弦长，至少覆盖该端板较低浸没区的50％。

根据优选实施例在高速，可变压力，具有成穴的水通道和适当标定的Froude数下对端板模型进行试验。得到的试验数据可推导出能选择前端宽度的经验方程。基于试验数据，空穴长度与前端宽度的比可表示如下：

\frac{l}{h} = \frac{{20 C}_{d}}{σ} - - - (1 a)

式中：

σ = \frac{ρgH}{1 / 2 ρ V^{2}}

l＝空穴长度，

h＝前端宽度

g＝重力加速度＝32.2ft/s²(9.81m/s²)，

H＝端板浸没深度，

V＝飞行速度，

ρ＝水密度，和

C_d为通风的、垂直于水流的超空穴平板的经典阻力系数，为

C_{d} = \frac{2 π}{π + 4} = 0.88 - - - (1 b)

公式(1a)与文献如M.P.Tulin的报告“超空穴流中的空穴形状”(第11届国际应用机械会议会刊，1964))(下文称为Tulin报告)给出的线性结果有很大不同，其中根据在该公式推导中所用的模型的模型l/h＝(8/π或π/2)C_d/σ²。这种大的不同可能是由于自由液面效应和重力效应。

使用平前端之后的空穴长度的经验公式(1a)，在速度V浸没到深度H的弦长L的端板完全不浸湿要求的前端宽度为：

h = \frac{gHL}{10 C_{d} V^{2}} - - - (2)

例如，对平面前端，C_d＝88，而对于H＝12′(3.7m)，L＝60′(18.3m)和V＝200节(103m/s)，由公式2得出：

h＝0.02′(6(d))

而且，可用公式(1a)和(1b)推导出下面的公式用于估计任何h、H、L、V值浸湿的平板的面积。

\frac{S_{W}}{HL} = 1 - \frac{C}{HL} (1 + l_{n} \frac{HL}{C}), \frac{C}{L} \leq H - - - (3)

式中，S_W＝浸湿面积，和

C = \frac{20 C_{d} V^{2} h}{2 g}

端板的阻力(D)可表示为：

\frac{D}{{2 C}_{f} HL 1 / 2 {ρV}^{2}} \approx \frac{S_{W}}{HL} + \frac{C_{d} h}{2 C_{f} L} - - - (4)

式中，C_f＝表面摩擦系数。

图11提供根据该例子(h＝0.02′，H＝12′，L＝60′)在不同速度下超空穴平前端端板与等效全部浸湿的端板相比的估计总阻力的比较。对于平前端，C_d＝0.88。浸湿平板的总阻力可由下式求得：

D(全部浸湿)＝4C_fHL(1/2ρV²) (5)

该试验也揭示了空穴最大厚度产生在接近空穴长度一半的地方，并可通过以下经验公式估计。

式中，t_max是空穴最大厚度。

Tulin报告表明空穴形状接近椭圆形，在产生空穴的主体下游，该空穴的最大厚度也产生在接近空穴长度一半的地方。

如果前端宽度在沿其翼展的任何垂直位置处限定，公式(1)-(6)确定在深度H的空穴长度和最大厚度。

在初步设计中，端板厚度可选择为例如0.75t_max，以便充分地在该空穴的内部。取该空穴为椭圆形，这时可确定它的横截面。然而，接近前端的形状必须调整为已知的理论上在平板后的空穴形状。

图12(a)至12(d)显示恒定的前端28厚度为0.02′(6mm)所产生的设计。图12(a)是端板从水面9的浸没底12′(3.7m)的前视图。图12(b)至12(d)提供在水面9(截面A-A)、在水面和端板顶部的中部(截面B-B)和在端板远端19(截面C-C)的截面图。在这三个部分端板的最大厚度分别为1.6′(488mm)，1.25′(381mm)和1.0′(305mm)。这些最大厚度为预期空穴25厚度的75％，该空穴由0.02′(6mm)厚的前端28在250节(129m/s)速度下产生。在截面图中表示空穴25并且可以看到在端板平前端28开始和延伸出端板的后缘22。为减小阻力，端板17向后缘22流线化在该流线的切点处跨越接近5倍端板17厚度的距离。

如上所述，图12(a)至12(d)所述的设计是基于端板的最大厚度选为0.75t_max的空穴的值。在某些情况下，可能需要减小平板的厚度来得到空穴的完全通风。然而，对前端厚度为0.02′(6mm)，端板厚度可能不会更薄并且仍然保持它的结构完整性。如上所述，由于由机翼提升所引起的在端板内外的空气之间的压差，端板17经受侧力。虽然端板前部30必须做得非常薄以适应空穴的内部，必须有足够的横向刚性来抵抗上述侧力。端板前部30可由脱氧钢或钛制成以得到强度和刚性。随着端板前部30逐渐变细，其厚度也随离前缘28的距离而增加。利用由高机翼负载产生的高压差，使端板前部30向机翼前缘11延伸可能是适当的。这种足够的厚度和强度可在与机翼前缘11相邻的点处得到，此处压差变得足够大。

在某些情况下，增加具有相关的阻力缺陷的前端厚度可能是适当的，以便提供稳固结构和完全通风的设计。应注意，即使前端宽度增加5或甚至10倍，0.02′(6mm)前端的阻力比Barkley和Moore报告中设计的阻力小的多，平前端设计阻力比Barkley和Moore设计阻力仍然小很多。实际上，如果以12′(3.7mm)的浸没深度并使用他们报告的阻力，前端宽度要增加140倍才等于Barkley和Moore设计的阻力。

图12(e)描述上述的优选实施例设计的端板17的前端部分30，利用平前端产生窄的空穴25。端板17根据Barkley和Moore报告的两个已有技术端板的前部的成比例模型覆盖。Barkley报告的模型1提供具有圆前端15和前部16的端板14，具有弦长的1％的厚度。Moore端板57具有楔形前端58和2.2％厚度的前部。Barkley报告的模型4(未示出)提出4％厚端板的楔形前端也是较厚的。相比较，当端板浸入前缘28的端板弦长后部的1％时，端板17的前部30的厚度接近端板17弦长的0.1％。这是比已有技术的薄端板更薄一个数量级，这些端板依靠厚度来得到强度和稳定性，而不是通过流体力学稳定。

因为这些已有技术中的前端15、56、58和前部适合小尺寸空穴25的外侧，该空穴25由本发明优选实施例的平前端28产生，它们需要或将产生不能运转的大空穴，产生的阻力比平前端端板至少大一个数量级，在设计航速为250节(129m/s)和设计浸没深度为12′(3600mm)的情况下，60′(18m)长的端板的阻力系数大约为0.00029。这个阻力系数是基于端板的浸没面积。

如果假定端板(或至少其前部)是刚性的，本发明实施例上述的端板将不会引起偏差，该端板总是表现某种程度的弹性。在使端板侧面至少一部分浸湿的低速下，端板过大的弹性可引起特殊形式的偏差。参照图13，当在微小偏航角α下，端板17趋向绕旋转轴P弯曲。作用于端板前偏离部分的任何浸湿面积的上游侧面的水压将产生不稳定的力矩，趋于进一步偏离端板17的前部和潜在地导致偏差。如果作用于偏航的端板上的侧力产生每度偏航角的反向流体动力学力矩，该力矩比每度偏航角端板结构刚性大，偏差是可能的。

图14描述具有在低速下由前端产生的长度l_c的空穴71的端板的截面。空穴71从前缘延伸，重新附着下游的流动离开浸湿端板侧面的剩余部分。空穴71的近似长度由上述公式(1a)和(1b)给出。很清楚，前缘空穴长度主要影响偏差倾向。例如，可使用公式(1)和(2)来显示在95节(49m/s)的速度时，对于H＝12′(3.7m)和h＝0.02′(6mm)，空穴长度l_c为12′(3.7m)。因此，对于旋转轴在端板前缘后部12′(3.7m)处的端板，在旋转轴P前面的整个前部30保持不浸湿，并且没有反向力矩产生，因而偏差是不可能的。

每偏航角度(α)，绕着前缘后部12′(3.7m)处的旋转轴P的力矩(M)的量大约为：

\frac{M}{α} \approx \frac{Δp 1 / 2 {ρv}^{2}}{1 / 2 {ρv}^{2}} \frac{{(12^{'} - l_{c})}^{2}}{2} - - - (7)

式中ΔP是加在旋转轴前的端板的浸湿部分的压差。

公式(7)假定在端板的浸湿部分上ΔP的平均值在(12-l_c)/2处具有压力中心。进一步假定ΔP/ρV²是常数并且独立于空穴长度，如果由公式(1a)和(1b)给出的值取代l_c，公式(7)变为：

对于H＝12′(3.7m)，h＝0.02′(6mm)，公式(8)中M/α的最大值发生在：

这意味着，在速度大于54节时不可能发生偏差，但在速度小于54节时可能发生。偏差的可能性则取决于端板构成的方法。

如果端板前30％由刚性材料构成，如在固体碳矩阵中心上的钛表层，需要认真分析来确定该端板是否分散或不分散。然而，这种固体结构会导致大的重量损失。为节省重量，需要较轻的重量结构，然而这种较轻的重量结构是更有弹性的，从而在较低速度范围内更可能产生偏差。

这个问题的一个可能的解决方法是增加前端28的厚度，这样增加了端板17的总厚度以提供更具刚性的结构。然而，缺点是与前端厚度成比例的增加阻力。

增强端板前部30的优选方法是用如图15(a)和15(b)中所示的一对支柱59来支撑端板前部。支柱59设置在端板59的相对的侧面，分别将在它们上面的第一端固定到机翼3，此处为机翼顶部部分，并将它们下面的第二端固定到端板17朝远端19的位置上。这些支柱59受拉力作用，并且典型地支柱构造为具有一些端板17的低阻力的特性，即超空穴，通风，无偏差，平前端，薄截面，逐渐变细以适应支柱内的空穴。此处，支柱的上端相对于机翼3向端板底部33是可移动的，使在超空穴速度下可将支柱59向上拉至与端板17相邻，在端板17内空穴25阻力为0。这种支柱59可用于需要高速低阻力的任何水下状况。

在特别低的速度下，绕旋转轴的流体力学力矩依赖于在该速度产生的空穴25的长度。例如，按照上述例子，如果空穴长度延至旋转轴P，可能没有反方向力矩也不可能有偏差。结果，如果将前端28的宽度暂时增加以增加空穴25的长度，可在任何低速下避免偏差。

可如上计算所需的平前端28的厚度，并且使水从端板17的前缘20向旁边分开的任何其他方法包括下述的方法将实现空穴大小的所需增加。

参照图16(a)和16(b)，通过可缩进的前缘装置62可有效实现暂时增加的前端宽度，端板前端28的宽度更大，该装置可沿着并且在前端28上延伸。以较厚前端62形式的这个前缘装置由连接在一起成链的片段组成，以使它能存放于机翼顶部之内，然后通过齿轮63下降或升高，齿轮在规则前端28的外侧向下向上滑动前端62的片段。然而，这个系统有些复杂。

图17(a)和17(b)描述另一个结构，其中突起为活叶60的形式，活叶可设置在端板内的缩进位置和突出端板外的延伸位置之间，位于前端28之后的端板前部30的每个相对侧面上。在低速，由于由前端28产生的小空穴趋于闭合，活叶接触水，再次在活叶60后产生更大的空穴，其中活叶起着大前端的作用。优选的，如果活叶前面的前部30浸湿，端板前部30设置穿过其厚度延伸的缝隙67，以减小由于偏航引起的任何不稳定侧力。此处，前部30由水平加固板66构成，在板66之间有大间隔67以使水横向流动，同时保持前部30的侧向刚性。

当端板遭受偏航时，甚至在超空穴速度下，活叶可延伸以便在上游侧的活叶60接触在超空穴的外侧通过的水。活叶60的前表面是平的，并在适当的角延伸至端板的弦线，使作用于活叶60的水压产生稳定的扭矩。活叶60在端板的翼展方向延伸并且仅需要设置在端板的较低的浸没区。

然而，活叶60潜在地导致端板前部结构削弱，并且机械复杂。

在偏航下，当检测到偏航情况要暂时增加空穴宽度并避免端板的侧面浸湿时，在前端上或在前端附近的简单活叶可在一侧延伸。但是，在该活叶延伸的过程中，作用于活叶上的得到的力将在端板重心的前面起作用，导致反向不稳定的力矩。在WIG速度下，这将引起端板损坏，除非端板做得非常厚，而这导致高阻力。因而这种替代对于WIG是不适宜的。

简单的解决方法是在端板前部30的每个侧面设置固定突起64，如图18(a)和18(b)所示，有效地提供两级前端。

在水通道中的试验显示在较低速度下可通过这种被动的设计来增加空穴大小，在增加的速度下该设计具有增加动力稳定性的附加优点。

如上所说明的，对于实例的端板尺寸，由于前缘空穴25a太短不能分散由旋转轴P前部的浸湿区域产生的绕旋转轴P的流体动力学力矩，偏差最可能发生在速度小于55节(28m/s)的情况。试验显示，如果总宽度为0.25′(76mm)的突起或第二前端64位于0.02′(6mm)宽的前端28的大约2.5′(760mm)下游，水将作用于突起64并产生第二更长的空穴25b，在大约20节(10m/s)速度下，该空穴延至旋转轴P(前缘向后12′)。这样在高于大约15节(8m/s)速度，消除产生偏差可能性。由于速度增加，前缘空穴25的长度增加，并且最终在速度大于100节(51m/s)时，前缘空穴25完全明显了，并不使突起64浸湿，这样消除突起64的阻力。

根据图17(a)和17(b)的实施例，端板前部突起64的前面设置通过端板厚度延伸的缝隙67，这些缝隙是由水平加固板66限定。这个空间隔67允许水从端板的一个侧面到另一侧面横向流动，因此避免在端板的前部30的侧向压力，从而避免偏航下的偏差或损坏。它也允许水流进与突起64的整个表面接触以产生更大的空穴。

突起的前表面构造为流体动力学稳定的，此处为凹形。在偏航情况下，空穴向一侧移动，端板上游侧面的水在上游侧面作用于突起的前表面。通过水加在突起64上的压力中心是在端板的上游侧面，并且假定前表面与后掠翼相对向前倾斜，垂直作用于凹面的得到的负载将产生对抗任何偏差的绕旋转轴(和重心)的稳定力矩。一旦形成适当大的空穴，凹形突起64提供比等效的平突起明显更大的稳定力矩。

形成第二级前端64的这种突起的另外优点是：可用它来减小端板17的总阻力。利用单级前端28，当端板浸入设计的最大浸没深度时，必须选择在端板远端19的前端宽度以便在远端19产生足够大的空穴25。如果仅在平均波高处飞行，这个前端宽度28是大约6倍该适宜宽度。例如，在海况4下，最高波浪接近13.3′(4050mm)，而平均波浪高度只有4.2′(1280mm)。如果飞机飞行，端板顶部仅浸入在平均波浪高度的波谷处，平均浸没深度为4.2′/2＝2.1′(640mm)。

因而可用两级前端通过选择较小的前端厚度和在增加的深度以在较低速度自动地增加空穴的大小的相同的方式使用第二级前端以自动地增加空穴大小来减小阻力，该前端厚度在2′(610mm)浸没深度产生足够大的空穴。由于阻力与空穴的大小成比例，这导致较低的平均阻力。

对于旋转的实施例，用于旋转地安装端板17在机翼顶部的该结构进一步参照图7(c)在图19(a)至19(c)中描述。此处通过垂直校准的轴承35设置绕旋转轴P的旋转安装，使端板17水平旋转，同时仍保持垂直。允许端板17从一侧转向另一侧同时仍然保持垂直的结构支撑端板后部。如果由声纳或类似装置检测出水中的物体，该端板安装结构也使端板上升以避免损坏。也可使端板17上升以减小停泊时WIG的阻力。

水平设置的轴承36是在支柱37、38的末端，平板44和箱体45的角部。垂直轴承35、43使端板17能旋转并使自身与水流保持一致。通过延伸液压筒39、48升高端板17，同时延伸液压筒40来使端板17保持垂直。坚固的支柱41使两个轴承36A与36B之间保持恒定距离。坚固的支柱42与支柱41同样垂直校直，但是从下轴承36A向后延伸至轴承36C(图7(c))。因而它保持端板不向前或向后移动。

端板17的垂直校直是通过图19(b)所示的结构实现的。该结构在图7(c)所示的前部和后部将位于机翼顶部的端板壁与机翼3连接。平板44在滚动轴承46之间滑入和滑出，滚动轴承位于平板44和箱体45之间。在端板17上的压差迫使端板在轴承36D上在顶端19处向外转动，并在壁34的顶部向内转动，直至端板壁34的顶部与平板44顶部的挡块49接触。

弹性封口50防止在端板壁34的上缘与机翼3之间的空气跑出。该封口是在端板壁34的上部而不在其底部，使得作用在端板壁34上向外的气压部分地与作用于端板17上的气压的旋转力矩相互作用。这减小了在端板安装结构上的旋转力矩。

当端板17在水中时，可用他们来保持飞行方向并操纵WIG。液压筒47将端板17从一侧移到另一侧，以改变WIG的前后校直。这同样的机理用于在慢的次成穴(subcavitating)速度下以及在自由飞行与PAR操作过程中控制端板校直。由于空气间隙8的消除防止压缩空气向两边跑出，在PAR操作中的机翼提升力比已有技术提高了。

端板17也可通过紧固装置如分裂螺栓连接到机翼顶部，端板设计在预定负载下分离，如当端板碰撞水中大物体时就将发生。端板17则从WIG上脱离而不引起WIG的任何损坏。

作为选择，可构造端板17，使得端板下部分在碰撞时从上部分离，因此使端板的上部分工作，虽然无效。

在机翼顶部的端板壁比端板17厚并且轮廓侧向并垂直以使空气阻力最小。附加的厚度为从连接点35、43到端板的剩余部分分散负载提供了附加强度。

在本发明的另一实施例中，WIG构造为机身和机翼结构形成飞翼结构而没有单独的机身。如图20(a)至20(c)所示，这个实施例理论上对更大的WIG比图6(a)至6(c)所示的水上飞机构造更加有效。端板52具有与水上飞机构造中所用的端板17相同的特性，它们以同样的方式消除机翼51和水53之间的空隙。

飞翼构造消除机身和尾翼，从而减小了重量和表面摩擦。飞翼的缺点是它的内部体积减小了。在图21(a)和21(b)的另一实施例中这个缺点可通过增加机翼的厚度克服。较厚的机翼54要求分界层控制来减小间隔及其相关的阻力至可接受的水平。

将厚机翼54和表面尖锐的端板的组合允许使用高机翼提升力系数，而不会过度增加诱导阻力。这种构造具有非常高的提升力/阻力比率。

虽然上述本发明的实施例都允许端板的后缘可侧向移动以提供风向标稳定效应，申请人也观察到不需要设置端板或类似物的旋转安装来提供风向标效应。

如上所述，通常WIG利用端板在水面上恒定地飞行。这与已有技术相反，并且具有大大减小端板偏航角的优点。例如，完全在水面上以150节(77m/s)具有40节(21m/s)侧风速(sidewind)飞行的WIG会有大约15°的侧滑角。然而如果端板恒定地在水中，就没有风产生的侧滑角，而只有波浪作用的侧向轨道速度(sideways orbital velocity)产生的偏航角。对于海况4，在表面的这个水速可能小于5节(2.6m/s)，仅产生大约2°的端板偏航角。随着WIG速度的增加，这个角会进一步减小。

如果现选择端板前端形状以使在航速下空穴长度增大至端板弦长的几倍，比方说5倍，空穴的宽度也将线性增长。由于减小的偏航角，这个增大的空穴宽度可以足够适应小的偏航角，而不会使端板后部浸湿，也不会增加额外侧力和阻力。利用空穴没有充分侧向移动而碰撞端板，就减小使端板后部与进入的水流保持一致的需要。

由于空穴阻力与它的长度成比例，这个端板比空穴长度只稍长于端板弦长的可旋转端板具有较高的空穴阻力。然而，它具有减少复杂性的优点，这是希望的。

为了避免需要旋转端板，前端应设计为足够窄以便提供低阻力特性，同时在设计航速下仍产生具有几倍于端板弦长的超空穴，以允许小的偏航角。前端也应在低速下产生足够长的空穴，以便关于端板重心的反向扭转力矩不会过度弯曲端板向着该端板末端和引起偏差。

虽然适当的前端形状为平前端，如关于上述本发明实施例的上面讨论那样，其他形状也是适宜的并能产生必要的超空穴。平前端的特别优点是：它产生绕旋转端板的旋转轴的稳定扭转力矩，相应地也产生绕固定端板重心的稳定的扭转力矩。由平前端28产生的空穴在平前端的边缘31产生，以使端板的整个前部30不浸没。

而另一种前端设计也是可接受的，使朝前缘的前端部分的一部分浸湿于水流分离点的上游开始空穴，只要前缘的浸湿长度足够低以保持所导致的侧力，在高航速下，以偏差方式侧向弯曲端板前端至可控程度。

适宜的前端形状为类似简单宽楔形的三棱柱形，其宽度为0.006倍的弦长，弦向最大厚度小于0.83倍的前端宽度。这为最大宽度端板提供最大前端厚度为0.005倍弦长。这样的前端构造在附图22中描述，其中前端78具有两个斜面79。这些最大尺寸作为平均值应用于超过最低4英尺(1200mm)的端板，允许在设计浸没深度为4英尺(1200mm)操作。对更大的设计浸没深度，应该应用这些前端尺寸的限制于端板的更大翼展上。该前端也应该足够宽以在设计航速下产生超空穴。这种楔形尺寸特别是关于相关厚度的限制将确保足够钝的前端形状以保持在前缘的任何浸没长度足够低。

可使用其他更流线形状，假定满足上面提出的宽度和厚度限制。然而，由于在WIG的高航速下表面成穴的危险，弯曲的前端表面不是优选的。这个成穴可引起可变的阻力问题，导致可变的和不可预测的空穴尺寸。为评定具有上述前端的端板的稳定性，我们可以计算产生至少延伸至端板一半弦长点的空穴所要求的最小速度，该点大约位于端板的重心。这将导致没有重心前部区域的大积浸湿区，这可反向弯曲端板从而导致偏差。

该速度可通过联合公式1(a)和(b)求出：

V = \sqrt{\frac{1 gH}{10 h C_{D}}}

式中：

C_D＝0.51＝具有上述最大尺寸(厚度/弦长＝1.2)的楔形的阻力系数，

H＝13.32′(4060mm)＝海况4的最大波高，

l＝60′/2＝30′(9140mm)。

以上得到速度V为83fps＝49节(25m/s)。

因而，在49节(25m/s)的低速下，上述前端形状使端板的前半部分不浸湿。这个速度足够低从而避免由作用于端板重心前部的大浸湿区(在弦长50％处)的侧力引起的低速偏差。

前端形状78的低浸湿长度(在弦向测得)为0.05倍弦长(仅当楔形前端的表面79浸湿时)，照那样在高航速下该端板不偏差。

另外这个前端形状具有0.006倍弦长的窄宽度，以使总空穴阻力系数仅为0.006×0.51(宽度×楔形的阻力系数)＝0.003，大约比由已有技术所引起的小一个数量级。

因而，具有这种前端的固定不旋转的端板可能是非常合适的端板。这个前端形状也可用于如上所述的旋转端板。

如上对于图18(a)和18(b)的实施例所述的，可用二级前端来扩展空穴，并由旋转端板避免偏航的偏差。如果偏航角小，也可以在固定端板上使用突起64来形成二级前端，如上所讨论的端板恒定在水中的情况。因而，可能构成低阻力的固定端板，使用突起64形成二级前端并在水中恒定地运行端板从而不会有偏差或损坏。

前端28可以是任何适合的形状，在设计航速下利用端板浸入到设计浸没深度产生超空穴，而对于如上面提出的相同原因，优选的形状是平的。平前端不会导致任何侧力，并且当端板是固定的和非常窄以减小空穴阻力时，这点特别重要。确定前端28的尺寸以提供超空穴仅长于端板的弦长，因而当端板没有偏航时，该端板具有与转动端板相同的低阻力。

在偏航时，形成第二级前端的突起64将导致由第二级前端64上的水压引起的附加阻力。然而，在第二级前端24上的平均阻力小，所以当希望避免旋转端板的复杂性时，这种端板是具有吸引力的选择。

Claims

1.一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下部，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

其特征在于，所述端板还包括一前部，该前部包括一前端，该前端限定了所述端板的前缘，并终止于所述端板每个侧边上的前端侧缘，在使用时，在0°偏航角、速度达到并包括设计航速、同时所述端板浸于水中并到达设计浸没深度的条件下，所述前端适合于在所述端板的各个侧边与掠过所述端板的水面之间产生空穴，该空穴从每个所述前端侧缘向后延伸，在所述设计航速所述空穴形成超空穴，和

终止于后缘的后部，

其中每个所述端板的所述前部的至少一部分，相对于各自所述机翼顶部侧向固定，在使用中，在流过该端板的水流的作用下，每个所述端板的机翼后缘相对于各自所述机翼顶部侧向可移动。

2.一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下方，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

终止于后缘的后部，

3.根据权利要求1或2所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板绕着在所述端板翼展方向延伸的旋转轴旋转地安装，每个所述端板的所述前部横向固定在所述旋转轴处。

4.根据权利要求3的所述的有翼气垫飞机，进一步包括有效控制所述端板绕各自所述旋转轴转动的装置。

5.根据权利要求1或2所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前部固定，而每个所述端板的所述后部绕着在所述端板翼展方向延伸的旋转轴旋转地安装。

6.根据权利要求3所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在设计航速下每个所述端板的所述旋转轴设置在所述端板压力的流体动力学中心的前部，所述端板浸入水中至设计浸没深度。

7.根据权利要求3所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述旋转轴设置在前缘向后0.25倍所述端板弦长处，位于所述端板底部和顶部之间的翼展位置中间。

8.根据权利要求1或2所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前部固定，每个所述端板的所述后部可侧向弯曲，并安装在各自所述前部。

9.根据权利要求8所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在设计航速下每个所述端板的所述后部向所述端板压力的流体动力学中心的前部延伸，所述端板浸入水中至设计浸没深度。

10.根据权利要求8所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在所述端板底部和顶部之间的翼展位置中间，每个所述端板的所述后部的弦长至少为0.75倍的端板弦长。

11.一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下方，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

其特征在于，所述端板还包括一前部，该前部包括一前端，该前端限定了一前缘，并适于在使用中，在0°偏航角、以设计航速飞行同时所述端板浸于水中到达设计浸没深度的条件下，在所述端板的每个侧边和掠过所述端板的水面之间产生超空穴，

终止于后缘的后部，和

位于所述前部的每个相对侧的较低区域的突起，该突起位于所述前端的后部，当所述端板相对于掠过端板的所述水偏航时，该突起用于接触排出位于所述端板上游侧的超空穴外面的水；和/或当所述端板浸入深度超过设计浸没深度时，该突起用于接触排出位于所述端板两侧的超空穴外面的水，每个所述突起在翼展方向延伸并具有构造成在接触所述水时产生稳定力矩的前表面，所述较低区域的长度在翼展方向至少与所述端板的所述设计浸没深度相等。

12.一种有翼气垫飞机，具有机身和机翼结构，该机翼结构具有相对的机翼顶部和一对超空穴端板，每个超空穴端板从各自所述机翼顶部向下延伸至所述机身和机翼结构的下方，以在水上飞行时浸没在水中，每个所述端板具有：

近端的底部，

远端的顶部，

其特征在于，所述端板还包括一前部，该前部包括一前端，该前端限定了一前缘，并适于在使用中，在0°偏航角、以设计航速飞行、同时所述端板浸于水中到达设计浸没深度的条件下，在所述端板的每个侧边和掠过所述端板的水面之间产生超空穴，

终止于后缘的后部，

13.根据权利要求12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前端为在翼展方向延伸的三棱柱形。

14.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前部向所述前端逐渐变细。

15.根据权利要求1、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前端基本是平的，并位于基本上与所述端板的弦向垂直的平面中。

16.根据权利要求2的所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前端的宽度满足以下公式：

\frac{gHL}{8.8 V^{2}} \leq h \leq 10 (\frac{gHL}{8.8 V^{2}})

其中h＝前端宽度，g＝重力加速度，H＝所述端板的设计浸没深度，L＝端板弦长，V＝飞机设计速度。

17.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在位于所述端板顶部至所述设计浸没深度的50％以内的所有的翼展位置上，每个所述超空穴的长度小于5倍的所述端板的弦长。

18.根据权利要求1、2或11所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在所述前端最低1200mm上，所述前端的平均宽度不大于0.006倍的所述端板的弦长，在弦向测量的平均厚度不大于0.83倍的所述前端平均宽度。

19.根据权利要求1或2所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板在所述前部的每个相对侧设置突起，该突起位于其较低区域和所述前端的后部，用于接触排出所述超空穴外面的水，当所述端板相对于掠过所述端板的所述水偏航时，该突起在所述端板的上游侧，每个所述突起在翼展方向延伸，并具有构造成在接触所述水时可产生稳定力矩的前表面，所述较低区域的长度在所述翼展方向至少与所述端板的所述设计浸没深度相等。

20.根据权利要求11所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述突起为活叶的形式，其在所述端板中的缩回位置和突出超过所述端板的延伸位置之间配置，用于与排出所述空穴的所述水接触。

21.根据权利要求11所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述突起是固定的。

22.根据权利要求11所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述突起具有面向所述前缘的凹形前表面。

23.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板设置可缩进的前缘装置，该前缘装置的宽度大于所述前端，所述前缘装置是沿所述前缘延伸并越过所述前缘。

24.根据权利要求23所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前缘装置具有基本上平的前表面，该表面在基本上与所述端板的所述弦向垂直的平面中。

25.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板在所述前缘和后缘及在所述顶部朝所述飞机的中心向内弯曲。

26.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板从所述底部到所述顶部的厚度逐渐变小。

27.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述后缘逐渐变细。

28.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板设置固定于所述端板后部的较低区域的多个楔形部件，在所述翼展方向上，所述较低区域的长度至少与所述端板的设计浸没深度相等。

29.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：当在弦向观察时，每个所述端板的所述远端的顶部在所述后缘比在所述前缘低。

30.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的前部在所述端板相对侧设置有一对支柱，并且每个支柱其第一末端固定于各自所述机翼上，其第二末端朝所述顶部固定于所述端板。

31.根据权利要求30所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述支柱的第一末端朝向该各个所述端板的底部、相对于该各个所述机翼是可位移的。

32.根据权利要求11所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前部设置有缝隙，该缝隙位于所述突起之前，并沿该突起的厚度方向延伸。

33.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前缘向后倾斜。

34.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前缘位于所述端板的底部，并位于各个所述机翼的前缘之前。

35.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板相对于所述机翼顶部可缩进地安装，从而使所述端板可上升。

36.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板通过紧固装置安装在各自所述机翼顶部，该紧固装置在承受预定负载时分离。

37.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板通过爆炸螺栓安装在各自所述机翼顶部。

38.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的较低区域构造成：当预定负载碰撞所述较低区域时，该部位可从各自所述端板的上部分离。

39.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：所述机身和机翼结构形成飞翼结构。

40.根据权利要求1、2、11或12所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述底部位于各自所述机翼顶部的外侧并以一缝隙与该机翼顶部相邻，其中密封条跨越所述端板底部和所述机翼顶部之间的所述缝隙，并朝向所述机翼顶部的上表面。

41.根据权利要求5所述的有翼气垫飞机，其特征在于：在设计航速下每个所述端板的所述旋转轴设置在所述端板压力的流体动力学中心的前部，所述端板浸入水中至设计浸没深度。

42.根据权利要求5所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述旋转轴设置在前缘向后0.25倍所述端板弦长处，位于所述端板底部和顶部之间的翼展位置中间。

43.根据权利要求15的所述的有翼气垫飞机，其特征在于：每个所述端板的所述前端的宽度满足以下公式：

\frac{gHL}{8.8 V^{2}} \leq h \leq 10 (\frac{gHL}{8.8 V^{2}})