KR20110112402A - 공기역학 및 운송 특징들을 완전하게 증가시키기 위한 방법, 상기 방법（변형들)을 실행하기 위한 위그선 및 비행을 실현하기 위한 방법 - Google Patents

Abstract

발명들의 그룹은 (정적 및 동적) 공기 배출을 갖는 항공기 및 운송 수단에 관한 것이며, 특히 타입들 A, B 및 C의 자체 안정화 위그선에 관한 것이다. 이하의 기술적인 결과들이 얻어진다 : 증가된 비행 안전성 및 조종 안전성, 증가된 로드-베어링 능력 및 지면 효과 모드에서의 비행 높이 증가, 감소된 치수들, 개선된 이륙 및 랜딩 특징들, 수륙 양용 특성 및 경제적 효율성, 증가된 기능성 및 넓은 범위의 작동 배열들, 및 사용 및 정비의 커다란 용이성이 얻어진다. 이 결과는 공기력의 시스템을 발생시키기 위한 방법들, 구조적 해결책들 및 "비행 날개" 또는 "합성 날개" 설계 레이아웃들에 대해 발명들의 현 그룹에서 제안한 것과 개념적으로 링크된 조종 방법들을 동시에 적용함에 의해 얻어지게 된다.

Description

공기역학 및 운송 특징들을 완전하게 증가시키기 위한 방법, 상기 방법（변형들)을 실행하기 위한 위그선 및 비행을 실현하기 위한 방법{METHOD FOR COMPREHENSIVELY INCREASING AERODYNAMIC AND TRANSPORT CHARACTERISTICS, A WING―IN―GROUND―EFFECT CRAFT FOR CARRYING OUT SAID METHOD（VARIANTS) AND A METHOD FOR REALIZING FLIGHT}

본 발명은 정적 및 동적 공기 배출을 하는 항공기 및 운송 수단에 관한 것으로, 특히 선박, 보트 및 수륙 양용 이송 플랫폼들, 항공기, 수륙 양용 항공기 및 위그선에 관한 것이다. 발명들의 이 그룹의 바람직한 실시예의 버젼들은 자체-안정화 위그선, 타입들 A, B 및 C이며, 따라서, 이하의 설명들은 위그(WIG)선의 예에 기초하고 있다.

지면("wing-in-ground") 효과의 연구 및 위그선의 구조는 70년 이상 존재하고 있다. 그러나, 위그선의 작동들과 관련된 주요 과제들, 즉, 용이한 사용 및 정비를 결합한 설계에서 시행되는, 길이방향 안정성, 내항성 및 수륙양용 특성들에 부응하도록 제안된 수용할 만한 복합적 엔지니어링 해결책이 없으므로, 종래의 항공기 또는 선박들의 것들에 비해 안전성 및/또는 화물 효율성 및/또는 작동의 용이성을 제공할 수 있는 널리 사용되는 위그선은 아직도 존재하지 않고 있다.

위그선 작동의 주요한 독특한 특성은 주 작동 높이, 즉 지면 효과 모드에서 비행 높이가 실제 비행 시의 날개 평균 공기역학 코드(MAC)의 길이(0.1-0.3)보다 작고, 공기속도가 비행기 속도에 대응하는 150에서 600km/h까지 변화한다는 것이다. 또한, 피치 제어에 영향을 미치는 모멘트 및 공기력은 비행 변수들에 의존하는 어느 정도 복잡한 특성을 특징으로 하고 있으며, 더욱 중요한 것은, 그들이 높은 변화도를 나타내고 있다는 것이다.

의사-결정 인터벌을 최소화하는 수면 또는 지면 근방의 타이트 타임 비행에서 길이방향 안정성을 제공하도록 널리 사용되는 방법들은 충돌을 야기할 수 있으며, 실제로, 야기한다. 이는 순간적인 외부 장애 또는 위그선에 대한 잘못된 제어 시의 비상 조건들의 국면에 기인하는 것이다. 비행 시험 및 서비스 양측에서, 소형 및 대형 위그선 모두에서, 알려진 대부분의 위그선 충돌들 및 비상 상황들은 길이방향 안정성 및 제어성과 어떤 방식으로든 관련되어 있다. 널리 알려진 설계자들인 에이. 리피슈 및 알. 알렉세에프에 의해 설계된 위그선도 상기 상황에 매치된다.

예컨대, 1968년, 레닌그라드, 수도스트로엔제, 엔. 벨라빈의 "위그선"[1]에서는, 지면 효과 비행 시의 위그선 안정성의 문제를 공기역학적 형태 또는 자동화된 제어 시스템의 선택을 통해 해결할 수 있다는 기술이 알려져 있다. 그러나, 2002년 12월 IMO 안전 위원회에 의해 승인된 위그선의 임시 가이드라인의 공기역학적 안정화 시스템들의 챕터 15 패러그래프 15.2.2에 포함된 요건들 중 하나는 : "안정화 시스템의 부분, 또는 그의 파워 드라이브를 구성하는 임의의 자동화된 장비 또는 장치의 고장의 경우에, 위그선 이동의 변수들은 항상 안전 한계 내에 머무르고 있어야 한다.", 2005년, 수도스트로엔제, St. Pb., 에이. 아이 마스칼릭 등의, "21세기의 운송들- 위그선" 페이지 391, 본 명세서에서 참고문헌 [2]로 되어 있다. 이는 위그선은 "고유한" 안전 설계, 즉 정적 및 동적 자체-안정화 능력을 가져야 하며, 자동화된 제어 시스템들(ACS)이 비행 변수들의 정확한 유지를 보장하며 인부 작업 부하를 감소시키기 위한 공구로서만 사용되어야 함을 의미한다.

실제로, 이 요건들은 비행기에 사용되는 안정화 시스템들에 대한 요건들과 유사하다. 그러나 임의의 공기역학 형태의 비행기에서, 비행기의 공기력들이 두 개의 성분의 "공기 스트림-날개" 동적 시스템에서 발생되어 변화하기 때문에, 길이방향 정적 안정성은 적절한 무게 중심 위치를 선택함에 의해 확보된다. 또한, 비행 받침각(angles of attack)의 범위 내의 상승은 받침각에 선형적으로 의존하게 된다. 원칙적인 중요성은 현재 존재하는 비행기 설계들이 필요하며 특정 레벨의 안전에 대해 충분하고, "공기 스트림-날개" 동적 시스템이 지면에서 분리된다는 사실이다. 안전 고도의 비행에서, 충돌 위험들을 포함하는 여러 가지 외부적 장애들로 인해 설정된 고도에서의 실제의 편향들은, 현재의 비행 고도보다 100 또는 1000배만큼 작은, 수 미터들에서 수십 미터들(극심한 난류 조건들)까지 변화하며, 따라서, 비행 고도의 변동들로 인한 비행 안전 위험은 없다.

대조적으로, 지면 효과 영역에서 위그선의 날개의 상승은, 받음각에 대해 비선형적으로 의존하는 것은 별개로 하고, 지지면 까지의 거리에 의존하게 된다. 높이 변화들은 날개 평균 공기역학 코드(MAC) 보다 작은 값에 도달할 수 있고, 상승 력은 거의 두 배의 변화를 나타낼 수 있음을 주목한다. 예컨대, 대형 위그선 올리오녹(140톤) 및 룬(400톤)에 있어서 수면 위 상대 높이의 0.9에서 0.1 MAC로의 감소는 날개-상승 계수 Cy의 90%([2]의 도57, 페이지 41 참조)까지의 기하급수적인 성장으로 유도한다. 받음각이 동시에 증가하는 경우에, Cy는 더 큰 량으로 더 높은 비율로 증가한다. 따라서, 지면 효과 모드에서 비행 시의 두 개의 요소의 동적 시스템 "공기 스트림-날개"는 제3 요소에 의해 보상되며, 그러므로 세 개의 요소의 "공기 스트림-날개-지지면" 시스템으로 된다. 초기 시스템 및 새로운 요소의 관계는, 날개 상승 변화 구배의 증가와는 별개로, "초임계"의 것으로 특징될 수 있고, 압력 중심의 상당한 변위가 있다. 동시에, 날개의 트레일링 에지를 향한 압력 중심의 시프트는 보상되지 않은 네거티브 피치 모멘트를 형성하며, 즉 위그선이 고도의 비선형 시스템을 나타내게 된다.

비행 안전에 해로운 다른 인자, 내항 성능 및 피치 제어에 직접 관련된 연료 효율은 비행 제어 방법이다. 기본적으로, 위그선 작동들에 대해 사용되는 방법은 비행기에 대해서와 동일하다, 즉 위그선을 이륙시키도록 이륙 속도로 가속하고 동시에 필요한 양력을 얻도록 피치 각을 변화시켜야 한다. 또한, 랜딩을 포함한 모든 비행 상태 중에, 피치각의 상대적인 변화들은 여전히 요구된다. 이 과제는 항공기의 길이에 비교할 만한 높이들에서 피치각 변화들을 포함하는 조종 시에 위험이 크다는 것이다. 이는 위그선의 사고들 및 수많은 비행기 충돌 및 이륙 및 랜딩 시에 발생되는 비상 상황들 모두에서 확인된다.

위그선의 다른 중요한 특징은 내항성이다. 한편으로, 내항성은 구조물의 손상 및 붕괴, 및 또한 위그선이 이륙 속도에 도달하는 것을 방해하고 이륙 및 랜딩의 안전한 완료를 위해 필요한 수력학적 조건들을 분열시키는 힘들 및 모멘트들을 발생하도록 야기할 수 있는 거친 바다 조건들에서의 이륙 및 랜딩 중에 높은 충격 부하들의 출현에 의해 제한받게 된다. 다른 한편으로, 내항성은 위그선 기하학, 즉 전체 길이 및 그의 에어포일의 폭(MAC의 길이)에 의존하는 지면 효과 비행의 효율적인 상대 높이에 의해 제한된다. 즉, 내항성 및 길이방향 안정성의 문제들에 대한 해결책은 수력학적 힘의 발생 방법들의 선택 및 공기역학 형태의 선택에 달려있다.

수륙 양용성도 위그선의 공기역학적 형태에 직접 의존한다. 공기역학적 형태는 대체 운송 시스템으로서의 위그선의 작동 능력들을 결정한다. 완전 수륙 양용성은 종래의 선박들 및 비행기들에서 접근 불가능한 영역들로의 이송 서비스들을 가능하게 하며 따라서 더욱 비용 효율적으로 헬리콥터들을 대체할 수 있으며 또한 비행 범위 증가를 제공한다. 또 다른 장점은 실제적인 사용 및 정비가 용이한 점이다.

따라서, 원칙적으로, 위그선의 안전 및 효율의 문제들은 공기력의 특수 시스템을 형성하고 안전한 알고리즘들에 따라 비행을 실행하는 특정 공기역학 형태의 선택을 통해서만 해결될 수 있다.

그러나, 다수의 공기역학적 형태들의 기술이 알려져 있지만, 실시되고 테스트된 형태들 중에서, 다음의 특징적인 타입들이 구별된다:

-엔진들로부터의 슬립스트림(제트)으로 에어포일 하의 압력을 올리기 위한 시스템을 가진, KM-타입 위그선, 알. 알렉세에프에 의해 비행기 형태에 기초한 위그선-도65, [2], 러시아 특허 2076816(러시아, 스웨덴 및 중국에서 구축된 선박)

-돔-형 "리버스 델타" 날개를 가진 에이. 엠. 리피슈에 의한 비행기-타입 형태에 기초한 위그선-미국 특허 3190582, 유. 마카로브-러시아 특허 2185979, (독일, 미국, 호주, 대만, 중국 및 러시아에서 구축됨)

-커터 타입의 글라이딩 선체들을 가진 "탠덤" 타입의 날개 형태에 따른 위그 커터들 : 시. 더블유. 베일란드-미국 특허 3244246, 지. 조에르그-미국 특허 3908783, 에이. 블룸-미국 특허 5335742(미국 및 독일에서 구축됨)

-"합성 날개" 형태에 따른 위그선: 알. 바티니-공기역학적 위그선 14MP1P, (케이. 지. 우달로프 등. "VVA-14 항공기", 모스크바, 1994, 본 명세서에서 참고문헌 [8]이라 함), 압력 부스터를 가진-2005년 러시아 테크니카 몰로디오지≫, 넘버.8, 페이지 29-32, 본 명세서에서 참고문헌 [9]라 함) 및 "아이볼가-2"부스터-브이. 칼가노프-러시아 특허 2099217.

-에이. 파첸코프에 의한 리프팅-타입 테일 평면을 가진 "카나드" 형태에 기초한 ADP 시리즈의 위그선, 도7(2000년, "에크라노플라니 우크라이니", "아비아치자 오브슈에고 나스나슈엔자" 매거진 넘버. 5, 참고문헌 [11]이라 함), 브이. 슈지코프 등-러시아 특허 2224671;

-"플라잉 윙" 형태에 따른 위그선 : 도171, 172, 178[2], OIIMF-2, 도1[11].

위그선의 독특한 정적 및 동적 안정성을 성취하기 위해, 받음각에 관한 포커스가 높이에 관한 포커스 뒤에 배치되어야 하고, 무게 중심이 상기 포커스들 사이에 배치되어야 하며, 그의 바람직한 위치는 높이 포커스 및 상기 포커스들 사이의 중간점 사이인 것이 알려진 기술이다: 도10, 2003년 1월 6-9, 레노, 네바다, 41차 에어로스페이스 사이언스 미팅 및 전시, 엔. 코르네프의, ≪위그선의 충돌 및 동역학의 복잡한 수치적 모델링≫, 본 명세서에서 참고문헌 [13]이라 함, 및 페이지 121-122[2].

실제 이러한 조건에 부응하기 위한 널리 알려진 방식들이 있다: 브이. 아칸겔스키-러시아 특허 2018465, 엘. 노볼로츠스키-러시아 특허 209722, 및 또한 "카나드" 및 "탠덤" 타입들의 위그선의 자체-안정화의 조건들에 부응하는 것들-러시아 특허 2224671 및 미국 특허 3908783이 있다.

"탠덤" 공기역학 형태에 따른 두 개의 날개들의 형태를 통해 비행기의 무게 중심들의 작동 범위를 팽창시키는 기술이 알려져 있다-에이. 벨로스벳 등의-러시아 특허 2102287;

또한, 동일한 기하학적 비행 높이들의 동일한 영역들에서, 낮은 종횡비의 날개들은 높이에 있어서의 양력의 부분적인 파생에 비례하는 높이에서 더 높은 댐핑특징들을 나타내는 기술이 알려져 있다.

정적 공기 쿠션(SAC)을 형성하는 다음의 방법들이 알려져 있다:

-외측 날개들 아래 또는 중앙 날개 아래에 형성된 전방측으로 개방된 챔버(공동)로 배향된 스러스트 또는 스타트 추진 유닛에서의 슬립스트림을 갖는 압력 부스트-저압 SAC, 도65[2], 러시아 특허 2099217;

-추가의 엔진들 또는 팬들로부터, 중앙 날개 아래 또는 특수 구조물 아래에 배치된 주변에 의해 둘러싸인 챔버로의 압력 부스트, ELA-01[2], 브이.이그나티에프-러시아 특허 2174080, 브이. 모로조프-러시아 특허 2053903;

-부스터 및 스러스트 추진 유닛 사이의 엔진 파워의 재분배에 의해 분리된 팬으로부터 주변이-둘러싸인 챔버로의 압력 부스트; 브이.나자로프-러시아 특허 21272202;

-프로펠러 회전 평면을 편향시킴에 의해 스러스트 추진 유닛으로부터의 전체 슬립스트림(제트)에 의한 주변이-둘러싸인 챔버(공동)로의 압력 부스트; 오. 미코얀 등의-발명자증 SU 1511170, 에이. 마키엔코 등의, 러시아 특허 2139212;

-스러스트 추진 유닛으로부터의 슬립스트림의 일부를 배향시킴에 의한 주변이-둘러싸인 챔버로의 압력 부스트; OIIMF-3 위그선[11], 유. 마카로프-러시아 특허 2185979-27.07.2002, 알.마티로소프-러시아 특허 2254250-20.06.2005, 피. 유. 제이. 라이스 미국 특허 6158540.

"환형 중앙 날개" 형태를 적용함에 의해 프로펠러 스러스트를 30%까지 향상시키도록 알려진 방법이 있다-1935, 모스크바, 쟁점 248, 엔. 이. 주코프스키 교수의 이름을 따서 명명된 중앙 공기수역학 연구소(TsAGI)의 연구들, 아이. 브이. 오스토슬라브스키, 브이. 알. 마티예프, 또한-참고문헌 [27].

내항성을 향상시키기 위해 알려진 방법들이 있다:

-위그선의 치수 증대;

-큰 형상각 및 스텝들을 갖는 라인들의 적용;

-충격을 흡수하고 편향 가능한 하이드로스키의 적용;

-고압력 정적 공기 쿠션의 적용;

-수직 이륙 해결책의 적용.

"독특한 안정성"(또는 "자체-안정성")기준에 대해 알려진 공기역학적 형태들을 평가하기 위해, 다음의 표현적인 비교가 사용될 수 있다: 하부면, 및 특히 그의 프로파일이 공기 쿠션(도95 및 페이지 86의 아이템 11,[2])에 근접한 날개의 운송 특성들의 발전을 결정하는 역할을 행하기 때문에, 상기한 바와 같이, 동적 공기 쿠션을 통한 지지 구조 및 날개 사이에 "초임계" 관계가 형성된다. 모멘트들 및 힘들의 작용의 메카니즘에 있어서, "공기 스트림-날개-지지면" 시스템은 지상 차량에서 사용되는 휠 운송체에 비교될 수 있다. 따라서, "비행 날개" 및 "합성 날개" 레이아웃은 밀거나(또는 당겨지며) 동시에 발란싱된 단축 운송체에 대응하게 되며, 지지점에서 당겨진 수직 허수 축에 인접한 작은 범위 내에 그의 무게 중심이 배치된다. 중력, 스러스트 또는 발란싱 력은 지지점 주위에 모멘트들을 형성한다. 이 힘들의 량의 임의의 변화는 이전에 성립된 발란스의 점진적인 장애가 수반된다. 따라서, 길이방향에서, 단축 운송체 및 그에 대응하는 공기역학적 형태들은 원칙적으로 불안정하다.

"탠덤" 및 "카나드" 공기역학적 형태들은 지지점들 사이에 배치된 무게 중심을 갖는 이축 운송체에 대응하게 된다. 이축 운송체는 원칙적으로 안정하며(즉, 고유하게 안정적이며), 그의 길이방향 발란스는 실제로 스러스트(견인)력의 인가점 및 그의 량의 변화들에 의존하지 않는다. 수상정 및 항공기 사이의 지지력의 비상 시의 자연적인 차이로 인해, "탠덤" 및 "카나드" 형태들은 일정 조건 하에서만 이축 운송체의 안정성에 근접하는 자신의 길이방향 안정성을 특징으로 한다.

따라서, 지상 교통에 유사하게, 모든 공기역학적 형태들은 "단축" 및 "이축"("다축") 카테고리들로 분류되며, "멀티-서포트"(또는 "다축") 원리는 해면효과 를 이용하는 항공기의 설계에 바람직하다.

상기한 바와 같이, 알려진 공기역학적 형태들은 위그선의 설계에서 주요 과제들에 대한 해결책들에 비교될 수 있다.

이축 "탠덤" 및 "카나드" 설계들은 자체-안정화의 성취를 위해 요구되는 고유한 특징들을 나타낸다. 그러나 이러한 타입의 위그선은 또한 불리한 특징들, 즉 테이크-오프 런(take-off run)의 필요성, 특정 속도 및 높이에 대한 미세 조정 또는 그의 변화들의 좁은 범위, 내항성을 심하게 제한하게 되는 (운송체의 전체 길이에 대한) 지면 효과 비행의 매우 낮은 유효 높이를 가진다. 또한, 수륙 양용성이 전혀 없거나 또는 얕은 상승각들 또는 단단한 표면과의 슬립들을 필요로 하는 제한된 수륙 양용성 만이 있다. 비행 외측의 지면 효과 영역을 작동할 능력 또는 정적 공기 쿠션의 사용을 통한 부하 배출 능력이 제공되지 않는다. 이 형태들은 최소 가변성(응용 유연성)을 가진다.

"단축" 공기역학적 형태들에 있어서, 이러한 타입의 형태들에 대해 주요한 문제를 만드는 자체-안정(피치 제어를 위한 자체-발란싱)을 얻기가 더욱 어렵다. 위그선 KM, 오료녹 및 룬이 기초로 하는(도65, 도54, 도55[2]), 낮게 위치된 날개 및 압력 부스트를 가진 비행기-타입 형태는 우발적인 장애 인자들의 충격 후에 무게 중심에 대한 모멘트들의 원래의 발란스 회복 능력을 제공하지 않으며, 이는 피치 제어의 점진적인 불안정성을 의미한다. 즉, 지면 효과 모드 근방에서의 안정적인 비행은, 엘리베이터 편향들을 수동으로 행하거나 또는 자동화된 제어 시스템(ACS)을 이용하여 위그선의 발란스를 조정함에 의해 크루가 외부 장애들에 대해 수동으로 대응해야 하는 방법에 의해서만 실현될 수 있다.

다음 과제는 위그선을 클라임하도록 설정하기 위해 엘리베이터의 응용에 의해 플래어 모멘트를 형성할 필요를 수반하는 자유 비행 및 위그 비행 사이에서 위그선의 안전한 전이를 확보하는 것이다. 위그선이 지면효과 영역을 떠나면, 압력의 중심은 전방으로 이동하여 잉여의 피치 모멘트의 동시적인 자유로운 성장에 의한 양력으로 인해 다이브 모멘트의 급격한 감소로 유도되며, 결과적으로 위그선의 초임계 받음각, 속도 손실, 공기유동 와해 및 엔진 정지를 유발한다. 주 날개에 비교 가능한 영역에 진전된 스태빌라이저를 추가하여도 여전히 일부 대형 위그선들을 충돌로부터 구하는 데 실패하였다. 따라서, 대형 및 초대형 위그선의 설계에 비행기-타입 레이아웃의 적용은, 알. 알렉세예프가 인정한 바와 같이, 개념적 에러였다.

안정성 쟁점들과 별개로, 종래의 항공기에 대한 위그선의 이러한 공기역학적 형태의 연료 효율적 장점도 이륙 중에 너무 많은 연료가 소모되기 때문에 상당하게 감소된다. 미국에서의 수년간의 연구 및 발전에 의해, 지면 이륙 및 랜딩 형태의, 종래의 항공기 형태에 기초한 펠리칸 초대형 운송 항공기의 개념적 설계가 이루어졌다. 이 항공기는 지면 효과 모드 및 6000미터 까지의 고도 양쪽에서 장거리 비행들에 대해 설계되었다, 미국 특허 6848650.

위그선의 비행기-타입 공기역학적 형태는 가변성이 제한되며 예컨대, 타입 A 위그선에 대해, 제한된 응용들에 대해서만 적합하다: "볼가-2"-SU 특허 1786768, 아쿠아글라이드 도70[2]. 그들의 길이방향 안정성은 (낮은 리프팅 성능을 가진) S-형상의 에어로포일 및 무게 중심의 정밀한 배치, 낮은 지면 효과 비행 높이로의 미세한 튜닝, 날개 아래의 압력 상승에 의해 날개 앞쪽에 배치된 프로펠러들의 견인, 낮은 탑재량, 제한된 엔진 파워 및 제한된 내항성을 가진 날개 설계의 적용을 통해 얻어지게 된다.

또한, 에이. 리피슈에 의한 비행기-타입 형태도 테이크-오프 런을 필요로 하고, 지면 효과 비행 높이로 미세-조정되며, 전이 중에 안정성이 불충분하며 자유 비행 중에 불안전하고, 고속에 부적합하고, 실제 사용 및 정비에 불편하며 날개 상에서 낮은 특정 부하들로 시행된다. 대형 위그선에 대해 최적이 아니다. 수륙 양용성은 제한되며 가변성은 최소이다.

포커스들 사이의 간격이 코드의 길이에 비해 짧기 때문에 단일 날개를 가진 비행기-타입 형태들의 정적 및 동적 안정성 조건들에 부응하기가 어려우며, 따라서 무게 중심은 좁은 범위 내에 정밀하게 위치하여야 한다. 한편, "높이에 관련한 포커스"의 개념은 지면 효과 조건들에서의 비행을 위해서만 유효하다. 피치를 조정할 필요와 함께, 이는 전이 중에 및 다른 장애들이 있는 경우에 조종을 복잡하게 한다. 전이 모드들에서 안전을 확보하기 위한 안정화된 비행을 위한 정적 및 동적 안정성의 조건들에 부합하기에 불충분한 것임을 나타내는, 그러한 운송체들[13]을 포함한 사고들 및 위그선 이동의 컴퓨터 모델링으로부터 유래된 에이. 리피슈에 의한 형태에 기초하는 위그선 조종에 있어서의 안내 재료들이 알려져 있다.

(미국 컬럼비아 프로젝트를 포함하는) 시도되어 알려진 실시예들의 형태의 "플라잉 날개" 형태는 불안정하다. 자동화된 제어 및 댐핑 시스템을 적용하거나 또는 비행 성능을 제한하거나 또는 안정화 또는 추가의 로드-캐링 평면들을 적용하는 것을 요구하지만. 이 경우에 이러한 형태는 "합성 날개" 배열과 매우 가깝게 된다.

"합성 날개" 형태(알. 바티니-VVA-14, MAI-ELA-01, 브이 칼가노프-"아이볼가-2")는, 러시아 특허 2099217, 공기역학적 위그선 EK-12의 상업벅 사용 버젼에 대해 준비되었으며 비행 시험들로 확인된 바와 같이, 대부분의 변수들에 대해 더 좋은 성능을 나타내고 있다. 이 타입의 공기역학적 위그선은 (운송체의 길이에 대한) 지면 효과 비행의 최대 높이를 나타내고 있다. 예컨대, VVA-14의 비행 시험들은 10.75미터의 평균 공기역학적 코드에서 동적 공기 쿠션의 효과는 10-12미터의 높이에서 빠르게 나타나기 시작하였다. 이 공기역학적 형태는 다른 상용 및 특수 응용들에 대해 최적이며, 즉 최대 가변성 및 융통성을 나타낸다. 중앙 날개가 장방형이기 때문에, 정적 공기 쿠션을 형성하기가 더 용이하다. 이 형태는 임의의 비행 속도에 대해서도 적합하다.

그러나, 높은 종횡비의 외측 날개들이 길이방향 안정성을 개선함에도 불구하고, 이 공기역학적 위그선은 "이축" 형태의 안정화 능력 특징들을 갖지 않으며, 따라서 강한 바람의 장애 또는 조종 에러의 경우에 그들은, 속도 및 제어를 잃게 되는, 피칭 와해 및 지면 효과 영역 이탈을 완전하게 방지하지 못한다.

또한, 러시아 특허 2099217 하의 설계는 승객 안락함 및 정비 용이성이 부족하다. 전방에서 노출된 영역으로의 날개 아래의 압력 부스트는, 비행 반대 방향으로의, 강한 후방 공기 배출을 야기한다. 수상 및 지상에서의 조종 중에, 거친 해안의 원격 영역들에서 육지로의 상륙 또는 해상으로 이동 시에, 전방의 반구체에서 강한 먼지 일어남 및 물 튀김이 발생한다. 또한, 낮은 시계에 의해, 모래 및 자갈에 의한 구조물 표면의 기계적 손상을 야기하며, 따라서 엔진 보호 공기 필터를 추가로 필요로 한다. 추운 기후에서는, 건조한 눈이 공기 중에 날려서 시계를 수 미터까지로 낮추게 되어, 지면 위에서의 안전한 이동을 불가능하게 한다. 날개 아래의 압력 부스트에 있어서, 보호된 프로펠러들을 가진 추진 유닛들에서의 충격이 무분별하게 사용되며 넓은 각으로 표면으로 배향된 공기 스트림으로 인한 날개 상부의 리딩 에지 상에 해로운 압력 상승이 야기된다. 이는 날개 리딩 에지 상에 복잡한 고양력 장치들을 적용할 필요가 있게 함으로써, 구조를 너무 복잡하게 하며 너무 무겁게 한다. 날개 아래에서 후방 방향으로의 공기의 강한 배출은 고압 공기 쿠션의 형성을 방해한다. 압력 부스트 장치를 갖추더라도 이 형태는 여전히 테이크-오프 런 및 랜딩 롤을 필요로 한다.

공기역학적 위그선 ELA-01은 그의 정적 공기 쿠션이 위그선을 정지 위치에서 이륙시킬 수 있고 이어서 순항 속도로 가속하므로 상기한 결점을 갖지 않는다.

수직 이륙 수륙 양용 위그선 VVA-14는 초기에 12개의 경사진 터보제트 엔진들과 함께 중앙 날개 아래의 압력 부스트를 이용하도록 설계되었다.

6개의 터보제트 엔진들로써 특수한 가스-다이내믹 스탠드 상에서의 수직 이륙 능력의 시험들은 이 설계의 실행 가능성을 확인하였다.

축적된 증거를 바탕으로 한, 가장 근접한 유사체는 러시아 특허 2254250 C2 B 60 V 1/08 하의 엔지니어링 해결책이다.

발명들의 현 그룹의 목적은 더 좋은 비행 및 조종 안전성, 지면 효과 모드에서 비행 높이 및 로드-캐링 능력 증가, 감소된 사이즈, 개선된 이륙 및 랜딩 성능, 수륙 양용 성능 및 효율, 무게 중심 위치의 작동 범위 및 성능들의 팽창, 사용 및 정비의 용이성을 제공하는 자체-안정화 항공기 및 모든 중량 클래스들의 다른 운송체를 제공하는 것이다.

상기한 결과들은 공기력의 시스템을 발생시키기 위한 방법들, 구조적 해결책들 및 "비행 날개" 또는 "합성 날개" 공기역학적 형태들에 대해 발명들의 현 그룹에서 제안한 것들과 개념적으로 관련된 안전한 조종 방법들을 동시에 적용함에 의해 얻어지게 된다.

완전한 길이방향 안정성의 쟁점은 중앙 날개 섹션(낮은 종횡비의 에어로포일)에 대한 "이축" 공기역학적 형태들의 특성인 고유의 안정화 특성들을 부여함에 의해, 즉 무게 중심에 대해 서로 발란스된 적어도 두 개의 양력들의 생성을 통해, 또한 지지면 및 자유로이 접근하는 스트림과 중앙 날개의 상호 작용의 조건들의 변경을 통해 해결된다. 이 목적으로, 수평으로의 연속적인 프로젝션의 한계들 내에서, 날개-단부 공기역학적 플레이트-플로트들(APF)을 갖는 중앙 날개의, 양력 발생의 국부적 영역들이 형성된다. 이 국부적 영역들은 적절한 수의 낮은 종횡비 날개들(LAW)의 사용에 의해 형성되며, 그 중 특정 치수를 갖는 중앙 날개가 구성된다. LAW는 직경면을 중심으로 대칭이고 수평면에서 오버랩되는 길이방향 축을 따라 배열된다. 전방 LAW는 리딩 에지 플랩 및 플래퍼론들과 결합된다. 후방 LAW는 플래퍼론들과 결합된다. 제2 및 후속 LAW(제2 및 이어지는 LAW 그룹들)의 리딩 에지들 상에 슈라우드-스크류 추진장치(SSP)를 가진 추진 유닛들이 장착되며, LAW의 리딩 에지들은 SSP 링들의 내측면에 부드럽게 인접하도록 또는 SSP 출구들의 평면에 배치된다. 또한, 후방 LAW의 리딩 에지들은 LAW 앞의 플래퍼론들의 리딩 에지들 위에 배열된다. 따라서, 후방 LAW의 하부면들 및 플래퍼론들의 상부면들 사이에 공기 덕트들이 형성되며, 그들을 통해 SSP에서의 슬립스트림(제트)의 하부 부분이 중앙 날개의 아래로 배향된다. SSP들은 그들이 장착되는 평면들의 세팅각들과 동일하거나 또는 근접한 세팅각들로 장착된다. 이로써 그들 너머의 표면들 위에서 층류(스트림라인) 유동을 허용하며 추진력의 수직 성분을 제공한다. SSP 내측면의 하부 절반부는 APF의 수직 벽들 및 전방 LAW의 상부면에 부드럽게 인접하며, 이로써 직선 제너레이터를 갖는 전방 LAW의 상부면으로 부드럽게 펼쳐지는 LAW의 반환형 부분을 형성한다. 그 결과, 전방 LAW, 엔진을 가진 SSP 및 후방 LAW는 함께 단일 구조의 베이스 그룹, 즉 추진 시스템을 형성하며, APF 및 추가의 낮은 종횡비의 날개들과 함께, 위그선의 추진 운송 시스템을 형성한다.

상기 구조적 그룹은 발명들의 현 그룹에서 진행될 운송체들의 가능한 모든 버젼들에 대한 베이시스를 형성한다. 수직 스태빌라이저, 러더들 및 엘리베이터들을 추가하면 타입 A의 위그선의 형성을 위해 필요하며 충분한 구조로 된다. 높은 종횡비 날개들의 타입 A 위그선에, 추가된 낮은 종횡비 날개들의 날개-단부면들 상에 장착된 고양력 장치들 및 에일러론들과 결합된 외측 날개들을 추가하면, 타입들 B 및 C의 위그선의 추진 운송 시스템으로 된다. 이 경우에, 특정 타입을 갖는 위그선의 식별은 외측 날개들의 면적 및 스팬, 및 구성 및 증명 상태 중에 적용된 기술적 규정 및 표준들에 의해 결정된다.

상기 구조적 베이스 그룹은 그 아래에 세 개의 다른 공기 쿠션들을 발생시키는데 : 수평 평면 상의 그의 프로젝션의 한계 내에-정적 공기 쿠션(SAC); 상부 LAW 아래에-동적 공기 쿠션(DAC); 및 후방 LAW 아래에-정적-및-동적 공기 쿠션(SDAC)을 형성한다.

순항 작동 모드에서, 감소된 길이방향 불균일성을 갖는 낮은 공기 압력의 영역은 전체 추진 리프팅 구조 위에 형성된다. 공기 쿠션들의 측면 엔클로져들은 APF의 내측면들(또는 동체 및 APF의 내측면들)이다. 전방 LAW의 리딩-에지 플랩은 정적 공기 쿠션의 전방 엔클로져로서 작용하며, 그의 플래퍼론들은 동적 공기 쿠션의 후방 엔클로져 및 정적-및-동적 공기 쿠션의 전방 엔클로져로서 작용한다. 후방 LAW의 플래퍼론들은 이륙, 택싱 및 랜딩 중의 정적 공기 쿠션의 후방 엔클로져로서 작용하며, 레벨 비행 중에 그들의 플래퍼론들은 정적-및-동적 공기 쿠션의 후방 엔클로져로서 작용한다. 동시에, 높이 및 받음각에 관한 실제 포커스들 사이의 거리는 독특하게 동등한 기하학적 치수들을 가진 연속적인 중앙 날개의 포커스들 사이의 유사한 거리들 보다 크게 되도록 되어 있다. 이는 고유의 정적 및 동적 안정성의 성취를 위한 조건들에 부응하도록 협조하며 비행 안전 레벨 및 운송 능력들의 증가를 유도하는 발란스 세팅 및 허용 가능한 중량의 범위를 늘리게 된다.

상기 구조적 베이스 그룹 형태, 또는 이러한 그룹들의 조합의 형태의 중앙 날개의 실행은 양력 발생의 다른 조건들 및 중앙 날개의 전방 및 후방 부분들 및 수면 또는 지면 사이의 상호 작용의 다른 특성을 제공할 것이다.

자유로이 접근하는 스트림의 운동 에너지는 전방 LAW에 의해 처리되며 그 아래에서 동적 공기 쿠션들이 발생하며; 공기 압력 부스트에 의해, 높은 정적 압력의 영역을 발생시키는 추진 유닛에 의해 그의 전체 스팬에 걸쳐 후방 에어포일이 펼쳐지며, 정적 공기 쿠션은, 그의 아래에서, 전방 에어로포일에 의해 이미 압축된 공기 층에 의해 지지된 플래퍼론 트레일링 에지 위로 공기 배출이 이루어진다. 따라서, 양력 발생의 면에서, 위그선의 후방 부분은 정적 및 동적 공기 쿠션들 또는, 매우 유사하게, 단일의 정적-및-동적 공기 쿠션에 의해 비행 시에 지지된다.

적절한 엔진 파워에 의한 비행의 실현의 다른 버젼은 추진 유닛들에서의 슬립스트림들(제트들)이, 코안다 효과로 인해, 제트 플랩들을 발생시키는 방법이며, LAW 코드의 유효 길이의 증가로 인해, 그의 프로파일들의 곡률 및 추진 유닛들에서의 슬립스트림들(제트들)의 힘들이 항력의 상당한 증가없이 복합적인 중앙 날개의 로드-캐링 능력을 증가시키게 된다. 이는 동일한 날개의 코드의 구조적 증가에 대응하며 지면 효과 비행의 높이의 증가, 즉 내항성 및 안전 성능의 개선, 또는 효율 개선을 의미하는 현재 높이를 보유하면서 낮은 스러스트에서 엔진들의 운전을 허용하도록 유도하게 된다.

또한, 전방의 부분적 반환형 LAW의 스팬에 걸쳐있는 슈라우드-스크류 추진장치에 의한 기단(氣團)(air mass)의 흡입은 저압 영역들의 길이 방향의 분포 형태 및 그의 량을 그 주위로 자유로이 접근하는 공기 유동을 가진 유사한 스팬의 종래의 날개 형태의 유사한 특징들에 비해 대폭적으로 변화시킨다. 상기한 바와 같이, 중앙 공기수역학 연구소(TsAGI)[26]의 연구에 의해, 환형 중앙 날개를 통해 30%까지의 스러스트의 이득이 얻어짐을 증명하였으며, 반환형 중앙 날개에 대해 동일한 효과를 갖는다. 이들과 유사하게, 여기에서 제안된 발명들의 그룹에서 SSP의 환형 표면은 전방 LAW의 반환형 부분에 부드럽게 인접하며 또한 노즈를 향해 전방 LAW의 상부면으로 부드럽게 펼쳐진다. 측면 수직 엔클로져들(APF 및 동체)의 존재에 의해, 전방 LAW의 흡입 효과의 증가 및 반환형 부분의 연장이 제공된다. 전방 LAW의 환형 부분으로 인한 스러스트 증분의 수직 성분과 결합되어, 그의 상부면에서 나타나는 전체 리프트의 부분이 증가한다.

합성 중앙 날개의 LAW 주위의 유동의 이러한 배열은 접근하는 공기 유동을 갖는 그의 전방 및 후방 부분들 사이의 상호 작용의 수면 또는 지면에서의 다른 조건들을 보장한다. 이 방식에서, 동적 시스템의 "공기 스트림-날개-지지면"에서의 "손상"을 감소시키고 "장점" 성분들을 증가시키는 임무를 수행한다.

양력의 발생의 방법을 이용하면, 고 레벨의 비행 안전성을 특징으로 하며 특정 응용에 대해 최고의 정도로 적합한 수많은 버젼들을 제공하는 항공기들을 설계할 수 있으며, 다음의 여러 가지의 독특한 특징들을 가진다:

-비행 안전성 및 조종성 증가;

-수평 평면 프로젝션 내의 위그선의 질량의 분포 개선;

-구조물의 사하중(死荷重)에서 중량 감소를 가능하게 하는, 모두 세 축들에 대한 힘들의 폴리곤을 나타내는 구조의 강도 증가;

-가능한 길이방향 발란스 세팅들의 더 넓은 범위로 인한 발란스 세팅들 및 작동 중량의 범위의 확대;

-종래의 비행기 형태들에서 고유한 발란스 손실들의 해소;

-높이 및 길이방향 양쪽에서 무게 중심에 근접한 프로펠러들을 가진 엔진들의 배치로 인해 측면 축에 대한 모멘트 특성의 개선, 및 전방에서 멀리 배치된 부스트 또는 스러스트 추진 유닛들, 후방에 대해 높고 멀리 배치된 스태빌라이저의 부재;

-부하-운송 능력의 증가;

-기능성 연장;

-조종성 증가;

-전방 반구체에서의 먼지 일어남 및 물 튀김 해소.

다-엔진 형태의 경우에, 전방 그룹 및 후방 그룹들(및 그의 수직 성분들)의 추진 유닛들의 스러스트력들의 모멘트들은 완전하게 또는 부분적으로 상쇄된다(수동으로 보상된다). 추진 유닛들은 세팅각들을 갖기 때문에, 스러스트력 벡터들의 라인들은 무게 중심 위 및 아래에 놓이게 된다. 즉, 모든 엔진들에 대해 높거나 낮은 스러스트 세팅을 동시에 선택하면 위그선의 발란스에 최소의 영향을 줄 것이다. 추진 유닛들의 이러한 배열은 중앙 날개의 부하-운송 능력 및 위그선의 수직 조종성(가속 성능)을 증가시킨다. 상기한 바와 같이, 추진 유닛들을 통과하는 공기 유동의 속도의 점차적 증가(증식)를 통해 그리고 반환형 LAW(바티니 효과)의 적용으로 인해, 스러스트 성능이 개선된다.

이미 언급한 바와 같이, 여기에서 제안된 발명들의 그룹에 기초한 항공기들의 독특한 특징은 지면 효과가 실현되는 수단에 의해 동일한 에어로포일의 코드의 길이의 증가이다. 이는 제트 플랩에서의 효과들 및 항공기(동체)의 치수의 길이를 최대로 이용한 결과이다. 이 특징은 다른 공기역학 형태들에 기초하는 동일 길이의 위그선에 비해 지면 효과 모드에서의 비행의 유효 높이를 크게 증가시킨다. 또한, 상부면에서 공기 층을 받아들여서 하부면 아래로 경사각으로 배향시키는, 추진 유닛들에서의 슬립스트림들 내에 배치된 비교적 얇은 LAW로 구성된 중앙 날개는 에어로포일의 더 큰 상대 두께 및 유사한 치수들을 가진 날개에 의해 나타나는 유사한 값을 초과하는 차압을 형성하며, 그의 형상은, SSP의 상부 절반부를 통한 상부측 상 및 LAW 플래퍼론들의 리딩 에지들을 통한 하측면 상의-후방 LAW의 트레일링 에지 너머에 배치된 지점으로 전방 LAW의 에어로포일의 리딩 에지로부터 연장하는 라인에 근접한 형상을 가진다. 동시에, 합성 중앙 날개는, 첫째, LAW 및 추진 유닛들의 마스터 단면의 실제의 전체 면적은 동일한 연속적인 날개의 마스터 단면적보다 작고; 둘째, 합성 중앙 날개에서 전방 LAW만이 자유로이 접근하는 공기 유동과 상호 작용하며; 셋째, 추진 유닛들에서의 효과들이 동일한 연속적인 날개에 비해 유도된 항력들 및 하부 에어포일 및 주변의 유동을 다른 특성으로 유도하기 때문에 상당하게 낮은 항력을 갖게 됨을 특징으로 한다.

공기 유동의 중앙 날개의 작용은 양력 발생의 수동적인 방식으로 고려될 수 있지만, 제안된 블로잉 방법에서 합성 중앙 날개의 작용은 개선된 공기역학적 결과들을 갖는 양력 발생의 능동적인 방식을 나타내고 있다.

수륙 양용성 및 전-표면 이륙 및 랜딩 능력을 확보하도록, 특수한 이륙 및 랜딩 유닛이 발명들의 그룹에 기초한 모든 위그선에서 실행되며-이 형태에서 가능한 최대 치수의 고압 정적 공기 쿠션(SAC)을 가진다. 큰 공기 쿠션 상에서의 랜딩 기어의 유용성은 공기 쿠션 상의 특정 부하의 상당한 감소를 허용한다. 이로써 SAC에서 요구되는 정압 및, 따라서, 공기 쿠션 상에서의 이동 및 이륙 중에 연료 효율을 개선시키는, 이륙 중에 요구되는 엔진 파워의 감소가 이룩된다. 더 큰 면적을 갖는 공기 쿠션 상의 랜딩 기어는 이륙 및 랜딩 성능을 개선시키며 전체 비행 안전 레벨을 증가시킨다. 특히, 임의의 편평한 지면 또는 수면 상에서의 정상 랜딩 및 운항 중의 우발 사고의 경우의 비상 랜딩에 대해서도 안전성이 증가한다.

정적 공기 배출을 위한 스러스트 추진 유닛들의 전체 파워까지의 이용 가능성, 추가 엔진들 및 팬들이 필요없고, 가동 셔터들, 디플렉터들, 플랩들 및 제트 스트림들의 편향을 위한 파이프의 필요성이 없으며, (수직 이륙 및 랜딩의 실현의 경우를 제외하면) 경사진 추진 유닛들 및 엔진들에 대한 어떠한 장치도 필요 없고, 엔진들 및 추진 유닛들이 고정된 위치에 유지되는 중에, SAC 공동에서의 정압을 상승시키기 위해 추진 유닛들의 제트 스트림에서의 충격의 완전한 이용을 통해 SAC의 기술적 및 경제적 효율들이 얻어진다.

상기한 바와 같이, 추진 유닛들의 세팅각들은 공기 정역학 및 공기 동역학적 양력들과 합해지는 스러스트 력의 수직 성분들의 발생을 허용한다. 이는 SAC 상에서의 출발 및 이동을 가능하게 하며, 또한 이 작동 모드들에서의 안정성 및 취급성을 개선시킨다.

후방(최종) LAW의 스팬으로 되며 그 주위의 SSP 슬립스트림 유동의 상부 부분과 그의 엘레본들 상에 형성된, 추가적인 모두 이동하는 수평 꼬리 날개(all-moving tail plane)(스태빌레이터)가 추가의 양력 및 제어성, 공기역학적 감속 및 역전을 보장한다.

고유의 길이방향 정적 및 동적 안정성을 확보하기 위한 방법에 더하여, 전방-강하게 역전된 피드백 형태의 피치각의 함수, 및 후방-포지티브 피드백 형태의 : 전방 및 후방 양력들의 량들의 제어를 통해 피치 변동의 완전 댐핑이 제공된다. 전방 및 후방 양력들의 량들의 제어는 전방 및 후방 LAW의 플래퍼론들의 편향각의 자동화된 동적인 제어를 통해 이루어진다. 이러한 제어가 현존하는 구조적 요소들-엘리베이터들 및 LAW의 플래퍼론들을 연결하는 공통의 기계적 "푸시-풀" 링크를 이용하여, 즉 자동화된 제어 및 댐핑(ACS 및 ADS)의 복잡한 시스템을 필요로 하지 않고 실행되므로, -이 해결책은 고유의 안정화 및 댐핑 특성의 다른 요소로서 간주될 수 있다. 동시에, 플래퍼론 위치들의 자동화된 동적 제어 시스템도 알려진 ACS 요소들을 이용하여 실행될 수 있다.

기능성 연장, 즉 발명들의 현 그룹에 기초한 항공기들에 의해 수행되는 임무들의 스펙트럼을 넓히는 것은, 한편으로, 높은 작동 성능 및 정적 공기 쿠션 상에서의 이륙 및 랜딩 시스템의 유용성 및, 다른 한편으로, 기준 개념에 기초한 특수 응용들의 다수의 가능한 버젼들을 통해 이루어진다. 기술적으로 구조적인 기본 그룹의 형태로 시행되는 기준 개념 때문에, 위그선이 다른 공간적 및 정량적 형태들을 통해 실제 임무들의 넓은 스펙트럼을 수행하도록 설계되는 모듈들을 기반으로 다수의 균일한 모듈들의 제조를 위한 베이시스로서 작용할 수 있다. 공기역학적 LAW 에어로포일들의 타입들, 그의 상대 두께, 및 LAW 및 SSP의 세팅각들은 위그선이 설계되는 응용에 따라 정해진다. 무거운 하중 및 느린 위그선에 대해서는, 증가된 에어포일 두께, 세팅각들 증가 및 SSP 직경들이 증가되어 사용될 것이다. 또한, 여기에서 제안된 엔지니어링 해결책들에 기초하여 위그선에서 실행되는 반 수직 및 수직 이륙 및 랜딩 능력을 통해 응용이 넓어진다. 반 수직 이륙 및 랜딩은 기준 버젼들에서 어떠한 변화없이 가능하며, 수직 이륙 및 랜딩 능력은 SSP 직경들의 증대, 더 높은 엔진 파워 및, 추진 유닛들과 함께, LAW(또는 그의 임의의 부분)의 그들의 측면 축들을 중심으로 수직 위치로의 이동 가능성을 필요로 한다. 헬리콥터들에 비해, 정교하고 무거운 메인 추진 감속 기어 및 테일 로터로의 전송의 필요가 없고, 동체의 전체 치수를 한참 초과하는 회전 블레이드들이 필요없으며, 수직 스러스트를 발생하도록 네 개 이상의 추진 유닛들을 사용하며, 또한 그 아래에 높은 공기 압력 영역들이 형성된 수평 부하-운송 에어로포일들의 넓은 영역으로 인해, 효율, 성능 및 호버링 모드의 안전성이 증가된다. 또한, 이러한 위그선은 상당하게 긴 수평 비행 범위, 더 빠른 속도 및 더 양호한 효율을 가질 것이다. 발명들의 이 그룹의 가변성은 종래의 선박들에 의해서만 수행될 수 있는 임무들의 수행을 위한 운송체들을 설계하도록 허용한다.

비행 안전 및 위그선의 응용에 직접적으로 영향을 미치는 다른 인자는 운송체를 비행시키는 방법이다. 지금까지 모든 위그선들은 비행기와 동일한 비행 방법을 이용하도록, 필수적으로 수평의 테이크-오프 런 거리, 모든 비행 상태 및 조종 중에 필요한 상승을 얻기 위한 피치각의 변화, 및 랜딩 롤을 포함하도록 제조되었다. 대조적으로, 여기에서 제안된 방법의 가장 큰 차이는 비행의 모든 요소들 및 상태들이 일정의 제로의 피치각에서 최소 안전 고도 아래의 높이들(또는 해수면 위 150미터까지-위그선 비행 작동들을 위해 설계된 높이들)에서 작동되는 것이다. 첫째 비행의 임계 상황 중에, 즉 랜딩, 지면 효과 비행 및 전이들 중에 간단한 조종 기술로 인해 안전이 증가된다. 따라서, 조종사의 감정적 압력을 감소시키며, 이 자체가 편의적인 인자이다. 한편, 지면 효과 또는 랜딩 상태에 대응하는 지면 효과 근접 비행에서의 위그선의 안정화된 수평 상태는 외부 장애로부터의 충격들 및 결과적인 조종 실수들에 대응할 때의 비상 착륙 및 정상 착륙 양쪽에 대해서 승무원에게 요구되는 작동들을 상당히 용이하게 한다. 이러한 비행 방법에서, 승무원 실수의 가능성이 매우 감소된다. 동체의 일정한 수평 상태는 장거리의 비행 시에 승객들 및 승무원에 대한 안락한 레벨을 증가시키며, 화물 운송 시에 비행 안전 증가에 도움을 준다. 일정한 피치각을 갖는 비행을 실현하는 방법은 발명들의 현 그룹에서 제안된 공기력의 시스템의 형성의 방법들, 및 그 방법들의 실행을 위한 구조적 설계들과 개념적으로 관련된다. 즉, 위그선의 특수한 설계들 및 공기역학적 형태들은, 이륙에서 착륙까지, 그의 지속 기간을 통해 비행을 위해 피치 변화가 불필요하도록 되어 있다.

지상 및 "해상" 양쪽에서 화물들의 적재/하역 및 승객들의 탑승 및 하선의 방법들 및 편리하고 안전한 경로들을 제공하는 그러한 입구들 및 화물 도어들을 배열할 수 있는 가능성으로 인해 사용의 용이성 및 더 양호한 정비성이 얻어진다. 가능한 형태들은, 현존하는 항구 시설들 및 종래의 선박들에게도 계류할 수 있도록 하는, 계류 형태에서 직선의 측면 펜더 바를 가진 위그선 설계들을 허용한다.

매일 매일 접근을 필요로 하는 필러 넥들, 유닛들 및 높게 위치한 엔진들이 없게 되어 정비성이 확보되며; 정비 작업은 지상 및 해상 양쪽에서, 어떤 특수한 장비(사다리, 보조적인 플로팅 설비들 등)의 필요없이 실행될 수 있다. 초대형 위그선에 있어서, 엔진들로의 접근은 날개를 통해 제공될 수 있다.

발명들의 현 그룹에 기초한 위그선의 비행 및 안정화 능력의 질적인 평가를 위해, 자유-비행 모델의 위그선이 구성되어 시험되었다. 모델의 중앙 날개는 수평 평면에 커버링(오버랩)을 가진 세 개의 LAW들로 구성된다. 전방 LAW는 로드 및 로커들에 의해-받음각 센서로서 작용하는-노즈 엘리베이터(엘레본)의 스핀들에 링크된, 자유로이-매달린 플랩과 결합되며, 엘레본의 절반부들은 추가의 LAW의 리딩 에지들에 자유로이 매달려 있다. 이 모델은 외측 날개들과 결합된다. 길이방향 발란싱(트림)을 위해, 후방 LAW는 세팅각의 조정 및, 조정 후에 고정된 위치에 남게 되는, 플랩의 편향각의 변화 가능성을 제공한다. 이 모델은 자유-비행(무동력)하기 때문에, 단지 하나의 최적 비행 속도, 단지 하나의 최적 중량 및 발란스 형태, 및 전방 LAW의 플랩의 평면들 및 노즈 엘레본 사이에, 최선의 비행 성능을 보장하는, 단지 하나의 최적의 각도가 있다. 이 모델의 중앙 날개는 동일한 코드 길이 310mm를 가진다. 발란스는- 중앙 날개의 MAC에 의해 37%이다.

고무 스트립 캐터펄트(catapult)를 이용하여 바닥면에서 수평으로 시작하는 경우에, (피치 증가 없는) 이 모델은 300-500mm로 상승하며, 하나의 안정적인 높이의 일정 거리 위로 안정적으로 비행한 후에, 속도 손실에 따라, (피치각 변화 없이) 점차로 하강하여 수평 형태로 터치 다운한다. 잘못된 중량 및 발란스 또는 최적 출발 속도를 초과한 경우 종래 비행기-타입 설계들의 피칭-업 특성이 나타나지 않는다. 동시에, 비행의 지면 효과 섹터가 분명하게 보여질 수 있으며, 그의 높이는 모든 경우들에 중앙 날개 코드를 초과한다.

CW 코드보다 2-3배 큰 높이에서의 비행의 경우, 및 유효 비행 높이를 감소시키는 지지면의 스텝-업 상승의 경계 위로 비행하는 경우에, 피치각의 단계적인 증가가 관찰되며 합성 중앙 날개의 코드의 길이를 초과하는 높이들에서 이 레이아웃에 대한 상당한 지면효과를 확인하게 된다.

전방 LAW 플랩의 평면들 및 노즈 엘레본 사이의 각도에서의 효과들은 분명하다. 각이 감소할 때, 비행 높이도 감소하며, 넓은 각도에서 비행 높이가 증가한다. 피치 제어(길이방향 발란스) 변동들의 완전한 댐핑이 확인된다. 출발부터 완전 정지 까지 (2-3미터의 롤을 포함하는) 이 모델에 의해 커버되는 전체 거리는 25-30미터, 즉 비행 높이보다 100배 크게 된다.

공기력 발생 및 자체-안정화 시스템 장치들의 제안된 방법의 작업성은 두 개의 엔진의 무선으로 조종되는 모델에 의해 공기역학적 형태의 여러 버젼들의 일련의 비행 시험들을 통해 완전하게 확인되었다.

본 발명에서는 정적 및 동적 공기 배출을 하는 항공기 및 운송 수단에 관한 것으로, 특히 선박, 보트 및 수륙 양용 이송 플랫폼들, 항공기, 수륙 양용 항공기 및 위그선을 제공한다.

여기에서 청구된 본 발명은 바람직한 실시예의 버젼들 중 일부의 도면들로써 설명된다.
도1은-고유의 정적 및 동적 안전성을 보장하는 무게 중심, 높이에 관한 포커스 및 받음각에 관한 포커스의 상호 배열을 나타낸 도면,
도2는-구조적 기본 그룹(SBG)의 메인 도면,
도3은-위그선의 추진 운송 시스템(PCS)의 메인 도면,
도4는-추진 시스템(PS), 직경의 평면부, 정적 공기 쿠션의 발생을 위한 위치에서 날개 고양력 장치들의 메인 도면,
도5는-정적 공기 쿠션 작동 모드에서의 PS 스트림라인 배열을 나타낸 도면,
도6은-지면 효과 비행 작동 모드에서의 PS 스트림라인 배열을 나타낸 도면,
도(7-10)은-단일 SBG 길이방향의 위그선의 버젼들의 메인 도면,
도7은-타입 A 다목적 위그선, 도9(a-c)에 도시된 윈도우들의 도면,
도8은 소형 다목적 위그선, 타입 B 및 C의 도면,
도9는 초계 위그선, 타입 A의 도면, 타이어들의 페어링은 도시 안됨,
도10은 소형 또는 중형 운송 위그선, 타입 B 및 C의 도면,
도11a는 도7에 따른 위그선의 측면도,
도11b는 도7에 따른 위그선의 평면도,
도11c는 도7에 따른 위그선의 확대 정면도,
도12a는 도8에 따른 위그선의 측면도,
도12b는 도8에 따른 위그선의 평면도,
도12c는 도8에 따른 위그선의 정면도,
도13a는 도9에 따른 위그선의 측면도,
도13b는 도9에 따른 위그선의 평면도,
도13c는 도9에 따른 위그선의 정면도,
도14는 도8에 따른 위그선의 주 저면도,
도15는 도9에 따른 위그선의 주 저면도,
도16a는 도10에 따른 위그선의 측면도,
도16b는 도10에 따른 위그선의 평면도,
도16c는 도10에 따른 위그선의 정면도,
도16d는 도10에 따른 위그선의 메인 도면,
도16e는 도10에 따른 위그선의 메인 저면도,
도17은 두 개의 SBG를 가진 RH 측면 추진 구조의 메인 도면으로서, 동체는 도시되지 않았고, 날개 고양력 장치들은 순항 위치에 도시됨,
도18은 도17의 메인 도면이며, 날개 고양력 장치들은 수직 이륙/랜딩 위치들에 도시됨,
도19는 지면 효과 모드에서, 도17에 따른 스트림라인 형태를 나타낸 도면,
도20은 수직 이륙 모드에서, 도18에 따른 스트림라인 형태를 나타낸 도면,
도21은 정적 공기 쿠션 모드에서, 도17에 따른 스트림라인 형태를 나타낸 도면,
도22는 도17에 따른 중형 또는 대형 위그선의, 타입 B 및 C의 메인 도면,
도23은 도22에 따른 위그선의 메인 저면도로서, 날개 고양력 장치들은 순항 모드에 도시됨,
도24a는 도22에 따른 위그선의 측면도,
도24b는 도22에 따른 위그선의 평면도,
도24c는 도22에 따른 위그선의 정면도,
도25는 도22에 따른 위그선의 메인 저면도로서, 날개 고양력 장치들은 SAC 위치에 도시됨,
도26은 도22에 따른 위그선의, 메인 배열의, 배면도,
도27은 PS를 가진 중형 또는 대형 위그선의, 타입 B 및 C의 메인 도면,
도28a는 도27에 따른 위그선의 측면도,
도28b는 도27에 따른 위그선의 평면도,
도28c는 도27에 따른 위그선의 정면도,
도28d는 도27에 따른 위그선의 저면도로서, DAC의 경계 및 대략적인 형상을 나타낸 도면,
도29는 도27에 따른 위그선의 메인 저면도로서, 날개 고양력 장치들은 순항 모드에 도시됨,
도30은 도27에 따른 위그선의 메인 저면도로서, 날개 고양력 장치들은 SAC 위치에 도시됨,
도31은 자유-비행(무동력) 모델의 메인 도면,
도32는 자유-비행(무동력) 모델의 메인 도면으로서, LH 날개들 및 APF들은 도시 안됨,
도33a는 도31에 따른 모델의 측면도,
도33b는 도31에 따른 모델의 평면도,
도33c는 도31에 따른 모델의 정면도,
도34는 자체-안정화 및 댐핑 시스템의 기계적 구동부의 개략도로서, LH측 추진 시스템의 일반적 배열을 나타낸 도면,
도35는 안정화된 비행의 스트림라인 배열을 나타낸 도면,
도36은 증가된 피치각의 자체-안정화 시스템의 작동을 나타낸 도면, 및
도37은 감소된 피치각의 자체-안정화 시스템의 작동을 나타낸 도면이다.

상기한 바와 같이, 여기에서 제안된 발명들의 그룹은, 초경량으로부터 초대형까지의 다른 중량 카테고리들에서, 많은 수의 여러 가지 구조적 실시 버젼들을 가진, 다른 기능적 가능성들을 갖는 항공기를 창조할 수 있도록 하는 것이다. 따라서, 균일한 기준치 개념이 적용되며 이러한 그룹의 발명들에 기초한 위그선에 고유한 요소들을 포함하는 설계들이 먼저 설명될 것이다.

위그선의 추진 운송 시스템은 두 개의 낮은 종횡비 날개들(LAW)을 포함하며-즉, 리딩 에지 플랩(2), 상부 면의 반-환형 섹션(3) 및 플래퍼론들(4)을 가진 전방 LAW(1), 및 슈라우드-스크류 추진장치(SSP) 추진 유닛(6), 엔진(7) 및 플래퍼론들(8)을 가진 후방 LAW(5)를 포함한다. LAW(9)의 날개-단부 표면들은 공기역학적 날개-단부 공기역학적 플레이트-플로트들(APF)(10)과 결합되어 있다. 전방 LAW(1)의 세팅각은, 그의 상부면에서의 경계층 및 유동 흡입 효과들에 영향받게 되는, 수면효과(ground effect) 모드에서의 비행 속도 및 순항 높이의 설계 범위에 대해 적용되는 에어로포일의 평균 최적 받음각과 동일하다. 후방 LAW(5)의 세팅각은 전방 LAW(1)의 세팅각보다 작거나 동일하거나 또는 크게 될 수 있으며, 특수 위그선의 성능에 대한 요건들에 의해 결정된다. 동시에, LAW 아래에 정적(SAC)(11), 동적(DAC)(12) 및 정적-및-동적(SDAC)(13) 공기 쿠션들(AC)의 공동들이 있다.

APF(10)의 내측면(14)들은 공기 쿠션들의 측면 엔클로저 벽들로서 작용한다. 위그선은 정적 AC 모드에서 이동하며, 전방 측의 그의 엔클로저 벽은 노즈 플랩(nose flap)(2)이며, 후방 측으로부터 후방 LAW(5)의 플래퍼론들(8)에 의해 둘러싸여 있다. 비행 시에, 전방 LAW(1)의 플래퍼론들(4)은 동적 AC의 후방 엔클로저 벽, 및 동시에, 정적-및-동적 AC의 전방 엔클로저 벽의 기능을 실행하며, 후방 LAW(5)의 플래퍼론들(8)은 정적-및-동적 에어 쿠션의 후방 엔클로저 벽들로서 작용한다. 설계 비행 모드에 대응하는, 중립 위치에서의 플래퍼론들(4,8)의 리딩 에지들은 동일하거나 또는 다른 수평 평면들에 놓여 있게 된다. 그들의 상호 정렬은 위그선의 타입, 그의 응용, 로드-베어링 평면 상의 특수 부하, 추진 운송 시스템을 포함하는 요소들의 부분들의 일반적인 배열, 및 길이방향 축을 따라 사용되는 구조적 베이스 그룹들의 수에 따라 정해진다.

날개-단부 공기역학적 플레이트-플로트들(10)의 상부 에지들(15) 상에, 추가의 낮은 종횡비 날개들(ALAW)(16)이 장착된다. ALAW(16)의 리딩 에지들은 노즈 엘리베이터(엘레본)(17)를 포함하며, 그의 트레일링 에지들은 테일 엘리베이터(엘레본)(18)를 포함한다. 테일 엘리베이터들(18)은 -ALAA 트레일링 에지들(16)의 측면 에지면들 상에 장착된- 높은 종횡비의 에어로포일들-외측 날개들(19)의 엘레본들로서 작용할 수 있다. 외측 날개들에는 슬랫들(리딩 에지 플랩들)(20), 에일러론들(21) 및 엘레본들(22)이 제공된다. 외측 날개들(19)은 길이방향 축 상의 외측 날개들(19) 및 ALAW(16)의 압력의 중심의 프로젝션이 무게 중심 및 후방 ALAW(5)의 트레일링 에지 사이에 놓여 있도록 배열된다. 이는 위그 선의 전체 로드-베어링 구조의 받음각에 관한 포커스가 후방을 향해 이동되기 때문에 정적 길이방향 안정성을 향상시키게 된다. 이와 함께, 수용 가능한 무게 중심 위치들의 범위도 연장된다.

LAW의 상부면들 상에, 전방 LAW(1)의 리딩 에지 부분에서 출발하여, 하나 이상의 스포일러들이 배열(23)된다. SSP(6)의 흡기 또는 배기 슬립스트림들(제트들)과 함께 부풀려질 때, 스포일러들(23)은 -이륙, 택싱, 큰 각도로의 클라임, 및 호버링 작동 중에- 낮은 대지 속도들에서 추가적인 양력을 제공한다.

후방 LAW(5)의 플래퍼론들 상에, 테일을 향한 시프트 상태에서, 중앙 날개(25)의 스태빌레이터(모두 이동하는 꼬리날개)(24)가 장착된다. 스태빌레이터(24)는 비행의 모든 상들에서 양력의 증가를 가능하게 한다. 정적 에어 쿠션 상의 택싱 중에 스태빌레이터(24)는 초기 길이방향 발란스를 제공하며(동체의 수평을 유지하며) 대지 속도 레벨의 제어를 허용하며, 착륙 중에 브레이크 플랩 또는 리버서의 작동 요소로서 작용할 수 있다.

러더들(27)을 가진 두 개의-핀의 수직 테일(26)이 APF(10)의 테일 단부들 상에 장착된다.

SSP(6)의 전방의, 그의 링의 경계들 내에, 수평 스러스트 벡터 제어 평면들(28)이 장착되며 에어로포일 섹션을 가진다. 상기 표면들(28)은 그리드 형태로 스윙-장착되며, 그의 트레일링 에지들은 SSP(6)의 링(29)의 리딩 에지의 평면에 대해 평행한 평면에 놓이게 된다.

스포일러들(23), 스태빌레이터(24) 및 스러스트 벡터 제어 평면들(28)의 적용에 대한 필요성은 위그선의 특수한 응용, 그의 부하의 정도 및 그의 작동 조건들에 따라 정해진다. 예컨대, 고 출력을 갖는 낮은 부하의 고속 위그선은 스포일러들의 적용없이 작동될 수 있다.

SSP 내측면(29)의 하부 절반부는 전방 LAW(1)의 상부면(30)에 부드럽게 인접하게 되며 APF(10)의 내측면(14)에 유연하게 접하게 됨으로써, 직선형 제너레이터를 가진 전방 LAW(1)의 상부면(30)을 향해 부드럽게 펼쳐지는 LAW(1)의 반-환형 섹션(3)을 형성하게 된다. 링(29)의 후방 에지의 하측 절반부는 "꼬리방향"으로 APF(10)의 내측면(14)에 부드럽게 접하게 되어 엘레본들(4)의 중립 위치로부터의 상방 편향이 제공된다.

링(29)의 입구 측의 직경 및 전방 LAW(1)의 상부면(30)의 스팬의 비는 1보다 작거나, 크거나 또는 동일하게 될 수 있다. 링(29)의 출구 측의 직경 및 후방 LAW(5)의 인접한 리딩 에지(31)의 길이의 비는 1보다 작거나, 크거나 또는 동일하게 될 수 있다. 이 비율들은 일반적인 배열 및 특정 위그선의 성능에 대해 최대로 되는 요건들에 부응하는 구조적 해결책들에 의해 정해진다. 후방 LAW(5)의 리딩 에지들(31)은 링(29)의 배출 측, 또는 링의 내측의 평면에 배열될 수 있다. 이러한 배열은 모든 모드들에서 특정 SSP의 최대 성능을 얻기 위한 목적에 의해 결정된다. 후방 LAW(5)의 리딩 에지는 날카롭다. 전방 LAW(1)의 플래퍼론들(4)의 리딩 에지들(32)은 링(29)의 출구 측의 평면에 배열된다. 중립 위치에 플래퍼론들을 갖는 플래퍼론들(4)의 상부 면은, 지름면에 놓여 있는, 링(29)의 내측 면의 제너레이터에 접선 방향으로 인접해 있다. 후방 LAW(5)의 하부 면(33) 및 플래퍼론들(4)의 상부 면들 사이에 공기 덕트(34)가 배열되며 그를 통해 SSP(6)의 슬립스트림(제트)(35)의 하부 부분이 중앙 날개의 아래로 배향된다. SSP(6)는 그의 표면의 최적의 스트림라인을 보장하는 후방 LAW(5)의 세팅각에 동일하거나 또는 근접한 세팅각으로 장착된다.

상부 면(30) 상의 스포일러(23) 아래에 경계층 사출 시스템(도면에 도시 안됨)의 입구 오리피스들(또는 슬릿들)이 제공되며, 링(29)의 내측 면 상에 그의 출구 오리피스들(또는 슬릿들)이 제공된다.

발명들의 이 그룹의 위그선에 있어서, 피치 변동들(ADS)의 자동화된 안정화 및 댐핑에 대한 여러 가지 버젼들의 추가 시스템을 형성할 수 있다. 일반적으로, 이것은 받음각 센서(AAS), 제어 신호 교환 채널, 작용 메카니즘 및 작동 요소들, 이 경우에 LAW 플래퍼론들을 포함한다. 여기에서의 차이는 스트림에서 자유로이-캐스터링하는 엘리베이터들(즉, 속박되지 않은 제어 로드)이 : 전방 또는 후방 또는 동시에 앞뒤 양쪽의 받음각 센서들로서 작용할 수 있다.

시스템의 설계는 완전 기계적이거나 또는 전기 또는 유압, 또는 광학 요소들을 이용하여, 복합적으로 될 수 있다.

도34-37은 대부분의 소형 비행 장치에 적용 가능한 자동화된 안정화 및 댐핑 시스템의 완전 기계적 버젼의 개요 및 작동 원리를 나타내고 있다. 상기 시스템은 -작용 메카니즘 및 파워 드라이브로서 동시에 작용하며, 동시에 엘리베이터들(17,8)인- 받음각 센서들(AAS), 푸시-풀 제어 링크(36) 형태의 제어 신호 전송 채널 및 전방 및 후방 LAW의 플래퍼론들(4,5)인 작동 요소들을 포함한다.

플래퍼론들(4,5)의 제어 시스템들은 플래퍼론들의 (롤의 관점에서의) 중립 위치들의 평면들 및 AAS(즉, 엘리베이터들(17,18))의 중립 위치들의 평면들 사이에 각도(37) 제어의 가능성을 제공하도록 설계된다. 각도(37)의 제어는, 예컨대, 원격 전기 제어 시스템의 경우에 LAW 플래퍼론들의 중립 위치들의 세팅각의 변경 및 새로운 각도값(37)의 고정에 의해 실행된다. 엘리베이터들(17,18) 및 LAW 플래퍼론들(4,5)이 푸시-풀 제어 링크에 의해 서로 연결된다면, 푸시-풀 제어 링크의 길이를 변화시킴에 의해 제어 작용이 실행될 것이다. 제어 신호 전송 채널(푸시-풀 제어 링크)은 AAS 및 플래퍼론들(도면에 도시 안됨)의 해제(분리)를 위한 메카니즘을 가진다.

엘리베이터(17)는 두 개의 엘레본들로 설계될 수 있으며, 이 경우 엘리베이터의 각 엘레본은, AAS로서 작용할 때, LAW의 대응하는 플래퍼론(4)으로의 개별적인 연결을 가질 수 있다(도34). LAW 플래퍼론들(4)의 측면 제어의 버젼들 중 하나도 이러한 방식으로 실행될 수 있다.

AAS(전방 엘리베이터(17))에서의 제어 입력들과 유사하게, 전방 LAW의 플래퍼론들(4)은 AAS와 동일한 측면으로 편향된다. 이로써 강하게 반전되는 피드백 형태의 피치각의 함수로서 전방 양력(38)의 량을 제어할 수 있게 된다.

AAS(후방 엘리베이터(18))에서의 제어 입력들과 유사하게, 후방 LAW의 플래퍼론들(5)은 반대측으로 편향된다. 이로써 포지티브 피드백 형태의 피치각의 함수로서 후방 양력(39)의 량을 제어할 수 있게 된다.

피치 제어 변동들의 자체-안정화 및 댐핑을 위한 기본 시스템에서 링크의 다른 버젼들도 가능한데, 예컨대:

a) AAS-전방 엘리베이터 및 작동 요소-후방 플래퍼론들;

b) AAS-후방 엘리베이터 및 작동 요소-전방 플래퍼론들;

c) AAS-전방 엘리베이터 및 작동 요소-중앙 날개(24)의 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개);

d) 자동비행장치 등에서의 입력들을 갖는 후방 플래퍼론들의 동적 제어 플러스 상기 c)의 버젼 등이 있다.

도35는 안정화된 비행의 스트림라인 배열을 나타내고 있다. 엘리베이터들(17,18)(AAS)은 유동과 유사하게 설정된다. 발란싱 후에, 각(37)은 제어 시스템에서 설정된다. 시스템은 안정화된다.

도36- 피치 업-에서 엘리베이터들의 받음각은 포지티브로 된다. 속도 헤드는 엘리베이터들(17,18)의 하부면들 상의 압력을 증가시킨다. 이 압력은 엘리베이터들이 그들의 축들을 중심으로 회전하도록 하며, 엘리베이터들은 다시 유동과 유사하게 설정된다. 로드 및 로커들과 함께, 노즈 엘리베이터(17)는 플래퍼론들(4)을 상방으로 편향시키며, 테일 엘리베이터(18)는 플래퍼론들(8)을 하방으로 편향시킨다. 이러한 작동 중 LAW 상에서 출현하는 양력 △Y의 증분들은 불량한 발란스를 회복시키는 네거티브 피칭 모멘트 M을 형성한다.

도37-네거티브 피칭-에서 작용 메카니즘은 도36과 동일하지만, 방향은 역전된다. 엘리베이터들(17,18)의 받음각은 네거티브로 변화하며 압력은 그들의 상부 면에서 상승한다. 엘리베이터들(17,18)이 다시 유동과 유사하게 설정되므로, 그들은 플래퍼론들(4)을 하방으로, 그리고 플래퍼론들(8)을 상방으로 편향시킨다. LAW 상에서의 양력 △Y의 증분들은 피치-업 모멘트 M 형성을 발전시키며, 이로써 시스템을 초기 상태로 한다.

도1은 높이(40)에 관한 포커스가 무게 중심(41) 앞쪽에 위치되어야 하고, 무게 중심(41)은 높이(40)에 관한 포커스 및 받음각(43)에 관한 포커스 사이의 중간의 지점(42) 및 높이(40)에 관한 포커스 사이에 배치되는 위그선의 고유한 정적 및 동적 안정성의 성취를 위한 조건을 나타내고 있다.

정적 공기 쿠션 모드에서의 추진 운송 시스템의 작동을 도5에 나타내고 있다. 수행될 정적 공기 쿠션 상에서의 이동 및 이륙을 위해, 후방 LAW의 플래퍼론들(8) 및 리딩-에지 플랩(2)은 최하부 위치로 편향되며 그 상태에서 그들의 트레일링 에지들은 지면(수면) 상에 휴지되어, APF의 내측면들(14)과 함께 정적 공기 쿠션의 폐쇄된 엔클로져를 형성하게 된다. 스포일러들(23) 및 스러스트 벡터 제어 평면들(28)은 최대 양력 증가를 보장하는 각도들로 편향된다. 중앙 날개의 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개)(24)는 SAC 모드의 발란스 형태 설계를 위한 길이방향 발란스(중앙동체의 수평 상태)를 보장하는 위치로 설정된다. 전방 LAW의 플래퍼론들(4)은 그들의 수평 표면들이 수평 위치에 있을 때까지 상방으로 편향되거나 또는 중립 위치로 설정된다. 엔진은 이륙 스러스트로 설정되며, 정적 공기 쿠션 상에서 이륙 및 가속이 실행된다. SSP(6)의 하부 절반부의 슬립스트림(35)은 정적 공기 쿠션 공동에서 정적인 차압을 형성한다. SSP(6)의 상부 절반부의 슬립스트림(44)은 후방 LAW 상에 저기압 영역을 형성하며, 스태빌레이터(24) 주위의 유동에서 공기력이 형성되며, 그의 량 및 방향은 선택된 무게 중심 형태 및 이륙 조건들에 따라 설정된다.

SSP(6)에 의해 흡입되는 전방 LAW(1) 위의 공기 스트림(45)은 상부 에어로포일 섹션의 증가된 유효 곡률 및 스포일러(23)에 의해 보장되는 전방 LAW의 에어로포일의 상대적 두께로 인한 추가의 양력을 형성한다.

링(29)의 내측면 상으로의 경계층 사출을 위한 시스템에 의한 경계층 흡입으로 인해 출현하는 상부면(30) 상에서의 저기압에 의해 추가의 양력이 형성된다.

그들의 에어로포일들의 최대 양력의 각도에 대응하는 받음각으로 흡입된 스트림(45)에 의해 부풀려지는 스러스트 벡터 제어 평면들(28) 상에 추가의 양력이 형성된다. 이 양력은 SSP의 배향 노력에 의해 형성되어 그의 요소들에 인가되며, 따라서 상방 스러스트 힘 P 의 결과의 벡터의 편향으로 유도하는, 스러스트 힘 Pv의 수직 성분과 함께 추가된다.

위그선의 가속 과정에서, 리딩-에지 플랩(2) 및 스포일러(23)는 속도 증가에 비례하는 비율로 부드럽게 철회되며, 후방 LAW의 플래퍼론들(8) 및 표면들(28)은 지면효과 비행 또는 더 높은 클라임을 위한 위치로 설정된다. 정적 공기 쿠션 상의 안정된 이동의 과정에서, 전방 LAW의 플래퍼론들(4) 및 스태빌레이터(24)는 특정 지면효과 비행 또는 클라임 높이를 위한 위치로 설정된다. LAW(1,5) 및 SSP(6)의 세팅각들이 충분히 넓기 때문에, 고도를 얻도록 피치각을 증가시킬 필요는 없다. 따라서, 중앙동체의 수평 상태로 클라임이 실행된다. LAW 플래퍼론들 편향의 상대 각도들 및 엔진 파워 세팅에 의해 필요한 양력이 얻어진다. 중앙동체의 수평을 유지하도록 엘리베이터들이 사용된다. 길이방향 발란스에는 종래의 비행기에서 엘리베이터 트림 탭의 제어와 유사한 방식으로 제어되는, 플래퍼론들(8) 및 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개)(24)의 차동화된 편향이 제공된다. 순항 속도가 특정 지면 효과 비행 높이에 도달하자마자, 엔진은 대응하는 파워 레벨로 설정된다. 길이방향 레벨링 완료 후에, 자체-안정화 및 댐핑을 위한 시스템이 관여하게 된다.

AAS 및 LAW 플래퍼론들 사이에 필요한 각들이 이륙 전에 미리 설정된 때 ADS와 관계된 이륙을 허용하는 설계들을 창조할 수 있다.

안전한 고도들 또는 레벨들에서의 비행은 적용된 "인 에어플레인 패션", 즉 피치각이 엘리베이터들과 함께 변화하며 중앙 날개 고양력 장치들이 최대 퀄리티를 보장하는 위치로 세팅되는, 비행 제어들에 의해 실행될 수 있다.

도6은 지면 효과 비행 모드 및 무게 중심(41)의 대략의 위치, 높이(40)에 관한 포커스 및 받음각(43)에 관한 포커스에서의 추진 운송 시스템의 스트림라인을 나타내고 있다.

도면으로부터 전방 LAW(46)의 하부면 만이 자유로이 접근하는 공기 유동과 상호 작용함이 분명하다. 후방 LAW(5) 주위의 유동에서, 높은 유동 앵귤래리티 및 두께를 갖는 동적 공기 쿠션의 공기 웨지가 중앙 날개(25) 아래에서 발생한다. 이로써 중앙 날개 에어로포일 곡률을 증가시키게 되며, 이러한 형태의 설계를 위해, 더 높은 높이에서의 효율적인 비행 작동을 허용한다.

지면 효과 비행의 더 높은 높이를 가능하게 하는 추가적인 낮은 종횡비 날개들(ALAW)(16)이 제공된다. 결과적인 로드-베어링 평면의 종횡비의 증가에 더하여, 그들은 또한 공기가 중앙 날개 아래의 고압 영역에서 중앙 날개 위의 저압 영역으로 유동함을 방지한다. ALAW 상에서 유도된 보텍스들에서의 추가의 양력들이 발생하며, 유도된 드래그가 감소된다. 이로써 전체 리프팅 구조의 퀄리티를 개선시킨다.

비행 레벨에서의 클라인 또는 하강은 전방 및 후방 양력들의 량을 동시에 증가 또는 감소시킴에 의해 실행되며, 이 목적을 위해 LAW 플래퍼론들의 편향 각도들, 외측 날개들의 엘레본들이 증가 또는 감소되며, 및/또는 높거나(낮은) 엔진 파워가 설정된다.

비상시에 장애물과 충돌을 피하기 위해 가장 효과적인 위그선의 조종은 위그선이 지면 효과 영역을 떠나서 계속해서 지면 효과 영역으로 복귀하는 상태로 수직 평면에서 조종되는 것임은 알려져 있다.

비행기-타입 공기역학 형태들에서, 이러한 조종은 피치각(받음각)의 변화, 발란스의 장애 및 전이 중의 조종의 어려움들을 포함한다. 더 높은 속도들 및 더 큰 피치 변동들에서, 이는 초임계 받음각 도달 및 제어 손실을 초래할 수 있다. 따라서, 이러한 경우들에 매우 높은 조종 기술들이 필요해진다.

대조적으로, 여기에서 제안된 발명들의 그룹에 기초한 위그선에서의 유사한 조종은 수동 또는 자동 조종이 유지되는 동체의 수평 상태에 의해 실행된다, 이를 위해, 모든 중앙 날개 LAW의 플래퍼론들(또는 LAW의 플래퍼론들 및 외측 날개들의 플랩들)이 단일 제어 스틱을 이용하여 동시에 하방으로 편향된다. 이러한 조종이 실행될 때, 상기한 자체-안정화 및 댐핑 시스템은 자동으로 분리된다. 이러한 모든 작용들, 및 비행 높이의 증가의 결과로서, 길이방향 발란스가 장애를 갖게 된다. 이와 같이 출현하는 길이방향 모멘트는 엘리베이터들과 보상되며, 발란스는 상기한 방법에 의해 회복된다.

클라임의 수직 속도는 플래퍼론 편향의 비율 및 정도에 따라 정해질 것이다. 동적 클라임은 엔진 파워의 증가없이 이루어질 것이다. 동시에, 추진 유닛들에 의해 부풀려지지 않은 평면들의 받음각들은 클라임의 수직 속도에 비례하여 감소하고 하강의 수직 속도에 비례하여 증가할 것이다. 이는 수직 속도의 급격한 변화를 댐핑하는 효과를 가지며, 지면 근방의 비행의 안전성을 증가시킨다.

일단 동적 클라임의 높이에 도달하면, 위그선은 비행 레벨이 리프팅 표면들의 날개 고양력 장치들의 새로운 위치들에 유지될 수 있는 높이로 하강되기 시작한다. 비상 시의 수직 조종의 다른 옵션은 플래퍼론 편향의 일정 구배가 초과되자마자 엔진 파워가 자동으로 증가되는 엔지니어링 해결책이 될 수 있다. 이는 동적 클라임 높이에서 계속되는 비행을 가능하게 한다.

발명들의 이 그룹에서 실시 버젼으로서 제안된 위그선의 공기역학적 형태들, 및 현재의 기술 상태는, 제로 피치를 유지하는 자동 조종과 결합된 비상 수직 조종을 가능하게 하는 자이로스태빌리제이션 능력을 가진 시스템의 형성을 허용하게 된다.

지면 효과 비행 중에, 필요한 롤 각도를 가지며 동일 높이가 유지되는 상태에서 (슬라이딩하지 않고) 균형 선회가 실행된다.

지면 효과 모드에서의 랜딩은 점차 감소하는 엔진 파워 및 (환경 조건에 따라) 가능한 한 비행 높이를 최소로 하강시킴에 의해 실행된다. 리딩-에지 플랩(동체의 노즈 플랩), LAW의 플래퍼론들, 공기역학적 감속 장치 및 리버서들은, 정적 SAC 이동 모드로의 계속적인 전이 상태에서, 속도 감소에 비례하여 편향된다. SAC 상의 택싱 또는 지면(수면) 상으로의 터치-다운은 최소 또는 제로 지면 속도에서 실행될 것이다.

임의의 비행 높이에서의 랜딩은 수평 동체 상태에서 파라슈팅까지, 가파르게 하강하는 경로에 의해 실행될 수 있다. 이 목적을 위해, 제어를 유지하기에 충분한 최소 엔진 파워가 현재의 비행 높이 또는 하강 중에 인가되며, LAW 고양력 장치들은 SAC 상의 이동에 대응하는 위치들로 편향된다. 위그선의 상태 및 하강 경로(수직 속도 또는 대지 속도)는 제어 표면들의 편향들, LAW 플래퍼론들의 편향들 및 엔진 파워 세팅들에 의해 조정된다. 추진 유닛들의 결과적인 스러스트력들의 벡터들을 동시에 수직 위치로 세팅함에 의해 수직 이륙 및 호버링이 이루어진다. 이를 위해, 추진 유닛들이 장착된 LAW(또는 그의 부분들)는, 그 엔진들이 이륙 파워로 설정된 후에, 스러스트력 벡터들이 수직 위치에 있을 때까지 그들의 측면 축들을 중심으로 이동된다. 공간 이동 및 위그선의 스태빌라이제이션은 LAW 플래퍼론들, 엘리베이터들 및 러더들을 이용하여 실행되며, 추진 유닛들의 스러스트의 벡터들의 방향 및 스러스트의 량이 변화한다.

도(7-10)은 여기에서 제안된 발명들의 그룹의 변동성을 나타내고 있다. 상기 도면들은 단일의 구조적인 베이스 그룹 및 길이 방향의 단일의 추진 유닛을 적용한 위그선의 가능한 버젼들 중 일부의 일반적인 배열들을 나타내고 있다.

도11(a-c)는 도7에서 먼저 도시된 소형 다기능 타입 A 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다. 도9(a-c)에 윈도우들이 도시되어 있다. 전방 LAW 상에 조종석 및 승객 캐빈 구조물(47)이 도시되며 측면 도어들(48)(해치들)을 통해 위그선에 탑승 및 하선하도록 용이하게 접근할 수 있다. 윈도우들(49)이 상부 반구체에서의 차단되지 않은 시야계를 제공한다. APF 플로트들은, 예컨대, 팽창 가능한 풍선들(50)의 형태로 제조될 수 있다.

도12(a-c)는 도7에 도시된 위그선에 외측 날개들(19)을 추가한 결과로서, 도8에 먼저 도시된 소형 다기능 타입 B 및 C 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다. 이러한 형태의 버젼에서, 링들의 더 작은 직경들을 갖는 서로 밀접하게 배치된 두 개의 SSP들이 하나의 SSP(6) 대신 적용될 것이다. 이는 LAW의 스팬을 증가(퀄리티 개선)시키고 스러스트력들의 인가 지점의 높이를 감소시킬 것이다.

도13(a-c)는 국경/해안 경비대, 세관선, 어업 취체선 및 다른 서비스들로 사용하도록 된, 도9에 먼저 도시된 타입 A 초계 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다. 수륙 양용, 감소된 엔진 파워 및 감소된 지면 압력에서의 지면 이동 성능을 개선하도록, APF 플로트들은, 예컨대, 다축 휠들로 된 랜딩 기어의 형태로 제조될 수 있다. 휠들은 외측면들 상에서 페어링들(fairing)(52)로 커버되며 허브들의 작은 상대 직경으로 된 경량화된 저압 타이어들(51)의 형태로 제조될 수 있다. 조종석 지붕 상부에 원격 제어되는 자동 포탑(53)이 설치된다. 조종석(47)의 후방 벽에 입구 도어(해치)(48)가 배치되며, 양측에 추가(비상) 해치들(54)이 배치된다. 조종석은 장갑판을 댈 수 있다. 동체(55)는 측벽들을 가진 보트 선체의 형태로 제조된다. 터널(56)의 후미 부분에 댐핑 설계로 된 트랜섬 플레이트(57)가 설치된다. 스케그들(58)의 킬들 및 APF 플로트들(10)이 하이드로스키(59)의 형태로 형성되어 동일 평면에 놓인다.

도14 및 도15는 도8및 도9에 먼저 도시된 위그선을 나타내고 있다. 추진 및 리프팅 구조들을 갖는 일반적인 배열의 저면도에서 정적 공기 쿠션 작동 모드를 위한 위치에 고양력 장치들이 제공된다.

도16(a-c)는 도10에 먼저 도시된 타입 B 및 C 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다. 이 형태를 기초로 하여 일반적인 용도 및 특수한 목적 양쪽의 위그선이 구성될 수 있다. 중량 카테고리는: 소형(최소 0.5톤)에서 중형(50-100톤)까지이다. 동체(55)는 플랫-킬드, 글라이딩 또는 스케그-타입 라인들을 갖는 보트 선체의 형태로 제조될 수 있다. 선체들의 스템들은 전방 LAW의 앞 또는 뒤에 배열될 수 있다. 하이드로스키(59)의 형태로 제조된 선체들의 킬(들)은 위그선들이 지면 상에 서 있을 때 지지면으로서 작용하며, APF의 지지면과 동일 평면에 놓일 수 있다. 모든 지지면들은 내구성 있는 저마찰 재료로, 댐핑될 수 있다. 터널(56)은 노즈 플랩(60) 및 트랜섬 플레이트(57)와 결합된다. 스케그 킬들(58)의 라인들은 제2 및 이어지는 LAW의 정적 및 동적 공기 쿠션들의 길이들의 범위 내에 상방 경사 부분들(61)을 가진다. 상방 경사 부분들(61)은 정적 공기 쿠션이 형성될 때 과잉 압력이 통과하여 터널(56)로 전달되는 공기 덕트들로서 작용한다. 두 개의-핀 테일 유닛(26)의 핀들 사이에 승객/화물 도어(62)가 제공된다.

도16(d-e)는, 요소들을 지정하고 있는, 도10에 먼저 도시된 위그선의 일반적인 배열을 나타내고 있다. 저면도는 정적 공기 쿠션 작동 모드의 위치에서 날개 고양력 장치를 나타내고 있다.

도17은 두 개의 베이스 구조 그룹들(BSG) 및 두 개의 추진 유닛들을 가진 RH 측 상에서의 추진 구조(PS)의 일반적인 배열을 나타내고 있다. 동체 및 추가의 날개들은 도시되지 않았다. 고양력 장치들은 순항 비행 형태이다. 상기 구조는 수직 이륙 작동들에 대해 설계되었다. 또한, 상기 도면은 길이 방향으로의 BSG의 가능한 형태를 나타내고 있다. 하나 이상의 BSG를 갖는 측면 방향의 형태들도 가능하다. 따라서, 초대형 위그선의 추진 구조도 구성될 수 있다. 도17에 도시된 구조에서 제2 및 제3 LAW는 동일하게 제조된다. 각각은 : 추진 유닛(63)을 가진 가동부, 고정부(64) 및 플래퍼론(8)의 세 개의 부품들을 포함한다.

도18은 수직 이륙/랜딩을 위한 위치에 설정된 도17에 먼저 도시된 PS의 고양력 장치들을 나타내고 있다.

도19는 지면 효과 작동 모드에서 도17에 먼저 도시된 PS의 스트림라인 배열을 나타내고 있다. 도20은 수직 이륙 모드에서 도17에 먼저 도시된 PS의 스트림라인 배열을 나타내고 있다. 도21은 -정적 공기 쿠션 작동 모드에서 도17에 먼저 도시된 PS의 스트림라인 배열을 나타내고 있다.

도22는 도17에 도시된 추진 구조를 가진 중형 또는 대형 위그선의 공기역학적 형태(2x2)를 나타내고 있다. 타입들 B 및 C의 일반적인 배열을 나타내고 있다.이러한 공기역학적 형태에서, 몸통(하부)(65)의 하부면은 노즈 플랩(60) 및 트랜섬 플레이트(66)를 갖는 플랫 리프팅 표면의 형태로 전방 LAW의 하부면의 연속으로서 형성된다. 후방 LAW(8)의 엘레본들과 함께 트랜섬 플레이트(65)는 SAC의 후방 엔클로져를 보충하며 비행 시에 하부와 동일 평면의 집어 넣어진 위치로 철회된다. 위그선의 플로테이션은 스트림라인된 경질의 글라이딩 선체-절반부(67)의 형태로 제조된 APF 플로트들로 된다.

도23은-도22에 먼저 도시된 위그선의- 일반적인 배열의 저면도이다. 고양력 장치들은 순항 비행 형태로 되어 있다.

도24(a-c)는 도22에 먼저 도시된 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다. 정면도(도24c)는 외측 날개들이 계류중인 위치로 상승될 때 외측 날개들의 궤도 및 위치들을 나타내고 있다. SAC의 고양력 장치들의 위치들은 도25에 나타내고 있다. 일반적인 배열의 저면도는 도26에 나타내고 있다.

도27은 두 개의 메인 동체들(55)이 공기역학적 플레이트-플로트들로서 작용하고 있는 중형 또는 대형 위그선에 대한 공기역학적 형태의 버젼의 일반적인 배열을 나타내고 있다. 이 레이아웃에서 삼-점 지지형태가 실시된다. SSP의 수는 상당히 많다. SSP는 포물선 또는 삼각형의 측면들에서, 개별적 또는 그룹들로 배치될 수 있다. 이러한 배열에서 SSP에서의 슬립스트림(제트)은 공통의 중앙 날개 아래에 돔-형 동적 공기 쿠션을 형성할 것이다. 수평 평면에서, 이러한 공기 쿠션의 보더라인(68)은 삼각형, 스텝-삼각형 또는 그의 상부가 뒤쪽으로 배향된 포물선형으로 될 수 있다. 이는 그 아래에서 동적 공기 쿠션이 형성되는 부하-베어링 평면의 트레일링 에지의 스윕-포워드와 동등하다. 이러한 형상의 트레일링 에지는 지면 효과 작동 모드에서 낮은 종횡비의 연속적인 단일 날개의 길이방향 안정성을 증가시키는 것으로 알려져 있다. 따라서, 도27에 도시된 위그선 공기역학 형태는 동적 공기 쿠션에서 길이방향 안정성의 추가적인 성분을 제공한다. 도27에 도시된 형태의 다른 버젼은 전방 방향으로 포인팅하고 있는 상부 부분을 가진 삼각형의 각 측면에서의 SSP의 배열이다. 이 경우, 수평 평면에서 직각 삼각형의 형상을 가지며, 측면들이 중앙 날개의 리딩 에지 및 동체들의 내측 벽들과 일치하는, 두 개의 동적 공기 쿠션들이 형성될 것이다. 이 레이아웃의 독특한 특징들은 외측 부분이 계류 위치로 상승될 때 사용되는 팬더 바(69) 및 동체들의 직선형 측면들이다. 이로써 위그선 운송 네트워크들의 허브로서 현존하는 포트들을 이용하게 될 수 있다. 계선 작동들 및 승객들 및 화물들의 취급이 상당히 간단하게 되며, 더욱 중요하게, 이 작동들의 안전성이 증가한다. 또한, ALAW(16)의 상부면(70)이 편리한 데크로서 사용된다.

도28(a-c)는 도27에 먼저 도시된 위그선의 세 개의 도면들을 나타내고 있다.

도28(d)는 동적 공기 쿠션의 대략적인 보더라인(68)을 나타내는-저면도-이다. 순항 모드 및 SAC 모드에서의 고 양력 장치들의 위치들이 도29 및 도30에 도시되어 있다.

도31, 도32 및 도33(a-c)는 발명들의 이 그룹의 개념적 제안들 중 일부가 실시되어 있는 무동력 모델의 공기역학적 형태를 나타내고 있다.

상기 방법들의 공개, 및 상기 방법들의 실현을 위한 위그선 구조의 버젼들의 상세한 내용은 특허 청구된 결과들의 성취에 의해 산업계에서, 여기에서 제안된 발명들의 그룹의 응용을 위해 충분하다.

참고문헌들

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29. 러시아 특허 2254250 C2 B 60 V 1/08.

1-전방의 낮은 종횡비 날개(LAW);
2-리딩 에지 플랩;
3-LAW의 상부면의 반원형부;
4-전방 LAW의 플래퍼론들;
5-후방 및 이어지는 낮은 종횡비 날개들(LAW);
6-슈라우드-스크류 추진장치(SSP);
7-엔진;
8-후방(이어지는) LAW의 플래퍼론들;
9-LAW의 날개 단부면;
10-날개 단부 공기역학 플레이트-플로트(APF);
11-정적 공기 쿠션의 공동(SAC);
12-동적 공기 쿠션의 공동(DAC);
13-정적-및-동적 공기 쿠션의 공동(SDAC);
14-날개 단부 공기역학 플레이트-플로트의 내측면
15-날개 단부 공기역학 플레이트-플로트들의 상부 에지;
16-추가의 낮은 종횡비 날개(ALAW)
17-리딩-에지 엘리베이터(엘레본);
18-노즈 엘리베이터(엘레본);
19-외측 날개;
20-슬랫들;
21-에일러론들;
22-외측 날개의 엘레본들;
23-스포일러;
24-스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개);
25-중앙 날개(CE);
26-두 개의 핀(4개의 핀) 수직 테일;
27-러더들;
28-스러스트 벡터 제어 평면들;
29-ASP 링;
30-전방 LAW의 상부면;
31-후방(이어지는) LAW의 리딩 에지;
32-전방 LAW의 플래퍼론들의 리딩 에지;
33-후방 LAW의 하부면;
34-공기 덕트;
35-슈라우드-스크류 추진장치(SSP)의 하부 절반부에서의 슬립스트림(제트);
36-푸시-풀 제어 링크;
37-받음각 센서들(AAS)의 평면 및 LAW 플래퍼론들의 평면 사이의 세팅각;
38-전방 양력;
39-후방 양력;
40-높이에 관한 포커스;
41-무게 중심;
42-포커스들 사이의 중간점;
43-받음각에 관한 포커스;
44-SSP의 상부 절반부에서의 슬립스트림(제트);
45-SSP 흡입 공기 유동;
46-전방 LAW의 하부면;
47-조종석;
48-입구 도어(해치);
49-조종석 및 승객 캐빈의 윈도우들;
50-팽창 가능한 플로트;
51-저압 타이어들;
52-공기역학적 페어링(fairing);
53-자동 포탑;
54-비상(추가) 해치;
55-동체;
56-터널;
57-탠섬 플레이트;
58-스케그;
59-하이드로스키;
60-동체의 노즈 플랩;
61-스케그 킬 라인의 상부 경사부;
62-화물/승객 도어;
63-추진 유닛을 가진 LAW의 회전 섹션;
64-LAW의 고정부;
65-동체의 하부면(하부);
66-트랜섬 플랩;
67-플로트-경질 절반부-선체;
68-동적 공기 쿠션의 대략적인 보더라인;
69-팬더 바;
70-추가 LAW의 상부면-데크;
Y-양력.
Y ₁ -전방 양력.
Y ₂ -후방 양력.
△Y-양력 증분.
G-중력(매스).
P-추진 유닛의 스러스트.
Pv-스러스트의 수직 성분.
PH-스러스트의 수평 성분.
M-회복 모멘트.

Claims (38)

1. 로드-캐링(load-carrying)을 위한 낮은 종횡비의 날개(LAW) 및 지지면 사이의 높은 공기 압력 영역을 이용하여, 또한 LAW 상부면에서의 블로잉 오프 유동(의 흡입)을 이용하여 요구되는 양력(LF)을 생성하고, 스러스트 추진 유닛들, 피치, 롤 및 요(yaw) 제어를 이용하여 전진 운동(progressive motion)을 발생시킴을 포함하는, 위그선(WIG craft)의 공기역학 및 화물-운송 특징들의 통합적인 증가를 허용하기 위한 방법에 있어서, 비행의 높이 및 받음각 상의 낮은 종횡비 날개의 포커스들의 위치들 및 양력의 량 사이의 상관성의 자연적 특징은 양력 발생의 적어도 두 개의 국부적 영역들, 즉 전방 영역(38) 및 후방 영역(39)의, 길이방향으로의, 생성을 통해 변화되며, 그의 인가점들은 길이방향 축 상에 배치되며, 따라서, 적어도 두 개의 LAW들-즉, 리딩 에지 플랩(2), 상부면(3)의 반환형 섹션 및 플래퍼론들(4)을 가진 전방 LAW(1), 슈라우드-스크류 추진장치(SSP)(6), 엔진(7) 및 플래퍼론들(8)을 가진 후방 LAW(5), 및 LAW(9)의 날개-단부 표면들과 결합하는 공기역학 플레이트-플로트들(APF)(10)을 이용하여, 무게 중심(41)(CG)의 앞과 뒤에 배치되며, 그들 주위의 공기 스트림들의 유동의 다른 조건들이 형성되며, LAW 하의 정적(S)(11), 동적(D)(12) 및 정적-및-동적(SD)(13) 공기 쿠션들(AC)의 형성, 및 위그 선 위의 길이 방향으로 불균일성이 감소된 상태의 낮은 공기 압력 영역이 형성되며, 무게 중심(41)에 대한 전방 및 후방 양력들의 모멘트들의 상호 보상이 이루어지며, 무게 중심(41), 앞의 높이(40)에 관한 포커스, 및 무게 중심 뒤의 받음각(43)에 관한 포커스의 위치들에서, 높이에 관한 포커스 및 상기 포커스들 사이의 중간 지점(42) 사이에 무게 중심이 배치되며, 그 목적을 위해 전방 LAW(46)의 하부면과 방해받지 않고 자유로이 접근하는 공기의 자연적인 상호작용이 허용되며, 한편으로 그의 상부면(30)과 상기 공기와의 상호작용은 스러스트 추진 유닛들에 의한 그의 전체 스팬 위의 공기 층의 흡입을 통해 감소되며, 후방(다음) LAW의 상부면들 및 하부면(33)과의 상호작용은 스러스트 추진 유닛들(6)에 의해 전체 스팬 위의 그들의 표면들을 블로잉 오프함에 의해 방지되며, 전방 및 후방 양력들의 량들은 LAW 플래퍼론들의 편향 각도들 및/또는 추진 유닛 파워 세팅을 변경하여 제어되며, 비행은 추가적으로 안정화되며 강하게 반전된 피드백의 피치 각의 함수로서 전방 양력의 량을 자동으로 변화시킴에 의해 피치 변동이 댐핑되며, 상기 변화들은 받음각 센서(AAS)에서의 제어 입력들이 전송되는 작용 장치들에 대한 전방 LAW 플래퍼론들의 위치들의 동적 제어에 의해 이루어지게 되며, 추진 유닛은 로드-캐링 평면들의 상부면에서의 흡입 유동, 블로우 오프 및 전진 운동을 형성하도록 이용되며, 정적 및 동적 공기 쿠션들에서 과잉 압력을 사용하는 상태에서 위그선으로부터 중량 부하를 제거하며 추가적으로 스러스트력의 수직 성분을 이용하여 중량 부하를 제거하고, 추진 유닛들을 통과하는 유동의 속도의 증가 및 "바티니(Bartini) 효과"로 인한 추가의 스러스트력 및 추가의 제어성을 확보하도록 사용되는 방법.
2. 제1항에 있어서, 비행이 추가로 안정화되며 피치 변동들은 포지티브 피드백 형태의 피치각의 함수로서 후방 양력(39)의 량의 자동적인 변화들을 통해 댐핑되며, 받음각 센서(AAS)에서의 제어 입력들이 전송되는 작용 장치들에 대한, 후방 LAW 플래퍼론들의 위치들의 동적 제어를 이용하여 상기한 변화들이 이루어지게 되는 방법.
3. 제1항에 있어서, 위그선은 LAW의 상부면들의 국부적인 저압 영역들의 형성을 통해 추가의 양력이 주어지며, 그 목적으로 하나 이상의 스포일러들이, 순항하는 비행 중에 LAW 표면들과 동일 평면의 접히는 위치로 철회되는, 전방 LAW(23)의 상부 리딩 에지 부분에서부터 시작하여 장착되는 방법.
4. 제1항 또는 3항에 있어서, 위그선은 스포일러들 아래에 배치된 표면들의 영역들을 포함하는, SSP(29)의 링의 내측면 상으로의 경계층의 사출을 이용하여 LAW의 상부면들 상의 경계층에서의 추가적인 공기 흡입을 통해 추가의 양력이 주어지는 방법.
5. 제1항에 있어서, 위그선은 모든 이동 모드들에서 추가의 양력이 주어지며, 유도된 항력은 측면 공기 오버플로우의 감소 및 유도된 측면 보텍스의 운동 에너지의 사용을 통해 감소되며, 그 목적으로 날개-단부 공기역학 플레이트-플로트들(APF)(15)의 상부 에지들 상에 추가로 낮은 종횡비 날개들(ALAW)(16)을 장착함에 의해 LAW 스팬이 증가되며, 상기 위그선의 길이방향으로 불균일성이 감소되어 저압의 공간 영역을 형성하게 되는 방법.
6. 제5항에 있어서, 위그선의 길이 빛 측면 제어성이 개선되며, 그 목적을 위해 노즈 엘리베이터(17)(또는 노즈 엘레본들), 또는 노즈 엘리베이터(17)(또는 노즈 엘레본들) 및 테일 엘리베이터(18)(또는 테일 엘레본들)가 ALAW 상에 장착되는 방법.
7. 제1항에 있어서, 위그선의 테일 섹션의 영역에 배치된 인가점에 의해 공기력의 모멘트들이 자동으로 형성되어 피치 변동들이 추가로 댐핑되며 비행이 추가로 안정화되며, 그 목적으로, 받음각 변동들의 정도에 직접적으로 비례하는 받음각에서의 제어 입력들이 전송되는 작용 장치 상의, SSP 슬립스트림의 경계들 내의, 후방(최종) LAW의 상기 플래퍼론들 위에 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개)(24)가 장착되는 방법.
8. 제5항 또는 6항에 있어서, 위그선은 멀티-모드 작동 능력, 추가적인 길이방향 및 측면 안전성 및 제어성이 주어지며, 그 목적으로 슬랫들(20), 에일러론들(21) 및 플랩들(또는 엘레본들)(22)이 제공된, 높은 종횡비 평면들- 외측 날개들(19)의 형태로 ALAW의 테일부가 실행되며, ALAW 및 외측 날개들의 압력의 결과적인 중심의 프로젝션은 무게 중심 및 후방 LAW의 트레일링 에지 사이의 길이방향 축 상에 배치되는 방법.
9. 제1항에 있어서, 위그선은 SSP 스러스트력 벡터들을 직접 상방으로 이동시키고 SSP 슬립스트림(제트)을 위그선 아래로 직선 하방으로 배향시킬 수 있는 능력을 통해-수직 이륙 및 호버링 모드의-추가적인 기능들이 주어지며, 그 목적으로 LAW, 또는, 그 위에 추진 유닛들이 장착되어 있는, 그의 부분(63)이 그들의 측면 축들 주위에서 이동하며, LAW 플래퍼론들이 직선 하방 위치로 편향되며, 스포일러들이 이륙 위치로 편향되는 방법.
10. 동체, 적어도 하나의 추진 유닛, 날개-단부 공기역학 플레이트-플로트들(APF)을 가진 로드-캐링을 위한 낮은 종횡비의 중앙 날개(LAW), 정적 공기 쿠션의 철회 가능한 전방 및 후방 엔클로져들, 및 안정화 및 제어 장치들을 포함하는, 제1항-9항의 방법들이 실시된 위그선에 있어서, 상기 로드-캐링을 위한 낮은 종횡비의 날개는, 적어도 두 개의 LAW들- 리딩-에지 플랩 및 플래퍼론들을 가진 전방 LAW(1) 및 플래퍼론들을 가진 후방 LAW(5)의, 길이 방향으로, 구성된, 낮은 종횡비의 중앙 날개(CW,25)의 형태로 실행되며, LAW 날개-단부면들(9)은 날개-단부 공기역학 플레이트-플로트들(APF)에 의해 결합되며, 날개-단부 공기역학 플레이트-플로트들(15)의 상부 에지들은 LAW의 상부면들 보다 높게 배치되어, LAW위의 낮은 공기 압력을 가진 길이방향 공기 덕트를 형성하며: 또한 CW 아래의, 수평 평면 상으로의 그의 프로젝션의 경계들 내에, 정적 공기 쿠션(SAC,11) 공동, 전방 LAW 아래의, 동적 공기 쿠션(DAC,12) 공동, 후방(및 이후의) LAW 아래의, 정적-및-동적 공기 쿠션(SDAC,13)의 공동, 플로트들(14)의 내측면들로 구성되는 엔클로져들, LAW의 플래퍼론들 및 동체(65)의 하부면들 및/또는 측면을 형성하며, 전방 LAW 플래퍼론들의 제어 시스템은, 플래퍼론들의 (롤에 관한) 중립 위치의 평면 및 AAS의 중립 위치의 평면 사이의 각(37)의 제어를 위한 서브시스템을 포함하도록 설계된 댐핑 채널 및 자동적인 길이방향 안정화를 통해 받음각 센서(AAS)로부터 그리고 그 자신의 제어 스틱 양자의 편향의 병렬 제어 능력을 갖게 설계되며, 중앙 날개의 LAW는 수평 평면에서의 커버링(오버랩) 및 받음각들의 세팅으로 장착되며, 후방(이어지는) 날개(이어지는 날개들)의 리딩 에지(31)는 전방 날개의 플래퍼론들의 리딩 에지들(32) 위에 배치되며 따라서 슈라우드-스크류 추진기(SSP)의 하부 절반부에서의 슬립스트림(35)이 통과하는 공기 덕트(34)를 형성하며, 후방(이어지는) LAW(5)의 리딩 에지(31) 상에 장착된 링(29)은 공기 쿠션들의 공동들로 배향되며, 엔진(7)은 LAW(5)의 내부 체적 내에 SSP에 이어서 장착되며, LAW(5)의 스팬은 SSP 링(29)의 내경과 동일하거나, 작거나 또는 크게될 수 있으며, 전방 LAW(1)의 스팬은 링의 외경을 초과할 수 있으며, 링의 내측 및 외측 표면들은 APF의 내측 측면들 및 상부 에지 표면들, 동체의 측면 및 상부면들 및 전방(이전의) LAW의 상부면들과 부드럽게 인접하게 되어 직선의 제너레이터를 가진 LAW의 상부면(30)으로 펼쳐지는 반환형(3) 표면 영역을 형성하며, 따라서 APF(또는 APF 및 동체 측면, 또는 동체들의 측면들), 추가적인 LAW 및 외측 날개들과 함께, 위그선의 추진 운송 시스템을 형성하는 전방 LAW, SSP, 엔진 및 후방 LAW를 포함하는 단일의 기본적 구조적 그룹이 형성되는 위그선.
11. 제10항에 있어서, 전방 LAW의 코드-즉, 전방 LAW(1)의 리딩 에지로부터 후방 LAW(5)의 트레일링 에지까지의 거리는 중앙 날개와 동등한 코드인 0,2 내지 0.65인 위그선.
12. 제10항에 있어서, 중앙 날개는 택싱, 이륙 및 랜딩 중의 리버싱, 공기역학적 감속 및 길이방향 발란스를 제공하는, SSP 슬립스트림의 경계들 내측의 그의 플래퍼론들 위에 장착된 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개)(24)와 결합되며, 순항 모드에서 길이방향 안정화 및 피치 변동 댐핑을 위한 시스템의 작동 요소로서 작용하는 위그선.
13. 제10항에 있어서, 전방 LAW(1)의 세팅각은, 그의 상부면으로부터 경계층 및 유동의 흡입 효과들을 받게 되는, 지면 효과 비행의 순항 높이들의 설계 범위에 대해 인가된 에어로포일의 최선의 평균 받음각과 동일한 위그선.
14. 제10항에 있어서, 전방 LAW(1)의 플래퍼론들은 슬롯 타입이며, 회전 축은 그들의 코드의 5-30% 내에 위치되는 위그선.
15. 제10항에 있어서, 전방 LAW(1)의 플래퍼론들은 전방 LAW(1)의 스팬보다 5-30% 작은 스팬을 가지는 위그선.
16. 제10항에 있어서, 제2 및 그 이후의 LAW(5)의 리딩 에지들은 항공기의 주 평면에 대해 평행한 평면에 배열되며, 그의 기하학적 파라미터들 및 세팅각들은 유사하거나 또는 다르게 될 수 있는 위그선.
17. 제10항에 있어서, LAW의 리딩 에지들은 단계적으로 배열되며, 다음 하나는 종전 하나보다 높게 배치되며, 이어지는 날개들의 코드들 및 그의 세팅각들은 각각 증가하게 되는 위그선.
18. 제10항에 있어서, 비행의 설계 모드에 대응하는 중립 위치에서의 플래퍼론들(4,8)의 트레일링 에지들은 동일 수평 평면 또는 다른 수평 평면들에 놓일 수 있으며, 그의 상호 정렬은 특수 위그선의 성능에 대한 요건에 의해 결정되는 위그선.
19. 제10항 내지 18항 중 어느 한 항에 있어서, 노즈 엘리베이터(17)는 전방 LAW의 앞의 방해받지 않는 스트림 내에 배치되어 APF(10)의 내측면들(14) 또는 APF의 내측면 및 동체 사이의 각 측면 상에 장착되며, 주 평면 위의 엘리베이터 위치의 높이는 엘리베이터의 평균 공기역학 코드보다 높은 위그선.
20. 제19항에 있어서, 노즈 엘리베이터(17)는 전방 LAW의 플래퍼론들(4)의 AAS로서 작용하며 플래퍼론들 및 엘리베이터의 평면들 사이의 세팅각의 원격 변화 가능성, 및 그의 완전한 분리 가능성을 허용하는 설계인 푸시-풀 기계적(또는 전기 또는 유압 또는 복합) 제어 링크에 의해 그에 링크되는 위그선.
21. 제10항 내지 18항 중 어느 한 항에 있어서, 노즈 엘리베이터(17)는 중앙 날개 스태빌레이터(24)의 AAS로서 작용하며 푸시-풀 기계적(또는 전기 또는 유압 또는 복합) 제어 링크에 의해 그에 링크되는 위그선.
22. 제10항에 있어서, 후방 LAW(5)의 플래퍼론들(8)의 제어를 위한 시스템은 AAS의 중립 위치의 평면 및 플래퍼론들의 (롤에 관한) 중립 위치의 평면 사이의 각(37)의 제어를 위한 서브시스템을 포함하도록 설계된 댐핑 및 자동적인 길이방향 안정화를 위한 추가적인 제어 채널 위의 테일 받음각 센서(AAS) 및 제어 스틱들 양자의 병렬 제어 가능성을 허용하는 설계인 위그선.
23. 제22항에 있어서, 테일 엘리베이터(18)는 후방 LAW의 플래퍼론들(8)의 AAS로서 작용하며 플래퍼론들 및 엘리베이터의 평면들 사이의 세팅각의 원격 변화 가능성, 및 그의 완전한 분리 가능성을 허용하는 설계인 푸시-풀 기계적(또는 전기 또는 유압 또는 복합) 제어 링크에 의해 그에 링크되는 위그선.
24. 제10항에 있어서, 승객-및-화물 도어가 배열된(62) 핀들 사이에, 승객 캐빈(49)의 측면 윈도우들, 입구 도어(48), 비상 해치(54) 및 두 개의-핀의 수직 테일을 가진, 공기역학적 날개 에어포일들의 형태인 길이방향 부분들로 된 동체(55) 및 두 개의 APF들의, 두 개의 기본적인 구조적 그룹들로 구성되는 위그선.
25. 제24항에 있어서, CW는 두 개의 주 동체들 사이에 배치되어, 측면 방향으로, 적어도 세 개의 기본적인 구조적 그룹들로 구성되며, 적어도 세 개의 추진기들이 각 그룹의 후방 LAW의 리딩 에지들 상에 장착되며, 중간 그룹의 전방 LAW의 코드는 측면 그룹들의 전방 LAW의 코드들보다 크거나 또는 적으며, 스러스트 및 양력들의 삼점 형태의 수평 평면의 배열인 위그선.
26. 제10항에 있어서, SW는 두 개의 기본적인 구조적 그룹들로, 길이방향 및 측면방향 양쪽으로, 구성되며, 각각의 종전의 그룹의 후방 LAW는 다음 그룹의 최종 LAW인 위그선.
27. 제10항에 있어서, 동체의 하부는 플랫-킬, 글라이딩 또는 스케그-타입 라인들을 가진 보트 선체의 형태로 설계되며, 그 선체들의 스템들은 전방 LAW 앞 또는 뒤에 배열될 수 있으며, 보트 선체 또는 스케그들의 킬들은 위그선이 지상에 서 있을 때 지지면으로서 작용하며, APF의 지지면들과 동일 평면에 놓여 있으며, 든 지지면들은 하이드로스키(59) 형태의 내구성 있는 저마찰 재료로, 댐핑되어 제조되며, 스케그 킬들의 라인들은 제2 및 그 이후의 LAW의 정적-및-동적 공기 쿠션들의 길이들의 범위 내에 상방 경사부들(61)을 가지며, 터널의 노즈 섹션에는 노즈 플랩이 제공되는 위그선.
28. 제10항에 있어서, 동체의 하부는 노즈 플랩(60) 및 트랜섬 플레이트(66)를 가진 편평한 로드-캐링 표면의 형태로 전방 LAW의 하부면에 연속하게 설계되며, 후방 LAW(8)의 플래퍼론들과 함께 트랜섬 플랩(66)은 SAC의 후방 엔클로져를 형성하며, 비행 중에 하부와 동일 평면의 집어 넣어진 위치로 철회되며, 위그선의 플로테이션은 경질의 스트림라인 글라이딩 선체 절반부(67) 또는 팽창 가능한 풍선들(50)의 형태로 실시되는 APF 플로트들로써 보장되는 위그선.
29. 제10항에 있어서, 추가의 LAW(16) 및 외측 날개들(19)은 포지티브 세팅 받음각을 가지며, 길이방향 축 상의 압력의 중심의 프로젝션은 무게 중심 및 중앙 날개의 트레일링 에지 사이에 놓이게 되는 위그선.
30. 제10항에 있어서, 상기 플로트들의 하부면들은 열방향(51)으로 배열된 경량화된 저압 타이어들로 구성된 다축 휠로 된 랜딩 기어를 나타내며, 각 측면의 대부분의 타이어들은 높이에 걸쳐있는 공통의 공기역학적 페어링들(52)로 외측 상에서 커버되어 있는 위그선.
31. 제10항 내지 31항 중 어느 한 항에 있어서, LH측 및 RH SSP의 프로펠러들은 반대 방향들로 회전하거나 또는 반대의 회전 센스를 갖는 정렬된 프로펠러들과 결합되는 위그선.
32. 제10항에 있어서, LAW들은 전방 LAW의 상부 리딩 에지 섹션에서 시작하는 피벗-장착된 하나 이상의 스포일러들(23)과 결합되는 위그선.
33. 제10항에 있어서, 경계층의 흡입을 위한 시스템의 입구들(오리피스들 또는 슬롯들)이 LAW의 상부면들에 제공되며, 입구들은 SSP 링(29)의 내측면 상에 제공된 오리피스들과 파이프라인들에 의해 소통하는 위그선.
34. 제10항에 있어서, 피치 제어를 위한 중앙 날개 고양력 장치들의 제어 시스템은 LAW 플래퍼론들의 편향 각도들을 동시에 증가 또는 감소시킬 가능성을 허용하도록 설계되며, 길이방향 발란싱을 위해 그의 편향 각도들을 개별적으로 또는 결합하여 조정하도록 된 위그선.
35. 제34항에 있어서, 순항 작동 모드에서, LAW 엘레본들의 하방 편향의 일정 비율이 초과될 때, 편향각에 비례하여 엔진 파워 세팅이 자동으로 증가되는 위그선.
36. 제10항 내지 35항 중 어느 한 항에 있어서, 각 SSP의 전방의, 그의 디스크의 한계들 내에, 스러스트 벡터 제어 평면들(28)이 수평으로 형성되어 에어로포일 섹션들을 가지며 그의 트레일링 에지들이 링(29)의 리딩 에지의 평면에 대해 평행한 평면에 놓이도록 그리드의 형태로 스윙-장착되는 위그선.
37. 제10항 내지 36항 중 어느 한 항에 있어서, 중앙 날개의 LAW, 또는 SSP가 장착되는 LAW(63)의 섹션들은 스러스트 벡터들의 수직 위치로 그들의 측면 축들을 중심으로 이동하도록 설계되는 위그선.
38. 양력, 피치, 롤 및 요를 제어하도록 사용되는 제어 요소들로부터의 힘 및 추진기 스러스트의 힘들의 변화를 포함하는, 제1항-9항의 방법들 및 제10항-37항의 위그선이 실행 및 실시되는 비행 방법에 있어서, 위그 비행 작동들에 대해 설계된 높이들에서 비행 안전 레벨을 증가시키려는 목적으로, 비행의 모든 상태들 및 조종들은, LAW 플래퍼론들 편향의 각도들의 대응하는 변화들, 및/또는 엔진들의 파워 세팅의 변화들을 통해 후방 양력의 량의 변화(또는 전방 양력 및 후방 양력의 량들의 동시적인 반전 변화들로써) 및/또는 엔징들의 파워 세팅의 변화들에 의해 위그선의 길이방향 발란스를 통해 유지되는 동체의 수평 상태에 대응하는 제로와 동일한 일정 피치 각으로 실행되며, 이 경우, 먼저, 후방 LAW의 플래퍼론들 또는 스태빌레이터(모두 이동하는 수평 꼬리 날개)(24)의 편향을 필요한 각도로 한 상태에서 특정 높이에서 발란싱이 실행된 다음, AAS 및 플래퍼론들 사이의 그 결과의 각이 자체-안정화 및 댐핑을 위한 시스템 "AAS-후방 LAW 플래퍼론들"에서 설정되며, LAW 플래퍼론들을 대응하는 각도로 편향시키고 엔진 파워 세팅의 선택을 통해 비행 높이가 설정되며, 이 높이의 안정화를 위해 AAS 평면 및 플래퍼론들의 평면 사이의 결과적인 각도가 길이방향 안정화 및 댐핑의 채널 "AAS-전방 LAW 플래퍼론들"에서 설정되며, 마이크로-버티칼 이륙 및 SAC 상의 전진 운동은 SAC 상의 운동에 대응하는 위치의 LAW 고양력 장치들 및 이륙 엔진 파워로써 실행되며, 위그선이 순항 속도로 가속하게 되면, LAW 고양력 장치들은 점차로 클라임 또는 레벨 비행을 위한 위치로 철회되며, 레벨 비행 위치에서 클라임 또는 하강은 전방 및 후방 양력들의 량을 동시에 증가 또는 감소시킴에 의해 실행되며, 그 목적으로 외측 날개 엘레본들 및 LAW 플래퍼론들의 편향 각도들이 동시에 증가 또는 감소되며 및/또는 엔진 파워 세팅이 증가(감소)되며, 비행 중에 지면 효과 모드에서 필요한 롤 및 현재 높이 유지 상태에서 (슬라이딩하지 않고) 균형 선회가 이루어지며, 지면 효과 비행으로부터 랜딩은 엔진 파워를 점차로 감소시킴에 의해 실행되며 위그선은 (환경 조건들에 영향을 받게 되는) 가능한 최소 비행 높이로 하강하며, 노즈 플랩의 감속에 비례하여, LAW 플래퍼론들, 공기역학적 감속 및 반전 장치들이 편향되며, 위그선은 SAC 운동 모드에 위치되며, SAC 상에서의 택싱 또는 랜딩(워터 터치다운)은 최소 또는 제로 지면 속도에서 실행되며, 어느 높이에서의 랜딩도 동체의 수평 상태에서 파라슈팅까지의 가파른 하강 경로를 이용하여 실행되며, 그 목적으로 현재의 비행 높이 또는 하강 중에 제어성을 지지하기에 충분한 최소 엔진 파워가 설정되며, LAW 고양력 장치들은 SAC 상의 대응하는 운동 위치로 편향되며, 위그선 상태 및 하강 경로(수직 속도 및 대지 속도)는 제어부들, LAW 플래퍼론들의 편향들 및 엔진 파워 세팅들을 이용하여 조정되며, 수직 이륙 또는 호버링은 추진 유닛들의 스러스트의 결과적인 힘 벡터들을 수직 위치로 동시에 인가함에 의해 작동되며, 그 목적으로 추진 유닛들이 장착된 LAW(또는 그의 부분들)는 스러스트력의 수직 위치로 그들의 측면 축들을 중심으로 회전되며, 엔진들은 이륙 파워로 설정되며, 위그선의 안정화 및 공간 운동은 LAW 플래퍼론들, 엘리베이터들 및 러더들, 추진 유닛 스러스트력들의 량들 및 방향 변화들을 이용하여 실행되며, 안전 높이들에서, 엘리베이터로써 제어된 받음각을 갖는, "에어플레인 패션"의 비행이 실현되며, LAW 플래퍼론들은 최대의 공기역학적 퀄리티에 대응하는 위치로 설정되는 비행 방법.
    
    
    
    
    
    
    
    
    
    
    

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