一种新型喷气增升增稳两栖飞机及其应用方法与流程

本发明涉及两栖飞机领域，特别涉及一种新型喷气增升增稳两栖飞机及其应用方法。

背景技术：

水陆两栖飞机是在水上飞机的基础上发展起来的，它具有船体外形的机身和能在陆地上起降的起落架装置，可以满足水面、陆地和滩涂等多种环境的起降需求。水陆两栖飞机适用工作环境决定其需要在水面反复起降，尤其在执行海上任务时，水陆两栖飞机常常面临不同的海面波浪等情况。

常规的水陆两栖飞机在海上起降时由于受到海上风、浪流的影响，起降困难，起降距离和起降速度远超其他飞机。尤其在高海况下，飞机受海面风浪的影响发生剧烈运动，不仅难以起降，更会遭遇危险。两栖飞机的这一问题严重限制了其使用频率和使用范围。

为了克服常规两栖飞机所存在的问题，缩短起飞和降落时间和距离，提升起降过程的安全性和稳定性，实现两栖飞机的大型化、高抗浪性，亟需一种能够解决此问题的两栖飞机。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种新型喷气增升增稳两栖飞机及其应用方法，以解决两栖飞机稳定性欠佳的问题。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种新型喷气增升增稳两栖飞机，包括进气风扇、加压储气罐、分流管道、航态感知装置、智能分析装置、喷气控制装置和多个气室；所述进气风扇与所述加压储气罐的进气端连接导通，所述加压储气罐的出气端与所述分流管道连接导通，所述分流管道与多个所述气室分别连接导通，多个所述气室与所述分流管道的连通处均设有调节阀，多个所述气室分布于所述新型喷气增升增稳两栖飞机底部的多个位置，多个所述气室用于对外喷气；所述航态感知装置用于检测所述新型喷气增升增稳两栖飞机的航行数据，并将所述航行数据发送至所述智能分析装置；所述智能分析装置用于对所述航行数据进行分析，并得出控制方案送至所述喷气控制装置；所述喷气控制装置根据所述控制方案控制所述调节阀的开闭状态，以调整多个所述气室的喷气状态。

在其中一个实施例中，所述气室的底壁为喷气板，所述喷气板设有多个喷气孔，所述喷气板作为所述新型喷气增升增稳两栖飞机的底板。

在其中一个实施例中，所述气室设于所述新型喷气增升增稳两栖飞机的艏部至断阶之间、断阶处、以及断阶至艉部之间。

在其中一个实施例中，所述航态感知装置包括gps测速仪、姿态传感器和压力传感器；所述gps测速仪用于采集所述新型喷气增升增稳两栖飞机的实时速度、加速度和三维坐标信息；所述姿态传感器用于采集所述新型喷气增升增稳两栖飞机的角速度、航向角和姿态角信息；所述压力传感器设于所述气室内，所述压力传感器用于采集所述气室内的气压信息。

在其中一个实施例中，所述航态感知装置还包括电子流量计，所述电子流量计设于所述调节阀处，所述电子流量计测量流进所述气室的气体流量。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种新型喷气增升增稳两栖飞机的应用方法，所述应用方法用于对上述的新型喷气增升增稳两栖飞机进行控制；所述新型喷气增升增稳两栖飞机在水面滑行起飞阶段中，将所述水面滑行起飞阶段分为喷气控制方式不同的排水航行阶段、过渡阶段、滑行阶段和起飞前阶段；所述新型喷气增升增稳两栖飞机在离水后起飞爬升阶段中，将所述离水后起飞爬升阶段分为喷气控制方式不同的爬升第一阶段和爬升第二阶段；所述新型喷气增升增稳两栖飞机在空中飞行阶段中，根据所述航行数据匹配调整喷气控制方式；所述新型喷气增升增稳两栖飞机在水上降落阶段中，将所述水上降落阶段分为喷气控制方式不同的降落空中阶段、接水冲击阶段和水面滑跑阶段。

在其中一个实施例中，在所述排水航行阶段中，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部的所述气室进行主要喷气，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的所述气室进行辅助喷气，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处的所述气室停止喷气；在所述过渡阶段中，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的所述气室不喷气，增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量，减缓所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处所述气室的喷气量；在所述滑行阶段中，增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处和艉部所述气室的喷气量；在所述起飞前阶段，控制所有所述气室进行喷气，由所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处以及靠近断阶处的所述气室进行主要喷气，由所述新型喷气增升增稳两栖飞机靠近艏部和艉部的所述气室进行辅助喷气。

在其中一个实施例中，在所述爬升第一阶段中，控制所有所述气室进行喷气，在出现艏倾时迅速增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部所述气室的喷气量，在出现艉倾时迅速增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量；在所述爬升第二阶段中，增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处所述气室的喷气量，减少所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部所述气室的喷气量。

在其中一个实施例中，在所述空中飞行阶段中，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的所述气室不喷气，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处的所述气室进行主要喷气，控制所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部的所述气室进行辅助喷气；且在出现艉倾时，增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量，在出现艏倾时，减小所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量。

在其中一个实施例中，在所述降落空中阶段中，当艏倾幅度大于预设值时，迅速增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部所述气室的喷气量，当艏倾幅度小于预设值时，增大所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量；在所述接水冲击阶段，迅速增加所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部和断阶处所述气室的喷气量，根据入水后的姿态特点迅速调所述新型喷气增升增稳两栖飞机整艉部处气室的喷气量大小；在所述水面滑跑阶段，先减少所述新型喷气增升增稳两栖飞机艏部所述气室的喷气量，然后减少所述新型喷气增升增稳两栖飞机艉部所述气室的喷气量，最后关闭所有所述气室的喷气。

本发明的有益效果如下：

由于多个所述气室分布于所述新型喷气增升增稳两栖飞机底部的多个位置，多个所述气室用于对外喷气，所述喷气控制装置根据所述控制方案控制所述调节阀的开闭状态，以调整多个所述气室的喷气状态，所以本发明能够根据从多方位调节新型喷气增升增稳两栖飞机底部各处的喷气量，以此辅助新型喷气增升增稳两栖飞机进行平稳飞行，切实解决了现有技术存在的困境。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明新型喷气增升增稳两栖飞机实施例提供的侧视剖视结构示意图；

图2是图1的俯视剖视结构示意图；

图3是图1的正视结构示意图；

图4是图1的气室放大结构示意图；

附图标记如下：

10、进气风扇；

20、加压储气罐；

30、分流管道；

41、gps测速仪；42、姿态传感器；43、压力传感器；44、信息传输模块；

50、智能分析装置；

60、喷气控制装置；

70、气室；71、喷气板；72、喷气孔；

80、调节阀。

具体实施方式

下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述。

本发明提供了一种新型喷气增升增稳两栖飞机，如图1所示，包括进气风扇10、加压储气罐20、分流管道30、航态感知装置、智能分析装置50、喷气控制装置60和多个气室70；进气风扇10与加压储气罐20的进气端连接导通，加压储气罐20的出气端与分流管道30连接导通，分流管道30与多个气室70分别连接导通，多个气室70与分流管道30的连通处均设有调节阀80，多个气室70分布于新型喷气增升增稳两栖飞机底部的多个位置，多个气室70用于对外喷气；航态感知装置用于检测新型喷气增升增稳两栖飞机的航行数据，并将航行数据发送至智能分析装置50；智能分析装置50用于对航行数据进行分析，并得出控制方案送至喷气控制装置60；喷气控制装置60根据控制方案控制调节阀80的开闭状态，以调整多个气室70的喷气状态。

在进行应用时，进气风扇10会抽取空气送至加压储气罐20进行加压存储，然后航态感知装置会实时监测新型喷气增升增稳两栖飞机的各种航行数据，智能分析装置50在对航行数据进行分析后，便可得出最佳的喷气控制方案，喷气控制装置60再控制对应的气室70进行喷气，从而实现了平稳飞行。

在应用过程中，智能分析装置50根据两栖飞机起飞和降落时的运动姿态、接水部位、阻力和升力情况，自动选择数据库中最有利于两栖飞机提高升力特性和航行稳定性的喷气工况。

如图1所示，此实施例的进气风扇10设于两栖飞机的机艏正面，所以当两栖飞机进行时，进气风扇10则会正面迎风，从而提高了进气效率。

如图1所示，加压储气罐20的进气端设于其上部，出气端设于其下部，加压储气罐20的进气端与进气风扇10连接导通后，则可存储空气并进行加压，以便加压后的空气经其出气端输出。

如图1所示，喷气控制装置60与加压储气罐20的出气端连接导通，智能分析装置50与喷气控制装置60连接，所以在智能分析装置50得出最佳的控制方案后，便可迅速将控制方案送至喷气控制装置60，喷气控制装置60即可立刻对加压储气罐20的出气量、以及各个调节阀80的开闭状态进行调整。

如图1至图4所示，此时气室70设于新型喷气增升增稳两栖飞机的艏部至断阶之间、断阶处、以及断阶至艉部之间，从而实现了两栖飞机机身底面的气室70全覆盖，便于应对不同的场景对不同的部位实现喷气控制。

具体的，在新型喷气增升增稳两栖飞机的艏部至断阶之间，设有四组呈矩阵布置的气室70；在新型喷气增升增稳两栖飞机的断阶处，设有一组气室70沿新型喷气增升增稳两栖飞机的宽度方向延申布置；在新型喷气增升增稳两栖飞机的断阶至艉部之间，设有四组呈矩阵布置的气室70，即共计九组气室70，喷气控制装置60能够通过调节阀80实现对九组气室70喷气量的独立控制。

而且，此实施例设置气室70的底壁为喷气板71，喷气板71设有多个喷气孔72，喷气板71作为新型喷气增升增稳两栖飞机的底板，从而使得喷气板71的外形与两栖飞机的外形相匹配，不会破坏两栖飞机底面的流线构型，为两栖飞机的稳定飞行进一步提供了保障。

更进一步的，此时还可设置喷气板71与气室70之间为可拆卸式安装结构，，从而便于对喷气板71进行更换和维修。

如图1和图4所示，航态感知装置包括gps测速仪41、姿态传感器42和压力传感器43；gps测速仪41用于采集新型喷气增升增稳两栖飞机的实时速度、加速度和三维坐标信息；姿态传感器42用于采集新型喷气增升增稳两栖飞机的角速度、航向角和姿态角信息；压力传感器43设于气室70内，压力传感器43用于采集气室70内的气压信息。

此时gps测速仪41设于新型喷气增升增稳两栖飞机中部的位置，姿态传感器42设于新型喷气增升增稳两栖飞机的艉部，压力传感器43设于气室70内，以此确保各测量器件的设置位置合适，以获得更为准确的航行数据。

其中，gps测速仪41和姿态传感器42与智能分析装置50的距离较远，所以此实施例还增设了信息传输模块44，gps测速仪41和姿态传感器42通过线缆与信息传输模块44电性连接，然后由信息传输模块44将gps测速仪41和姿态传感器42检测的数据无线传输至智能分析装置50，从而避免了长距离布线。

另外，在进行喷气控制时，喷气控制装置60接收来自智能分析装置50的最佳喷气信号，向调节阀80发布调压指令，当气室70压力大于底部压力传感器43压力值时，喷气板71即可自动喷气，当气室70压力等于底部压力传感器43压力时，喷气板71停止喷气。

更进一步的，航态感知装置还包括电子流量计(未示出)，电子流量计设于调节阀80处，电子流量计测量流进气室70的气体流量，用于实时监测分流管道30的流量并传送至喷气控制装置60。

本发明还提供了一种新型喷气增升增稳两栖飞机的应用方法，应用方法用于对上述的新型喷气增升增稳两栖飞机进行控制；新型喷气增升增稳两栖飞机在水面滑行起飞阶段中，将水面滑行起飞阶段分为喷气控制方式不同的排水航行阶段、过渡阶段、滑行阶段和起飞前阶段；新型喷气增升增稳两栖飞机在离水后起飞爬升阶段中，将离水后起飞爬升阶段分为喷气控制方式不同的爬升第一阶段和爬升第二阶段；新型喷气增升增稳两栖飞机在空中飞行阶段中，根据航行数据匹配调整喷气控制方式；新型喷气增升增稳两栖飞机在水上降落阶段中，将水上降落阶段分为喷气控制方式不同的降落空中阶段、接水冲击阶段和水面滑跑阶段。

在排水航行阶段中，航速会小于0.25vga，两栖飞机一般处于艉倾运动状态，随着速度的增大纵倾角和水阻力不断增加，并且水阻力与速度之间有近似线性关系，此阶段主要目标是控制纵倾角度变动范围，避免出现艏倾，减轻机体底部的摩擦阻力成分，由智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，控制新型喷气增升增稳两栖飞机艉部的气室70进行主要喷气，控制新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的气室70进行辅助喷气，控制新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处的气室70停止喷气，以调节断阶处和压力与外界动态平衡。

在过渡阶段中，航速在0.25vga-0.50vga之间，纵倾角和水动阻力先迅速增加达到峰值，而逐渐减小，此阶段主要目标是减轻纵倾角和阻力的峰值，缓和峰值前后纵倾角变化的速率，避免出现纵向跳跃运动现象，由智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，控制新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的气室70不喷气，增大新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量，减缓新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处气室70的喷气量，减轻艉部水的吸附作用。

在滑行阶段中，航速在0.5vga-0.8vga之间，机体进一步抬起，剩余浸湿面积较小，底部冲击力较大，两栖飞机纵倾角和水动阻力继续减小，此阶段主要目标是保持航行稳定性，将纵倾角维持在有利滑行攻角范围内，降低滑行阻力，智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，增大新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处和艉部气室70的喷气量，提高机体抬升的动升力。

在起飞前阶段，航速在0.8vga-1.0vga之间，主要由断阶处接水，断阶溅起水流可能严重冲刷断阶的机底，造成水动阻力增加，形成第二阻力峰，之后水动阻力迅速减小，此阶段主要目标是保持机体的稳定状态，包括横向稳定和纵向稳定，避免出现航行姿态的大幅度变化，提高增升增稳作用效果，智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，控制所有气室70进行喷气，由新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处以及靠近断阶处的气室70进行主要喷气，由新型喷气增升增稳两栖飞机靠近艏部和艉部的气室70进行辅助喷气，使机体进一步抬升至自然离水状态。

在爬升第一阶段中，要求飞机在这一阶段即在10.7m高度前能够达到起飞安全速度，只有在起飞安全速度后才具备爬升梯度和机动能力，此阶段主要目标是稳定机身，迅速达到起飞安全速度，智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，控制所有气室70进行喷气，在出现艏倾时迅速增大新型喷气增升增稳两栖飞机艏部气室70的喷气量，在出现艉倾时迅速增大新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量。

在爬升第二阶段中，爬升第二阶段，要求飞机以尽可能接近但不小于起飞安全速度的速度继续爬升至高于120m的空中，此阶段主要目标是控制飞机航行速度维持在一定范围内，同时提升气动力效率，提高升阻比，智能分析装置50根据预设程序向喷气控制装置60下达喷气信号，增大新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处气室70的喷气量，减少新型喷气增升增稳两栖飞机艏部气室70的喷气量。

在空中飞行阶段中，此阶段主要目标是控制飞机在给定航行速度下的飞行平稳程度，以及优化飞机气流场以降低其阻力，基本飞行过程中，控制新型喷气增升增稳两栖飞机艏部的气室70不喷气，控制新型喷气增升增稳两栖飞机断阶处的气室70进行主要喷气，控制新型喷气增升增稳两栖飞机艉部的气室70进行辅助喷气，降低由于断阶的存在而增加的阻力；此时智能分析装置50接收gps测速仪41传来的三维坐标、航速信息，姿态传感器42传来的纵倾状态信息，智能分析装置50对gps测速仪41所测量得到的速度和断阶处气室70喷气量、艉部气室70少量喷气量的数据进行积累和分析，自动优化最佳喷气量；且在出现艉倾时，增大新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量，在出现艏倾时，减小新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量。

在降落空中阶段中，通过控制油门、升降舵和襟翼，使飞机保持下滑道，以飞机设计时推荐的速度建立稳定的进近，飞机逐渐接近水面，此阶段主要目标是保持机体处于稳定的下滑姿态，避免出现航行姿态的大幅度变化，喷气控制装置60下达喷气信号，当艏倾幅度大于预设值时，迅速增大新型喷气增升增稳两栖飞机艏部气室70的喷气量，当艏倾幅度小于预设值时，增大新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量。

在接水冲击阶段，从靠近水面到顺利入水滑行，在靠近水面时平滑地抬升机头准备触水，此时飞机需保持一定功率，接水瞬间水面会对飞机产生巨大的水动冲击力，在极限情况下甚至出现机体触水弹起现象，当飞机顺利接水后再逐渐收油门，此阶段主要目标是保持合适的触水姿态和接水速度，避免出现机头出现下俯，同时减少断阶处的剧烈冲击载荷，提升入水瞬间的机体稳定性和结构安全，喷气控制装置60下达喷气信号，迅速增加新型喷气增升增稳两栖飞机艏部和断阶处气室70的喷气量，根据入水后的姿态特点迅速调新型喷气增升增稳两栖飞机整艉部处气室70的喷气量大小。

在水面滑跑阶段，减速滑行，直至速度低于5km/h可认为飞机运动停止，此时机体运动状态由水动力主导作用，滑水阶段的姿态角在前半程基本维持不变或周期震荡，后半程主要运动状态参数逐渐缓和，后体入水后平稳滑行，此阶段主要目标是使机体由入水冲击状态平稳过渡到滑行状态，保持运动稳定性，降低滑行时的运动幅值，喷气控制装置60下达喷气信号，先减少新型喷气增升增稳两栖飞机艏部气室70的喷气量，然后减少新型喷气增升增稳两栖飞机艉部气室70的喷气量，最后关闭所有气室70的喷气。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围。

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