CN101602404B - 一种新型结构的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种新型结构的飞行器。传统的飞行器结构单一，飞行速度难提高，能量消耗大，运作成本无法降低。本发明包括飞行器机体和机翼，在飞行器机体和机翼内，设置有相通的气流通道，在飞行器机体和机翼外部，设置有与气流通道相通的气流导入口和气流导出口，气流导入口和气流导出口上还可设有能开、闭和控制角度变化的流体控制器，飞行器机体和机翼内，还可以设置前后相连的流体洞，飞行器机体尾部，设置有发动机，气流导入口处还可以设置转向环。飞行器(机翼)可为圆形、半圆形、椭圆形、长方形、正方形、弧形。本发明使飞行器获得更大的升力，飞行更方便、灵活，速度快，能耗小，飞行器的稳定性、灵活性大大增加，运用范围广泛，利于推广。

Description

一种新型结构的飞行器

技术领域

本发明涉及一种新型结构的飞行器。

背景技术

飞行器出现已有百年的历史，其升力来源为机翼，其中机翼上表面为弧形下表面为平面，流体为保持其连续性在机翼后部同时到达时，机翼上下表面产生的压力差而产生升力，百年来所有的飞行器的设计都按此金科玉律，所以目前所有的飞行器，其飞行速度很难提高，能量消耗非常大，运作成本无法降低，大大制约了航空航天、军事装备等领域的发展。为此，本发明提出一种崭新的减少流体阻力及增强升力的装置和方法，以产生更大的升力来提高速度和节约能源。

发明内容

本发明的目的在于提供一种新型结构的飞行器，它能够大大减少流体阻力，产生更大的升力，从而可以有效提高飞行速度和动力效率，节约能源，同时还可以使飞行器在飞行过程中灵活升降转向，增强了操作的灵敏性，更加安全可靠。使飞行器的机翼和机身上的流体不能同时到达机身后部以减少流体阻力，同时改变飞行器结构使机身和机翼共同构成统一大机翼，产生更大升力，提高飞行速度和动力效率。

本发明是在现有的飞行器(包括飞机、航天器、导弹等)的机身、机翼、机头、机尾处进行了结构的改进而实现其目的。

所述一种新型结构的飞行器机体和机翼内，设置有相通的流体通道，在飞行器机体和机翼外部，设置有与流体通道相通的气流导入口和气流导出口。

所述一种新型结构的机体前部设有流体导入口，在侧部设有流体导入口，在后部设有流体导出口，流体导入口和流体导出口通过流体通道前后相通，流体导入口内设有能开、闭合控制角度变化的流体控制器。

所述一种新型结构的导入口和导出口内至少其中之一设有转向环，转向环为外环和内环，通过控制活动环上的对应槽转动，与外固定环上的大小不同的流体槽对应，流体经过此处时，流量和流速经过的路径不同而产生压力差，使飞行器按需要角度转向。

所述一种新型结构的设置在飞行器机体前端的气流导入口，其口径与飞行器机体前端截面积大致相同。

所述一种新型结构的壳体后部设有流体交汇处的导流体以占据后部负压区，减少负压阻力，飞行器运动时，壳体周围的流体顺着导流体汇集到流体交汇处，对交汇处控制使其偏离中心线，从而控制飞行器转向。

所述一种新型结构的机身和机翼上部表面有至少一个导入口与机翼内的至少一个流体通道相通，其中与机体相对应的第一流体通道，还包括可延长流体通过路径长度的弯曲和折叠的第二流体通道，流体经过第一、第二流体通道后的路径大于其下部路径。使机身和机翼至少其中之一的上部表面为发动机的吸气口，上下部表面形成很大的压力差而使机翼产生更大的升力。

所述一种新型结构的飞行器机体尾部，设置有发动机，从前端、周围及机翼设置的导入口吸入流体阻力，经过流体通道从导出口排出。

所述一种新型结构的所述飞行器的左右两侧的机翼相连接，形成机翼相连的环翼飞机，其环翼可为圆形、半圆形、椭圆形、长方形、正方形、弧形等形状。

所述一种新型结构的飞行器可为圆形、半圆形、椭圆形、三角形等形状。

所述一种新型结构的飞行器机体内还可以设置中空的软性材料，机体内可以充气，新型飞行器既有飞机速度快的特点，又有飞艇重量轻的优点。

本发明与现有技术相对比的优点在于：

1、目前飞行器的机翼通过上表面为弧形、下表面为平面，当流体通过时为保持流体连续性而在机翼后部同时到达而产生压力差，由此产生升力来源。但这种压力差因弧面和平面本来相差就不很大，所能产生的升力也有限。而本发明机身上流体通道与机翼内的流体层相通，机翼上表面的至少一个可控制开或闭及角度调节的类似百叶的导入口与机翼内的流体层相通，至少一层流体层与机身上流体通道相通，流体经过的路径远大于下表面路径，在飞机后部设的发动机强大的吸力，把机翼上表面变为进气口，由于发动机的转速可控制，机翼上表面的流体流速可远远大于下表面，上下表面产生巨大的压力差，这种压力差远远大于弧面和平面所产生的一点很小的压力差，使飞行器获得更大的升力。

2、目前飞行器的结构为机翼产生升力来带动机身，飞机壳体因机身和机翼连接所以具有升力，再通过配置所需的不同的发动机来推动飞机飞行，即飞机的机壳和动力两者没有必然的联系，只是选用不同的发动机来产生不同的速度的关系，而本发明的发动机吸气一端与机身流体通道与机翼内的流体层相通。外界环境流体通过外壳上至少一个导入口与机身和机翼上的流体通道相通，此时，飞行器的机身与机翼已浑然一体，整个飞行器形成一个大机翼，机身、机翼通过导入口与周围的环境相通，在发动机强大的吸力作用下，把机身上部和机翼上表面的流体强力吸入，使大机翼上部的流体流速远远大于其下部，上下部之间又产生巨大的压力差，由此产生升力，使飞行器获得更大的升力来源。此时飞行器的飞行速度和运载量降大大提高；尤其是飞行器起飞时不再是以巨大的能耗为代价，而是先产生巨大的升力，在很短的距离快速起飞，若在飞行器的底部设置发动机通过矢量技术控制，飞行器形成的大机翼上下部产生巨大的压力差，产生出更大的升力使飞行器垂直升降更方便、更节能。

3、目前的飞行器，速度越快，在空中由于转弯半径就越大，灵活、机动性受到很大的限制。本发明中，飞行器在空中上下左右转弯只需要通过转向环配合使机身或导入口产生巨大的压力差而转弯，飞行器转弯半径大大减小，飞行器任何角度转弯只需开启所需一侧转向环，在空中飞行就更方便，更灵活。

4、目前的飞行器飞行时，机翼前部与流体相撞后，在机翼后部又同时到达，机身在前部与流体墙相撞后流体洞为保持其连续性又在后部同时到达，所以流体紧裹住机翼和机身，速度越快，紧缠机翼和机身的流体洞洞壁就越厚，向内产生的压力即侧力就越大，飞行器从前穿进流体洞从后出来时紧缠机身向内的压力产生的壳体与流体的摩擦力就很大，机身和机翼越长，流体洞压力所产生的侧力就越大，甚至还比飞行器碰上流体墙所耗费的能耗还大，所以流体洞的流体阻力是飞行器最大的能源消耗，流体洞犹如巨蟒紧紧缠住机翼和机身，产生巨大的向内的压力和摩擦力，飞机要耗费巨大的能耗才能艰难的经过巨蟒紧缠壳体四周，产生向内的压力及摩擦力周而复始的艰难行驶，飞行器始终在这种条件下飞行，这就是飞机速度很难提高，同时又是高能耗的重要原因之一。

所以百年来，人们天经地义的认为飞行器飞行中与流体相碰撞后，流体又紧裹着飞行器同时到达后部，由于机翼的上下表面为弧形和平面，由此产生升力才能飞行。为此，本发明提出，紧裹飞机机身和机翼的流体洞洞壁上下左右四周至少有上部一侧在其后部不能同时到达以产生更大的升力，同时又使流体洞的流体阻力大大减小，从而产生新一代的速度更快、能耗更小的新一代飞行器。

5、飞行器快速飞行时，开启上部导入口飞行器迅速上升，开启下部导入口飞行器迅速下降，开启左或右导入口，飞行器迅速向左或右转向，特别是导入口内控制器控制各导气片就如飞鸟的羽毛一层覆盖一层，每层羽毛开合时流体从中通过后产生极大的升力，飞行器在快速、慢速及转向都更为灵活，同时转弯半径缩小，在仰角在60°-70°时也不会出现流体脱离机翼而产生失速现象，从而飞行器的稳定性、灵活性大大增加。

6、因为飞行器的迎风面与流体阻力成正比，所以通过飞行器前端与壳体同面积的导入口把所碰撞面上的流体墙部分阻力导入流体通道内，通过飞行器上部导入口导入流体通道，在发动机强大的吸力作用下，在壳体上和流体通道内高速流动的两层流体层使其流速远快于流体洞的流速，在后部快于流体洞到达，使流体洞阻力减小，然后把从前端吸入的流体墙阻力，从周围吸入的流体洞阻力统统通过导出口强烈喷出，瞬间消除和填充后部负压区，使大小负压区不能形成，阻挡流体洞口封闭，由此改变了飞行器在飞行中流体分布状态为前端和周围(也可一侧)为相对负压区，后部为正向动力区，使飞行器处于较为理想的流体分布状态中飞行。

附图说明

图1是本发明中飞机流体分布图；

图2是本发明的具体实施例一改进后流体分布图；

图3是本发明的具体实施例一正面结构图；

图4是本发明的具体实施例二俯视结构图；

图5是本发明的具体实施例二正面结构图；

图6是本发明的具体实施例三俯视结构图；

图7是本发明的具体实施例三剖视结构图；

图8是本发明的具体实施例三后视结构图；

图9是本发明的具体实施例四仰视结构图；

图10是本发明的具体实施例四正视结构图；

图11是本发明的具体实施例四转向环剖视结构图；

图12是本发明的具体实施例四转向环正视结构图；

图13是本发明的具体实施例五正视结构图；

图14是本发明的具体实施例五侧视结构图；

图15是本发明的具体实施例六正视结构图；

图16是本发明的具体实施例六另一正视结构图；

图17是本发明的具体实施例七正视结构图；

图18是本发明的具体实施例七仰视结构图；

图19是本发明的具体实施例七正视结构图；

图20是本发明的具体实施例八侧视结构图；

图21是本发明的具体实施例八另一侧视结构图；

图22是本发明的具体实施例九侧视结构图；

图23是本发明的具体实施例九另一侧视机构图；

图24是本发明的具体实施例九另一侧视结构图；

图25是本发明的具体实施例九另一侧视结构图。

具体实施方式

下面结合附图以实施例对本发明做进一步详细说明：

如图1所示：飞机的流体阻力分布图。飞机快速飞行时，迎面撞上最大流体阻力。由于流体相对不动，飞机瞬间把流体压缩为等同其运动速度和厚度的流体墙711，瞬间飞机又进入流体墙内，其高压的流体又在飞机的上下左右四周紧紧的缠住飞机，犹如进入有一定壁厚的流体洞712内，飞机运动速度越快，等同于其速度的流体墙711的厚度就越厚，阻力就越大，同样的，流体洞712的壁厚就越厚，犹如巨蟒从头到尾紧紧缠住飞机四周及机翼向内的压力就越大，即侧力就越大，飞机运动时产生的壳体与流体洞712洞壁的摩擦力就越大，特别是机身较长的飞机，流体洞712产生的阻力不低于正向流体墙产生的阻力，飞机底部在垂直于机身进入流体洞的每一个截面716大约为90°时，犹如巨蟒从飞机前部到后部紧紧缠住机身产生的压力就最大，飞机从此经过时很长的壳体与流体产生的摩擦力也就最大，流体为保持其连续性在飞机四周同时到达后部，与尾部一定距离形成后部负压区713，再封闭了流体洞口714，此时因机翼上下表面为弧形和平面，流体经过时流速不同而同时到达后部产生压力差，从而产生升力，此时飞机被围在流体墙711，流体洞712，后部负压区713，流体洞口714内的大负压区715内，由于飞机速度很快，流体墙的厚度等同于飞机的速度，相当于飞机瞬间把空气压缩成等同其速度厚度的流体墙，流体洞的流速又等同于飞机的速度，靠近飞机壳体的流体其速度等同于飞机速度，向外逐步减少直至消失，而飞机运动速度越快，流体墙越厚，流体洞的洞壁就越厚，产生的后部负压区713面积就越大，负压力就越强，所以在流体洞大负压区715内产生的负压力极高，洞内和洞外产生极大气压差，飞机拉动大负压区715沉重负担周而复始的撞击流体墙711，产生流体洞712，形成后部负压区713，流体洞口封口714，这一周而复始的过程几乎消耗90％能源来克服流体阻力，这就是飞机速度很难提高，同时能耗又很高的真正原因，所以使流体洞712的流体不能同时到达后部，以及阻挡流体洞口714封口，飞机飞行中一切阻力问题就迎刃而解。

为此，提出适合一切飞行器提高速度，减少能耗的结构如下：

实施例一

如图2、图3所示：在飞机机翼下方有左右涡扇发动机802，飞机前端设有与壳体同面积的导入口7，后端设有导出口8，导出口8内有发动机，导入口、导出口通过外壳2和内壳3之间的流体通道4前后相通，流体通道4可以为上下左右任一侧面，也可为环形环绕机身四周，在外壳2和机翼5上至少有一个导入口701、702，导入口7、701、702内有控制器703来控制类似百叶窗的至少一个上表面为弧形下表面为平面的或上下表面为抛物面的导气片，在机翼5的顶层和上层502、503为弧形，下层501为平面，中间是流体层401与机身上的流体通道4相通，流体层在前端和后端有导入口504和导出口505，通过控制可开启或封闭和调节导入口和导出口504、505的角度，顶层有至少一个导入口702，其内有控制器703以控制各导气片的开合及角度调节，此时机身和机翼上的导气片使流体通道4和流体层401与外界环境流体相通，此时后部发动机801工作，在发动机801强大吸力作用下，使机身前部、上部和机翼顶层导入口7、701、702附近大量流体被吸入流体通道4和流体层401内(只开启机身前部导入口7、上部导入口701和机翼顶层导入口702)，以至使机身和机翼上外壳表面形成快速流动的一层流体，和流体通道内部一层高速流动的流体，两层彼此隔断又通过导入口彼此相通快速流动的流体层共同形成一个大机翼，其面积已远远大于传统飞机机翼，而机翼的面积越大升力就会越大，此时大机翼上部和下部产生极大的压力差，这种由发动机强大吸力产生的压力差又远远超过传统飞机在自然状态中产生的压力差，由此获得更大的升力，使飞机运载量提高，速度提高，能耗降低，同时犹如飞鸟身上和翅膀上的羽毛一层覆盖一层，每层羽毛开合之间流体自然通过，飞鸟通过羽毛的控制在高速、低速、转向都非常灵活和节能，目前世界上还没有一种飞行器能达到飞鸟的飞行状态，所以通过导入口701，702内的控制器703来控制导气片的不同状态来模仿飞鸟卓越的飞行状态。此时飞机撞向最大的流体墙711阻力，因为飞机的迎风面积与流体阻力成正比，通过与壳体同面积的导入口7，把碰撞面上的流体顺畅的导入流体通道4内，瞬间形成流体洞712的巨大的流体阻力又紧紧的缠绕住飞机的四周，如图1在流体洞712紧缠飞机机身每一段瞬间的横截面716时，所以飞机按此角度逐步进入流体洞712内，流体洞内四周流体流速大致相同，流体洞阻力最大，流体洞712如巨蟒紧紧的把飞机从头缠到尾，飞机速度越快，飞机向内的侧力及压力就越大，飞机从中穿过巨蟒由压力产生的流体与壳体的摩擦力就越大；此时，由于飞机上部紧贴外壳2的流体流速快于周围流体洞的流体，当斜截面717上部流体快于周围时，流体洞流体流速在机身上的斜截面717就变得很长，流体按此角度经过了飞机外壳，流体洞上部流体流速快于周围，流体洞712紧裹在机身产生的压力就比不上716大，犹如巨蟒紧紧缠住机身的直径变大为斜面，巨蟒在斜面所缠住的面积扩大很多，向内的压力减少一些；如飞机以音速即340米/秒，而机身上部和机翼上部的流体流速在发动机801强大的吸力作用下，流速为450米/秒，这一点很容易办到，如机身长度为35米，流体按此718角度经过飞机外壳，流体洞上部流体流速快于周围，此时斜截面718使流体洞712没法形成合围之力，犹如巨蟒此时不能缠住机身，流体洞712仍然存在，但紧裹飞机的向内的压力大大减少，自然由压力减少后流体与壳体产生的摩擦力也大大减小，所以流体洞712四周洞壁至少一侧流速变快，使流体洞阻力减小，同时流体洞大负压区715因其一侧洞壁流速不均而减弱，所以整体的流体阻力对飞机的影响也减弱。

此时，发动机801把前端导入口7吸入的流体墙711的阻力，从导入口701、702吸入的大机翼上部流体洞712的阻力统统作为正向的动力来源，从导出口8强烈喷出高速流动的大量流体，当流体洞712流体不能同时到达后部来封闭流体洞口714，碰上导出口8喷出的大量高速的快于飞机速度的流体时，大约等同于飞机速度的流体洞712的流体就不能封闭流体洞口714，只能围绕在它周围，迫使它由负面阻力改变为正向动力，齐心协力共同一齐瞬间填充后部小负压区713，使流体洞大负压区715不能形成，产生的反作用力推动飞机快速飞行。

飞机快速飞行时，可关闭机身上部导入口701，只开启机翼上顶部表面导入口712，机翼上表面形成唯一进气口，上下表面产生巨大压力差，使机翼产生更大的升力。

飞机起飞时，开启大机翼导入口701、702，飞机起飞前已在大机翼上下部产生巨大的升力，飞机很容易在很短的跑道上就可以起飞，且起飞时能耗降低，飞行时运载量提高，飞行速度提高，同时也节约能源。

飞机快速飞行时，开启上部导入口飞机迅速上升，开启下部导入口飞机迅速下降，开启左或右导入口，飞机迅速向左或右转向，特别是导入口内控制器控制各导气片就如飞鸟的羽毛一层覆盖一层，每层羽毛开合时流体从中通过后产生极大的升力，飞机在快速、慢速及转向都更为灵活，同时转弯半径缩小，流体通道和外壳上高速流动彼此隔断、彼此相通的流体层，贯穿飞机前后，巨大的、高速运动的两层流体层使飞机产生出由内到外惯性的粘着牵引力，有效的消除任何角度、流体脱离大机翼而降低飞机整体粘着牵引力现象的发生，在仰角在60°-70°时也不会出现流体脱离机翼而产生失速现象，从而飞机的稳定性、灵活性大大增加，贯穿飞机四周(或一侧)前后的流体通道内和通过导入口与之相通的外壳表面形成内外两层高速运动的流体层，对整个飞机由内到外因流体快速运动而产生惯性的粘着的牵引力，万一飞机在空中出现机械故障时，通过控制器来控制导气片的角度变化，就如飞鸟控制羽毛，多层羽毛之间流体层产生这种惯性的粘着的牵引力，通过滑翔也会使逃生的机会增大；开启所需部分导入口还可实现飞机在不同状态中的不同功能需要。

综上所述，通过飞机前端与壳体同面积的导入口把所碰撞面上的流体墙部分阻力导入流体通道内，通过飞机上部和机翼上表面导入口使其壳体上的流体流速远快于流体洞的流速，使流体洞的流体围绕飞机四周在后部至少有一侧不能同时到达，使流体洞阻力减小，通过导出口8高速喷出的流体瞬间消除和填充后部负压区，使大小负压区不能形成，阻挡流体洞口封闭，由此改变了飞机在飞行中流体分布状态为前端和周围(也可一侧)为相对负压区，后部为正向动力区，使飞机处于较为理想的流体分布状态中飞行，从而达到增加升力提高速度，同时也节约能源的目的。飞机前端和周围为相对负压区是相对原来正向压力而言，后部相对动力区是相对原来负压区而言。

实施例二

如图4、图5所示：飞机1左右两侧为机翼5，机翼上有第一流体层401、和第二流体层402，机翼5有顶层503、上层502，下层501为弧面，底层504为平面以产生升力，上层502与下层501之间为流体层401，在上层502和顶层503中间有流体层402，流体层401、402前面有导气口505，后面有导出口506，上层502和顶层503都有至少一个类似百叶的导入口702，导入口702和机翼前面导入口505和后面导出口506设有可控制角度和关或闭的控制器703，飞机1壳体上部左右两边为流体通道4，与机翼流体层第二流体通道402相通，使流体经过第一、第二流体层401、402和流体通道4的路径远大于机翼下层路径以产生更大升力，后部设有喷气发动机801它的吸气一端与流体通道4相通，出气一端与导出口8相通。

当飞机快速飞行时，喷气发动机801巨大的吸力通过流体通道4与机翼流体层401、402相通，关闭导入口505和导出口506，喷气发动机801巨大的吸力通过机翼上层502和顶层503上的至少一个导入口702把流体高速的吸入流体层401、402，从而在整个机翼上层和顶层大量流体被强烈吸入，在机翼内的第一、第二流体层及顶层形成流速极高的流体层，路径长、流速快、气压低，在发动机强大吸力作用下，这种由内产生的逐步扩展到顶层503与下层501产生巨大的压力差，这种压力差远远大于通常飞机上层的弧形，下层为平面因流速不同而产生的压力差，由此产生很大的升力，远比传统飞机大得多的升力。然后从机翼上层和顶层导入口702吸入的大量流体经过左右侧的流体通道4从喷出口8强烈喷出，推动飞机运动。

传统飞机的导气口及通道一般设机翼下左右两侧或者底部，扩大了机身体积和空间，对升力没有产生任何的作用，同时也增加了不必要的阻力，本发明把导气口设在机翼上，巨大的吸力产生的流体在流体层401、402内高速运动使机翼顶层上层、和下层与共同形成大机翼底层产生巨大的压力差，由此产生比传统飞机大得多的升力，紧缠机翼的流体洞的流体不能同时到达机翼后部，所以机翼上的流体洞阻力减少，把机翼机身和动力连接成整体。使飞机运载力大大提高，所以能量消耗也降低，彻底改变了有史以来机翼被动的产生升力为主动的、可控制的产生升力(因发动机转速和吸力可控制)。使机翼成为动力和升力的一部分。又因为通道内的流体流速远快于自然状态，特别是在发动机极大的吸力作用下，通道内及机翼上表面的流体流速如快于下表面1倍以上，就可增大飞机一倍以上的升力，如大于5倍以上速度差，就可增大5倍以上升力，以至增加更大升力，这种状态很容易实现而且显而易见，流体层401、402可根据需要前部开启或后部开启，或只开启其一。在机翼上流体层可设一层，也可设多层。

实施例三

如图6-图8所示：与实施例一不同是，飞机外壳2和内壳3之间一定距离为第一流体通道4.围绕机身与下部延长后的第二流体通道401相通，其中前端导入口7和流体通道4、401和后部导出口8前后相通，导出口8内有喷气发动机801，其吸气一端与后部流体通道401相通，喷气一端与导出口8相通，外壳2均为直线形成大平面，正面、侧面和后背面均为三角形，在上部外壳2左右两侧和底部至少有一个导入口701，类似百叶窗可控制角度变化的控制器702，由于飞机每个角度都由平面板状构成三角，再涂上隐形材料，就是一架性能很好的隐形飞机。同时三角形的特殊几何形状，其结构使飞机的稳定性大大提高，机身和机翼浑然一体，已分不清机翼和机身的明显界限，外壳2内壳3之间流体通道4把整个飞机改变为大机翼，再通过导入口701与流体通道4相通，大机翼外壳上和流体通道内形成两层内外彼此相通的流体层，整个飞机形成大机翼，升力大大提高，流体阻力也降低不少。

飞机上部壳体在发动机强大的吸力作用下通过导入口7、702把流体吸入第一流体通道4和延长其路径长度的比底部流体经过路径长若干倍的底部流体通道401内，路径长、流体流速快、气压低，在通道内发动机强大吸力状态中，长一点的路径对流量影响不大，但流速极快，由此高速度、低气压产生出的升力十分巨大，这种升力是从内部产生，充盈其内部，通过各导入口又扩充其外，由内部产生出巨大的升力扩充至与此相通的大机翼的上表面，然后又共同与下表面产生巨大的压力差，由此从飞机内部产生出巨大的升力来源，其升力系数远远大于传统飞机机翼上下面为弧形和平面和产生出的升力若干倍，因为飞机产生出巨大的升力，飞机在起飞时更为快捷，还使飞机的运载能力大大提高，同时还提高了速度和降低能耗。在控制需要左转时，通过控制器702只开启左侧导入口701，飞机快速向左转，同理也可右转，比传统飞机转弯半径小得多，如飞机需要迅速下降时，只开启底部导入口701，飞机就迅速下降，还可只开启所需部分导入口701来实现飞机不同角度的需要。

由此可见，飞机其特殊的结构以及导入口701及通过控制器702来控制的各导气片如鸟身上和翅膀的一层覆压的一层羽毛，浑然一体(而不仅是鸟翅膀，如鸟身上没有羽毛，仅翅膀上有羽毛还能飞吗？)因为世界上至今还没有一种飞机能够像飞鸟，羽毛之间的开合控制角度使飞鸟在高速和低速中把能耗降至最低，在空中那样灵活，任意转弯，其原因就在于此。在本发明中，由于飞机上下表面上流体流速相差很大，上表面流体流速远大于下表面，上下表面的流体先后到达底部，使侧力阻力减少，如巨蟒紧缠机身和机翼的压力，由于上下表面流体流速严重不均衡，而使巨蟒合围之压力不能完全形成，紧缠机身和机翼的压力自然减少，流体紧裹飞机从前端穿过流体洞后从后部出来周而复始的壳体与流体的摩擦力也减少，所以流体洞的阻力也减少。然后喷气发动机801把从导气口7、701吸入的流体墙和流体洞阻力统统从导出口8强烈喷出，迫使来封闭流体洞口的流体不能封口，只能围绕在导出口喷出的更高速的的流体周围，瞬间填充负压区，使大小负压区不能形成，彻底的改变了流体的分布状态，为前端和周围为负压区，后部为动力区，使飞机在较理想的状态中飞行。如机身较大，可以再后部设两个喷气发动机。

另一种实施例，如图18所示：与上例不同是在飞机底部再设一个喷气发动机801，吸气一端与流体通道401相通，喷气一端与导出口8相通，通过矢量技术与四边导出口802、803、804、805相通，每个导出口通过控制可开启和封闭，通过底部和后部导出口的转向头806转向为朝下，此时飞机上部导入口在喷气发动机强大的吸力作用下，已形成相对负压区，上下部之间形成巨大的压力差，产生极大的升力，再通过各导出口向下喷出的灼热的高速流动的流体推动飞机垂直升降。现有的垂直升降战机都是以巨大的能耗来推动飞机垂直升降，飞机垂直升降时能耗极大，严重影响了飞机飞行半径，而该发明首先在上下部之间产生极大的压力差，产生很大的升力，再通过矢量技术使飞机垂直升降就事半功倍，而且上升下降速度都很快，能耗也不多，所以该发明为垂直升降飞机找到一种新的方法。

实施例四

如图9-图12所示：飞机1具有外壳2和内壳3，之间为环绕机身一周的环形流体通道4，外壳2通过至少一个导入口702与流体通道4相通，在壳体1前面设有导入口7，后部设有导出口8、802，通过流体通道4前后相通，在导出口8内有喷气发动机801在它的前方有涡轮803通过强烈的吸气把流体通道4内流体吸入后再经压缩，一部分供喷气发动机801，再从导出口8喷出；另一部分从导出口802喷出，在导出口802内设有转向环205，它分为外环201和内环202，外环201内有至少一个大小不同的流体槽203，大小流体槽203壁面光滑，呈流线型，便于流体经过，外环201内有一个内环202，内环202开一孔为对应槽204与流体槽203形状相对应，通过控制内环202转动，不需要转弯时流体经内环202内顺畅通过，需要转弯时，内环202转动到对应槽204分别与外环上的所需的大小不同流体槽203相对应时，流体从内环202内经过时，高速流体经过根据需要开启大小不同的流体槽203时，与导出口802周围流体在一侧因大小不同的流体槽203局部流速流量严重不均衡出现大小不同的压力差而使飞机在不同角度转弯，同理至少一个大小不同的流体槽203通过内环202的转动与对应槽204对应或不对应，按需要开启或关闭，从而实现按不同角度的转弯，在导入口7内也可设置转向环205，与后部设置的转向环205相对应，在空中转向可使飞行转弯半径变小，从而使飞机转向更灵活。

在机翼5上层壳体503为抛物形，下层壳体501为平面，在机翼5上面可设弧面的顶层502，顶层502上与上层503之间为流体层402，与机身的流体通道4相通，流体层402在顶层502与上层503的前端和后端导入口和导出口可开启或封闭，顶层502上至少一个内有控制器703的导入口701与流体通道402相通。

当飞机快速飞行时，迎面撞在最大阻力的流体墙，通过导入口7把流体墙导入流体通道4内，涡扇803和喷气发动机8强烈吸气，使导入口7成为相对负压区，把流体墙阻力大大减小，此时流体瞬间又形成流体洞紧紧包裹住机身和机翼，上部外壳2导入口702把流体洞流体强烈吸入流体通道4内，上层外壳2表面因各导入口高速吸入周围流体形成相对负压区，机翼内的流体层前后端导入口和导出口封闭，机翼顶层502通过至少一个导入口701把流体高速吸入后在顶层502上形成相对负压区，此时，机身上半部和机翼5顶部502的流体被高速吸入流体通道4和流体层402内，使得内外两层在流体通道内和外壳上形成两层快速流动的流体层，使机翼和机身共同形成一个大机翼，大机翼的上部因在动力作用下流体流速极快，远远大于下半部自然状态下的流体流速，所以大机翼上的上部流体流速远比下部流体快的多，上部流体先到达后，然后下部流体才能到达，此时流体洞内的侧力阻力减少，同时大机翼上下部之间产生巨大的压力差，由此产生远远超过传统机翼在自然条件下所能产生的升力，使飞机运载力提高，速度提高，同时能耗下降，特别是大机翼上均布的导入口701、702通过通过控制器703控制各导气片的角度，如飞鸟身上和翅膀上的羽毛一样覆盖一层，在飞行时各羽毛开合之际空气自然的通过其间，使飞鸟在低速高速转弯时都很灵活，然后涡扇803把吸入的流体一部分供喷气发动机801，另一部分从导出口802高速排出，导出口802内有转向环205，其内有外环201，内环202，通过控制内环202转动使对应槽204与流体槽203相对应，高速流体通过内环202内时，在流体槽203一侧流体流速出现严重不均衡而产生气压差，使飞机转向，前端导入口内设的转向环205与后部相配合，更容易实现飞机在空中转向，同时转弯半径减小，飞机机动性能提高。然后导出口802高速喷出的流体围绕在导出口8更高速喷出的流体周围产生更大推动力，此时涡扇803和喷气发动机的配合把喷气发动机改变为更高速度的喷气发动机，或者是把涡扇发动机改造为推力更大的涡扇发动机，既有喷气发动机速度快，又有涡扇发动机长途飞行时节约能源的特点。使飞机的飞行半径大大提高。

实施例五

图13、图14所示：一种环翼飞机1，其结构是左右两机翼在上部为圆形相交，在环翼5内设左右两个涡扇发动机802，其机翼结构为圆形所以稳定性大大提高。环翼飞机在前端有导入口7，后端有导出口8，导出口8内有涡扇发动机801，它的喷气一端与导出口8相通，吸气一端与机身的上部流体通道4相通，再与环形机翼5的外壳2和内壳3之间环形流体通道401相通，圆形的流体层通道401内、流体的路径很长，便于流体快速经过，其环流量可达180°，在机身上部和环形机翼外壳2上设有导入口701、702，其内有流量控制器703与流体通道4相通，从而机身和机翼浑然一体形成大机翼。

当环翼5内涡扇发动机802工作，推动环翼飞机快速飞行时，后部涡扇发动机801强大的吸力使机身前部和上部导入口7、701及环翼5外壳2上导入口702附近的流体大量的被吸入流体通道4、401，使机身上部和环翼5外壳2上形成相对负压区，此时环翼5的外壳2和内壳3产生巨大的压力差，同时飞机机身上下部也产生巨大的压力差，机身和环翼共同形成的大机翼其面积很大，机翼面积大产生的升力也大，再通过发动机强大的吸力，产生出的压力差远远超过普通飞机和机翼产生的压力差，使飞机获得很大的升力，飞机运载量和速度都大大提高。

由于环翼飞机在左右两机翼相交后，飞机机翼制造变得很容易，而且飞机的稳定性和可靠性大大增加，同时机翼的面积也因为改为环形后扩大很多，特别是把环翼和机身看做整体大机翼，在发动机强大的吸力状态中使环翼的外壳2和流体通道401形成快速流动的两层流体层，其流体的运动速度远快于内壳3上流体经过的速度，机身上部流体经过的速度也远快于下部流体经过的速度，环翼的内外壳之间，机身的上下部之间产生巨大的压力差，由此产生远大于普通飞机的升力，使环翼飞机的运载量大大增加，同时速度也提高，也节约能源。因为飞机的阻力与迎风面的截面积成正比，所以于前端壳体与流体碰撞面开与壳体同面积的导入口，在发动机强大的吸力左右下，把流体墙在碰撞面上的流体顺畅的吸入流体通道4内，再通过导入口701、702把流体洞的阻力吸入流体通道4和401内，紧裹机身和机翼的流体洞的流体不能同时到达后部，所以流体洞的侧压阻力减至小，流体与壳体的摩擦力也减小，然后发动机把吸入的流体墙和流体洞的阻力统统从导出口8喷出，迫使流体洞的流体不能同时到达后部来封闭流体洞口的等同于飞机速度的流体，不得不由负压面得阻力改变为动力，围绕在导出口8喷出的高速流体周围，共同协力瞬间填充后部负压区，使流体洞大负压区不能形成，同时产生的推动力推动环翼飞机快速行驶，此时飞机在前部和上部为相对负压区，底部为正向动力区的理想状态中飞行。

实施例六

如图15、图16所示：与实施例5不同是，两个涡扇发动机802与传统飞机一样在机翼下部，另外环翼5为半圆形或弧形。

另一实施例，如图16所示：两个涡扇发动机802设在机翼上部，环翼5为长方形。

实施例七

如图17、图18所示：一种球形飞机由外壳2和内壳3之间为流体通道4组成。在外壳2上至少有一个流体导入口701内有控制器703与流体通道4相通，在外壳2顶部有导入口7，底部有导出口8，导出口8内有喷气发动机801，喷气一端通过矢量技术与底部导出口8、四周导出口802、803、804、805相通，每个导出口都可通过控制开启或封闭，还可通过转向头806改变喷出角度，喷气发动机801吸气一端与流体通道4和导入口7和701相通。

当喷气发动机801工作时，开启球形飞机上半部导入口，极强的吸力把外壳2上半部导入口7、701附近的流体高速吸入流体通道4内，使上半部形成两层极快流动的内外两层流体层，与下半部形成极大的压力差，产生很大的升力，通过转向头806使导出口802、803、804、805转向地面，与导出口8一齐喷出灼热的流体，由于球形飞机已产生很大的升力，所以很容易垂直起飞，在空中控制可只开启导出口802及所需一侧的导入口701来配合，飞机向前飞行，同理飞机可按需要迅速转向朝不同方向飞行时，可开启不同导出口。如果把球面看做机翼，那么机身和机翼已浑然一体，由于球形的流体通道4内在发动机极强的吸力作用下流速极快，环流量达到180°，路径长、流速快、气压低自然升力很大，自然球形飞机的运载量也很大，且球形飞机比传统飞机制造更为简单，是未来运输机的发展方向。

另一实施例，如图19所示，球形飞机可为半圆形飞机，导入口和第一流体通道4与第二流体通道401及发动机相通，流体经过的路径远大于下部路径，上部与下部平面在动力作用下产生巨大的压力差，也可为椭圆形飞机或半椭圆形飞机或其他任何形状的飞机。只要前端导入口和后部导出口通过流体通道相通，在动力推动下，使其运动方向通过导入口改变为相对负压区，使其流体阻力被吸入流体通道内，机翼与机身已浑然一体，上下部之间能产生极大的压力差，从而产生升力，就可形成新型的飞机。

另一实施例，与以上实施例不同，内壳3为中空充气层，充气层形成球形或半球形飞机及其他形状的飞机，即有飞机快速飞行的性能，又有飞艇轻于空气的特点，载重量可大大提高，且制造成本很低廉，不用时可放气后折叠，使用时可充气就是载重飞机，飞机和飞艇两种截然不同的飞行器的概念，产生出另一种廉价的性能优越的载重飞机。

实施例八

如图20、图11、图12所示，一种导弹1，在前端有导入口7，后部有导出口8，通过外壳2和内壳3之间的流体通道4前后贯通。在导入口7内有转向环205，在外壳2上有至少一个导入口701通过控制器703来控制角度，尾翼201为双层中空，通过导入口702与流体通道4相通，后部导出口内有喷气发动机801与流体通道4相通。

当导弹1快速飞行时，喷气发动机801强大的吸力把流体墙的流体从导入口7内的活动环205吸入，通过上部壳体的至少一个导入口701和左右尾翼201上表面的导入口702在附近的流体强烈的吸入流体通道4内，使得壳体上表面和尾翼201上表面的流速远快于等同于导弹速度的流体洞流速，导弹上部和下部及尾翼201的上表面和下表面形成极大的压力差，产生很大的升力，所以导弹的运载能力和速度都大大提高，同时也节省能源。此时，导弹上部和下部的流体及尾翼上表面和下表面流体不是同时到达后部来封闭流体洞口，所以流体洞的向内的压力即侧力减少，通常导弹和火箭以固体和液体燃料或发动机推动下从导出口喷出，导弹后部本来就是负压区，通过灼热的气体燃烧，把周围的气体吸入助燃，所以都没有很好的发挥其功能，本发明通过大量流体流经导入口7，701，702吸入流体通道4内，不但减少了流体阻力对导弹的影响，同时大量的气体从导出口8喷出使燃料充分燃烧以产生更大推动力，所以大量流体从导出口喷出直接助燃，要比传统通过后部燃烧来吸取周围气体来助燃的方法，更能使燃料得到充分的燃烧，以产生更大的推动力。

另外，当导入口7把流体吸入经过转向环205时，转向环205分为外环201和内环202，外环201其内有大小不同的流体槽203，通过控制使内环202的对应槽204与固定环内的所需的不同流体槽203相对应时，高速运动的流体流入内环202内，在所需的大小不同的流体槽203一侧因流量和流速产生严重不均衡而出现压力差，使导弹按所需的角度向流体槽203一侧转弯，同理，外环201周围有多个流体槽203，通过控制内环202上对应槽204与流体槽203相对应来做微调通气量大小就可根据需要使导弹在所需方向转弯，因为导弹在前端转弯要比在后端控制要准确和方便得多，同时，通过尾翼201的控制与转向环的配合，就可产生更为简单和准确的精确制导导弹。

与此同时，还可通过各导入口701、702的控制，如向上开启导弹壳体上部导入口701和尾翼导入口702导弹可迅速向上转弯，如开启下部导入口701和尾翼下表面导入口702时导弹迅速向下，同理开启左或右侧导入口时，导弹迅速向左或右转向，根据不同转向的功能需要，开启所需部分导入口可满足导弹行驶的不同需要。

综上所述，通过导入口内的转向环205，壳体上的导入口701，尾翼上的导入口702的控制开合，可使导弹转向更为简单、方便和可靠，特别是前端导入口内的转向环205，当正常流体通过时，封闭对应槽204，需要转向时，通过控制对应槽204与外环201上所需的大小不同的流体槽203相对应时，使导弹的精确度和可操作性大大提高。

另一种导弹，如图21所示，与上实施例不同是没有尾翼，在发动机前部设有涡扇803，导出口8周围设另一导出口802，其内有转向环205。当导弹快速行驶时，涡扇803和喷气发动机801工作，强大的吸力把流体阻力从导入口7、701吸入流体通道4内，经涡扇803压缩后一部分供给喷气发动机801使用，另一部分从导出口802经转向环205内的内环202喷出，前边导入口7和后部导出口802内部设有转向环205，通过控制前后转向及导入口701相配合，精确制导更为准确。特别是设涡扇803后，导弹既有喷气发动机速度快的特点，又有涡扇发动机长途飞行时节约能源的特点，两者之间配合使用可使导弹的飞行速度和距离大大提高。

实施例九

如图22所示：一种可控制的转弯炮弹和子弹，炮弹分为弹头1和弹身101，弹头1前端有导入口7，后部有导出口8，导出口8内有转向环205，后部圆锥体801占据后部负压区空间，外壳2和内壳3之间有流体通道4，与导入口和导出口前后相通，外壳2上有至少一个导入口701与流体通道相通。

当弹头1发射后在空中飞行时，前端流体墙和周围流体洞的流体经导入口7、701把流体导入流体通道4内，把行驶中的流体阻力减少，然后经过导出口8内的转向环205通过控制内环202上的对应槽204与外环201上的流体槽203相对应流体在导出口8内出现流体流量和流速严重不均衡而产生压力差出现按所需方向转弯，从导出口8喷出的流体瞬间填充后部负压区，使流体洞大负压区不能形成，炮弹或子弹运动速度因流体阻力减少而加快，同时射程更远。

另一实施例，如图23所示，炮弹或子弹在后部没有圆锥体801在导出口8内205为内为弹簧，外为活动片，通过控制和定时使弹簧弹出使活动片向外凸或向内凹，在导出口8周围因流体经过时流量和流速严重不均衡而出现压力差而转弯。也可在导出口8内设内凹或外凸的障碍物205，使导弹转弯，虽没有精确度，但转弯角度可确定，在巷战中大面积覆盖也能提高战斗力减少伤亡。

另一实施例，如图24所示，与以上实施例不同是没有转向环、导入口、导出口和流体通道。在后部设圆锥形的导流体801以占据后部负压区空间，以减少流体阻力，流体洞口封口的流体只能顺圆锥体的导流体801，从四周汇集到锥尖的流体交汇处802，后部小负压区减少或不能形成，流体洞大负压区任然存在，总的阻力减少，子弹速度提高，射程更远一些。

另一实施例，如图25所示，弹头1后部圆锥形为中空，导流体外壳801可为固定，使射程更远一些；也可为活动的，通过控制锥尖的流体交汇处801偏离中心线一定角度，从而通过控制子弹或炮弹按需要方向转向，这种控制方法较为简单实用，对现有炮弹和子弹外形改变不大，锥体801与弹头1的后部接触处为弧形803，方便椎体801在此处改变位置使锥尖偏离中心线，从而控制炮弹和子弹转向。

在流体中快速运动的运动体后部导流体外壳801为圆锥体外，还可为半圆形、碟面形、流线形、抛物面形等，既方便流体顺畅流过其表面，又占据了后部负压区空间，特别是流体洞的流体围绕壳体从上下左右在后部中间流体交汇点801交汇时，或上下流体在流体交汇线上交汇时，而不是离壳体后部一定距离流体洞口封口，形成后部负压区。很小的流体交汇点或交汇线就可避免形成后部负压区，提高运动速度。

Claims (7)

1.一种新型结构的飞行器，其特征在于它包括飞行器机体和机翼、发动机，在飞行器机体和机翼内，设置有相通的流体通道，在飞行器机翼上部设置气流导入口，在机体尾部设置气流导出口，发动机设置在气流导出口内，通过流体通道与机翼上部设置的气流导入口相通，所述流体通道包括所述机体外壳和内壳之间的第一流体通道，以及围绕机体和机体下部延长流体通过路径长度的第二流体通道；

所述的导入口和导出口内至少其中之一设有转向环，转向环为外环和内环，通过控制内环上的对应槽转动，与外环上的大小不同的流体槽对应，流体经过此处时，流量和流速经过的路径不同而产生压力差，使飞行器按需要角度转向。

2.如权利要求1所述的一种新型结构的飞行器，其特征在于：所述流体导入口内设有能开、闭合控制角度变化的流体控制器。

3.根据权利要求1所述的一种新型结构的飞行器，其特征在于：所述用动力或惯性推动的飞行器的机体后部设有流体交汇处的导流体以占据后部负压区，对交汇处控制使其偏离中心线，从而控制飞行器转向。

4.如权利要求1所述的一种新型结构的飞行器，其特征在于所述的飞行器机体尾部，设置有发动机。

5.如权利要求1所述的一种新型结构的飞行器，其特征在于所述的飞行器的左右两侧的机翼相连接，为圆形、半圆形、椭圆形、长方形、正方形或弧形，形成机翼相连的环翼飞机。

6.如权利要求1所述的一种新型结构的飞行器，其特征在于所述的飞行器为圆形、半圆形、椭圆形或三角形。

7.如权利要求1所述的一种新型的飞行器，其特征在于：所述的飞行器机体内设置中空的软性材料，机体内充气。

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