CN101941522B - 飞行设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行设备，所述设备包括设备主体、位于设备主体上的封闭内壳、以及位于内壳之外的外壳，所述内壳和外壳之间设有空气通道；位于设备主体上部的所述外壳部分包括多个扰流板，各个所述扰流板之间或扰流板本身设有内外相通的导入口和导出口，所述空气通道分别与所述导入口和导出口相通；所述扰流板外表面流体经过的表面路径比对应区域扰流板内表面的空气通道内的空气路径长，将所述空气通道内流速慢而产生的高压力区，从所述导出口转移到外壳外流速快产生的低压区；所述机翼上部的外壳部分流体经过的表面路径比机翼下部的外壳部分在飞行方向上表面路径长。本发明可以提高飞行设备的速度，并且节约能源。

Description

飞行设备

技术领域

本发明涉及一种机动装置，尤其涉及一种产生更大的升力来源和更节能的飞行设备。

背景技术

自从飞行器出现，已有一百多年，机翼因上下表面流体经过的路径不同，流速不同而产生压力差，从而产生升力，百年来机翼作为唯一的升力来源，从理论和实践中并没什么变化。

现有技术飞行器快速行驶时，都不可避免地被周围厚厚的流体包裹着，由于飞行器的长度相对其直径较长，流体向内的压力，紧裹四周从头流到尾，带来很大的摩擦力，速度越快，压力越大，摩擦力也越大，流体阻力也就越大。目前多采用流线形的壳体来减少流体阻力，但效果不明显。

迄今为止，以上流体阻力还是飞行器行驶中的最大能源消耗，所以有必要进行改进，达到提高速度，节约能源的目的。

发明内容

本发明主要解决的技术问题是提供一种具备新升力来源的飞行器，在产生升力的过程中还大大减少流体阻力，由此将产生一种全新的、具有更大升力来源、更好运动效率和节能效果的飞行设备。

为解决上述技术问题，本发明采用的一个技术方案是：提供一种飞行设备，包括：设备主体、位于设备主体上的封闭内壳、以及位于内壳之外的外壳，所述内壳和外壳之间设有空气通道；位于设备主体上部的所述外壳部分包括多个扰流板，各个所述扰流板之间或扰流板本身设有内外相通的导入口和导出口，所述空气通道分别与所述导入口和导出口相通；所述扰流板外表面流体经过的表面路径比对应区域扰流板内表面的空气通道内的空气路径长，使经过所述外表面路径的空气的流速快于所述空气通道内空气的流速，将所述空气通道内流速慢而产生的高压力区，从所述导出口转移到外壳外流速快产生的低压区。

其中，所述外壳是多个平铺的外表面为弧形内表面为平面的扰流板，所述导入口和导出口位于所述扰流板的侧边，并且所述扰流板上也设有与所述空气通道相通的所述导出口。

其中，所述外壳包括多个扰流板，所述扰流板的外表面为弧形，内表面为平面，所述多个扰流板自飞行设备尾部至头部逐片部分叠置覆盖内壳。

其中，所述的外壳与至少一个扰流板相连接形成扰流层，所述的扰流层上有与空气通道相通的导入口和导出口。

其中，所述扰流板之间设有控制导入口或导出口大小或开闭的控制机构，或者设有控制导入口或导出口大小或开闭的控制机构。

其中，所述扰流板为方形、六边形、圆形、椭圆形、羽毛形、鱼鳞形等或上述几种几何形状组合成的图案，所述扰流板材料为塑料、碳纤维、玻璃、玻璃纤维或金属。

其中，所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面；所述机翼上部的外壳部分流体经过的表面路径比机翼下部的外壳部分在飞行方向上表面路径长。

其中，包括位于机身尾部或底部的发动机，所述机翼上扰流板侧边的导入口通过所述空气通道连通所述发动机的吸入口。

其中，所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面和机身上表面。

其中，所述飞行设备是飞碟，所述飞碟外壳与内壳之间设有所述空气通道，所述飞碟底部设有发动机，所述外壳上设有多个中空的所述扰流板，所述扰流板外表面上设有可控制开关的导入口与空气通道相通，所述空气通道与飞碟底部发动机的吸气一端相通，所述发动机喷气一端与可控制开或关的喷出口相通，所述喷出口后面设有转向头，通过控制转向头使各喷出口按需要方向喷出。

其中，所述飞行设备为炮弹或子弹，所述炮弹或子弹后部设有控制装置，所述控制装置前部与炮弹或子弹的后部为活动链接，所述控制装置后部通过控制产生角度变化。

本发明的有益效果是：对百年来飞行器机翼上下表面流体经过的路径相差不大，所以产生升力有限，以及克服流体阻力是飞行器最大能源消耗的问题，本发明提出：

1、传统机翼只能在流体经过其上下表面时，所经过的路径不同出现压力差而产生升力，而绝不会在流体没有到达后部之前，即经过机翼的上下表面的过程中产生升力。

本发明中，当流体经过机翼上表面的过程中，经过每一个扰流板时，因内外表面流体经过的路径不同，在该处产生压力差，而产生升力，从而在流体还没有到达后部之前，已在整个机翼上表面产生升力。

2、传统机翼在流体经过其上下表面时，流体产生向内的压力使机翼上下表面同时产生流体同壳体的摩擦力，速度越快，压力和摩擦力越大，能耗越高，升力也有限。

本发明中，当流体经过机翼上表面的每一个扰流板时，在机翼上表面形成压力差转移区，空气通道内流速慢产生的高气压区，必然向流速快产生的低气压区转移，使流体压力及摩擦力大大减少，所以机翼上表面扰流板上下表面产生的压力差不但减少流体阻力，同时也产生了升力，与此同时，机翼的下表面因流体产生向内的压力而推动机翼向上运动，所以整个机翼在流体还没到达后部之前已通过减少流体阻力来提高了升力。

3、进一步，机翼上表面设扰流板，扰流板的上表面有多个导入口与发动机相通，在发动机强大的吸力状态中，上表面流速远大于自然状态中其下表面流速，扰流板的上下表面之间产生巨大压力差，在流体还未到达机翼后部时就第一次产生很大升力。当流体经不同路径的机翼上下表面同时到达后部，因上表面流速在动力作用下，远大于下表面在自然状态中的流速，机翼上下表面产生极大压力差，在第一次升力基础上又第二次产生更大升力。

4、本发明中，流体经过机翼上表面的每一个弧面形扰流板时，路径变长，流体从每一个导入口进，又从另一个导出口出，进进出出后，流体经过的路径又变长，当机翼的上下表面经过不同的路径后同时到达后部时，产生的压力差就很大，远大于传统机翼产生的压力差，自然产生的升力也远远大于传统机翼。

5、传统飞行设备中，机翼是产生升力的唯一来源，机身仅是运载空间，本发明中，机身和机翼浑然一体形成一个大机翼，其面积比传统机翼大若干倍，机翼越大，升力越大，大机翼的上下表面形成很大压力差，从而产生更大的升力。

6、鸟儿的羽毛结构，经亿年的进化，用很少的能耗，就能实现远距离飞行，羽毛在空中的开合，使流体顺羽毛状的内外层流过，产生的压力差，使流体阻力大大减少，同时灵活性大大提高。目前还没有一种飞行设备能达到鸟儿一样灵活和节能，所以模仿鸟儿羽毛的功能，对减少流体阻力，提高灵活性，节约能耗都有很好的借鉴作用。

7、自从飞机出现百年来，机翼是模仿飞鸟翅膀而得来，但又不能模仿飞鸟挥动翅膀来飞行，只能采用固定翼的方式，巨大的平面机翼大大增加了飞行设备的面积和体积，流体阻力大大增加，能耗也大大增加。本发明中，各扰流板覆盖飞机上半部，扰流板上表面为弧形，下表面为平面，上下表面产生压力差而产生升力。与传统机翼的原理和结构一样，只不过把一对大机翼换为若干小机翼，这种改变对未来飞行设备的发展将是深远的。因为把机身和机翼的概念合二为一，整个飞行设备就是一个机身，也可说是一个大机翼，流体经过上半部每个扰流板，因上下表面路径不同而产生压力差而产生升力，这是第一次产生升力，这种升力是在流体没有到达后部之前产生的，可以理解为每个小机翼(扰流板)在过程中产生，当流体经过大机翼上下表面到达后部时，因上下表面流体经过的路径差别很大，压力差也很大，所以升力很大，这是第二次产生升力。

8、流体阻力，它紧紧包裹在运动装置的四周从头流到尾，侧力产生向内的压力大面积覆盖在壳体上，运动速度越快，压力越大，流体包裹壳体从头流向尾部产生的摩擦力也越大，对较长机身的运动装置，其产生的阻力甚至大于前方的正向流体阻力，目前的技术采用流线型的壳体来减少流体阻力但效果不明显。

本发明提出，多个外表面为抛物面、内表面为平面的扰流板覆盖运动装置四周壳体，每个扰流板有导入口和导出口，当流体经过时，扰流板的内外表面因流体经过时的流速不同而产生压力差，内表面慢于外表面的流体流速、必然会把内表面流速慢产生的高压区向外表面流速快产生的低压区转移，当流体经过多个扰流板流过后，在整个壳体上的内表面产生的高压区都向外表面低压区转移，侧向流体阻力产生的向内的压力大大减小，流体与壳体产生的摩擦力也大大减小。

9、进一步，多个外表面为弧形，内表面为平面的扰流板从后向前依次部分覆盖，从而形成铠甲型的覆盖面，扰流板的内表面与外壳之间形成的空气通道，并不封闭的两扰流板之间的覆盖交接外，为导入口和导出口，当流体经过时，各扰流板内表面为平面和外表面为弧面之间产生压力差，从而空气通道的低流速产生的高压力区必然向外表面的高流速低压力区转移，使流体压力产生的摩擦力大大减小。把扰流板改变为羽毛板，因为鸟儿经亿万年进化，羽毛是减少流体阻力的最好方式。

附图说明

图1是本发明飞行设备第一实施例的侧面示意图；

图2是图1中A-A线的剖视图；

图3是本发明飞行设备第二实施例的正面示意图；

图4是本发明飞行设备第三实施例的侧面示意图；

图5是本发明飞行设备第四实施例的侧面示意图；

图6是本发明飞行设备第五实施例侧面的示意图；

图7是本发明飞行设备第六实施例侧面的示意图；

图8是图6中扰流板的排列示意图；

图9是图6中A-A方向的剖视图；

图10是本发明飞行设备第七实施例的结构示意图；

图11是本发明飞行设备第八实施例的侧面示意图；

图12是本发明飞行设备第九实施例的侧面示意图；

图13是本发明飞行设备第十实施例侧面示意图；

图14是本发明飞行设备第十一实施例的侧面示意图；

图15是本发明飞行设备第十一实施例侧面示意图；

图16是本发明飞行设备第十二实施例的侧面示意图。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图详予说明。

本发明要解决的技术问题是：

流体经过机翼上下表面不同路径而能同时到达后部，由此产生压力差而产生升力，在流体未到达后部之前的过程中，绝不可能产生升力。本发明提出，在流体经过机翼或机身上下表面的过程中，就第一次产生升力；流体同时到达后部时，因上下表面路径相差很大而产生很大压力差而第二次产生很大升力；进一步，在动力作用下，机翼的上下表面产生更大的压力差而产生更大升力。

飞行设备在快速运动时四周流体产生向内的压力，通过机身和机翼的空气通道内经过的流体流速慢于外表面经过的流体，于是在内产生的高压力区，从与之相通的导入口和导出口转移到外壳及四周流体上流速快产生的低压区，流体阻力大大减少，与此同时由内部把高压区向外部低压区转移过程中，已在机身和机翼大面积产生升力，同时还减少流体阻力，所以本发明提供一种高速度、低能耗的飞行设备。

所以，本发明针对现有技术长久以来无法解决的技术问题提出理论创新，把飞行设备四周向内的压力通过压力差转移向外，这是提高速度，降低能耗的关键所在。为此，在本专利文件中，适合一切飞行设备提高速度、降低能耗的技术方案被提出。

其中一个主要技术方案是：本发明飞行设备实施例包括设备主体、位于设备主体上的封闭内壳、以及位于内壳之外的外壳，所述内壳和外壳之间设有空气通道；

位于设备主体上部的所述外壳部分包括多个扰流板，各个所述扰流板之间或扰流板本身设有内外相通的导入口和导出口，所述空气通道分别与所述导入口和导出口相通；这里，所述空气通道可以仅仅由所述导入口和导出口以及它们之间的内外壳之间空间构成，也可以是较长的，如环绕设备主体，或从设备主体头部至尾部；

所述扰流板外表面流体经过的表面路径比对应区域扰流板内表面的空气通道内的空气路径长，使经过所述外表面路径的空气的流速快于所述空气通道内空气的流速，将所述空气通道内流速慢而产生的高压力区，从所述导出口转移到外壳外流速快产生的低压区；

所述机翼上部的外壳部分流体经过的表面路径比机翼下部的外壳部分在飞行方向上表面路径长。

为使经过所述外表面路径的空气的流速快于所述空气通道内空气的流速，有多种设计，比如：

1)所述外壳是多个平铺的外表面为弧形内表面为平面的扰流板，所述导入口和导出口位于所述扰流板的侧边，并且所述扰流板上也设有与所述空气通道相通的所述导出口；或

2)所述外壳包括多个扰流板，所述扰流板的外表面为弧形，内表面为平面，所述多个扰流板自飞行设备尾部至头部逐片部分叠置覆盖内壳。

其中，所述的外壳与至少一个扰流板相连接形成扰流层，所述的扰流层上有与空气通道相通的导入口和导出口。

为便于控制经过外壳外表面的所述表面路径的空气流速和所述空气通道内的流速，所述扰流板之间设有控制导入口或导出口大小或开闭的控制机构，或者设有控制导入口或导出口大小或开闭的控制机构。

本发明所述扰流板可以是羽毛状、鱼鳞状或其他形状。

所述扰流板为方形、六边形、圆形、椭圆形、羽毛形、鱼鳞形等或上述几种几何形状组合成的图案，导入和导出口在其四周，所述扰流板材料为塑料、碳纤维、玻璃、玻璃纤维或金属。

所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面。当然，所述扰流板也可以仅设置于机身上，或者设置于机翼和机身上表面，以产生较大的升力来源。

为进一步增加升力，包括位于机身尾部或底部的发动机，所述机翼上扰流板的导入口通过所述空气通道连通所述发动机的吸入口。

为进一步增加升力，所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面和机身上表面，或环绕机身四周。

所述扰流板为环形，各环形扰流板连接成形成围绕机身四周的扰流层。

为方便飞行设备的压力向外转移，所述导入口和导出口设在迎风面相反方向，与设备主体主轴之间的角度小于90°。

对于垂直升降的飞行器，本发明也是适用的。比如，所述飞行设备是飞碟，所述飞碟外壳与内壳之间设有所述空气通道，所述飞碟底部设有发动机，所述外壳上设有多个中空的所述扰流板，所述扰流板外表面上设有可控制开关的导入口与空气通道相通，所述空气通道与飞碟底部发动机的吸气一端相通，所述发动机喷气一端与可控制开或关的喷出口相通，所述喷出口后面设有转向头，通过控制转向头使各喷出口按需要方向喷出。

对于一些依靠惯性飞行的物体，本发明也是适用的。比如，所述飞行设备为炮弹或子弹，所述炮弹或子弹后部设有控制装置，所述控制装置前部与炮弹或子弹的后部为活动链接，所述控制装置后部通过控制产生角度变化。

本发明所称飞行设备，是一切在空中飞行的装置，包括飞机、导弹、子弹、航天器、火箭等。

本发明要解决的其中一个技术问题是，飞行器在快速运动时四周侧向空气产生向内的压力，通过空气通道内经过的流速慢产生的高压力区，从所述的导入口和导出口转移到外壳上流速快产生的低压区。通过扰流板内外表面为弧形和平面产生的压力差，由内表面高压区向外表面低压区转移，在飞行器周围形成压力差转移区，这种压力差转移区在飞行器的机身和机翼上产生升力来源，同时减少流体阻力产生的压力和摩擦力，提供一种高速度、低能耗、更大升力的飞行设备。

如图1、图2所示，在飞机上半部的外壳由多个扰流板2组成，与封闭内壳3之间一定距离为空气通道4，多个扰流板2彼此相隔一定距离排列，扰流板2外表面201为弧面，内表面202为平面，扰流板2前边为导入口7，后边为导出口5。

由于飞行设备四周流体与空气通道内的流体的运动方向都为平行，不利于把扰流板产生的压力差更多的向外转移，所以各导入导出口开口角度在流体运动的相反方向，以小于90角度°，便于把扰流板内外表面产生压力差向外转移。

扰流板2前边为导入口7，在此、扰流板2的上下表面相交汇处204的边缘为弧形，便于把流体导入空气通道4，扰流板2后边为导出口5，在此、扰流板2的上下表面交汇处203的上表面边缘为弧面，便于流体经过，扰流板2的下表面边缘为小于90°的斜面或弧面。

图2右边扰流板2中间为多个小于90°角度的上下弧形连接的圆孔502，便于把更多压力差向外导出。所有导入导出口都在迎风面相反方向，从图2可见，两个扰流板2之间的导入导出口共同形成的通道，在迎风面相反方向以小于90°角度方便把流体压力从此处导出。其目的不是为了把流体大量导入，而是把空气通道4内的流体导出，更重要的是把其内低流速产生的高气压从小于90°角度的导出口向外低压力区转移。两种扰流板可选其一，还可用其他容易把压力差向外导出的形状。

总之，通过合理设计扰流板2的内表面202与内壳3之间的距离，以及扰流板2内外表面路径的差异，把更多的流体压力向外转移。

发动机8工作时，飞机飞行，流体从上半部机身各扰流板2的外表面201和内表面202经过时，从导入口7经过内表面202为平面的空气通道4内，与内表面202和内壳3产生摩擦，所以流速变慢，再从导出口5、501流体排出，由此多个扰流板2内外表面流体经过路径不同产生很大的压力差，使上半部机身上扰流板2的内表面202所在空气通道4内必然把流速慢产生的高气压区通过各导入导出口向整个外表面201因流速快产生的低气压区转移，内外表面之间产生很大压力差。由此在扰流板2周围形成升力，当流体经过若干扰流板2后，在机身上半部形成压力差转移区，此时机身上下部经过的流体还没到达后部之前，就在上半部机身上产生升力，此时机身下半部流体对内产生的压力，就推动机身下半部向上运动，这就第一次产生升力，然后当流体经机身上下部不同路径又同时到达后部时，因流体从上半部机身多个扰流板2经过，路径变长，又因为流体从多个导入口进，导出口出，进进出出很多次，路径又变长，使机身上半部和下半部之间形成很大压力差又第二次在第一次的基础上产生更大升力；此时由于机身和机翼共同形成较大机翼，机翼越大，升力越大，比传统飞机产生更大升力，同时又节约更多能源。

飞机在飞行时，通常四周流体如巨蟒一样，从头到尾紧紧缠住飞机，速度越快，四周的压力越高，飞机从紧裹的如流体形成的巨蟒中间通过，产生很大的摩擦力，所以流体阻力迄今为止是飞机最大的能量消耗，若能减少一分流体阻力，就能加快一分的速度和减少一分能耗。此时，因为多个扰流板2覆盖飞机上半部分，流体向内的压力产生的与壳体之间的摩擦力，因各扰流板2的内外表面产生压力差，必然内表面202把空气通道4的高压力区向外表面201的低压力区转移时，在机身上半部形成压力差转移区，碰到四周流体大约等同于飞机速度产生的向内的压力，两个方向不同压力大约相同的压力撞在一起，压力就相互抵消，至少部分抵消(空气通道中流体，其流速大约等同或慢于飞机速度)，使流体向内的压力大大减少，所以扰流板2的外流体经过时产生的压力和摩擦了也大大减少，飞机所承受的流体阻力也减少。本发明中，每个扰流板2前面为导入口7后面为导出口5，流体经过每个很短扰流板的内外表面时，流过距离短、时间短，又因为四周流体向内的压力大大减少，机身上半部流体与扰流板2之间的摩擦力也大大减少，而同时机身下半部的流体向内的压力，又形成推动机身向上运动，即产生升力，同时流体阻力大大减少，比传统飞机流体紧缠四周从头流到尾产生的压力和摩擦力不能同日而语，所以流体与壳体产生的摩擦力也大大减少。

与此同时，当流体经过机身上部的扰流板2时，因扰流板2的上下表面流体经过的路径不同而产生压力差，从而产生升力，在此过程中，内表面的低流速产生的高气压区必然向外表面的高流速、高气压区转移，使四周流体向内产生的压力减少，摩擦力减少，自然流体阻力也减少。使飞机效率提高，运载量提高，速度提高，能耗降低。

把机身作为升力的一部分，在飞机上半部机身覆盖扰流板2，当流体经过机身时，在扰流板2的内外表面之间，产生压力差，而同时机身下半部的流体向内的压力，又推动机身向上运动，即产生升力，这种状态是在流体经过机身的过程中第一次产生升力；又因为流体经过飞机机身上下部之间路径很大，流体在后部同时到达后，飞机上下部之间路径差异很大而产生很大压力差、在第一次产生升力的基础上第二次又产生更大升力，此时，机身已作为升力的一部分，整个飞机的机身和机翼形成的大机翼，大机翼上下部之间产生的压力差，从而产生的升力，因为大机翼的表面积比传统机翼大得多，机翼越大升力越大，大机翼上下表面压力差越大，升力越大，所以比传统机翼产生升力大得多，所以使飞机升力大大提高。

综上所述，自从飞机出现100多年来，机翼的唯一功能是产生升力，机身的唯一功能是运载空间，机翼上下表面流体必须同时到达后部才能产生升力，四周的流体阻力只能通过更大的能耗才能克服，本发明中不但机身是运载空间，同时还二次产生升力成为主要升力来源，与机翼一齐共同形成更大的升力来源，多个扰流板形成的压力差转移区在产生升力的同时，使流体阻力大大减少。

实施例2

如图1-3所示，与实施例1不同是，在机翼6上表面增加一层由多个扰流板形成的扰流层601，与机翼6的上表面之间形成空气通道401，与扰流板2前边为条形导入口701，后边为条形导入口501相通，扰流板2的外表面201为弧面，内表面202为平面，当流体经过扰流层601时，流体从导入口701导入经空气通道401经平面的内表面202再从导出口501导出，流体经若干扰流板2后，每个扰流板2内外表面因路径不同而产生压力差，从而空气通道401通过均布的导入导出口，把其内低流速产生高气压区，从均布的导入导出口转移到为弧面的外表面201的高流速低气压区，这种把从内向外把高气压区向低气压区转移的过程，就是产生升力的过程，也是减少流体阻力的过程，所以扰流层601上的流体阻力大大减小。另外，由于各扰流板2宽度有限，前边为导入口701，后面为导入口501，流体经过时路径短，时间短，各导入导出口均布的把其内的高压力区向外的低压力区转移，所以流体层601的内外，因流体经过由压力产生的摩擦力大大减少。当流体经过机翼的上下表面同时到达后部时，因为流体经过机翼上表面多个扰流板路径变长，又因为流体从导入导出口进进出出，路径又变长，所以机翼上下表面路径差别很大，压力差也大，升力自然大。

传统飞机机翼因上表面弧形、下表面为平面，流体经过因路径不同，在后部同时到达出现压力差而产生升力，而流体同时到达后部之前，还不能产生升力；另外流体经过上下表面时，流体产生很大的向内的压力和摩擦力给机翼6带来很大的流体阻力。

而本实施例中，流体经过机翼6上部扰流层601每个扰流板2的上下表面201、202产生的压力差就在每个扰流板2的周围产生升力，同时，因机翼上部表面流体产生升力后流体阻力减小，下部表面流体向内的压力反而推动机翼2向上运动，流体经过若干扰流板2就在整个机翼的上部表面第一次形成升力，这种升力状态是在流体经过机翼6上下表面的过程中产生，然后当流体经过机翼6的上下部表面又同时到达后部时，流体经过上表面若干弧形扰流板2，路径增加，又因为流体从导入口701进、导出口501出，进进出出很多次，流体经过的路径又大大增加，所以上部表面流体经过的路径长，上下表面产生的压力差很大，所以在第一次升力基础上产生的第二次更大升力。另外流体从机翼6上下部表面经过时向内的压力很大，摩擦力也很大，此时上部表面各扰流板形成压力差转移区，通过各扰流板内外表面202产生的压力差把空气通道内的高压力区向整个外表面201转移时，产生升力，同时也把流体阻力也向外转移，流体阻力大大减少；此时，流体经过每个宽度有限的扰流板2内外时因压力减少，摩擦力也减少，而传统机翼的上表面承受很大的流体压力。同时，因上部表面流体阻力减小，下部表面流体向内的压力反而推动机翼向上运动，使升力提高。

导入口701和导出口501的形状可为圆孔形、条形、菱形、环形、羽毛形、椭圆形、多边形、方形等各种几何形状，如图6所示。

另一实施例，与上不同是，机身上半部没有空气通道和扰流板，设至少一个扰流板2与机翼上表面的外壳相连接形成扰流层601，导入口701导出口501与空气通道401相通，，对现有飞机进行改造也很简单方便，提高升力却非常明显。

另一实施例，如图1所示与以上不同是，扰流板2为圆环形，与内壳3之间一定距离形成的空气通道4环绕机身四周，扰流板2的内外表面产生的压力差，把其内的高压力区向外转移，使机身四周流体阻力大大减少。

扰流板在飞行设备的机翼上表面设置，还可以在机身的局部或整体设置。

实施例3

如图4所示，与实施例1不同是没有机翼，发动机8设在左右机身两侧，在后部设尾翼602来控制方向。

去掉机翼后，飞机体积就大大减少，阻力也就大大减少，多个环形扰流板2围绕机身上半部，因多个扰流板在机身上半部内外两层形成的表面积大于传统机翼，产生的升力也不小于普通飞机，更重要的是如巨蟒一样紧缠住机身的流体阻力产生的压力和摩擦力大大减少，使飞机运动速度提高，也更节能。尾翼602上表面也可设多个扰流板2。

实施例4

如图5所示，与实施例3不同是在前端两侧设前翼603，形成鸭式布局，只不过前后翼比传统飞机更小，与传统飞机一样，发动机801还是设在后部，进气涵道在下半部左右两侧或底部(未画)。

该飞机的机身和机翼同时产生升力，使飞机升力大大提高，运载量变大，流体阻力减少，同时能耗降低，飞行半径变大，飞行迎角在60°-70°度时，多个扰流板2形成内外两层流体层相互渗透，不会像流畅表面那样出现流体脱离机身而产生危险，从而使飞机的灵活机动性提高，战斗力提高。

另一实施例，与以上不同是扰流板2环绕机身四周。

另一实施例，与以上不同是，机翼大小与传统飞机一样，只在前后机翼的上表面设多个扰流板2。

实施例5

如图5所示，如图6所示，与实施例1和实施例2不同是，机身上的扰流板为环形扰流板2，把各环形扰流板2与外壳连接形成环围绕机身四周的扰流层，同样在机翼6上表面各扰流板2也与外壳连接形成扰流层，每个扰流板前边为导入口701，后边为导出口501，在机身的每个扰流板前设均布的圆形导入口7，在后边设均布的圆孔导出口5，在扰流板2上面设至少一个圆形导出口502，各导入导出口都与机身和机翼内的空气通道4、401相通。每个导入导出口的开孔在迎风面相反方向，角度小于90°，因为飞机飞行时四周流体压力使空气通道4、401内始终充满流体，所以各导入导出口并不是为了把大量流体导入，而是为了把流体导出以及便于把空气通道4、401内低流速产生的高压力区向外转移。扰流板2可以再机身局部设置，也可整体设置。

另一实施例，与以上不同是，环绕机身的环形扰流板2分为多段，每段扰流板2与另一段的连接处，有一定距离为导出口503，便于流体导出空气通道，环形扰流板2，分为多段，便于安装。

实施例6

如图3、图6-8所示，与实施例5不同是把扰流板换为羽毛扰流板2，均布在飞机机身四周和机翼上部表面，每排羽毛扰流板2如图7所示，每排羽毛扰流板2为一整体，左边固定在机壳上，右边部分覆盖另一排，羽毛扰流板2从后向前、逐层覆盖，从而覆盖机身四周和机翼上部表面。

每片羽毛板2的外表面201为弧面，内表面202为平面，如鸟儿羽毛的外表面中间高出，左右两侧若干羽毛分支的中间又略为高出，左右两边又缓缓向下，使每片羽毛表面形成流线形，流体从此经过时路径变长，每排羽毛板可用塑料、碳纤维、玻璃纤维或金属材料压制而成。在机身的内壳3与均布于机身上的羽毛板的内表面202之间距离，为空气通道4，在前排羽毛板部分覆盖后排羽毛板之间的交接处因为导入导出口504，流体在该处既可导入又可导出，均布于机翼6的上表面与羽毛扰流板内表面202之间为空气通道401，同样在前排羽毛扰流板部分覆盖后排羽毛各扰流板2之间的交接处因为导入导出口504，机身机翼通过导入导出口504把四周的流体分别导入和导出空气通道4、401。当飞机飞行时，在压力作用下空气通道4、401已充满流体，四周流体紧裹飞机给飞机带来巨大流体阻力。此时，通过导入导出口504把流体分别导入机身和机翼空气通道4、401内，由于在不宽的空气通道内的流体，与内壳3和为平面的内外表面202之间产生摩擦力，自然慢于大约等同于飞机速度的四周流体，更慢于外表面201上的流速。所以空气通道4、401因为慢流速产生高气压必然通过均布的各导入导出口504，向外同样均布的转移到整个飞机的外表面201上。遇到四周流体由外向内施加在整个机身和机翼外表面201上压力，两个方向相反的压力遇在一起，由于空气通道4、401内流体流速慢于四周流体，所以空气通道产生的高压力必然转移到四周流体的低压力区，低压力区抵消后，至少部分抵消后使机身四周和机翼上部的流体压力大大减少。对机翼而言，机翼的上部表面路径变长与下部表面产生巨大压力差而产生更大升力(机身也可只在上半部覆盖羽毛扰流板，使上下部产生压力差)，这种对机翼产生的升力来源，与传统机翼不同是，当流体经过机翼上下表面的不同路径而同时到达后部之前，流体经过机翼上部表面的每片羽毛扰流板的上下表面时产生的压力差就在该处产生升力，当流体经过若干羽毛扰流板时，上下表面201、202形成的压力差已在机翼上部表面形成很大升力，此时机翼上部表面把高压区向外转移时，而下部表面流体向内的压力必然推动机翼向上升，这种机翼上部表面产生升力，下部表面为压力推动区的状态，为第一次产生的升力，比现有机翼结构更合理，升力更大，而传统机翼在这种状态中根本不可能产生升力；然后经过机翼上下部表面的流体同时在后部到达时，传统机翼此时才能产生升力，但实施例中，当流体经过机翼上部表面的每片弧形的羽毛扰流板外表面201时，经过时路径变长，而流体从各导入导出口504进入又导出，经过的路径又变长，当机翼的上下部表面经过的路径不同而同时到达后部时，流体在上部表面经过的路径比传统机翼更长，所以在第一次产生升力的基础上，使第二次在机翼上下部表面产生的压力差更大，升力更大。另外，在机身和机翼上部表面各羽毛扰流板内外表面形成压力差从而在机身周围和机翼上表面形成压力差转移区，把流体阻力向外转移，而传统飞机的机身和机翼上部承受很大的流体压力；所以本发明的飞机流体阻力减小，能耗减小，升力提高。经本人观察，这就是为什么鸟儿经亿万年进化全身和翅膀上覆盖的羽毛，使鸟儿用很少的能耗而能做很长距离飞行的原因所在，也是飞行器是否减少能耗，提高速度的原因所在。

另一实施例，如图7-8所示，每排羽毛扰流板左边用可限位活动的合页类似的装置203’连接，固定在内壳3上，通过控制，每排羽毛扰流板右边可限位活动，从而机身四周及机翼上部表面的各部分羽毛扰流板，根据需要控制右边在一定范围内活动，模仿鸟儿身上和翅膀上的羽毛开合，或不同部位的羽毛开合，以适应不同飞行状态的功能需要，使飞机灵活性大大提高。

另一实施例，如图7所示，与以上不同是，每片羽毛左右两侧为若干分支，每个分支左右两侧为细小的缝隙为导入导出口505，导入导出口504、505更容易使空气通道内的高气压区更均布的向飞机外四周低气压区转移，这样又使飞机的流体阻力进一步减少。

鸟儿的羽毛结构，经亿年的进化，用很少的能耗，就能实现远距离飞行，羽毛在空中的开合，使流体顺羽毛状的内外层流过，产生的压力差，使流体阻力大大减少，同时灵活性大大提高。目前还没有一种飞行设备能达到鸟儿一样灵活和节能，所以模仿鸟儿羽毛的功能，对减少流体阻力，提高灵活性，节约能耗都有很好的借鉴。

实施例7

如图9所示，一种飞碟，由上下两个蝶形盘相扣而成，在上半部101有外壳301和内壳3之间为空气通道4，环绕上半部壳体，在其中间设导管104与下半部102的底部设喷气发动机801相通，喷气发动机801又与前后左右的喷出口802、803、804、805(805未画)及底部喷出口806相通，前后左右各喷出口后面都设有转向头807，通过控制使喷出口按需要方向喷出，在上半部101的外壳301上面有多个中空的扰流板2完全覆盖上半部101，中空扰流板外表面201为弧形，内表面202为平面，之间为中空的空气通道402，每个扰流板通过多个导气管103与空气通道4相通，外表面201设多个导入口702又与空气通道402相通，扰流板2的内表面202与外壳301之间为空气通道401，每个扰流板2前面为导入口7，后面有导出口5与空气通道401相通。导入口702上设有可控制开、关及导气角度变化的控制门703。

当喷气发动机801工作，巨大的吸力通过每个扰流板外表面201设的多个导入口702把外界流体高速吸入其内的空气通道402，经多个导气管103进入空气通道4内，再经导管104经发动机801后，从喷出口802、803、804、805、806高速喷出，其中喷出口802、803、804、805的转向头807转向地面，此时由于上半部101覆盖的多个扰流板2，外表面201上均布的导入口702使上表面各导入口702附近及周围大量流体高速吸入，使外表面201的壳体上流速很快，与自然状态中经过的内表面202形成很大的压力差；当流体从导入口7进入空气通道401，经扰流板的内表面202，再从导出口5把流体排出，经若干内表面202后每个弧形的外表面201与平面的内表面202形成很大的压力差，而产生很大的升力，从而空气通道401内流体流速慢于弧形的外表面201在动力作用下的流体流速，产生巨大的压力差而产生很大升力，从而使上半部壳体101和下半部壳体102之间产生巨大压力差而产生很大升力，此时在此状态中不需要很大推动力就能推动运动体垂直上升，所以飞碟在底部各喷气发动机801的喷出口喷出的流体很容易推动飞碟垂直上升，因上升速度很快，在空中，通过控制只开启所需方向的喷出口，推动飞碟按所需方向飞行。

目前，任何在流体中快速运动的运动体，四周紧裹的流体压力产生巨大的摩擦力，使运动体要耗费大部分能源来克服流体阻力，在本实施例中，由于上半部101各扰流板的外表面201为弧形，内表面202为平面，流体经过时产生压力差，又因为外表面201各导入口702，在发动机强大吸力状态中，流速极高，所以与内表面202在自然状态中流速产生的压力差更大，当流体从扰流板的前边导入口7把流体导入导入空气通道401经内表面202为平面的经过后，又从导出口5把流体导出，经过若干扰流板后，空气通道401内经过的流体流速慢产生的高气压必然向外转移到外表面201由动力作用下流速快产生的低气压区，在飞碟上部形成压力差转移区，从而巨大的压力差使上部101产生第一次很大的升力，同时四周流体产生的向内的压力和摩擦力大大减少，由于发动机强大的吸力，在此状态中，流体经过稍微长一点路径，对流速没太大影响，但使上部101流体流速非常快，由此使飞碟上下部101、102之间，由动力产生的流速和自然状态中的流速产生更大的压力差，为第二次产生更大升力。

该实施例与其它实施例不同是，其它实施例为自然状态中流体从扰流板内外表面的空气通道经过后，把内表面为平面产生的低流速高气压区通过各导入导出口向为弧形的外表面低气压区转移，由此产生第一次升力；该实施例为在动力作用下扰流板的上表面的各导入口，与底部的发动机的吸气口相通，强大的吸力使整个扰流板的上下表面产生巨大的压力差，产生第一次很大的升力；然后当飞碟上部扰流板外表面201的各导入口，在发动机极强吸力作用下使整个上部101流速都极快时，从而使飞碟下部102在自然状态中的流速形成上下部101、102之间产生更大压力差，从而第二次产生更大升力，所以该实施例在动力作用下，产生的压力差更大，所以产生的升力更大。

第一次产生升力是扰流板的上表面在动力作用下，与下表面在自然状态中，使扰流板2上下表面之间产生压力差而产生；

第二次产生升力是飞碟的上部在动力作用下，与下部在自然状态中飞碟上下部之间产生巨大压力差而产生。

如飞碟需要转向，通过控制门703关闭左前方部分导入口701，由于壳体上形成压力差使飞碟左转。同理，飞碟右转、上升、下降都很简单可靠并且很容易操作。

另一实施例，与上不同是，在飞碟下部壳体102上，设多个导入口702及相对应的控制门703，与上下部空气通道4相通，还可去掉中间导管104，发动机801的吸气口直接与环绕飞碟四周的空气通道4相通。

实施例8

如图10所示，与实施例9不同是飞机的机身四周和机翼上表面外壳301和内壳3之间为空气通道4，空气通道4与后部的发动机801的吸气口相通，空气通道4的四周有多个导气管103与对应的覆盖机身和机翼上表面外壳四周的中空扰流板2内的空气通道402相通，扰流板为弧面的外表面201有多个导入口702与空气通道402相通，扰流板的内表面202与外壳301之间一定距离为空气通道401，扰流板2的前边为导入口7，把流体导入空气通道401内，其后边为导出口5，把流体导出空气通道。

当飞机飞行时，喷气发动机强大的吸力，从机身和机翼上表面均布的导入口702上，把流体高速吸入空气通道402内，经导气管103、空气通道4从喷气发动机801喷出，推动飞机运动。此时机身四周及机翼上的扰流板2的外表面201的各导入口702，把流体高速吸入后，使每个扰流板的外表面201与内表面202之间因流速差异太大而产生很大压力差而产生很大的升力。从而在机身和机翼上表面形成压力差转移区，不但产生升力，而且流体阻力大大减少。此时，流体从导入口7经过下表面203的平面的空气通道401，又从导出口5排出，流体经若干扰流板的上下表面后部产生压力差而产生很大升力，此时机翼下表面流体向内的压力推动飞机向上，这种第一次产生的升力，是在流体没到达后部之前就在机身四周和机翼上表面每经一个扰流板就在局部产生升力，流体经过若干个扰流板后就在机翼上部表面逐步形成整体升力，然后，当流体在机身和机翼后部因路径不同而同时到达时，流体经过各个扰流板弧形上表面时，路径变长，又因为流体从导入口7进入空气通道401后从导出口5排出，出出进进路径又变长，机翼上下部表面因路径相差很大，远大于传统机翼上下表面之间路径的差异，所以压力差变大，升力自然变大。更重要的是，在发动机强大的吸力作用下，如果上部表面流速比传统机翼快一倍，机翼上下部之间产生压力差就增加一倍升力，快10倍就增加10倍升力甚至更多，而发动机转速可控制，升力大小也可控制，这种升力状态很容易办到，而且显而易见。所以在第一次产生升力的基础上产生第二次升力，飞机升力得到大大提高，同时飞机四周扰流板上下表面产生的压力差，在飞机四周形成压力差转移区使四周流体阻力减少。

机翼升力提高，飞机四周流体阻力减少，自然运载能力提高，速度提高，机动灵活性提高，同时能耗降低。

另一实施例，与以上不同是，扰流板只覆盖机身上半部，使机身上下部之间产生压力差而产生升力，此时机身和机翼形成大机翼，大机翼上下部产生的压力差使飞机升力更大。特别是飞机起飞时，整个大机翼的上下部产生巨大压力差，从而产生升力，飞机在很短起跑后就可起飞。

另一实施例，与上不同是，把实施例7的图9中，发动机801及各喷出口的结构，安装在飞机底部中间，发动机801的吸气口与空气通道4相通，强大的吸力使机身上半部及机翼上表面流速加快，扰流板上下表面产生第一次升力，及飞机上部与对应的下部表面形成巨大的压力差，产生第二次升力。在此状态中，飞机很容易垂直升降，传统垂直升降飞机，以巨大能耗为代价，本发明以二次产生升力为前提垂直升降，从理论和装置都不同于现在的飞机，并为该类飞机的发展开辟了一个新的方向。

实施例9

如图11所示，一种导弹，导弹的壳体由环形扰流板2和内壳3之间一定距离为空气通道4，各导入口7在扰流板前，导出口5在扰流板后，扰流板2上面至少有一个圆形的导出口502，各导入导出口与空气通道4相通，扰流板2的外表面201为弧形，内表面202为平面，当导弹飞行时，流体从导入口7进入，由内表面202和内壳3形成的空气通道4，再从导出口5、502排出，流体经过若干扰流板后，空气通道4内的低流速高气压，必须从各导出口5、502均布的转移到整个外表面201上，四周流体产生的压力和摩擦力大大减少，流体阻力减少，导弹飞行速度提高，同时能耗降低。

本发明中的环形扰流板与四周流体产生很大的压力差，会产生很大的升力，同时流体阻力大大减少。

另一实施例，与以上不同是，导弹后部发动机801与各导入导出口和空气通道4相通，在发动机801强大的吸力状态中个导入导出口统统变为导入口把其四周流体高速吸入，使导弹四周形成相对负压区，后部发动机8把吸入的流体高速喷出形成正向动力区，使导弹在较为理想的流体分布状态中行驶。

另一实施例，与以上不同是导弹的上半部有半圆形扰流板覆盖，导弹的前端和后端不设扰流板(未画)，导弹飞行时，上半部与下半部产生很大压力差，从而产生升力。

另一实施例，与以上不同是导弹四周覆盖羽毛扰流板，如图7-8所示。

传统的导弹本身没有升力，通过强大的推动力来推动，通过很小的前后翼来控制方向和产生很小升力，同时流体阻力也非常大。本发明的导弹如飞机一样能两次产生很大升力，同时流体阻力大大减少，对各类导弹的速度及灵活性的提高，都有直接作用，同时能耗大大减少。

实施例10

如图12所示，与实施例9和实施例801不同是，导弹上半部覆盖多个中空扰流板2与空气通道4和后部发动机801的吸气一端相通，当导弹飞行时，发动机801强大的吸力使导弹上半部扰流板2各导入口702附近流体高速吸入，使上下表面201、202产生巨大压力差产生第一次升力，导弹的上半部与下半部因路径不同，以及上半部在动力状态与下半部在自然状态中的差异又产生更大的第二次升力。

另一实施例，与以上不同是多个扰流板2覆盖导弹四周，各扰流板外表面201的导入口702与空气通道4相通，通过控制门703对所需导入口702角度及开启、关闭的控制，由此产生压力差使导弹在空中升降转弯都方便，更快捷、灵活，因流体阻力减少，能耗减少，运动速度提高。

实施例11

如图13所示，一种炮弹，对依靠惯性飞行的炮弹或导弹，减少流体阻力使其飞行的速度更快，更远，若能使其产生升力，就如虎添翼，其产生的作用已超出子弹或炮弹的传统概念，使其战斗力大大提高。炮弹弹身1前部为弹头105，弹头105的外壳由至少一个扰流板2连接形成扰流层，和内壳3之间一定距离为空气通道4组成，扰流板2和外壳上设多个圆孔的导入导出口506，因与扰流板2的内表面和内壳3之间流体经过时产生摩擦，又因为扰流板内表面202为平面，外表面201为弧面，使空气通道4流速减慢，于是在弹头四周产生压力差转移区，使其流速变慢而产生的高气压区从均布的导入导出口506向外边四周流体产生的高流速的低气压区转移，与周围流体产生很大压力差从而产生升力，同时使流体阻力大大减少；还可扰流板和空气通道只在炮弹上半部设置，上下部之间产生压力差使炮弹产生升力，炮弹飞行速度和距离提高。

该实施例同样可用于子弹。

另一实施例，如图14所示，与以上不同是，空气通道4后部设导出口8，从导入口7导入的空气从导出口8喷出，瞬间填充弹头后部负压区，使弹头流体阻力减少，速度提高。

扰流板2可在弹头局部，也可为全部。

另一实施例，与以上不同是在弹头后部设圆锥形控制杆107，它的前半部为半圆形，后半部为锥尖形。控制杆设在弹头105的后部中心，圆锥形控制杆107的后部锥尖在中心轴上，内凹连接点106对应前部圆形形状，活动链接在弹头后部中心内凹连接点106上，圆锥体的控制杆107通过控制后可360°转动或上下左右移动，但不会脱离内凹连接点106内，通过对控制杆107锥尖角度的控制，从而实现炮弹和子弹转向。

另一实施例，与以上不同是，没有空气通道4和导出口5，与传统子弹一样，只在后部设控制杆107。

另一实施例，如图14所示，与以上不同是，在弹头后部设扰流板和空气通道4，空气通道4后部设导出口8，从导入口7导入的空气从导出口8喷出，瞬间填充弹头后部负压区，使弹头流体阻力减少，速度提高。

另一实施例，如图15所示，与上不同是，控制装置107为弹头后部的左右翼片，翼片上表面为弧面，下表面为平面，内凹在连接点106内，弹头发射时左右翼片瞬间弹出，与连接点106活动连接，通过控制装置107来控制左右翼片的角度变化，从而控制弹头转向。

该结构也可用于导弹。

连接点106还可为外凸形，如外凸的半圆形或圆锥形、弧形等，其形状可有效占据后部负压区体积，减少后部负压区阻力，控制装置107前边与连接点106为活动连接，后边还可为针形、弧形、叶片形等形状(未画)；控制装置还可为上表面为弧面下表面为平面的翼片形，左右内嵌在活动链接点106内(或上下左右内嵌在连接点106内)。发射时自动弹出，通过控制翼片角度变化从而产生转向。

扰流板2可在弹头局部，也可为全部。

该炮弹或子弹如飞机一样具有很好的升力(比传统的导弹更优越)，同时四周流体阻力大大减少，所以飞行速度快，飞行距离远。空中转向方便，这是一种最廉价的智能炮弹和子弹。

另一实施例，与以上不同是，没有空气通道4和导出口5，与传统子弹一样，只在后部设控制杆107。

该结构也可用于导弹。

实施例12

如图16所示，与实施例8不同是把飞机形状换为一种流线形的汽车形状，汽车后部发动机为小功率的涡扇发动机801，或小功率喷气发动机，或小功率螺旋桨。扰流板2覆盖汽车上部和两侧，在原玻璃的地方，对应用透明材料；在汽车底部设多个条形导入口701与空气通道4相通，各导入口7、701都可通过控制，使控制门703开启或关闭及角度调节，去掉原汽车的动力装置、底盘、传动装置，外壳用轻质坚固的材料如铝合金、或碳纤维、或玻璃钢等，这样一来，汽车的重量大大减轻，当汽车行驶时，在发动机801强大的吸力状态中中，使汽车上部及两侧的导入口7附近的流体高速吸入空气通道402内，经气管103进入空气通道4内，使扰流板2的弧形外表面202和平面的内表面202之间在动力的作用下产生很大的压力差，由此产生很大的升力，此时汽车底部导入口701通过控制门703关闭，流体在底部向内的压力作用下，使汽车向上运动。此时车上部及两侧产生升力，底部向上产生推力，汽车在流体经过的过程中就第一次产生升力，然后流体经过车体同时到达后部时，流体经过各扰流板2时路径又变长，流体从导入口7进入空气通道401，再从导出口5排出，进进出出多少次，路径又增加，所以流体经过车上部及两侧的路径远远大于车底部，特别是各导入口7及附近的流体在发动机强大的吸力状态中其流速远大于车底部经过的自然状态下流体流速。车上部及两侧与底部之间因流体流速不同，而产生巨大的压力差，在第一次升力的基础上第二次产生更大的升力，使本来就不重的汽车在很短的距离起跑后迅速上升，在空中飞行时，如汽车需要转向，通过控制门703关闭左前方部分导入口7，由于壳体形成压力差使车左转。同理，汽车右转、上升、下降都很简单可靠并且很容易操作。当然也可设活动的、在地面收回，在空中伸展的不大的尾翼来控制方向，这些都是很常用的方法。

汽车在地面行驶时，只开启车底部各导入口701，大量底部流体被吸入空气通道4内，使汽车附地力增加。通过控制，使汽车底部流速略快于或等于上部流速，升力阻力消除或大大减少，否则会因附地力太大增加能耗。

该实施例的汽车，不论在空中和地面运动时，在汽车上形成压力差转移区，因空气通道401内流速慢产生的高气压区，必然要向外表面201的高流速产生的低压力区转移，不但产生升力，而且使四周流体向内的压力减少，摩擦力减少，流体阻力也大大减少。

本实施例中没有传统的机翼，如一定要与机翼相比较，那么汽车上部及两侧为机翼的上表面，汽车底部为下表面，上下表面在动力作用下产生巨大压力差而产生很大的升力。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (11)

1.一种飞行设备，其特征在于，包括：

设备主体、位于设备主体上的封闭内壳、以及位于内壳之外的外壳，所述内壳和外壳之间设有空气通道；

位于设备主体上部的所述外壳部分包括多个扰流板，各个所述扰流板之间或扰流板本身设有内外相通的导入口和导出口，所述空气通道分别与所述导入口和导出口相通；

所述扰流板外表面流体经过的表面路径比对应区域扰流板内表面的空气通道内的空气路径长，使经过所述外表面路径的空气的流速快于所述空气通道内空气的流速，将所述空气通道内流速慢而产生的高压力区，从所述导出口转移到外壳外流速快产生的低压区。

2.根据权利要求1所述的飞行设备，其特征在于：所述外壳是多个平铺的外表面为弧形内表面为平面的扰流板，所述导入口和导出口位于所述扰流板的侧边，并且所述扰流板上也设有与所述空气通道相通的所述导出口。

3.根据权利要求1所述的飞行设备，其特征在于：所述外壳包括多个扰流板，所述扰流板的外表面为弧形，内表面为平面，所述多个扰流板自飞行设备尾部至头部逐片部分叠置地设置在内壳上，所述的扰流板内表面与内壳之间的距离为空气通道。

4.根据权利要求1所述的飞行设备，其特征在于：所述的外壳由至少一个扰流板相连接形成扰流层，所述的扰流层上有与空气通道相通的导入口和导出口。

5.根据权利要求3所述的飞行设备，其特征在于：所述扰流板之间设有控制导入口或导出口大小或开闭的控制机构。

6.根据权利要求2至5任一项所述的飞行设备，其特征在于：所述扰流板为方形、六边形、圆形、椭圆形、羽毛形、鱼鳞形或上述几种几何形状组合成的图案，所述扰流板材料为塑料、碳纤维、玻璃、玻璃纤维或金属。

7.根据权利要求2至5任一项所述的飞行设备，其特征在于：所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面；所述机翼上部的外壳部分流体经过的表面路径比机翼下部的外壳部分在飞行方向上表面路径长。

8.根据权利要求7所述的飞行设备，其特征在于：包括位于机身尾部或底部的发动机，所述机翼上扰流板侧边的导入口通过所述空气通道连通所述发动机的吸入口。

9.根据权利要求2至4任一项所述的飞行设备，其特征在于：所述设备主体包括机身和机翼，所述扰流板设置于所述机翼上表面和机身上表面。

10.根据权利要求1所述的飞行设备，其特征在于：所述飞行设备是飞碟，所述飞碟外壳与内壳之间设有所述空气通道，所述飞碟底部设有发动机，所述外壳上设有多个中空的所述扰流板，所述扰流板外表面上设有可控制开关的导入口与空气通道相通，所述空气通道与飞碟底部发动机的吸气一端相通，所述发动机喷气一端与可控制开或关的喷出口相通，所述喷出口后面设有转向头，通过控制转向头使各喷出口按需要方向喷出。

11.根据权利要求1所述的飞行设备，其特征在于：所述飞行设备为炮弹或子弹，所述炮弹或子弹后部设有控制装置，所述控制装置前部与炮弹或子弹的后部为活动链接，所述控制装置后部通过控制产生角度变化。

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