CN102145744B - 一种高速节能战机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高速节能战机，包括机身、动力装置和尾翼，机身上半部设有壳体，所述壳体内部形成流体通道，壳体上设多个流体导入口与壳体内的流体通道相通，流体通道与动力装置的吸气口相通，动力装置的喷出口与流体导出口相通。本发明把机身、机翼动力装置合为一体来综合考虑，去掉左右机翼或采用较小机翼，去掉传统的进气涵道，这样一来，战机的重量和体积及迎风面大大减少，同时，动力装置与机身上半部壳体上的多个导入口和其内的流体通道及导出口相通，在动力装置强大吸力作用下把壳体上的流体高速吸入，使机身上半部壳体内外形成两层高速运动的流体层，与机身下半部在自然状态中的流速形成巨大压力差，战机速度更快，性能更优越。

Description

一种高速节能战机

技术领域

本发明涉及一种飞机，尤其是指一种高速节能战机。

背景技术

自从飞机出现一百多年来，尤其是战机出现几十年来，已发展成各类繁多的各种机型，百年来的理论和方法已跟不上时代发展的需要。现代战机为机翼、机身和发动机三个彼此相对独立部分组成，机翼产生升力，机身为运载部分、发动机产生动力。至少有以下不足：一、飞行器出现百年来，产生升力的唯一方法和结构就是机翼，由于机翼上下表面流体经过的路径相差不大，所能产生的压力差不大，所能产生的升力不大，然而机翼的面积很大，其自身的重量和其面积产生的流体阻力也很大；二、战机多为机身底部或两侧或上部的进气涵道，其作用主要是为发动机提供大量气体，同时增长不必要的重量和体积；三、机身仅为运载容器，基本上与动力和升力无关，所以，现在的战机结构严重影响飞机性能，增加很大的能耗，也严重制约飞机未来的发展。

需要寻找出一种新的升力来源来产生一种高速节能战机。本人已获授权的专利号为200910109252.7的“火车”提出一种在机身壳体上和内部产生更大升力和飞行火车，公开了一种新的升力来源。

发明内容

本发明主要解决的技术问题是提供一种能够更多的减少流体阻力，升力更大、运动速度更快的高速节能战机。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：提供一种高速节能战机，包括机身、动力装置和尾翼，机身上半部设有壳体，所述壳体内部形成流体通道，壳体上设多个流体导入口与壳体内的流体通道相通，流体通道与动力装置的吸气口相通，动力装置的喷出口与流体导出口相通。

其中，所述的机身上半部的壳体由外壳和内壳组成，内外壳之间的为流体通道，流体通道与所述的流体导入口和流体导出口前后相通，所述的动力装置设置在流体导出口内。

其中，所述的机身上半部的流体通道为多个管状通道，管状通道与所述流体导入口和流体导出口前后相通，所述的动力装置设置在流体导出口内。

其中，所述流体导入口为条形、圆形、方形、菱形或、椭圆形或流线形，所述流体导入口上设有可调整角度的控制板，所述控制板至少有一面为弧面。

其中，所述动力装置的流体导出口设置在飞机中间底部重心处。

其中，所述战机的头部为旋转头，所述旋转头由电机带动旋转。

其中，所述战机还设有左右小机翼。

其中，所述战机包括多个动力装置，动力装置分别设置在战机的底部和四周边缘，并与机身上半部的流体通道相通。

其中，所述的战机的动力装置为核动力动力装置，所述的战机形状为飞碟形、圆形、椭圆形、菱形、三角形或流线形。

本发明的有益效果是：本发明把机身、机翼和动力装置合为一体来综合考虑，去掉左右机翼或采用小的机翼，去掉传统的进气涵道，这样一来，战机的重量和体积大大减少，同时，机身上半部由外壳和内壳组合，外壳和内壳之间形成流体通道，在机身上半部设多个流体导入口，动力装置设置在流体通道的导出口内，这种结构和方法至少有以下优点：

1、各流体导入口的进气总面积远大于现有飞机的进气涵道，有更多的流体为动力装置提供更大的动力。

2、在动力作用下，其流速是传统机翼上表面在自然状态下的流速的若干倍，甚至几十倍，与下部表面在自然状态的流体流速形成极大的压力差，产生出远远大于传统机翼升力。

3、在动力装置巨大吸力作用下，通过多个流体导入口使机身上半部外壳内外两层流速加快，其上半部外壳内外两层的表面积远大于传统机翼上表面的面积，机翼越大，升力越大。

4、在动力装置巨大吸力状态中，通过均布的各导入口把流体阻力大量吸入流体通道内，使机身上半部形成相对真空区，使流体阻力大大减少，节约能源。

5、根据需要，通过动力装置转速可控制升力大小，而传统机翼的升力是固定的。由此方法和结构产生出的战机升力更大、性能更优越，能耗更少。

6、由于本发明具有以上优点，在此基础上使传统动力推动或核动力推动的大型战机，或称为太空航母成为可能。

附图说明

图1是本发明高速节能战机实施例一的侧示图；

图2是本发明高速节能战机实施例一的俯示图；

图3是本发明高速节能战机实施例二的俯示图；

图4是本发明高速节能战机实施例三的俯示图；

图5是本发明高速节能战机实施例三的后侧面结构示意图；

图6是本发明高速节能战机实施例四的俯示图;

图7是本发明高速节能战机实施例五侧示图。

其中，1、战机；2、外壳；3、内壳；4、流体通道；401、管道一；402、管道二；403、管道三；404、流体层；405、管道四；101、战机前端；102、机身上半部；103、机身下半部；104、105隔板；106、核反应堆；501、控制板；502、5导入口；6、驾驶舱；7、尾翼；701、小机翼；702、传统机翼；8、导出口；801、发动机；802、导流体；803、底部导出口；9、旋转头；901、电机。

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。

作为本发明高速节能战机的实施例一，请参阅图1和图2，包括机身、发动机801、驾驶舱6和尾翼7，机身分为机身上半部102和机身下半部103，机身上半部102由内壳3和外壳2组成，内壳3与外壳2之间形成流体通道4，位于机身前半部的外壳2上设有流体导入口502，外壳2上设有多个均布的导入口5,与流体通道4的尾部设有流体导出口8相通，所述发动机801设置在流体导出口8内，发动机801为喷气式发动机，发动机801的吸入口与流体通道4连通，发动机801的喷气口接所述流体导出口8。

本实施例中，所述战机前端101为尖圆锥体，便于减少前端阻力。

本实施例中，所述流体导入口502处设有一个可控制开启和关闭、及角度可调整的控制板501，所述控制板501至少有一面为弧面，使流体经过时流速变快。

本实施例中，所述流体导入口502为条形、圆形、方形、菱形或椭圆形。

本实施例中，所述流体通道4后部至流体导出口8之间为收缩式流线形的导流体802，导流体802四周为流线形，方便四周汇集流体从此经过，然后围绕导出口8四周。

当战机飞行时，喷气发动机801巨大的吸力把流体从外壳2上的多个导入口5、502强烈吸入流体通道4内，各导入口5、502的控制板501外表面为弧形又使流体速度加快，使机身上半部102的外壳2上四周大量流体吸入形成相对负压区，流体阻力大大减小，使得流体通道4和机身上半部102的外壳2上形成两层彼此相通的流体层，由于喷气发动机801吸力极大，流速极快，其流速远快于传统机翼上表面在自然状态中的流速，而机身上半部102的内外两层表面积不小于传统机翼的表面积，使得机身下半部103在自然状态中的流速与机身上半部102在动力状态的流速形成极大的压力差，这种动力作用下流体通道4内流速极快，使得外壳2上均布的各导入口5、502附近的流体流速加快，从而形成外壳2上快速流动的流体层，使外壳2内外两层流速大约相同，这种从内而产生的高流速，再扩展到外壳2上的高流速，使得机身上下部产生很大压力差，从而形成远大于传统机翼的升力。

由于该战机没有机翼只有尾翼7，也没有进气涵道，所以自身重量大大减少，左右机翼和进气涵道形成较大的迎风面没有了，流体阻力大大减少，战机前端101为很尖的圆锥形，流体阻力很小，侧向流体向内的压力在四周如巨蟒紧紧缠住机身，由于发动机巨大吸力把机身上半部102外壳2上各导入口5、502的流体高速吸入流体通道4内，使其流速远快于在自然状态中机身下半部103，产生很大压力差不但上半部流体阻力大大减小，产生极大升力，同时四周侧力向内的压力大大减少，当四周气流经过后部流线形的导流体802时，只能围绕在导出口8喷出的更高气流流速的周围，共同填充尾部负压区，以产生更大推动力。导入口502在机身上半部102的圆锥形的战机前端101的后部，导入口5均布在机身上半部102的外壳2上，各导入口5、502共同形成的进气总面积大于传统飞机的进气涵道的面积，进气涵道仅为发动机进气通道，而本发明的流体通道4不但可以减少流体阻力，产生更大升力，各导入502、5内可设置的控制板501通过关闭及角度控制，如只开启左前侧导入口机身两侧因压力差而左转，同理，对导入口502不同部位的控制使机身上出现不同压力差按需要而转弯和升降。再配合尾翼7的控制，使飞机在空中行驶更灵活。

由于该战机去掉左右机翼和进气涵道，自身重量和体积都大大减小，该战机前端101为圆锥形，机身和后部都为流线形，尾翼7也不大，类似于导弹结构，流体阻力很小、灵活性高、速度很快，能耗也大大减小，该战机制造成本不高，扩大和缩小体积后可用于有人或无人驾驶的战机，也适用于各类导弹，现有的导弹自身没有升力，本实施例使导弹具有很大升力，所以导弹的速度和载重量都提高，同时能耗降低。

由于机身上半部102的表面积不小于传统机翼，而机身上半部102在发动机强大吸力状态中，形成外壳2上和流体通道4内外两层高速运动的流体层，其速度远快于传统机翼上表面在自然状态中的流速，如快于一倍，就大于一倍升力，如快于30倍，就比传统机翼大于30倍升力，甚至更多，而这种状态通过对发动机801转速的控制，显而易见很容易做到。

如比传统战机大15倍升力的高速节能战机问世，很容易升上万米高空，其速度载重量都大大提高，同时能耗降低。与传统战机相比，就比如麻雀和雄鹰相比，新型的高速节能战机犹如鹰击长空。

在另一实例中，与上述实施例不同的是流体通道4为多个管状通道(未画)，各导入口与管状通道和动力装置及导出口相通，机身两侧有较小机翼701，虽然小机翼701只产生较小升力，对飞机起辅助作用，但通过控制使机翼701角度变化，使飞机方向控制更方便。

作为本发明高速节能战机的实施例二，如图3所示，与实施例一不同之处在于保留传统战机1的传统机翼702，战机飞行时机身上半部102上导入口502和多个圆形导入口5把流体高速吸入流体通道4内，使得机身上半部102的外壳2和流体通道4内形成内外两层彼此相通的流体层，使流体阻力减小，同时与机身下半部103之间形成很大压力差而产生更大升力，此时，因传统机翼702和机身上半部102共同产生更大升力，使战机运载量增加，速度提高，同时能能耗降低。值得一提的是，战机的动力并未增加，大小形状并未改变，去掉进气涵道后，仅通过导入口502、5与流体通道4及发动机801相通，该结构对现有各类飞机改造使其各种性能大大提高，即简单适用，对提高速度、降低能耗，增加运载量效果显著。

作为本发明高速节能战机的实施例三，如图4和图5所示，与实施例一不同之处在于在战机前端101设有旋转头9，旋转头9由电机901带动高速转动，流体导出口包括后部导出口8和底部导出口803，在飞机的重心处设底部导出口803，发动机801的吸气口通过管道一401与机身上半部102的流体通道4相通，发动机801的喷气口通过矢量技术控制，喷气口共有两条，其中一条与管道二402和后部导出口8相通，另一条喷气口与管道三403和底部导出口803相通。

当喷气发动机801工作时，产生强大的吸力通过管道一401把各导入口502、5流体高速吸入流体通道4内，使机身上半部102外壳2上外内形成两层高速流动的流体层，与机身下半部103形成很大的压力差，产生很大升力，此时通过矢量技术使喷气发动机的喷出口与管道三403相通，再从底部导出口803强烈喷出流体，产生很大推动力，飞机在此很大压力差的状态中，产生很大升力，另外发动机801在飞机底部设喷出口803，把喷出口803设在飞机底部中间重心处，垂直上升更容易，所以不需要耗费很大推动力就很容易使飞机垂直升降，与传统垂直升降飞机相比，本发明在很大升力状态中比传统飞机直接耗费巨大动力推动，更容易使飞机垂直升降。在空中再通过矢量技术使喷气发动机的喷出口与管道二402相通，从后部导出口8喷出，推动飞机行驶。此时，电机901带动旋转头9高速旋转，产生的离心力把流体抛向四周，开启出瞬间通道，用很小一些动力使前方正向流体阻力大大减少，侧向流体通过机身上半部102上均布的导入口5、502把流体吸入流体通道4内而大大减少，所以战机的流体阻力减少，速度提高。

如该战机体积较大，可在后部间再设至少一个发动机，它的吸气口与流体通道相通。因为该飞机的机身上半部102流体流速比机身下半部103为平面快得多，上下部之间产生的压力差也大，所以产生的升力也大，另外机身下半部103为大面积的平面或相对平面，机身上半部102也为大面积的蒙皮，中间部分近似为多面体，可减少雷达回波，涂上吸波材料，就是性能较好的隐形飞机。

另一实施例中，与以上不同是把战机中间设的喷气发动机801设在机身后部中间，它的吸气口与流体通道4相通，它有喷出口与导出口8相通。

另一实施例中，与以上不同是在实施例一、二、三的战机后部设喷气发动机801，用矢量技术控制向下，由于发动机巨大的吸力已使上半部102与下半部103之间产生极大压力差。在此状态中，虽然发动机和喷出口在中后部，通过导入口5内控制板501的调节，使机身上半部102从前向后压力差按梯度逐步减少，在后部发动机向下推动力作用下，因前后压力差不同使机身前高后低起飞，更能减少能耗。也很容易使飞机垂直升降，就产生有人或无人驾驶的垂直起降的新型战机，特别是实施例1的战机。该机因为体积小、升力大、载重大、速度快、能耗底，垂直升降很方便，特别适合舰载飞机。这种结构也适用于各类导弹，使导弹升力增加，载重量增加。

作为本发明高速节能战机的实施例四，如图6所示，与实施例二不同之处在于战机前端101为圆头，左右机翼下设涡扇发动机801。与传统飞机不同是在后部设涡扇发动机801与流体通道4和各导入口502、5相通，其它与传统飞机一样，但产生的升力远大于传统飞机，比传统轰炸机、运输机、客机运载量更大，能耗更少，速度更快。

作为本发明高速节能战机的实施例五:如图7所示，一种大型战机，或者称为太空航母，由外壳2形成其飞碟形状，在飞碟形壳体的机身上半部102内有内壳3，在外壳2和内壳3之间为流体通道4，与外壳2上多个导入口5相通，中间边缘四周上有多个发动机801，它的吸气口与流体通道4相通，喷气口与导出口8相通，机身下半部103底部有多个发动机801，它的吸气口与流体层404相通，再通过管道四405与机身上半部102的流体通道4和各导入口5相通，其中流体层404由隔板105隔断形成，发动机的喷出口与导出口8相通，中间隔板104可为停机场，可供多个飞机升降。

当底部和四周多个发动机工作时（四周发动机通过矢量技术喷出口向下）强大的吸力把流体从机身上半部102外壳上多个导入口5强烈吸入，使外壳表面上和流体通道形成两层高速流动的流体层，与机身下半部103形成极大的压力差，使太空航母上下部之间产生很大压力差而产生很大的升力，在多个发动机801强大推力作动下，很容易垂直升降，并且速度很快，在空中，如只开启四周边缘后部的发动机801，就推动太空航母向前飞行，同理，开启不同方向的发动机，太空航母就向不同方向飞行。还可通过控制板501对外壳上不同部位的导入口5和进气角度控制使外壳上出现压力差按需要来转弯和升降。

本实施例的太空航母体积缩小，在四周边缘前后左右设四个发动机，或底部设一个发动机吸气口，直接通过管道二402与流体通道4相通，喷气口通过失量技术控制可喷向不同方向(未画)，就是一部性能优越的无机翼飞碟形战机。

另一实施例，与以上不同是，在太空航母的机身下半部103内，设有核反应堆106，可借鉴核潜艇或航母的核反应堆，为各个发动机提供能源，这是现有成熟技术。在空中如果运动速度达到7.9公里/秒，还可进入地球轨道，在太空航母自身产生巨大升力的状态中，同时运动方向的流体阻力被多个发动机的强大吸力作用下，吸入流体通道4内，从而形成外壳上半部的相对的真空状态，流体阻力大大减少，同时速度大大提高，在此理想的运动状态中用现有成熟的火箭推进技术，或核动力推动也是很容易实现的。现有的飞机因为机翼升力不大，速度不快，同时阻力很大，很难进入外太空，而航天飞机自身产生升力不大，需要强大的火箭推动才能进入外太空，更谈不上用庞大的核动力系统来推动。本发明的太空航母，自身升力可以比传统机翼大几十倍升力，所以为使用核动力创造了必备条件，体积可大可小，体积小用传统的动力推动，体积大可在核动力推动下，进入地球轨道后可很长时间运行，因为不用考虑能源补偿问题，可以作为空间站或宇宙飞船，无论从那方面来说，都具有很大的战略意义，更重要的是因为太空航母具有很大升力，足以抵消地心引力，所以返回到地面很容易，可以反复使用。

太空航母的隔板104可为停机场，供多个飞机升降。太空航母不但可以在外太空飞行，也可在大气层内飞行。尤其是在大气中飞行，其作用远大于海上航行的航母，因为太空航母如突然从外太空进入大气层，出现在地球上的任何区域，再从航母内飞出的战机群，足够改变很多战争的结果。

本发明实施例中的动力系统，可以为喷气发动机或涡扇发动机或核能推动及其它能源推动的发动机，还可用火箭推动。

本实施例的太空航母还可为园形、椭圆形、菱形、三角形、流线形等多种几何形状，只要在上下部之间形成很大压力差，就可产生很大升力。

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 (9)

1.一种高速节能战机，其特征在于：包括机身、动力装置和尾翼，不包括机翼；机身上半部设有壳体，所述壳体内部形成流体通道，壳体上设有多个流体导入口与壳体内的流体通道相通，流体通道与动力装置的吸气口相通，动力装置的喷出口与流体导出口相通。

2.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述的机身上半部的壳体由外壳和内壳组成，内外壳之间为流体通道，流体通道与所述的流体导入口和流体导出口前后相通，所述的动力装置设置在流体导出口内。

3.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述的机身上半部的流体通道为多个管状通道，管状通道与所述流体导入口和流体导出口前后相通，所述的动力装置设置在流体导出口内。

4.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述流体导入口为条形、圆形、方形、菱形、椭圆形或流线形，所述流体导入口上设有可调整角度的控制板，所述控制板至少有一面为弧面。

5.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述动力装置的流体导出口设置在飞机中间底部重心处。

6.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述战机的头部为旋转头，所述旋转头由电机带动旋转。

7.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述战机还设有左右小机翼。

8.根据权利要求1所述的高速节能战机，其特征在于：所述战机包括多个动力装置，动力装置分别设置在战机的底部和四周边缘，并与机身上半部的流体通道相通。

9.根据权利要求8所述的高速节能战机，其特征在于：所述的战机的动力装置为核动力动力装置，所述的战机形状为飞碟形、圆形、椭圆形、菱形、三角形或流线形。

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