CN102756805A - 牵引输能源式涵道旋翼飞吊器 - Google Patents

牵引输能源式涵道旋翼飞吊器 Download PDF

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本发明飞吊器以提吊重物为主的涵道旋翼飞行器。气动结构以大直径主涵道共轴正反转双旋翼为中心承担主升力。在旋翼系统中设置变惯量装置，使其产生差动变惯量诱导产生陀螺效应的定轴性，而具有抗湍流转捩风能力。在多环层主涵道外设置多个小直径涵道旋翼体，其连接臂可做伸缩扭摇摆四自由度动作，起到辅助升力和方向姿态控制及防涡环。主涵道下端设主喷口内周围设侧喷口，内置摆动导风板调控方向和主动式防涡环。又设等离子能量波发生器主动式防涡环和改善雷诺数。本飞吊器为有线牵引输电力或燃料及自带能源动力机驱动无线摇控。使其具有抗逆风和大吊载能力，能在恶劣环境气候条件下持久作业。

Description

牵引输能源式涵道旋翼飞吊器
[技术领域]
利用涵道旋翼空气动力的升力做为一些领域所需起重、提吊、搬运作业的飞行设备。 
[背景技术]
在常规起重作业领域中都是用传统的液压衍架结构系统与动、定滑轮组成的各式各样起重设备。在一些领域里很多起重作业都超出了传统起重机吊臂工作范围。例如：海、陆、空远距离悬空吊运货物和救生作业等，一般都选用大型直升机进行远距离悬空吊运作业。但是，使用直升机有很多限制，由于宠大的旋翼不易在窄小空间中作业，十分危险。抗侧风、逆风、湍流转捩风能力十分有限。不易在空气湿度大、低气压，地面平整或盆形洼地长时低空悬停飞行和垂直快速起降，否则会诱导出典型的涡环气态场，极易造成直升机失事。现有技术的传统直升机在遇有涡环先兆气态时一般是驾驶员采取人工操作或者自动驾驶仪进行干涉驾驶系统，使其在空中作往复晃动飞行或晃动悬停飞行。斜向起降，以这种被动方式防涡环飞行，在很多窄小空域中是不允许也没有这种空间机会。 
在恶劣气候条件下作业的直升机一般选用单旋翼抗扭矩尾浆的大功率类型。因为此种机型具有陀螺效应的定轴性。在悬停时具有抗湍流转捩风能力。虽然章动性被旋翼挥舞角克服，但存在的进动性，悬停飞行时定位不稳易产生水平横向飘移，使其悬停抗侧风能力很有限。向前飞时旋翼浆面受的气动力两侧不平衡，遇有强逆向湍流转捩风时易失衡，汶川震灾救援中那架直升机失事与此因有关。共轴双旋翼直升机的正反转旋翼若在悬停飞行作业时转动惯量相互抵消，不存在陀螺效应的三性。其抗湍流转捩风和侧风能力不如单旋翼直升机，因此，现有技术的直升机的固有特点限制了在恶劣气候和小空域的作业范围。 
目前：现有技术可悬停飞行的类似旋翼式的飞行器都因为存在这种先天性特殊的气动结构和布局所产生不安全性因素和气动结构诱导下的涡环气流，及其抗湍流转捩风能力有限等先天性问题。传统技术上大都用增加功率和前飞运动惯量，很少用改变气动结构和布局分配不同任务的方式。没有将主升力和推进力气动结构分开设置的类似旋翼式飞行器，没有完善专项不用躲避自身所诱导的先兆涡环气场，主动式抗击、干扰、预防根除涡环气动结构的技术方法和设备。因此，解决主动式抗防涡环和抗湍流转捩风、侧风、逆风能力，是当前旋翼飞行式起吊设备在恶劣环境下作业急需要解决的问题。 
[发明内容]
本实施方案是在空中以悬停，水平低速移动为主要飞行姿态，能在恶劣气候条件下具有抗湍流转捩风和侧风能力。主动式和被动式多项防涡环能力，有长时续航持久飞行悬空吊运，并能在大风中抗逆风作业为主的有线输能牵引式涵道旋翼或风扇飞行器。为了解决上述问题，本实施方案和设备能实现适应这种环境作业的能悬停飞行姿态的飞行吊载设备简称为——飞吊器。 
1.解决气动结构和布局及抗恶劣环境条件相应技术功能方案： 
一：同功率，同浆盘下优选具有很大升力系数和高效爬升率，适合悬停驻点定位和水平低速飞行姿态的控制能力，能在窄小空间作业防碰撞的气动结构： 
在大直径主涵道内设置共轴正反转双旋翼或风扇系统，旋翼或风扇叶尖处安置带空腔的涵圈，该涵圈外径壁与主涵道内径壁间隙有相对高速度旋转，其间隙会形成负压区，增加了大直径主涵道的吸附升力。在大直径主涵道内设置多环层主涵道H1、H2，提供强化滑流吸附流的附壁效应，增强大直径主涵道悬停水平稳定姿态。 
在大直径主涵道体外对称同水平设置连接多个副小直径涵道单轴单旋翼系统，其连接臂可做对称或单向伸缩和扭摇摆四自由度动作，该多个副小直径涵道单轴单旋翼系统固有的定轴性和辅助升力可承担飞吊器飞行方向和调控飞行姿态及抗进动性、抗强逆风，使悬停和飞行具有稳定控制特性。 
二：设置具有较强的抗湍流转捩风和侧风及逆风能力的结构而保持飞行姿态。 
在大直径主涵道共轴正反转双旋翼或风扇系统中设置动态的变惯量系统，在飞吊器飞控计算机指令上下正反旋转的可变惯量的旋翼或风扇系统产生差动变惯量从而诱导出大直径主涵道旋翼或风扇系统产生陀螺效应的变量定轴性，与外对称同水平布置的多个小直径副涵道单轴单旋翼或风扇系统固有存在的定轴性一起共同作用，这种设置组合其特性类似机械式陀螺仪的定轴性。具有悬停抗湍流转捩风能力。 
在主涵道周围对称布置的多个小直径副涵道旋翼该连接臂可做伸缩扭摇摆四自由度对称动作，可抗侧风和飞吊器的进动性，非对称动作调控姿态和方向。 
飞吊器上连接的输能源牵力索与功能行走底盘相牵连，像风筝一样在牵曳线的牵引下可抗逆风在空中飞翔，并长时输能源，具有长时续航能力。 
三：设置较强的主动抗击预防涡环先兆气流和改善雷诺数的方法及配套设备而不改变自身所在空中的飞行姿态高度和起落驻点定位及方向的控制能力三种气动结构。 
(1)在飞吊器气动机构和布局中分配不同任务，以大直径主涵道旋翼体承担主升力，周围对称布置的小直径多副涵道旋翼承担辅助升力和主控方向及主动防涡环，在其连接臂的伸缩扭摇摆器四自由度的动作，各自同时对称动作形成的独立气流场，可相互协助、又可相互干扰、为干扰抗涡环先兆气流的形成提供了先天条件，在不影响飞行姿态和悬停飞行作业定位要求的情况下用各自独立气动结构的气流场相互干扰对方气流运动方向，从而建立主动防涡环机制。 
(2)在主涵道下端设置了主喷口，侧壁对称布置了侧喷口道，在其导风道中设置了导风板作用下喷出摆动的水平穿插气流和等离子体能量波流与主涵道主喷口下洗气流经驻点返程上升环流运动方向的气流产生交叉，干扰、轰击防预主涵道旋翼系统在起降时的气流运行路线避兔涡环先兆气流的形成。这是一种主动式抗防涡环的一种设置结构，是在不影响和不牺牲飞行姿态，并符合作业要求下主动抗击、防止涡环形成。 
(3)在主涵道内设置了微波电晕放电等离子能量波发生器释放等离子体的电磁焦耳热能复合能量冲激波，引起周围空气发生气流状态变化和化学反应，产生气流的能量交换，激励、激荡，干扰涡环先兆气流场的形成机制。用分子、离子物理化学方法和设备主动抗防涡环和改善雷诺数以使本方案飞吊器具有的技术性能可在恶劣环境条件下正常作业。 
四：飞吊器选用动力装备具有能在缺氧、有毒烟气条件下正常作业能力，解决提高续航能力结构组成。 
(1).优选用有线供电力的电动机驱动大小直径主副涵道旋翼气动结构。 
(2).优选用有线输燃气发动机驱动主涵道旋翼，小直径副涵道旋翼用电机驱动。 
(3).优选用有线输气化燃油发动机驱动主涵道旋翼，小直径副涵道旋翼用电机驱动。 
(4).选用管线供应能源，使飞吊器有长久续航能力，供能源线又是牵力线，相当于动力风筝工作原理，在牵力作用下具有抗逆风飞行作业能力，燃料能源供应是有线并联管线，一管供燃气管，一管供富氧气管，可使飞吊器在有毒烟气、无氧、缺氧高空域环境条件下正常工作持续作业。牵引线中设燃气或燃油管和富氧管，气管并联双管输能源线方法，提供燃料和富氧气体为密封抗压管。 
五：飞吊器采用防水设计，电动机外壳用密封散热冷却结构。选用燃气、燃油发动机使用涡轮增压功能，在发动机排尾气口设单向抽压式蜗轮轴排气阀系统增强在瀑雨天气条件下的飞行能力。 
六：在飞吊器牵引索L中选用双能源输送管外包裹飘浮喷高压气管，能使拖拽的牵引能源索克服重力飘浮在空中。牵力能源索外层设有耐磨导雷电金属网层，防雷电。在旋翼、风扇系统中设置电加热防冰系统。 
2、本实施方案气动结构和布局选择及特点分析： 
(1)涵道旋翼式适合悬停和前飞速度低特性。涵道风扇式适合高速旋转，下洗流气动力大，但是，风扇一般不选变矩、垂直升降调整速度慢的特性。 
(2)涵道旋翼式特点是旋转速度低于风扇式，下洗流，压力可随旋翼的变矩而随时调整，适合垂直升降调速快灵活特性。 
(3)涵道高度影响水平移动飞行的重要因素，高度大风阻大，但有利于垂直升降及悬停的飞行，增加悬停状态气流附壁效应效率高，增加悬停姿态的稳定性。 
3、飞吊器气动结构和布局选项设置功能部件工作原理： 
(1)现有技术旋翼飞行器气动结构特点分析和本方案气动结构选项比较： 
现有技术的各种类型旋翼飞行器与本方案特别优选气动结构和布局比较分析如图22示意了各原理特征： 
图22-16：表示了现有技术单旋翼有尾抗扭矩的直升机。气动特点具有陀螺效应的三性，定轴性、进动性、章动性。章动性被旋翼的挥舞机构克服，大直径的旋翼外露，固有的进动性不易在窄小空间飞行。具有的定轴性可在悬停飞行时抗湍流转捩风能力。在高速前飞时，遇强逆向湍流时易失衡。在空气湿度大、低气压、无风、小风、高温下的地平或地凹的环境下，低高度悬停和垂直起降速度不适的情况下易诱导产生涡环气态场易失速坠落。如美国阿帕奇和新型隐型黑鹰直升机的气功特性就是这种代表机型。 
图22-15：表示是共轴上下正反转双旋翼直升机，其气动特性当上下旋翼同直径、同 速正反旋转时，在悬停或水平飞行时旋翼转动惯量相互抵消，直升机不存在陀螺效应的三性。抗湍流转捩风能力和抗侧风能力不如单旋翼直升机。在同功率、同浆盘情况下，升力系数、承载能力大于单旋翼直升机。靠上下旋翼的半差动或全差动转向，此时上下旋翼瞬间诱导产生陀螺效应的定轴性。其章动性、进动性被上下正反转旋翼共轴机构克服。同时大直径的旋翼外露不易在窄小空间飞行。俄卡-52、27等系列就是这类机型气动特征。 
图22-14：表示单轴单涵道旋翼飞行器，飞行方向和抗扭矩是由下部导风板0P作用，气动特点，在单轴旋翼外加装了涵道，在相同浆盘、同功率下升力系数和效率高于孤立旋翼机。结构简单，具有陀螺效应的三性，定轴性体现了抗湍流转捩风能力。进动性使其在悬停时不稳性，抗侧风能力不佳，章动性使这种涵道旋翼型有钟摆现象。 
例如：零尼韦尔公司研制的MAV和OAV-1，哈尔滨工业大学的TQ-01飞行器，哈尔滨盛世特种飞行器有限公司的飞碟式涵道旋翼飞行器都是这种机型。 
图22-13：是共轴上下正反旋转双旋翼涵道旋翼飞行器，其气动特点是：升力系数和爬升率高于同功率、同浆盘孤立共轴上下正反转双旋翼飞行器的升力系数和爬升率，在悬停时不存在陀螺效应的三性。抗湍流转捩风能力，抗侧风能力都不佳。与图22-15飞行器气动特点的近似。具有定轴性，进动性，章动性已被自身结构克服。此种气动布局其中一个旋翼停机，整机易失衡。方向控制不完善。 
图22-12：是三单轴三涵道共平面一字形气动布局旋翼飞行器。与双轴单旋翼气动特征图22-10近似。随着涵道旋翼数量的增加承载升力也在增加，安全性也增加。若中间旋翼有故障还能保证飞行器整体平衡，若其中一侧旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或其中一侧旋翼停机易造成整机失衡，气动结构的布局形成飞行安全性先天性不足。 
图22-11：是三角形三单轴三涵道共平面一体气动布局风扇飞行器。这种是两风扇间距近的小直径涵道风扇、旋翼，这两小的与另一大直径涵道风扇、旋翼间距离远的三轴单风扇锐角三角形气动布局特征，与图22-9也近似，具有陀螺效应的三性，具有抗湍流转捩风能力，但抗侧风能力弱。随着涵道风扇、旋翼数量的增加承载升力也在增加。若其中一个旋翼有故障易造成飞行器整体失衡，若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构布局形成飞行安全性先天性不足，安全性差。 
图22-10：是平行双轴单旋翼双涵道式平面并排气动布局飞行器。具有陀螺效应的三性。具有的定轴性有一定抗湍流转捩风能力，每个旋翼的章动性、进动性被自身的连体结构克服和平衡。横向抗侧风能力弱，驻点定位悬停控制困难。其中一个旋翼出现故障易造成整体飞行器失衡，若其中一个旋翼偏向，承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构组成使飞行安全先天性不足，美国《阿凡达》电影中双涵道旋翼直升机，鱼鹰倾斜双旋翼机就是这种气动结构特征。 
图22-9：是三角形三轴涵道共平面气动布局单旋翼飞行器。于三轴单旋翼气动特征图XQ-11近似。随着涵道旋翼数量的增加承载升力也在增加。具有陀螺效应的三性，具有抗湍流转捩风能力，但抗侧风能力弱。若其中一个旋翼有故障也易造成飞行器整体失衡，若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或易造成整机失衡，气动结构形成飞行安全性先天性不足，安全性差。 
图22-8：是十字对称布局的四轴孤立单旋翼机，此种结构旋翼外露也不易在窄小空 间飞行时，易碰撞障碍物，整体在飞行中具有定轴性和进动性，有一定的抗湍流转捩风能力。进动性的存在飞行中有飘移倾向，章动性被结构自身克服。若其中一个旋翼停机，整机易失衡。如早期1916年的玻斯采特直升机在《岁月之旋》书中第47-48页就有叙述其安全问题。现技术的美国鱼鹰倾斜4旋翼概念机就是这种结构和布局。若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或其中一个旋翼停机易造成整机失衡，气动结构的布局设计形成飞行安全先天性不足。 
图22-7：是十字对称布局的四轴涵道单旋翼机。此种结构和布局，能在窄小空间飞行，有防护旋翼作用。整体具有定轴性和进动性。有一定的抗湍流能力，比孤立机升力系数高，整机进动性依然存在，飞行中有飘移倾向。每个旋翼的章动性被自身结构克服。若其中一个旋翼偏向承担方向控制的同时会造成整机平衡及重心偏离或其中之一旋翼停机易造成整机失衡，《阿凡达》电影中四角布局的喷气式或四涵道旋翼机型就是这种气动布局，其中一个气动结构损坏，就造成整机失衡，气动结构和布局设计形成飞行安全先天性不足。 
图22-6：表示五涵道五轴六旋翼机。中央主涵道上下正反转旋翼升力系数高，爬升限高，承担主升力。中央主涵道上下正反转旋翼同速时旋转的扭矩相互抵消。在主涵道四周同水平面上对称布局四副涵道旋翼，该连接臂设计成可伸缩、可扭摇摆能做四个自由度动作，承担辅助升力和方向控制。这四副涵道旋翼具有陀螺效应三性：定轴性、进动性和章动性。进动性可被四副涵道旋翼的对称动作克服，章动由其臂结构克服。中央主涵道上下旋翼产生差动时可产生陀螺效应的定轴性与四副旋翼固有的陀螺效应的定轴性配合具有抗湍流转捩风能力。若其中一个小直径旋翼有停机或主旋翼停机，都不易会引起整机失平衡。有高效的结构气动布局和安全性。 
图22-5：表示五涵道五轴五旋翼机，其特点与图22-6机型特点近似，主涵道是单旋翼有旋转扭矩，具有抗湍流转捩风能力。但在四副旋翼水平姿态时，整体易存在进动性和扭矩和固有的飘移特性，四副旋翼无涵道无防撞保护，需要其中或四个副涵道旋翼调角度来克服进动性和抗扭矩，但也损失升力分量。其气动结构和布局的安全性与图XQ-6机近似。 
图22-4：表示中央大直径主涵道旋翼在四周三角对称布局小直径的副涵道旋翼体，结构气动特性诱导存在具有陀螺效应的三性，进动性、章动性被自行结构克服。中央主涵道的旋翼有旋翼扭矩，整机存在的定轴性具有抗突变湍急转捩风能力，在中央大直径涵道中也可设置共轴正反转旋翼糸统，也可选差动方法共强化整机定轴性，增强抗转捩风能力，若其中一个副涵道旋翼停机，易造成整机失衡，若中央主机停机，还可维持整机平衡，具有安全保障。 
图22-3：表示中央主涵道旋翼和四周配有奇数多个副涵道旋翼的气动结构布局，整机有旋转扭矩存在，整机具有陀螺效应的三性，章动性已被自身结构克服，进动性可被多个副涵道旋翼摆动的对称角度可以克服。具有的定轴性可具备抗湍流转捩风能力，具有更强与图22-6五涵道五轴六旋翼型上下旋翼差动产生扭矩时的抗扭拒能力。 
图22-2：表示中央主涵道旋翼承担主升力。四周配有偶数副涵道旋翼气动结构布局。整机的抗扭矩相互抵消。具有的进动性可由四周小直径副涵道旋翼克服，章动性由结构克服。定轴性的存在具备抗湍流突切变转捩风能力，但是结构太复杂。 
图22-1：是一种多涵道单轴旋翼设置在圆周布局的碟形一体机体内多涵道机型。中 心空位留乘驾驶员位置。这种气动特点具有定轴性和进动性。章动性被自身结构克服，碟形机因受风面积大抗湍流转捩风、侧风能力也有限。进动性引起飞行器产生飘移现象。 
通过上述分析及对比，现有技术可悬停飞行的飞行器都因为存在先天性气动结构布局所带来安全隐患，同时存在诱导下的涡环流，其抗湍流转捩风、侧风、逆风能力差的先天性问题。特别优选图22-6型，优选图22-5、22-3、22-2型，首先从气动结构选型专项装置上解决上述几个主导问题才能使其在恶劣环境下作业。 
(2)气动结构和布局选型设计及功能原理： 
特别优选：图22-6五涵道五轴六旋翼型，设中央大直径主涵道共轴正反转旋翼承担主升力，在主涵道四周同水平面对称布局小直径四副涵道旋翼，该连接臂设置可伸缩、扭摇摆能做四自由度动作，承担辅助升力和方向控制及防涡环。这四副涵道旋翼具有陀螺效应三性：定轴性。其进动性、章动性被其连接结构克服。中央主涵道上下旋翼产生差动时可产生陀螺效应的定轴性与四副旋翼固有的陀螺效应的定轴性配合具有抗湍流转捩风能力。若其中一个小直径旋翼有停机或主旋翼停机，都不易会引起整机失平衡。有高效的结构气动布局和安全性。本方案的选项，做为飞吊器实施方案的技术支持基础。 
(3).优选在以大直径主涵道共轴上下正反旋转旋翼体做为中央主涵道旋翼主升力气动系统承担主升力，升力系数高，升限高。。 
(4).优选在中央大直径主涵道为中心，周围同水平面对称布置四个以上小直径副涵道单轴单旋翼升力系统，在其连接臂可伸缩、可扭摇摆，能做四自由度动作，承担辅助升力和强化的方向和姿态控制及主动式防涡环。 
(5).优选在大直径涵道中设置同心圆多环层涵道和上下共轴不同直径浆盘尺寸的旋翼或风扇选项，增加气动附壁效应，以提高悬停飞行稳定性或前飞姿态控制稳定性。 
4：优选主涵道共轴正反转主旋翼中设置变惯量系统及功能原理： 
在主涵道设置共轴上下正反旋转双旋翼或风扇升力系统，在双浆毂中设置变惯量系统。优选三种结构方案： 
第1种是直喷惯量液式变惯量系统结构。 
第2种是电动机卷扬线拉送活塞输惯量液的变惯量系统结构。 
第3种是电动机驱动螺杆转轴送活塞输惯量液的变惯量系统结构。 
例举第1种为阐述例，在主涵道设置共轴上下正反旋转双旋翼升力系统，在双浆毂中设置储存变量惯量液装置，并连接每个旋翼中所穿连变迎角的转轴，为空心轴，轴内导流变惯量液，每翼尖处连接空腔涵圈，该为闭环式空心涵圈。当变量惯液在旋翼旋转离心力作用下，同时飞吊器中心控制计算机下达指令后，其中一个主旋翼3上、或3下旋翼的储惯量液罐的阀门打开。变惯量液顺旋翼迎角转轴的中心空腔导液管喷涌到旋翼尖处连接的涵圈，即惯量圈腔内。并控制上下旋翼转速不变，旋翼迎角不变，该旋翼产生转动惯量的增量，此时主旋翼3上、3下之间产生差动转动惯量，即主涵道旋翼体5产生转动惯量的增量IΔ，根据物理学刚体旋转运动特性：[4]
当刚体是对称刚体时，角动量的向量(方向)与角速度向量(方向)是一致的。因此公式可简算： 
J＝I·ω即：角动量＝转动惯量×角速度             (1) 
J＝M·R2·ω＝M·ω·R2                          (2) 
即：角动量＝质量×角速度×半径2
I＝M·R2即：转动惯量＝质量×半径2       (3) 
I＝∫R 02πσr2dr＝πσR4/2＝M·R2       (4) 
即：转动惯量＝圆心0点→半径的定积分的物质质量密度×半径2
飞吊器系统是对称结构，可认定为对称刚体，因此，根据角动量守恒定律原则，当旋转旋翼高速旋转时，旋翼角动量守恒，内设置的惯量液体质量不变，但是， 
根据公式(4)(I＝∫R 02πσr2dr＝πσR4/2＝M·R2)中放置液体的半径发生变化后，产生了半径平方乘质量的积的增量，即：ΔR2改变从而引起角动量产生增量(差量)ΔJ随之旋翼间产生的差动转动惯量增量(差量)ΔI，此增量值是旋翼系统转动惯量的增值量。此时的旋翼角速度就会减少。飞控计算机为了维持升力，即为了维持流经主涵道下洗气流量不变，在不改变旋翼总矩迎角和转速的情况下，飞吊器不会产生上下耦合飞行高度姿态差，飞控计算机会指令保持旋翼转速不变的情况下，变化一个旋翼的转动惯量。此时该旋翼与另一个旋翼间产生转动惯量差动量。从而诱导出主涵道共轴正反双旋转旋翼系统产生陀螺效应的变量定轴性。所产生的进动性这个副作用可由四副涵道旋翼系统同时对称摆动一个角度，被四副涵道旋翼所作不同对称动作角度的气动力所克服。章动性由自身的结构而克服。主涵道共轴旋翼系统产生的定轴性与四副涵道旋翼系统A、B、C、D固有的各自定轴性共同组合类似机械式陀螺仪的特性，使飞吊器1整体具有强化的定轴性，赋予了飞吊器抗侧风、抗湍流突切变转捩风能力。 
例如：共轴双旋翼直升机的转向是靠两种方式实现的，一种是旋翼迎角半差动式，一种是旋翼迎角全差动式，即上下旋翼的其中一套旋翼迎角变矩半改变方式或上下旋翼同时全变总矩方式，瞬间诱导出上下旋翼转动惯量未抵消产生的扭矩作用机身实现转向。 
我们从上述例中分析发现这种方式机理实际上也诱导出上下旋翼产生瞬间差动惯量，同时也诱导出瞬间陀螺效应的定轴性。我们在此机理基础上设计创新特殊旋翼、风扇、螺旋浆装置系统中设置能变惯量的装置。即在主涵道旋翼、风扇、螺旋浆总糸统中设计形成差动变惯量系统，利用其轴上下旋翼的恒定转动惯量转变为差动变惯量机制，从而诱导出产生陀螺效应的变量定轴性。使飞吊器具备产生抗湍流转捩风能力。
上下旋翼都装变惯量糸统，若选择下旋翼变惯量增大，降低重心，适合悬停飞行，具有定轴性的抗湍急转捩风能力。若选择上旋翼变惯量增大，提高重心，适合飞吊器前倾斜姿态飞行，同样具有抗湍流转捩风能力。 
在上述情况下飞吊器具有很大定轴性、及扭矩。为了增强抗扭矩作用在大主涵道外所设的四个小直径涵道基础上可再多设一个涵道旋翼，即设五个小直径涵道旋翼系统，像单旋翼直升机尾翼一样强化抗扭矩。在飞吊器拖拽的有线信号能源牵引索L的拖拽拉力影响下也起平衡和抗扭矩作用。 
优选设计主旋翼的变惯量惯系统，沿旋翼长度方向即旋翼迎角轴管内设置可伸缩移动液体质量的方法的一种装置，改变转动惯量的质量半径参数的变化，使旋翼的转速不变的情况下，达到惯量的增减的装置----称为变惯量系统。 
在上述飞吊器主旋翼系统设计中根据气候实际作业需要时可产生定轴性，抗湍流转捩 风功能。若不需要时，上下旋翼或风扇的转速相等，迎角不变，转动惯量相等，向量方向相反，扭矩相互抵消，飞吊器中主涵道旋翼系统无定轴性，可灵活控飞行姿态。 
现有技术的单旋翼直升机类飞行器虽然具有定轴性，但是，在旋翼转速不变时，这种旋翼惯量诱导的定轴性是相对恒定的量值，若要产生这种增量值的变化，即变大或变小，就需要改变旋翼转速。也不能消失即抵消，又不能随机需求而产生大小的变量值，这种单旋翼不存在差动变惯量效应，惯量变化反应十分迟钝，，若根据实际需求而能抗湍流转捩风的惯量诱导的定轴性的量值。同时会引起飞行旋翼空气动力耦合高度落差大，若是大空域，飞行高度大的是有允许飞行条件的，但很多低空域和有线供能的旋翼垂直起降的飞行器，由其是本案飞吊器的作业环境和空域条件是不允许的，在这种耦合落差很大的飞行作业中会引起飞行安全问题。 
本方案的变惯量糸统赋予飞吊器随需求而产生的惯量值的变化是动态变惯量值，诱导出可变量值的定轴性。飞吊器飞控计算机接收到传感器感受和预测到的湍流突侧风、转捩风的信号，指令旋翼稳定转速和迎角不变，使变惯量系统产生的惯量增量，即上下旋翼产生差动变惯量值ΔI诱导出可抗当前湍流转捩风的定轴性值。从而赋予飞吊器可随机抗湍流转捩风能力。 
5：优选在主涵道内设置主动式防涡环气流和改善雷诺数的方法设备及原理： 
(1).分析涡环产生的机理： 
涡环是旋翼飞行器在周围空气低气压、湿度大、霧雾、雨天、低风速、无风、或高温上蒸气候、在驻点(起降场地)环境窄小平整场地、低洼盆地以特定的飞行姿态和速度范围内垂直起降等条件下极易诱导出的一种特殊的、规则的环涡气流场，易导至旋翼飞行器旋翼失速，造成失事，涡环是可悬停飞行的旋翼类飞行器诱导出的“幽灵”。
在《直升机的世界.岁月之旅》[3]第115-116页上对于涡环发生机理的论述：在直升机下降速度和贯穿旋翼浆盘气流速度之比为0.4-0.8速度范围内时，旋翼浆尖附近的流场紊乱，拉力和扭矩的脉动明显加大为涡环的发生和形成阶段。 
该比值在0.8-1.2范围中，这时旋翼拉力脉动最为严重且拉力(升力)大幅下降，直升机操纵极为困难，为典型的涡环状态。 
当该比值超过1.2之后，拉力和扭矩的脉动逐渐变小，拉力逐渐增大，涡环现象逐渐消失。当该比值增加到1.8之后，涡环基本消失。所以，应当尽量避免直升机垂直升降速度与旋翼浆盘气流速度之比在0.8-1.2的范围内。在针对涡环产生的原因，采用人工操纵直升机改出的措施，最常用的办法是增加功率，降低下降速度，在悬停和侧飞时遇涡环，操控驾驶杆，使直升机斜向飞行起降，改出涡环先兆气流。 
现有技术的直升机和倾斜旋翼机的气动结构和布局承担升力、推进力、规避式防涡环，三重任务合一，其气动结构之间和布局不可相对位移，不存在先天性的多套独立气动场的组合，不能相互作用、干扰和协作，其在执行防涡环时，影响了升力和推进力，引起机体在空中垂直运动耦合动态面落差巨大，是以牺牲飞行姿态为代价换取实现防涡环和摆脱涡环先兆气流场。 
在《申请号为：200480012319.0的专利》中是用主升力和推进力为一体的旋翼机上的气动结构既负责执行防涡环，又负责执行飞行全项任务，这是一种被动式防涡环方法和设备，是一种涡环告警式装置，是根据直升机拉力、扭矩的脉动幅度及平均值发生的异常变化等参数计算出涡环边界典线。飞行器中心计算机装置向驾驶员发出警告，同时也指令气动机构产生相应动作改出涡环先兆气流场。是用自动驾驶仪代替人工操作，气动结构在空中产生上下左右晃动飞行防涡环，躲避自身诱导的涡环气场，在空中飞行运动空间垂直落差量动态很大，在一些窄小空域飞行危险糸数十分大，有些情况是不允许的也没有这样空域机会。 
这种方法早在此专利前就有了由驾驶员人工操纵驾驶使直升机在空中晃动飞行和斜向起降，是一种被动方式进行防涡环。 
美国V-22鱼鹰机对涡环状态十分敏感，美国波音、贝尔等公司研制的多功能涡环告警装置，是用预警后，主动优先躲避自身诱导的涡环气场方式，是一种变相的‘主动’，若在特定唯一驻点必须垂直起降，发生涡环气场先兆气流，防涡环设备发出警告信号时，就的放弃正常起降，显然在很多现实情况下这种警告装置并不实用，不能预先根除涡环先兆流和涡环场。 
上述这些措施和装置都属于被动预防措施的防涡环一种方法，这种方法存在操控难度和风险及一定的局限性。例如：《击毙拉登》案例中美国西科斯基公司是世界顶尖制造直升机的公司制造的最先进的隐形黑鹰直升机装用的可能还是被动预警类防涡环技术的设备，在环周高潮热气温条件下，高墙院内，是凹形驻点，又必须在此凹形定驻点快速垂降，则形成涡环气动场使旋翼失速摔机，也许未从根本上解决和根除旋翼机的“幽灵”-涡环。 
所以，其预防避免控制的防涡环数据范围0.4-0.8、0.8-1.2的比值范围是现有传统技术直升机气动结构累积总结的数据，又因环境、气候、高度、驻点不同，此参考数值意义有限。并不一定适应所有型气动结构和布局的旋翼机，这种方法和设备更不适用于本实施方案的整体飞吊器。 
旋翼飞行器一般都是对称规则外形的气动结构及布局。又在自身诱导出的规则的对称的环涡气场中作业。主动、预先、全环境、全天侯克服、根除涡环气流场是旋翼飞行器加强飞行安全必不可缺的技术要求。因此，飞吊器需要设计相应的完善气动结构和创新主动式抗防涡环功能的技术方法及装置。以便本方案在不良气候和驻点安全作业起降。 
(2).本实施方案的飞吊器采用三种方法和设备主动防涡环： 
(一)：采用将气动结构及布局分配不同的任务解决主动式防涡环方法：如图2标示了飞吊器气动结构防涡环方法及装置示意图。 
首先将控制垂直主升力和控制姿态、方向、水平调控推进力任务分开，分配给不同的气动机构执行。以大直径主涵道共轴正反转双旋翼气动机构组件承担垂直主升力，保持水平升力面变量任务。在其周围对称同水平设置四个小直径副涵道单轴单旋翼气动机构，随其在连接臂能做伸缩、扭摇摆的四自由度的同时对称动作或不对称动作，承担辅助升力、水平
Figure BSA00000692023400091
向推进力和控制方向及防飞吊器进动、抗防涡环的任务。
飞吊器大直径主涵道旋翼气机构与四个或多个小直径副涵道旋翼气动机构形成的都是独立的气动场，各自气动场能相对运动，各自的湍流面气体分子弹性碰撞产生能量交换传达空气动力，可互相助力也可相互干扰，为飞吊器整体防涡环提供了先天性条件。
飞吊器在起降或悬停飞行中，大直径主涵道旋翼气动机构承担全机总承载的主要升力和水平姿态平衡面。主旋翼气动流垂直排向下方到驻点面。在特殊气候、湿度、温度、场地平衡面或凹盆形地面的反射作用下，又在飞吊器对称规则外形的影响下，可能形成返回周围空中的涡环先兆气流状态流Q3、Q4、Q5、Q6、Q7。此时飞吊器的飞控计算机经传感器检测到的涡环先兆流信号反馈进行运算，指令装配在主涵道周围对称布局的小直径副涵道旋翼采取动作，为了不影响飞吊器总体平衡和飞行姿态的稳定面。四个副涵道旋翼将同时作对称的有节奏的四自由度动作。对于每个小直径副涵道旋翼体就相当于一架单旋翼直升机的主旋翼。用仿人工或类似自动驾驶仪的防涡环被动方式进行作四自由度的摆、摇、扭、伸缩的方式使各自气动场气流Q11、Q12相互干扰防涡环Q4、Q5。这种方式也干涉、扰乱了主涵道旋翼体5的下洗气流所诱导的涡环先兆流及外围上返空中的气流场。从而达到这种不牺牲飞行姿态而主动防止涡环先兆气流的形成。四副涵道旋翼系统同时对称、有节奏的动作防止飞吊器的进动和防涡环。对称动作控制操纵飞吊器的飞行姿态。保持水平姿态，起到飞吊器的辅助升力作用。统一向一侧倾斜，调控飞行方向，可主动防止飞吊器遭受侧吹风，稳定飞行姿态。图2标示了这种方法的特征。 
(二)：采用物理式空气分子弹性碰撞方法主动防涡环方法及原理系统结构： 
在主涵道下端设置一个无底盆形喷口9，在其周围斜壁开了对称布置的扁长方侧喷口10，在侧喷口风道中设置往返摆动的导风板。在起飞或下降时导风板自动打开，从侧喷口10喷射出水平直射摆动气流Qp、Qp1运动路线与下主喷口9向下喷的气流Q9、Q2、Q3经地面驻点后环状返上到主涵道外上端吸口的运动路线的涡环先兆气流Q4、Q5、Q6、Q7产生交叉，从而干扰、切断、阻止了上返气流运动方向，用这种物理的方法主动防止涡环先兆气流的形成。图2标示了这种方法的特征。 
(三)：采用电晕放电、微波生成等离子技术主动式物理化学空气分子弹性和非弹性碰撞特性防涡环方法及原理。图7、15表示了用等离子体技术防涡环和改善雷诺数。 
在主涵道中静子12、13和主涵道H1、H2壁内或下端的主喷口9处安装了电晕放电、微波等离子发射锅式、或百褶裙涵圈式能量波发生器。 
当飞吊器在起飞或降落时，或着低空悬停作业时，由于空气湿度大，气压低，气湿潮热无风或低于1-2低风速时，地面平整或凹形极易诱导出涡环气态场，为了防止这种涡环先兆气流形成，飞吊器的飞控计算机下指令让等离子能量波发生器工作，用粒子射流轰击涡环先兆气流分子，改变原气流运动轨迹，抗防涡环先兆流的形成。同时为了能在湿度大恶劣气候条件下正常作业，就要克服因空气黏性引起严重的低雷诺数，空气动力恶化问题，用等离子流改变旋翼周围环境条件从而改善空气动力雷诺数。 
本实施方案的等离子能量波发生器中应用等离子生成技术是现有公知成熟技术。将该技术进行创新调整适合应用到旋翼飞行器空气动力中解决抗防涡气态场和提高旋翼在恶劣气候的雷诺数，减小湿气黏度，改善旋翼空气动力。将这种等离子技术特性进行有机的结合和技术进步，研发适合飞吊器的能量、功率、频率波段、规格、标准、发射范围进行 技术创新，达到专用于旋翼飞行器主动式防止根除涡环先兆气流和改善雷诺数的方法和设备——简称防涡环改善雷诺数等离子能量波发生器。
(A).选用等离子技术防涡环工作原理： 
在旋翼空气动力作用下，空气分子进入等离子能量波发生器，在频率功率电压作用的电晕放电能量场粒子能量作用下，空气分子发生电离，形成等离子云。 
气体转化为等离子体，每个粒子需要1～30eV的能量[1]，等离子体是物质中能量较高的物质聚集态，其中的粒子具有较高的活性.离子体和普通气体存在一些共同点，如它们均满足气体状态方程，它们却有截然不同的性质，主要的区别列有三点： 
[1].普通气体中粒子是电中性的，本身不带电，而等离子体是由大量的粒子和离子组成，因此粒子是带电的，离子带正电，电子带负电。 
[2].普通气体中粒子之间的相互作用主要是相互之间的碰撞，是短程牛顿力的作用，其有效作用半径远小于粒子平均自由程，粒子都是匀速直线运动，当它碰到另一个粒子时，速度大小和方向可认为瞬时地发生突变，因此粒子运动轨迹是直线线段连成的折线.而等离子体大量带电粒子之间的相互作用，即长程库仑力的作用，多个带电粒子之间的集体相互作用要压倒两个粒子之间的碰撞，带电粒子大角度的偏转是多重小角度偏转积累而成，所以带电粒子的运动轨迹不是简单折线而是不断发生波折并逐渐形成大拐弯的曲线. 
[3].常温下普通气体粒子间的碰撞一般是弹性碰撞，而等离子体中粒子间的碰撞除弹性碰撞之外还有非弹性碰撞，而且大量的是非弹性碰撞.引发产生等离体。 
等离子体是物质第四态表现： 
(a)温度高，粒子动能大。 
(b)作为带电粒子的集合体，具有类似金属的导电性能，等离子体从整体上看是一种导电流体。 
(c)化学性质活泼，容易发生化学反应。 
(d)具有发光特性。其具有独特的物理和化学性质： 
激发AB+e-----AB*+e 
退激AB*------AB+hv(光子)：                  表现发光特性应用于光学 
离解AB+e——A+B+e：                         表现化学性质应用于化学 
电离AB+e——AB++2e----A++B+2e               表现导电性应用于电气学 
电子、离子在电场中被加速：                  表现高速粒子应用于力学 
粒子间碰撞产生热效应，粒子和固体表面的碰撞：表现高温应用于热学 
等离子的多样特性是因其内部电子和气体分子间的磁撞的个性。遵循四个麦克斯韦电磁场、磁流体动力学、电流体动力学、流体力学、运动学、热力学方程。 
等离子体具有波能和振荡特性，其离子体表现出激发、运动能、传播和衰减的历程，对等离子体的约束、稳定、加能、辐射的控制技术是实际具体应用的重要部分。 
等离子体波的特性由等离子体本身的性质和它所处的生成的物理条件决定的。等离子体是由各种带电粒子及中性粒子所混合组成的气态体，其中的波和热压强与电磁力有关，在其存在三种力----热压强梯度，静电力和磁力起着准弹性恢复力的作用。 
在等离子体发生器中经直接释放出的电晕粒子会通过碰撞过程对其他空气粒子产生影响，并交换动量、动能、内能和电荷。使粒子发生离解和电离并复合产生化学反应，同时产生光子发射和吸收等物理过程。 
等离子体间的碰撞不一定直接接触，所带电粒子间产生相互作用可为库仑力，即使两个粒子离得很远，既然存在着相互作用，碰撞截面为无穷大。每个粒子同时受到其它许多粒子的库仑力。粒子运动速度和轨道发生改变，所发生的碰撞结果使得等离子体中粒子速度和能量服从麦克斯韦——玻开兹曼分布。并引起各种现象： 
一种是弹性碰撞，粒子只改变运动方向，总动量和动能守恒无论是那个粒子的内能都没有改变时，即不发生化学反应。没有新粒子或光子产生的是弹性碰撞。 
另一种是非弹性碰撞。在碰撞过程中引起粒子内能变化，伴随着新粒子或光子的产生是非弹性碰撞。当质量M1＝M2时转移能量约为M1/4。若能量大时能改变分子或原子内部结构。激发和电离周围气体场。使气体间发生化学反应。 
在等离子体反应器中加入工作气体，空气或一些适当的气态物质(如稀有气体、氢气、氮气、二氧化碳、一氧化氮、水蒸气等)后，在外界电磁场强耦合作用下其分子、离子、原子间产生解离、电离、分解、电荷转移、离子复合、自由基复合等反应，等离子体中各种激发态物质的作用可以分为均相作用和非均相作用两类。可以改变原来反应物的转化率和产物的选择性： 
在地球大气环境中98％的空气是氮气和氧气，氮气含78％，氧气含20.9％，在如在雷电的电晕放电等离子体高能量离子粒子非弹性碰撞引发了如下反应： 
Figure BSA00000692023400121
2NO+O2＝＝2NO2
2NO2<＝＝＝>N2O4+57KJ 
这些均相催化作用，可以归结为加入的工作气体改变了高激发态物质间的能量或电荷的传递。虽然这些均相催化作用之间还未发现一个普遍的共同规律，但在特定能量场中出现均相催化。在此，潘宁效应(Penningeffect)可能起了重要作用，表示如下： 
M*+A->A++M+e-
M*+A2->2A+M 
式中：M为加入的气体分子或原子；A为反应物分子或原子；*为粒子处在激发态。潘宁效应的存在可以促进反应物的电离或解离活化[1]。在这种非弹性碰撞粒子间能量的释放、变换、激励，产生了连锁化学反应和多米诺骨牌效应，对周围空气分子产生冲击，振荡和扰动涡环先兆气流。同时附加产生的放电次声波的共同作用对涡环先兆气流运动方向产生了干扰，解决主动式防涡环问题。 
(B).选用等离子技术改善旋翼空气动力的雷诺数工作原理： 
等离子能量波发生器释放粒子和离子冲击动能量的同时又释放焦耳热能量和振荡激波，作用周围涡环流空气分子同时又作用了飞吊器中气流场空气水分子，下洗气流中水分子产生膨胀，在反作用力下对升力起到地面效应的气垫效应，又提高了雷诺数。 
空气若湿度大，密度就低，黏性也大。干燥空气密度高，黏性减小。雷诺数增大。在飞吊器起降过程中本案设置进行微波电晕放电、等离子发生器释放大量的复合能量作用下，对下洗气流柱气团的湿度减小向干燥倾向转移，空气密度也随着增大，黏性减小，能量波穿透空气对空气分子中水分子产生作用的过程也减低了空气黏性力。 
根据雷诺公式： 
Re＝ρ/μ×V ×L  雷诺数＝密度/黏性×速度×长度(弦长) 
或：Re＝VL/v      雷诺数＝速度·长度/流体黏性系数 
雷诺数[2]是无量纲，对于雷诺数效应的全面理解是：相对于每一点流体的速度，旋翼边界层中空气由质量产生的惯性力和黏性力的比是重要的。这一比率将随季节情况和高度的不同有变化[2]，在夏季潮湿气侯中雷诺数偏低，在冬季干燥气候中雷诺数趋高。总结的各气候特点比较，实际结论是干燥的空气雷诺数高。 
虽然，在一定环境、时辰、季节中空气密度和黏性是旋翼飞行器空气动力的不可控的参量，对于飞行器旋翼的转速V、旋翼弦长L在制造时以定规格，但在不同自然环境和气候情况下，飞行器作业时所在空域的空气密度和黏性的参数在定局的情况下用人为的方法改变。为了改变雷诺数，本方案在飞吊器设置发射锅式电晕放电等离子能量波发生器，或百褶裙涵圈式微波等离子能量波发生器改变飞行器旋翼周围局部空气的密度和黏性参数，从而提高旋翼空气动力雷诺数，改变空气动力环境，利于飞吊器作业安全十分重要。 
雷诺数越低旋翼总阻力影响也越大，湿度大的空气黏度也大，低雷诺数直接结果就是导致飞吊器旋翼过早失速。在释放等离子能量的作用下，空气动力环境得到改善，既防止了涡环气流先兆气场的形成，又防止了飞吊器旋翼过早失速。在飞吊器设置等离子能量波发生器，在其作用下改善旋翼的空气动力环境，由其是涵道内旋翼弦长外三分之二段主要空气动力作用的翼面，增加下洗气流空气微团的动量，提高升力系数，改善了空气动力的雷诺数，又根除了涡环产生的机制。 
选用释放等离子体射流，激化涡环气体分子结构和运动方向，预先防止和根除旋翼诱导的涡环先兆流运行机制和形成环境，利用该原理方法和功能装置实现应用于空气动力学的主动抗防涡环先兆流及改善雷诺数。
6、飞吊器动力及辅助机构的优选项： 
1、选用电力驱动： 
(一)在主涵道共轴旋翼或风扇中心轴处设置电动机，四副涵道旋翼中心轴处也设置电动机驱动。选单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性，具有抗湍流转捩风能力，选共轴正反转双旋翼，增加气动力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不存定轴性，有利飞吊器机动性。用有线电缆供电。 
(二)在主涵道内径壁内与上风扇和下风扇对应位置，设置电动机定子绕组，在上旋翼或风扇和下旋翼或风扇叶端设惯量涵圈O1，外径壁内设置永久高磁铁做电动机转子。形成一种厚度薄、大直径、开放式电动机式内置涵道旋翼或风扇新技术结构特征，这种特征 的特点是低转速，大扭矩，节省能源的涵道旋翼或风扇动力系统。 
2.选用燃气或气化燃油式发动机驱动方式： 
一.选用燃气或气化燃油式涡扇式发动机，专设计用二级压气风扇机替代上下正反转旋翼、风扇，中部中心设有燃烧室，下部设有正反转涡轮驱动上部的正反转共轴上下旋翼或风扇。主要负责驱动主涵道共轴正反转旋翼或风扇承担主升力系统。 
二.选用燃气、气化燃油式涡轴发动机做主涵道共轴正反转双旋翼或风扇动力。 
三.选用燃气、气化燃油式活塞式发动机做主涵道共轴正反转双旋翼或风扇动力。 
四.选用燃气、气化燃油式航空涡扇、涡轴、活塞式发动机做为主涵道共轴正反转双旋翼或风扇系统提供动力驱动。 
五.在选用燃气、气化燃油做能源供应的发动机驱动系统中，设置减速变速器和发电机配备，发电机发的电为飞吊器伺服机构供电，和主涵道外对称布置的多对小直径副涵道旋翼系统的驱动电动机供电。选单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性，具有抗湍流转捩风能力，选共轴正反转双旋翼，增加气动力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不存定轴性，有利飞吊器机动性。 
六：飞吊器配有牵引索，具备牵力作用，抗逆风作业时提供牵力作用，此牵引索中配装能源供应管线。 
(1)选用电力驱动时，输能牵引索中设有正负极电力线和信号线。 
(2)选用燃气、气化燃油式发动机时输能牵引索中设有光传导信号线。并联燃气、气化燃油管和富氧供气管。能使飞吊器发动机在无氧的烟气中也能正常工作。 
7：辅助装置设置方法和设备。 
飞吊器起飞一段距离，拉长拖拽的输能牵引索在重力作用下坠拖拽，是一种很大阻力和负担。为了减轻这种负担，在两条能源管线外套一层密封的防火纤维软管，在此管不同段开有一些不同方向的喷气孔。在此管中鼓进高压空气，高压空气从小喷气孔喷出产生作用与反作用力，能使输能牵引索克服重力飘浮在空中。 
在输能牵引索的下端连接卷在卷扬器上。卷扬器设置转换器。若是供电的设有正负极电力和光电信号转换器。若是燃气或气化燃油供应的配有燃气、气化燃油、富氧气管转换器。上述都配有输能牵引索飘浮作用的高压空气储气瓶转换和高压气泵。在卷扬器的下端，若是供电的配用专用发电机或插接外电源器和蓄电池组。若是供燃气、燃油配有高压燃气泵和燃气罐或燃油气化装置及增压泵和油箱。等组成一套完整的能源供应系统。 
选供燃油系统：在燃油箱外另安装雾化气化器，使燃油气化后用增压泵输送输能牵引索中的燃气管内，在该管织有轻质网状电加热管为给沿途燃油气化态接力通道提供热能量条件，使其输送管在很轻的状态下输能源。本案的所设是为飞吊器提供选能源的机会。设置控制室操控台由中心计算机及程序负责总操控和管理。 
8：飞吊器能源和信号管理糸统优选方案： 
优选有线式、无线式，在飞吊器上装多通道接收发机，负责无线电或光通信号管理指挥。能源自带燃料箱或高能电池组及发电机。 
通过上述几项设置，飞吊器具有在恶劣环境气候条件下，抗湍流突切变转捩风、抗侧 风。主动式防涡环，增强了升力和爬升效率，能长时续航，具有在抗强逆风恶劣环境中作业能力，是一种具备实战效能提吊功能的飞行器。 
综上所述，结合附图和附图标记说明及结构功能简介进一步公开本方案具体实施例，使其变为现实的飞吊器。 
[附图标记说明及结构功能简介]： 
图1标示飞吊器工作状态受力原理六个维度空间移动七种飞行姿态八种主要控制示意图。 
L标示有线控制飞吊器的牵引索，具有传输电力、燃气、富氧空气、控制信号、牵引力，在本方案牵引索上设压缩空气喷气式飘浮器、或优选安装电力双旋翼飘浮器，简称：输能牵引索。输电力的表示为L，输燃料的表示为L气。 
O标示飞吊器重心部位。 
A标示飞吊器副涵道旋翼设置在距牵引索L及控制台最近的副涵道旋翼组件，提供辅助升力、方向力矩。 
B标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L左侧的副涵道旋翼组件，提供辅助升力、方向力矩。 
C标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L对面及副涵道旋翼组件A对面的副涵道旋翼、或旋翼组件，提供辅助升力、方向力矩。 
D标示飞吊器副涵道旋翼设置在牵引索L右侧的及副涵道旋翼组件A对面的副涵道旋翼组件，提供辅助升力、方向力矩。 
ω上标示飞吊器上主旋翼角速度和顺时钟旋转方向。 
ω下标示飞吊器下主旋翼角速度和逆时针旋转方向。 
ωA、ωB、ωC、ωD标示A、B、C、D副旋翼角速度和旋转方向。 
A切、B切、C切、D切标示A、B、C、D副旋翼旋转扭矩、旋转线速度方向。 
E左标示飞吊器受力相对控制台方位向左移动方向和左方向力。 
E右标示飞吊器受力相对控制台方位向右移动方向和右方向力。 
E远标示飞吊器受力相对向远离牵引索L及控制台方位点方向移动，受E远方向力。 
E近标示飞吊器受牵引索L拉力大于其它力向相对控制台方位移动，受E远方向力。 
F标示飞吊器克服其它力影响远离牵引索L点的力。向前飞行力F大于其它力时飞吊器沿E远方向移动为F和Fb的合力。 
F升标示飞吊器克服其它力影响、产生的升力，升力大于其它力时飞吊器上升。 
FW标示飞吊器受的重力，重力大于其它力时飞吊器下降。 
FL标示飞吊器受牵引索L拉力影响向综合卷扬器192点及控制台方位点移动，牵引索L力的分力，牵力FL力大于其它力时。 
F右标示飞吊器在综合力作用下产生向右的扭矩力。 
F左标示飞吊器在综合力作用下产生的左的扭矩力。 
E1<->E2标示飞吊器四个副旋翼臂96.97的伸缩，作用力及方向。 
F1<->F2标示飞吊器四个副旋翼臂96.97段扭摇，作用力及方向。 
F3<->F4标示飞吊器四个副旋翼做连接在弯月架99两端的摇摆轴100往复转动内外摇摆作用力及方向。 
Q左标示飞吊器受左侧气流影响。 
Q右标示飞吊器受右侧气流影响。 
Q顺标示飞吊器受来自与牵引索L力方向一致的气流影响简称为顺风。 
Q逆标示飞吊器受来自与牵引索L力方向相反的气流影响简称为逆风。 
W标示为重物。 
图2标示飞吊器在遇到特殊气候情况下起降时防涡环的工作状态示意图。 
Q1，Q8标示进入上主旋翼涵道并经上静子2整流后受上旋翼3上力矩作用的气流。 
Q2，Q9标示排出下主旋翼涵道主喷口9，并经过下主旋翼3下力矩作用，经下静子8整流后排出的下洗气流。 
Q3标示主旋翼涵道主喷口9排出的主气流Q2经下静子8整流后向地面的气流。 
Q4标示排出的主气流Q3遇地面后拆返回空中的主气流。 
Q5、Q6、Q7标示应受特殊气候和起降场地影响涡环先兆气流和方向。 
Q10标示进入副涵道旋翼圈108旋翼102的滑气流。 
Q11、Q12标示副涵道旋翼圈108旋翼102作用经下静子101、103整流后排出下洗气流，起干扰涡环先兆流Q5的作用气流。 
Q13标示进入多环层主涵道旋翼的滑气流Q1、Q8吸附力带动影响作用下，进入外环层主一涵道H1与内环层主二涵道H2之间环腔4的滑流气流，并有附壁效应。 
Q14标示进入外环层主一涵道H1与内环层主二涵道H2之间环腔4的滑流气流Q13，经过中静子13整流后的下洗气流，并有附壁效应。 
Q15标示受中静子12整流后气流。 
QP标示外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2主喷口9内侧排风道10，并经导风板26整流导排出的具有风压的防涡环喷射混合气流。 
QP1标示侧排喷口10喷射气流QP作用，与气流Q5交叉后干扰冲击防涡环气态的气流。 
Z1标示中静12、13处设置的电晕放电等离子发生器释放的防涡环气流的等离子能量波。 
Z2标示外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2上设置的电晕放电等离子发生器释放的防涡环气流的等离子能量波。 
图3标示飞吊器上下主旋翼直径大小设置和设置多环层主涵道及动力装置，电动机结构设置的方案示意剖视图。 
图3-1标示飞吊器双环层主涵道设置方案的外环层主一涵道H1高度大于内环层主二涵道H2高度尺寸，内环层主二涵道H2安装在中静子12、13上部与上静子2之间的方案。上主旋翼3上直径小于下主旋翼3下直径的结构，其上主旋翼3上设置变惯量涵圈O1，下主旋翼设置不变惯量惯量圈，电动机设置在中心轴6处，方案示意图。 
图3-2标示飞吊器双环层主涵道设置方案的外环层主一涵道H1高度大于内环层主二涵道H2高度尺寸，内环层主二涵道H2安装在中静子12、13下部与下静子8之间的方案。上主旋翼3上直径大于下主旋翼3下直径的结构，其上主旋翼3上设置不变惯量涵圈O1，下主旋翼设置变惯量惯量圈O1，电动机设置在中心轴6处，方案示意图。 
图3-3标示飞吊器双环层主涵道设置方案，外环层主一涵道H1套在内环层主二涵道H2外，涵道高度尺寸同样，上下主旋翼直径同样尺寸，都设在内环层主二涵道H2内，其电动机定子绕组18结构设置在内环层主二涵道H2内壁20外径壁内，永磁铁转子17设在上下主旋翼3上、3下的涵圈壁惯量圈O2上、O2下外侧壁上，其O2上、O2下圈不设变惯量仓方案示意图。 
1标示飞吊器总称。 
2标示内外环层主涵道旋翼体5上静子，上下主旋翼中心轴6上支撑架。防止上滑气流的附带气流产生龙卷畸变，起到整流作用、形成双环层涵道腔的上支架。 
3标示旋翼总称。 
3上标示上主旋翼。 
3下标示下主旋翼。 
4标示外环层主一涵道H1内径壁与内环层主二涵道H2外径壁之间的涵道腔。 
5标示飞吊器内外环层主涵道旋翼、风扇体总称。 
6标示飞吊器支撑上、下、中静子横向垂直竖向支撑架上下主旋翼中心主轴。 
7标示飞吊器主喷口9盆状侧斜面上设的防涡环侧喷风口10处的长方扁形状进口。 
8标示飞吊器下静子，支撑下部双环层涵道形成涵道腔，是上下主旋翼中心轴6下支撑 主体结构架，功能作用是整流3上、3下的下洗气流，防止产生龙卷畸变。 
9标示飞吊器主涵道下端无底盆形状主喷口，提高空气动力效率产生主升力。 
10标示飞吊器主涵道下端主喷口9内环盆斜状面设防涡环气流的侧喷口。 
11标示飞吊器外环层主一涵道H1壁。 
12标示飞吊器内环层主二涵道H2中静子，作用是整流上主旋翼3上的下洗气动流。 
13标示飞吊器内外主涵道H1、H2间中静子，附壁效应滑流或上旋翼3上下洗气流整流。 
14标示飞吊器外环层主一涵道H1间与其外壳29间的内腔，可设等离子发生器仓。 
15标示飞吊器上下主旋翼变惯量圈O1上、O1下外壁与主涵道内径壁间隙腔。产生压。 
16标示飞吊器上、下主旋翼中变矩轴和通变惯量液管道。 
160标示飞吊器上、下主旋翼中变矩轴和通变惯量液管道内腔。 
17标示设置在主旋翼惯量涵圈O1圈外壁上的电动机转子永磁铁。 
18标示设置在主涵道壁内的电动机定子绕组。 
19标示内环层主二涵道H2的外径壁。 
20标示内环层主二涵道H2的内径壁。 
M上标示上旋翼3上驱动电机。 
M下标示下旋翼3下驱动电机。 
H1标示外环层主一涵道。 
H2标示内环层主二涵道。 
O1标示主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构的涵圈。 
O2标示主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构的涵圈。 
O1上标示上主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构。 
O2上标示上主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构。 
O1下标示下主旋翼惯量涵圈含变惯量仓腔结构。 
O2下标示下主旋翼惯量涵圈不含变惯量仓腔结构。 
图4标示飞吊器主旋翼电机定子绕组设置在外环层主一涵道H1、内环层主二涵道H2圈壁内，永磁铁转子设在主旋翼惯量涵圈上，其主涵道下端与下静子之间设主喷口9的优选结构示意图。 
图4-1标示飞吊器电动机定子绕组设置在单环层主涵道内径壁内，转子永磁铁设置在旋翼惯量圈上的结构，俯视局部剖视示意图。 
图4-2标示飞吊器电机设置在单环层主涵道壁内，转子永磁铁设在旋翼惯量圈上，在主涵道体5下端与下静子8之间设主喷口9的结构主视剖视图。 
图4-3标示飞吊器主喷口9部件仰视剖视图。 
图4-4标示飞吊器主喷口9中设侧喷10防涡环气流的结构局部剖视立体示意图。 
2标示飞吊器上静子，也标示了主旋翼中心轴6支撑架的结构关系。 
8标示飞吊器下静子，也标示了主一、二涵道腔的下端与主喷口9结合部位关联。 
9标示飞吊器主喷口主体。 
10标示飞吊器主喷口9中设的辅助调方向和防涡环侧喷口。 
17标示设置在主旋翼惯量涵圈上转子永磁铁优选结构俯视剖视图。 
18标示飞吊器主旋翼电动机定子绕组线圈设置在主涵道内径壁结构俯视剖视图。 
21标示主旋翼惯量涵圈上电动机转子永磁铁环托架。 
22标示主旋翼惯量涵圈上电动机转子永磁铁外紧箍环。 
23标示主旋翼中心轴6上端托架法兰盘。 
23A标示主旋翼中心轴6上端托架法兰盘上按装防速坠安全伞仓及罩。 
24标示主涵道下端口与主喷口9部件上端展口结合部位。 
25标示主涵道主喷口9内盆形斜面上展形下收口形环面。 
26标示侧喷口10长方扁形7内风道38腔内导风板，用于调方向和防涡环气流。 
27标示主旋翼电动机及变惯量系统外设的电磁发生器总称。 
28标示飞吊器外环层主涵道体内环状口形主横梁。 
28T标示飞吊器外环层主涵道体内环状口形主横梁安装的稳定转动节97的悬凸轴。 
29标示飞吊器主旋翼涵道外鼓形壳。 
30标示主旋翼变惯量系统总称。 
30喷标示主旋翼喷液式变惯量系统总称。(圈6标示) 
30线标示主旋翼线拉活塞送液式变惯量系统总称。(图13标示) 
30轴标示主旋翼蜗轴活塞送液式变惯量系统总称。(图14标示) 
31标示侧喷口10导风板摆动件转轴。 
32标示侧喷口10导风板转轴。 
33标示侧喷口10导风板26驱动蜗轴。 
34标示侧喷口10导风板26驱动齿条和导风板移动方向。 
35标示侧喷口10导风板驱动蜗轮形齿条。 
36标示侧喷口10导风板驱动电机。 
37标示导风板驱动蜗轴支架。 
38标示侧喷口10内扁长方风道腔。 
39标示导风板驱动蜗轮形齿条导轨槽。 
图5标示主旋翼变惯量惯量涵圈O1仓各种实施例方案示意图。 
图5-1标示月牙形仓，主视局部剖视图。 
图5-2标示弯矩形仓。主视局部剖视图。 
图5-3标示主旋翼变惯量惯量涵圈O1仓的俯视局部剖视图。 
图5-4标示圆形仓腔示意图。 
图5-5标示三角形仓腔示意图。 
图5-6标示上主旋翼变惯量涵圈O1仓和惯量液储蓄罐43结构关系主视剖视图。 
图5-7标示下主旋翼变惯量涵圈O1仓和惯量液储蓄罐43结构关系主视剖视图。 
图5-8标示主旋翼变惯量惯量涵圈O1仓仰视局部剖视图。 
图5-9标示变惯量液罐43中释液电磁柱阀局部剖视立体图。 
图5-10标示上下主旋翼变惯量或非变惯量涵圈装双扁环带镂空内镶斜翅涵圈OH。 
Oa标示月牙形惯量仓示意图。 
Ob标示月弯矩形惯量仓示意图。 
Oc标示圆形惯量仓的示意图。 
Od标示三角形惯量仓示意图。 
Oe标示矩形惯量仓的示意图。 
Oo标示惯量仓腔总称。 
O1标示环形含惯量仓和不含惯量仓惯量涵圈。 
OJ标示环形含惯量仓和不含惯量仓惯量涵圈O1斜翅及长、宽、斜角、方向示意图。 
OH标示双扁环带镂空内镶斜翅涵圈。 
160标示主旋翼变矩轴中心导惯量液体管道腔。 
40标示变惯量涵圈O1仓O0的卸液口。 
40a标示变惯量涵圈O1仓O0卸液口40自感电的电动开关。 
40b标示装在内外环层主涵道H1或H2壁11或20内的变惯量仓卸液口电磁感应器。 
41标示变惯量储液罐泄液柱阀。 
42标示变惯量涵圈内径边壁面，内截面弯月形Oa为直环面、矩弯形Ob为凹弯环面、圆形Oc为斜角环面、斜三角形Od为内倾斜环面、正矩形Oe为直环面，此环面影响惯量涵圈内旋翼尖升力、气流的形阻和边沿尾涓气流状态。 
43标示旋转变惯量主储液罐。 
44标示泄液阀电磁线圈。 
45标示泄液阀电磁铁。 
46标示泄液阀吸合柱。 
47标示泄液阀吸合柱弹簧。 
48标示泄液阀电磁铁整体。 
49标示泄液阀释液喷口。喷向旋翼迎角轴腔160内(变惯量液通道)。 
图6标示飞吊器主旋翼电动机和喷液式变惯量系统总体结构示意主剖视图。 
图6-1标示上下主旋翼电动机和中心轴6部位的喷液变惯量系统部件主剖视图。 
图6-2标示转动的变惯量储液罐与不转动的预存罐关联结构轴测剖视示意图。 
50标示主旋翼变惯量系统预储液仓。 
51标示预储液仓外注惯量液口，与中心轴6联接，不转动。 
52标示预储液仓导液竖管，又是中心轴6内导液轴管。 
53标示预储液仓中心轴6内导液管的横向导液管。 
54标示预储液仓腔。 
55标示预储液门形输导流管。 
56标示门形导流管进液口。 
57标示门形导流管出液口。 
58标示主储液仓进口(靠离心力吸进仓内)。 
59标示主旋翼轴承滚珠架。 
60标示主旋翼轴承内圈封箍。 
61标示主旋翼轴承外圈封箍。 
62标示旋转变惯量储液罐仓中部斜面顶端泄液口。 
63标示旋转变惯量主储液罐内腔。 
64标示主旋翼轴承外圈。 
65标示主旋翼轴承滚珠。 
66标示主旋翼轴承内圈。 
67标示惯量储液罐离心灌注液凹环仓。 
68标示上主旋翼电动机设在中心轴处的转子永磁铁。 
69标示上下主旋翼电动机设在中心轴处的转子与定子间隙。 
70标示上下主旋翼电动机设在中心轴处的定子线圈匝绕组。 
71标示中静子内设的电力.信号线通道导管内腔。 
72标示中心轴6上电动机定子线圈匝绕组的接线口。 
73标示泄液阀吸合柱滑道。 
74标示中心轴6内设的注惯量液内竖向导管。 
75标示中心轴6内设的注惯量液内导管返流注液竖向管。 
76标示中心轴6内设的电线引导管和外配设备的导线接联器。 
77标示中心轴6内设的注惯量液内竖向导管底部进返注流管的出口。 
78标示下主旋翼电动机支承法兰托。 
79标示下主旋翼电机和变贯量系统封盖。 
80标示泄液阀滑动导管。 
81标示惯量储液仓离心斜壁。 
82标示惯量储液仓直壁。 
83标示中心轴6内设横向注液导管。 
84标示中心轴6内设注液竖向导与返注流竖向管横向通液孔。 
85标示中心轴6内设注液竖向导管与返流竖向管间支架塞环。 
图7标示防涡环气流发射锅式电晕放电等离子能量波发生器示意图。 
图7-1标示在涵道上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视示意图。 
图7-2标示涵道上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视示意图。 
图7-3标示中静子宽栅上设置的发射锅式电晕放电等离子能量波发生器剖视图。 
图7-4标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器结构局部剖视示意图。 
图7-4A标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器单频电容耦合等效电路图。 
图7-4B标示发射锅式电晕放电等离子能量波发生器双频电容耦合等效电路图。 
图7-4C标示ECR微波等离子体发生器结构工作原理示意图。 
86标示主喷口9部件座，等离子能量波发生器托架。 
87标示等离子能量波发生器阴极模块。 
88标示等离子能量波发生器发射阴极板。 
89标示等离子能量波发生器发射聚能锅。 
89Q标示等离子能量波发生器发射锅强注空气即工作气体通道。 
90标示等离子能量波发生器发射阳极板。 
91标示等离子能量波发生器阳极模块。 
92标示中静子支架上的等离子能量波发生器发射器。 
93标示中静子等离子能量波发生器支架。 
94标示等离子能量波发生器正极电线接头(阳极线)。 
95标示等离子能量波发生器负极电线接头(阴极线)。 
M.B标示电容耦合匹配器。 
CB  标示耦合隔离电容。 
ω高频标示高频波电源。 
ω′偏压标示自偏压高频波电源。 
K高标示高频电极(阳极板)。 
A地标示接地电极(阴极板)。 
B磁标示电子回旋谐振磁化耦合场洛伦兹力磁力线示意 
图8标示双环层主涵道飞吊器三视图。 
图8-1标示双环层主涵道飞吊器俯视示意图。 
图8-2标示双环层主涵道飞吊器主视剖视示意图。 
图8-3标示双环层主涵道飞吊器仰视剖视示意图。 
96标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂可伸缩节。 
97标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂可扭摆旋转节。 
98标示飞吊器主旋翼涵道体5与副旋翼涵道体A、B、C、D连接臂97节外套输能牵引 
索L连的牵引架106结合器，具有自滑转和电动控制转动功能。 
98W标示牵引架106与飞吊器臂结合器98中控制转动的步进电机齿轮和离合器。 
99标示副旋翼涵道体A、B、C、D与臂伸缩96连接的弯月架。 
100标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D摇摆步进电动机中心轴管联合体。 
101标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D摇摆扭矩中心管轴100和三角静子结合体。 
102标示副旋翼或风扇，单轴单旋翼 
102A标示小直径副旋翼或风扇，共轴双旋翼时上旋翼 
102B标示小直径副旋翼或风扇。共轴双旋翼时下旋翼 
103标示副旋翼涵道体A、B、C、D薄片刃形下静子。 
104标示副旋翼涵道体A、B、C、D旋翼或风扇单轴单旋翼102驱动电动机总称。 
104A标示小直径副旋翼涵道体A、B、C、D旋翼或风扇共轴上旋翼102驱动电动机总称。 
104B标示小直经副旋翼涵道体A、B、C、D旋翼或风扇共轴下旋翼102驱动电动机总称。 
105标示飞吊器输能牵引索L连的牵引架106内导线通道。 
106标示飞吊器抗扭拒和输能牵引索L抛物线形输电牵引架，简称牵引架。 
107标示飞吊器输能牵引索L与牵引架106连接的环腔接口。 
108标示小直径A、B、C、D副涵道涵圈，内环壁直线形，外壁为鼓形连下静子总称H4，。 
109标示飞吊器内外双环层主涵道间滑流环腔4中静子13整流环形气道口。 
110标示飞吊器中用于固定外装设备法兰环竖向支承架。 
111标示飞吊器中固定外装设备支架法兰盘紧固孔。 
112标示飞吊器上固定外装设备支架法兰环。 
113标示飞吊器固定中心轴6轴毂又是下静子8连接盘与外接设备平台158组合。 
114标示内环层主二涵道H2紧固件。 
H4标示副旋翼涵道108直状环筒壁带下静子结构的内壁， 
图9标示飞吊器输能牵引索(输电式)。 
图9-1标示飞吊器输能牵引索主视剖视立体示意图。 
图9-2标示飞吊器输能牵引索截面剖视示意图。 
L标示飞吊器输能牵引索。输电表示为L，输燃料表示为L气 
y0标示飞吊器输能牵引索中信号控制线。 
y+标示飞吊器输能牵引索中电源正极线。 
y-标示飞吊器输能牵引索中电源负极线。 
115A标示飞吊器输能牵引索耐磨、耐温、防水、防低温外表膜，最外层。 
115B标示外表膜下耐高温、防低温、防水、高强、防蠕变纤维复合层，内三层。 
116标示耐高温金属丝网屏壁层，内二层。 
117标示高拉伸强度，抗高蠕变、防水纤维复合层，最内层。 
图10标示飞吊器上下静子为马刀弧型，单环层主涵道设提吊绞盘的主视剖视图。 
118标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的主动扭摇步进电动机。 
119标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的主动小蜗轮。 
120标示副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的被动大蜗轮。 
121标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂扭摇节97的被动臂轴。 
122标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的被动蜗齿臂轴。 
123标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的主动蜗轮。 
124标示驱动副旋翼涵道体A、B、C、D臂伸缩节96的主动伸缩步进电机。 
125标示飞吊器起落架升降步进电机组件共四个(M1、M2、M3、M4)。 
126标示驱动飞吊器起落架升降的蜗杆。 
127标示驱动飞吊器起落架升降的蜗轮式螺母管。 
128标示驱动飞吊器起落架升降弹簧支架托盘。 
129标示飞吊器起落架升降弹簧支架托盘。 
130标示飞吊器起落架升降弹簧。 
131标示飞吊器起落架升降的升降杆。 
132标示飞吊器起落架移动的胶轮。 
133标示飞吊器着陆后移动行走电机组件总称共四个(M5、M6、M7、M8电机)。 
134标示飞吊器起落架。 
135标示飞吊器外配提吊绞盘。 
136标示提吊绞盘卷扬筒及索。 
137标示提吊绞盘提吊索导索口。 
138标示提吊绞盘驱动蜗轮轴机构。 
139标示提吊绞盘驱动蜗轮轴机构电力线通道。 
140标示飞吊器提吊绞盘吊索钳。 
141标示提吊绞盘吊索钳驱动步进电机及驱动杆联动机构。 
142标示提吊绞盘抱栏钳臂。 
143标示飞吊器提吊绞盘提吊索 
143J标示提吊索钩。 
144标示提吊绞盘抱栏钳电动静子座。 
145标示提吊绞盘抱栏钳电动转子盘。 
图11标示飞吊器控制电路通道俯视剖视示意图。 
146标示副旋翼臂内电路通道。 
147标示副涵道旋翼体A、C电力线和信号线在主涵道内的电线通道。 
148标示主涵体填充轻质发泡材料，减共振。 
149标示副涵道旋翼体A、B、C、D摇摆轴100内电路通道，副涵道旋翼体A、B、C、D驱动旋翼电机MA、MB、MC、MD的电源通道。 
150标示飞吊器的输能牵引索连接的牵引架106选用轻质高强度材料制造。 
151标示副旋翼A、B、C、D摇摆转轴100贯穿弯月架99另端，安装轴承总承。 
152标示副旋翼A、B、C、D涵道的月弯架99中心腔电力、信号通道。 
153标示上下主旋翼用高强纤维材料制造。 
154标示副涵道旋翼A、B、C、D摇摆轴100中提供电机电源通道。 
155标示副涵道旋翼A、B、C、D弯月架内电路通道，摇摆电机mA1、mB1、mC1、mD1和旋翼电机104电源通道。 
156标示飞吊器输能牵引索连接牵引架106拉力传感器L1及固定索L紧固器总承。 
图12标示飞吊器单环层主涵道结构轴侧剖视图和小直径副涵道旋翼体的选项示意图。 
图12-1标示飞吊器单环层主涵道结构轴侧剖视示意图。 
图12-2标示飞吊器的小直径副涵道旋翼体A、B、C、D的共轴正反转双旋翼或风扇示意图。 
157标示飞吊器输能牵引索连接牵引架106中信号控制线y0和电源线y+、y-。 
158标示飞吊器中心轴6轴毂113外配装设备及电力、控制信号接插口平台， 
159标示提吊器135联接法兰盘电路插接孔座。 
160标示上下主旋翼电动机转子体与惯量储液罐43联接的凸键。 
160标示上下主旋翼电动机转子体与惯量储液罐43上的联接键凹槽。 
161标示飞吊器外配设备万向联接器电插孔。 
162标示飞吊器外配设备万向联接器。 
164标示万向联接器中节调方向法兰盘。 
165标示联接外配设备万向联接器法兰盘。 
图13标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统。 
图13-1标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统主剖视图。 
图13-2标示飞吊器旋翼线拉活塞式变惯量系统轴侧剖视图。 
30线标示线拉活塞送液式变惯量系统总称。 
166标示上旋翼动力电线入口。 
167标示上旋翼高能电磁发生器导线阴极线及入口。 
168标示高能电磁发生器线圈绕组。 
169标示高能电磁发生器电磁铁。 
170标示线变惯量系统电磁感应发电线圈。 
171标示线拉活塞送液式变惯量系统电磁感动电机电力线。 
172标示线拉活塞送液式变惯量系统电磁感动电机。 
173标示变惯量绕线器绕线。 
174标示变惯量绕线器绕线轴。 
175标示变惯量液。 
176标示变惯量拉线式活塞。 
176a标示变惯量拉线活塞泄液口。 
176b标示变惯量活塞泄液阀管回程弹簧。 
176A标示变惯量活塞移动方向，该方向移动到顶端泄液阀管泄液口176a被打开方向，同时惯量涵圈O1上的卸液口40被泄液阀管卸液塞177a关闭方向。 
176B标示变惯量活塞移动方向，该方向离开顶端泄液阀管泄液口176a被关闭方向，同时惯量涵圈O1上的卸液口40被泄液阀管卸液塞177a打开方向。 
177标示变惯量活塞泄液阀管。 
177a标示变惯量活塞泄液阀管上设置的主旋翼涵圈O0卸惯量液孔40开关塞。 
177b标示变惯量活塞泄液阀管端头泄液口。 
177c标示变惯量活塞泄液阀管腔。 
178标示变惯量作业中释放段活塞释收线。 
179标示上旋翼主电机电力线阴极线。 
180标示旋翼系统驱动主上电机电力线阳极线。 
181标示飞吊器中心轴6中上旋翼电动机电力线通道中心轴管。 
182标示上旋翼高能电磁发生器导线阳极线及入口。 
183标示下旋翼高能电磁发生器供电导线通道。 
184标示飞吊器中心轴6中下旋翼电动机电力线通道中心轴管。 
185标示下旋翼高能电磁发生器导线阳极线及入口。 
186标示下旋翼主电机电力线阳极线。 
187标示下旋翼高能电磁发生器导线阴极线及入口。 
188标示下旋翼主电机电力线阳极线。 
189标示飞吊器旋翼系统中心轴6与下静子8紧固螺栓结构。 
图14标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统。 
图14-1标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统主剖视图。 
图14-2标示飞吊器主旋翼蜗轴活塞式变惯量系统轴侧剖视图。 
30轴标示蜗轴活塞送液式变惯量系统总称。 
190标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴。 
191标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴上螺纹。 
192标示变惯量系统螺母式活塞。 
193标示变惯量系统螺母式活塞螺纹轴轴承。 
194标示变惯量系统电机反转发电感应线圈。 
195标示变惯量系统电机反转发电感应线圈高能电磁发生器电磁铁。 
196标示变惯量系统电机反转发电感应线圈高能电磁发生器电磁线绕组。 
M上+、-标示上旋翼电机正负动力线。 
M下+、-标示下旋翼电机正负动力线。 
A+-标示上旋翼变惯量电机正转时高能电磁发生器工作正负电线。 
B+-标示下旋翼变惯量电机正转时高能电磁发生器工作正负电线。 
C+-标示上旋翼变惯量电机反转时高能电磁发生器工作正负电线。 
D+-标示下旋翼变惯量电机反转时高能电磁发生器工作正负电线。 
图15标示双环层主涵道等离子能量波发生器示意图。 
图15-1标示双环层主涵道等离子能量波发生器轴测图。 
图15-2标示双环层主涵道等离子能量波发生器主剖视原理示意图。 
图15A标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合感应耦合(ICP)原理等效电路图。 
图15Ba标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合介质阻档低频源方法等效电路圈。 
图15Bb标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器结合介质阻档高频源方法等效电路圈。 
197标示百褶裙涵圈式双环层主涵道等离子能量波发生器。 
197LRF标示百褶裙涵圈式等离子能量波发生器仓外侧的电感耦合环形线圈(电感耦 合等离子方法选型项)。 
198A标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1顶端空气进口调气门。 
198B标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1顶端空气进口。 
199A标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1壁侧空气进口调气门。 
199B标示外涵道能量波等离子发生器主一涵道H1壁侧空气进口。 
200标示双环层主涵道内环层主二涵道H2内外壁间等离子反应仓腔。 
200a标示双环层主涵道内环层主二涵道H2内外壁间等离子反应仓腔设波导器。 
201A标示内涵道能量波等离子发生器内环层主二涵道H2顶端空气进口调气门。 
201B标示内涵道能量波等离子发生器内环层主二涵道H2顶端空气进口。 
202A标示内涵道能量波等离子发生器壁内环层主二涵道H2侧空气进口调气门。 
202B标示内涵道能量波等离子发生器壁内环层主二涵道H2侧空气进口。 
203标示外涵道能量波等离子发生器设与主一涵道H1内壁19与壳29间侧壁位置面。 
204标示外涵道能量波等离子发生器与主涵道主侧喷口10结合的侧离子流喷口。 
205标示外环层主一涵道H1内壁与外壳29间腔14设等离子能量波发生器仓腔。 
205a标示外环层主一涵道H1内壁与外壳29间腔14设等离子发生器仓腔波导器。 
206标示侧喷口10防涡环等离子流Qli及侧喷气流QP的混合流。 
207标示主喷口9喷出的等离子混合流，其作用防涡环先兆流和产生气垫效应的助流。 
208标示主喷口9喷出的等离子流Q1i及侧喷气流QP混合流，其作用提高改善飞吊器起降空气动力雷诺数和提高主升力。 
209标示等离子发生器频率功率电路模块仓。 
210标示等离子发生器电路阳极连线。 
211标示等离子发生器电路阴极连线。 
212标示双涵圈等离子发生器联结段为内环层主二涵道H2段结构中静子12。 
213标示双涵圈等离子发生器联结段为内外环层主涵道H1、H2间中静子13。 
214标示内圈内径设光面等离子发生器壁，可使旋翼下洗流范图不产生涡旋流。 
215标示外环层主一涵道H1等离子发生器内径壁环面开进气口位置。 
216标示内环层主二涵道H2中静子12上端改善上主旋翼3上雷诺数等离子喷口。 
217标示内外环层主涵道H1、H2间环腔4改善滑流附壁效应助推升力等离子喷口。 
218标示外环层主一涵道H1等离子发生器等离子喷射口接连侧喷口10防涡环。 
219标示内外环层主涵道H1、H2间环腔4改善滑流附壁效应助推升力等离子喷口。 
220标示外环层主一涵道H1等离子发生器等离子流下喷口，提高空气动力气垫效应。 
221标示内环层主二涵道H2中静子12下端改善下主旋翼3下雷诺数的等离子流喷口。 
222标示内环层主二涵道H2等离子发生器主下喷口，提高气垫效应、空气动力升力。 
RF标示交流高频电源。 
IRF标示高频电流。 
Ip标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的自电感电流。 
La标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的自电感。 
Lg标示环状等离子体中涡电流电感。 
Lp标示环状等离子体中惯性电感。 
Ra标示高频电流IRF在初级线圈中耦合时的电阻。 
Rp标示等离子体产生焦耳热的直流电阻。 
M感标示互感。 
f频标示交流频源电压频率。 
Vop标示交流电压峰值。 
V*标示低频电压值条件下回路中积分电流为零时的电压值。 
V*op标示高频电压值条件下回路中积分电流为零时的电压值。 
Cd  标示介质电容量。 
Cg  标示放电等离子气隙的电容量。 
R离子标示放电等离子气隙等效电阻。 
图16标示设置燃气、气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构。 
图16-1标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构主剖视图。 
图16-2标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构俯视图。 
图16-3标示设置燃气或气化油发动机和相对应的减速变速器飞吊器结构仰视图。 
223标示飞吊器防速坠安全伞。 
224标示飞吊器发电机定子绕组。 
225标示飞吊器发电机永磁转子。 
226标示燃气或气化油发动机。 
227标示发动机供燃气、气化油管接口。 
228标示发动机供压缩富氧空气管接口。 
229标示发动机自然空气补充进气口空气及虑清器。 
230标示减速变速箱。 
231标示为小直径副涵道旋翼A、B、C、D各电机提供电力的飞吊器自发电通道。 
图17标示飞吊器作业时输能牵引索在空中抗重力、侧风能飘浮的原理和状态示意图 
图17-1标示燃料发动机飞吊器输能牵引索在空中用压缩空气喷气飘浮原理示意图。 
图17-2标示电动飞吊器输能牵引索在空中用电动旋翼飘浮器的原理示意图。 
232标示输能牵引索卷扬器主轴腔及索L气变向头。 
233标示输能牵引索卷扬器中飘浮压缩空气转接器。 
234标示输能牵引索卷扬器中飘浮压缩空气转接器转接座及各层密封总承。 
235A标示燃气储能瓶。 
235B标示燃油箱。 
235C标示燃油雾化器。 
235D标示燃油泵。 
236标示富氧空气储气瓶。 
237标示输能牵引索飘浮的压缩空气储气瓶。 
238标示输能牵引索飘浮的压缩空气压缩机。 
239标示输能牵引索飘浮的下部角度喷孔，承担a段飘浮力喷气孔。 
240标示输能牵引索飘浮上部角度喷孔，承担飘浮稳定喷气孔。 
241标示输能牵引索飘浮下部角度喷孔，承担b段飘浮力喷气孔。 
242标示输能牵引索飘浮力轻质柔性压缩空气管腔。 
243标示输能牵引索飘浮力稳控喷气飞吊器储气仓高空补充足氧空气换气阀。 
244标示输能牵引索飘浮力稳控喷气飞吊器储气仓高空补充空气及万向器综合体。 
245标示输能牵引索飘浮力轻质柔性压缩空气管。 
246标示输能牵引索的可随时插拔调角度扭摇摆四自由度涵道旋翼飘浮器。 
246翅标示输能牵引索的可随时插拔调角度扭摇摆四自由度电动涵道旋翼飘浮器翅。 
246a标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄电力阳极触点。 
246b标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄电力阴极触点。 
246c标示输能牵引索旋翼飘浮器翅插柄托。 
246d标示输能牵引索旋翼飘浮器翅上下调角度的静子半圆蜗轮。 
246e标示输能牵引索旋翼飘浮器翅上下调角度的动子蜗轴。 
246f标示旋翼飘浮器翅上下调角度的驱动电机。 
246g标示旋翼飘浮器翅上的旋翼扭摇驱动电机及联结轴。 
247标示旋翼飘浮器与输能牵引索联结的插拔座。 
247a标示输能牵引索旋翼飘浮器插拔座上电力阳极触孔点。 
247b标示输能牵引索旋翼飘浮器插拔座上电力阴极触孔点。 
247c标示旋翼飘浮器输能牵引索插拔座卡。 
247d+-标示旋翼飘浮器输能牵引索插拔座供电导线。 
a标示飞吊器输能牵引索受飘浮力最大的喷口最多的向上拱度最高段。 
b标示飞吊器输能牵引索受飘浮力适中的向上拱度小于a段喷口少的过度段。 
c标示飞吊器飞行作业时输能牵引索受a、b段飘浮力拖拽段。 
Q燃气标示内通燃气、气化燃油气。 
Q富氧标示内通富氧空气。 
Q空气标示内通高压空气。 
Q油气A标示输燃料管内层通燃油雾化气电加热网管 
Q油气B标示输燃料管外层抗拉伸、保温层耐蠕变管。 
图18标示输燃气、气化油气牵引索卷扬器示意图。 
248标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘。 
249标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘驱动蜗轮轴结构。 
250标示输燃气、气化油气牵引索卷扬盘驱动蜗轮轴结构电动机。 
251标示输燃气、气化油气卷扬器牵引索L导向器。 
252标示输燃气、气化油气卷扬器牵引索L导向器架轨。 
253标示飞吊器、输燃气、气化油气及输电牵引索卷扬器上防雷电接地转接器。 
254标示飞吊器、输燃气、气化油气牵引索卷扬器上飘浮压缩空气转接器233转接头。 
255标示富氧空气转接器转接头。 
256标示燃气、气化油转接器转接头。 
257标示信号转接头。 
258标示卷扬器中心轴内层燃气管最内层管。 
259标示卷扬器中心轴内层富氧空气管中层管。 
260标示卷扬器中心轴内层飘浮压缩空气管外层管。 
Q燃气标示内通燃气、气化燃油气。 
Q富氧标示内通富氧空气。 
y0标示信号线。 
图19：标示飞吊器系统电器与设备结构相互位置分布关联示意图。 
1：主旋翼涵道结构上电器设置。 
M上标示上主旋翼电动机。 
M下标示下主旋翼电动机。 
V上标示上主旋翼惯量储液罐泄液阀电磁机构。 
V下标示下主旋翼惯量储液罐泄液阀电磁机构。 
X上标示上主旋翼转速传感器。 
X下标示下主旋翼转速传感器。 
f1标示检测C-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体。 
f2标示检测A-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体。 
f3标示检测A-B间风速方向传感器和超声波测距器联合体。 
f4标示检测B-C间风速方向传感器和超声波测距器联合体。 
P1标示A附近下部大气压传感器。 
P2标示A附近上部大气压传感器。 
P3标示D附近下部大气压传感器。 
P4标示D附近上部大气压传感器。 
P5标示C附近下部大气压传感器。 
P6标示C附近上部大气压传感器。 
P7标示B附近下部大气压传感器。 
P8标示B附近上部大气压传感器。 
Z1标示设置在内外环层主涵道等离子能量波发生器释放的等离子激波。 
Z2标示设置在中静子上的等离子能量波发生器释放的等离子激波。 
K0标示飞吊器的飞控计算机(二余度设置)。 
KW标示无线摇控飞控计算机。 
T1、T2标示飞吊器控制垂直方向陀螺仪。 
T3、T4标示飞吊器控制水平方向陀螺仪。 
GPS标示飞吊器定位仪。 
N标示飞吊器备用电池组。 
d1、d2、d3标示飞吊器光学和红外摄像器。 
h标示飞吊器高度传感器。 
J照标示飞吊器照明灯和激光照射器结合体。 
y标示飞吊器扬声器。 
P力标示重力传感器。 
PZ标示万向联接器电控器。 
2：四个副旋翼涵道体上设置的电器部件。 
(一)A标示副旋翼及涵道体综合体。 
MA标示副旋翼驱动主电动机。 
MA1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。 
MA2标示副旋翼臂伸缩，扭摇动作驱动步进电机复合机构体。 
A1标示副旋翼转速传感器。 
A2标示mA1摇摆位置传感器。 
A3标示mA2伸缩位置传感器。 
A4标示mA2扭摇角度传感器。 
(二)B标示副旋翼及涵道体综合体。 
MB标示副旋翼B电动机。 
MB1标示副旋翼内外摇摆驱动电机。 
MB2标示副旋臂伸缩、扭摇驱动电机复合机构体。 
B1标示副旋翼转速传感器。 
B2标示mB1摇摆位置传感器。 
B3标示mB2伸缩位置传感器。 
B4标示mB2扭摇角度位置传感器。 
(三)C标示副旋翼及涵道体综合体。 
MC标示副旋翼C电动机。 
MC1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。 
MC2标示副旋翼臂伸缩，扭摇驱动步进电机复合机构体。 
C1标示副旋翼转速传感器。 
C2标示MC1摇摆角度传感器。 
C3标示MC2伸缩位移传感器。 
C4标示MC2扭摇角度位置传感器。 
(四)D标示副旋翼及涵道体综合体。 
MD标示副旋翼D电动机。 
MD1标示副旋翼内外摇摆驱动步进电机。 
MD2标示副旋翼臂伸缩，扭摇驱动步进电机。 
D1标示副旋翼转速传感器。 
D2标示MD1摇摆角度传感器。 
D3标示MD2伸缩位置传感器。 
D4标示MD2扭摇角度位置传感器。 
M1 M2 M3 M4标示飞吊器起落架升降电机。 
M5 M6 M7 M8标示飞吊器起落架行走移动电机。 
M9标示提吊绞盘电动机。 
M10标示输能牵引索卷扬器电机。 
M11标示飞吊系统功能底盘直线位移驱动电机。 
M12标示飞吊系统功能底盘往复旋转驱动电机。 
M13 M14 M15 M16标示飞吊系统功能盘及行驶轮驱动电机。 
K标示作业功能系统总开关。 
K1标示控制台和中心计算机。 
K2标示飞吊器飞行方向控制手柄。 
K3标示提吊绞盘提吊索升降控制手柄。 
K4标示飞吊器其它功能件转换操作钮，自动/半自动，锁定飞行姿态功能位转换、底盘电动轮行驶操控功能位/提吊绞盘索升降转换功能位。 
K5标示飞吊器升降控制手柄。 
MK标示麦克风。 
K6标示控制台上其它系列控制钮备份操作项(根据实际用途设项分配任务)。 
K7标示飞吊系统功能底盘直线移动和转动的控制器。 
K8标示发电机和备用电源蓄电池组自动控制和手动控制转换器。 
Xn1标示控制台与功能底盘直线位移和转动的控制器间的控制信号线。 
Xn2标示控制台与发电机间控制信号线。 
Xn3标示控制台与发电机电池组之间控制信号线。 
Xn4标示飞吊器卷扬器收放输能牵引索L长度和牵力传感器与控制台信号线。 
Xn5标示飞吊系统功能底盘行驶总系统功能控制器K7控制信号电力总线。 
Xn6标示飞吊系统功能底盘转动器的控制信号电力总线。 
Xn7标示飞吊系统功能底盘直线移动器的控制信号电力总线。 
Xn8标示飞吊系统功能底盘行驶停车电磁吸力器控制信号电力总线。 
Xn9标示飞吊系统功能底盘行驶停车液压支柱器控制信号电力总线。 
Xn10标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮控制信号电力总线。 
CI1、CI2、CI 3、CI4标示飞吊系统功能底盘行驶停车电磁吸力器。 
ya1、ya2、ya3、ya4标示飞吊系统功能底盘行驶停车液压支柱器。 
M01、M02、M03、M04标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮。 
Sa标示飞吊系统功能底盘行驶、停车电动轮的刹车器。 
X1 X2 X3 X4标示飞吊器起落架升降传感器。 
X5标示飞吊器输能牵引索L卷扬器长度和牵力传感器。 
X6 X7 X8标示飞吊系统功能件底盘直线位移传感器。 
X9 X10 X11 X12标示飞吊系统功能件底盘转动角度位置传感器。 
PN标示控制台屏幕。 
G0标示飞吊器牵引索控制总线中光纤信号的光电转换器。 
y0标示飞吊器牵引索控制总线中的光纤线。 
y+标示飞吊器牵引索控制总线中正极线及电源转换器。 
y-标示飞吊器牵引索控制总线中负极线及电源转换器。 
图20标示飞吊系统和功能底盘各电器控制变量电路结构示意框图。 
图21标示飞吊系统控制变量手柄动作信号流向示意框图。 
图22标示现有技术的各种类型旋翼飞行器与本方案优选气动结构和布局特征的原理分析比较示意图。 
图22-1：标示一种多涵道单轴旋翼设置在圆周布局的碟形一体机体内多涵道机型。 
图22-2：标示中央主涵道旋翼承担主升力。四周配有偶数副涵道旋翼气动结构布局型。 
图22-3：标示中央主涵道旋翼和四周配有奇数多个副涵道旋翼的气动结构布局型。 
图22-4：标示中央大直径主涵道旋翼在四周三角对称布局小直径的副涵道旋翼体型。 
图22-5：标示五涵道五轴五旋翼机型。 
图22-6：标示五涵道五轴六旋翼机型。 
图22-7：标示十字对称布局的四轴涵道单旋翼机型。 
图22-8：标示十字对称布局的四轴孤立单旋翼机型。 
图22-9：标示三角形三轴涵道共平面气动布局单旋翼飞行器。 
图22-10：标示平行双轴单旋翼双涵道式平面并排气动布局飞行器。 
图22-11：标示三角形三单轴三涵道共平面一体气动布局风扇飞行器。 
图22-12：标示三单轴三涵道共平面一字形气动布局旋翼飞行器。 
图22-13：标示共轴上下正反旋转双旋翼涵道旋翼飞行器。 
图22-14：标示单轴单涵道旋翼飞行器。 
图22-15：标示是共轴上下正反转双旋翼直升机。 
图22-16：标示了现有技术单旋翼有尾抗扭矩的直升机。 
[具体实施例]：
一.飞吊器气动机构和布局具体实施优选项方案： 
(一).飞吊器大直径主涵道旋翼体5优选方案： 
1.飞吊器的大直径主涵道旋翼体5外形似偏鼓状29，在偏鼓形壳29与外环层主一涵道H1之间体腔14设环状口形主梁28，优选设单环层大直径主涵道内壁为上下直线状环圈壁标示为11。优选设双环层主涵道的外环主一涵道H1内壁为上下直线状环圈内径壁11，其与主涵体5外壳29鼓形面组合，统称谓外环层主一涵道H1。内环层主二涵道H2为上下都为直线状环圈内径壁20，外径壁19，统称谓内环层主二涵道H2。 
2.在大直径主涵道旋翼体5上端口部设上静子2方案： 
在大直径主涵道旋翼体5上端口部设上静子2似马刀形，可选弯形和直形，刀背为弧状朝上，刀刃朝下，单环层主涵道旋翼5型设的上静2一端连接在主涵道旋翼体5上端口边上，双环层主涵道旋翼5型设的上静子2的一端连外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2上端口部，另一端都于中心轴6上部轴毂23连接。优选配上静子2是为防止上滑流吸附流发生龙卷畸变，提高上旋翼气动升力效率。形状和设置方法刃朝下，是为防止产生边沿尾涡流和减小形阻。图3、图4、图8、图9、图10、图12标示结构特征。 
3.在大直径主涵道旋翼体5中部设装有中静子12、13方案： 
在大直径主涵道旋翼体5中部装有中静子12、13，单环层主涵道旋翼5型的为中静子12形成一个区。双环层主涵道旋翼5型的分两区，设外环层主一涵道H1与内环层主二涵道H2之间的分区为中静子13，内环层主二涵道H2内径间分区为中静子12。其中静子形似中式剑体截面，有微倾角逆向上旋翼转动方向略斜设置。中静子12一端连接中心轴6的轴毂，另一端贯穿连内环层主二涵道H2内径壁20后又贯穿外径壁19后直接连外环层主一涵道H1内径壁11又与主涵道环状口形横主粱28连固，其形成中静子13和环形腔4为滑流附壁效应区。优选设置中静子12、13是为上旋翼3上的下洗气流整流，防畸卷和环形腔4附壁效应滑流整流。 
图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。 
4.在大直径主涵道旋翼体5中以中静子12、13为界分上下两个气动区方案： 
在大直径主涵道旋翼体5中以中静子12、13为界分上下两个气动区，以上静子2与中静子12、13之间为上气动区，以中心主轴6为转动中心设置上主旋翼或风扇糸统3上，以下静子8与中静子12、13之间为下气动区，以共轴中心主轴6为转动中心设置下主旋翼3下，上下旋翼或风扇系统3上、3下正反旋转。主涵道气动旋翼或风扇系统5承担主升力。优选涵道共轴正反旋转双旋翼或风扇气动系统5是需要时可抵消旋转扭矩，在同盘面积下与单旋翼或风扇比较，共轴正反转旋翼或风扇有效高升力效率。 
图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。 
5.设置的上下主旋翼或风扇3上、3下叶片数为不等同奇数方案： 
在设计飞吊器1方案中设置的上下主旋翼或风扇3上、3下叶片数为不等同的奇数，选上主旋翼或风扇3上叶片多于下主旋翼或风扇3下叶片数，其特点防止气动系统产生共振和减小下主旋翼或风扇形阻。图12标示其技术结构特征。 
6.在主涵道旋翼体5下端口部设置下静子8方案： 
在主涵道旋翼体5下端口部设置下静子8似马刀形可选弯形和直形，刀背为弧状朝下，刀刃朝上，单环层主涵道旋翼5型的一端连接在主涵道下端口边上，双环层主涵道旋翼5型的一端连外环层主一涵道H1和内环层主二涵道H2下端口部，另一端都与中心轴6下部轴毂113连接，该毂盘113又与外配功能器件平台158联结成组合法兰台，设有飞吊器专用和非专用其它功能部件的外接电源插口和控制信号插口。优选设置下静子8为了防止主下洗气流畸变，提高升力效率。 
图2、图3、图4、图8、图9、图10、图12标示其技术结构特征。 
7.优选单环层主涵道结构设置： 
主涵道旋翼体5外壳形似偏鼓状29与外环层主一涵道H1之间内设装环状口形主梁28，承担主刚性支承，单环层大直径主涵道内壁H1为上下直线状环圈壁面11环腔，环腔上口沿连设上静子2，下口沿连设下静子8，环腔中部连设有中静子12，共同以中心轴6为中心同心园转动中心，并设轴毂与上中下静子相连，形成大直径单环层主涵道体)腔体结构，适合整体倾斜姿态飞行优势。同样优选单环层大直径主涵道风扇体、单环层大直径主涵道螺旋浆体同类结构形式。图10、图11、图12标示该结构。 
8.优选双环层主涵道结构设置： 
飞吊器)中心主涵道是：双环层大直径主涵道旋翼体5外壳形似偏鼓状29与外环层主一涵道壁H1之间内设环状口形主梁28，外环层主一涵道H1内壁为上下直线状环圈壁环腔。内套内环层主二涵道H2内外径上下内外壁都为直线狀环圈壁，共为同心圆。双环层大直径主涵道旋翼体5腔上口沿连设上静子2，下口沿连设下静子8，环腔中部内环层主二涵道H2内腔连设有中静子12区，连接贯穿内环层主二涵道H2内径壁20和外径壁19与外环层主一涵道H1内径壁11连接贯穿后连接在环状口形主梁28上，内外双环层主涵道之间的中静子为13区，其之间环腔4形成滑流区气流Q13、Q14具有附壁效应，具有增强悬停飞行姿态稳定性优势。本案形成大直径双环层主涵道体5腔体结构技术特性。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3、图8、图16标示该结构。 
9.优选内外双环层主涵道旋翼体5，上下主旋翼3上、3下优选同直经结构设置： 
飞吊器1设置双环层大直径主涵道旋翼体5，内外双环层主涵道H1、H2内外套，上下主旋翼3上、3下优选同直径结构，以中心轴6共轴正反转，共同设置在内环层主二涵道H2内并与之配套直径，设外环层主一涵道H1直径大与内环层主二涵道H2直径尺寸，形成中静子13区环形涵腔4。外环层主一涵道H1高度与内环层主二涵道H2高度相同，都从上静子2上沿边连至下静子8下沿边之间。所形成的环形涵腔4具有吸附滑流附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼3上、3下和双环层内外主涵道H1、H2都以中心轴6为同心圆。其特点适合悬停飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3-3、图8标示了这种结构 
10.优选内外双环层主涵道旋翼5，上主旋翼3上大与下主旋翼3下直径设置的结构： 
飞吊器1设双环层大直径主涵道旋翼体5中内外双环层主涵道和上下主旋翼结构选项是：优选上主旋翼3上制成大直径，下主旋翼3下制成小直径，在外环层主一涵道H1直径选大直径与上主旋翼3上直径配套，其外环层主一涵道H1高度设为与上静子2上沿边连接至下静子8下沿边之间。内环层主二涵道H2直径与下主旋翼3下直径配套，内环层主二涵 道H2高度设为与中静子12上边沿连至下静子8下边沿并相连，同时将内环层主二涵道H2与外环层主一涵道H1之间的中静分区为中静13。在中静13下部形成的环形涵腔4为上主旋翼3上的下洗气流强整流，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴6为同心圆。其特点重心高，适合倾斜前飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3-2标示这种结构。 
11.优选内外双环层主涵道旋翼体5，上主旋翼3上直径小于下主旋翼3下直径设置的结构： 
飞吊器1设双环层大直径主涵道旋翼体5中主涵道和主旋翼结构选项是：优选上主旋翼3上制成小直径尺寸，下主旋翼3下制成大直径尺寸，在外环层主一涵道H1直径选大直径与下主旋翼3下直径配套，其外环层主一涵道H1高度设为上静子2上沿边连至下静子8下沿边之间。内环层主二涵道H2直径与上主旋翼3上直径配套，内环层主二涵道H2高度设为与上静子2上边沿连至中静子12下边沿并相连，同时将内环层主二涵道H2与外环层主一涵道H1之间的中静分区为中静13。在中静子13上部形成的环形涵腔4为上主旋翼3上与上部内环层主二涵道H2体和下主旋翼3下共同的强吸滑气流形成的强吸附气流区具有强附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴6为同心圆。其特点重心低适合悬停飞行。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、双环层大直径主涵道螺旋浆体式类同结构形式。图3-1标示该种结构 
(二).设置多个小直径涵道旋翼体A、B、C、D优选方案： 
1：在主涵道旋翼体5壳外四周对称设置四个或多个小直径的副涵道旋翼体分别为A、B、C、D或E多个，其涵道108内壁为直面H4筒状壁，外面为鼓形弧状壁，，内设的单轴旋翼或风扇102由电动机MA、MB、MC、MD，分别驱动的系统总称104，可选电机直驱或变速机构传递驱动。该系统104设在呈十字形下静子中心，其簿片静子103方向设为与臂转动节97、伸缩节96方向一致，与另一下静子101为三角形宽静子呈十字交叉，做为旋翼系统104支承架，三角形宽静子101内设电导线通道，电力线为旋翼或风扇系统104提供电能。三角形宽静子101内贯穿摇摆空心轴100，其中一端穿镶接在弯月架99一端并在此与摇摆电机MA1、MB1、MC1、MD1分别连接，空心轴100另一端穿连弯月架99另一端，并安装转动轴承。此时小直径的副涵道旋翼或风扇体A、B、C、D在摇摆电机MA1、MB1、MC1、MD1分别驱动下围绕空心轴100可做摇摆动作。四个小直径的副涵道旋翼体A、B、C、D连接臂为两节，伸缩节96和转动节97组合在一起。在主环状口形梁架28上装扭摇动作驱动步进电机118，本电机分别称之mA2、mB2、mC2、mD2。配装小直径蜗齿轮119、与大直径蜗齿轮120啮合连套在扭摇动作驱动套轴联合体121并连转动节97。该另一端连接在主涵道旋翼体5壳体内主环状口形梁架28上的凸状固定转轴28T上，在转动节97另一端套进伸缩节96此伸缩臂的一端内设伸缩被动蜗轴122、啮合伸缩主动蜗轮传动器123、连接伸缩主动步进电机糸统124、伸缩节96另一端连接在弯月架99的中段最 
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弧处上固定。并设供电力的电线通道。在选项结构组合下共同动作可作伸缩、扭、摇、摆、四自由度动作。起到辅助升力和强化调控方向及防涡环功能作用。优选在小直径的副涵道上中下端增添上中下静子防上滑流附带气流龙卷畸变和为下洗流整，提高气动效率。优选小直径副涵道旋翼体A、B、C、D设单轴单旋翼电机驱动，确保利用其定轴性，具有抗湍流转捩风能力，优选设共轴正反转双旋翼，增加气动力效率，上下旋翼同速时转动惯量抵消不存定轴性，有利飞吊器机动性。 
图8、图10、图11、图12、图16标示其技术结构特征。 
二：优选大直径主涵道旋翼体5设置变惯量机构30喷、30线、30轴具体实施方案： 
图6-1是旋翼电动机结构与喷液式变惯量糸统30喷主剖视图。 
图6-2是喷液式变惯量糸统30喷轴测剖视图。 
变惯量机构特性功能：在共轴上下旋翼糸统、风扇糸统、螺旋浆糸统中设置变惯量机构。其功能使飞吊器上下主旋翼产生上下差动变惯量诱导产生陀螺效应的变量定轴性，达到抗湍流转捩风能力的功能。 
(1).优选喷液式变惯量机构30喷结构组成及工作原理： 
一.喷液式变惯量机构30喷总体结构组成： 
在单环层或双环层主涵道内，以中心轴6为中心，上静子2与中静子12、13间和下静子8与中静子12、13分为上下两气动区部分，在此上下气动区设有上下正反转共轴主旋翼或风扇系统，在其驱动装置电机M3上和M3下的永磁转子68外壳82处设置喷液式变惯量系统30喷，惯量储液罐43内为环形腔储变惯量液仓63，帖近永磁转子68处的壁是平直环状壁82，内腔63外径的内壁62是中部向外突的三角形，在三角形中部角处设泄液口三角面口62，该外安装有泄液阀41，顺泄液阀出口49外连接释液道160，此道是一个金属刚性管又是旋翼迎角轴管16，在旋翼或风扇需要变惯量时，飞控中心计算机Ko发出拾指令供电给上旋翼3上或下旋翼3下其中一套系统的电磁线圈44、电磁铁45产生吸力，泄液阀吸铁46被吸进入吸铁46滑道仓73，克服阀弹簧47力泄液阀41柱打开泄液口49，惯量液在提前预存在变惯量储液罐43，惯量液在离心力作用下，同时在泄液阀41打开后喷涌通过泄液口49注流通过旋翼迎角轴管腔160，到达旋翼或风扇叶尖端头处所专设本方案带空腔惯量涵圈O1腔O0内，在此质量流体M·R2中放置物质质量的半径发生了即：ΔR2变量，从而产生了旋翼变惯量增量(差量)ΔI。上旋翼3上、下旋翼3下旋翼糸统产生了差动惯量的增量(差量)ΔI诱导出定轴性。使飞吊器主涵道共轴旋翼糸统体具有了抗湍流转捩风能力。类似陀螺定轴性原理、无论在多大鞭子抽力作用下、在设定的质量和转速下保持旋转姿态不变。此迎角管16贯通旋翼连接外涵圈可称变惯量涵圈O1。此惯量涵圈O1内为环形空内腔O0，具有变惯量增量功能，由于上下旋翼的差动惯量，从而诱导出飞吊器陀螺效应的定轴性。与外周所对称同平面设的多个或四小直径副涵道族旋翼固有的定轴性相结合使飞吊器具有抗湍流转捩风能力。当不需要主旋翼或风扇差动惯量时，飞控计算机K0指令主涵道壁内电磁感应器40b通电产生强磁场，惯量涵圈O1仓内O0的电感电动开关40a切割磁力线产生电流驱动自身内芯转动打开阀孔，惯量液从惯量涵圈O1的泄液孔40喷流出，惯量减小恢复原状惯量，差动惯量消失。上下旋翼转动惯量相等，方向相反，上下两翼转动惯量抵消，主涵道旋翼体5的定轴性也消失，此时飞行调姿灵活性增大。从而实现喷液式变惯量方法和相应设备。 
二.翼尖惯量涵圈设置：惯量涵圈Oo可选形。 
五种内腔型：一种月牙形Oa，图5-1标示这种结构。 
一种弯矩形Ob，图5-2标示这种结构。 
一种圆形Oc，图5-4标示这种结构。 
一种三角形Od，图5-5标示这种结构。 
一种矩形Oe，图5-6标示这种结构。 
两种外型：a.翼尖双环壁镂空内镶斜翅型涵圈OH.图5-10标示这种结构。 
b.翼尖单环扁带壁外镶斜翅型涵圈OJ.图5-1、2、8、标示这种结构。 
三：翼尖惯量涵圈内外设置斜翅制造镶装方法： 
飞吊器1中上下主旋翼3上、3下翼尖惯量涵圈O1外径环状外壁设计制有顺旋转方向的一定宽度的斜翅OJ，斜翅倾度上端帖翼尖涵圈O1旋转方向上沿边，下端帖壁甩后至下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向，翅高顺旋向帖惯量涵圈O1上沿，翅尾逆旋向帖惯量涵圈O1下沿，并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及翅条数，增强主涵道内壁与惯量涵圈外壁间隙的负压吸附力。选翼尖双环带涵圈内镂空镶斜翅型OH。选翼尖单环扁带涵圈外镶斜翅型OJ. 
一般飞吊器1是在100米-300间低空飞行作业，空气密度和湿度很大，飞吊器旋翼浆盘直径远远小于一般小型直升机旋翼浆盘直径，在尺寸限制下，若遇恶劣湿度大气候低雷诺数时，又需变主旋翼迎角，为了保持飞吊器垂直高变稳定，为了尽可能提高升力承载能力，在翼尖惯量圈O1外设斜翅OJ，同时选大动率动力和旋翼转速调速范围宽，为了防翼尖线速度超音障马赫数太大产生空气激波，尽量选小迎角，权衡转速和最大升力效率，折衷求的优选斜翅倾角范围在：斜翅OJ在设计倾角时选择5°-25°之间，。斜翅宽控制在40-200mm，斜翅长度控制在200-600mm，设置斜翅数量尽量少的选择。转速、长度、同直径圆中设斜翅数决定激波噪声。在同倾角情况下转速低、斜翅长度大、同直径圆中设斜翅数少激波噪声小，反之噪声大，在一些救援中让周围人员警觉、警示和盲人听觉指向，设计时有必要产生不刺耳的风车葫芦风呜声为此项技术选择。 
四.翼尖惯量涵圈内外设置斜翅镶装条件和结构： 
[a].飞吊器(1)中的上下主旋翼3上、3下翼尖惯量涵圈O1的设置及形状设置优选：当上旋翼3上直径尺寸小于下旋翼3下直径尺寸时，上旋翼3上的翼尖惯量涵圈O1设置为空心的内腔截面形状可为月牙形Oa、矩弯形Ob、圆形Oc、三角形Od、长方形Oe上旋翼3上安装变惯量系统30喷、30线、30轴。下旋翼3下不安装变惯量系统，旋翼3下的翼尖涵圈O1为翼尖单环扁带涵圈外镶斜翅型OJ、翼尖双环带涵圈内镂空镶斜翅型OH。 
[b].当上旋翼3上直径尺寸大于下旋翼3下直径尺寸时，在下旋翼3下安装变惯量系统30喷、30线、30轴。翼尖涵圈O1内腔为空心，截面形状可为月牙形Oa、矩弯形Ob、圆形Oc、三角形Od、长方形Oe。上旋翼3上不安装变惯量系统，旋翼3上的翼尖涵圈O1为翼尖单环扁带涵圈外镶斜翅型OJ、翼尖双环带涵圈内镂空镶斜翅型OH。 
[c].当上下主旋翼3上、3下同直径时都选装同种变惯量系统30喷、30线、30轴，其惯量涵圆O1内腔Oo都设同形状内腔截面形状可为月牙形Oa、矩弯形Ob、圆形Oc、三角形Od、长方形Oe，其外壁都设斜翅OJ。图5-1、28标示该结构。 
[d].在上下主旋翼3上、3下的翼尖涵圈O1设计为镂空双扁带涵圈OH内设斜翅OJ，在该翼尖涵圈内双环壁间设计制有顺旋转方向的一定宽度的斜翅OJ，斜翅倾度上端帖翼尖双环壁涵圈OH旋转方向上沿边，下端帖壁甩后至下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及翅数。以增加吸附负压，提高升力系数。图5-10标示该种结构。 
[e].在上下主旋3上、3下翼尖变惯量涵圈O1或非变惯量涵圈外壁设计制有顺旋转方向的一定宽度的单扁带涵圈外镶斜翅OJ，斜翅倾度上端帖翼尖惯量涵圈O1旋转方向上沿边，下端帖壁甩后至逆向下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼3上、3下旋转方向顺向并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及设置斜翅条数。共轴正反转 上、下主旋翼3上、3下翼尖涵圈O1与内外主涵道H1、H2壁间隙形成高负压区15增加气动吸力，提高升力系数。 
五.中心轴6结构：在中心轴6中由三层管套在一起组成。内管是注液口51管74，中层管75是惯量液返程注管，外管76是上下风扇电动机M上、M下电力线、信号线通道。 
六.在中心轴6外管76与上下电机M3的定子绕组70相连，电机间隙69，电机永磁转子68，电机外壳82，也是变惯量液主仓63的内径壁82为一体结构。电机M3上、M3下两端由辊柱轴承内圈60、滚柱59、外圈61联承运转。 
七.惯量液的灌注：用灌注壶将液体从注口51预先在飞吊器起飞前灌注，液体进入内管74通过 向通液道83和管口53注进惯量液预储罐54、再通过门型管55吸口56吸进，转流注进导流槽57，通过漏口58注进变惯量液仓43内腔63做为变惯量液储仓系统。图6标示了该原理及结构。 
(2)优选电驱动卷线活塞输送惯量液式变惯量糸统30线结构组成及工作原理： 
在变惯量储液仓腔63内上下一端改设有步进电机172连接卷扬器174轴在轴上绕有拉线173，此线在旋翼变矩迎角轴内管16中与设有可沿该管内腔160滑动的活塞176连接。当需要在上旋翼或风扇3上和下旋翼或风扇3下之间产生差动惯量时，飞控计算机KO指令供电给上旋翼3上或下旋翼3下其中一套系统的电磁铁169及电磁线圈绕组168，供电产生强磁场，变惯量仓的电磁感应发电圈170切割电磁力线产生电能，经导线171供电动机172运行带动卷扬器174释放拉线173，在迎角轴管16内腔160中的活塞176向176A方向滑到该惯量涵圈O1迎角轴管16内腔160外径端头，有惯量液175A流到活塞尾部，活塞176中两个泄液阀177因离心力作用被主惯量涵圈O1内腔壁顶开，一方面关塞了惯量涵圈O1内仓O0的卸液孔40，同时惯量液175A经两个泄液阀管177腔177c流经从活塞176泄液口176a喷进旋翼惯量涵圈O1惯量仓O0内增大惯量，产生了差动惯量的增量ΔI诱导出定轴性。使飞吊器1糸统具有抗湍流转捩风能力。 
若飞吊器需耍灵活调姿飞行不需要定轴性时，飞控计算机K0指令活塞176在拉线178拉力作用下向176B方向移动，活塞176上泄液阀177在弹簧176b回弹下泄液阀管177关闭了泄液口176a，惯量涵圈O1上卸液孔40被活塞176上的泄液阀管177塞头177a拉力作用下打开，惯量涵圈O1仓O0中惯量液175A在离心力作用下象洗衣机甩干筒一样卸甩出惯量液175A。上下主旋翼惯量变一样，转速相同，方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体5定轴性消失，具有一定的飞行调姿灵活性，由于小直径四副涵道旋翼体A、B、C、D的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定性和定轴性。图13标示该原理结构 
(3)优选电动蜗轴活塞输送惯量液式变惯量糸统30轴结构组成及工作原理： 
在原变惯量储液仓63内中部改设有步进电机172连接螺纹轴器190在轴上制有螺纹190，在该轴上套螺母式活塞192，设伸进迎角轴16内腔16o，在该轴190端头镶在惯量涵圈O1腔内O0璧上的轴承193穿联。在该原变惯量储液仓63外层储液仓内175储有变惯量液175A，当需要在M3上和M3下间产生差动惯量时，飞控计算机KO指令为电磁铁169及电磁线绕组168供电产生强磁场，变惯量仓63的电磁感应发电线圈170切割了电磁力线产生电能经导线171供给电机172运转驱动螺纹轴190旋转，在该轴螺纹191推动下套在该轴上的螺母式活塞192顺轴和旋翼迎角轴管160腔中滑动，活塞192沿176A方向滑动到外径端头，活塞192端头外露的泄液阀管177的塞头177a被顶开，一方面关塞了惯量涵圈O1内仓O0的卸液孔40，另方面泄液阀管177的泄液口176a被 打开，惯量液175a经泄液阀管腔177c从泄液口176a释进惯量涵圈O1内腔O0内并在离心力作用下产生了差动惯量的增量诱导出定轴性。使飞吊器主涵道旋翼体5共轴旋翼或风扇糸统具有了抗湍流转捩风能力。 
若飞吊器需耍灵活调姿飞行不需要主涵道体5定轴性时，飞控计算机K0指令螺母式活塞192在螺纹轴190及螺纹191作用下向176B方向移动，活塞192上泄液阀管177在弹簧176b回弹下泄液阀管177关闭了泄液口176a，惯量涵圈O1上卸液孔40被活塞192上的泄液阀管177塞头177a拉力作用下打开，惯量涵圈O1仓O0中惯量液175A在离心力作用下象洗衣机甩干筒一样卸甩出惯量液175A。当上下主旋翼转速一样时惯量相同，方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体5定轴性消失，具有一定的飞行调姿灵活性，由于小直径四副涵道旋翼体A、B、C、D的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定性和定轴性。图14标示了该原理结构。 
三.本实施方案的飞吊器采用三种结构防涡环和相应设备结构组成： 
(1)：飞吊器1采用设计多组气动结构及布局分配不同的任务主动防涡环。 
图2标示了飞吊器气动结构防涡环方法及装置示意图。 
首先设置不同气动结构将垂直主升力和水平方向控制推进力分开，分配给不同的气动机构执行。飞吊器飞控中心计算机Ko从高度仪h接收的高度信号指今以大直径主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇3上、3下气动机构承担垂直主升力，保持水平升降面变量任务。在飞吊器外环层主涵道旋翼或风扇体5周围设置的上下8个大气压传感器P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8，不同部位感知不同方向的来流气压差和四个方向风速器F1、F2、F3、F4测的风速信号，及承担不同稳定检测责任的陀螺仪T1、T2、T3、T4提供先兆气流对飞吊器的姿态影响的信号，飞控中心机算机KO进行综合评诂分析指令其周围对称同水平设置四个小直径副涵道单轴单旋转旋翼或风扇体A、B、C、D气动机构，随其连接的两节臂伸缩节96、转动节97能做E1<->E2方向伸缩和往复扭转 
Figure BSA00000692023400351
及摇摆 
Figure BSA00000692023400352
Figure BSA00000692023400353
方向的四自由度的同时有节奏的对称动作或不对称动作，承担辅助升力和水平方向控制推进力及防飞吊器进动、抗侧风、抗湍流转捩风及防涡环的任务。 
飞吊器1大直径主涵道旋翼5气动机构与四个或多个小直径副涵道旋翼A、B、C、D...气动机构形成的都是各自独立的气动场，能相对运动，各自的湍流面气体分子弹性碰撞产生能量交换传达空气动力，可互相助力也可相互干扰，为飞吊器防涡环提供了先决条件。 
飞吊器在起降或悬停飞行中，大直径主涵道旋翼5气动机构承担全机总承载的主要升力和水平姿态平衡面。主涵道旋翼5下洗的主气流Q2、Q9垂直排向下方到驻点面气流Q3。在特殊气候、湿度、温度、场地平衡面或凹盆形地面的反射作用下，又在飞吊器1对称规则外形影响下，可能形成返回周围空域中的涡环先兆气流状态流Q4、Q5、Q6、Q7。此时飞吊器1的飞控计算机Ko经各传感器检测到的涡环先兆流信号反馈进行运算，指令装配在主涵道周围对称布局的小直径副涵道旋翼体A、B、C、D采取动作，为了不影响飞吊器总体平衡和飞行姿态的稳定面。四个副涵道旋翼体A、B、C、D将同时作对称的有节奏的四自由度动作E1<->E2、F1<->F2、F3<->F4。对于每个小直径副涵道旋翼体A、B、C、D就相当于一架单旋翼直升机的主旋翼。用仿人工或类似自动驾驶仪的防涡环，被动方式进行作四自由度的摆、摇、扭、伸缩的方式，使各自气动场气流Q11、Q12相互干扰防涡环。这种方式也干涉了和扰乱了主涵道旋翼体5的下洗主气流诱导的涡环先兆外围上返 空中的气流场Q4、Q5、Q6、Q7。从而达到这种不牺牲飞行姿态而主动式防止了涡环先兆气流场的形成。小直径四副涵道旋翼糸统A、B、C、D在飞控中心计算机Ko指令下： 
a：同时对称有节奏的动作防止了飞吊器的进动和防涡环。 
b：不对称动作控制操纵飞吊器的飞行方向。 
c：同时保水平姿态，起到飞吊器的辅助升力作用。 
d：同时自动统一向一侧倾斜姿态运转，防止飞吊器遭受侧吹风影响，稳定飞行姿态。 
(2)：采用物理式空气分子弹性碰撞主动防涡环方法及原理系统结构： 
在大直径主涵道旋翼体5下端口部与下静子8之间装有一个环状类似无底盆形主喷口9，环状周圈呈盆边斜形25，上接端部24与主涵道旋翼体5外层主一涵道内壁H1同直径对接，下端收敛口似盆无底状。在其内径盆周斜状面25四周对称水平设置扁长方形27侧喷口10，对称偶数或奇数个布置，侧喷口10内腔风道38安装了带上下竖轴32的长方形片状导风板26，在飞吊器飞控计算机Ko的指令下步进电机36齿轮33及固定轴承机构37共同驱动齿条35在轨道39内往复带动导风板26的动作围绕转轴32随34方向往复摆动。按设计要求，飞控计算机Ko指令导风板26进行关、闭、往复以技术要求速度摆动。当导风板26自动打开到与侧喷口10腔道38侧面平行状和复往摆动，从侧喷口10喷射出水平直射摆动的气流Qp、Qp1。运动路线与下主喷口9的下洗气流Q2、Q9喷向地面驻点流Q3后沿飞吊器1外形环状向上返流Q4到主涵道旋翼体5外上端吸口处的运动路线形成的涡环先兆气流Q4、Q5、Q6、Q7产生交叉，从而冲击、切断、阻止、干扰了上返气流Q2、Q9、Q3、Q4、Q5、Q6、Q7运动方向，切断涡环先兆流，实现防涡环。当导风板26自动打开到与侧喷口10腔道38侧面平行状一定角度，达到调方向功能。主喷口9是收敛口，有强下洗流风压，承担主升力功能。在主喷口9内设侧喷口10的有机组合技术原理实现物理性主动式防止涡环先兆气态场的形成。同时作用了周围空气，等离子流喷出的作用涡环先兆流运动方向，又改善周围空气黏性提高雷诺数。图2、图3、图4-2、图4-3、图4-4、图10标示其结构和工作原理技术特征。 
(3)：飞吊器1采用等离子物理化学空气分子弹性和非弹性碰撞特性主动式防涡环方法及原理设备： 
优选用在交流微波频段功率和电磁场耦合过程同时又与等离子体的相互作用通常是共振的相互作用。在这种互作用中，生成的等离子体作为一种介电媒质又参与耦合离解的电子群的互相作用，能产成共同谐振高能等离子体激波释放。交流微波产生的等离子体电子温度为5eV-15eV，比直流(DC)或射频(RF)产生的等离子体电子温度1eV-2eV有更高的电子温度。如果交流微波功率为千瓦级，等离子体中的电子密度可接近频率所确定的临界密度。可选频率为2.2-2.5GHz间，密度可达6-7x1016m-3。交流微波等离子体可以在很宽的气压范围内产生，可选大气压强范围，设计自动调整的等离子反应器，选择适合的射频源段、功率、强度、生成等离子体。 
优选用交流电容耦合、电感耦合、电磁波耦合(微波等离子耦合)、.电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法、介质阻挡放电等离子体生成原理方法与本案等离子发生器技术特征相结合解决防涡环和改善雷诺数的具体实施方法和设备。 
(一).选用电容耦合、电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法、介质阻挡放电生成等离子体的技术方法选项与优选发射锅式能量波等离子体发生器89具体实施例： 
[A].发射锅式等离子体反应发生器89结构组成具体施实例： 
防涡环能量波发生器阴极电路模块87伸出负极线95与阴极发射极板88相接与阳极电路模块91伸出阳极线94与阳极发射极板90相接，并共同设在发射器锅89中平行对称设置放电极板，其电极板间的相对气隙间隔约1一3Cm之间组成电晕放电等离子云，该发射锅89底部设有强流空气孔89Q，是由主旋翼吸附流和下洗流的作用风压流进，为生成等离子云提供工作气体。该发射锅89等离子生成系统有偶数若干个组成，对称环形状布置安装在大直径主涵道外环层主一涵道H1壁内下端与主喷口9接镶处上端的能量波等离子发生器环状托架86上。该发射聚能锅89装置若干个又分别安装在中静子12、13中一个三角形宽中静子架93内，共同和主涵道外环层主一涵道圈H1内壁下端与主喷口9接镶处设的环状托架86发射聚能锅89发生器组成飞吊器防涡环电晕放电能量波等离子体发生器89、92。建立电子离子动能粒子场，选用非弹性碰撞方法产生等离子体作用于气流分子、原子、粒子，使其能量的传递、交换、激励，产生连锁化学化应和多米诺骨牌效应，对周围空气分子运动方向产生冲击，引起气流场的振荡和干扰了涡环先兆气流，用等离子粒射流所含的动能量干涉周围空气分子粒子的运动方向达到防涡环作用。同时附加产生的放电次声波的共同作用下对可能产生的涡环先兆气流进行了干扰。从而防止和根除涡环形成先兆气流的形成环境。 
当飞吊器在起飞或降落时，或着低空悬停作业时，飞吊器飞控计算机Ko下指令让等离子能量波发生器工作。由于空气湿度大，气压低，空气湿潮热无风或低于1-2低风速时，地面平整或凹形极易诱导出涡环气态场，为了防止这种涡环先兆气流形成，能量波发生器提前工作。图2、图7标示其结构及工作原理示意。 
[B].发射锅式等离子体生成的选项方法和原理优选具体实施例： 
1.选用交流电容耦合生成等离体具体施实例： 
优选图7例为述：在交流电容耦合电晕放电等离子能量波发生器发射锅89中设置放电平行板阴极板88和阳极板90，设加自然空气做为工作气体，在两极板间施加12-14MHz之间高频功率的激励下产生电容耦合等离子体。放电条件优选常压，电极间距选2cm-4cm之间，高频功率选30W一300W可调，其生成等离子体密度可调控在1015m-3-1018m-3量级范围。该技术特点： 
一.选常压自然空气做为工作气体时，可控制极板间放电离子分布均匀。 
二.选用本方案发射锅组合托架方法能够容易生成所需辐射面积大口径等离子体。 
三.在发射锅中设电极间距为可调型集积鞘层可维持稳定等离子体状态。 
(1)可选标准交流单频电容耦合型等离子生成方法的应用： 
设匹配器和阳极90高频电极K波之间连接配隔离电容，当在该耦合极板间加上12-14MHz的高频功率时，可使放电装置获得最佳的功耗和保护阳极频源(91)、阴极频源(87)功率频源模块电源，。在其中阴极88加有RF电压(自给偏压)后两电极板间会产生负直流电。而等离子体中的正离子被电极鞘层加速后轰击阳电极90板K波。通过这种设置可改变单频电容耦合等离子发生器的放电功率后调控离子轰击能量和通量，从而用这种方法设置该防涡环型能量波等离子发生器形成这种工作特性。图7-4A示意等效电路原理。 
(2).选交流双频电容耦合型等离子体生成方法的应用： 
a.在两极间施加不同频率产生等离子体。在阳电极90板K施加放电用的高频电压：ωK/2π＝8MHz-60MHz，承担调控等离子体密度。在放置有基板的阴电极88板A施加频率较低的高频电压：ωA/2π＝0.6MHz-1.5MHz，负责调控自给偏压(离子轰击能量)。 
b.选双频型是在每个极上如阴电极88或阳电极90同时加两个频率ωK、ωA，的高频电压来调控离子密度和离子轰击能量的方式。等离子体是通过外部的高频电场对电子的加速作用引起电离而产生等离子体，在这种高频放电中，在两电极88、90间与等离子体间形成一个高压容性鞘层，流过鞘层的射频电流导致了鞘层的随机或无碰撞加热，而流过发射锅两极间主体等离子体区的射频电流导致了主体等离子体区的欧姆加热，即称焦耳加热。频射的等离子体含有动能的释放而改变涡环先兆流形成机制和改善雷诺数。图7-4B标示了这种原理可选应用在发射锅、百褶裙式等离子发生器。 
(3).选用电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法的应用于发射锅式： 
图7-4C标示该方法示意图。 
该方法选用图7发射锅式发生器底部中安装几何结构像一个收敛喇叭形状，在喇叭状底部设有2.45GHz频率，功率1KW，磁场强0.1T量级的波导器。在其处设置阻抗匹配陶瓷真空腔窗，并在此腔底部设谐振面栅栏与波导器的馈入窗间形成谐振腔，谐振面栅栏与喇叭状口之间形成共振腔，通过馈入谐振腔的入射频波功率，再在喇叭状共振腔的磁场中生成高密度(1017m-3)等离子体。在此底处谐振面栅栏与喇叭状口与其中部之间共振腔外壳面处设裹环形磁场谐振整型线圈，在其线圈使用同频率的振荡电场施加入此腔内，形成电子回旋谐振磁化耦合场在洛伦兹力B磁，在洛伦兹力B磁作用下做环绕磁力线回旋运动，电场频率ω与电子回旋角频率ωce一致时发生电子共振加速、加能，即ωce＝ω为电子回旋共振聚能量，使共振腔内离子、电子获更高动能，利用该原理的ECR等离子体装置由于吸收微波能量的高速电子频繁地引起电离使低气压下能获更高密度、共振的接力作用获更高能量的等离子体。这种方法选用在发射锅式等离子体发生器选项技术电路设计原理中，以生成高能等离子应用于适合更宽范围的防涡环流和改善雷诺数的设备制造理论依据。(二).选用电容耦合、电感耦合、电磁耦合、介质阻挡放电生成等离子体的方法选项与 
百褶裙双环层涵道式等离子体能量波发生器结合的具体施实例： 
(1)可选用交流电感耦合(ICP)型等效电路研制等离子体生成方法与百褶裙涵圈式结合生成等离子体：图15-1、图15-2、图15A标示了这种等效电路示意图。 
本案中是选用图15表示的百褶裙涵圈式等离子发生器，将高频功率交流RF频源电路209连接并提供以2π/ω周期的高频电流IRF传输给围绕在百褶裙涵圈发生器197舱外侧的耦合环形线圈197LRF中，流经的交变电流IRF产生交变磁场电感La、内电阻Ra共同形成似变压器的初极线圈(耦合环形线圈197LRF)功能，此时引起百褶裙涵圈发生器197舱腔205中产生感应电场，激发其中设为常压自然空气Q1、Q13做为工作气体，被电离产生管柱状等离子体云。同时在腔205中产生的管柱状等离子云又与外耦合环形线圈197LRF交变电流IRF的感应场强产生互动电感M感，在原有耦合成稳态管柱状等离子体中伴有涡电流Ip、运动速度Vc。这种互为作用情况下，在此时外耦合环形线圈197LRF像变压器初极线圈特征，耦合到的管柱状等离子云环圈像变压器次极线圈一样的特征。产生呈现初耦合电感Lg、涡电流Ip、惯性电感互感场强电感：Lp＝(I/s)(me/NOe2)，此对原等离子体有“趋肤效应”，其半径方向的截面深度即环柱圈宽度呈δ尺寸，并与腔205气隙同宽，截面积S与反应腔205同截面积，等离子体呈等效电阻：Rp＝(I/s)/δ的存在提供产生焦耳热能。所吸收功率：Pabs＝ω2M2Rp/ω2(Lg+Lp)2+R2 p×I2 RF后获的复合等离子体，具有高能量状态特性表现。耦合环形线圈197LRF线圈流经12-14MHz高频电流，感应耦合等离子体工作频率，可选调节低频8KHz至高频达60MHz范围，选用常压供自然 空气做工作气体，生成等离子体释放能量功率可达：Pabs＝ω2M2Rp/ω2(Lg+Lp)2+R2 p×I2 RF。的工作特性[1]，优选百褶裙涵圈式交流电感耦合能量波等离子发生器生成的等离子体具有高能、高密度、稳定特性应用于防涡环和改善飞吊器1作业时空气动力雷诺数。 
(2).选用交流电磁波耦合(微波等离子体)型等效电路研制等离子体生成方法与百褶裙涵圈式197结合生成等离子体： 
(a).选用微波等离子体的反应器匹配的波导器类似短粗注射器形205a，选设频率为900MHz---3.0GHz，控波长6-13.0cm之间，功率选设几百瓦至几千瓦波导器，进行耦合反应，分别设置安装在双环层百褶裙涵圈式微波等离子体发生器197腔205中、200上端环形面上，同样插进百褶裙涵圈每个弧腔200内波导器200a，该波导管与反应腔205、200两侧壁面平行，将调试的微波功率馈进波导器内一个渐变的谐振腔，再在中间介质管中充以常压空气做工作气体。调整微波功率以常压空气条件下适应建立强势轴向电场，它使腔205、200中工作气体(自然常压空气)击穿，产生并维持等离子体的释放。选用该结构特点：可避免微波功率从大气压进入低气压真空系统时出现的阻抗匹配问题，可使微波功率以简单方式耦合到等离子体。 
(b).设置微波等离子体双环层百褶裙涵圈式发生器197形成多模弧形反应腔，腔弧半径和高度可选与波长的整数倍比关系，其中电磁场分布出现多模结构。为了降低表面积一容积比，改善约束条件，避免在等离子体腔205、200中形成电模式结构，可用多模弧状腔反应器197多折弧状多模腔205、200的弧半径和高度选项尺寸应与波长数做为参照数，一般选项大于波长数，以至模式竞争不冲突，使微波功率均匀分布于整个多折弧环状裙腔205、200体中增加获得均匀等离子体的机会。 
选圆柱谐振腔型微波等离子体波导器，设选频率1.5-3.00GHz范围，控波长6-13cm之间，将波导器微波功率馈窗平面装设在百褶裙涵圈式多模弧形反应器197腔仓205、200顶端环形面的安装仓位上，对应每个弧形反应腔205、200。在该反应腔205、200中，波导器微波功率通过耦合窗馈入，在大气压下的波导与真空系统隔离，阻抗匹配后，几千瓦的稳态高频功率可馈入谐振腔，工作气体(空气)分子被电离，在常压下形成等离子体。选用微波交流电磁微波耦合生成的等离子体电子温度5eV～15eV离子密度高6-7×1016m-3。选气压范围宽，选自然常压生成。 
(3).选用交流介质阻挡放电(DBD)型等效电路研制等离子体生成方法： 
图15B标示了这种等效电路示意图。该方法可选用在发射锅式(89)和百褶裙涵圈式(197)。 
本方法选用两种频率段，一种以100KHz以下为低频交流生成方式图15B(a)标示，另一种以100KHz以上为高频交流生成方式图15B(b)标示。 
选百褶裙涵圈式发生器为例阐述： 
用低频介质阻挡方法：在低频交流功率频源电路(f频)209一端输出连接百褶裙涵圈式发生器197中反应腔205中的阳极面210做为介质电容Cd等效体，另一输出以Vop外界电压值又与反应腔205的阴极面211连接形成的气隙等效电容量Cg连接形成百褶裙涵圈式发生器197介质阻挡放电等离子生成腔电路耦合回路，同时在Cg两端分别设配，一端连接虑波二极管施低频电压值V*，另一端连接虑波二极管施高频电压值Vop，作用的方法生成等离子。 
用高频介质阻挡方法：在高频交流功率频源电路(f频)209一端输出连接发生器197 中反应腔205中的阳极面210做为介质电容Cd，另一输出以Vop外界电压值又与反应腔205的阴极面211连接形成的气隙等效电容量Cg连接形成发生器197介质阻挡放电等离子生成腔设定气隙等离子电阻为R电离电路耦合回路中施高频电压值为Vop方法生成等离子。 
在本案中介质电容量Cd，与放电气隙腔200、205电容量Cg组成了介质阻挡等效等离子生成反应腔体205、200，气隙间形成等离子体等效电阻R离子，作用的电压Vop其峰值V*、V*op分别是低频和高频条件下回路中积分电流为零时的电压值，此时Cd远大于Cg，Cd端电压Vd非常重要，其大小与放电功率有关，在放电周期内是一个常量。在放电气隙腔200、205间电压Vg小于Vd时不放电，这时介质电容Cd与气隙间空气体Q1、Q13电容Cg是串联关系。当放电间隙腔205电压Vg达到Vd时开始放电并持续达到外供电压最大值Vop为止。当Vg≈Vd时持续放电中Vd为平均值，产生等离子的量率由在反应腔200、205中的间隙宽度尺寸和空气压力(浓度)及气体种类施压及输电流大小所决定。在197反应器腔200、205施加的电压不变情况下增大输入功率主要改变输入电流大小，提高频率电压将产生较大拆合场强导致电子能量升高，提高释放离子动量，增大电流就会增大输入功率将导致增大了离子密度，同时增加焦耳热能的释放，其作用释放的动量与气体原子、周围空气分子产生离子、原子、激发态活性物种并发生化学反应及粒子冲量转换，作用与周围气流原运动方向和解离空气水分子提供抗防涡环改善雷诺数先决条件。 
(4)百褶裙涵圈式等离子体发生器197结构组成具体实施例： 
优选在飞吊器1主涵道旋翼体5单环层或双环层主涵道内设置单或双涵道百褶裙式单或双环层能量波等离子发生器反应仓197。在主涵道旋翼体5的外环层主一涵道H1壁与外鼓形壳29之间14腔内设有同直径，同涵道管长的外环层百褶裙涵圈式能量波等离子发生器197仓腔205，为尽最大化增环形面积，提高离子体产出率，设计成多折圆弧连排仓腔205。在该仓顶设上进空气口198B并设环形圈状电动滑动调气门198A，该仓内径面壁11内侧设空气进口199B和上下电动滑动调气门199A，此面为阴极面211并连接频波功率电路模块仓209的阴极线及阴极211，在该仓外壁面203与外鼓形壳29相帖，此环面203为阳极面接连射电源电路模块仓209的阳极线及阳极210。形成外环层等离子发生器仓205。在内环层主二涵道H2内径壁20与外径壁19间设内环层能量波等离子发生器仓200、为尽最大化增环形面积，提高离子体产出率，设计成多折圆弧连排仓腔200，该仓外径环侧面设空气进口202B，设上下电动调气门202A，在此顶端设圆孔空气进口201B并设电动滑动环圈形调气门201A，在外侧壁开进空气口202B面与频波功率电路模块仓209阴极线及阴极211相连，该仓内径环壁214与内环层主二涵道H2内径壁20联结，设为阳极面210连接频波功率电路模块仓209阳极线及阳极210。在外环层主一涵道H1壳29与仓205侧壁面203与主涵道主侧喷口10结合设离子流喷口204、离子流内道218与侧喷口10连接对口，释放等离子流QLi和下洗侧喷气流QP2混合射流206。辅助调方向和防涡环。在双环层主涵道等离子发生器197双环仓200、205下端喷出的等离子流QLi和下洗侧喷气流QP混合射流207、208、220、222，其作用是提高空气动力主升力及气垫效应协助力，有助于空气释薄的高空悬停飞行助力和低空起降改善旋翼空气动力雷诺数。在内环层主二涵道H2中静子12等离子发生器内涵仓200内径段212上下端一侧设等离子喷射口216、221。改善上下旋翼气动面雷诺数。 
在内外环层主涵道H1、H2间中静13环腔4等离子发生器双涵仓200、205之间段结构213上下端一侧设等离子喷射口217、219。用于提高增强滑流附壁效应气动力。在外环 层等离子发生器外侧面203外环镶设耦合线圈197LRF其电感耦合生成等离子方法。 
设置等离子能量波发生器，其功能作用在低空时：增加干燥气垫流，提高气垫效应，改善飞吊器1在大湿度气候条件下起降飞升力效率，改善空气动力雷诺数，主动式抗防涡环，防旋翼失速摔机。在高空时：增加升力、提高升力系数、爬升率。 
图15标示了该功能结构。 
四.选用等离子技术改善旋翼空气动力的雷诺数的设备： 
空气若湿度大，空气密度就低，黏性也大。干燥空气密度高，黏性减小。雷诺数增大。在飞吊器1结构中设发射锅式89或百褶裙式197等离子能量波发生器释放的等离子能量与周围空气分子作用，又同时作用了飞吊器1中气流中水分子，水分子气珠产生膨胀，在反作用力下对升力起到接力地面效应的气垫效应，对进入涵道的气流柱气团的湿度减小，向干燥倾向转移。等离子体能量波穿透空气作用于水分子过程也减低了空气黏性力。在其作用下改善旋翼的空气动力环境，增加气流空气微团的动量，具有气垫效应，也增加了升力系数，改善了空气动力的雷诺数，又根除了涡环产生的机制。 
五：飞吊器动力装置和输送供能源的优选具体机构实施方案： 
1.飞吊器电动机动力方案： 
飞吊器优选电动机驱动时电动机设置及电力线连接路径为两种方案： 
一：在飞吊器1主涵道旋翼糸统5以中心轴6设置电力线连联通道实施例： 
在飞吊器1主涵道旋翼糸统5以中心轴6为核心在上静子2和中静子12、13间安装上主旋翼3上，在中静子12、13与下静子8之间安装下主旋翼3下。设置电动机M 上、M下永磁转子68与上下定子绕组70其对应，并与中心轴6固联。电力线y+、y-和信号线yo穿引通过牵引索L连进飞吊器牵引架106中部接口107分左右两路通过牵引架106两路电力、信号导线通道105引进，通过飞吊器1与牵引架106臂轴箍98内导线通道120联接中静子12、13中导线通道71再进中心轴6的外层轴套76层进定子绕组70接线孔72连结在电动机M上和M下定子绕组70接电点。再一路余度电力线从牵引架106轴箍98内分岔通过上静子2内导线通道2o与中心轴6的外层套76层从上向下进接线孔72连结在电动机M上、M下定子绕组接电点72。电动机转子为永磁转子68其壁外联接变惯量糸统30喷、30线、30轴。 
小直径四副涵道旋翼糸统A、B、C、D由电动机驱动，电力线从主涵道旋翼体5外环层主一涵道H1内壁11与鼓形壳29间腔14内分岔通过导线通道147及146联通臂转动节97连接伸缩节96内轴管通道进入弯月架99内导线通道155，先联接摇摆轴100步进电动机mA、mB、mC、mD，然后通过小直径四副涵道旋翼糸统A、B、C、D涵道下静子101中的导线通道154与四副涵道旋翼电动机总承104的定子绕组连结电接点，在此三角下静子101与摇摆轴100是联合体又是小直径四副涵道旋翼电动机组件104的与片状下静子103呈十字支承主托架。 
二.优选飞吊器旋翼气动机构的电动机驱动及布局： 
(a).飞吊器1主涵道旋翼体5气动系统的主旋翼或风扇3上、3下动力设置在中心轴6为中心轴上，以中静子13、12与上静子2之间设置上主旋翼3上的电动机M上。以中静子13、12与下静子8之间设置下主旋翼3下的电动机M下。上下电动机选为直接驱动， 或设变速器传递驱动，上主旋翼3上与下主旋翼3下为正反对转共轴涵道旋翼气动糸统，也可优选涵道风扇气动系统、涵道螺旋浆糸统，优选中心轴6设置电动机为主旋翼动力，承担主升力，为有线供电。 
(b).优选在单环层主涵道H1内壁11内与外壳29之间内腔14中以中静子12与上静子2之间设上电动机M上定子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的上主旋翼3上尖端的惯量涵圈O1为实心扁方状截面环形外壁设上电动机M上的永磁铁17转子。以中静子12与下静子8之间设下电动机M下定子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的下主旋翼3下尖端的惯量涵圈O1为实心扁方状截面环形外壁设下电动机M下的永磁铁17转子。此状单环层主涵道旋翼体5实际成为上下双层共轴正反转两套大直径扁形旋翼体电动机动力联合系统。同样优选大直径主涵道风扇体、螺旋浆体同类结构。为有线供电。 
(c).优选双环层主涵道旋翼体5电动机的设置，在外环层主一涵道H1内套设置的内环层主二涵道H2内壁20和外壁19之间以中静子12与上静子2之间设上电动机M上定子绕组18。以中心轴6为同心圆转动轴的上主旋翼3上尖端的惯量涵圈O1为实心扁方状截面环形外壁设上电动机M上的永磁铁17转子。以中静子12与下静子8之间设下电动机M下定子绕组18，以中心轴6为同心圆转动轴的下主旋翼3下尖端的惯量涵圈O1为实心扁方状截面环形外 
壁设下电动机M下的永磁铁17转子。此状双环层主涵道旋翼体5实际成为上下双层共轴正反转两套大直径扁形旋翼体电动机动力联合体系统。 
主涵道体5的外环层主一涵道H1在外，内环层主二涵道H2在内，互相套在一起，形成滑流区4涵道腔，其滑流Q13具有强的附壁效应。上下旋翼3上、3下电动机系统直径相同、共轴正反转、设在内环层主二涵道H2内都以中心轴6同心圆。本方案技术设置形成大功率、大扭矩、低转速、变速范围大、可直驱、高度小直径大、薄片开放形涵道旋翼式电动机联合体，同样优选大直径主涵道风扇体、螺旋浆体同类结构形式。为有线供电。图8、图10、图11、图12、图16标示其技术结构特征。 
2.飞吊器燃料发动机动力结构方案： 
优选燃气涡扇、燃气涡轮、燃气涡轴、燃气活塞发动机驱动方法和燃油气化输送方法的涡扇、涡轮、涡轴、活塞发动机驱动方法： 
a.选用燃气、气化燃油式涡扇式发动机226，设进燃气、或气化油气管Q燃气输送系统，同时设富氧供气管Q富氧与专设有可调进气阀口229配合使用供富氧空气，专设计用二级压气机风扇替代上下双正反转旋翼，中部中心设有燃烧室，下部设有双级正反转涡轮驱动，通过减速变速器(230)传递驱动给上部的正反转共轴3上、3下旋翼系统。主要负责驱动大直径主涵道旋翼体5共轴双正反转旋翼3上、3下承担主升力系统。并设发电机永磁转子224、电感线圈定子225通过电力线通道231电力线为小直径副涵道旋翼系统A、B、C、D电动机MA、MB、MC、MD提供电力能源和作伸缩、扭摇摆四自由度动作的电力驱动电力能源，成为燃料动力飞吊器系统。 
b.选用燃气、气化燃油涡轮发动机微主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。 
c.选用燃气、气化燃油涡轴发动机做主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。 
d.选用燃气、气化燃油活塞发动机做主涵道旋翼体5共轴正反转双旋翼或风扇动力。 
e.在选用燃气、气化燃油做能源供应的发动机驱动系统，设置减速器和发电机配备，为飞 吊器伺服机构和小直径副涵道旋翼系统A、B、C、D...的电动机驱动供电。 
图16、17表示了动力选配。 
六：飞吊器辅助装置具体实施方案： 
1.输能牵引索L的设置： 
飞吊器配有输能牵引索L，具备牵力作用，抗逆风作业时提供牵力作用，此输能牵引能索L中配装能源供应线： 
优选输电力的，简称：输能牵引索L。优选输燃料的，简称：输能牵引索L气. 
(1)优选用电力驱动具体实施例： 
牵引架106联结输能牵引索L，在牵引索L结构中设有光缆y0传递信号，两头设有光电转换器Go，安装有正极电力线y+和负极电力线y-。牵引索L同时承担着牵力。在逆风中牵力的提供像风筝的牵线一样的功能，使飞吊器具有抗逆风作业能力。牵引索L设多层，从内向外设内1层包襄信号光缆y0正极线y+，负极线y-，为抗高蠕变性、抗高强拉伸强度纤维防水复合内中心层117。其外为耐高温金属丝网屏蔽层，轻合金丝网，起屏蔽作用，又是防静电、防雷电引线作用又起散热作用为内2层116。在外耐高温、防低温、防水、高强耐拉伸抗蠕变纤维复合层为第3层115。最外设耐磨、耐高温、耐低温、防水外表复合膜114为最外防护层组成。图9标示该结构。 
(2)优选用燃气、气化燃油发动机式动力输能牵引索L气具体实施例： 
选用燃气、气化燃油发动机式时牵引能源供应索L简称为：输能牵引索L气。该索中设有燃气管或、气化燃油管O+，并联富氧供气管O-。内设有光纤传导信号线yo。能使飞吊器发动机在缺氧的烟气中也能正常工作。在高空氧气稀薄环境也能正常工作。燃料输送管内的设置： 
在燃料输送管中最内层设置柔性导电加热网状管Q油气A，控制适当温度，保持燃油呈雾化状态在管中运行，油气分子相互碰撞，动能传递，电加热管网热能呈热能助推油气分子，在接力状态下对油气分子加热运行产生输送压推力，内层管外是保温层和承担抗拉、耐蠕变层Q油气B，在输燃料管地面端头接在燃油雾化器235C上，下连燃油泵235D，并连接安装在燃油箱235B，另一端与飞吊器燃料发动机相连组成使用燃料能源的动力系统的发动机。 
该燃料输送系统也可应用于燃气发动机系统，专用于寒带地区作业的燃料能源动力系统飞吊器1。图16、图17-1、图18标示了该方案示意图。 
(3)：输能牵引索L气飘浮具体实施方法： 
a：优选在输能牵引索L气外层管中加高压空气在段设孔喷气悬浮方法： 
飞吊器起飞一段距离，拉长拖拽的输能牵引索L气在重力作用下有着很大的坠拖拽阻力和负担。为了减轻这种负担，将两条能源管和光纤传导信号线：燃气管Q燃气、富氧气管Q富氧、光纤传导信号线y0，并联在内芯防水套中，外套一层轻质柔性防火纤维软管245，采取在此索L气不同段开有一些不同方向的喷气孔，侧上弧面少设孔，下部弧面多设孔，喷出高压气方法将索L气飘浮起。 
选a段下部多开有小角度叉开的下喷气孔239，喷出高压气Qp承担输能牵引索L气主升力作用，在中上部两侧弧面开喷孔240控制稳定姿态，a段是全索L气最高全躬段。在b段下部不同小角度，在侧下弧面开少数喷口241喷出高压气Qp提供 小于a段的辅助升力，控制稳定索L气姿态，此b段为半躬态。在C段不设升力孔为拖拽段。使输能牵引索L气在空中形成水平向～形飘浮。使其不易在空中翻拧和自身喷气摆动。在此牵引索L气管中鼓进高压空气，高压空气从小喷气孔喷出产生作用与反作用力，能使输能牵引索L气克服重力飘浮在空中，一方面抗拖拽力。也可在此管层中鼓加进水份大的空气，又能起到强化防火耐温功能。 
图17-1标示了在输能牵引索L气外管中设加用高压空气压缩机238和储气瓶237鼓进高压空气后，输能牵引索L气外层管245喷孔239喷出高压气Op，起到托起输能牵引索L气克服重力在空中飘浮作用示意。 
b：优选输能牵引索L配电动型小直径双涵道旋翼飘浮器方案： 
输能牵引索L在a段配电动型小直径双涵道旋翼飘浮器246，随时根据不同使用长度装配插接座247，配插电动型小直径双涵道旋翼飘浮器246起到克服重力托起输能牵引索L在空中飘浮作用。图17-2标示小直径双涵道旋翼飘浮器246，起到托起牵力能源供应索L克服重力在空中飘浮作用示意。 
设在a段的飘浮器246上用大动率飘浮躬度最高，承担主升力。设在b段的飘浮器246用适中功率飘浮躬度小于a段，起辅助升力作用，C段不设飘浮器246为拖拽段。通过这三段状态的设置，输能牵引索L在空中的姿态稳定，不翻拧。双涵道旋翼飘浮器246插电连接座247由输能牵引索L的a段和b段索L上固定接连的一段刚性同直径的套管形成插座247，该分三层，内管内腔通飞吊器主电力线和信号线。内管与中层管之间夹层设置专供飘浮器246的电力线247d和与飘浮器246插销基座246c电极阳极246b、阴极246a对应的触点阳极247b、阴极247a，外层为对称的四分之一圆弧瓦形卡槽247c，卡住固定飘浮器246。双涵道旋翼飘浮器246由旋翼或风扇102安在小涵道108内，并由电机104驱动，涵道108内径下部设整流下静子窄片103，宽片101内设贯穿空心通轴100。并在此贯穿涵道108两头与弯月架99两头穿联，一头装摇摆电机ma，一头设摇摆轴承，此时电动涵道旋翼飘浮器246可作摇摆动作转动。在双涵道旋翼飘浮器246臂内一头设有步进电机及传动轴系统246g与弯月架99中部连接，使其作扭摇动作。在双涵道旋翼飘浮器246臂内另头设有步进电机246f及传动蜗轴246e与半圆蜗轮定子246d形成相对于插销基座246c做仰俯上下摆动的动作。该臀插销座246c插在插座管247卡247c内连通电力，飘浮器246可作六自由度动作姿态控制，完成输能牵引索L在空中飘浮功能。 
c：若不需牵引能源供应索L有飘浮功能的，在特种场合作业的，在制造最外两层纤维层时选用中空管式纤维管编织，纤维管具有毛细渗浸高压冷却液或高压冷却空气的阶段式疏微孔低密度的能达到强化防火耐温作用。 
(4).在输能牵引索L气的下端连卷在卷扬器M10上的设置： 
在输能牵引索L气的下端连卷在卷扬器M10上，卷扬器设置有各种转换器： 
a：若优选是供电的设有正极、负极电力转换器y+、y-和光电信号转换器G0。连接发电机N1和蓄电池组N2或插接外电源器N3并联供电。 
b：若优选是燃气或气化燃油供应的在卷扬器248的一端配有燃气、气化燃油转换器256、富氧气管转换器255、飘浮喷空气转换器254、信号光电转换器257，并设避雷电接地转换器253。燃气、燃油配有高压燃气泵和燃气罐235或燃油气化装置及增压泵和油箱。上述都配有输能牵引索L气飘浮作用的高压空气转换器254和高压气泵 238或配小直径双涵道旋翼飘浮器246托浮功能组成一套完整的能源供应系统。 
(5).牵引架106的设置： 
飞吊器1牵引架106对称位的臂伸缩节96所连的转动节97外圆上安装了转动环箍98上连接牵引架106，截面为长偏弧园形。设有内腔105为椭圆形，刚性结构。牵引架106两端头与飞吊器1的对称臂的转动节97外套转动环箍98联结。该环箍98内设驱动电机及齿轮系统和离合器组合器28T，可自由滑转，可强制操控电力驱动旋转牵引架106，中部 端设有法兰环箍107上有输能牵引索L相连。并设有拉力传感器L0和光电转换器G0。在牵引架106通道腔105中设有电力线y+、y-和信号线y0。为飞吊器1飞控计算机提供传输信号。为飞吊器1上下主旋翼电机M上、M下和四个小直径副涵道旋翼电机MA、MB、MC、MD等各电器提供电力和传导操控信号，又为地面控制室提供控制返馈信号。图8、图10、图11标示该结构。 
(6).在飞吊器1顶中心轴6轴毂23上设有防速坠应急安全伞系统223和存放仓及罩。此伞同样应用于电驱动飞吊器1系统。 
(7).设置控制室操控台中心计算机K1及程序负责总操控和管理。 
图19标示飞吊器牵力能源供应索L结构组成及功能电器关联示意。 
图20标示飞吊器结构组成及功能电器关联电框图示意及说明简介： 
七：飞吊器性能工作原理概述： 
图1标示飞吊器工作原理： 
主涵道旋翼体5中主旋翼3上、3下共轴相互正反时针转，转速不变，转速相等，上主旋翼3上的角速度ω上与下主旋翼3下角速度ω下相等，即ω上＝ω下飞吊器水平悬停状态时主涵道旋翼体5无定轴性，不存在陀螺效应，有机动性。 
四副涵道旋翼A、B、C、D各自对称正反对转，转速相等，旋翼或风扇的扭矩在十字对称结构中相互取的平衡，每个单轴单涵道旋翼具有转动惯量，都有陀螺效应诱导出定轴性。四副涵道旋翼A、B、C、D各自的定轴性同时对称作用在飞吊器总体结构上，赋予飞吊器具有定轴性。当刚体是对称刚体时，角动量的向量(方向)与角速度向量(方向)是一致的，可按以下公式从简算： 
当M上＝M下，R2 上＝R2 下，ω上＞ω下或ω上＜ω下时或当M上＝M下，ω上＝ω下或R2 上＞R2 下，R2 上＜R2 下时上下主旋翼3上、3下产生差动转动惯量，即产生转动惯量的增量IΔ，根据角动量守恒定律原则，当旋转旋翼高速旋转时，旋翼角动量守恒。质量不变，但是，根据公式(4)(I＝∫R 02πσr2dr＝πσR4/2＝M·R2)中放置物质质量的半径发生了即：ΔR2改变从而引起角动量产生增量(差量)ΔJ，随之旋翼转动惯量增量(差量)ΔI，产生陀螺效应诱导出主涵道糸统5定轴性，加上四个副涵道旋翼系统A、B、C、D固有的各自定轴性，能使飞吊器1整体具有强化的定轴性，赋予了抗侧风、抗湍流转捩风能力。 
副涵道旋翼体A、B、C、D根据飞吊器1承载负荷和环境气流情况可单独或几个组合承担方向控制功能，类似单旋翼直升机尾旋翼功能，可随机发挥机动性，调控飞行姿态。 
设发生受右侧风Q右的方向作用时，四个副涵道旋翼系统A、B、C、D的臂中的C臂扭转摇E3→E4方向，A臂扭转摇E3→E4方向，D摆摇E5→E6方向，B摆摇E5→E6方向，若Q右更强时B的臂向E1→E2伸长，B臂力矩增加。 
设受左侧风Q左的方向作用时，C臂扭转为E3→E4，A臂扭转为E3→E4，B摆摇E5 →E6，D摆摇E5→E6，若风更大时，D臂由E1→E2伸长，增加力臂E1→E2的长度，抗风能力增大。争取平衡和方位姿态不变。 
设飞吊器受顺风Q顺方向的风作用时。为保原姿态和定位。B臂由E3→E4方向扭转，D臂由E3→E4扭转，A摆摇E5→E6，C摆摇E5→E6。 
若遇顺风更大时，由B和D的臂间为转动轴心，A臂E1→E2向伸长，增加力矩抗风能力增大。争取平衡和方位姿态不变。 
设飞吊器受逆风方向的风作用时，D的臂轴扭转E3→E4，B臂轴扭转E3→E4。C臂摆摇E5→E6，A臂摆摇E5→E6，若逆风Q逆方向风更大时，C臂由E1→E2向伸长，增加C臂力矩，抗风能力增大，争取平衡和方位姿态不变。图2表示这种控制示意。 
上述为悬停设为参照点的各旋翼动作的简略阐述分析。 
八.飞吊器工作状态受力原理六个维度空间移动七种飞行姿态八种主要控制状态作为参照设点气动分析： 
图1标示飞吊器工作状态受力原理六个维度空间移动七种飞行姿态八种主要控制示意。 
飞吊器1在图21电路以飞控计算机K0为飞行管理核心自动控制作用下表现出受力原理可达六个维度七种飞行姿态八种控制方法： 
一.飞吊器1受逆风Q逆作用很大，顺逆风方向飞行E远，松弛输能牵引索L卷扬器，放松输能牵引索L，副涵道旋翼A、B、C、D同时扭摆，D扭为E3→E4，B扭为E3→E4，A扭摆为E5→E6，C扭摆为E5→E6，动作方向，当力F力大于牵引索力FL力时F力＞FL力。飞吊器受逆风和飞行空气动力向前远处飞行途中状态。 
二.反之，飞吊器1向E近移动时，输能牵引索L在卷扬器拉力作用下FL力＞F力，E右受力＝E左受力时，同时A、B、C、D摆扭的方向与飞吊器1向E远移动的方向正好相反。是输能牵引索L牵引飞吊器抗逆风作业或回程飞行途中状态受力。 
三.若飞吊器1向E左方向飞行时，设F力＝FL力，副涵道旋翼A、B、C、D扭摆的角度于抗Q右风的角度相反，飞吊器1受的合力F左力＜F右力。即飞吊器受左侧合力F左力小于受右侧合力F右力，受右侧风力和气动力影响飞吊器1向左方向飞行 
四.若飞吊器1向E右移动时，设F力＝FL力，A、B、C、D扭摆的角度于抗Q左风的角度相反，飞吊器受的合力F左力＞F右力。即飞吊器受左侧合力F左力大于受右侧合力F右力，受左侧风力和气动力影响飞吊器1向右方向飞行。 
五.若飞吊器1受到3上的ω上和3下的ω下及A、B、C、D的ωA、B、C、D旋翼的气动合力升力F升＞Fw重力飞吊器上升。即飞吊器1在主涵道旋翼体5和四副涵道旋翼体A、B、C、D共同水平姿态配合下，受的旋翼气动升力F升大于重力Fw，飞吊器进行提吊重物作业状态，飞控计算机Ko指令调控各旋翼气动机构的功率输出控制变量。 
六.飞吊器1受到上下主旋翼3上的ω上和3下的ω下主升力及副旋翼A、B、C、D的气动合力升力F升＜重力Fw飞吊器1降落。即飞吊器1在主涵道旋翼体5和四副涵道旋翼体A、B、C、D共同水平姿态配合下，受的旋翼气动升力F升小于重力Fw，飞吊器进行提吊重物作业状态下降落或在提吊重物时用提吊绞盘器下卸载重物时，保持飞行落差平衡，飞控计算机Ko指令调控各旋翼气动机构的功率输出控制变量。 
七.F升＝Fw、F左＝F右、F力＝FL力时飞吊器1保持悬停姿态于空中飞行。 
八.飞吊器1产生定轴性时，若选3上和3下转速不等，ω上＞ω下或ω上＜ω下上下旋翼角速度差值越大时，产生差动惯量越大，但会造成飞行姿态落差变量大。优选上下主 旋翼的转速不变、旋翼迎角不变，ω上＝ω下、选变动质量物位置半径的变化，即设变惯量系统：R2 上＞R2 下、或R2 上＜R2 下上下旋翼转动惯量的质量半径差值越大，I上≠I下上下旋翼转动惯量I、角动量J不等即：上下旋翼转动惯量不等时，所产生的转动惯量增量(差量)ΔI越大，诱导的飞吊器定轴性越大，加上同时四个副旋翼的固有定轴性是保持飞吊器稳定姿态的先决条件，在其技术特性共同作用下，所产生抗不同方向侧风和湍流转捩风的合力。飞吊器1的3上或3下的转速可随时调整，当在3上的角速度ω上＞ω下的3下角速度。3上转速大于3下转速，产生的变惯量重心偏高适合倾斜前飞但落差大。优选R2 上＞R2 下、I上＞I下时重心偏上以适应飞吊器1体倾斜姿态侧方向飞行，主涵道旋翼体5并呈现定轴性具有抗湍流转捩风能力。当在(3下)转速大于(3上)转速ω上＜ω下同样影响飞行落差。优选R2 上＜R2 下、I上＜I下时重心偏低以适应飞吊器1体水平姿态悬停飞行。优选设置调整刚体质量物半径的改变R2上≠R2下参数方式实现产生差动变惯量，诱导主涵道旋翼5的陀螺效应的变量定轴性的方法。飞吊器飞控计算机(K0)预先设置A、B、C、D的扭摆角度和ωA、ωB、ωC、ωD的角速度、J角动量、I转动惯量的控制变量率参数，自动谐同将大值径涵道旋翼5的差动变惯量参数进行配合，以实现飞吊器1以悬停提吊重物为主飞行姿态的稳定性及抗湍急转捩风能力。在可克服重物负载的地球引力作用下与受的各种合力有机的谐调，实现在不同环境、气流状况下完成飞吊作业的方法和相应气动机构设置布局及装配图20电器电路控制变量框图配合管理操控飞吊器飞行作业相应设备。 
九.飞吊系统电器与设备结构相互位置及作用分布关联示意具体实施例： 
图19：标示飞吊系统电器与设备结构相互位置及作用分布关联示意图。 
主要三大部分组成：1.飞吊系统部分、2.操控及自动制系统部分、3.辅助行驶系统部分： 
1：飞吊系统部分： 
(1)主涵道旋翼体5结构上电器设置及型类。 
本飞吊器1主涵道体5承担了主升力，在围绕中心轴6上主旋翼3上安装驱动电动机组件M上，下主旋翼3下安装驱动电动机组件M下，优选电力驱动具体实施例。 
在上主旋翼3上轴毂内上端设变惯量电磁机构V上，下主旋翼3下轴毂内上端设变惯量电磁机构V下，为变惯量系统中电感系统提供磁力源。 
为了测控上主旋翼转速设传感器X上和下主旋翼转速传感器X下，。配合变惯量系统在飞控计算机K0控制下使飞吊器具有差动惯量诱导的陀螺效应定轴性，从而增加抗湍流突切变转捩风能力。 
为此在飞吊器1外主涵道体5的四个对称方向上设置了四套传感器联合体：检测C-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体f1、检测A-D间风速方向传感器和超声波测距器联合体f2、检测A-B间风速方向传感器和超声波测距器联合体f3、检测B-C间风速方向传感器和超声波测距器联合体f4，为飞控计算机K0提供探测四周风速、风向和飞吊器1在窄小空域测距飞行提供数据，实现自动控制。 
在外环层主一涵道体H1上四个对称方向的上下部位设置A附近上下部大气压传感器P1、P2。D附近上下部大气压传感器P3、P4。C附近上下部大气压传感器P5、P6。B附近上下部大气压传感器P7、P8。配合上述在高空提供四个方向和上下气流压差数据，为精确控制飞行姿态抗风能力的自动飞控提供参数。 
在内外环层主涵道H1、H2下部位设置等离子能量波发生器释放能量激波等离子Z1， 也可优选设置在中静子12、13上的电晕放电能量波发生器释放能量激波等离子Z2。为飞吊器1在恶劣环境下救生作业，防涡环和改善雷诺数提供了技术支持。 
飞吊器1需要配备有线电路飞控中心计算机K0和无线控制飞控器电路板Kw，双系统(二余度设置)确保飞吊器救生作业的正常运行的可靠性。为了飞吊器飞行姿态的自动稳定控制和方向自动调整主涵道体5内外接设备平台(158)上设置了控制垂直方向的陀螺仪T1、T2和控制水平方向陀螺仪T3、T4。及控制飞行高度安装了高度仪h。 
在飞吊器1主涵道体上安装定位仪GPS解决夜间远距与目标间的位差，能远距自动导航提供参数。为了能在视距内人工探找目标在飞吊器安装了强光照明射灯和激光照射器精确定位瞄准专用结合体J照及便于昼夜操控员视觉观察探控安装光学和红外摄像器d1、d2、d3相结合操控员通过控制台屏幕PN观察进行救生作业。 
为了便于指挥被救者配合和指导在飞吊器外接设备平台上安装了扬声器Y。在救生作业中为不超重专设有飞吊器提吊绞盘设重力传感器P力测控。并在外接设备平台设置多向联接插座和提吊绞盘电动器M9。为飞吊器上的电器提供备用电源设置了蓄电池N。 
(2)：四个副涵道旋翼体ABCD上设置的电器部件。 
四个副涵道旋翼体ABCD承担飞吊器1辅助升力和方向及防涡环。为了实现这些方面职能，在相应部位设置了相关器件： 
(一)A标示副旋翼及涵道体结合体。 
小直径副涵道旋翼体A设置在飞吊器1与操控员之间方位，由对称水平布置，与主涵道体5的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体A优选电机MA驱动。 
优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、燃油发动机及变速箱驱动时，小直径副道旋翼体A由电动机MA驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器A1承担。在小直径副涵道旋翼的半弯月架99与副涵道旋翼A涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机mA1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器A2承担角度检测参数精确测控。在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼A的臂97节中可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体mA2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些动作由mA2伸缩位置传感器A3及mA2扭摇角度位置传感器A4负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度动作提供数据。 
(二)B标示副旋翼及涵道体结合体。 
小直径副涵道旋翼体B设置在飞吊器1与操控员之间的左侧方位，由对称水平布置，与主涵道体5的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体B优选电机MB驱动。 
优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体B由电动机MB驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器B1承担。在小直径副涵道旋翼B的半弯月架99与小直径副涵道旋翼B涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机mA1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器B2承担角度检测参数精确测控。 
在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼B臂97节中可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体mB2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些动作由mB2伸缩位置传感器B3及mB2扭摇角度位置传感器B4负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度动作提供数据。 
(三)C标示副旋翼及涵道体结合体。 
小直径副涵道旋翼体C设置在飞吊器1与操控员之间对面方位，由对称水平布置，与主涵道体5的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体C优选电机MC驱动。 
优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵旋翼体C由电动机MC驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器C1承担。 
在小直径副涵道旋翼C的半弯月架99与小直径副涵道旋翼C涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机mC1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器C2承担角度检测参数精确测控。 
在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼C臂97节中可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体mC2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些动作由mC2伸缩位置传感器C3及mC2扭摇角度位置传感器C4负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度动作提供数据。 
(四)D标示副旋翼及涵道体结合体。 
小直径副涵道旋翼体D设置飞吊器1与操控员之间的右侧方位，由对称水平布置，与主涵道体5的伸缩臂96、97相连，其小直径副涵道旋翼体D优选电机MD驱动。 
优选飞吊器1大直径主涵道旋翼体5由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体D由电动机MD驱动的方案。小直径副旋翼102转速控制参数由传感器D1承担。 
在小直径副涵道旋翼D的半弯月架99与小直径副涵道旋翼D涵道108的一侧安装了外摇摆驱动步进电机mD1。实现四自由度动作的一个组成部分摇摆动作，由摇摆位置传感器D2承担角度检测参数精确测控。 
在大直径主涵道体5外层主一涵道壁H1与其外壳29之间内安装小直径副旋翼D臂97节中可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体mD2。可实现四自由度动作的一个组成部分扭摇动作和伸缩动作。这些动作由mD2伸缩位置传感器D3及mD2扭摇角度位置传感器D4负责检测和提供位置参数。上述完成四自由度动作提供数据。 
(五)起落架及提吊绞盘系统： 
飞吊器1主涵道体5下端与下静子8结连处设置了四个起落架，在此架下端内安装了蜗轮轴升降系统配有驱动电机M1 M2 M3 M4，其设升降高低传感器X1 X2 X3 X4提供检测升降高度。并设行走驱动电机M5 M6 M7 M8直驱轮。起到辅助落驻点移动作用。 
在飞吊器1救生作业时外配了专业提吊电动绞盘器电动机M9。为提吊作业提供驱动力。2：操控及自动制系统部分： 
飞吊器1的控制是由输能牵引索L提供能源和信号总线及辅助飞行牵拽力，主要承担电力，或燃料能源输送和牵引力，其伺服系统的输能牵引索卷扬器的驱动力电机M10承担牵力。飞吊器输能牵引索L卷扬器长度和牵力传感器X5为其动能实现正常工作提供参数，传导数据是由信号线Xn4与控制台建立全控关系。飞吊器的作业动作是由控制台和中心计算机K1负责，在中心控制台上设有救援作业动能系统总开关K负责总系统启动。飞吊器上提吊绞盘提吊索钩升降由控制手柄K3负责，手柄K5控制飞吊器升降。操作钮K4负责飞吊器和其它电器工作功能开关转换(负责提吊绞盘索升降K3档锁定一项时转为自控，手动控K3转换成操控底盘行驶前进后退)，手柄K2控制飞吊器飞行方向。飞吊器上设有扬声器Y是与控制台设的麦克风MK建立有线和无线语音系统和光学、红外摄像机d1、d2、d3 影像系统并通过控制台屏幕PN观察，完成指挥救生配合的语音影像勾通系统。 
飞吊系统的电力是由发电机N1，控制室蓄电池组N2。外插电源系统N3共同负责，并由发电机和备用电源电池组自动控制和手动控制转换器K8和控制线Xn3进行自动转换和选择。控制台与发电机间控制信号线Xn2负责对发电机的控制。 
飞吊器1输能牵引索L控制总线端头设有光纤信号的光电转换器G0、输能牵引索L控制总线中设有阳极电力导线y+和阴极电力导线y-及光纤信号线y0承担与飞吊器1的作业是功能的调控和管理。 
3：辅助行驶系统部分： 
飞吊救生系统功能盘优选活动型时在控制台设有近距行驶糸统的操控手柄K3(由K4动能转换开关转换成)负责前进或倒车控制或再设方向盘控制方向，在行驶底盘安装有可变速单独驱动电动机车轮M01、M02、M03、M04。由控线Xn10连接调控，并设有停驶稳定糸统刹车Sa控制信号线Xn5连接调控。在行驶底盘停驶时设有电磁吸附器CI1、CI2、CI3、CI4由控线Xn8连接调控及液压支承稳定柱ya1、ya2、ya3、ya4系统由控线Xn9连接调控。 
飞吊系统，功能底盘辅助动作设有控制台与功能底盘直线位移由控线Xn7连接调控和转动的控制器间连有控制信号线由控线Xn6连接调控、功能部件底盘作直线移动、转动、液压、电磁吸附器、行驶控制都由转换器K7负责由控线Xn1连接中转调控，功能盘直线位移位置由传感器X6、X7、X8和控制线Xn7负责，功能盘360°度转动角度位置由传感器X9、X10、X11、X12和控制线Xn6负责。 
十.飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构示意框图实施例： 
图20标示飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构示意框图。 
飞吊糸统电路控制变量简要说明： 
当控制室人员按下K电源总开关后，开关接通主电源，各个设备启动，自检结束后待机，此时可以进行各种操作： 
1、飞吊器起飞时电路变量控制： 
当系统进入待机状态后，控制室操作员上推飞吊器手柄调升降手柄K5和控制方向手柄K2，调方向做准备，飞吊器主旋翼和四副旋翼根据手柄K5推的大小自动控制转速。当上推起飞手柄K5后，手柄下面的滑动变阻器向上滑动，变阻器输出电压值由零增加Δu，最大增至48V(所有控制器电源为48V【1】)此电压通过模数转换AD转换为10bit数字信号，数字信号通过电光/光电转换器Go转换为光信号，光信号通过光纤yo传输至飞吊器，安装于飞吊器上的电光/光电转换器Go将光信号重新转换为电信号，电信号通过总线到达飞吊器控制计算机K0(简称：飞控计算机)，根据此数字信息，即可以控制飞吊器主/副旋翼转速。飞控计算机将根据光纤传输的控制手柄数据产生与此数据相关联(按照一定控制率PID)频率为5KHZ、峰值为12V一定脉冲宽度的PWM信号，此PWM信号控制开关管的闭合时间，从而控制主副旋翼电机转速，此时所有传感器准备就绪，开始工作，控制图见图21手柄动作信号流向图，当手柄K5上推角度越大，则输出电压信号越强，经过光纤传输至飞控计算机K0上数据值越大，则产生的PWM信号占空比σ愈大，σ越大，则由PWM信号控制的驱动门开的时间就越长，因此，加于电机两端电压有效值越大，因此旋翼M上、M下转速就越高。当旋翼转速达到起飞初值后，控制室操作员按下飞吊器锁开关K4，地面控制器发送一高电平信号至飞吊器锁控制器，飞吊器锁电磁铁消磁，随着飞吊器的升高，卷扬器电机M10逆时针旋转将输能牵引索L送出，输能牵引索L中电力线y+、y-/控制光纤总线 
yo随飞吊器被拉升至空中。 
2.飞吊器飞行中电路的变量控制： 
主旋翼M上、M下启动后，旋翼转速传感器X上、X下检测上下主旋翼转速。转速传感器选择为非接触式的霍尔元件传感器，霍尔转速传感器产生峰值为48V的正脉冲，此脉冲信号通过传感器内部的处理电路将脉冲信号的周期/频率进行测量，输出1字节转速数据信息，数据信息通过信息标头标示(表征为转速信息)至总线yo，由总线yo传输至飞控计算机Ko。实现速度实时反馈，根据实时速度信息，调整控制器输出的PWM信号占空比σ，从而将速度稳定在误差允许范围内。控制转速采用比较成熟的PID控制，PID控制是将误差信息进行放大，微分和积分处理得到控制数据。实际转速为nr，控制室手柄位置信息通过飞吊器中的控制计算机K0解析后理论转速为n，因此转速误差e＝n-nr，控制量输出为w＝P(e[i]+I(∑e[i])+D(e[i]-e[i-1]))，此控制量累加于控制PWM信号占空比σ的调制量W中，当实际转速超过理论控制速度时，e[i]为负值，叠加于W后，W值减小，因此输出PWM信号占空比σ减小，驱动门开启时间减小，从而上下主旋翼电动机两端电压有效值减小，转速降低；相反，当实际转速低于理论值时，PWM信号占空比σ增大，驱动门开通时间增长，旋翼电动机两端电压有效值增加，从而增加转速，仅考量转速，未加任何形式的变量。 
以上分析为简单的速度闭环控制，此种情况没有加入其它干扰，当有风干扰以及涡流时候控制分析如下： 
大气压计P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8、风速/风向传感器F1、F2、F3、F4输出的模拟量通过自带的AD转换器转换后，将模拟量转换为数字量，加入数据标头后方便于飞吊器控制器读取，飞行状态控制陀螺仪T1、T2、T3、T4直接输出数字信号通过RS485总线传输至飞控计算机Ko。16位气压、风速、陀螺仪数据被飞控计算机Ko读取后，飞控计算机Ko得知当前飞行状态，以及是否产生涡流现象。气压值、风速、旋翼转速、飞行姿态等信息，除了每部分进行相应PID算法后，进行数据的融合，每种传感器量分配一定权重，占用控制主副旋翼PWM信号的部分权重，某部分失效后、或者某种传感器数值超出此权重范围值、权重值自动增减，通过权重分配，将几种飞行控制信息融合后，叠加于控制PWM信号占空比σ变化的直接控制量W(W上、W下、WA、WB、WC、WD)；当风速超出某范围后，飞控计算机Ko向变惯量系统30液电磁阀41控制器V上、V下发送高电平，开启惯量液电磁阀41，惯量液在离心力作用下喷入其中上下一套主旋翼惯量涵圈O1内Oo，增加转动惯量使上下旋翼产生差动惯量，同时保持主旋翼M上M下转速和叶角，以诱导产生陀螺效应之定轴性、章动性、进动性的三性。虽然陀螺效应的章动性被同轴正反向转动旋翼结构克服，但是进动性仍然存在，需要利用小直径四副涵道旋翼A、B、C、D，进行有节奏的对称的扭摇摆四自由度方向调节控制。使飞吊器不至于转动力矩的不平衡而导致飞吊器旋转，同时拖拽的输能牵引索L具有对飞吊器抗扭矩作用类似直升机尾旋翼功能。由于产生上下主旋翼转动差动惯量诱导的陀螺效应定轴性。赋予飞吊器瞬间抗湍流转捩风能力。 
此时的控制方式与无风状态下的控制方式不同，各个传感器数据权重不同，风速值权重要比正常无风状态下权重大些。 
当飞吊器垂直起飞或降落时或飞行中空气湿度大等气候因素雷诺数太低时，或两主旋翼上下气压传感器检测值满足涡环先兆流时，飞控计算机K0适当加重气压计权重值，同时，飞控计算机Ko向等离子能量波发生器197或89发送高电平脉冲信号，打开等离子能量波 发生器197或89，产生等离子能量波Z。改善空气动力的雷诺数的环境条件，或预防涡环，从而消除涡环现象的先兆流。 
四副涵道旋翼A、B、C、D由飞控计算机Ko自动控制，地面操作室右手柄K2控制飞行方向，部分改变四副旋翼状态，飞控计算机K0通过当前飞行姿态，是否有湍流转捩风冲击，是否有涡环流等现象对四副旋翼进行实时控制，在无转捩湍流风和涡环流时，四副旋翼主要控制飞吊器飞行方向，主要控制率为PID控制，控制量WA，WB，WC，WD基本相等，风速信息、涡流信息被检测到以后，由于飞吊器转动差动惯量很大，本身也具有飞行运动惯性的因素，因此飞行状态不会马上改变，而此时四副旋翼A、B、C、D就已经根据传感器检测的状态实施控制四自由度动作，从而相对于实际控制具有一定的超前性。 
飞吊器安装的高度信息、旋翼转速信息、气压信息等用于飞行姿态控制，同时通过光纤yo传输至控制台控制计算机K0将数据读取后，进行与控制台主控计算机K1中的模版数据做为参照样版数据进行调整飞控计算机K0飞行姿态。同时发送至相应的仪表进行显示。3.飞吊器作业电路变量操控： 
当飞吊器1飞至作业现场上空域后，打开随机光学摄像机d1-d3，夜间改开红外摄像机，拍摄情况，由操作员协助，按下K4，信号通过光纤yo传输至飞控计算机K0，发出四路脉冲信号，由提吊升降手柄K3作用于提吊绞盘器135释放提吊索143下降作业工具的高度，此时工具底部四角的超声波高度传感器给出信号近现场状态。飞吊器1平稳悬停侍作业成功后。飞吊器1启动向上方和前飞行时，控制台中心计算机K1和飞控计算机K0配合控制飞吊器1及提吊绞盘135的提吊索143长度，由其控制工具始终离现场适当升降高度，以实际现场的起浮面高度，由操控员在控制台上控制高度保持随现场高度变化吊运回驻点上空悬停飞行提吊绞盘135释放卸载，控制收吊索下降高度卸载谐调控制变量配合。4.飞吊器降落时电路变量调控： 
飞吊器旋翼转速降低，飞吊器降落，当飞吊器降落时其姿态陀螺仪T感应到飞吊器不平衡，则控制相应的起落架升降步进电机动作，使飞吊器平稳降落，同时可以适应降落不平的状态。再由飞吊器1降落存放仓。 
本具体实施方案的电路控制变量结构按此框图做为雏形设置实施和发展型的基础。为了使本方案能实现产品作业方法，所列具体的描述及配附图。 
本方案中设置的方法及装置和结构实现并不是对本方案的限定，而是首选和优选，优选气动结构的组合搭配和气动任务分配及所配本方案功能技术设置及构件。是为了实现本方案的具体描述统称。本具体实施例的论述撰写充分公开实际构造是为了具有实用性和可实现性，是为实现本方案成为实体产品。 
参考资料致谢现有技术成果的先师参考资料的帮助！ 
[1].《等离子体技术及应用》赵青、刘述章、童洪辉编著，国防工业出版社出版。 
[2].《模型飞机空气动力学》[英]马丁.西蒙斯著、肖治垣、马东立译。 
[3].《直升机的世界.岁月之旅》李成智，倪先平编著。 
[4].《新概念物理教程.力学》赵凯华、罗蔚菌。 
[5].《化学基础》蒋玉芝编。 
[6].《申请号200480012319.0专利》发明人罗纳德.L.基索尔。 
[说明书附图]：详见下页。 

Claims (85)

1.权利要求飞吊器(1)气动结构和布局及配置装备功能其特征是：以大尺寸直径单或多环层主涵道旋翼或风扇体(5)为中心的气动结构，承担主升力。在主涵道内设共轴上下正反转双旋翼或风扇，其翼尖装惯量涵圈(O1)，内腔多为形。其外壁帖装斜翅(OJ)。在其主涵道旋翼或风扇体(5)外周围对称或非对称同水平面设置多个小尺寸直径副涵道单轴或共轴单或双旋翼或风扇(A)、(B)、(C)、(D)或(E)体等，承担辅助升力和调控方向及飞行姿态、防涡环。其连接臂为两节，一节是大直径转动节(97)，该节一端与大直径主涵道旋翼或风扇体(5)连接并与内部驱动传动机构连接，另一端套进小直径的伸缩节(96)，此另一端与小直径副涵道旋翼或风扇(A)、(B)、(C)、(D)或(E)体的弯月架(99)圆弧中部连接固定，弯月架(99)两端穿过摇摆轴(100)与小直径副涵道旋翼或风扇体(A)、(B)、(C)、(D)或(E)体中的下三角形静子组合体(101)贯穿安装。小直径副涵道单轴单旋翼或风扇(A)、(B)、(C)、(D)或(E)体在摇摆电机(MA1、MB1、MC1、MD1)驱动下可随连接臂(96)(97)和弯月架(99)一起做可单独或共同的对称有节奏的或非对称的相对与大直径主涵道旋翼或风扇体(5)的伸缩、扭、摇、摆、360度四自由度往复旋转动。每个副涵道旋翼或风扇(A)、(B)、(C)、(D)或(E)体形成的各自独立气动场与主涵道旋翼或风扇体(5)独立主气动场之间可协同配合，具有承担辅助升力和主控姿态及方向功能。也可各自独立相互干扰，具有主动式防蜗环功能。在外环层主一涵道(H1)下端口部与下静子(8)之间，与该端口部(24)同直径，共同以中心轴(6)为同心圆，设置像无底盆形主喷口(9)，其内腔四周盆形收敛斜面(25)设开扁长方形(27)的对称或非对称数套水平侧喷口(10)，该口内为扁长方形风道(38)，道内设往复电驱动导风板(26)，承担辅助调方向和主动防涡环。在共轴上下正反旋转主旋翼或风扇(3上)、(3下)系统中设差动变惯量系统(30喷)、(30线)、(30轴)，用于抗湍流转捩风。优选在单环层或双环层大直径主涵道旋翼或风扇体(5)内外主涵道(H2)、(H1)壁腔内及下端口处和其中宽条三角形静子(93)中静子区(12)、(13)上设百褶裙涵圈式等离子能量波发生器(197)或设置电晕放电发射锅式等离子能量波发生器(89)，用于主动式抗防涡环及改善雷诺数。在大直径主涵道旋翼或风扇体(5)与小直径副涵道旋翼或风扇体(A)、(B)、(C)、(D)或(E)连接臂中选一双对称连接臂，在转动节(97)外套毂箍(98)连接抛物线形弯管状输能牵引架(106)，其内管腔(105)连通信号线(yo)、电力阳极线(y十)和阴极线(y一)。牵引架(106)中部窮弯处设有接口管腔(107)连接输能牵引索(L)系统，在输能牵引索(L)中设有光纤信号线(y0)、电力阳极线(y十)和阴极线(y一)，并分别通过输电卷扬器与控制台(K1)、发电机(N1)、蓄电池组(N2)或外接电源(N3)等伺服系统相连。输能牵引索(L)系统中设双涵道旋翼飘浮器(246)使其在空中飘浮同时具有像风筝线功能，提供拖拽牵力可使飞吊器(1)抗强逆风作业。飞吊器动力可优选燃气、燃油气化发动机系列动力系统。由专用输气态燃料和信号的输能牵引索(L气)，其索(L气)中装配可飘浮的压缩空气管系统，鼓有高压气，在不同段和角度设喷气孔，索(L气)可在空中飘浮。该索(L气)连接带有转换器的卷扬器(248)及燃料供应系统燃 气、气化燃油管(Q燃)，富氧空气管(Q富氧)、飘浮专用等压缩空气、避雷等转换器，再连接燃料箱罐等配套伺服机构、控制计算机(K1)管理系统、飞吊系统功能托架底盘行走系统组成的具有防碰撞的、可在恶劣条件长时吊载悬停飞行的飞吊器系统。
2.权利要求飞吊器(1)的中心主涵道为单环层涵道其特征是：单环层大直径主涵道旋翼体(5)外壳形似偏鼓状(29)与外环层主一涵道(H1)之间内腔(14)设装环状口形主梁(28)，承担主刚性支承，单环层大直径主涵道内壁为上下直线状环圈壁(H1)环腔，以中心轴(6)为中心与环腔上口沿边相连设上静子(2)、下口沿边相连设下静子(8)、环腔中部相连设有中静子(12)，形成大直径单环层主涵道体(5)腔体结构，适合整体倾斜姿态飞行优势。同样优选单环层大直径主涵道风扇体、螺旋浆体和具有防撞功能结构类旋翼式飞行器。
3.权利要求飞吊器(1)所述中心主涵道为双环层涵道其特征是：双环层大直径主涵道旋翼体(5)外壳形似偏鼓状(29)与外环层主一涵道壁(H1)之间内腔(14)设环状口形主梁(28)，外环层主一涵道(H1)内壁表面(11)为上下直线状环圈壁环腔。内径套装内环层主二涵道(H2)内外径上下内外壁(20)、(19)都为直线狀环圈壁，以中心轴(6)为中心共为同心圆并与双环层大直径主涵道旋翼体(5)腔上口沿相连设上静子(2)、下口沿相连设下静子(8)，环腔中部内环层主二涵道(H2)内腔壁(12)间相连设有中静子(12)区，连接贯穿内环层主二涵道(H2)内径壁(20)和外径壁(19)与外环层主一涵道(H1)内径壁(11)连接贯穿后连接在环状口形主梁(28)上，内外双环层主涵道璧(11)、(19)之间壁的中静子为(13)区，其之间环腔(4)形成滑流区，流经气流(Q13)、(Q14)具有附壁效应，具有增强悬停飞行姿态稳定性优势。本案形成大直径双环层主涵道体(5)腔体结构技术特性。同样优选双环层大直径主涵道风扇体、螺旋浆体和具有防撞功能结构类似旋翼飞行器。
4.根据权利要求1、2、3的飞吊器(1)大直径主涵道旋翼体(5)上端口边特征是：设上静子(2)在大直径主涵道(5)上端口部与垂向主涵道壁间呈钝角横斜向方位设置对称数个上静子(2)，似马刀形，为刚性结构，可选弯形和直形，刀背截面上沿为弧状朝上，刀刃朝下，单环层主涵道型的上静子(2)一端连接在主涵道体(5)上端口部边沿，双环层主涵道型的上静子(2)一端连外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)上端口部边沿，另一端连于中心轴(6)上部轴殼(23)处。优选设配上静子(2)是为防止上滑流吸附流发生龙卷畸变，提高上旋翼气动升力效率。优选截面形和设置是防止上静子(2)下边沿产生尾涡流和减小诱导形阻。 
5.根据权利要求1、2、3所述的飞吊器(1)大直径主涵道中设中静子(12)、(13)其特征是：在主涵道旋翼体(5)腔内中部设置与主涵道内径垂直璧呈垂直角横向的中静子(12)、(13)，其一端以中心轴(6)为中心同心园呈放射状多栅联结布置，若是单环层主涵道体(5)内的中静子设一个区为中静子(12)，若是双环层主涵道体(5)腔内的中静子设二个区，内环层主二涵道(H2)中静子区为中静(12)，与外环层主一涵道内璧(H1)之间中静区为中静(13)，另一端贯穿连内环层主二涵道H2壁后又贯穿连外环层主一涵道壁H1后与主涵道横环状口形主粱(28)连接固定。中静子主截面象中式剑体载面形状，设置为两刃面上下竖立。其中一个中静子为宽形(93)也可分区为(13)、(12)，截面形状象三角形，上尖为30°，下部两角各为75°布置。中静子(13)、(12)为刚性支承结构，承担上主旋翼下洗气流整流，防畸卷，提高气动力。其中一个中静子为宽形(93)三角形，在下部两角各为75°的连接面上设发射锅(89)式等离子发生器装置(87)(88)(90)(91)，用等离子能量激波改善旋翼空气动力雷诺数。
6.根据权利要求1、2、3的飞吊器(1)在大直径主涵道体(5)下口端设下静子(8)其特征是：在大直径主涵道旋翼体(5)下端口部设置与垂向主涵道壁间呈钝角横斜下向方位设置下静子(8)似马刀形，为刚性结构，可选弯形和直形，刀背为弧状朝下，刀刃朝上，单环层主涵道型的下静子(8)一端连接在主涵道旋翼体(5)下端口部边沿，双环层主涵道型的下静子(8)一端连外环层主一涵道(H1)和内环层主二涵道(H2)下端口部边沿，另一端连于中心轴(6)下部轴毂(113)处。该毂盘(113)与外配功能器件安装平台(158)组合，上设有外接电源插口和控制信号插口。优选配下静子(8)是为防止主涵道旋翼下洗主气流和双环层涵道之间的滑流吸附流发生龙卷畸变，承担整流，提高气动升力效率和附壁效应。优选下静子(8)形和设置上沿为刃朝上是防止下静子(8)上边沿减小诱导形阻。
7.根据权利要求1的飞吊器(1)的大直径主涵道(5)中空气动力机构设置其特征是：在大直径主涵道(5)中以中静子(12)、(13)为界分上下两个气动区，在中静子(12)、(13)上端与上静子(2)之间为上气动区，以共轴中心主轴(6)为转动中心设置上旋翼或风扇糸统(3上)。在中静子(12)、(13)下端与下静子(8)之间为下气动区，以共轴中心主轴(6)为转动中心设置下旋翼或风扇系统(3下)。上下主旋翼(3上)、(3下)可选同直径、可选不同直径、共轴正反旋转、可同速、可不同速、承担主气动升力。优选涵道共轴正反旋转双旋翼或风扇气动系统，提高旋翼系统升力效率。 
8.根据权利要求7的飞吊器(1)在设置上下主旋翼(3上)、(3下)其特征是：叶片数为奇数，优选上主旋翼或风扇(3上)叶片数多于下主旋翼或风扇(3下)叶片数，其特点防止气动系统产生共振和减小下主旋翼(3下)形阻。
9.根据权利要求1所述的飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)气动系统的主旋翼或风扇(3上)、(3下)电动力机设置在中心主轴(6)上其技术特征是：在中心轴(6)为中心轴上，以中静子(13)(12)与上静子(2)之间设置上主旋翼(3上)的电动机(M上)。以中静子(13)(12)与下静子(8)之间设置下主旋翼(3下)的电动机(M下)。上下电动机选为直接驱动，或设变速器传递驱动，上主旋翼(3上)与下主旋翼(3下)为正反对转共轴涵道旋翼气动糸统，也可优选涵道风扇气动系统、涵道螺旋浆糸统，优选中心轴(6)设置电动机为主旋翼动力，承担主升力，为有线供电。
10.权利要求飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)气动系统电动力机设在主涵道与主旋翼(3上)、(3下)尖惯量圈O1之间所述的设置其技术特征是：在单环层主涵道(H1)与旋翼或风扇叶尖端惯量涵圈(O1)外壁之间设置电动机结构转子永磁铁。优选在上下主旋翼(3上)(3下)尖端的惯量涵圈(O1)为实心扁方状截面外壁上安装电动机(M上)(M下)的转子永磁铁(17)成为电动机转子。将电动机定子绕组(18)安装在单环层主涵道内壁内与外壳(29)之间，中静子(12)、(13)上下两层设成上下两套电动机绕组定子(18)。以中心轴(6)为同心圆，在上静子(2)与中静子(12)之间，外环层主涵道(H1)径内设上电动机上旋翼(3上)翼尖惯量涵圆(Oo)外壁镶装永磁铁(17)转子，成为上主旋翼(3上)电动机组合体动力系统。在下静子(8)与中静子(12)之间，外环层主一涵道(H1)径内设下旋翼(3下)翼尖惯量涵圆(O1)外壁镶装永磁铁(17)转子，成为下旋翼(3下)电动机组合体动力系统，此状单环层主涵道旋翼体(5)实际成为上下双层共轴正反转两套大直径扁形旋翼体电动机动力系统。根据上述技术设置形成大功率、大扭矩、低转速、变速范围大、可直驱、高度小直径大、薄片开放形涵道旋翼式电动机联合体，为有线供电。
11.权利要求飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)气动系统的电力动力所述的设置其技术特征是：优选双环层主涵道旋翼体(5)电动机的设置，在外环层主一涵道(H1)内套设置内环层主二涵道(H2)，在内壁(20)和外壁(19)之间设电动机(M上)、(M下)的上下两套定子绕组(18)。以中心轴(6)为同心园，在上静子(2)与中静子(12)区之间，内环层主二涵道壁(H2)腔内设置上电动机上旋翼(3上)翼尖惯量涵圆(O1)外 壁镶装永磁铁(17)转子，成为上电动机组合体动力系统。在下静子(8)与中静子(12)区之间，内环层主二涵道(H2)腔内，以中心轴(6)为同心圆设置下主旋翼(3下)翼尖惯量涵圆(O1)外壁镶装永磁铁(17)转子，成为下电动机组合体动力系统。双环层主涵道旋翼体(5)实际成为上下双层共轴正反转两套大直径扁形旋翼体电动机组合体动力系统。主涵道体(5)的外环层主一涵道(H1)在外，内环层主二涵道(H2)在内，套在一起，形成滑流区(4)涵道腔，其滑流(Q13)具有强的附壁效应。上下旋翼(3上)、(3下)电动机系统直径相同、共轴正反转、设在内环层主二涵道(H2)内同心圆涵道内。根据上述技术设置形成大功率、大扭矩、低转速、变速范围大、可直驱、高度小直径大、薄片开放形涵道旋翼式电动机联合体，为有线供电。
12.权利要求飞吊器(1)所述的双环层大直径主涵道旋翼体(5)中主涵道和主旋翼结构选同直径设置特性选项其特征是：上下主旋翼(3上)、(3下)优选同直径结构，以中心轴(6)共轴正反转，共同设置在内环层主二涵道(H2)内并与之配套直径的同心圆内，该外层再设外环层主一涵道(H1)直径大与内环层主二涵道(H2)直径一定尺寸，形成中静子(13)区环形涵腔(4)。外环层主一涵道(H1)高度与内环层主二涵道(H2)高度相同，都从上静子(2)上沿边连至下静子(8)下沿边之间。所形成的环形涵腔(4)具有吸附滑流附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴(6)为同心圆。其特点适合悬停飞行。
13.权利要求飞吊器(1)所述的双环层大直径主涵道旋翼体(5)中主涵道和主旋翼结构的上下主旋翼(3上)、(3下)和涵道可选上大下小不同直径结构特性选项其特征是：。优选上主旋翼(3上)制成大直径，下主旋翼(3下)制成小直径，在外环层主一涵道(H1)直径选大直径与上主旋翼(3上)直径配套，其外环层主一涵道(H1)高度设为与上静子(2)上沿边连接至下静子(8)下沿边之间。内环层主二涵道(H2)直径与下主旋翼(3下)直径配套，内环层主二涵道(H2)高度设为与中静子(12)上边沿连至下静子(8)下边沿并相连，同时将内环层主二涵道(H2)与外环层主一涵道(H1)之间的中静分区为中静(13)。在中静(13)下部形成的环形涵腔(4)为上主旋翼(3上)的下洗气流强整流，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴(6)为同心圆。其特点重心高适合倾斜前飞行。
14.权利要求飞吊器(1)所述的双环层大直径主涵道旋翼体(5)中主涵道和主旋翼结构的上下主旋翼(3上)、(3下)和涵道可选上小下大不同直径结构特性选项其特征是：。 优选上主旋翼(3上)制成小直径尺寸，下主旋翼(3下)制成大直径尺寸，在外环层主一涵道(H1)直径选大直径与下主旋翼(3下)直径配套，其外环层主一涵道(H1)高度设为上静子(2)上沿边连至下静子(8)下沿边之间。内环层主二涵道(H2)直径与上主旋翼(3上)直径配套，内环层主二涵道(H2)高度设为与上静子(2)上边沿连至中静子(12)下边沿并相连，同时将内环层主二涵道(H2)与外环层主一涵道(H1)之间的中静分区为中静(13)。在中静子(13)上部形成的环形涵腔(4)为上主旋翼(3上)与上部内环层主二涵道(H2)体和下主旋翼(3下)共同的强吸滑气流形成的强吸附气流区具有强附壁效应气流动力，提高气动力系数。上下主旋翼和双环层内外主涵道都以中心轴(6)为同心圆。其特点重心低适合悬停飞行。
15.根据权利要求1所述的飞吊器(1)设牵引架(106)其特征：在对称位的臂伸缩节(96)所连的转动节(97)外套转动毂箍(98)上连接牵引架(106)，截面为长偏弧园形。设有内腔(105)为椭圆形，刚性结构。牵引架(106)两端头与飞吊器(1)的对称臂的转动节(97)外套转动毂箍(98)联结。该环箍可自由滑转，可强制操控电力驱动旋转牵引架(106)，中部窮端设有法兰环箍(107)上有输能牵引索(L)相连。并设有拉力传感器(L0)和光电转换器(G0)。在牵引架(106)通道腔(105)中设有电力线(y+)、(y-)和信号线(y0)。为飞吊器(1)飞控计算机提供传输信号。为飞吊器(1)上下主旋翼电机(M上)、(M下)和四个小直径副涵道旋翼电机(MA)、(MB)、(MC)、(MD)等各电器提供电力和传导操控信号，又为地面控制室提供控制返馈信号。
16.根据权利要求1所述的飞吊器(1)设牵引架(106)并相连的输能牵引索(L)特征是：联结输能牵引索(L)，在输能牵引索(L)结构中设有光缆(y0)传递信号，两头设有光电转换器(Go)，安装有电力线，正极电力线(y+)和负极电力线(y-)。输能牵引索(L)同时承担着牵力。在逆风中牵力的提供像风筝的牵线一样的功能，使飞吊器具有抗逆风作业能力。牵引索设多层，从内向外设内1层包襄信号光缆(y0)正极线(y+)，负极线(y-)，为抗高蠕变性、抗高强拉伸强度纤维防水复合内中心层(117)。其外为耐高温金属丝网屏蔽层，又起散热作用为内2层(116)。在外耐高温、防低温、防水、高强耐拉伸抗蠕变纤维复合层为第3层(115)。最外设耐磨、耐高温、耐低温、防水外表复合膜(114)为最外防护层组成。
17.权利要求飞吊器(1)优选涵道旋翼气动布局四涵道、四轴、四单旋翼三角形气动布局其技术特征是：其中大尺寸主涵道旋翼在整体三角形布局的中心位置，承担主升力，在其四周外对称同平面的三个角上布局小直径副涵道旋翼，其连接臂为二节可 伸缩可旋转，小直径副涵道旋翼与大直径主涵道体间可相对做四自由度动作，承担辅助升力和调控方向及防涡环特点。并优选涵道风扇、涵道螺旋浆配置。
18.权利要求飞吊器(1)优选涵道旋翼气动布局四涵道、四轴、五旋翼共轴式气动布局，其技术特征是：其中大尺寸主涵道旋翼或风扇是共轴双旋翼正反转为中心，承担主升力，另三个小直径副涵道旋翼或风扇在其四周外对称同平面的三个角上布局，其连接臂为二节可伸缩可旋转，小直径副涵道旋翼或风扇与大直径主涵道旋翼或风扇体间可相对做四自由度动作，可调控方向和防涡环特点。并优选涵道风扇、涵道螺旋浆配置。
19.权利要求飞吊器(1)涵道旋翼气动布局其特征是多涵道、多层内外套在同一外环层主涵道内，单轴或共轴、单旋翼或双旋翼，中心布置大尺寸直径主涵道旋翼体，周围以对称和非称设置臂接连多个小尺寸副涵道单轴单旋翼、共轴双旋翼式的气动布局，其相互间可做四自由度动作，各自形成的独立的空气动力场可相互配合，提高升力效率，可相互干扰用于防涡环。并优选涵道风扇、涵道螺旋浆配置。
20.权利要求在飞吊器(1)所述的发射锅式等离子能量波发生器其技术特征是：在主外一涵道(H1)与主内二涵道(H2)之间的下端沿口处和中静子(13)、(12)上安装电晕放电能量波发射锅式等离子体发生器(87)(89)(92)。在飞吊器(1)飞控计算机(K0)会自动发出指令指挥等离子发生器工作，从发射装置(88)(90)(92)和聚焦发射锅(89)发射电晕放电复合能量激波等离子(Z1)(Z2)作用，主涵道(H1)(H2)主喷口(9)排向地面气流(Q3)在地面壁面辐射作用使气流(Q3)返射回空中的壁面辐射流(Q4)，在周围环境和气温的作用下形成涡环气态场先兆气流(Q5)(Q6)运动途中，此时飞控计算机(Ko)接受传感器检测到的数据经处理向能量波等离子发生器(89)发出信号，使其工作发出复合能量离子波(Z1)(Z2)，激荡、冲击、干涉涡环先兆气流(Q3、Q4、Q5、Q6)的运动方向，用物理、电、化学主动作用干扰涡环气态场先兆气流达到防止涡环气态场形成机制的主动式抗防涡环和改善雷诺数方法及相应设备。本方法和机构设置的方法防涡环同样选配旋翼、风扇、螺旋浆式能悬停飞行方式的飞行器。
21.权利要求选用等离子能量波发生器防止涡环先兆气流的装置其技术特征是：用等离子能量波发生器释放能量粒子冲击、干扰飞行器外周气流原运动方向而防涡环，本方法适用于一切旋翼或风扇及螺旋浆式能悬停飞行的飞行器主动防止根除涡环气态先兆气流机制，主动抗防涡环和改善雷诺数，而不影响飞行姿态的方法和设备。
22.权利要求飞吊器(1)专配的输能牵引索(L)卷扬器一端安装蜗轮蜗杆电机驱动机构其特征是：在另一端安装光电信号转换器和电力正负极(y十)、(y一)导电换向器。在牵引索装配有飞吊器专用输能牵引索的电动双涵道旋翼飘浮器(260)赋予本案卷扬器及输能牵引索具有传输电能(y十)、(y一)和光电信号(Go)，同时又能在空中飘浮，配合飞吊器远距离有线输能作业。 
23.权利要求输能牵引索(L气)卷扬器一端安装现有技术的蜗轮蜗杆电机驱动机构其特征是：在另一端安装飞吊器专用的可使输能牵引索(L气)飘浮的空气袋喷气式飘浮器(245)所配的压缩空气转换器(254)、光电信号转向器(257)、燃气或气化油换向器(256)、富氧气换向器(255)输送管的换向器机构，输能牵引索(L气)卷扬器(248)具有传输燃气、气化油管(Q燃气)及富氧气(Q富氧)和光电信号(G0)功能，又可同时使输能牵引索(L气)能在空中飘浮功能。空气袋喷气式飘浮器(245)所用的配的空气压缩机(238)及储压缩空气瓶罐(237)及燃气压给罐(235)、富氧空气压缩罐(236)系统配气机构的伺服配套装置应用。
24.权利要求所述的飞吊器(1)其特征是选用输能牵引索配有飘浮装置(246)、(245)。用有线输能源式(L)、(L气)输供燃料。为燃气、气化油燃料涡扇、涡轮、涡轴、活塞发动机(226)供能源。并配减选变速箱(224)传递动力系统，应用于能悬停飞行方式的旋翼、风扇、螺旋浆飞行器的这种配套方法和系统设备。
25.权利要求飞吊器(1)大直径主涵道(5)下端口设主喷口(9)及侧喷口(10)防涡环调方向其特征是：在大直径主涵道旋翼体(5)下端口部与下静子(8)间设主喷口(9)及侧喷口(10)，主喷口(9)是收敛口，有强风压，承担主升力功能。该主喷口(9)环状周圈呈盆边斜形，上端环形联结面(24)与主涵道(5)外层主一涵道内壁(H1)同直径对接，下端收敛口似盆无底状。在其内径似盆周斜状面(25)对称水平设置扁长方形(27)的侧喷口(10)，对称偶数或奇数个布置。侧喷口(10)内腔道(38)安装了在一端装带上下转动竖轴(32)的长方形片状导风板(26)，在飞吊器飞控计算机(K0)的指令下步进电机(36)转动轴上主驱动齿轮(33)及固定轴承机构(37)组成共同驱动机构驱动齿条(35)沿导轨(39)内往复带动导风板(26)连接转动轴(32)一起随方向(34)往复摆动，按设计技术要求，飞控计算机指令导风板(26)进行关、闭、或往复以技术要求速度摆动。达到调方向或水平直吹射，干扰、冲击涡环先兆气流(Q2)、(Q3)经驻点向上方向返程的涡环流(Q4、Q5、Q6、Q7)运动方向，进行防涡环和调方向功能。
26.权利要求所述的飞吊器(1)优选燃料动力机特征是：优选燃气、气化燃油涡轮、涡轴、涡扇、活塞发动机驱动。在输燃料管中最内层设置柔性导电加热网状管(Q油气A)，控制适当温度，保持燃油呈雾化状态在管中运行，油气分子相互碰撞，动能传递。由电加热管网热能呈接力状对油气分子加热运行输送。内层管外是保温层和承担抗拉、耐蠕变层(Q油气B)，在输燃料管地面端头连接在燃油雾化器(235C)，再接连燃油泵(235D)，并连接安装在燃油箱(235B)，另一端与飞吊器燃料发动机相连，组成飞吊器配套的专用燃料能源的动力系统的方法和设备。该燃料输送系统方法也可应用于本案飞吊器配的燃气发动机系统，专用于寒带地区作业的装有燃料能源动力系统的飞吊器。 
27.根据权利要求1所述飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)外装置多个小直径副涵道旋翼体(A、B、C、D)结构组成特征是：在主涵道(5)壳外四周对称设置了优选四个小直径的副涵道旋翼体(108)涵圈内壁为直面(H4)筒状壁，外面为鼓形弧状壁，单轴单旋翼或风扇(102)体为(A、B、C、D)四个，内设的单轴旋翼或风扇糸统由电动机(MA、MB、MC、MD)，驱动的总体(104)，可选电机直驱或变速机构传递驱动。该驱动系统设在小直径副涵道体(A)、(B)、(C)、(D)内呈十字下静子上，其簿片静子(103)设为与臂(97)、(96)方向一致，另一十字交叉下静子(101)为三角形，内贯穿摇摆空心轴(100)，一端穿镶接在弯月架(99)一端并在此被与摇摆电机(MA、MB、MC、MD)连接，空心轴(100)另一端穿连弯月架(99)另一端安装转动轴承，此时小直径的副涵道旋翼、风扇体(A、B、C、D)在电机(MA、MB、MC、MD)驱动下围绕空心轴(100)可做摇摆动作转动。优选的四个小直径的副涵道旋翼体(A、B、C、D)为单轴单旋翼或风扇体(A、B、C、D)，内设的单轴旋翼糸统的连接臂为两节(96)节和(97)节可伸缩和转动的组合在一起，内设伸缩轴(122)、伸缩传动器(123)、伸缩驱动步进电机糸统(124)、扭摇动作驱动步进电机。此伸缩臂的一端连接在主涵道(5)壳体内口形主环形梁(28)上，另一端连接在弯月架(99)的中段上固定。在弯月架(99)的一端一侧设有驱动四个小直径的副涵道(H4)旋翼或风扇的摇摆的步进电机(mA1、mB1、mC1、mD1)，其内设空腔中心轴管贯穿弯月架(99)下端并贯穿与副涵道(H4)和下静子(101)顺方向内穿连接在一起，该轴管的另一端穿连副涵道(A、B、C、D)壁(H4)下端与弯月架(99)另端穿连并设有轴承完成摇摆动作的结构。此伸缩扭摇臂的一端与主涵道体(5)连接转动节(97)，内设置驱动扭摇动作的步进电机(mA2、mB2、mC2、mD2)，并与套连的伸缩节(96)间可伸缩又可作扭摇动作，其一端并固连在弯月架(99)的中部段上组成了扭摇动作的结构。在上述两套结构组合下共同动作可作扭、摇、摆、等做四自由度动作。起到辅助升力和强化调控方向及防涡环功能作用。在小直径的副涵道上端增添上静子防止上吸附滑流附带气流变涡旋畸变龙卷，影响气动效率，优选小直径四副涵道上端口设置上静子整流。
28.权利要求飞吊器(1)主涵道体(5)中上下主旋翼或风扇(3上)、(3下)糸统设置变惯量机构其特征是：在共轴上下旋翼糸统、风扇糸统、螺旋浆糸统中设置变惯量机构。其功能使飞吊器(1)上下主旋翼(3上)、(3下)间产生差动变惯量诱导产生陀螺效应 的变量或非变量定轴性，达到抗湍流转捩风能力的功能。
29.权利要求可悬停飞行的飞行器的共轴正反旋转双旋翼系统设置变惯量系统抗湍流突切变转捩风原理方法特征是：在可悬停飞行的飞行器的共轴正反转双旋翼或风扇糸统的飞行器中设飞控计算机自动系统设置控制上下旋翼转速控制不变，旋翼迎角不变，只变上下其中一个旋翼内设的可沿浆盘直径变化的质量物，其沿径向半径放置位置发生变化，而使该旋翼系统的转动惯量产生变化，使共轴正反同转速双旋翼系统之间产生差动惯量诱导出共轴旋翼或风扇、螺旋浆系统的陀螺效应的定轴性变量，从而赋于本系统具有对称旋转刚体定轴特性，使可悬停飞行姿态的飞行器具有抗湍流突切变转捩风能力的方法及设备。
30.权利要求可悬停飞行的飞行器的共轴正反旋转双旋翼体中设置变惯量系统原理抗湍流突切变转捩风装置特征是：在可悬停飞行的飞行器中共轴正反转上下主旋翼系统中设置变惯量糸统(30喷)或(30线)、(30轴)，在其飞控中心计算机(K0)指令设置的上下旋翼或风扇(3上)、(3下)变惯量糸统产生差动变惯量诱导出可悬停飞行的飞行器的旋翼体陀螺效应的定轴性变量，赋予可悬停飞行的飞行器的具有抗湍流侧风及转捩风能力的设备。
31.根据权利要求1、30所述的飞吊器(1)上下主旋翼(3上)、(3下)安装了变惯量系统(30喷)工作过程方法其技术特征是：在飞吊器(1)上端中心轴(6)的顶端法兰盘(23)中央有一个灌变惯量液的注口(51)注入液体经中心轴(6)的内竖向导管(74)套在中竖向导管(75)并有导变惯量液的横向导流口(84)和(83)，经流出口(53)进入不旋转的顶储液仓(50)系统，液满后在原注口(51)的注容器注液压力作用小，顶储液仓(50)内的液体从内导流管(55)的进口(56)进入，从管出口(57)液出，由于两进出口位差会自动驱动液体在内导流管(55)虹吸流动到进口(56)平面停止。液体又从储液罐(43)主环凹仓(67)底的主储液仓(42)进口(58)流进灌涡。主储液罐(43)内仓(63)的直面壁(82)与上下主旋翼(3上)、(3下)电动机(M上)、(M下)的转子(68)壁(82)相连是一体，在永磁转子(68)带动下主储液罐(63)高速旋转，在离心力作用下，又因主储罐(43)的内仓(63)的另一斜面壁(81)形状特点使液体集中聚力在仓(63)出口(62)。当飞吊器(1)上面与不同方向的风速传感器(f1、f2、f3、f4)和气压传感器(P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8)检测到不良气流数据后会传入飞控计算机(Ko)进行处理，发出选择对上下其中一套变惯量系统的环形电磁铁(44)(45)作出指令。吸合释液阀吸合铁柱(46)。带动阀柱(41)克服弹簧(47)力，阀柱(41)打开，惯量液从释液阀口(49)涌进旋翼迎角变矩转轴管(160)，即通变惯量液体管道(16) 内腔(160)喷进主旋翼惯量涵圈(O1)腔(O0)内。增加了主旋翼惯量涵圈(O1)的转动惯量。在离心力作用下液体附在主旋翼惯量涵圈(O1)腔(O0)壁上是均衡的。从而使主涵道上下主旋翼(3上)、(3下)之间的转动惯量控制在有差值情况中，同时飞控计算机自动控制调整上下主旋翼正反转速不变，旋翼迎角不变，不会产生飞行耦合落差的影响，确保飞吊器在空中飞行姿态不变的情况下，在主涵道旋翼体(5)产生了差动惯量的增量(ΔI)(差量)诱导出陀螺效应的定轴性变量。使飞吊器主涵道共轴双旋翼糸统体5具有了抗湍流突切变转捩风能力。当不需要主旋翼或风扇差动惯量时，飞控计算机(K0)指令主涵道壁内电磁感应器(40b)通电产生强电感磁场，惯量涵圈(O1)仓内(O0)的电感电动开关(40a)切割磁力线产生电流，驱动自身内芯转动打开阀孔，惯量液从惯量涵圈(O1)的泄液孔(40)喷流出，转为惯量减小恢复原状惯量，差动惯量消失，此时上下旋翼转动惯量相等，方向相反，惯量相互抵消，主涵道旋翼体(5)的定轴性也消失，此时飞行调姿灵活性增大。从而实现喷液式变惯量方法和相应设备。
32.根据权利要求30飞吊器(1)在主旋翼上优选电驱动卷线活塞输送惯量液式变惯量(30线)糸统结构组成其工作原理及方法特征是：在变惯量储液仓(63)内改设电机(172)连接卷扬器(174)在轴上绕有拉线(173)，此线在旋翼变矩迎角轴内管(16)中与可沿该管内腔(160)滑动的活塞(176)连接。当需要在上旋翼或风扇(3上)和下旋翼或风扇(3下)之间产生差动惯量时，飞控计算机指令为其中一套旋翼系统供电给电磁线圈绕组(168)及电磁铁(169)产生强磁场，变惯量仓的电磁感应发电线圈(170)切割电磁力线产生电能，经导线(171)供电动机(172)运行带动卷扬器(174)释放拉线(173)，在迎角轴管(16)内腔(160)中的活塞(176)向(176A)方向滑到该处端头，有惯量液(175A)流到活塞(176)尾部，活塞(176)中两个泄液阀(177)因离心力作用被惯量涵圈(O1)内腔(O0)壁顶开，一方面关塞了惯量涵圈(O1)内仓(O0)的卸液孔(40)，同时惯量液(175A)经两个泄液阀管(177)腔(177c)流经从活塞(176)泄液口(176a)喷进旋翼惯量涵圈(O1)惯量仓(O0)内增大惯量，在上下主旋翼(3上)、(3下)同速正反转和不变迎角的同时只选择改变其中一套变惯量系统的转动惯量，使之上下共轴主旋翼(3上)、(3下)间产生了差动惯量的增量ΔI诱导出定轴性。赋予飞吊器主涵道共轴旋翼糸统体(5)具有了抗湍流突切变转捩风能力。若飞吊器(1)需耍灵活调姿飞行不需要定轴性时，飞控计算机指令(Ko)电机(172)反向供电系统工作，活塞176在拉线(178)拉力作用下向(176B)方向移动，活塞(176)上泄液阀(177)在弹簧(176b)回弹下泄液阀管(177)关闭了泄液口(176a)，惯量 涵圈(O1)内仓(O0)卸液孔40被活塞(176)上的泄液阀管(177)塞头(177a)拉力作用下打开，惯量涵圈(O1)内仓(O0)中惯量液(175A)在离心力作用下像洗衣机甩干筒一样卸甩出。若上下主旋翼惯量一样方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体(5)定轴性消失，具有一定的飞行调姿灵活性，由于小直径四副涵道旋翼体(A)、(B)、(C)、(D)的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定性和定轴性，上述的方法实现飞吊器具有抗湍流转捩风能力和相应设备。从而实现线拉活塞式液体变惯量方法和相应设备。
33.根据权利要求30飞吊器(1)在主旋翼上设优选电动蜗轴活塞输送惯量液式变惯量糸统(30轴)结构组成其工作原理及方法特征是：在变惯量储液仓(63)内中部改设有电机(172)连接螺纹轴器(190)在轴上制有螺纹(191)，在该轴上套螺母式活塞(192)，在该轴端头镶在惯量涵圈(O1)内仓(O0)璧上的轴承(193)穿联。在该外层储液仓内(175)储有变惯量液(175A)，当需要在(M(3上))和(M3下)间产生差动惯量时，飞控计算机指令为其中一套旋翼系统的电磁铁(169)及电磁线绕组供电产生强磁场，变惯量仓(63)的电磁感应发电线圈(170)切割了电磁力线产生电能经导线(171)供电给电机(172)运转驱动螺纹轴(190)旋转，在该轴螺纹(191)推动下套在该轴上的螺母式活塞(192)顺旋翼迎角轴管(16)腔(160)中滑动，活塞(192)沿(176A)方向滑动到该处端头，活塞(192)端头外露的泄液阀管(177)的塞头(177a)被顶开，一方面关塞了惯量涵圈(O1)内仓(O0)的卸液孔(40)。另方面泄液阀管(177)的泄液口(176a)被打开，惯量液(175a)经泄液阀管腔(177c)从泄液口(176a)释进惯量涵圈(O1)内仓(O0)内并在离心力作用下进入惯量涵圈(O1)的仓(Oo)内产生增大惯量。在上下主旋翼(3上)、(3下)同速正反转和不变迎角的同时只选择改变其中一套变惯量系统的转动惯量，使之上下共轴主旋翼(3上)、(3下)间产生了差动惯量的增量诱导出定轴性。使飞吊器主涵道共轴旋翼或风扇(5)糸统具有了抗湍流突切变转捩风能力。若飞吊器(1)需要灵活调姿飞行不需要主涵道体(5)定轴性时，飞控计算机(Ko)指令反向供电给电机(172)工作，电机反向带动螺母式活塞(192)在螺纹轴(190)及螺纹(191)作用下反向(176B)方向移动，活塞(192)上泄液阀管(177)在弹簧(176b)回弹下泄液阀管(177)关闭了泄液口(176a)，惯量涵圈(O1)内仓(O0)内卸液孔(40)被活塞(192)上的泄液阀管(177)塞头(177a)拉力作用下打开，惯量涵圈(O1)内仓(O0)中惯量液(175A)在离心力作用下像洗衣机甩 干筒一样卸甩出。此时上下主旋翼(3上)、(3下)惯量变成一样，方向相反，角动量相互抵消，主涵道旋翼体(5)定轴性消失，具有一定的飞行调姿灵活性，由于小直径四副涵道旋翼体(A、B、C、D)的定轴性还存在，仍保持一定飞行稳定性和定轴性，上述的方法实现飞吊器具有抗湍流转捩风能力和相应设备。从而实现蜗轴驱动活塞输送液体变惯量方法和相应设备。
34.根据权利要求30的所述在主旋翼(3上)(3下)安装变惯量系统增加惯量差诱导产生陀螺效应的变量定轴性。使飞吊器(1)具有抗湍流转捩风能力的方法和设备其技术特征是：优选用于其它涵道旋翼飞行器、涵道风扇飞行器、涵道螺旋浆、及孤立旋翼、风扇、螺旋浆能悬停飞行的飞行器产生变量定轴性而具有提高抗湍流切变转捩风能力。
35.根据权利要求30、32、33、34所述的主旋翼(3上)(3下)惯量涵圈(O1)内腔截面(O0)，其技术特征是：在旋翼尖、螺旋浆尖、风扇叶尖设变惯量涵圈(O1)，内腔(O0)截面是月牙形(Oa)、月牙形(Ob)、园形(Oc)、三角形(Od)、长方形(Oe)，每形状的惯量涵圈(O1)内腔(O0)的底和侧位设置了数个惯量卸液孔(40)和柱塞强制式卸惯量液系统(177a)，其同样运用于其它涵道旋翼飞行器、涵道风扇飞行器、涵道螺旋浆飞行器、孤立旋翼、风扇、螺旋浆能悬停飞行的飞行器产生差动变惯量诱导出陀螺效应的定轴性变量控制。从而使飞吊器(1)具有抗湍流转捩风能力的方法和配套设备。
36.权利要求飞吊器(1)中的主涵道和上下主旋翼(3上)、(3下)直径不同时的翼尖惯量涵圈(O1)的设置及形状设置其技术特征是：当上旋翼(3上)直径尺寸小于下旋翼(3 下)直径尺寸时，上旋翼(3上)的翼尖惯量涵圈(O1)设置为空心的内腔截面形状可为月牙形(Oa)、矩弯形(Ob)、圆形(Oc)、三角形(Od)、长方形(Oe)上旋翼(3上)安装其中一种变惯量系统(30喷)、(30线)(30轴)。下旋翼(3下)不安装变惯量系统，翼尖涵圈(O1)为扁带状实心环圈外镶斜翅(OJ)或镂空双扁带状圈内镶斜翅(OH)。当上旋翼(3上)直径尺寸大于下旋翼(3下)直径尺寸时，在下旋翼(3下)安装其中一种变惯量系统(30喷)、(30线)(30轴)。翼尖涵圈(O1)内腔为空心，截面形状可为月牙形(Oa)、矩弯形(Ob)、圆形(Oc)、三角形(Od)、长方形(Oe)。上旋翼(3 上)不安装变惯量系统，旋翼(3上)的翼尖涵圈(O1)为扁带状实心环圈外镶斜翅(OJ)或镂空双扁带状圈内镶斜翅(OH)。
37.根据权利要求35飞吊器(1)中的主涵道和上下主旋翼(3上)、(3下)同直径时翼尖惯量涵圈(O1)的设置及形状设置其技术特征是：都选装同种变惯量系统(30喷)、(30 线)(30轴)，其惯量涵圆(O1)内腔(Oo)都设同形状内腔截面形状可为月牙形(Oa)、矩弯形(Ob)、圆形(Oc)、三角形(Od)、长方形(Oe)，其外壁郝设斜翅(OJ)。
38.根据权利要求36飞吊器(1)中的上下主旋翼(3上)(3下)翼尖惯量涵圈为镂空双扁带状圈(OH)所述的形状的设置其技术特征是：在上下主旋翼(3上)、(3下)的翼尖涵圈(O1)为镂空双扁带状圈(OH)，在翼尖涵圈(OH)为内双壁间设计制有顺旋转方向的一定宽度尺寸的斜翅，斜翅倾度上端帖双内壁翼尖涵圈旋转方向上沿边，下端帖壁甩后至下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼(3上)(3下)旋转方向顺向并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及翅数。以增加吸附负压，提高升力系数。
39.根据权利要求36飞吊器(1)中的上下主旋翼(3上)(3下)翼尖惯量涵圈(O1)为单环扁带环圈所述的形状的设置其技术特征是：在翼尖惯量涵圈(O1)单环扁带环圈外壁设计制有顺旋转方向的一定宽度尺寸的斜翅(OJ)，斜翅倾度上端帖翼尖惯量涵圈(O1)旋转方向上沿边，下端帖壁甩后至逆向下沿边附近，倾斜角度方向和长度与主旋翼(3 上)(3下)旋转方向顺向，并根据其部位旋转功率及速度马赫数选定倾角和长度及设置斜翅条数。共轴正反转上下主旋翼(3上)、(3下)翼尖涵圈(O1)与内外主涵道(H1)、(H2)壁间隙形成高负压区(15)增加气动吸力，提高升力系数。
40.权利要求所述飞吊器(1)优选采用多组气动结构及布局分配不同的任务方案主动防涡环方法其特征是：首先将垂直主升力和方向控制推进力分开，分配给不同的气动机构执行。飞吊器(1)飞控中心计算机(Ko)从高度仪(h)接收的高度信号指令以大直径主涵道共轴正反转双旋翼或风扇系统(5)的上下主旋翼(3上)、(3下)气动机构承担垂直主升力，保持水平升降面变量任务。在飞吊器(1)主涵道体(5)周围设置的上下8个大气压传感器(P1、P2、P3、P4、P5、P6、P7、P8，)不同部位感知不同方向的来流气压差和四个方向风速器(F1、F2、F3、F4)测的风速信号，及承担不同立体空间方位稳定检测责任的陀螺仪(T 1、T 2、T3、T4)提供先兆气流对飞吊器(1)的姿态影响的信号，飞控计算机(Ko)进行综合评诂分析指令其周围对称同水平设置的四个小直径副涵道单轴单旋翼或风扇体(A、B、C、D)气动机构，随其连接的两节臂分别是伸缩节(96)和转动节(97)，该臂能做E1<--->E2方向伸缩和往复扭转 
Figure FSA00000692023300141
E4及摇摆 
Figure FSA00000692023300142
的方向相对于主涵道旋翼(5)的四自由度的同时有节奏的对称动作或不对称动作，承担辅助升力和水平方向控制推进力及防飞吊器(1)进动、抗侧风、 抗湍流转捩风及防涡环的任务。飞吊器(1)大直径主涵道旋翼(5)气动机构与四个或多个小直径副涵道旋翼(A、B、C、D...)气动机构形成的都是各自独立的气动场，能相对运动，各自的湍流面气体分子弹性碰撞产生能量交换传达空气动力，可互相助力也可相互干扰，为飞吊器(1)整体防涡环提供了先决条件。飞吊器在起降或悬停飞行中，大直径主涵道旋翼(5)气动机构承担全机总承载的主要升力和水平姿态平衡面。主涵道旋翼(5)下洗的主气流(Q2、Q9)垂直排向下方到驻点面气流(Q3)。在特殊气候、湿度、温度、场地平衡面或凹盆形地面的反射作用下，又在飞吊器(1)对称规则外形影响下，形成返回周围空域中的涡环先兆气流状态流(Q4、Q5、Q6、Q7)。此时飞吊器(1)的飞控计算机(K0)经各传感器检测到的涡环先兆流信号反馈进行运算，指令装配在主涵道周围对称布局的小直径副涵道旋翼(A)、(B)、(C)、(D)采取动作，为了不影响飞吊器总体平衡和飞行姿态的稳定面。四个副涵道旋翼(A、B、C、D)将同时作对称的有节奏的四自由度动作E1<->E2、F1<->F2、F3<->F4。对于每个小直径副涵道旋翼体就相当于一架单旋翼直升机的主旋翼。用仿人工或类似自动驾驶仪的防涡环，主动方式进行作四自由度的摆、摇、扭、伸缩的动作，使各自气动场气流(Q11)、(Q12)相互干扰而防涡环。这种方式也干涉和扰乱主涵道旋翼(5)的下洗主气流诱导的涡环先兆流外围上返空中的气流场(Q4、Q5、Q6、Q7)。从而达到这种不牺牲飞行姿态而主动式防止根除涡环先兆气流场的形成机制的方法和机构及气动布局。
41.根据权利要求1所述的飞吊器(1)不同气动结构和布局及任务分配防涡环方法相应设备其技术特征是：在同一体中设置不同气动布局可防止干扰、延迟、摆脱涡环气态场先兆气流的发生。主涵道旋翼体(5)设在十字中心布置承担主升力和主保飞行姿态功能，四个副涵道旋翼(A)、(B)(C)(D)对称布置在十字支端头接联并有可伸缩，可扭摇和外摆动的(97)(96)承担飞行方向和水平移动的推力。飞吊器(1)的飞控计算机(K)在悬停、升降姿态时会主动发出指令让主涵道旋翼体(5)负责调整主升力和水平姿态保持的运行能力。让四副涵道旋翼(A)、(B)、(C)、(D)做对称匀衡的扭、摇、摆及臂(97)、(96)伸缩的四自由度动作，用副涵道旋翼(A)、(B)、(C)、(D)的摆动摇移的形成的独立气动力场进行抗防、干涉、激波能量冲击主涵道下洗气流运动方向(Q2)(Q4)、(Q5)、(Q6)，不形成(Q7)(Q8)(Q13)涡环气流机制状态，干扰规则的涡环气态场先兆气流(Q2)、(Q5)(Q6)。在飞吊器(1)在空中悬停飞行时不产生耦合升降落差波动的情况下，摆脱和延迟干扰涡环气态场气流状态的发生。而主动防止了涡环发生的空气分子碰撞原理的方法和设备。本方 法和机构设置的方法防涡环同样适用于选配的涵道式或非涵道式的旋翼、风扇、螺旋浆或能悬停飞行方式的飞行器。
42.权利要求所述飞吊器(1)优选采用设计多组气动结构及布局分配不同的任务给小直径四副涵道旋翼糸统(A)、(B)、(C)、(D)实现控制飞行的方法和任务其特征是：小直径四副涵道旋翼糸统(A)、(B)、(C)、(D)在飞控中心计算机K0指令下：
①.同时对称有节奏的动作防止了飞吊器的进动和防涡环。
②.不对称动作或统一向一侧倾斜控制操纵了飞吊器的飞行方向。
③.保水平姿态，起到飞吊器的辅助升力作用。
④.自动统一向一侧倾斜姿态运转，防止飞吊器遭受侧吹风影响，稳定飞行姿态。
43.权利要求飞吊器(1)采用物理式空气分子弹性碰撞主动防涡环装置其特征是：在主涵道(5)下端设置一个无底盆形主喷口(9)并在其主喷口(9)上端面(24)结合，在其周围斜壁(25)开了对称布置的扁长方侧喷口(10)，在侧喷口(10)风道(38)中设置往返摆动的导风板(26)。在起飞或下降时飞控计算机(Ko)措指令导风板(26)自动打开到与侧喷口(10)腔道侧面平行状和复往摆动，从侧喷口(10)喷射出水平直射摆动的气流(Qp、Qp1)。运动路线与下主喷口(9)的下洗气流(Q2、Q9)喷向地面驻点流(Q3)后环状返上流(Q4)到主涵道旋翼体(5)外上端吸口处的运动路线的涡环先兆气流(Q4、Q5、Q6、Q7)产生交叉，从而冲击、切断、阻止、干扰了上返气流(Q2、Q9、Q3、Q4、Q5、Q6、Q7)运动方向，物理性主动式防止了涡环先兆气态场的形成的方法和机构。
44.权利要求飞吊器(1)采用等离子物理化学空气分子弹性和非弹性碰撞特性主动式防涡环装置原理所述其特征是：优选等离子体释放能量激波等离子体干扰、冲击周围空气分子运动方向，干涉根除涡环先兆气流形成机制的方法主动式抗防涡环方法和相应设备。
45.权利要求飞吊器(1)所述采用等离子体生成方法防涡环，在交流微波频段功率和电磁场耦合过程同时又与等离子体的相互作用通常是共振的相互作用。在这种互作用中，等离子体作为一种介电媒质参与电子群的互相作用。交流微波产生的等离子体电子温度为(5eV-15eV)，比直流(DC)或射频(RF)产生的等离子体电子温度(1eV-2eV)有更高的电子温度。选交流微波功率为千瓦级，等离子体中的电子密度可接近频率所确定的临界密度。选频率为(2.2-2.5GHz)间入，密度约为(6-7x1016m-3)。交流微波等离子体可以在很宽的气压范围内产生，选大气 压强范围，选择适合的射频源段、功率、强度、生成等离子体其特征是：应用上述技术设计自动调整的发射锅式(89)和百褶裙式(197)能量波等离子发生器所产生的等离子体能量射流，应用于涵道式或非涵道的旋翼、风扇、螺旋浆能悬停飞行姿态的飞行器防涡环和改善雷诺数的设备。
46.权利要术能悬停飞行的涵道式或非涵道式的旋翼、风扇、螺旋浆飞行器选用等离子体生成技术防涡环其特征是：选用交流电容耦合、电感耦合、电磁波耦合(微波等离子耦合)等离子、电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子、介质阻挡放电等离子体生成原理。并与发射锅式(89)和百褶裙式(197)能量波等离子发生器技术结合生成等离子体能量激波，等离子体应用于解决能悬停飞行的涵道式或非涵道式的旋翼、风扇、螺旋浆飞行器防涡环和改善雷诺数的设备。
47.根据权利44、45、46所述发射锅式等离子体反应发生器结构组成防涡环和改善雷诺数设备其特征是：防涡环能量波发生器阴极电路模块(87)伸出负极线(95)与阴极发射极板(88)相接与阳极电路模块(91)伸出阳极线(94)与阳极发射极板(90)相接，并共同设在发射器锅(89)中平行对称设置放电极板，其电极板间的相对气隙间隔约(1一3Cm)之间组成电晕放电离子云，该发射锅等离子生成系统有偶数若干个组成，对称环形状布置安装在大直径主涵道外层主一涵道(H1)壁内下端与主喷口(9)接镶处上端的能量波发生器托架(86)上。该装置若干个又分别安装在中静子(12)、(13)中一个三角形宽中静子架(93)内，共同和外环层主一涵道(H1)内壁下端与主喷口(9)接镶处设置围绕环状托架(92)安装数个防涡环电晕放电能量波发射锅式等离子发生器(89)。建立等离子动能粒子场，选用非弹性碰撞方法产生等离子体作用于气流分子、原子、粒子，使其能量的传递、交换、激励，产生连锁化学化应和多米诺骨牌效应，对周围空气分子运动方向产生冲击，引起气流场的振荡和干扰了涡环先兆气流场，用电子粒所含的动能量干涉周围空气分子粒子的运动方向达到防涡环作用。同时附加产生的放电次声波的共同作用下对可能产生的涡环先兆气流进行了干扰。从而防止和根除涡环形成先兆气流的形成机制。
当飞吊器在起飞或降落时，或着低空悬停作业时，飞吊器飞控计算机(K0)下指令让能量波等离子发生器(89)工作。由于空气湿度大，气压低，空气湿潮热无风或低于(1-2)低风速时，地面平整或凹形极易诱导出涡环气态场，为了防止这种涡环先兆气流形成，能量波发生器提前工作，作用周围空气分子原运动轨迹进行防涡环和改善雷诺数。 
48.根据权利44、45、46所述选用交流电容耦合原理与发射锅式等离子发生器结合生成等离子防涡环和改善空气动力雷诺数的方法和设备，在交流电容耦合微波电晕放电能量波发生器发射锅(89)中设置放电平行板阴极板(88)和阳极板(90)，设加自然空气做为工作气体，在两极板间施加(12-14MHz)之间高频功率的激励下产生电容耦合等离子体、放电条件优选常压自然空气做为工作气体，电极间距选(2cm-4cm)之间，高频功率选(30W一310W)可调，其生成等离子体密度可调控在(1015m-3--1018m-3)量级范围。该技术特点：在常气压时，可控放电分布均匀。.能够容易生成大口径等离子体。.电极上集积的鞘层可维持稳定等离子体状态其特征是：用该生成方法和设备用于防涡环和改善雷诺数。
49.根据权利44、46所述可选标准交流单频电容耦合原理与发射锅式等离子发生器结合生成等离子用于防涡环和改善雷诺数方法和设备设匹配器和阳极(90)高频电极(K波)之间连接配隔离电容，当在该耦合极板间加上(12-14MHz)的高频功率时，可使放电装置获得最佳的功耗和保护功率频源模块电源。在其中阴极(88)加有(RF)电压(自给偏压)后两电极板间会产生负直流电。而等离子体中的正离子被电极鞘层加速后轰击阳电极(90)板(K波)。通过这种设置可改变单频电容耦合等离子发生器的放电功率后调控离子轰击能量和通量，而设置该防涡环型能量波发生器的这种工作特性。用该生成方法和设备其特征是：用于防涡环和改善雷诺数。
50.根据权利44、46所述选交流双频电容耦合原理与发射锅式等离子发生器结合生成等离子用于防涡环和改善雷诺数方法和设备，该方法在两极间(88)(90)施加不同频率，在阳极(90)施加(ωK/2π＝8MHz-60MHz)频压，在阴极(88)施加(ωA/2π＝0.6MHz-1.5MHz)频压，其产生等离子体。在阳电极(90)板(K)施加放电用的高频电压，承担调控等离子体密度。在放置有基板的阴电极(88)板(A)施加频率较低的高频电压，负责调控自给偏压(离子轰击能量)。在反射聚能锅(89)极板间维持和释放能量激波等离子体的方法和设备其特征是：用于防涡环和改善雷诺数。
51.根据权利44、46所述设用双频型是在一个阴电极(88)、或阳电极(90)上同时加两个频率(ωK)、(ωA)，的高频电压来调控离子密度和离子轰击能量的方式。等离子体是通过外部的高频电场对电子的加速作用引起电离而产生等离子体，在这种高频放电中，在两电极(88)、(90)间与等离子体间形成一个高压容性鞘层，流过鞘层的射频电流导致了鞘层的随机或无碰撞加热，而流过主体等离子体区的射频电流 其特征是：导致了发射锅(89)中两极极间(88)、(90)或百褶裙式等离子发生器(197)腔内(205)、(200)主体等离子体区的欧姆加热，即称焦耳加热频射的等离子体含有动能的释放而改变涡环先兆流形成机制和改善主涵道旋翼体(5)内空气动力雷诺数，提高升力系数。
52.根据权利44、46所述选用电子回旋谐振(ECR)磁化微波等离子生成方法，该方法选发射锅式发生器底部中安装几何结构像一个收敛茶碗形状，在茶碗状底部设有(2.45GHz)频率，功率(1KW)，磁场强(0.1T)量级的波导器。在其处设置阻抗匹配陶瓷真空腔窗，并在此腔底部设谐振面栅栏与波导器的馈入窗间形成谐振腔，谐振面栅栏与茶碗口之间形成共振腔，通过馈入谐振腔的入射频波功率，再在茶碗共振腔的磁场中生成高密度(1017m-3)等离子体。在此底处谐振面栅栏与茶碗口与其中部之间共振腔外壳面处设裹环形磁场谐振整型线圈，在其线圈使用同频率的振荡电场施加入此腔内，形成电子回旋谐振磁化耦合场在洛伦兹力(B磁)、(B磁)作用下做环绕磁力线回旋运动，电场频率(ω)与电子回旋角频率(ωce)一致时发生电子共振加速、加能，即(ωce＝ω)为电子回旋共振，使共振腔内离子、电子获更高动能，利用该原理的(ECR)等离子体装置由于吸收微波能量的高速电子频繁地引起电离使低气压下能获更高密度、共振接力作用生成更高能量的等离子体。其特征是：选用这种方法在发射锅式等离子体发生器(89)选项技术的原理基础生成等离子用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
53.根据权利要求1、44、46所述选用电容耦合、电感耦合、电磁耦合、介质阻挡放电生成等离子体的方法选项百褶裙等离子发生器(197)结合其特征是：与百褶裙双环层涵道式等离子体能量波发生器(197)结合生成等离子用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
54.根据权利44、46、53所述可选用交流电感耦合(ICP)型等效电路研制等离子体生成方法与百褶裙涵圈式等离子体发生器(197)结合生成等离子防涡环和改善雷诺数其特征是：在百褶裙涵圈式等离子发生器(197)将高频功率交流(RF)频源电路(209)连接并提供以(2π/ω)周期的高频电流(IRF)输给围绕在发生器(197)舱外侧的耦合环形线圈(197LR)中，流经的交变电流(IRF)产生交变磁场电感(La)其电阻(Ra)的似变压器的初极线圈耦合环形线圈(197LRF)功能引起发生器舱腔(205)中产生感应电场，激发其中设为常压空气(Q1)、(Q13)的工作气体，被电离产生管柱状等离子 体云。同时在腔(205)中产生的管柱状等离子云又与外耦合环形线圈(197LRF)交变电流(IRF)的感应场强产生互动电感(M感)，耦合成稳态管柱状等离子体，并伴有涡电流(Ip)、运动速度(Vc)。此时外耦合环形线圈(197LRF)象变压器初极线圈特征，耦合到的管柱状等离子云环圈，象变压器次极线圈一样的特征，产生呈现初耦合电感(Lg)、涡电流(Ip)、惯性电感互感场强电感：[Lp＝(I/s)(me/NOe2)]对等离子体的趋肤效应的半径方向的截面深度即环柱圈宽度呈(δ)尺寸，并与腔(205)气隙同宽，截面积(S)与反应腔(205)同截面积，等离子体呈等效电阻：[Rp＝(I/s)/δ]的存在提供产生焦耳热能。所吸收功率：[Pabs＝ω2M2Rp/ω2(Lg+Lp) 2+R2 p×I2RF]等离子体具有能量状态特性表现。耦合环形线圈(197LRF)线圈流经(12-14MHz)高频电流，感应耦合等离子体工作频率，可选调节低频(8KHz)至高频达(60MHz)范围，选用常压供空气，生成等离子体释放能量功率可达：[Pabs＝ω2M 2Rp/ω2(Lg+Lp)2+R2 p×I2 RF]。的工作特性，可称交流电感耦合能量波发生器产生等离子体，用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
55.根据权利44、46、53所述选用交流电磁波耦合(微波等离子体)型等效电路研制等离子体生成方法：选用交流电磁微波耦合生成的等离子体电子温度(5eV～15eV)高于直流和射频生成的等离子温度(1eV～2eV)，离子密度高(6-7×1016m-3)。可选气压范围宽可选自然常压生成其特征是：与百褶裙涵圈等离子发生器(197)结合生成等离子体，用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
56.根据权利44、46、53所述.选用微波等离子体的反应器匹配的波导器类似短粗注射器形，选设频率为(900MHz---3.0GHz)，控波长(6-13.0cm)之间，功率选设几百瓦至几千瓦波导器，进行耦合反应，分别设置安装在百褶裙涵圈式微波等离子体发生器(197)腔(205)上端环形面上，并插进百褶裙涵圈每个弧腔(205)内，该波导管与反应腔(205)两侧壁面平行，将微波功率馈进波导器内一个渐变的谐振腔，在中间介质管中充以低气压工作气体。微波建立强势轴向电场，它使腔(205)中工作气体(常压空气)击穿，产生并维持等离子体的释发。选用该结构特点：可避免微波功率从大气压进入低气压真空系统时出现的阻抗匹配问题，可使微波功率以简单方式耦合到等离子体其特征是：用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
57.根据权利44、46、53所述.设置微波等离子体百褶裙涵圈式反应器(197)形成多模弧形反应腔，腔弧半径和高度可选与波长的整数倍比关系，其中电磁场分布出现多模结构。为了降低表面积一容积比，改善约束条件，避免在等离子体腔(205)中形成电模式结构，可用多模弧状腔反应器(197)，多模腔(205)的弧半径和高度选项尺寸应与 波长数做为参照数，一般选项大于波长数，以至模式竞争不冲突，微波功率均匀分布于整个腔(205)体增加获得均匀等离子体的机会。选圆柱谐振腔型微波等离子体波导器，设选频率(1.5-3.00GHz)范围，控波长(6-13cm)之间其特征是：将波导器微波功率馈窗平面装设在百褶裙涵圈式多模弧形等离子反应器(197)仓顶端环形面的安装仓位外环仓(205)、内环仓(200)上，对应每个弧形反应腔(205)、(200)。在该反应腔(205)、(200)中，波导器微波功率通过耦合窗馈入，设在大气压下的波导与真空系统隔离，阻抗匹配后，几千瓦的稳态高频功率可馈入谐振腔的反应腔(200)、(205)，工作气体(常压自然空气)分子被电离可在常压下形成等离子体，用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应结合方式的设备。
58.根据权利44、46、53所述选用交流介质阻挡放电(DBD)型等效电路研制等离子体生成方法其特征是：该方法可选用在发射锅式(89)和百褶裙涵圈式(197)等离子发生器生成等离子体，用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应结合方式的设备。
59.根据权利44、46、53所述选用交流介质阻挡放电(DBD)型方法结合百褶裙涵圈式等离子发生器(197)在低频交流功率频源电路(f频)(209)一端输出连接发生器(197)中反应腔(205)中的介质电容(Cd)，另一输出以(Vop)外界电压值又与反应腔气隙等效电容量(Cg)连接形成发生器(197)介质阻挡放电等离子生成腔电路耦合回路，同时在(Cg)两端分别设配，一端连接虑波二极管施低频电压值(V*)，另一端连接虑波二极管施高频电压值(Vop)，作用的方法生成等离子。在高频交流功率频源电路(f频)(209)一端输出连接发生器(197)中反应腔(205)中的介质电容(Cd)，另一输出以(Vop)外界电压值又与反应腔气隙等效电容量(Cg)连接形成发生器(197)介质阻挡放电等离子生成腔设定气隙等离子电阻为(R电离)电路耦合回路中施高频电压值为(Vop)的方法生成等离子。在本案中介质电容量(Cd)，与放电气隙腔(205)电容量(Cg)组成了介质阻挡等效等离子生成反应腔体(205)，气隙间形成等离子体等效电阻(R离子)，作用的电压(Vop)其峰值(V*)、(V*op)分别是低频和高频条件下回路中积分电流为零时的电压值，此时(Cd)远大于(Cg)，(Cd)端电压(Vd)非常重要，其大小与放电功率有关，在放电周期内是一个常量。在放电气隙腔(205)间电压(Vg)小于(Vd)时不放电，这时介质电容(Cd)与气隙间空气体(Q1)、(Q13)电容(Cg)是串联关系。当放电间隙腔(205)电压(Vg)达到(Vd)时开始放电并持续达到外供电压最大值(Vop)为止。当(Vg ≈Vd)时持续放电中(Vd)为平均值，产生等离子的量率由在反应腔(205)中的间隙宽度尺寸和空气压力(浓度)及气体种类施压及输电流大小所决定其特征是：在反应器腔施加的电压不变情况下增大输入功率主 要改变输入电流大小，提高频率电压将产生较大拆合场强导致电子能量升高，提高释放离子动量，增大电流就会增大输入功率将导致增大了离子密度，同时增加焦耳热能的释放，其作用释放的动量与气体原子、周围空气分子产生离子、原子、激发态活性物种并发生化学反应及粒子冲量转换，作用与周围气流原运动方向和解离空气水分子提供抗防涡环改善雷诺数先决条件及结合装置。
60.权利要求飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)安装百褶裙涵圈式等离子体发生器(197)结构组成应用于防涡环和改善雷诺数其特征：在飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)内设置双涵道百褶裙式双环层能量波等离子发生器反应仓(197)。在主涵道旋翼体(5)的外环层主一涵道(H1)壁与外鼓形壳(29)之间内设有同直径，同涵道管长的外环层百褶裙涵圈式能量波等离子发生器(197)仓腔(205)，为尽最大化增环形面积，提高离子体产出率、在该仓(205)顶设上进空气口(198B)并设环形圈状电动滑动调气门(198A)，该仓(205)内径面与外环层主一涵道(H1)内径壁内侧设空气进口(199B)和上下电动滑动调气门(199A)，此面为阴极面(211)并连接频波功率电路模块仓(209)的阴极线及阴极(211)，在该仓(205)外面(203)与外环层主一涵道(H1)外鼓形壳(29)相帖，此环面(203)为阳极面(210)并接连射电源电路模块仓(209)的阳极线及阳极(210)。形成外层环等离子发生器仓(197)。在内环层主二涵道(H2)内径壁(20)与外径壁(19)之间设内层能量波等离子发生器仓(200)并在该内环层主二涵道(H2)外侧面设空气进口(202B)，在其设上下电动调气门(202A)，在此顶端设圆孔空气进口(201B)并设电动滑动环圈形调气门(201A)，在内环层主二涵道(H2)外径侧壁(19)开进空气口(202B)面设为阴极面(211)并于频波功率电路模块仓(209)阴极线及阴极(211)相连，该内环层主二涵道环壁(20)与百褶裙涵圈发生器内环面(200)结合设为阳极面(210)并连频波功率电路模块仓(209)阳极线及阳极(210)。在外层主一涵道(H1)内壁(19)与壳(29)间侧壁位置面(203)与主涵道主侧喷口(10)结合的一侧设离子流喷口(204)与侧喷口(10)连接对口，防涡环等离子流(QLi)及下洗侧喷气流(QP、)(206)。在内外涵道等离子发生器间进空气流涵道空间位置(205)设双层等离子发生器环仓空气侧进孔(198B、202B)。在主喷口(9)喷出的等离子混合体流作用防涡环先兆流和产生气垫效应的助流(207)。在主喷口(9)喷出的主涵道等离子流(QLi)及下洗侧喷气流(QP、208)，其作用提高改善飞吊器起降防涡环先兆流和改善雷诺系数。在等离子发生器双层涵圈发射头联结段为内环层主二涵道(H2)段结构(212)又为中静子(12)下端一侧设等离子喷散口(221)。在等离子发生器双层涵圈发射头联结段为外层主一涵道(H1)段结构(213)又为中静子(13)下端一侧设等离子喷散口(219)。在内圈内径设光面等离子发生器壁(214)，使旋翼下洗流范图不产生涡旋流。在等离子发生器壁开进气口面位置面段(215)。为了改善上旋翼雷诺数在中静(12)上侧内环层主二涵道(H2)内径侧面开设等离子喷口(216)。 为改善双涵道腔(4)附壁效应流在主一涵道(H1)内径壁及中静子(13)上侧设开等离子喷口(217)。为了防涡环在外环层等离子发生器外侧面(203)设开侧喷离子流通道(218)与侧喷口(10)连接对口。为了防涡环在外环层等离子发生器外侧面(203)外环裹设耦合线圈(197LRF)选项电感耦合等离子方法等方法，用于防涡环和改善旋翼空气动力雷诺数相应设备。
61.权利要求飞吊器(1)主涵道旋翼体(5)安装百褶裙涵圈式等离子体发生器其特征是：为了改善旋翼雷诺系数的在双涵道区(4)的中静子(13)下端设开离子流喷口(219)。并在主喷口(9)对接设置下喷离子流喷口(220)和内环层等离子发生器设等离子下喷口(222)及内涵道改善旋翼雷诺系数的等离子喷口(211)。其功能作用增加干燥气垫流，提高气垫效应，改善飞吊器在大湿度气候条件下起飞升力效率，改善空气动力雷诺数。
62.权利要求选用等离子技术改善旋翼空气动力的雷诺数工作原理装置其特征是：等离子能量波发生器(89)、(197)释放的能量通过等离子与空气分子作用又同时作用飞吊器(1)中气流场空气水分子，水分子气珠产生膨胀，在反作用力下对升力起到接力作用，产生地面气垫效应。空气若湿度大，空气密度就低，黏性也大。干燥空气密度高，黏性减小。雷诺数增大。在飞吊器(1)起降过程中微波、电晕放电等离子发生器(89)、(197)释放大量的粒子能量作用下，对进入涵道的气流柱气团的湿度减小，向干燥倾向转移，空气密度也随着增加大，黏性减小，等离子能量波穿透空气作用水分子过程也减低了空气黏性力。在飞吊器(1)设置能量波发生器(89)、(197)，在其作用下改善旋翼的空气动力环境，增加气流空气微团的动量，也增加了升力系数，改善了空气动力的雷诺数。
63.根据权利1所述在飞吊器(1)各电器电路关联连接电器图(19)其特征是：在飞吊器(1)主涵道旋翼糸统(5)以中心轴(6)为核心在上静子(2)和中静子(12)、(13)间安装上主旋翼(3上)，在中静子(12)、(13)与下静子(8)之间安装下主旋翼(3下)。设置电动机(M上)、(M下)，定子绕组(70)与中心轴(6)固联、电力线自输能牵引索(L)进入牵引架(106)中部接口(107)分左右两路通过牵引架(106)两路电力、信号导线通道(105)引进，通过牵引架毂箍(98)内导线通道(120)再进入中静子(12)、(13)中导线通道(71)再进中心轴(6)的外层轴套(76)层进定子绕组接线孔(72)连结在电动机(M上)、(M下)定子绕组(70)上。再一路余度电力线从牵引架轴箍(98)内分岔通过上静子(2)内导线通道(2o)与中心轴(6)的外层套(76)层从上向下进接线孔(72)连结在电动机(M上)、(M 下)上。电动机转子为永磁转子(68)其壁外联接变惯量糸统(30喷)、(30线)、(30轴)。小直径四副涵道旋翼糸统(A、B、C、D)由电动机驱动，电力线从主涵道(5)内径内壁(H1)与鼓形壳(29)间分岔通过导线通道(147)及(146)转通臂的伸缩节(96)轴通道进入弯月架(99)内导线通道(155)，先联接摇摆轴(100) 步进电动机(mA、mB、mC、mD)，然后通过小直径四副涵道旋翼糸统(A、B、C、D)涵道下静子(101)中的导线通道(154)与四副涵道旋翼电动机组件(104)的定子绕组连结，此三角下静子(101)又是摇摆轴(100)是小直径四副涵道旋翼电动机组件(104)的主支托架与片状下静子(103)呈十字支承架。下静子(101)中设有为旋翼电机(104)供电通道(154)。飞吊器(1)电能由独立燃料发电机(N1)、蓄电池组(N2)、外插电源系统(N3)分别供电，并由中控台中控计算机(K0)连接卷扬器转换输能牵引索(L)与牵引架(106)连接传导电力能源和操控信号。使飞吊器(1)完成作业。
64.权利要求飞吊器动力装置和输送供能源的机构其特征是：优选燃气涡扇、燃气涡轮、燃气涡轴、燃气活塞发动机驱动方法：(1).选用燃气、气化燃油式涡扇式发动机(226)，为了减轻重量设计用二级压气机蜗扇替代上下双正反转共轴旋翼或风扇，中部中心设有燃烧室，下部设有双级正反转涡轮驱动上部的正反转共轴(3上)、(3下)旋翼或风扇系统。主要负责驱动大直径主涵道(5)共轴双正反转旋翼(3上)、(3下)承担主升力系统。《1》.选用燃气、气化燃油式涡轮发动机(226)做主涵道(5)共轴正反转双风扇动力驱动。《2》.选用燃气、气化燃油式涡轴发动机(226)做主涵道(5)共轴正反转双风扇动力驱动。《3》.选用燃气、气化燃油式活塞发动机(226)做主涵道(5)共轴正反转双风扇动力驱动。《4》.在选用燃气、气化燃油式做能源供应的发动机(226)驱动系统中设发电机(224、225)，为伺服机构供电，并设小直径四副涵道旋翼系统(A)、(B)、(C)、(D)为电动机驱动。
65.根据权利要64所述其特征是：并设发电机为小直径副涵道旋翼系统(A)、(B)、(C)、(D)电动机(MA)、(MB)、(MC)、(MD)和作伸缩、扭摇摆四自由度动作的电机驱动及伺服系统提供电力能源。设置减速器(230)和发电机(224、225)配备，发电机发的电为飞吊器(1)伺服机构和主涵道(5)外对称布置的多对副涵道旋翼系统(A)、(B)、(C)、(D)的电动机(MA)、(MB)、(MC)、(MD)供电。
66.权利要求飞吊器(1)优选用电力电动机驱动的牵力能源供应索(L)结构和功能所述其特征是：输能牵引索(L)，输送电能，设有正极电力线(y十)、负极电力线(y一)、光纤信号线(yo)。内层用高强纤维编织层(117)，起到高强抗拉伸作用。其外包有轻合金丝网(116)，起屏蔽作用，又是防静电、防雷电引线作用。在此外裏轻质高强纤维编织层(115B)，具有弹性抗蠕作用。最外层(115A)护有耐磨防火耐温层纤维材料等组成。
67.权利要求飞吊器(1)优选用燃料发动机驱动的牵力能源供应索(L)所述其特征是：优选用燃气、气化燃油发动机(226)式时牵引能源供应索(L汽)中穿有燃气管或气化燃油管(O燃气)，并联富氧供气管(O富氧)。内设有光纤传导信号线(yo)。能使飞吊器发动机(226)在缺氧的烟气中也能正常工作。在高空氧气稀薄环境也能正常工作。
68.权利要求飞吊器(1)输能牵引索(L气)飘浮方法其特征是：优选用在牵力能源供应索 (L气)中加压高压空气方法，飞吊器起飞一段距离，拉长拖拽的牵力能源供应索(L 气)在重力作用下有着很大的坠拖拽阻力和负担。为了减轻这种负担，在两条能源管和光纤传导信号线：燃气管(Q燃气)、富氧气管(Q富氧)、光纤传导信号线(y0)，外套一层轻质柔性防火纤维软管(245)，采取在此索(L气)不同段开有一些不同方向的喷气孔，侧上少设孔，下部多设孔，用喷出高压气方法将索(L气)飘浮起，选(a)段下部多开有小角度叉开的下喷气孔(239)，喷出高压气(Qp)承担输能牵引索(L气)主升力作用，在中上部两侧开喷孔(240)控制稳定姿态，是全索(L气)最高躬段。在(b)段下部不同小角度，在侧下弧面开少数喷口(241)喷出高压气(Qp)提供小于a段的辅助升力，控制稳定索(L气)姿态，此段为半躬态。在(C)段不设升力喷气孔为拖拽段。使牵力能源供应索(L气)在空中形成水平向～形飘浮，不易在空中翻拧和自身喷气摆动。在此管中鼓进高压空气，高压空气从小喷气孔喷出产生作用与反作用力，能使牵力能源供应索(L气)克服重力飘浮在空中，一方面抗拖拽力。也可在此管层中鼓加进水份大的空气，又能起到强化防火耐温功能。在牵力能源供应索(L 气)外管中用高压空气压缩机(238)和储气瓶(237)鼓进高压空气后牵力能源供应索(L气)外层管(245)喷孔(239)喷出高压气(Op)，起到托起牵力能源供应索(L)克服重力在空中飘浮作用示意。
69.根据权利1所述在牵引能源供应索(L)的下端连卷在卷扬器((ML0))上，其特征是：在卷扬器主轴一端设置有各种转换器，优选在卷杨器的卷绕索的下段连接供电的设有正极、负极电力转换器(y+)、(y-)和光电信号转换器(G0)。连接发电机(N1)和蓄电池组(N2)或插接外电源器(N3)并联供电。
70.权利所述飞吊器(1)动力装置和有线输送供能源延长作业距离的方案和机构其特征是：飞吊器(1)配有输能牵引索(L)，具备牵力作用，抗逆风作业时提供牵力作用，此牵力能源供应索(L)中配装能源供应线。安装电力双涵道旋翼飘浮器(246)。减小拖拽力延长作业距离。
71.根据权利要求70所述飞吊器(1)选用电力电机驱动所述用输能牵引索(L)用配小直径双涵道旋翼飘浮器(246)飘浮其特征是：优选输能牵引索(L)在a段配小直径双涵道旋翼飘浮器(246)，随时根据不同使用长度装配在插接座(247)，起到克服重力托起输能牵引索(L)在空中飘浮作用。设在(a)段的飘浮器(246)上用大功率飘浮躬度最高，承担主升力。设在(b)段的飘浮器(246)用适中功率飘浮躬度小于(a)段，起辅助升力作用，(C)段不设飘浮器(246)为拖拽段。通过这三段状态的设置，输能牵引索(L)在空中的姿态稳定，不翻拧。双涵道旋翼飘浮器(246)插电连接座(247)由输能牵引索(L)的(a)段和(b)段索(L)上固定接连的一段刚性近似同直径的套管形插座(247)，该分三层，内管内腔通飞吊器主电力线和信号线。.内管与中层管之间夹层设置专供飘浮器(246)的电力线(247d)和与飘浮器(246)插销基 座(246c)电极阳极(246b)、阴极(246a)对应的触点阳极(247b)、阴极(247a)，外层为对称的四分之一圆弧瓦形卡槽(247c)，卡住固定飘浮器(246)。双涵道旋翼飘浮器(246)由旋翼、或风扇(102)安在涵道圈(H4)内，并由电机(104)驱动，涵圈(H4)内径下部设整流下静子窄片(103)，宽片(101)内设贯穿空心通轴(100)。此轴贯穿涵圈(H4)后两头与弯月架(99)两头联结，一端装摇摆电机(ma)，一端设摇摆轴承，此时涵道旋翼飘浮器(246)可作摇摆动作。在双涵道旋翼飘浮器(246)臂内一头设有步进电机及传动轴系统(246g)与弯月架(99)中部连接，可使其作扭摇动作。在双涵道旋翼飘浮器(246)臂内另头设有步进电机(246f)及传动蜗轴(246e)与半圆蜗轮定子(246d)形成相对于插销基座(246c)做仰俯上下摆动的动作。该臀插销座(246c)插在插座管(247)卡槽(247c)内连通电力，飘浮器(246)可作六自由度动作姿态控制，完成输能牵引索在空中飘浮的功能。
72.权利要求飞吊器(1)所述输能牵引索(L)防高温防火其特征是：若不需牵力能源供应索(L)有飘浮功能的，在特种场合作业的，在制造最外两层纤维层(245)时选用中空管式纤维管(245)编织，纤维管(245)具有毛细渗浸高压冷却液或高压冷却空气的疏密微孔的性能方法能达到强化防火耐温作用。
73.权利要求飞吊器(1)所述的输能牵引索(L气)燃气或气化燃油供应的索(L气)连接在卷扬器(248)上其特征是：在其一端配有燃气、气化燃油转换器(256)、富氧气管转换器(255)、飘浮喷空气转换器(254)、信号光电转换器(257)，并设有雷电接地转换器(253)。燃气、燃油配有高压燃气泵和燃气罐(235)或燃油气化装置及增压泵和油箱。上述都配有输能牵引索(L气)飘浮作用的高压空气转换器(254)和高压气泵(238)或配小直径双涵道旋翼飞吊器托浮功能等组成一套完整的能源供应系统。
74.权利要求飞吊器(1)作业操控其特征是：设置控制室、操控台中心计算机(K1)及程序负责总操控和管理。并由输能牵引索(L)与功能电器关联及功能电器关联电框图(19)呈现电路变量控制率和关联功能。
75.权利要求飞吊器(1)防速坠其特征是在飞吊器(1)中心轴(6)顶部轴毂(23)处上部设置防速坠安全伞(223)，其外有一个椭圆罩，随事发时由飞控计算机(K0)自动控制该罩与伞一起脱开打开伞具。
76.根据权利1所述飞吊器性能工作原理控制装置特征是：
主涵道(5)中主旋翼(3上)、(3下)共轴相互正反时针转，转速不变，转速相等，上主旋翼(3上)的角速度(ω上)与下主旋翼(3下)角速度(ω下)相等，即ω上＝ω下飞吊器水平悬停状态时主涵道(5)无定轴性，不存在陀螺效应，有机动性。四副涵道旋翼(A、B、C、D)各自对称正反对转，转速相等，旋翼或风扇的扭矩在十字对称结构中相互取的平衡，每个单轴单涵道旋翼具有转动惯量，都有陀螺效应诱导出定轴性。四副涵道旋翼(A、B、C、D)各自的定轴性同时对称作用在飞吊器总体结构 上，赋予飞吊器整体具有定轴性。当遇周围湍流转捩风前兆流信号传到飞吊器传感器后飞控计算机发出指令上下主旋翼变惯量系统工作，其工作原理遵守刚体转动力学原理定理：当刚体是对称刚体时，角动量的向量(方向)与角速度向量(方向)是一致的，可按以下公式从简算：(I＝∫R 02πσr2dr＝πσR4/2＝M·R2)当M上＝M下，R2 上＝R2 下，ω上＞ω下或ω上＜ω下时或当M上＝M下ω上＝ω下或R2 上＞R2 下，，R2 上＜R2 下时上下主旋翼(3上)、(3下)产生差动惯量，即产生转动惯量的增量IΔ，根据角动量守恒定律原则，在旋转旋翼高速旋转时，旋翼角动量守恒。总质量不变，但是，根据公式：(I＝∫R 02πσr2dr＝πσR4/2＝M·R2)中放置物质质量的半径发生了即：ΔR2改变从而引起角动量产生增量(差量)ΔJ，随之旋翼转动惯量增量(差量)ΔI，产生陀螺效应诱导出主涵道旋翼糸统(5)定轴性，加上四个副涵道旋翼系统(A、B、C、D)固有的各自定轴性，能使飞吊器(1)整体具有强化的定轴性，赋予了抗侧风、抗湍流突切变转捩风能力。
副涵道旋翼(A、B、C、D)根据飞吊器(1)承载负荷和环境气流情况都可单独或几个组合承担方向控制功能，类似单旋翼直升机尾旋翼功能，可随机发挥其机动性，调控飞行姿态。
设发生受右侧风(Q右)的方向作用时，四个副涵道旋翼系统(A、B、C、D)的臂中的(C)臂扭转摇E3→E4方向，(A)臂扭转摇E3→E4方向，(D)摆摇E5→E6方向，(B)摆摇E5→E6方向，若(Q右)更强时(B)的臂向E1→E2伸长，(B)臂力矩增加。
设受左侧风(Q左)的方向作用时，(C)臂扭转为E3→E4，(A)臂扭转为E3→E4，(B)摆摇E5→E6，(D)摆摇E5→E6，若风更大时，(D)臂由E1→E2伸长，增加力臂E1→E2的长度，抗风能力增大。争取平衡和方位姿态不变。
设飞吊器受顺风(Q顺)方向的风作用时。为保原姿态和定位。(B)臂由E3→E4方向扭转，(D)臂由E3→E4扭转，(A)摆摇E5→E6，(C)摆摇E5→E6。
若遇顺风更大时，由(B)和(D)的臂间为转动轴心，(A)臂E1→E2向伸长，增加力矩抗风能力增大。争取平衡和方位姿态不变。
设飞吊器受逆风方向的风作用时，(D)的臂轴扭转E3→E4，(B)臂轴扭转E3→E4。(C)臂摆摇E5→E6，(A)臂摆摇E5→E6，若逆风(Q逆)方向风更大时，(C)臂由E1→E2向伸长，增加(C)臂力矩，抗风能力增大，争取平衡和方位姿态不变。以悬停设为参照点的各旋翼动作的功能由图(21)电路电器关联控制变量框图的电路呈现自动控制方法和设备。
77.权利要求飞吊器(1)在图(21)电路以飞控计算机K0为飞行管理核心自动控制作用下表现出受力原理可达六个维度七种飞行姿态八种控制方法呈现特征是： 
一.飞吊器(1)受逆风(Q逆)作用很大，顺逆风方向飞行(E远)，松弛输能牵引索(L)卷扬器，放松输能牵引索(L)，副涵道旋翼(A、B、C、D)同时扭摆，(D扭)为E3→E4，(B扭)为E3→E4，(A扭摆)为E5→E6，(C扭摆)为E5→E6，动作方向，当力(F力)大于牵引索力(FL力)时F力＞FL力。飞吊器受逆风和飞行空气动力向前远处飞行途中状态。
二.反之，飞吊器(1)向(E近)移动时，输能牵引索(L)在卷扬器拉力作用下FL力＞F力，(E右)受力＝(E左)受力时，同时(A、B、C、D)摆扭的方向与飞吊器(1)向(E远)移动的方向正好相反。是输能牵引索(L)牵引飞吊器抗逆风作业或回程飞行途中状态受力。
三.若飞吊器(1)向(E左)方向飞行时，设F力＝FL力，副涵道旋翼(A、B、C、D)扭摆的角度于抗(Q右)风的角度相反，飞吊器(1)受的合力F左力＜F右力。即飞吊器受左侧合力(F左力)小于受右侧合力(F右力)，受右侧风力和气动力影响飞吊器(1)向左方向飞行
四.若飞吊器(1)向(E右)移动时，设F力＝FL力，(A、B、C、D)扭摆的角度于抗(Q左)风的角度相反，飞吊器受的合力F左力＞F右力。即飞吊器受左侧合力(F左力)大于受右侧合力(F右力)，受左侧风力和气动力影响飞吊器(1)向右方向飞行。
五.若飞吊器(1)受到(3上)的(ω上)和(3下)的(ω下)及(A、B、C、D)的(ωA、B、C、D)旋翼的气动合力升力F升＞Fw重力飞吊器上升。即飞吊器(1)在主涵道旋翼体(5)和四副涵道旋翼体(A、B、C、D)共同水平姿态配合下，受的旋翼气动升力(F升)大于重力(Fw)，飞吊器进行提吊重物作业状态，飞控计算机(Ko)指令调控各旋翼气动机构的功率输出控制变量。
六.飞吊器(1)受到(3上)的(ω上)和(3下)的(ω下)及(A、B、C、D)风扇的气动合力升力F升＜重力Fw飞吊器(1)降落。即飞吊器(1)在主涵道旋翼体(5)和四副涵道旋翼体(A、B、C、D)共同水平姿态配合下，受的旋翼气动升力(F升)小于重力(Fw)，飞吊器进行提吊重物作业状态下降落或在提吊重物时用提吊绞盘器下卸载重物时，保持飞行落差平衡，飞控计算机(Ko)指令调控各旋翼气动机构的功率输出控制变量。
七.F升＝Fw、F左＝F右、F力＝FL力时飞吊器(1)保持悬停姿态于空中飞行。
八.飞吊器(1)产生定轴性时，若选(3上)和(3下)转速不等，ω上＞ω下或ω上＜ω下上下旋翼角速度差值越大时，产生差动惯量，但会造成飞行姿态落差变量大。优选上下主旋翼的转速不变、旋翼迎角不变，ω上＝ω下、选变动 质量物半径的变化，即设变惯量系统：R2 上＞R2 下、或R2 上＜R2 下上下旋翼转动惯量的质量半径差值越大，I上≠I下上下旋翼转动惯量(I)、角动量(J)不等即：上下旋翼转动惯量不等时，所产生的转动惯量增量(差量)ΔI越大，诱导的飞吊器定轴性越大，加上同时四个副旋翼的固有定轴性是保持飞吊器稳定姿态的先决条件，在其技术特性共同作用下，所产生抗不同方向侧风和湍流转捩风的合力。飞吊器(1)的(3上)或(3下)的转速可随时调整，当在(3上)的角速度ω上＞ω下的(3下)角速度。(3上)转速大于(3下)转速，产生的变惯量重心偏高适合倾斜前飞但落差大。优选R2 上＞R2 下、I上＞I下时重心偏上以适应飞吊器(1)体倾斜姿态侧方向飞行，主涵道旋翼体(5)并呈现定轴性具有抗湍流转捩风能力。当在(3下)转速大于(3上)转速ω上＜ω下同样影响飞行落差。优选R2 上＜R2 下、I上＜I下时重心偏低以适应飞吊器(1)体水平姿态悬停飞行。优选设置调整刚体质量物半径的改变R2上≠R2下参数方式实现产生差动变惯量，诱导主涵道旋翼5的陀螺效应的定轴性的方法。飞吊器飞控计算机(K0)预先设置(A、B、C、D)的扭摆角度和(ωA、ωB、ωC、ωD)的角速度、(J)角动量、(I)转动惯量的控制变量率参数，自动谐同将大值径涵道旋翼(5)的差动变惯量参数进行配合，以实现飞吊器(1)以悬停提吊重物为主飞行姿态的稳定性及抗湍急转捩风能力。在可克服重物负载的地球引力作用下与受的各种合力有机的谐调，实现在不同环境、气流状况下完成飞吊作业的方法和相应气动机构设置布局及装配图(20)电器电路控制变量框图配合管理操控方法的飞吊器飞行作业相应设备。
78.根据权利76、77所述飞吊器下表现出可达六个维度七种飞行姿态八种控制呈现特征是：在图(20)飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构框图电路控制用主要八种控制呈现飞吊器必备的技术基本规格装置。
79.根据权利1所述飞吊器(1)系统电器与设备结构相互位置及工作方法作用分布关联特征是：(图19)呈现飞吊系统电器与设备结构相互位置及作用分布关联方法，主要有以下三大部分：[1].飞吊器系统部分、[2].控制系统部分：[3].辅助行驶系统部分组成。
80.根据权利79所述飞吊器(1)主涵道旋翼副涵道旋翼结构上电器设置及型功能类特征是：(一).内外环层主涵道旋翼体(5)上设置的电器部件：本飞吊器(1)主涵道体(5)承担了主升力，在围绕中心轴(6)上主旋翼(3上)安装驱动电动机组件(M上)，下 主旋翼(3下)安装驱动电动机组件(M下)，优选电力驱动，在上主旋翼(3上)轴毂内上端设变惯量系统(30喷)、(30线)、(30轴)中电磁机构(V上)，下主旋翼(3下)轴毂内上端设变惯量系统(30喷)、(30线)、(30轴)中电磁机构(V下)，为变惯量系统(30喷)、(30线)、(30轴)中电感发电系统提供磁力源。为了测控上主旋翼转速设传感器(X上)和下主旋翼转速传感器(X下)，。配合变惯量系统(30喷)、(30线)、(30轴)在飞控计算机(K0)控制下使飞吊器(1)具有差动惯量诱导的陀螺效应定轴性，从而增加抗湍流突切变转捩风能力。为此在飞吊器(1)外环层主一涵道(H1)的四个对称方向上设置了四套传感器联合体：检测(C-D)间风速方向传感器和超声波测距器联合体(f1)、检测(A-D)间风速方向传感器和超声波测距器联合体(f2)、检测(A-B)间风速方向传感器和超声波测距器联合体(f3)、检测(B-C)间风速方向传感器和超声波测距器联合体(f4)，为飞控计算机(K0)提供探测四周风速、风向和飞吊器(1)在窄小空域测距飞行提供数据，实现自动控制。在外环层主一涵道(H1)上四个对称方向的上下部位设置小副涵道旋翼(A)附近上下大气压传感器(P1)、(P2)。小副涵道旋翼(D)附近上下大气压传感器(P3)、(P4)。小副涵道旋翼(C)附近上下大气压传感器(P5)、(P6)小副涵道旋翼(B)附近上下大气压传感器(P7)、(P8)。配合上述在高空提供四个方向和上下气流压差数据，为精确控制飞行姿态抗风能力的自动飞控提供参数。在主涵道旋翼体(5)下部位设置等离子能量波发生器(89)或(197)释放能量激波等离子Z1，在中静子(12)、(13)上设电晕放电等离子能量波发生器(89)(197)释放能量激波等离子Z2。为飞吊器(1)在恶劣环境下救生作业，防涡环和改善雷诺数提供了技术支持。飞吊器(1)需要配备有线电路飞控计算机(K0)和无线飞控器(Kw)，(二余度设置)双系统确保飞吊器救生作业的正常运行的可靠性。为了飞吊器飞行姿态的自动稳定控制和方向自动调整设置控制垂直方向陀螺仪(T1)、(T2)和控制水平方向陀螺仪(T3)、(T4)。及控制飞行高度安装高度仪(h)，负责六维空间信息收集。在飞吊器(1)主涵道体上安装定位仪(GPS)解决夜间远距与目标间的位差，为能远距自动导航提供参数。为能在视距内人工探找目标在飞吊器安装强光照明射灯和激光照射器精确定位瞄准专用结合体(J照)及便于昼夜操控员视觉观察探控安装光学和红外摄像器(d1、d2、d3)相结合操控员通过控制台屏幕(PN)观察进行救生作业。为了便于指挥被救者配合和指导在飞吊器(1)外接设备平台上安装了扬声器(Y)。在救生作业中为不超重专设提吊绞盘设重力传感器(P力)测控。并在外接设备平台(158)设置多向联接插座和提吊绞盘电动器(M9)。为飞吊器(1)紧急情况配电器备用电源设置了蓄电池(N)。
(二).四个副涵道旋翼体(A、B、C、D)上设置的电器部件。
四个副涵道旋翼体(A、B、C、D)承担飞吊器(1)辅助升力和方向及防涡环。为了实现这些方面职能，在相应部位设置了相关器件。
(A)标示副旋翼及涵道体结合体。 
小直径副涵道旋翼体(A)设置在飞吊器(1)与操控员之间方位，由对称水平布置，与主涵道体(5)的臂伸缩节(96)、转动节(97)相连，其副涵道旋翼体(A)优选电机(MA)驱动。优选飞吊器(1)大直径主涵道旋翼体(5)由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体(A)由电动机MA驱动的方案。副旋翼控制转速参数由传感器(A1)承担。在副涵道旋翼的弯月架(99)与副涵道圈(108)一侧安装摇摆驱动步进电机(mA1)。实现四自由度动作的摇摆动作，由摇摆位置传感器(A2)承担角度检测。在大直径主涵道体(5)外层主一涵道壁(H1)与其外壳(29)之间内安装副旋翼臂可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体(mA2)。可实现四自由度动作的扭摇动作和伸缩动作。这些动作由伸缩位置传感器(A3)、扭摇角度位置传感器(A4)负责检测和提供位置参数。为完成四自由度动作提供数据。
(B)标示副旋翼及涵道体结合体。
小直径副涵道旋翼体(B)设置在飞吊器(1)与操控员之间的左侧方位，由对称水平布置，与主涵道体(5)的臂伸缩节96、转动节97相连，其副涵道旋翼体(B)优选电机(MB)驱动。优选飞吊器(1)大直径主涵道旋翼体(5)由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体(B)由电动机(MB)驱动的方案。副旋翼控制转速参数由传感器(B1)承担。在副涵道旋翼的弯月架(99)与副涵道圈(108)的一侧安装摇摆驱动步进电机(mA1)。实现四自由度动作的摇摆动作，由摇摆位置传感器(B2)承担角度检测。在大直径主涵道体(5)外层主一涵道壁(H1)与其外壳(29)之间内安装副旋翼臂可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体(mB2)。可实现四自由度动作的扭摇动作和伸缩动作。这些动作由伸缩位置传感器(B3)及扭摇角度位置传感器(B4)负责检测和提供位置参数。为完成四自由度动作提供数据。
(C)标示副旋翼及涵道体结合体。
小直径副涵道旋翼体(C)设置在飞吊器(1)与操控员之间对面方位，由对称水平布置，与主涵道体(5)臂的伸缩节(96)、转动节(97)相连，其副涵道旋翼体(C)优选电机(MC)驱动。优选飞吊器(1)大直径主涵道旋翼体(5)由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体(C)由电动机(MC)驱动的方案。副旋翼控制转速参数由传感器(C1)承担。在副涵道旋翼的弯月架(99)与副涵道圈(108)的一侧安装摇摆驱动步进电机(mC1)。实现四自由度动作的摇摆动作，由摇摆位置传感器(C2)承担角度检测。在大直径主涵道体(5)外环层主一涵道(H1)壁与其外壳(29)之间内安装副旋翼臂可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体(mC2)。可实现四自由度动作的扭摇动作和伸缩动作。这些动作由伸缩位置传感器(C3)及扭摇角度位置传感器(C4)负责检测和提供位置参数。为完成四自由度动作提供数据。
(D)标示副旋翼及涵道体结合体。
小直径副涵道旋翼体(D)设置飞吊器(1)与操控员之间的右侧方位，由对称水平 布置，与主涵道体(5)臂的伸缩节(96)、转动节(97)相连，其副涵道旋翼体(D)优选电机(MD)驱动。优选飞吊器(1)大直径主涵道旋翼体(5)由燃气、油发动机及变速箱驱动时，小直径副涵道旋翼体(D)由电动机(MD)驱动的方案。副旋翼转速控制参数由传感器D1承担。在副涵道旋翼的半弯月架(99)与副涵道圈(108)的一侧安装摇摆驱动步进电机(mp1)。实现四自由度动作的摇摆动作，由摇摆位置传感器(D2)承担角度检测参数精确测控。在大直径主涵道体(5)外环层主一涵道壁(H1)与其外壳(29)之间内安装副旋翼臂可伸缩，扭摇作动驱动步进电机复合机构体(mD2)。可实现四自由度动作的扭摇动作和伸缩动作。这些动作由伸缩位置传感器(D3)及扭摇角度位置传感器(D4)负责检测和提供位置参数。为完成四自由度动作提供数据。
(三)起落架及提吊绞盘系统及功能底盘行驶系统：
飞吊器(1)主涵道体(5)下端与下静子(8)结连处设置了四个起落架，在此架内安装蜗轮轴升降系统配有驱动电机(M1M2M3M4)，其设升降高低传感器(X1X2X3X4)提供检测升降高度。并设行走驱动电机(M5M6M7M8)直驱轮。起到辅助落驻点移动作用。在飞吊器(1)救生作业时外配专业提吊电动绞盘器电动机(M9)为提吊作业提供驱动力。配行驶系统。
81.根据权利79所述[2]飞吊器控制系统部分结构上电器设置及型类特征是：飞吊器(1)的控制是由输能牵引索(L)提供能源和信号总线及辅助飞行牵拽力，主要承担电力，或燃料能源输送和牵引力，其伺服系统的输能牵引索卷扬器的驱动力电机(M10)承担牵力。卷扬器上装转换器连输能牵引索(L)设长度和牵力传感器(X5)为其功能实现正常工作提供参数，卷扬器连的输能牵引索(L)长度和牵力传感器的传导数据是由信号线(Xn4)与控制台建立全控关系。
飞吊器的作业动作是由控制台和中心计算机(K1)负责，在中心控制台上设有救援作业动能系统总开关(K)负责总系统启动。
飞吊器(1)上提吊绞盘提吊索钩升降由提吊控制手柄(K3)负责，手柄(K2)负责飞吊器(1)飞行方向控制。操作钮(K4)负责飞吊器和其它电器工作功能开关转换。飞吊器(1)上设有扬声器(Y)是与控制台设的麦克风(MK)建立有线和无线语音系统，并通过控制台屏幕(PN)观察，完成救生的语音勾通和配合指挥的语音系统。飞吊系统的电力是由发电机(N1)，控制室蓄电池组(N2)。外插电源系统(N3)共同负责，并由发电机和备用电源电池组自动控制和手动控制转换器(K8)进自动转换和选择。控制台与发电机间控制信号线(Xn2)负责对发电机的控制，控制台与发电机电池组之间转换器(K8)控制的信号线(Xn3)。飞吊器输能牵引索(L)控制总线端头设有光纤信号的光电转换器(G0)、输能牵引索(L)控制总线中设有阳极电力导线(y+)和阴极电力导线(y-)及光纤信号线(y0)承担与飞吊器(1)的作业是功能的调控和管理。
82.根据权利79所述[3]飞吊器系统功能盘辅助行驶系统部分结构上电器设置及型类特征是：飞吊器(1)系统控制台(K1)功能盘设有近距行驶糸统的操控手柄(K5)、和(K4)转换开关负责(K5)转换成负责前进或倒车控制或再设方向盘控制方向，在行驶底盘安装有可变速单独驱动电动机(M01、M02、M03、M04)车轮其电力和控制线(Xn10)。并设有停驶稳定糸统的刹车(Sa)及控制线(Xn5)。在行驶底盘停驶时设有电磁吸附 器(CI1、CI2、CI3、CI4)控制线(Xn8)及液压支承稳定柱(ya1、ya2、ya3、ya4)系统及控制线(Xn9)。飞吊器(1)系统功能底盘辅助动作设有控制台(K1)与功能底盘直线位移和转动的控制器(K7)间连有控制信号线(Xn1)、功能部件底盘作直线移动、转动、液压、电磁吸附器、行驶控制都由转换器(K7)负责中转，功能盘直线位移位置由传感器(X6、X7、X8)和控制线(Xn7)负责，功能盘(360°)度转动角度位置由传感器(X9、X10、X11、X12)和控制线(Xn6)负责，功能盘直线位移驱动由电机(M11)承担。功能盘(360°)度转动驱动由电机(M12)承担。
83.权利要求飞吊器(1)系统电路控制变量率特征是：为图20飞吊系统功能底盘各电器电路控制变量结构示意框图，代表飞吊器系统的电路控制工作方法的实现表达。飞吊糸统电器电路控制变量框图及电器关联工作过程及原理是：当系统启动后，所有动作以及信号流向特征是当控制室人员按下K电源总开关后，开关接通主电源，各个设备启动，自检结束后待机，此时可以进行各种操作。1.当系统进入待机状态后，控制室操作员上推飞吊器手柄：控制方向手柄(K2)、控制升降手柄(K5)。飞吊器主旋翼和四副旋翼根据手柄(K5)推的大小自动控制转速。当上推起飞手柄(K5)后，手柄下面的滑动变阻器向上滑动，变阻器输出电压值由零增加(Δu)，最大增至(48V)控制器电源为(48V)此电压通过模数转换(AD)转换为(10bit)数字信号，数字信号通过电光/光电转换器转换为光信号，光信号通过光纤(yo)传输至飞吊器，安装于飞吊器上的电光/光电转换器将光信号重新转换为电信号，电信号通过总线到达飞吊器控制计算机(K1)，计算机根据此数字信息，即可以控制飞吊器主/副旋翼转速。飞控计算机(Ko)将根据光纤传输的控制手柄数据产生与此数据相关联，按照一定控制率(PID)频率为(5KHZ)、峰值为(12V)一定脉冲宽度的(PWM)信号，此(PWM)信号控制控制开关管的闭合时间，从而控制主副旋翼电机转速，此时所有传感器准备就绪，开始工作，当手柄(K5)推角度越大，则输出电压信号越强，经过光纤传输至飞控计算机上数据值越大，则产生的(PWM)信号占空比(σ)愈大，(σ)越大，则由(PWM)信号控制的驱动门开的时间就越长，因此，加于电机两端电压有效值越大，因此旋翼(M上)、(M下)转速就越高。当旋翼转速达到起飞初值后，控制室操作员按下飞吊器锁开关(K4)，地面控制器发送一高电平信号至飞吊器锁控制器，飞吊器锁电磁铁消磁，飞吊器开始起飞。随着飞吊器的升高，卷扬器电机(M10)逆时针旋转将缆索送出，缆索和电力缆/控制光纤总线(L)随飞吊器被拉升至空中。
2.飞吊器飞行控制中电路的变量：
主旋翼(M上)、(M下)启动后，旋翼转速传感器(X上)、(X下)检测两主旋翼转速。转速传感器选择为非接触式的霍尔元件传感器，霍尔转速传感器产生峰值为(48V)的正脉冲，此脉冲信号通过传感器内部的处理电路将脉冲信号的周期/频率进行测量，输出(1)字节转速数据信息，数据信息通过信息标头标示(表征为转速信息)至总线，由总线传输至飞控计算机。实现速度实时反馈，根据实时速度信息， 调整控制器输出的(PWM)信号占空比(σ)，从而将速度稳定在误差允许范围内。控制转速采用比较成熟的(PID)控制，(PID)控制是将误差信息进行放大，微分和积分处理得到控制数据。实际转速为(nr)，控制室手柄位置信息通过飞吊器中的控制计算机解析后理论转速为(n)，因此转速误差(e＝n-nr)，控制量输出为[w＝P(e[i]+I(∑e[i])+D(e[i]-e[i-1]))]，此控制量累加于控制PWM信号占空比(σ)的调制量(W)中，当实际转速超过理论控制速度时，(e[i])为负值，叠加于(W)后，(W)值减小，因此输出(PWM)信号占空比(σ)减小，驱动门开启时间减小，从而旋翼电动机两端电压有效值减小，转速降低；相反，当实际转速低于理论值时，(PWM)信号占空比(σ)增大，驱动门开通时间增长，旋翼电动机两端电压有效值增加，从而增加转速，仅考量转速，没有加入任何其他形式的变量。以上分析为简单的速度闭环控制，此种情况没有加入其它干扰，当有风干扰以及涡流时候控制分析如下。大气压计(P)、风速/风向传感器(F)输出的模拟量通过自带的(AD)转换器转换后，将模拟量转换为数字量，加入数据标头后方便于飞吊器控制器读取，飞行状态控制陀螺仪(T1、T2、T3、T4)直接输出数字信号通过(RS485)总线传输至飞控计算机(Ko)。(16)位气压、风速、陀螺仪数据被飞控计算机读取后，飞控计算机得知当前飞行状态，以及是否产生涡流现象。气压值、风速、旋翼转速、飞行姿态等信息，除了每部分进行相应(PID)算法后，进行数据的融合，每种传感器量分配一定权重，占用控制主副旋翼(PWM)信号的部分权重，某部分失效后、或者某种传感器数值超出此权重范围值、权重值自动增减，通过权重分配，将几种飞行控制信息融合后，叠加于控制PWM信号占空比(σ)变化的直接控制量(W上、W下、WA、WB、WC、WD)；当风速超出某范围后，飞控计算机向变惯量液电磁阀控制器(V上)、(V下)发送高电平，开启惯量液电磁阀，惯量液被抽入主旋翼涵圈内，增加转动惯量，同时保持主旋翼(M上)(M下)转速，以产生陀螺效应之定轴性、章动性、进动性的三性。虽然陀螺效应的章动性被同轴正反向转动旋翼结构克服，但是进动性仍然存在，需要利用小直径四副涵道旋翼(A、B、C、D)进行有节奏的对称的扭摇摆四自由度方向调节控制。使飞吊器不至于转动力矩的不平衡而导致飞吊器旋转。由于产生上下主旋翼转动差动惯量诱导的陀螺效应的定轴性。赋予了飞吊器瞬间抗突变湍流转捩风、湍急侧风的能力。此时的控制方式与无风状态下的控制方式不同，各个传感器数据权重不同，风速值权重要比正常无风状态下权重大些。当飞吊器垂直起飞或降落时或飞行中空气湿度大等气候因素雷诺数太低时，或两主旋翼上下气压传感器检测值满足涡环先兆流时，飞控计算机适当加重气压计权重值，同时，飞控计算机向能量波发生器(Z)发送高电平脉冲信号，打开能量波发生器，产生等离子能量波。改善空气动力的雷诺数的环境条件，或预防涡环，从而消除涡环现象的先兆流。四副涵道旋翼(A、B、C、D)由飞控计算机自动控制，地面操作室右手柄 控制飞行方向，亦即部分改变四副旋翼状态，四副旋翼主要控制方式由飞控计算机控制，飞控计算机通过当前飞行姿态，是否有突变转捩湍流风冲击，是否有涡环流等现象对四副旋翼进行实时控制，在无转捩湍流风，无涡环流时，四副旋翼主要控制飞吊器飞行方向，亦即主要控制率为(PID)控制，控制量(WA、WB、WC、WD)基本相等，风速信息、涡流信息被检测到以后，由于飞吊器转动差动惯量很大，本身也具有飞行运动惯性的因素，因此飞行状态不会马上改变，而此时四副旋翼(A、B、C、D)就已经根据传感器检测的状态实施控制动作，从而相对于实际控制具有一定的超前性。飞吊器安装的高度信息、旋翼转速信息、气压信息等除了被用于飞行姿态控制，同时通过光纤传输至控制台，控制计算机将数据读取后，进行与主控计算机中的模版数据做为参照样版数据进行调整飞吊器中飞控中心计算机工作飞行姿态。同时发送至相应的仪表进行显示。
3.飞吊器作业电路变量：
当飞吊器(1)飞至作业现场上空域后，打开随机光学摄像机(d1-d3)，夜间改开红外摄像机，拍摄情况，由操作员协助，按下(K4)，信号通过光纤传输至飞控计算机(Ko)，飞控计算机发出四路脉冲信号，由提吊手柄(K3)作用于提吊绞盘器(M9)释放提吊索下降落作业工具的高度，此时工具底部四角的超声波高度传感器给出信号工具近现场状态。飞吊器平稳悬停侍作业成功后。飞吊器启动向上方和前移飞行时，中心计算机(K1)和飞控计算机(K0)配合控制飞吊器(1)及提吊绞盘(M9)的提索长度，由其控制工具始终离现场适当升高度以实际现场的起浮面高度由操控员在控制台上控制高度保持随现场高度变化吊运回驻点上空悬停飞行卸载后，再由飞吊器降落存放仓。
4.飞吊器降落电路变量调控：
飞吊器旋翼转速降低，飞吊器降落，当飞吊器降落时其姿态陀螺仪(T)感应到飞吊器不平衡，则控制相应的起落架升降步进电机动作，使飞吊器平稳降落，同时可以适应降落不平的状态。飞吊器悬停飞行，提吊绞盘释效或收索飞行的配合。完成图(20)飞吊系统控制变量框图和图(19)电器电路关联工作过程原理方法和相应设备电器电路本方案。
84.根据权利1所述飞吊器(1)其优选燃油发动机(226)特征是：在以大直径多环层主涵道共轴上下正反旋转旋翼体5做为中央主涵道旋翼主升力气动系统承担主升力。其在下端装配燃油发动机(226)和减速变速机构(230)并连发电机(224、225)及自带油箱。在多环层主涵道周围同水平对称布置多个以上小直径副涵道单轴单旋翼(A)、(B)、(C)、(D)。在其连接臂(97)、(96)可伸缩扭摇摆能做四自由度动作，承担辅助升力和强化的方向和姿态控制，其由电机驱动。选用无线摇控飞行，执行超过输能牵引索(L)长度的作业方案。 
85.根据权利1所述飞吊器(1)其优选特征是：气动机构和布局设置方案包含了弧立风扇机、涵道风扇机、弧立旋翼机、涵道旋翼机、弧立螺旋浆机、涵道螺旋浆机。由其如(图0-6、0-4、0-3、0-2)机型中的单轴或共轴的单、双上下旋翼。能够实现悬停飞行的涵道式或非涵道式的旋翼、风扇、螺旋浆式飞行器，并选用本案所涉公开的技术方法和设备。这里描述旋翼定义为：螺旋浆、旋翼、风扇、涵圈风扇、涵圈旋翼、涵圈螺旋浆的总称，所涉的优选气动结构的组合搭配和气动任务分配及所配本方案功能技术设置及构件。 
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