CN104386236A - 具有更大升力的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼和发动机，所述壳体的上半部和所述机翼中的至少一者内设有内层流体通道和外层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，外层流体通道还与所述发动机的吸气口相通。本发明的有益效果在于：飞行器上部的压力差转移区产生第一次升力、高速流体层的上部与下部处于自然状态的流速的流体之间流速不同而产生很大压力，进而产生的很大的升力为第二次升力，第一、二次升力又共同形成飞行器的更大升力来源。

Description

具有更大升力的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种具有更大升力的飞行器

背景技术

自从飞行器出现以来，已有一百多年，固定翼飞行器产生升力的唯一来源就是机翼，而机翼因上下表面弧面和平面之间的很小差异，形成流速的很小差异，产生的压力差不大，所以产生的升力也不大。

发明人已获授权的中国发明专利号2008100653341《一种运动装置》、专利号200910105982X《一种流体运动装置》，以及发明美国专利号US13864370《一种从内部产生更大升力的飞行器》，US 8.448.892B3《一种以内部产生升力的飞碟》等专利中，提出一种从内部产生升力来源。发明人在此基础上经多年研究发现，一种从内部产生二次升力来源、从而具有更大升力的飞行器。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有飞行器在升力的获取上没有发展的问题，提供一种具有更大升力的飞行器，能够从飞行器内部产生二次更大升力来源。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼和发动机，所述壳体的上半部和所述机翼中的至少一者内设有内层流体通道和外层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，外层流体通道还与所述发动机的吸气口相通。

本发明采用的另一个技术方案为，一种具有更大升力的飞行器，包括升力盘、壳体和发动机，所述升力盘内设有内层流体通道和外层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，所述发动机设于所述壳体内，升力盘通过连接杆连接于壳体外，所述外层流体通道通过通气管经由所述连接杆与发动机的吸气口连通。

本发明的有益效果在于：

1、飞行器上部壳体内设置的内外两层不同流速的流体通道，其中内层流体通道内的流速，远慢于外层在发动机强大吸力形成的高速流体层，而内外层之间流速相差越大，通过压力差转移区向外，即向上方向转移的流体阻力就越多，显而易见，外层流体通道在发动机强大吸力状态中，很容易使其流速快于内层流体通道若干倍，甚至更多，就使压力差转移区产生若干倍，甚至更多的把飞行器上部承受的流体向内压力方向，改为朝相反向上方向，这种改变就是升力，内外层流体通道之间流速相差越大，产生的压力差越大，在飞行上部产生的升力就越大，这就是本发明产生的第一次升力。

2、传统飞机的机翼产生升力为：流体经过机翼上下表面不同路，而同时到达后部而产生升力。而传统机翼上下表面弧形与平面之间微小差别所产生的压力差不大，所产生的升力也不大。传统机翼上表面的弧面不可能产生本发明的高速流体层，也就不可能于下表面形成更大压力差而产生更大升力，所以本发明中飞行器上部的高速流体层，与下部自然状态中的流速之间产生很大压力差，而产生很大升力为第二次产生升力。

3、飞行器上部的压力差转移区产生第一次升力、高速流体层的上部与下部处于自然状态的流速的流体之间流速不同而产生很大压力，进而产生的很大的升力为第二次升力，第一、二次升力又共同形成飞行器的更大升力来源。

附图说明

图1为本发明实施例的飞机的示意图。

图2为图1中A-A向的剖面视图。

图3为本发明实施例的客机的示意图。

图4为本发明实施例的直升机的示意图。

图5为本发明实施例的导弹的示意图。

标号说明：

1、飞机；101、机身；102、内层壳体；103、机身上半部；104、机身下半部；105、机身后部；106、扰流面；107、螺旋形扰流面；108、扰流条；

2、内层流体通道；

3、外层流体通道；301、高速流体层；302、压力差转移区；303、通道；

4、发动机；401、通气管；403、下部喷口；404、后部喷口；405、连接杆；

5、机翼；501、上表面；502、下表面；

6、通气口；601、通气口；602、导管；603、通气口；

7、升力盘。

具体实施方式

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

本发明最关键的构思在于：在飞行器的上半部或机翼上表面内分别设有内外两层流体通道，通过各自的通气口与对应的飞行器或机翼的外部连通，其中外层流体通道与发动机的吸气口相通，使内外层流体通道之间因流速不同而产生从内向外的压力差转移区，把流体压力在向外、向上转移中形成升力。

本发明中的具有更大升力的飞行器包括飞机、直升机、导弹等。

请参阅图1，一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼5和发动机4，所述壳体的上半部的后部设有通道303，所述机翼5中设有内层流体通道2和外层流体通道3，所述通道303与所述外层流体通道3相通，内层流体通道2和外层流体通道3分别通过各自的通气口6、601与外界连通，外层流体通道3还与所述发动机4的吸气口相通。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：机翼上表面的压力差转移区产生第一次升力、高速流体层的上部与下部处于自然状态的流速的流体之间流速不同而产生很大压力，进而产生的很大的升力为第二次升力，第一、二次升力又共同形成飞行器的更大升力来源。

进一步地，所述内层流体通道2的通气口6的面积小于所述外层流体通道3的通气口601。进一步地，请参阅图2，在机身上半部壳体内依次设有外层流体通道和内层流体通道，所述壳体内的外层流体通道3与所述机翼5内的外层流体通道3相通。

进一步地，所述内层流体通道2和外层流体通道3之间间隔有一内层壳体102，所述内层壳体102上设有通气口以用于连通内层流体通道2和外层流体通道3。

进一步地，所述外层流体通道3内设有凹凸形扰流面、螺旋形扰流面107、弧形扰流条或螺旋形扰流条108。

进一步地，所述发动机设有一个下部喷口和一个后部喷口。

请参阅图3，一种具有更大升力的飞行器，包括升力盘7、壳体和发动机4，所述升力盘7内设有内层流体通道2和外层流体通道3，所述内层流体通道2和外层流体通道3分别通过各自的通气口与外界连通，所述发动机4设于所述壳体内，升力盘7通过连接杆405连接于壳体外，所述外层流体通道3通过通气口601经由所述连接杆405与发动机4的吸气口连通。

进一步地，所述发动机4设有一个下部喷口403和一个后部喷口404。

进一步地，请参阅图2，所述壳体的上半部内也设有所述内层流体通道2和外层流体通道3，外层流体通道3与所述发动机4的吸气口连通。

进一步地，所述机身和升力盘的外层流体通道3与所述发动机4的吸气口连通。

请参照图1和图2，本发明的实施例一为：

一种飞机1，飞机1的机身101的左右机翼5的上表面501内依次设有外层流体通道3、内层流体通道2，通过各自的通气口6、601分别与上表面501相通，内层流体通2通过导管602与上表面501上均布的通气口6相通，外层流体通道3通过机身101从机身后部105至发动机吸气口之间壳体内的通道303与尾部设置的发动机4的吸气口相通，发动机吸气口通过通道303和机翼内的外层流体通道3与机翼上均布的多个通气口601相通，其中通气口601的进气面积比通气口6更大。

当飞机飞行时，发动机4强大吸力通过机翼的上表面501上均布的多个通气口601把流体高速的吸入外层流体通道3内，使通道内外各通气口601附近以至整个机翼上表面形成高速流体层301，与内层流体通道2内流动的低流速之间产生很大压力差，于是内层流体通道2内低流速产生的高压力通过导管602向机翼的上表面501上均布的多个通气口6向外对高速流体层301的高流速低气压向外瞬间转移压力差，于是在机翼的整个上表面501瞬间形成压力差转移区302。把流体从外向内的作用在上表面501的流体压力朝相反方向从内向外、即向上方的方向转移流体压力，于是在整个机翼的上表面501上面都形成一层由内向外，由下向上的压力差转移区，整体地把流体压力向上转移，此时机翼上表面501因整体向下的压力减少而向上的压力增加，使机翼顺着整体向上流体压力瞬间的推动下上升，压力差瞬间转移多快、飞机瞬间的上升就有多快，由此产生升力来源。

而内层流体通道2、外层流体通道3之间流速相差越大，形成的压力差就越大，就把更多的把流体压力从下向上转移，就使机翼产生更大的升力来源。

显而易见的，此时机翼的上表面501是发动机的唯一进气来源，强大的吸力使通道内和机壳上共同形成高速流体层301流速极快，比自然状态甚至还慢于自然状态的内层流体通2流速快得多，通过多发动机的控制，很容易使其流速快若干倍，甚至十多倍都能做到，于是内层流体通道2、外层流体通道3之间产生十多倍的极大压力差，瞬间形成机翼上表面的压力差转移区，把由外向内、由上向下作用在机翼上表面的流体压力朝相反方向由内向外、由下向上转移压力差，不但使流体阻力大大减少，更重要的是这十多倍的压力差，产生巨大向上方向的流体压力推动机翼更快速度的上升，而压力差瞬间转移多快速度，飞机就上升多快速度，由此本发明的飞机获得第一次的升力来源。

当流体经过机翼上下表面不同路而同时到达后部时，此时机翼的上表面501的高速流体层301与机翼的下表面502在自然状态的流速不同也产生极大压力差。而产生升力，由此本发明获得第二次升力来源，第一、第二次升力来源共同形成更大的升力来源。

其中第一次升力来源是在流体还没到达机翼后部汇合时就产生，第二次是流体经机翼上下表面不同路径，而同时到达后部产生的升力来源。由于第一、二次升力来源都是在动力作用下使机翼上下表面产生极大的压力差而产生，所以不论第一或第二次升力来源分别都远比传统机翼弧面和平的上下表面微小差别大得多。从内部产生二次升力来源的发现，将使飞行器的发展进入一个新的时代。

请参照图1和图2，本发明的实施例二为：

一种飞机1，与实施例一不同的是，在机身101壳体的机身上半部103内依次设有外层流体通道3、内层流体通道2，通过各自的通气口6、601与外界相通，其中，机身、机翼内的外层流体通道彼此相通。

当飞机飞行时，发动机产生的强大吸力，通过通气口601把流体高速吸入机身上半部103和机翼5内的外层流体通道3内，使机身上半部103壳体上和机翼上表面共同形成高速流体层301，与机身上半部和机翼的内层流体通道2之间因流体不同而产生极大的压力差，于是内层流体通道2低流速产生的高气压，通过导管602从均布的多个通气口6向机身和机翼上的高速流速层301转移压力差，于是把原来作用在其壳体上的流体压力，朝相反方向从内向外、从下向上转移压力差，从而形成压力差转移区302，使流体阻力大大减少，同时向上的整体的流体压力推动飞机向上运动，压力差转移有多快速度，飞机就上升多快速度，使飞机产生第一次很大的升力来源，然后流体经机身上半部103、机身下半部104和机翼上下表面不同路径而分别同时到达机身和机翼后部而产生第二次升力来源，第一、二次升力来源又共同产生更大的升力来源。

该实施中把机身上半部和机翼上表面都视为一个更大机翼的上表面，而大机翼的面积越大，产生的升力越大，所以大机翼使机身和机翼形成一体，使其上下表面因流速不同而产生更大压力差和更大升力。

进一步地，在去掉左右机翼后，由于机身上半部也能产生两次更大升力来源，所以也能使飞机高速飞行。

请参照图1和图2，本发明的实施例三为：

一种飞机1，与上述实施例不同的是，本实施例去掉了导管602和外壳上的通气口6，内层流体通道2和外层流体通道3之间通过内层壳体102上设置的多个不大的通气口603相通。当飞机飞行时，发动机4产生强大吸力通过通气口601把流体高速吸入机身和机翼内的外层流体通道3内，使通道和外壳表面形成两层高速流体层301，因为通气口603比通气口601小得多，使内层流体通道内的流体不畅通，所以内层流体通道2虽有少量流体吸入外层流体通道3内，但其流速还是很慢，与高速流体层301之间因流速不同而产生压力差，内层流体通道2把其内低流速产生的高压力向外高速流体层301转移压力差，从而使机身和机翼共同形成的上表面产生压力差转移区302，使流体阻力减少，同时产生第一次升力来源，然后流体同时到达后部形成第二次升力来源，第一、二次升力来源又共同产生更大的升力来源。

作为对上述实施例的改进，内层流体通道的部分流体与导管602和通气口6相通，另一部分流体从内层壳体102上的通气口603与外层流体通道3相通，也能使飞机产生更大的升力。

请参照图2和图4，本发明的实施例四为：

一种客机，在机身上半部103内的外层流体通道的左右两侧至少其一设有扰流装置，扰流装置为凹凸于表面的扰流面106、螺旋形扰流面107、螺旋扰流条或弧形扰流条108，使流体经过的路径大于内层流体通道2和对应的外壳的长度，内外层流体通道之间通过各自的通气口相通，通气口601大于通气口6的进气面积。

当飞机飞行时，大约等同于飞机速度的大量流体从均布的多个通气口601进入外层流体通道3内经过扰流面106或螺旋形扰流面107，使其经过的路径大于对应的外壳以加快流速，很容易延长更多流体经过的路径使流体加快流速更大于飞机速度，从而使得均布在上半部壳体上的各通气口601附近的大量流体进入通道内，以形成通道内外两层彼此相通的流速大致相等的高速流体层301，与内层流体通道2之间因流速不同而产生压力差，通气面积较小的通气口6又经通气面积不大的通管602形成不太畅通的流体，其流速慢于飞机速度的流体通过多个不大的通气口6向外层流体通道3转移压力差，从而形成压力差转移区，由此产生第一、二次升力来源。同时，在机翼上表面内的外层流体通道3内，也可以设扰流面106或多个螺旋形或弧形的扰流条108排列后来更多的加快其流速使内外层流体通道因流速不同而产生第一、第二次升力来源。

请参照图4，本发明的实施例五为：

一种直升机，与传统直升机不同是把螺旋桨换为升力盘7，升力盘通过中空连接杆405与机身连接，通气管401从中经过，升力盘7内有内层流体通道2、外层流体通道3，分别通过通气口6、601与外界相通，在直升机的下部中间重心处，设有发动机4，通过通气管401与升力盘内的外层流体通道相通，发动机有两个喷口：下部喷口403和后部喷口404，其中后部喷口404通过通气管401与后部相通，下部喷口403向下喷出，或后部喷口404向后喷出，下部喷口403和后部喷口404根据需要用矢量技术与发动机相连通。

当直升机飞行时，发动机4强大吸力从升力盘7上表面501的多个通气口601把流体高速吸入外层流体通道3内，使通道和外壳表面形成两层快速流动的高速流体层301，与内层流体通道2内的低流速之间产生极大压力差，于是内层流体通道2通过导管与外壳上均布的多个通气口6把其内低流速产生的高气压向高速流速层301瞬间转移压力差，形成升力盘上表面的压力差转移区302，把流体压力从下向上、从内向外瞬间转移流体压力，内外流体通道之间流速相差多大，瞬间转移的流体压力就有多大，这是一一对应的关系，由此使升力盘7获得第一次升力来源，升力盘7的上表面501的高速流体层301又与升力盘7下表面502处于自然状态的流体之间因流速不同又产生第二次升力来源，同时在产生两次升力的状态中，共同形成更大升力来源，再次条件下发动机把吸入的流体高速从下部喷口403向下喷出产生很大的反作用力，更容易推动飞机很快上升，其原因是升力盘的上表面在发动机强大吸力作用下形成高负压区，发动机喷气口把吸入的流体向下喷出，形成动力推动区即高增压区，飞机上部的高负压区和下部高增压区之间形成极大的流体压力差而产生向上的第一次推动力来源，发动机向下喷气为第二次推动力来源，第一、第二次推动力共同形成更大推动力来源。

在空中可关闭下部喷口403，用后部喷口404向后喷出流体驱使飞机向前飞行，需要升降转弯时，与直升机螺旋桨一样通过控制升力盘前后左右的角度变化来升降或转弯，这是本领域常见技术。

本发明用升力盘比传统螺旋桨具有以下优势：1、螺旋桨旋转中把大量流体从上方吸入又高速向下方喷出，其中有很大部分流体喷向机身，产生很大负作用，虽然可以消耗更大的能耗来克服，但螺旋桨因为该因素，严重制约了直升机的速度，载重量，能耗也很大。而本发明的升力盘不用旋转，也不用把流体抛向下方和机身，更重要的是能产生两次升力来源，其中内外流体层2、3流速相差越大，产生升力越大，每一次产生的升力已远超过螺旋桨。2、本发明利用升力盘产生极大升力，同时又在发动机底部或后部的推动力驱使直升机飞行，本发明是直升机和喷气机两者相结合，尤其是发动机在后部推动，速度更快，由此，产生一种崭新的速度更高，载重量更大，同时更节能的飞机。3、在飞机上部的高负压区和下部的高增压区之间产生第一次推动力来源，发动机喷气产生第二次推动力来源，高负压区、高增压区的结构产生的第一次推动力甚至超过第二次推动力，本发明并没有消耗更多的动力，就使飞行器的动力成倍提高，而传统直升机一次推动力都不能完整的形成，因为螺旋桨把吸入的流体向下喷向机身而产生很大的阻力消耗了第一次推动力，本发明对未来的直升机发展将产生深远的影响。

继续参照图2和图3，本发明的实施例六为：

一种直升机，与实施例五不同的是，机身上半部壳体内依次设置外层流体通道3和内层流体通道2，分别通过通气口与外界相通，直升机的发动机4与机身上半部和升力盘的外流体通道相通，其余结构不变。由此机身上下部之间更大面积因流速不同产生压力差而产生第三次升力来源，升力盘又产生两次升力来源，同时又在两次推动力作用下使飞机的升力更大，载重量更大。

直升机多年来发展缓慢，是因为螺旋桨的结构所限制，同时又没有一种能取代螺旋桨能产生直升的升力来源，本发明改变了直升机的公知结构，找到一种更大的直升升力来源，这种三次升力来源和两次推动力来源的发现为直升机的发展开辟一条全新的方向。

进一步地，还可以把本实施例中的发动机4设在实施例1中的飞机上，下部喷口403和后部喷口404的设置使飞机更容易垂直升降和飞行。

请参照图5，本发明的实施例七为：

一种导弹，在导弹的上半部形成有上述的压力差转移圈302，使导弹产生两次更大的升力来源，由于有很大的升力，使导弹的速度更快，能耗更小，载重量更大，通过在通气口601上设有能开启、关闭或进行角度变化控制的控制装置，从而可以根据需要使其表面出现压力差而升、降或变向，使导弹更精准。

综上所述，本发明提供的具有更大升力的飞行器的结构适用于一切有机翼或无机翼的飞机、直升机、导弹等能在空中快速飞行的飞行器，能为飞行器提供多种升力来源，从而提高飞行器的升力。

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

Claims (10)

1.一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼和发动机，其特征在于，所述机翼上表面内依次设有内层流体通道和外层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，外层流体通道还与所述发动机的吸气口相通。

2.根据权利要求1所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，所述内层流体通道通过内层壳体上的通气口与外层流体通道相通，内层流体通道和内层壳体上的通气口的面积小于所述外层流体通道的通气口的面积。

3.根据权利要求1所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，所述壳体内设有通道，所述通道与所述机翼内的外层流体通道相通。

4.一种具有更大升力的飞行器，包括升力盘、壳体和发动机，其特征在于，所述升力盘内依次设有外层流体通道和内层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，所述外层流体通道通过通气管经由所述连接杆与发动机的吸气口连通。

5.根据权利要求4所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，所述发动机设有一个下部喷口和一个后部喷口。

6.根据权利要求4所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，所述壳体的上半部内也设有所述内层流体通道和外层流体通道，外层流体通道与所述发动机的吸气口连通。

7.一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼和发动机，其特征在于，壳体的上半部内依次设有外层流体通道和内层流体通管到，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，外层流体通道还与所述发动机的吸气口相通。

8.根据权利要求7所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，机翼的上表面内设有外层流体通道和内层流体通道，所述壳体内的外层流体通道或/和机翼内的外层流体通道相通，所述发动机在壳体下部中间和壳体后部各设一个喷气口。

9.一种具有更大升力的飞行器，包括壳体、机翼和发动机，其特征在于，在壳体上半部内和机翼上表面内分别依次设有外层流体通道和内层流体通道，所述内层流体通道和外层流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，所述外层流体通道内设有凹凸与内壁的扰流装置。

10.根据权利要求9所述的具有更大升力的飞行器，其特征在于，所述内层流体通道通过内层壳体上的通气口与外层流体通道相通，内层流体通道和内层壳体上的通气口的面积小于所述外层流体通道的通气口的面积。