CN105730682A - 多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，包括机身前部、中部和尾部正后侧固定的法向主发动机的喷火尾管；其特征在于：飞机的机身的尾部、前部和中部另有十三组喷射管；通过对主发动机喷火尾管和这十三组喷射管不同的工作状态的控制，飞机不仅获得极高的气动灵敏性，还可极大的降低飞行事故的发生概率。如它能依靠机身尾部的空气喷射管提供的后备动力等，快速从失速螺旋状态下改出。

Description

多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机

技术领域

本发明涉及一种飞机，尤其是涉及一种多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机。

背景技术

飞机飞行时的姿态改变，由其气动布局主导。被动式气动布局由机翼本身转动或机翼上的转向舵转动来实现其姿态改变；混合式气动布局除以上外，还配合喷火尾管的弯曲来操控飞行姿态的改变，如喷火尾管向下弯曲来实现垂直起降等；此前的主动式气动布局，如直升机仅有几套螺旋浆，分布的位置有限，气动灵敏性仍不甚理想。

此外，由于转向舵和喷火尾管弯曲有时会卡住在某一位置；或者螺旋桨掉落或被树梢打坏的情况出现，均会造成飞机飞行姿态异常变化而无法控制，导致飞机事故的发生，严重的会造成机毁人亡。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中存在的上述不足，而提供一种结构设计合理，气动灵敏性好，可减少飞机事故发生的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

提供一种多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机1，包括机身前部、中部和尾部正后侧固定的法向的主发动机的喷火尾管2；

其特征在于：

飞机1的尾部的正后侧、左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第一组、第二组和第三组压缩或非压缩空气的喷射后管3、喷射左管及右管4和喷射上管及下管5；

所述机身的正前侧、左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第四组喷火前管6和第五组压缩或非压缩空气的喷射前管7、第六组和第七组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管8和喷射上管及下管9；

所述机身的中部的左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第八组和第九组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管10和喷射上管及下管11；

所述机身的前部、中部和尾部的左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第十组喷火左管12、第十一组喷火右管13和第十二组喷火上管14、第十三组喷火下管15。

这样的飞机1，既可以是无机翼的，也可以是有机翼的，还可以是翼身融合的，甚至可以是飞碟形状的情况。

上述的飞碟形状的飞机1，包括机身上部、中部和下部的整体的与地平面垂直的中轴及小外延16，与小外延16外侧相连的轴承或齿盘或其它可转动装置17，和轴承或齿盘或其它可转动装置17的外侧相连的机身中部的大外延18，小外延16的上下两部的正后侧法向都有固定的喷火尾管2；

其特征在于：

所述机身小外延16的上下两部的正后侧、靠近正后侧的左右两侧和上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第一组、第二组和第三组压缩或非压缩空气的喷射后管3、喷射左管及右管4和喷射上管及下管5；

所述机身的小外延16上下两部的正前侧、靠近正前侧的左右两侧和上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第四组喷火前管6和第五组压缩或非压缩空气的喷射前管7、第六组和第七组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管8和喷射上管及下管9；

所述机身中部的大外延18的外侧一组切向口19和另一组切向口20分别有固定的第八组压缩或非压缩空气的喷射管10和第九组喷火管11与大外延18内侧相连；

所述机身的小外延16的上下两部靠近正后侧的左右两侧、上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第十组和第十一组喷火左管及右管12和喷火上管及下管13；

所述机身的小外延16的上下两部靠近正前侧的左右两侧、上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第十二组和第十三组喷火左管及右管14和喷火上管及下管15。

对有机翼或翼身融合的飞机1，其机翼本身或机翼部分均无可转向的被动式气动布局的设置。

上述的飞机1的压缩或非压缩空气的喷射管的工作状态，分为喷射、吸入和关闭；

上述飞机1的喷火管的工作状态，分为喷射和关闭。

对上述的飞机1的多组喷射管和喷火管的每一管的工作状态的控制，相互之间采取单独控制。

飞机1的喷火管和压缩或非压缩空气的喷射管的每一个管喷射时喷出的气流，形成与喷出气流相反方向的，对飞机1的矢量推力，使飞机1的飞行姿态产生相应的改变；

飞机1每一个压缩或非压缩空气管吸入的气流，形成与吸入气流相反方向的，对飞机1矢量推力，使飞机1的飞行姿态产生相应的改变。

上述喷火管和喷射管的法向和切向设置是可以有角度偏差的。

而多管配合的工作状态控制，形成对飞机1的矢量推力的合成，能使飞机1进一步获得极佳的气动灵敏性，应对原有技术极难应对的危险状态。

以上是本发明的原理，操控方式依据需要而定。

本发明的多点矢量推力分布，指的是飞机1的多组喷射管的设置和作用。

通过普遍设置的机身尾部的正后侧法向主发动机喷火尾管2，与本发明特征显示的其它十三组喷射管形成的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机1，不仅能在平飞时快速上升、下降、左转、右转、悬停；沿自身重心的轴线的多个方向自转；快速短距起降、垂直起降、整体平移；而且还能让空中的飞机1在主发动机喷火尾管2停止工作并同时处于旋转下的所谓“失速螺旋状态”下，迅速改出，脱离这种即将坠机的危险状态。

下面是飞机1如何从“失速螺旋状态”下改出的步骤：

一、对飞机1有机翼情况，同时采取以下三个步骤：

A、同时启动第一组喷射尾管的喷射工作状态和第五组喷射前管的吸入工作状态，最大限度的恢复飞机1的前行速度，从失速状态中改出；

B、与步骤A同时启动与螺旋方向相反的一组喷射管工作，随后启用陀螺仪回稳状态控制，让飞机1从螺旋状态中改出；

C、与步骤A、步骤B同时启动第十三组喷火下管15、第三组、第七组和第九组喷射下管的喷射工作状态；并且同时启动第三组、第七组和第九组喷射上管的吸入工作状态，让飞机1快速平稳的平移上升，以弥补从失速螺旋状态开始的飞机1的下降幅度，随后启用陀螺仪回稳状态控制，让飞机不偏离平飞状态；

二、对飞机1无机翼的情况，既可象有机翼的情况一样采取以上A、B、C的步骤，也可对步骤A进行变化，即同时启动第四组喷火前管和第五组喷射前管的喷射工作状态及第一组喷射后管的吸入工作状态，让飞机获得最大限度的的大速度倒退平飞，然后可让飞机1尾部变前部，左转或右转到180°回稳。

本发明同样能让飞碟形状的飞机1，一边随小外延16进行各种平飞、上升、下降、左右转弯、自转、悬停、整体平移、垂直起降和空中刹车及快速从失速螺旋状态下改出的同时，让大外延18绕小外延16平飞时的上下垂直轴心线自转，这与我们平常认为的飞碟飞行方式接近。

无论飞碟是否存在，即使存在，它的工作原理与本发明有如何的不同，本发明能使飞碟形状的飞机如此自如的飞行，其气动灵敏性之佳，被再次证实。

以上我们发现，这些喷射管的各种工作状态，某些部分互为备份和补充，这已经提供绝大部分的飞行安全性，我们再在每一个管附近设置一些备份同样还是互相之间单独控制工作状态，这样还可杜绝现有气动布局不合理而带来的飞行事故。

本发明与现有技术相比，具有以下优点和效果：结构简单，设计合理全面，多点控制，飞机飞行时气动灵敏性极好，安全性尤佳。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本实施例中的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机1的左转弯时的工作示意图。

图2是飞机1右转弯时的工作示意图。

图3是飞机1上升时的工作示意图。

图4是飞机1下降时的工作示意图。

图5是飞机1垂直起飞和降落时的工作示意图。

图6是飞机1急刹时的工作示意图。

以下的附图仅是对图1、图2、图3、图4、图5和图6作补充说明。

图7、图8、图9分别是飞机1的尾部、前部、中部横断面的投影图。

图10、图11、图12、图13、图14、图15分别是飞机1的尾部、前部和中部的左右视图。

图16、图17、图18、图19、图20、图21分别是飞机1的尾部、前部和中部的上下视图。

喷火左管12、右管13、上管14、下管15在飞机1的尾部、前部、中部的每一个管都与喷火尾管2、前管6一样采用周围四个压缩或非压缩空气管的配套。

图22和图23分别是飞碟形状的飞机1的立体和剖面示意图：

从这两个图可以看到：小外延16的外侧与轴承或齿盘或其它可转动装置17的内侧相连，轴承或齿盘或其它可转动装置17的外侧与大外延18的内侧相连，及其大外延18的切向喷射口19(即喷射管10的管口)和20(即喷火管11的管口)的设置，以及大外延18通过轴承或齿盘或其它可转动装置17而绕小外延16纵轴轴心旋转的情形。其中箭头19和20分别表示大外延18的切向喷射口19和20相应的喷射流，而箭头19’和20’分别表示大外延18在喷射口19和20瞬间受到的矢量推力。

除了从图22和图23看到飞碟形状的飞机1中部大外延18切向喷射管的设置，与图1到图6的飞机1中部法向喷射管的设置，有所不同以外；因权利要求3，与权利要求1之间，只有飞机1的机身分“上部、中部和下部”，与飞机1的机身分“前部、中部和尾部”及主发动机双发与单发的差别，相当于竖起的小外延由上部和下部的双发喷火尾管作为主动力连带17和18一起平飞，而上下两部所有方向的法向都有相应的喷火管和喷射管设置，依靠上下两部单独或合成的矢量推力，就可让飞碟形状的飞机1进行平飞、上升、下降、左右转弯、自转、悬停、整体平移、垂直起降和空中刹车。当然还包括这个飞机1能快速从失速螺旋状态下改出。

所以这里不再列出飞碟形状的飞机1与权利要求1相同的气动图示，仅在图22和图23展示大外延18绕小外延16纵轴轴心旋转的特别之处。

具体实施方式

下面结合附图并通过实施例对本发明作进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释，而本发明并不局限于以下实施例。

实施例1。

参见图1至图6，本实施例的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机1，包括机身的前部、中部和尾部正后侧的法向有固定的主发动机的喷火尾管2。

如图1所示，本实施例中的飞机1机身的尾部正后侧的法向有固定的主发动机的喷火尾管2，用于实现飞机平飞时的前进控制，喷火尾管2提供飞机主要的向前的动力。提供向前的补充或后备动力的是机身尾部正后侧的法向固定的第一组压缩或非压缩空气的喷射后管3、和机身前部正前侧的法向固定的第五组压缩或非压缩空气的喷射前管7；第一组喷射后管3处于喷射工作状态时提供飞机1向前的补充或后备动力、第五组喷射前管7处于吸入工作状态时也提供飞机1向前的补充或后备动力。

机身尾部的左右两侧的法向固定的第二组压缩或非压缩空气的喷射管4、和机身前部的左右两侧的法向固定的第六组压缩或非压缩空气的喷射管8、及第十和第十一组的位于机身尾部和前部的法向固定的喷火左管12和喷火右管13用于控制飞机1的左转或右转。

图1仅画出了喷火左管121和喷火右管133的喷射工作状态使飞机1平飞时左转弯的工作示意图，而未画出喷射左管41和43及喷射右管82和84的喷射工作状态、也未画出喷射右管42和44及喷射左管81和83的吸入工作状态，它们均是前二者的备份，而喷火左管121和喷火右管133二者之间还互为备份。

图2仅画出了喷火右管131和喷火左管123的喷射工作状态使飞机1平飞时右转弯的工作示意图，同样未画出其它的备份，而二者之间还互为备份。

图3仅画出喷火上管141和喷火下管153喷射工作状态使飞机1平飞时上升的工作示意图，未画出其它的备份，而二者之间还互为备份。

图4仅画出喷火上管143和喷火下管151的喷射工作状态使飞机1平飞时下降的工作示意图，未画出其它的备份，而二者之间还互为备份。

图5画出了飞机1垂直起飞和降落时需要获得升力的喷射管5和9在某一侧的喷射和吸入、喷火下管15在机身尾部和前部下侧两个喷射管151和153的喷射工作状态示意图，未画出喷火下管15在机身中部的喷射工作状态。这个机身中部喷火下管152的喷射工作状态是机身尾部喷火下管151和机身前部喷火下管153两者同时喷射工作时的备份。

图6画出了喷火前管6和喷射前管7处在喷射工作状态时使飞机1在平飞时急刹的工作示意图。它画出了喷火尾管2在喷射工作状态时作动力飞行时的状态；喷射后管3如作吸入状态，它与喷火前管6前7二者的喷射工作状态，都会形成使飞机1刹车的矢量推力，使飞机1更快的实现空中刹车。而喷射后管3的吸入工作状态与喷火前管6及喷射前管7的喷射工作状态三者之间还两两互为备份。

以上的附图说明和具体实施方式所述的内容，包含了通过对普遍设置的飞机1的机身尾部正后侧法向固定的主发动机喷火尾管2，和本发明的特征显示的其它十三组喷射管的每一个管的工作状态的独立控制和相互配合，不但可实现飞机1平飞，而且能使飞机1平飞时实现快速左、右转弯，上升、下降、悬停、平移，沿自身重心的轴线向多方向自转(沿机身宽靠边设置的第三组喷射管5、第七组喷射管9、第九组喷射管的某一侧喷射或吸入，会使飞机1在平飞的同时，沿重心水平轴线顺时针或逆时针旋转)；而快速短矩起降只要将飞机1快速上升和快速下降的工作示意图搬到较接近地面的情况就行了；即短距起飞时，先抬起机头，再抬起机尾；而短距降落时接近关闭动力，再空中刹车，然后先压低机头，再压低机尾，接触飞行跑道即可。快速垂直起降的工作示意图就是以上的图5，悬停工作示意图与图5接近，只要控制飞机的升力和重力平衡即可；而整体平移只要将图1、图2的工作示意图稍作修改，喷射管4和8在同一侧共同喷射或吸入即可。

传统的混合式气动布局虽然能实现飞机的多种常规气动性能要求(不包括快速空中刹车)，但不如本发明的全主动式气动布局灵敏、安全。此前的直升机的主动式气动布局，除了升力螺旋浆直径大于机身宽度，空中悬停时不能向横向两侧有阻碍的物体过于靠近，而且横向平移时并不稳定，对抗侧向风的较大扰动能力不强，并且直升机的平飞速度也不够快。而本发明却能够克服以上所有弱点。

实施例2

从本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的设置，和实施例1的6个基本图形的工作状态及补充说明，我们对本说明书的发明内容关于本发明如何让飞机1在“失速螺旋状态”下迅速改出的情况，就可进一步理解了。

即同时采取前述的A、B、C三个步骤或某些变化，就可让飞机1快速从“失速螺旋状态”下迅速改出，这是飞机气动性能极好和灵敏性极高的标准体现。

实施例3

参看图22和图23。

本发明设计的飞碟形状的飞机1，其纵轴轴心线及小外延16，与小外延16外侧相连的轴承或齿盘或其它可转动装置17，和轴承或齿盘或其它可转动装置17外侧相连的大外延18，小外延16是飞机机身的上、中、下部整体相连的部分，大外延18为飞机机身中部除小外延16的中部和轴承或齿盘或其它可转动装置17外的向外拓展部分，大小外延通过轴承或齿盘或其它可转动装置17相连。大外延外侧有一组切向口19通过压缩或非压缩空气喷射管10与其内侧相连，另一组切向口20通过喷火管11与其内侧相连，其它喷火管和喷射管的设置分成小外延16的上下两部的正后侧、靠近正后侧的左右两侧、上部上侧和下部下侧；小外延16的上下两部的正前侧、靠近正前侧的左右两侧、上部上侧和下部下侧的法向，分别设置喷火尾管2至喷火下管15。

这些法向的喷射管像前面实施例1、实施例2所述的飞机1一样，能使这个飞碟形状的飞机1的小外延16，连带轴承或齿盘或其它可转动装置17和大外延18一起往多方向快速实施气动动作而飞行，并且能从失速螺旋状态下快速改出。

而大外延18的切向的喷射管的工作能同时让大外延18绕小外延16的纵轴轴心线旋转。

本实施例3不仅给我们带来又一个气动性能极好和灵敏性极高的标准，还将飞行器起稳定作用的自转和灵动跳越，完美的结合在一起。

这样优美而诡异的空间飞行曲线，作为脱离或逃逸曲线，远非现有导弹设置的追踪技术所能企及的。

我们知道，飞蝶形状的飞机与翼身融合飞机形状比较接近，特别是翼身融合飞机较宽的部分如果沿自身内部旋转起来时，动态来看完全一样。

而翼身融合飞机较多用于隐形飞机。

以上三个实施例的多点矢量推力分布，指的是多组喷射管的设置和作用。

本发明提供一种多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，包括机身前部、中部和尾部正后侧固定的法向主发动机的喷火尾管；其特征在于：飞机的机身的尾部、前部和中部另有十三组喷射管；通过对主发动机喷火尾管和这十三组喷射管不同的工作状态的控制，飞机不仅获得极高的气动灵敏性，还可极大的降低飞行事故的发生概率。如它能依靠机身尾部的空气喷射管提供的后备动力等，快速从失速螺旋状态下改出。

这是本发明体现其能快速处理现有技术极难应对的困难局面的创新的新颖性的亮点之一。

本发明设计的的飞碟形状的飞机，不仅是又一个气动性能极好和灵敏性极高的标准，而且棍状的小外延和盘状的大外延，，还将这个飞机本身飞行，和大转盘绕棍状轴心旋转圆满的结合在一起，它把飞行器起稳定作用的自转和飞行器本身气动性能极好的飞行完美组合，其灵动跳越无与伦比的优美而诡异的空间飞行曲线，虽远非现有导弹设置的追踪技术所能企及，但将上述棍状小外延和盘状大外延的飞碟形状的较大的飞机缩小成相应的导弹，这样的超级导弹，就是不明就理的对方反导系统完全无法防御的。

这是本发明体现其创新的新颖性和技术的广泛通用性的第二和第三亮点。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，指的是飞机的多组喷射管的设置和作用，其意义所在是它的多点直接面对所需要方向气动，既不像喷火尾管弯曲有较长时间的延迟，也不像二次扰动流技术那样，其大部分所需要方向的矢量推力被主流分解；其固定法向和切向喷射管生产和安装工艺及维护工作也不如喷火尾管弯曲那么复杂。

这是本发明体现其优越的实用性的第四亮点。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，设计的结构简单合理且全面，实施时所需的本行业的现有技术也相对成熟。但其技术的广泛通用性却极好，除本发明权利要求书和说明书所述的既适用于无机翼的，有机翼的，翼身融和的，飞碟形状的；也适用于航天飞机、卫星、空天飞机、运载火箭；当航天飞机、卫星进入大气层外时，本发明的各个方向都有的喷火管的设置，就为其提供动力，其机动性能好于现有技术所支撑的航天飞机、卫星，大气层外的生存能力更强；当回到大气层一定程度时，喷火管和压缩或非压缩空气管都能工作。而空天飞机和运载火箭介于大气层内其它飞行器和大气层外飞行器之间，本发明的全面设计当然毫无疑问的适用于它们。

这是本发明体现其技术的优越先进创造性和广泛通用性的第五个亮点。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，设计的结构简单合理且全面，其技术的广泛通用性极好，还表现在可依据飞机类型的需要，从全面的设计结构中选取部分来使用，如对左右横向平移的速度不要求太快的飞机，就可去除其左右两侧的喷火管的设置。

这是本发明体现其技术的优越先进创造性和广泛通用性的第六个亮点。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，设计结构的优化合理，表现在对多组喷射管和喷火管的法向和切向设计，这样对飞机所需要方向的气动的矢量推力不会被分解，保证了极好的气动灵敏性。

这是本发明体现其技术优越先进创造性的第七个亮点。

正因为上述设计结构的优化合理性，保证飞行器的极好的气动灵敏性，本发明的权利要求10才会对喷火管和喷射管的法向和切向设置，加上了可以有角度偏差的，这样的次优化的保护范围。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机，与传统的主动式气动布局的直升机相比较，不仅对抗侧向风的扰动能力更强、整体平移更稳定，空中悬停时更能靠近横向的其它物体；而且既可启动喷火尾管的高速动力，也可仅启用压缩空气的喷射管的中速动力，还可只启用非压缩空气的喷射管的低速动力。这样的高速和中速及低速之间任意转换、极好的气动灵敏性的可遂行多种空中任务的飞机，具有的超级能力，非其它单一机种所可比拟。

这是本发明体现其技术优越先进创造性和广泛通用性的第八个亮点。

本发明的多点矢量推力分布的主动式气动布局的设置，适应隐形飞机和隐形导弹的制造，从本发明的第二和第三亮点所述，结合本段的实际描述，及本说明书最后二段的叙述，可得出这样的结论：本发明为超过现有技术支撑的隐形飞机和隐形导弹，形成代差而已经提供关键核心技术的储备。

这是本发明体现其技术卓越先进创造性和广泛通用性及无与伦比的实用性的第九个和第十个亮点。

虽然本发明是主要对飞机的气动布局而言，但其权利要求3实际上更大范围的提供了飞行器冗余部分绕内部主体的旋转结构与功能，它的自身功能相当于飞行器从外侧作用于内部主体的外陀螺仪，起到比内陀螺仪更大的稳定作用，至于其旋转动力可以不仅限于气动动力，例如电磁力。

这是本发明体现其技术卓越先进创造性和广泛通用性及优秀的实用性的第十一个亮点。

压缩或非压缩空气喷射管的喷射和吸入工作状态为优选机型、飞机获得加速度和更大空气级差及降低空气阻力提供了较高的节能效率，如仅由三发单喷火尾管2、下管152和喷火前管6组成的某优选机型加进双喷空气前管7、中部上管11和后管3的吸入，可分别让飞机获得一个前行、上升和后退的加速度。此优选机型因有喷火前管多了一个从失速改出的路径，上管11的吸入又可避免象F35A在向F35B改型初期，因升力不足无法遂行更大的承重，而导致事故频发的窘境。飞机前行时前方管口、与横向周边凸面设置的多组管口吸入的空气一起进入加压室供空气喷射管备用，制造更大的空气级差。而对横向周边的凹面设置密布的较低压细喷管工作，形成层流来降低空气阻力。

这是本发明体现其技术卓越先进创造性和优秀的实用性的第十二个亮点。

本说明书中所描述的以上内容仅仅是对本发明所作的举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充，采用类似的方式替代，只要不偏离本发明说明书的内容或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

例如，对本发明的双向飞碟进行修改，改成上半部分的单向飞碟的再次变种，其底边呈类内凹形以适应隐形飞机的外形需要，上边如有需要，也可稍加改动。而其喷火管和喷射管的设置既可不变，也可根据需要变成缩小版的或其它变种。但大外延18的切向至少要保留压缩空气喷射管的设置，以保证这种隐形飞机对现有技术的代差。

对隐形导弹主要按比例缩小，对喷火管可大量裁减。但其大外延18的切向至少要保留压缩空气喷射管的设置，以保证这种隐形导弹对现有技术的代差。

Claims (10)

1.一种多点矢量推力分布的主动式气动布局的飞机1，包括机身前部、中部和尾部正后侧固定的法向主发动机的喷火尾管2；

其特征在于：

飞机的尾部的正后侧、左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第一组、第二组和第三组压缩或非压缩空气的喷射后管3、喷射左管及右管4和喷射上管及下管5；

所述机身的前部正前侧、左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第四组喷火前管6和第五组压缩或非压缩空气的喷射前管7、第六组和第七组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管8和喷射上管及下管9；

所述机身的中部的左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第八组和第九组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管10和喷射上管及下管11；

所述机身的前部、中部和尾部的左右两侧和上下两侧的法向分别有固定的第十组喷火左管12、第十一组喷火右管13和第十二组喷火上管14、第十三组喷火下管15。

2.如权利要求1所述的飞机1，既可以是无机翼的，也可以是有机翼的，还可以是翼身融合的，甚至可以是飞碟形状的情况。

3.根据权利要求1、2所述的飞碟形状的飞机1，包括机身上部、中部和下部的整体的与地平面垂直的中轴及小外延16，与小外延16外侧相连的轴承或齿盘或其它可转动装置17，和轴承或齿盘或其它可转动装置17的外侧相连的机身中部的大外延18，小外延16的上下两部的正后侧法向都有固定的喷火尾管2；

其特征在于：

所述机身小外延16的上下两部的正后侧、靠近正后侧的左右两侧、上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第一组、第二组和第三组压缩或非压缩空气的喷射后管3、喷射左管及右管4和喷射上管及下管5；

所述机身的小外延16上下两部的正前侧、靠近正前侧的左右两侧、上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第四组喷火前管6和第五组压缩或非压缩空气的喷射前管7、第六组压缩或非压缩空气的喷射左管及右管8、第七组压缩或非压缩空气的喷射上管及下管9；

所述机身中部的大外延18的外侧一组切向口19和另一组切向口20分别有固定的第八组压缩或非压缩空气的喷射管10和第九组喷火管11与大外延18内侧相连；

所述机身的小外延16的上下两部靠近正后侧的左右两侧和上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第十组和第十一组喷火左管及右管12和喷火上管及下管13；

所述机身的小外延16的上下两部靠近正前侧的左右两侧和上部上侧及下部下侧的法向都分别有固定的第十二组和第十三组喷火左管及右管14和喷火上管及下管15。

4.如权利要求1、2所述的有机翼或翼身融合的飞机1，其机翼本身或机翼部分均无可转向的被动式气动布局的设置。

5.如权利要求1、2、3、4所述的飞机1的压缩或非压缩空气的喷射管的工作状态，其特征在于：既可喷射，也可吸入，还可关闭。

6.如权利要求1、2、3、4所述的飞机1的喷火管的工作状态，其特征在于：既可喷射，也可关闭。

7.如权利要求1、2、3、4、5、6所述的飞机1的多组喷射管和喷火管的每一管的工作状态的控制，其特征在于：相互之间采取单独控制。

8.如权利要求1、2、3、4、5、6、7所述的飞机1的多组喷火管，和压缩或非压缩空气的喷射管的每一管，其喷射工作状态时喷出的气流，形成与喷射气流方向相反的，对飞机1的矢量推力，使飞机1的飞行姿态发生相应的改变。

9.如权利要求1、2、3、4、5、6、7所述的飞机1的多组压缩或非压缩空气的喷射管的每一管，其吸入工作状态时吸入的气流，形成与吸入气流方向相反的，对飞机1的矢量推力，使飞机1的飞行姿态发生相应的改变。

10.如权利要求1、2、3、4、5、6、7、8、9所述的飞机1的多组喷火管和压缩或非压缩空气的喷射管的法向和切向的设置，都可以是有角度偏差的。