CN106585959A - 一种产生更大升力的高速飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，在壳体的上部和/或机翼上部设有多个导入口与壳体内的螺旋通道相通，螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过，螺旋通道与发动机的吸气口相通，使壳体上下部之间产生压力差和更大的升力来源。本发明提供的飞行器在不增加任何动力的状态下，使上半部与下半部之间产生至少100多倍的压力差，由此发现一种比传统机翼大100多倍以上的升力来源，使飞行器的载重量显著增加，飞行速显著度提高，飞行半径成多倍增加，本发明的飞行器的功能已远远超出现在飞机的概念，由此产生一种真正高速节能的飞行器。

Description

一种产生更大升力的高速飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种产生更大升力的高速飞行器。

背景技术

自从飞行器出现已有一百多年，固定翼飞行器产生升力的唯一来源就是机翼，而机翼因上下表面为弧面和平面之间的路径差异很小，形成流速的很小差异，因此产生的压力差和升力也不大，严重制约飞行器未来的发展。

发明人已获授权的中国发明专利号2008100653341《一种运动装置》、以及发明美国专利号US 8.448.892B3《一种以内部产生更大升力的飞碟》等，提出一种从内部产生升力来源的方法和装置。

发明人在此基础上经多年研究，发现了一种对现有各种飞行器的结构改变不大，但却能产生比传统飞行器大多倍的升力来源的高速飞行器。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种能产生更大升力的高速飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案一为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，在壳体的上部和/或机翼上部局部或整体设有多个导入口与壳体内的螺旋通道相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过，所述螺旋通道与发动机的吸气口相通，使壳体上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案二为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，其特征在于：飞行器没有机翼；在壳体的上半部设有多个导入口与壳体内部的螺旋通道相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内的周围经过，所述螺旋通道与发动机的吸气口相通，使壳体的上半部与上半部之间产生压力差和更大升力来源。

本发明的有益效果在于：区别于现有技术，本发明在飞行器上半部的壳体内设有螺旋通道，螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过很长的路径，与下半部壳体流体经过的路径相比，很容易相差100多倍、甚至更多，也比传统的机翼上下表面为弧面和平面之间微小差别至少大100多倍，在发动机强大的吸力作用下，使上半部与下半部在自然状态的流速之间，至少产生100多倍的压力差和升力来源，从而产生比传统的飞行器至少大100多倍的升力来源。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案三为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，在壳体内设有流体通道与发动机的吸气口相通，在流体通道内设有与之相通的螺旋通道，所述螺旋通道与壳体的上部和/或机翼上部设有多个导入口相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过，使壳体上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

附图说明

图1所示为本发明实施例的高速飞行器的一种结构示意图。

图2所示为本发明实施例的高速飞行器的另一种结构示意图。

图3所示为图1中的A-A剖视图。

图4所示为本发明实施例的高速飞行器的另一种结构示意图。

标号说明：

1-壳体；101-上半部；102-下半部；103-上部；104-下部；2-机翼；3-螺旋通道；301-螺旋通道中心；302-螺旋扰流面；303-螺旋扰流条；304-凹凸扰流面；306-出气口；307-封闭通道；308-开放通道；4-流体通道；401-通道；5-发动机；6-导入口；7-高速流体层；8-内层；9-外层。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图予以说明。

本发明最关键的构思在于：原创性的提出飞行器的上半部和/或机翼上部的壳体内设有螺旋通道与发动机相通，与其下半部和/或机翼下部在自然状态中的流速之间产生的压力差为更大升力来源。

飞行器的上半部与下半部之间流速相差越大，产生的压力差就越大，产生的升力来源越大。

具体的，请参照图1至图4所示，本发明公开的一种技术方案为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体1和发动机5，在壳体1的上部103和/或机翼2的上部103设有多个导入口6与壳体1内的螺旋通道3相通，所述螺旋通道3使流体围绕在螺旋通道中心301一圈又一圈从壳体1内周围经过，所述螺旋通道3与发动机5的吸气口相通，使壳体1上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：在飞行器的壳体1的上部103内设有螺旋通道，使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内的周围经过，在壳体的上部103和/或机翼2的上部设有多个导入口6，与螺旋通道3和发动机5的吸气口相通，发动机5产生强大的吸力把流体高速吸入螺旋通道3内，从而使得整个上部103的壳体上和螺旋通道3内，共同形成内外两层流速大致相等、又彼此相通的高速流体层7，与壳体1的下部104在自然状态的流速之间产生压力差，从而产生更大的升力来源。

进一步的，所述螺旋通道3内设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置由设置在螺旋通道3内表面的凹凸扰流面304、螺旋扰流面302和螺旋扰流条303的一种或多种组成。

进一步的，所述发动机5通过壳体1内的通道401与机翼2内设置的螺旋通道3相通。

进一步的，所述螺旋通道3为封闭通道307，所述封闭通道307的横截面为圆形、方形、矩形或弧形，所述封闭通道307通过壳体1上的多个导入口6与外界相通，所述封闭的螺旋通道的至少最后一圈设有出气口与发动机吸气口相连通。

本发明公开的另一种技术方案为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体1和发动机5，在壳体1的上半部101壳体内设有多个导入口6与壳体内部的螺旋通道3相通，所述螺旋通道3使流体围绕在螺旋通道中心301一圈又一圈从壳体内的周围经过，所述螺旋通道3与发动机5的吸气口相通，使壳体1的上半部101与下半部102之间产生压力差和更大升力来源。

进一步的，所述发动机5设在飞行器的底部中间与螺旋通道3相通，或多个发动机5设在上半部101和下半部102之间的边缘四周与螺旋通道3相通。

进一步的，所述螺旋通道3内设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置由设置在螺旋通道3内表面的凹凸扰流面304、螺旋扰流面302和螺旋扰流条303的一种或多种组成。

本发明公开的另一种技术方案为：

一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体1和发动机5，在壳体1内设有流体通道4与发动机5的吸气口相通，在流体通道4内设有与之相通的螺旋通道3，所述螺旋通道3与壳体1的上部和/或机翼上部设有多个导入口6相通，所述螺旋通道3使流体围绕在螺旋中心301一圈又一圈从壳体内的周围经过，使壳体1上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

进一步的、所述壳体包括内层和外层，所述内层和外层之间为流体通道，所述封闭的螺旋通道307通过多个导入口6与流体通道4和发动机5的吸气口相连通。

进一步的，所述开放的螺旋通道308通过壳体1上的多个导入口6与外界相通，所述螺旋通道的内外表面至少其中之一设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面304、螺旋扰流面302、螺旋扰流条303的一种或多种组成。

请参照图1-图3，本发明的实施例一为：

一种飞行器，包括机身壳体1，机身壳体分为上半部101和下半部102，在上半部101的壳体内设有螺旋通道3，螺旋通道3使流体围绕在螺旋中心301一圈又一圈从壳体内周围经过整个上半部101很长的路径，从而更多的延长流体从上半部101中通过的路径，与下半部102之间因流体经过的路径不同而产生很大的压力差和升力。

所述螺旋通道3为封闭的通道307、使流体围绕在螺旋中心301一圈又一圈经过整个上半部101很长的路径，在上半部101的壳体上设多个导入口6与螺旋通道3相通，螺旋通道3通过出气口306与其壳体1后部设置的发动机5吸气口相通。

当飞行器飞行时，发动机5产生强大的吸力，把飞行器上半部11的壳体上均布的多个导入口6的每一个导入口周围的流体高速吸入螺旋通道3内，从而使得均布在上半部11的壳体上每个导入口6周围的流体，以至均布的多个导入口周围的流体高速吸入螺旋通道3内，使得整个上半部11的壳体上和螺旋通道3内，共同形成内外两层流速大致相等、又彼此相通的高速流体层7。

高速流体层7与下半部壳体102的壳体上在自然状态的流速之间产生极大的压力差，从而产生更大的升力来源，发动机5把吸入的流体喷出来驱动飞行器高速飞行。

由于螺旋通道3使流体围绕在螺旋中心301周围一圈又一圈从壳体内经过整个上半部101很长的路径，发动机5产生强大的吸力使流体围绕在整个上半部101的螺旋通道3内很长的路径高速经过，当流体从多个导入口6高速吸入螺旋通道3内，使流体围绕在螺旋通道3的螺旋通道中心301周围一圈又一圈经过整个上半部101很长的路径，与下半部102壳体上在自然状态中流体经过的路径相比，很容易相差100多倍、甚至更多。

所以在发动机5强大的吸力作用下使上半部101产生的高速流体层7，与下半部102在自然状态的流速之间，至少产生100多倍的压力差和升力来源，从而产生比传统的机翼因上下表面为弧面和平面之间微小差别至少大100多倍的升力来源。

显而易见，本发明并没有增加额外的动力消耗，却产生比传统机翼至少大100多倍的升力来源，由此产生一种更大载重量，更高飞行速度，更大飞行半径，能耗更低的高速飞行器。

进一步地，在机翼2的上部103设有多个导入口6与壳体内设有螺旋通道3相通，螺旋通道3一圈又一圈围绕在机翼内的螺旋通道中心301周围，使流体旋转经过整个机翼内很长的路径，与机翼的下部104在自然状态中流体经过的路径相比，很容易相差100多倍、甚至更多；由此产生比传统的机翼大100多倍的升力来源。

进一步地，在机身的上半部101壳体内设有螺旋通道3，机翼2内设置的螺旋通道3，都分别围绕在各自的螺旋通道中心301周围经过，然后上半部101的螺旋通道3与机翼2内设置的螺旋通道3通过出气口306，与后部设置的发动机5的吸气口相通，在发动机强大吸力状态中，使得整个机身上半部101与机翼2上部103的壳体上和螺旋通道3内，共同形成内外两层流速大致相等、又彼此相通的高速流体层7，与其对应的下部壳体上在自然状态流速之间，产生更大的压力和升力来源。

进一步地，在上半部101壳体内的螺旋通道3的螺旋通道中心301，使流体围绕在螺旋通道中心301一圈又一圈经过直至扩大到与机翼2壳体内，使上半部101和机翼2内的螺旋通道31成为一个整体，都围绕在上半部101的螺旋通道中心301周围一圈又一圈经过，从而进一步增加流体经过的路径，使上半部101与下半部102之间产生更大的压力差和升力。

进一步地，封闭通道307的横截面可为圆形、方形、矩形、弧形等形状，封闭通道307通过多个导入口6与外界相通。

进一步地，在发动机强大吸力状态中进气量很大、而螺旋通道3为封闭的通道，因此优选螺旋通道3的至少最后一圈的螺旋通道上设有一个或多个出气口306与发动机5吸气口相连通，以满足发动机的进气量，(末画图)这是本领域的常见技术。

进一步地、再设一条螺旋通道3与另一条相对平行，又同祥的螺旋角度设在上半部101或/和机翼上表面，使流体围绕在两条螺旋通道形成的螺旋中心一圈又一圈从经过，在上半部101的壳体上设多个导入口6与螺旋通道3相通，螺旋通道在各自的最后一圈的通道出气口306发动机吸气口相通。(末画图)这是本领域的常见技术。

进一步地，在飞行器壳体1为内层8和外层9，在内外层之间为流体通道4，封闭的螺旋通道3设在流体通道4内，在上半部101的壳体上设多个导入口6与螺旋通道3相通，在流体通道内封闭的螺旋通道3设有多个导入口6与流体通道4相通，流体通道4与发动机5吸气口相通。

流体通道4在发动机强大吸力下，流体通过壳体上半部101多个导入口6高速进入封闭的螺旋通道3内，又通过多个导入口6进入流体通道与发动机5吸气口相通。

进一步地，去掉机身上半部101内的螺旋通道3，只在机翼2的上部壳体内设有螺旋通道3，通过机身内设置的通道401与设在后部的发动机5的吸气口相通，此时左右机翼上部103均布的多个导入口6，是发动机的唯一进气口，在发动机强大吸力作用下使机翼上部103产生比下部104在自然状态中快100多倍流速，使机翼上下部之间产生至少100多倍的压力差，从而产生更大的升力来源。

进一步地，导入口6在飞行器和/或机翼的整体或局部设置。

进一步地，在飞行器的上半部101所需的部分，和/或机翼上部103所需的部分壳体上，设多个导入口6与发动机5相通，从而根据需要分别或共同在机身和机翼上需要的部位产生升力。

由此发现本发明的升力来源如下：

在飞行器的上部和/或机翼上部的壳体内设有螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内的周围经过，螺旋通道和发动机相通使飞行器的上部和/或机翼上部与其下部在自然状态中的流速之间产生更大的压力差为更大升力来源。

飞行器的上下部之间流速相差越大，产生的压力差就越大，产生的升力来源越大。

显而易见的，在发动机5强大吸力状态中的机身上半部101和机翼2的上部103，其流速比在自然状态下的下半部102、下部104的流速快很多，通过对发动机5的控制，比自然状态下的下半部102、下部104快100多倍的流速，从而很容易产生比传统机翼大100多倍升力来源。

比传统机翼大100多倍升力来源的发现，使飞行器在不增加任何动力的状态下的载重量增加，就使飞机飞行速度大大提高，飞行半径成多倍提高，本发明的飞机功能已远远超出现在飞机的概念，由此产生一种真正高速节能的飞行器。

请参照图1－图3，本发明的实施例二为：

一种飞行器、与实施例一不同是：螺旋通道3设在流体通道4内，螺旋通道3为开放通道308，开放的通道的下部与内层8相连接，其上部与外层9的内表面之间有一定距离的空间，没有形成封闭通道；开放通道308的横截面可为半圆形、凹槽形、弧形等形状，发动机5通过流体通道和壳体上多个导入口6与外界相通。

请参照图1-图3、本发明的实施例三为：

一种飞行器，与实施例一、二不同的是：所述螺旋通道3内设有延长流体通过的路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸于表面的凹凸扰流面304、螺旋扰流面302、螺旋扰流条303的一种或多种组成。

进一步地，封闭的螺旋通道3设在流体通道4内，在螺旋通道3的内外表面至少其中之一设有螺旋扰流面302，使流体通过机身上半部101和/或机翼内的螺旋通道3和其螺旋扰流面302经过，使流体一圈又一圈旋转的从中经过的路径，很容易比原来的螺旋通道3又增加100倍，甚至更多路径，在发动机强大吸力状态中，与自然状态中的下半部102和/或机翼下表面之间，很容易产生比传统机翼大200多倍升力来源。

飞行器飞行时，在发动机强大吸力状态中流体经过螺旋通道3，又经过螺旋通道3的内外表面至少其中之一设有螺旋扰流面302，从而使流体围绕在整个上半部101的螺旋通道3及其内的螺旋扰流面302很长的路径高速经过，其流体从整个上半部101和机翼2上部103经过的路径、比传统机翼上下表面为弧面和平面之间很小差别的流体经过的路径至少大200多倍、甚至更多。

进一步地，螺旋通道为开放的通道，通过导入口6与机身上半部101和/或机翼上部相通，所述螺旋通道的内外表面至少其中之一设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面、螺旋扰流面、螺旋扰流条的一种或多种组成。

本发明将对飞行器的发展产生革命性的变革，并深远影响其未来的发展。

请参照图1-图3，本发明的实施例四为：

一种飞行器，与实施例一、二、三不同的是：在螺旋通道3内部或中间设有螺旋扰流条303，使流体从通道内经过，围绕在螺旋扰流条303的螺旋扰流面周围，一圈又一圈从中经过的路径，使之大于对应原来的螺旋通道3内壁为平面流体经过的路径至少几十倍以上。

由于螺旋扰流条303比螺旋通道3内壁为平面的流体经过的路径，至少大几十倍以上，因此在发动机5强大吸力作用下、使螺旋通道3四周内壁为平面的流体流速，比内部的螺旋扰流条303慢几十倍以上，因此螺旋通道3四周内壁低流体产生的高压力，必然向中间的螺旋扰流条303高流速，产生的低压力区域转移几十倍的压力差，由于螺旋通道3四周内壁向中间的螺旋扰流条303转移几十倍的压力差产生的推动力来推动流体更快的流动，由于改变螺旋通道3内的压力方向，同时使螺旋通道3四周内壁流体产生的摩擦力显著减少。

由此可见、本发明改变螺旋通道3内的压力方向，把通道四周的流体压力向中间转移形成的推动力来源，使通道内壁四周的流体产生的摩擦力显著减少，而传统通道中内壁四周的流体产生的摩擦力，是通道中流体产生的唯一的流体阻力来源。

飞行器飞行时，流体围绕在整个上半部101的螺旋通道3和其内的螺旋扰流条303经过，由于螺旋通道3四周内壁向中间的螺旋扰流条303转移几十倍的压力差，产生的推动力来推动流体更快的流动，使上半部101与下半部102之间的流速产生更大的压力差和升力。

请参照图3，本发明的实施例五为：

一种碟形飞行器、包括壳体1，壳体1分为上半部101和下半部102，在上半部壳体101上设有多个导入口6与壳体内的螺旋通道相通，螺旋通道3一圈又一圈围绕中心301周围经过，从而更多的延长流体从上半部101中通过的路径。

在下半部102壳体内设有流体通道4与上半部101壳体内的螺旋通道3相通；流体通道4又与其底部中间的发动机5的吸气口相通。

当飞碟飞行时，发动机5产生强大的吸力，把均布在上半部101的壳体上多个导入口6的每一个导入口6周围的流体高速吸入螺旋通道3内，使得整个上半部101的壳体1上和螺旋通道3内，共同形成内外两层流速大致相等、又彼此相通的高速流体层7。

高速流体层7与下半部102在自然状态的流速之间产生压力差，从而产生更大的升力来源，发动机5把吸入的流体喷出驱动飞碟高速飞行，通过矢量技术使飞碟按不同的方向飞行。

此时流体从整个上半部101的螺旋通道3内经过的路径，与下半部102壳体上流体经过的路径相比很容易相差100多倍、甚至更多。

所以在发动机5强大的吸力作用下使上半部101产生的高速流体层7，与下半部102在自然状态的流速之间，至少产生100多倍的压力差和升力来源，从而产生比传统的机翼2因上下表面为弧面和平面之间微小差别至少大100多倍的升力来源。

而飞碟的上半部与下半部之间流速相差越大，产生的压力差就越大，产生的升力来源越大。

碟型飞行器的壳体结构，本身是不产生升力的；但本发明产生比传统的机翼至少大100多倍的升力来源，使飞碟有足够的升力高速飞行。

请参照图3，本发明的实施例六为：

与实施例五不同的是、为大型飞碟；去掉流体通道4和底部中间的发动机5，多个发动机5设在飞碟的上半部101和下半部102之间的碟形中间的边缘四周，多个发动机5的吸气口与上半部101壳体内的螺旋通道3相通，发动机5喷气口喷出的高速流体驱动飞碟高速飞行。

显而易见的，在多个发动机5强大吸力状态中的上半部101及螺旋通道3内，其流速比在自然状态下的下半部102的流速快很多，通过对发动机5的控制，很容易快于下半部102更多从而产生更大的升力来源，使飞碟在不增加任何动力的状态下的载重量增加，飞行速度大大提高，飞行半径成多倍提高。

本发明对碟型、圆型、三角型等无机翼、自身又不能产生升力的几何形状飞行器，通过上述结构，都能产生更大升力来源。本发明对无机翼飞行器的未来发展，开辟一个全新的方向。

综上所述，本发明提供的飞行器在不增加任何动力的状态下，使上半部与下半部之间产生至少100多倍的压力差，由此发现一种比传统机翼大100多倍以上的升力来源，使飞行器的载重量显著增加，飞行速显著度提高，飞行半径成多倍增加，本发明的飞行器的功能已远远超出现在飞机的概念，由此产生一种真正高速节能的飞行器。

更大升力来源的发现，将对飞行器未来发展产生深远的影响。

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)

1.一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，其特征在于：在壳体的上部和/或机翼上部局部或整体设有多个导入口与壳体内的螺旋通道相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过，所述螺旋通道与发动机的吸气口相通，使壳体上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

2.根据权利要求1所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述螺旋通道内设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面、螺旋扰流面、螺旋扰流条的一种或多种组成。

3.根据权利要求1所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述发动机通过壳体内的通道与机翼内设置的螺旋通道相通。

4.根据权利要求1所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述螺旋通道为封闭的通道，所述封闭的螺旋通道的横截面为圆形、方形、矩形或弧形，所述封闭的螺旋通道通过壳体上的多个导入口与外界相通，所述封闭的螺旋通道的至少最后一圈设有出气口与发动机吸气口相连通。

5.一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，其特征在于：飞行器没有机翼；在壳体的上半部设有多个导入口与壳体内部的螺旋通道相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内的周围经过，所述螺旋通道与发动机的吸气口相通，使壳体的上半部与上半部之间产生压力差和更大升力来源。

6.根据权利要求5所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述发动机设在飞行器的底部中间与螺旋通道相通；或多个发动机设在飞行器的上半部和下半部之间的边缘四周与螺旋通道相通。

7.根据权利要求5所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述螺旋通道内设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置由设置在螺旋通道内表面的凹凸扰流面、螺旋扰流面和螺旋扰流条的一种或多种组成，所述封闭的螺旋通道的至少最后一圈设有出气口与发动机吸气口相连通。

8.一种产生更大升力的高速飞行器，包括壳体和发动机，其特征在于：在壳体内设有流体通道与发动机的吸气口相通，在流体通道内设有与之相通的螺旋通道，所述螺旋通道与壳体的上部和/或机翼上部设有多个导入口相通，所述螺旋通道使流体围绕在螺旋中心一圈又一圈从壳体内周围经过，使壳体上下部之间产生压力差和更大的升力来源。

9.根据权利要求8所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述壳体包括内层和外层，所述内层和外层之间为流体通道，所述封闭的螺旋通道通过多个导入口与流体通道和发动机吸气口相连通。

10.根据权利要求8所述的产生更大升力的高速飞行器，其特征在于：所述螺旋通道为开放的通道通过导入口与外界相通，所述螺旋通道的内外表面至少其中之一设有延长流体通过路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面、螺旋扰流面、螺旋扰流条的一种或多种组成。