CN111038691B - 一种提高升力的系统 - Google Patents

Abstract

一种提高升力的系统，其由高速流系、升力系统和辅助系统组成，高速流系由流过飞机翼身上表面的气流、飞机发动机内的高速气流和尾气组成，升力系统由升力腔、升力翼、附翼和调节阀等组成，其中升力翼由机翼、尾翼、旋翼、机身、内升力翼和独立升力翼组成，辅助系统由喷腔、喷口、尾气管道和转换器等组成；附翼安装在升力翼的背部，附翼为斜向连接于升力翼并与升力翼背面的夹角大于90度，升力腔端部喷口位置安装有调节阀；尾气管道、转换器、喷腔、喷口和附翼将固定翼飞机的高速流系导引在升力翼背部的狭小空间或半封密升力腔内并对压力、水平作用力加以控制以提高升力翼的压力差而获得更大的升力和得到有利于飞机起降的参数。

Description

一种提高升力的系统

技术领域

本发明涉及一种提高飞行器尤其是飞机升力的系统，其包括高速流系、升力系统和辅助系统。

背景技术

飞机尤其是固定翼飞机是我们重要的交通工具和军事武器之一，飞机运用了其在高速运行状态条件下翼身上表面气流较下表面速度快而受大气压力较下表面小进而产生升力或动力的原理。但现有固定翼飞机在升力等方面存在以下缺陷：固定翼飞机随着飞行高度的增加大气压力会越来越小，压力的减小决定了翼身上表面和下表面压力差的减小，压力差的减小升力就会相应的减小，升力的减小限制了飞机的飞行高度，现有飞机的飞行高度为，客机10000m，战斗机20000m，侦察机25000m，以上为各型飞机的极限飞行高度大致范围；其次，升力的减小进而限制了飞机的飞行速度、荷载和航程；其三，现有固定翼飞机起降时需要较大的水平速度来产生足够大的升力以克服飞机自身的重力才能得以完成，较大的水平速度需要较长的飞机跑道以为飞机提供足够的加速或减速时间，目前如F35须能实现垂直起降，但其结构复杂、能耗大。其四，飞机起降时的垂直和水平速度较大导致飞机起降的安全性和乘客的舒适性较差。

发明内容

为了克服现有飞行器尤其是固定翼飞机升力等方面不足的缺陷，本发明提供一种提高升力的系统，其由高速流系、升力系统和辅助系统组成，高速流系由流过飞机翼身上表面的气流、飞机发动机内的高速气流和尾气组成，升力系统由升力腔、升力翼、附翼和调节阀等组成，升力腔包括半封密升力腔，其中升力翼由机翼、尾翼、旋翼、机身、内升力翼和独立升力翼组成，辅助系统由喷腔、喷口、尾气管道和转换器等组成，其将固定翼飞机的高速流导引在升力翼背部的狭小空间或半封密升力腔内并对压力、水平作用力加以控制以提高升力翼的压力差而获得更大的升力和得到有利于飞机起降的参数。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：其在飞机翼身的背部从分型面至尾部或末端间隔的安装附翼，附翼与翼身连接，分型面附翼为水平或斜向连接，其余附翼为斜向连接并与翼身背面的夹角大于90度，附翼为固定的或能够旋转和收缩便于隐藏于翼身内。飞机在高速飞行特别是高空高速时，流过飞机翼身上表面的气流动能较大，大气压不足以把气流完全压缩在翼身的上表面，从翼身背部分型面至尾部或末端的气流易产生分离，翼身背部安装的附翼起到把气流引入和压缩到翼身背部的狭小空间不被分离而提高升力的作用，另一方面附翼的斜向连接对气流有一个向上的分力可进一步提高飞机的升力或动力。

优选的，翼身前缘来流为引入一半封密升力腔内，升力腔安装在翼身的下方，升力腔内安装有内升力翼、附翼、内升力翼与翼身为一体的，内升力翼为升力腔的底部，附翼斜向连接于内升力翼并与内升力翼背面的夹角大于90度，升力腔端部喷口位置安装有调节阀，调节阀呈半封密状，下部有一开口，开口位置两端向内有一延伸，调节阀内底部有一活动块，弹簧置于活动块的上方，调节阀与升力腔底部之间留有一间隙。当升力腔喷口压力较高时，喷口气流克服弹簧压力推动活动块向上运动以增大喷口截面积，反之，弹簧推动活动块向下运动而减小喷口截面积，喷口截面积的变化可调节升力腔内的气压而达到较稳定和较高参数的气压，升力腔内较稳定和较高参数的气压使升力翼获得一个更稳定和更大的升力。

进一步的，在上述技术方案的基础上引入喷气式发动机尾气(或发动机高速气流)至翼身上表面，并在翼身背部分型面下方位置设有左、右喷腔，左、右喷腔分别设有一喷口，发动机尾部连接有尾气管道，尾气管道伸出后向上分为两路，一路为左支尾气管道，另一路为右支尾气管道，左支尾气管道向上伸入左喷腔，右支尾气管道向上伸入右喷腔，尾气管道与发动机连接位置以及左支尾气管道与右支尾气管道连接位置分别安装有转换器，转换器内安装有可以旋转的挡板。当飞机起飞时，尾气管道与发动机连接位置转换器挡板逆时针转动至发动机底部以挡住发动机出口，左支尾气管道与右支尾气管道连接位置转换器挡板顺时针全转动或半转动至左支尾气管道入口，气流从尾气管道经右支尾气管道到达右喷腔从右喷腔喷口喷出，安装在翼身背部的附翼把翼身前缘来流和发动机高速尾气流同时导引和压缩到翼身上表面的狭小空间不被分离而起到提高升力的作用；当飞机降落时，左支尾气管道与右支尾气管道连接位置转换器挡板逆时针转动至左支尾气管道与右支尾气管道入口之间，气流从尾气管道到达左、右喷腔并从左、右喷腔喷口同时喷出使飞机水平和垂直速度减小而获得有利于飞机降落的参数。

优选的，上述引入发动机尾气的左、右喷腔为置于一个半封密的升力腔内，升力腔安装在翼身的下方，升力腔结构类同上述翼身前缘来流引入的半封密升力腔。

优选的，上述与发动机连接的尾气管道为左、右两路，左路连接于发动机的高压涡轮与低压涡轮或低压涡轮与低压涡轮之间，右路连接于低压涡轮或加力燃烧室的后端，左、右路尾气管道与发动机连接位置分别安装有转换器，在翼身背部分型面下方位置升力腔内设有下喷腔和上喷腔，下喷腔分隔为左、右喷腔，左、右路尾气管道汇合后向上分为左、右支路尾气管道，左、右支路尾气管道连接位置设有转换器，左支路尾气管道向上伸入左喷腔，右支路尾气管道向上分为上、右分支路尾气管道，上、右分支路尾气管道连接位置设有转换器，右分支路尾气管道伸入右喷腔，上分支路尾气管道向上伸入上喷腔。增设一路尾气管道与发动机连接可增加升力腔内气流压强和升力的调节范围，增设上喷腔进一步增加升力的调节范围。

进一步的，在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至左喷腔，返回式尾气管道与升力腔连接位置有一转换器，转换器的上部有一隔板与翼身下部连接，隔板有利于引导升力腔内气体向返回式尾气管道流入。

优选的，在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至翼身下方，返回式尾气管道与升力腔连接位置及返回式尾气管道的下端位置分别安装有一转换器，返回式尾气管道下端位置的转换器可实现水平向前和垂直喷射。

优选的，上述内升力翼为独立升力翼安装于升力腔内，独立升力翼由中部向两端延伸，升力腔用隔板从中部位置分隔为左、右升力腔，左、右升力腔的两端喷口位置分别安装有调节阀。

优选的，上述内升力翼为独立升力翼安装于升力腔内，独立升力翼向翼身尾端延伸，升力腔尾端喷口位置安装有调节阀，在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至翼身下方，返回式尾气管道与升力腔连接位置及返回式尾气管道的下端位置分别安装有一转换器，返回式尾气管道下端位置安装的转换器可实现水平向前和垂直喷射。

进一步的，上述喷腔、喷口和升力腔为2层及以上的多层结构，在同一升力腔内喷腔、喷口、内升力翼、独立升力翼为2层及以上的多层结构。

转换器实现管内或腔内气流流量、气流流向和压力的控制，流量、流向和压力的控制可实现飞机水平推力和升力的控制。安装有转换器的返回式尾气管道为固定翼飞机获得较大升力的同时又可进一步为飞机进行水平推力和垂直作用力的调节。

上述技术方案充分运用了流过飞机翼身的气流和发动机尾气(高速气流)在复合环境产生更大的升力。大气和升力腔内的气体可以看作是由若干层气体堆叠而成的，当流过升力翼上表面的气流高速运动时，气流会对升力翼上方的下层气体产生一个较大的推力迫使其以较高的速度与气流同向运动而最终离开升力翼上表面，此时上层的气体会顺序向下进行填充，但上层气体向下的填充相对于气流的高速运动有一个滞后进而对升力翼上表面的压力有一置空，使之较作用力垂直作用于大气或升力腔内的气体更省力。

本发明的有益效果有以下方面：

1、本发明利用高速流系结合附翼、升力腔和调节阀等的运用可提高飞机的升力或动力，升力的提高可提高飞机的飞行高度，飞行高度越高空气越稀薄阻力越小，进而可提高飞机的飞行速度，速度的提高可在同等条件下为飞机提高航程或节约燃油。

2、升力的提高可提高飞机的荷载和载油量，载油量的提高可进一步提高飞机的航程。

3、升力的提高可扩大飞机制造时材料的适用范围，材料适用范围的扩大可降低飞机的制造成本。

4、返回式尾气管道、转换器和调节器等的运用可调节固定翼飞机的水平推力而实现飞机较现有技术更短的短距离起降或垂直起降，短距离或垂直起降可降低飞机跑道的建设成本和缩短机场与城市之间的距离，尤其是为舰载机提供了对应的技术支持；另一方面返回式尾气管道、转换器和调节器等的运用可调节和控制固定翼飞机的升力和水平力，升力和水平力的可控能降低飞机起降时的垂直和水平速度进而提高飞机起降的安全系数和乘客的舒适性。

5、发动机的高压高速气流引入到升力腔的高速运动使升力翼产生一个较大的升力，较大的升力使固定翼飞机在大气层内有一个较高的飞行高度，飞行高度的提高为飞机搭载火箭、卫星、空间站和深空探测器等提供了技术支持。

6、固定翼飞机飞行速度的提高有利于复合发动机冲压式发动机的点火启动和工作。

7、发动机的高温气流引入到升力翼的上表面或升力腔能有效或有助于融化升力翼上表面的结冰。

8、固定翼飞机水平和垂直作用力的可调有利于提高飞机的机动性。

9、本发明的短距离或垂直起降较现有垂直起降技术具有结构更简单、完成垂直起降耗油量更低的优点。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明翼身背部安装附翼的局部结构示意图。

图2是附翼A-A线的剖视图。

图3是翼身前缘气流引入到半封密升力腔的局部结构示意图。

图4是调节阀结构示意图。

图5是带气压推杆的调节阀结构示意图。

图6是翼身上表面引入发动机尾气(或发动机高速气流)的局部结构示意图。

图7是升力腔引入发动机尾气的局部结构示意图。

图8是升力腔引入发动机尾气和翼身带附翼的结构示意图。

图9是左、右尾气管道与发动机连接的结构示意图。

图10是返回式尾气管道沿升力翼延伸至左喷腔的结构示意图。

图11是返回式尾气管道沿升力翼延伸至翼身下方的结构示意图。

图12是独立升力翼双升力腔的升力系统结构示意图。

图13是独立升力翼结合返回式尾气管道的升力系统结构示意图。

图中1.升力翼，2.附翼，3.连杆，4.内升力翼，5.升力腔，6.附翼，7.调节阀，8.调节阀外壳，9.弹簧，10.活动块，11.气压推杆，12.上活动块，13.发动机，14.隔板，15.左喷腔，16.右喷腔，17～18.喷口，19.尾气管道，20.转换器，21.左支尾气管道，22.右支尾气管道，23.转换器，24.上喷腔，25.喷口，26.左尾气管道，27.转换器，28.右尾气管道，29.右分支尾气管道，30.上分支尾气管道，31.转换器，32.返回式尾气管道，33.转换器，34.隔板，35.转换器，36.独立升力翼，37.隔板，38.左喷腔，39.右喷腔，40～41.喷口，42.左升力腔，43.右升力腔，44.调节阀，45.独立升力翼，46.升力腔，47.返回式尾气管道，48～49.转换器。

具体实施方式

在图1所示实施例是翼身背部安装附翼的局部结构示意图，其在固定翼飞机翼身即升力翼(1)的背部从分型面至尾部或末端间隔的安装附翼(2)，附翼(2)与翼身(1)连接，分型面附翼(2)为水平或斜向连接，其余附翼(2)为斜向连接并与翼身(1)背面的夹角大于90度，附翼(2)为固定或能够旋转和收缩便于隐藏于翼身内的。飞机在高速飞行特别是高空高速时，流过飞机翼身(1)上表面的气流动能较大，大气压不足以把气流完全压缩在翼身(1)的上表面，从翼身(1)背部分型面至尾部或末端的气流易产生分离，翼身(1)背部安装的附翼(2)起到把气流引入和压缩到翼身(1)背部的狭小空间不被分离而提高升力的作用，另一方面附翼(2)的斜向连接对气流有一个向上的分力可进一步提高飞机的升力。

在图3所示的另一个实施例中，其把翼身(1)前缘来流引入一半封密升力腔(5)内，升力腔(5)安装在翼身(1)的下方，升力腔(5)内安装有内升力翼(4)、附翼(6)、内升力翼(4)与翼身(1)为一体的，内升力翼(4)为升力腔(5)的底部，升力腔(5)端部喷口位置安装有调节阀(7)，调节阀(7)呈半封密状，下部有一开口，开口位置两端向内有一延伸，调节阀(7)内底部有一活动块(10)，弹簧(9)置于活动块(10)的上方，调节阀(7)与升力腔(5)底部之间留有一间隙。当升力腔(5)喷口压力较高时，喷口气流克服弹簧(9)压力推动活动块(10)向上运动以增大喷口截面积，反之，弹簧(9)推动活动块(10)向下运动而减小喷口截面积，喷口截面积的变化可调节升力腔(5)内的气压而达到较稳定和较高参数的气压，升力腔(5)内较稳定和较高参数的气压使升力翼(1)获得一个更稳定和更大的升力。

图5为带气压推杆的调节阀结构示意图，其在图4所示的调节阀(7)结构中增加气压推杆(11)和上活动块(12)，具体的，在弹簧(9)的上方安装有气压推杆(11)和上活动块(12)，上活动块(12)置于气压推杆(11)和弹簧(9)之间，增加气压推杆(11)和上活动块(12)使调节阀对升力腔内气压有更大的调节范围。

在图6所示的实施例，在上述方案的基础上引入喷气式发动机(13)尾气(或发动机高速气流)至翼身(1)上表面，并在翼身(1)背部分型面下方位置设有用隔板(14)分隔的左喷腔(15)和右喷腔(16)，左、右喷腔分别设有喷口(17)和喷口(18)，发动机(13)尾部连接有尾气管道(19)，尾气管道(19)伸出后向上分为两路，一路为左支尾气管道(21)，另一路为右支尾气管道(22)，左支尾气管道(21)向上伸入左喷腔(15)，右支尾气管道(22)向上伸入右喷腔(16)，尾气管道(19)与发动机(13)连接位置以及左支尾气管道(21)与右支尾气管道(22)连接位置分别安装有转换器(20)和转换器(23)，转换器内安装有可以旋转的挡板。具体的，喷口(17)工作时为开口状态，未工作时可设置为闭合状态。当飞机起飞时，尾气管道(19)与发动机(13)连接位置转换器挡板(20)逆时针转动至发动机(13)底部以挡住发动机(13)出口，左支尾气管道(21)与右支尾气管道(22)连接位置转换器挡板(23)顺时针全转动或半转动至左支尾气管道(21)入口，气流从尾气管道(19)经右支尾气管道(22)到达右喷腔(16)从右喷腔喷口(18)喷出，安装在翼身(1)背部的附翼(2)把翼身(1)前缘来流和发动机(13)高速尾气流同时引入和压缩到翼身(1)上表面的狭小空间不被分离而起到提高升力的作用；当飞机降落时，左支尾气管道(21)与右支尾气管道(22)连接位置转换器挡板(23)逆时针转动至左支尾气管道与右支尾气管道入口之间，气流从尾气管道(19)到达左、右喷腔并从左、右喷腔喷口同时喷出使飞机水平和垂直速度减小而获得有利于飞机降落的参数。

在图7所示的实施例，其引入喷气式发动机(13)尾气至翼身(1)下方的半封密升力腔(5)内，升力腔(5)内安装有内升力翼(4)、附翼(6)、升力腔(5)端部喷口位置安装有调节阀(7)，并在翼身(1)背部分型面下方位置设有用隔板(14)分隔的左喷腔(15)和右喷腔(16)，左、右喷腔分别设有喷口(17)和喷口(18)，发动机(13)尾部连接有尾气管道(19)，尾气管道(19)伸出后向上分为两路，一路为左支尾气管道(21)，另一路为右支尾气管道(22)，左支尾气管道(21)向上伸入左喷腔(15)，右支尾气管道(22)向上伸入右喷腔(16)，尾气管道(19)与发动机(13)连接位置以及左支尾气管道(21)与右支尾气管道(22)连接位置分别安装有转换器(20)和转换器(23)。当飞机起飞时，尾气管道(19)与发动机(13)连接位置转换器挡板(20)逆时针转动至发动机(13)底部以挡住发动机(13)出口，左支尾气管道(21)与右支尾气管道(22)连接位置转换器挡板(23)顺时针全转动或半转动至左支尾气管道(21)入口，气流从尾气管道(19)经右支尾气管道(22)到达右喷腔(16)从右喷腔喷口(18)喷出，安装在内升力翼(1)背部的附翼(6)把发动机(13)高速尾气流引入和压缩到内升力翼(4)上表面的狭小空间不被分离以及升力腔(5)内稳定的高气压而起到提高和稳定升力的作用。飞机降落的原理类同图7所示的实施例。

在图8所示的实施例同图7所示的实施例，不同的是图8所示的实施例翼身(1)带有附翼(2)。

在图9所示的实施例，其发动机连接的尾气管道为左、右两路，左路尾气管道(26)连接于发动机的高压涡轮与低压涡轮或低压涡轮与低压涡轮之间，右路尾气管道(28)连接于低压涡轮或加力燃烧室的后端，左、右路尾气管道与发动机(13)连接位置分别安装有转换器(27)和转换器(20)，在翼身背部分型面下方位置升力腔(5)内设有下喷腔和上喷腔，下喷腔分隔为左喷腔(15)和右喷腔(16)，左、右路尾气管道汇合后向上分为左支路尾气管道(21)和右支路尾气管道(22)，左、右支路尾气管道连接位置设有转换器(23)，左支路尾气管道(21)向上伸入左喷腔(15)，右支路尾气管道(22)向上分为上分支路尾气管道(30)和右分支路尾气管道(29)，上、右分支路尾气管道连接位置设有转换器(31)，右分支路尾气管道(29)伸入右喷腔(16)，上分支路尾气管道(30)向上伸入上喷腔(24)。具体的，当与发动机(13)连接的尾气管道为两路时，其右路尾气管道(28)与发动机(13)连接的转换器挡板(20)为单挡板或互相垂直的双挡板。增设一路尾气管道与发动机连接可增加升力腔(5)内气流压强和升力的调节范围，增设上喷腔(24)进一步增加升力的调节范围。

在图10所示的实施例，其在图7～图9所示实施例的基础上，在升力腔(5)的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道(32)，返回式尾气管道(32)沿内升力翼(4)延伸至左喷腔(15)，返回式尾气管道(32)与升力腔(5)连接位置有一转换器(33)，转换器(33)的上部有一隔板(34)与翼身(1)下部连接，隔板(34)有利于引导升力腔(5)内气体向返回式尾气管道(32)流入。

在图11所示的实施例，其在图7～图9所示实施例的基础上，在升力腔(5)的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道(32)，返回式尾气管道(32)沿内升力翼(4)延伸至翼身(1)下方，返回式尾气管道(32)与升力腔(5)连接位置及返回式尾气管道(32)的下端位置分别安装有转换器(33)和转换器(35)，转换器(33)的上部有一隔板(34)与翼身(1)下部连接，返回式尾气管道(32)下端位置的转换器(35)可实现水平向前和垂直喷射。

在图12所示的实施例，安装于升力腔内的升力翼为独立升力翼(36)，独立升力翼(36)由中部向两端延伸，升力腔用隔板(37)从中部位置分隔为左升力腔(42)和右升力腔(43)，左、右升力腔的两端喷口位置分别安装有调节阀(44)和调节阀(7)。

在图13所示的实施例，安装于升力腔(46)内的升力翼为独立升力翼(45)，独立升力翼(45)向翼身尾端延伸，升力腔(46)尾端喷口位置安装有调节阀(7)，在升力腔(46)的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道(47)，返回式尾气管道(47)沿内升力翼延伸至翼身下方，返回式尾气管道(47)与升力腔(46)连接位置及返回式尾气管道(47)的下端位置分别安装有转换器(48)和转换器(49)，转换器(48)的上部有一隔板(34)与翼身(1)下部连接，返回式尾气管道(47)下端位置安装的转换器(49)可实现水平向前和垂直喷射。

独立升力翼(45)安装于喷气式发动机内并对发动机进行加长产生升力而得到另一实施例，上述实施例和实施例中的特征相互组合而得到更多的实施例。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以根据本技术的基本原理或在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种提高升力的系统，其特征是，其由高速流系、升力系统和辅助系统组成，高速流系由流过飞机翼身上表面的气流、飞机发动机内的高速气流和尾气组成；升力系统由升力腔、升力翼、附翼和调节阀组成，升力腔安装在翼身的下方，升力腔包括半封密升力腔，升力腔内安装有内升力翼、附翼、内升力翼与翼身为一体的，内升力翼为升力腔的底部，升力翼由机翼、尾翼、旋翼、机身、内升力翼和独立升力翼组成，独立升力翼安装于升力腔内，独立升力翼由中部向两端延伸，附翼安装在升力翼的背部，附翼为斜向连接于升力翼并与升力翼背面的夹角大于90度，升力腔端部喷口位置安装有调节阀，调节阀呈半封密状，下部有一开口，开口位置两端向内有一延伸，调节阀内底部有一活动块，弹簧置于活动块的上方，调节阀与升力腔底部之间留有一间隙，在弹簧的上方安装有气压推杆和上活动块，上活动块置于气压推杆和弹簧之间；辅助系统由喷腔、喷口、尾气管道和转换器组成，在翼身背部分型面下方位置设有用隔板分隔的左喷腔和右喷腔，左喷腔和右喷腔分别设有一喷口，尾气管道与发动机连接位置以及尾气管道与尾气管道连接位置分别安装有转换器，转换器内安装有可以旋转的挡板；高速流系是通过附翼、尾气管道、喷腔和喷口导引和压缩到升力翼的上表面产生升力的，翼身前缘来流为引入一半封密升力腔内。

2.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，其在飞机翼身即升力翼的背部从分型面至尾部或末端间隔的安装附翼，附翼与翼身连接，分型面附翼为水平或斜向连接，其余附翼为斜向连接并与翼身背面的夹角大于90度，附翼为能够旋转和收缩的，翼身前缘来流是被附翼导引和压缩到翼身上表面的狭小空间而起到提高升力作用的；其引入喷气式发动机尾气至翼身上表面，并在翼身背部分型面下方位置设有用隔板分隔的左喷腔和右喷腔，左、右喷腔分别设有喷口，发动机尾部连接有尾气管道，尾气管道伸出后向上分为两路，一路为左支尾气管道，另一路为右支尾气管道，左支尾气管道向上伸入左喷腔，右支尾气管道向上伸入右喷腔，尾气管道与发动机连接位置以及左支尾气管道与右支尾气管道连接位置分别安装有转换器，转换器内安装有可以旋转的挡板，发动机高速尾气流是被尾气管道、喷腔、喷口和附翼导引和压缩到翼身上表面的狭小空间而起到提高升力作用的。

3.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，其引入喷气式发动机尾气至翼身下方的半封密升力腔内，升力腔内安装有内升力翼、附翼、升力腔端部喷口位置安装有调节阀，并在翼身背部分型面下方位置设有用隔板分隔的左喷腔和右喷腔，左、右喷腔分别设有喷口，发动机尾部连接有尾气管道，尾气管道伸出后向上分为两路，一路为左支尾气管道，另一路为右支尾气管道，左支尾气管道向上伸入左喷腔，右支尾气管道向上伸入右喷腔，尾气管道与发动机连接位置以及左支尾气管道与右支尾气管道连接位置分别安装有转换器。

4.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，其发动机连接的尾气管道为左、右两路，左路尾气管道连接于发动机的高压涡轮与低压涡轮之间，右路尾气管道连接于低压涡轮或加力燃烧室的后端，左、右路尾气管道与发动机连接位置分别安装有转换器，在翼身背部分型面下方位置升力腔内设有下喷腔和上喷腔，下喷腔分隔为左喷腔和右喷腔，左、右路尾气管道汇合后向上分为左支路尾气管道和右支路尾气管道，左、右支路尾气管道连接位置设有转换器，左支路尾气管道向上伸入左喷腔，右支路尾气管道向上分为上分支路尾气管道和右分支路尾气管道，上、右分支路尾气管道连接位置设有转换器，右分支路尾气管道伸入右喷腔，上分支路尾气管道向上伸入上喷腔。

5.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，其在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至左喷腔，返回式尾气管道与升力腔连接位置有一转换器，转换器的上部有一隔板与翼身下部连接。

6.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，其在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至翼身下方，返回式尾气管道与升力腔连接位置及返回式尾气管道的下端位置分别安装有转换器，转换器的上部有一隔板与翼身下部连接。

7.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，安装于升力腔内的升力翼为独立升力翼，独立升力翼由中部向两端延伸，升力腔用隔板从中部位置分隔为左升力腔和右升力腔，左、右升力腔的两端喷口位置分别安装有调节阀。

8.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，安装于升力腔内的升力翼为独立升力翼，独立升力翼向翼身尾端延伸，升力腔尾端喷口位置安装有调节阀，在升力腔的尾部喷口前端位置伸出一返回式尾气管道，返回式尾气管道沿内升力翼延伸至翼身下方，返回式尾气管道与升力腔连接位置及返回式尾气管道的下端位置分别安装有转换器，转换器的上部有一隔板与翼身下部连接。

9.根据权利要求1所述的一种提高升力的系统，其特征是，独立升力翼安装于喷气式发动机内；其喷腔、喷口和升力腔为2层及以上的多层结构，在同一升力腔内喷腔、喷口、内升力翼、独立升力翼为2层及以上的多层结构。