WO2016078562A1 - 高速飞行器和具有更大升力的飞行器 - Google Patents

高速飞行器和具有更大升力的飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高速飞行器，包括壳体和发动机，所述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界连通，外流体通道与所述发动机的吸气口相通，使外流体通道内的流速大于内流体通道内的流速产生的压力差为飞行器的推动力来源。本发明还公开了一种具有更大升力的飞行器。本发明原创性的提出一种从流体阻力中获取的动力来源的方法和装置，改变传统动力装置把外部压力引向自身，又不得不耗费更大的动力来克服流体阻力的相互矛盾结果，本发明改变流体压力方向，而改变多少压力就获得多少推动力来源，在此基础上应用于飞行器就产生全新的更大的第一、第二升力来源以及推动力来源。

Description

高速飞行器和具有更大升力的飞行器 技术领域
[0001] 本发明涉及飞行器， 尤其涉及一种高速飞行器和具有更大升力的飞行器。
[0002] 背景技术
[0003] 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很小差异， 形成流速的很小差异， 而产 生的压力差不大， 所以产生的升力也不大。
[0004] 从工业革命 200多年至今， 运动装置产生推动力来源的基本理论与结构从未改 变； 至今也没有能有效克服流体阻力的理论、 方法和装置的出现， 使现在驱动 运动装置包括飞行器的 90%左右的动力、 用于克服流体阻力上面， 仅剩下不可 10 <¾的动力用于驱动其行驶、 如此低的能源利用率已严重影响飞行器的发展。
[0005] 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 2 00910105982X 《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 《一种以内部产生更大升力的 飞碟》 等专利中， 提出一种从内部产生更大升力来源的方法和装置。
[0006] 发明人在此基础上经多年研究发现， 在运动装置壳体周围形成内外两层不同流 速的流体层： 如内层快于外层流速、 就如传统运动装置一样增大 90%左右的动力 用于克服流体阻力； 反之就从中获得一种全新的更大推动力来源； 在此基础上 又进一步发现、 飞行器从内外流体层中产生第一， 第二升力来源， 由此形成一 种更大推动力和升力的飞行器。
[0007] 发明内容
[0008] 本发明从推动力来源这一最根本、 最核心的问题着手， 发现传统的反作用力驱 动运动装置， 并不是包括全部的推动力， 还有更大推动力来源只是还末发现， 于是被大自然尘封已久运动装置的推动力来源由此发现； 在此基础上， 原来能 耗不变的前提下、 使运动装置包括飞行器产生的推动力得到更显著的提高， 进 一步发现一种从内部产生二次升力来源、 从而产生具有更大推动力和升力的飞 行器
[0009] 本发明所要解决的技术问题是： 在运动装置壳体周围内形成内层为慢速层， 外 层为快速层， 在内外两层之间因流速不同而产生的压力差， 改变运动装置包括 飞行器在运动中的流体分布状态， 从中获得的全新的、 更大的推动力和升力来 源。
[0010] 任何在流体中快速运动的运动装置， 其流体分布状态为壳体上出现内外两层不 同流速的流体层， 其中， 在壳体表面的内层流速快、 为快速层； 向外逐渐减慢 、 直至等同环境流速的大范围的外层流速慢、 为慢速层； 所以必然外层直至等 同环境流速的大范围的慢速层流速产生的高压力， 从外向内方向， 向内层快速 层的高流速产生的低压力转移压力差， 从而产生流体阻力， 这是本发明关于流 体阻力产生根源的重新认识。
[0011] 传统运动装置包括飞行器在快速行驶中， 把外界周围更大范围内的的流体压力 引向自身， 而通常不得不耗费 90%左右的动力来克服流体阻力。
[0012] 本发明与之相反， 内层流速慢、 为慢速层、 外层流速快、 为快速层， 内外两层 因流速不同而产生从内向外方向压力差； 把流体压力引向周围外界， 而压力差 就是推动力， 从减少多少流体压力中就获得多少推动力来源。
[0013] 由此从减少流体阻力中而获得全新的推动力来源； 因此， 发现推动力来源如下
[0014] 在运动装置壳体周围形成内外两层不同流速的流体层： 如内层慢于外层流速就 获得动力来源； 反之就增大动力消耗。
[0015] 在此基础上发现又飞行器的更大推动力和升力来源， 飞行器壳体和机翼的上表 面内形成的内外两层流体层之间， 因流速不同在向外方向产生的压力差为第一 次升力来源。
[0016] 飞行器壳体和机翼的上表面与下表面之间产生压力差为第二次升力来源。
[0017] 为了解决上述技术问题， 本发明的所述运动装置包括飞行器壳体内设有的内层 为慢速层、 外层为快速层， 内外两层之间因流速不同而产生向外方向的压力差
， 为本发明产生更大推动力和升力的来源。
[0018] 本申请提供一种高速飞行器和具有更大升力的飞行器。 [0019] 根据本申请的第一方面， 本申请提供一种高速飞行器， 包括壳体和发动机， 所 述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分 别通过各自的通气口与外界连通， 外流体通道与所述发动机的吸气口相通； 壳 体上可选择地设置或不设置机翼。
[0020] 根据本申请的第二方面， 本申请提供一种高速飞行器， 包括壳体， 在壳体内依 次设有外流体通道和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分别通过各自 的通气口与外界相通， 外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。
[0021] 根据本申请的第三方面， 本申请提供一种种具有更大升力的飞行器， 包括壳体 、 机翼和发动机， 所述机翼上表面内依次设有内流体通道和外流体通道， 所述 内流体通道和外流体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 外流体通道还与 所述发动机的吸气口相通。
[0022] 根据本申请的第四方面， 本申请提供一种具有更大升力的飞行器， 包括升力盘 、 壳体和发动机， 所述升力盘内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述内流 体通道和外流体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 所述外流体通道通过 通气管经由所述连接杆与发动机的吸气口连通。
[0023] 根据本申请的第四方面， 本申请提供一种弹头包括弹壳， 所述弹头的最大横切 面到弹头的前部之间区域的内部， 依次设有外流体通道和内流体通道， 所述外 流体通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界相通， 外流体通道内设有 凹凸于通道壁面的扰流面或螺旋扰流面， 内流体通道的通气口的面积小于所述 外流体通道的通口的面积。
[0024] 本申请的有益效果是：
[0025] 1、 在飞行器的壳体内设置内外两层包含有不同流速的流体通道， 在发动机强 大吸力作用下的外流体通道及壳体上形成的高速流体， 远快于内流体通道内低 流速的流体， 由此内外两层流体通道之间因流速不同而产生的巨大的压力差， 形成围绕机身周围的压力差转移圈， 把原来周围流体从外向内作用在壳体上的 流体阻力改变原来的压力方向， 从相反的方向由内向外转移多少压力差， 使飞 行器飞行中的流体阻力减少多少， 由此获得多少推动力来源。
[0026] 2、 在飞行器的上半部和机翼上表面的壳体内， 设有相通的内外两层流体通道 ， 内外层之间因流速不同， 产生由内向外的压力差转移区为第一次升力来源。
[0027] 3、 飞行器因流体连续性， 上半部壳体和机翼上表面的高速流体层， 与下半部 壳体处于自然状态的流速之间产生压力差为第二次升力来源。 第一、 二次升力 又共同形成飞行器的更大升力来源。
[0028] 附图说明
[0029] 图 1为本发明实施例的飞机的结构示意图；
[0030] 图 2为图 1中 A-A向的剖面示意图；
[0031] 图 3为本发明实施例的飞机的机翼的剖面示意图；
[0032] 图 4为本发明实施例的不设两侧机翼的飞机的示意图；
[0033] 图 5为本发明实施例的三角形飞行器的结构示意图；
[0034] 图 6为本发明实施例的三角形飞行器的剖面示意图；
[0035] 图 7为本发明实施例的导弹的结构示意图；
[0036] 图 8为本发明实施例的弹药的结构示意图；
[0037] 图 9为图 8中 B-B向的剖面示意图；
[0038] 图 10为本发明实施例的客机的结构示意图；
[0039] 图 11为本发明实施例的飞机的示意图；
[0040] 图 12为图 11中 A-A向的剖面视图；
[0041] 图 13为本发明实施例的客机的示意图；
[0042] 图 14为本发明实施例的直升机的示意图；
[0043] 图 15为本发明实施例的导弹的示意图。
[0044] 标号说明：
[0045] 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； 10、 机 身壳体； 111、 导弹壳体； 113、 扰流面； 114、 螺旋形扰流条； 115、 弹头； 116 、 弹壳； 117、 最大横截面；
[0046] 2、 内流体通道； 3、 外流体通道； 301、 高速流体层； 302、 压力差转移圈； 30 3、 通道；
[0047] 4、 发动机； 411、 通气管； 403、 下部喷口； 404、 后部喷口； 405、 连接杆； 4 11、 排气口； 412、 吸气口；
[0048] 5、 机翼； 501、 上表面； 502、 下表面； 50、 机翼壳体； 511、 后翼；
[0049] 6、 通气口； 601、 通气口； 602、 导管； 613、 小孔径通气口； 604、 控制装置
[0050] 具体实施方式
[0051] 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。
[0052] 本发明最关键的构思在于:原创性的提出一种从流体阻力中获取的动力来源， 基于"运动装置周围壳体内设置内层流速慢于外层流速的流体通道， 从而产生从 内向外方向的压力差， 与周围流体的向内的压力方向相反、 两种不同方向的流 体相互抵消， 而抵消多少流体压力、 就转变为多少推动力来源。 使流体阻力减 少并转变为动力来源， 反之使流体阻力增加就增大了动力消耗； 在此基础上应 用于飞行器就产生第一升力来源和第二升力来源。
[0053] 其中， 内外两层流体的流速相差越大， 节能效果越好， 转变为动力来源就越多 ， 反之流体阻力就越大， 产生的能耗就越大。
[0054] 高压力向低压力转移， 就如水从高向低流动一样， 顺应自然规律。
[0055] 本发明提供了一种高速飞行器， 包括壳体和发动机， 所述壳体内依次设有外流 体通道和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通气口与 外界连通， 外流体通道与所述发动机的吸气口相通； 壳体上可选择地设置或不 设置机翼。
[0056] 进一步地， 上述高速飞行器还包括内层壳体， 所述内层壳体设于所述外流体通 道和内流体通道之间， 内层壳体上设有多个通气口连通内外流体通道， 内流体 通道的通气口和内层壳体上的通气口的面积小于所述外流体通道的通气口的面 积。
[0057] 进一步地， 上述高速飞行器的壳体上设置机翼， 机翼壳体内设有所述内流体通 道和外流体通道， 且机翼壳体内的外流体通道与所述壳体内的外流体通道相通
[0058] 进一步地， 上述高速飞行器的内流体通道和外流体通道仅设置于所述壳体的上 半部分内和所述机翼的上表面内。
[0059] 进一步地， 上述高速飞行器在所述通气口内设有控制装置， 所述控制装置改变 通气口的启闭及通气口幵启角度的变化。
[0060] 进一步地， 上述高速飞行器包括导弹、 战斗机和客机。
[0061] 本发明还提供了另一种高速飞行器， 包括壳体， 在壳体内依次设有外流体通道 和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界相 通， 外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。
[0062] 进一步地， 上述的另一种高速飞行器还包括内层壳体， 所述内层壳体设于所述 外流体通道和内流体通道之间， 内层壳体上设有多个通气口连通内外流体通道 ， 内流体通道的通气口和内层壳体上的通气口的面积小于所述外流体通道的通 气口的面积。
[0063] 本发明提供了一种具有更大升力的飞行器， 包括壳体、 机翼和发动机， 所述机 翼上表面内依次设有内流体通道和外流体通道， 所述内流体通道和外流体通道 分别通过各自的通口与外界连通， 外流体通道还与所述发动机的吸气口相通。
[0064] 进一步地， 所述内流体通道通过内层壳体上的通口与外流体通道相通， 内流体 通道和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。
[0065] 进一步地， 所述壳体内设有通道， 所述通道与所述机翼内的外流体通道相通。
[0066] 进一步地， 壳体的上半部内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述内流体通 道和外流体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 壳体的外流体通道还与所 述发动机的吸气口相通。
[0067] 进一步地， 所述外流体通道内设有凹凸于内壁的扰流装置。
[0068] 进一步地， 所述壳体内的外流体通道和机翼内的外流体通道相通， 所述发动机 在壳体下部中间和壳体后部各设一个喷气口。
[0069] 本申请还提供了一种具有更大升力的飞行器， 包括升力盘、 壳体和发动机， 所 述升力盘内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述内流体通道和外流体通道 分别通过各自的通口与外界连通， 所述外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。
[0070] 进一步地， 所述发动机设有一个下部喷口和一个后部喷口。 [0071] 进一步地， 所述壳体的上半部内也设有所述内流体通道和外流体通道， 外流体 通道与所述发动机的吸气口连通。
[0072] 请参照图 1和图 2， 本发明的实施例一为：
[0073] 一种飞机， 在环绕机身周围的机身壳体 10内、 分别设有外流体通道 3和内流体 通道 2， 其中内流体通道 2通过导管 602与机身壳体 10上的通气口 6相通， 外流体 通道 3与机身壳体上的通气口 601相通， 发动机 4设在机身壳体 10的尾部， 其吸气 口与外流体通道 3相通， 排气口与外界相通， 其中通气口 601的进气面积大于通 气口 6。
[0074] 当飞机飞行吋， 流体从大小不同的通气口 6、 601分别进入内外层流体通道内， 此吋发动机 4产生强大的吸力把均布在多个通气口 601周围的流体高速吸入外流 体通道 3内， 从而使得均布在机身壳体上多个通气口 601周围的流体， 以至使得 机身壳体表面上和外流体通道 3内外共同形成两层流速大致相等、 又彼此相通的 高速流体层 301。
[0075] 此吋通气口 6的进气面积小， 又通过进气面积小导管 602与内流体通道 2相通， 所以内流体通道 2内的流体又在自然状态中， 因流速慢而产生较高的气压， 通过 导管 602与均布壳体 10上的多个通气口 6把内流体通道 2内部低流速， 产生的高 压力， 向机身壳体 10上形成的高速流体层 301产生的低气压转移压力差， 从而形 成围绕机身壳体 10周围的压力差转移圈 302， 把飞机飞行吋产生的作用在机身壳 体 10周围的流体压力， 按相反方向从内向外转移流体压力、 在飞机周围形成压 力转移圈 302。
[0076] 由于压力差转移圈 302与飞机周围由外向内方向的流体压力方向相反， 而两种 不同方向的流体压力在壳体上相遇而相互抵消， 而流体压力相互抵消多少、 流 体阻力就减少多少， 由此转变为飞机推动力来源为多少。
[0077] 内流体通道 2和外流体通道 3之间流速相差越大， 产生的压力差就越大， 由内 向外方向转移的流体压力就越多， 显而易见的， 外流体通道 3在发动机 4强大吸 力状态中， 其流速比在自然状态下的内流体通道 2内的流速快很多， 通过对发动 机 4的控制， 很容易快于内流体通道 2流速若干倍、 10多倍、 甚至更多都能轻易 做到， 从而内外层之间产生更大的压力差， 把更多流体压力从内向外转移， 形 成围绕飞机机身四周的压力差转移圈 302， 把流体压力的部分、 甚至大部分向外 转移， 使流体阻力减少， 载重量增加， 飞行半径增加， 同吋速度提高， 能耗减 少。 显而易见， 在动力作用下使内外层之间至少产生 10多倍的流体压力差， 肯 定不会只减少 10%的流体阻力、 而是更多， 由此获得更大的推动力来源。
[0078] 此吋在不增加任何动力的状态下， 就使飞机飞行速度大大提高， 飞行半径成倍 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。
[0079] 从工业革命 200多年至今， 运动装置产生推动力来源的基本理论与结构从未改 变； 至今也没有能有效克服流体阻力的理论、 方法和装置的出现， 其原因是运 动装置的内层为快速层、 向外逐渐减慢、 直至等同环境流速的大范围的外层为 慢速层； 所以必然外层直至等同环境流速的大范围的慢速层流速产生的高压力 ， 从外向内方向向内层快速层的高流速产生的低压力转移压力差， 把周围所有 的环境压力都引向自身、 而产生更多额外的流体压力、 从而产生更大的流体阻 力， 使现在驱动运动装置包括飞行器的 90%左右的动力、 用于克服流体阻力上面 ， 仅剩下不可 10%的动力用于驱动其行驶的真正原因， 这就是本发明关于流体阻 力产生根源的重新认识。
[0080] 因此， 发现第一推动力来源如下： 在运动装置周围形成内外两层不同流速的流 体层， 如内层慢于外层流速就获得动力来源； 反之就增大动力消耗。 其中内外 层之间流速相差越大， 产生的压力差就越大； 内层慢于外层流速多少、 就减少 流体阻力越多、 获得推动力来源就越多。 反之， 传统运动装置内层快于外层流 速， 就增加的流体阻力越多， 增加的动力消耗更大， 这是一一对应的相互关系
[0081] 值得一提的是： 外流体通道 3的流速在动力的强大吸力作用下很容易与内流体 通道 2至少相差至少十多倍的压力差， 从而使现在的运动装置包括飞行器行驶吋 90%左右的能耗用于克服流体阻力、 只剩 10%左右的能耗来推动的现状产生根本 性的逆转， 如向外转 10%的流体压力、 就为运动装置增加至少 50%左右的推动力 来源； 如向外转移， 20%、 40%、 70%甚至多流体压力， 就为运动装置获得多倍 的推动力来源， 使所有运动装置包括飞行器的能源利用率提高多倍， 就使世界 上的能源蕴藏量提高多倍。
[0082] 由此， 本发明将对所有运动装置包括飞行器的发展， 产生革命性的变革， 并深 远影响其未来的发展。
[0083] 请参照图 1和图 2， 本发明的实施例二为：
[0084] 一种飞机， 与实施例一不同的是去掉导管 602和通气口 6， 在内层壳体 102上均 布多个孔径较小的小孔径通气口 613， 使内流体通道 2与外流体通道 3相通， 外 流体通道 3通过通气口 601与外界相通。
[0085] 飞机行驶吋， 发动机产生强大的吸力， 通过较大的通气口 601更容易把壳体上 的流体高速吸入， 在外流体通道 3和壳体表面形成二层彼此流速大约相等的高速 流体层 301， 由于通气口 601的进气面积比小孔径通气口 613大得多， 所以外流 体通道比内流体通道流速快得多， 在发动机强大吸力使外流体通道内流速极快 ， 远快于内流体通道内的流速， 内外通道因流速的极大差异而产生很大压力差 ， 通过均布在内层壳体 102上的多个通气口 613， 把内流体通道 2内较低流速而 产生的高压力向外流体通道 3形成的高速流体层 301转移压力差， 从而形成围绕 机身壳体 10周围的压力差转移圈 302， 使飞机飞行吋产生的从外向内作用在壳体 上的流体压力， 朝相反方向从内向外转移， 使飞行的流体阻力大大减少。 作为 对本实施例的改进， 参照实施例一， 在内层壳体 102部分设有小孔径通气口 613 、 另一部分通过导管 602与通气口 6相通。
[0086] 请参照图 1至图 3， 本发明的实施例三为：
[0087] 一种飞机， 其机翼壳体 50内上下表面周围设有外流体通 3和内流体通道 2， 其中 机身壳体 10内的外流体通道 3与机翼壳体内的外流体通道 3相通。
[0088] 飞机飞行吋， 发动机 4强大的吸力通过机身， 机翼壳体上均布的通气口 601把流 体高速吸入外流体通道内， 使机身和机翼周围形成高速流体层 301， 与机身壳体 10和机翼壳体 50内的内流体通道 2之间因流速不同而产生极大压力差， 形成围 绕机身和机翼周围的一圈压力差转移圈 302， 显而易见， 外流体通道 3内流体的 流速很容易大于内流体通道 2内流体的若干倍、 10多倍、 甚至更多， 把更多的流 体阻力向外转移， 与周围的流体压力方向相反而相互抵消， 使飞行器行驶中机 身和机翼周围壳体的流体阻力减少、 并转化为更大的推动力来源， 由此产生一 种崭新结构的高速节能的飞机。
[0089] 请参照图 1至图 3、 图 12、 本发明的实施例四为：
[0090] 一种更大升力的飞机， 在机身壳体 10的上半部内和机翼的上表面内设有与外界 相通的外流体通道 3和内流体通道 2， 通气口 601通过外流体通道 3与发动机 4的 吸气口连通， 内流体通道 2通过导管 602与通气口 6相通，或 /和通过通气口 613与 外流体通道相通。
[0091] 飞机飞行吋， 在发动机强大通过机身壳体 10上半部、 和机翼壳体 50上表面均布 的通气口 601把流体高速吸入外流体通道 3内， 从而在机身上半部和机翼上表面 内形成高速流体层 301， 与内流体通道 2内的低流速、 高气压流体之间因流速不 同而产生很大的压力差， 从而在机身上半部和机翼上表面形成压力差转移圈 302 ， 把飞机行驶吋周围流体作用在机身上半部和 /或机翼上表面向内方向的流体阻 力， 改变为朝相反的方向、 既向上的方向转移压力差， 外部流体从外向内的作 用在壳体上的流体压力、 朝相反方向从内向外、 即向上方的方向转移流体压力 ， 于是在整个壳体上面都形成一层由内向外， 由下向上的压力差转移圈 302， 此 吋因壳体整体向下的压力减少而向上的压力增加， 流体压力瞬间把壳体整体地 向上转移， 使壳体整体顺着向上流体压力瞬间的推动下上升， 这种改变就是升 力， 由此获得第一升力来源。 本发明的第一升力来源如下：
[0092] 在飞行器的上部和 /或机翼上部的壳体内， 设有与外界相通的内外两层流体通 道之间因流速不同， 产生由内向外的压力差为第一次升力来源。
[0093] 而外层之间产生的压力差越大， 获得第一升力来源就越大。 显而易见， 外流体 通道在发动机强大吸力状态中， 很容易使其流速快于内流体通道 10多倍、 甚至 更多， 就至少产生 10倍的压力差和升力。
[0094] 本发明的第二升力来源如下：
[0095] 飞行器在上部壳体和 /或机翼上部形成的高速流体层， 与下部壳体在自然状态 的流速之间、 因流体连续性产生的压力差为第二次升力来源。
[0096] 而机身上下部内和机翼的上下部之间因流速不同、 产生更大的压力差越大获得 第二升力来源就越大。 显而易见， 外流体通道 3在发动机强大吸力状态中， 很容 易使其流速快于下部壳体在自然状态的流速至少产生 10倍、 甚至更多， 就至少 产生 10倍的压力差和升力。
[0097] 其中， 第一升力来源与传统机翼产生升力不同是， 当流体经过传统机翼上下表 面不同路径， 而同吋到达后部的流体连续性才能产生升力； 而本发明第一升力 来源在流体经过壳体其表面吋就产生升力， 本发明是在内外两层流体层之间因 流速不同而产生的第一升力来源。
[0098] 第二升力来源与传统机翼因流体连续性产生升力相同， 但本发明在发动机强大 吸力使上部壳体和 /或机翼上部形成的高速流体层， 比下部壳体在自然状态的流 速至少快 10多倍， 上下部之间形成更大压力差而产生更大升力来源， 比传统机 翼上下表面为弧形与平面之间微小差别、 所产生的压力差和升力至少大 10多倍
[0099] 本发明的第一、 第二次升力又共同形成飞行器的更大升力来源。
[0100] 请参阅图 11， 图 12所示， 本发明的实施例五为：
[0101] 一种具有更大升力的飞行器， 包括壳体、 机翼 5和发动机 4， 与上不同的是， 壳 体的上半部 103的后部设有通道 303， 机翼 5上表面内设有外流体通道 3和流体通 道 2， 发动机 4通过通道 303与机翼 5内的外流体通道 3和通气口 601相通， 内流体 通道 2通过导管 602和通气口 6与外界相通； 或通过小口径通口 613与外流体通道 3 连通， 通气口 6、 613的面积小于所述外流体通道 3的通气口 601。
[0102] 在发动机强大吸力状态中， 此吋机翼的上表面 501是发动机的唯一进气来源， 在发动机强大吸力状态中外流体通道 3的流速， 很容易快于内流体通道 2的流速 1 0多倍， 于是在机翼的整个上表面 501瞬间形成 10多倍的压力差转移圈 302， 由此 获得本发明第一升力来源。
[0103] 进一步地， 机翼上表面的高速流体层 301与自然流速的下表面之间因流速不同 ， 而产生更大的压力差由此获得第二升力来源。
[0104] 第一升力和第二升力共同使飞机获得更大的升力来源。
[0105] 进一步地， 壳体的上半部 103的后部通道 303为管状通道， 发动机通过管状的通 道 303与两侧的机翼 5内的外流体通道 3和通气口 601相通， 使飞机机翼上表面成 为发动机的唯一通气口。
[0106] 本发明从内外流体层中产生第一， 第二升力来源的发现， 将使飞行器的发展进 入一个新的吋代。
[0107] 请参照图 2和图 4， 本发明的实施例六为：
[0108] 一种超音速飞行器、 不设置两侧的机翼， 仅设置后翼 511来控制方向， 在通气 口 601内设有通过控制使之幵启或关闭及产生角度变化的控制装置 604， 由于去 掉机翼， 也没有传统飞机的进气通道， 比传统飞机减少 80%左右的迎风面面积， 本实施例的飞机因减少 80%左右的迎风面自然能够提高速度减少能耗。
[0109] 当飞机飞行吋， 发动机强大的吸力使内外层之间形成 10多倍的流体压力差， 围 绕在飞机壳体周围形成压力差转圈 302， 与周围的流体压力相互抵消， 而相互抵 消多少流体压力， 就减少多少流体阻力并转变为多少推动力来源， 就是飞机速 度提高多少， 由此获得本发明的推动力来源。
[0110] 进一步地， 通过控制装置 604关闭飞机下半部的通气口 601， 发动机强大的吸力 使飞机上半部 103形成高速流体层 301、 产生压力差转圈 302由此获得本发明的第 一来源。
[0111] 进一步地， 飞机上半部 103形成高速流体层 301、 与下半部 104在自然状态中的 流速产生极大压力差而产生更大升力， 由此获得本发明的第二升力来源。
[0112] 进一步地， 全部去掉或部分去掉导管 602和通气口 6， 在内流体通道 2的内层壳 体 102上均布多个孔径相对小的小孔径通气口 613
与外流体通道 3的高速流体层 301相通。
[0113] 本发明的推动力来源减少多少流体阻力就提高多少推动力； 去掉机翼和进气涵 道又使迎风面的面积减少 80%左右； 同吋获得本发明的第一升力来源和第二升力 来源， 而至少比传统机翼增加大 10多倍的升力， 由此产生多倍有人、 或无人的 超音速飞行器。
[0114] 请参照图 5和图 6， 本发明的实施例七为：
[0115] 一种三角形飞行器， 从俯视、 仰视、 正面、 侧面任何一面都为三角构成， 三角 形的稳定结构是最好的， 几个板状就可构成， 制作比现在飞机简单得多， 成本 低廉的多， 性能也优越得多， 同吋多面体是最好的隐身结构， 该飞机的特殊结 构可用于无人机。
[0116] 三角形飞机由几块三角形的板材连接而成， 机身和机翼浑然一体都成为内部载 人载物的运载空间， 在机身壳体内周围设有外流体通道 3和内流体通道 2， 分别 通过各自的通气口 601、 6与外界相通。
[0117] 发动机 4设在飞机上半部的后部壳体中间， 发动机 4的吸气口 412通过外流体通 道 3与均匀分布的多个通气口 601和外界相通， 发动机 4的排气口 411与外界相通 。 在发动机强大的吸力作用下， 外流体通道 3和壳体上形成高速流体层 301， 与 内流体通道 2
内低流速、 高压力的流体之间形成很大压力差， 形成压力差转移圈 302， 由此获 得本发明的推动力来源及第一升力来源和第二升力来源。 进一步地， 发动机还 可设在机身壳体后部的底部平面与上部结合部之间。
[0118] 请参照图 2和图 7， 本发明的实施例八为：
[0119] 一种导弹， 在导弹 111的周围壳体内， 设有外流体通道 3和内流体通道 2， 分别 通过各自的通气口 601、 6； 或小孔径通气口 603与外界相通。 发动机 4工作吋产 生强大吸力， 使外流体通道 3和壳体内外形成高速流体层 301， 与内流体通道 2之 间因流速不同形成很大的压力差， 从而形成压力差转移圈 302， 围绕导弹周围把 流体阻力部分、 甚至大部分向外转移， 使导弹的速度大大提高由此获得本发明 的推动力来源。
[0120] 进一步地， 请参照图 15， 在导弹的上半部形成有上述的压力差转移圈 302， 使 导弹获得第一升力来源和第二升力来源， 由于产生很大的升力， 使导弹的速度 更快， 能耗更小， 载重量更大， 通过在通气口 601上设有能幵启、 关闭或进行角 度变化控制的控制装置， 在壳体局部形成压力差， 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。
[0121] 由于现在导弹不能产生升力， 在飞行中流体阻力非常大， 能耗也很大， 已严重 地影响了导弹未来的发展； 而本发明的推动力来源， 以及第一升力来源和第二 升力来源为导弹的发展幵辟一个崭新的方向。
[0122] 请参照图 8和图 9， 本发明的实施例九为：
[0123] 一种由惯性驱动的飞行器 _子弹， 子弹包括弹头 115和弹壳 116， 弹头 115的尾 部为圆椎形， 在弹头 115的最大横截面 117处到弹头的尖端之间的弹头内设有依 次设有外流体通道 3和内流体通道 2， 内流体通道 2和外流体通道 3分别通过通气 口 6、 601与外界相通， 外流体通道 3内设有凹凸于表面的扰流面 113， 或螺旋形 扰流面 107。
[0124] 弹药发射吋， 由于弹头 115的尾部为圆椎形， 与火药爆炸后的接触面比平面的 尾部接触面成倍增加， 所以产生的推动力也大大提高。 后部的圆椎形结构有效 占据负压区的位置， 使流体顺圆椎形的外壳流过， 在椎尖处周围流体汇合后负 压阻力大大减少而提高速度； 通常弹头 115的最大横截面 117前方的部分壳体与 枪管内的螺旋形膛线接触使子弹加速发射， 弹头在惯性力作用下旋转中按抛物 线轨迹飞行途中， 与流体产生极大摩擦力使子弹飞行距离缩短， 因此流体阻力 是影响其速度和距离的唯一因素。
[0125] 此吋， 流体从通气口 601、 6分别进入内外流体通道内， 通气口 601的进气面积 大于通气口 6很多， 使更多的流体进入外流体通道 3内， 因为外流体通道 3内设 有凹凸于表面的扰流面 113， 尤其是螺旋形扰流面 107使流体一圈又一圈的经过 而至少延长 5倍流体通过的路径， 使外流体通道 3流体经过的路径大于对应的内 流体通道 2的路径 5倍， 壳体表面上和外流体通道 3内形成两层流速大约相等的 高速流体层 301， 高速流体层 301的流速快于内流体通道 2而产生 5倍的压力差转 移圈 312， 由此从而减少流体阻力中获得本发明的推动力来源。
[0126] 进一步地， 以上所述的结构同样适用于炮弹， 由此一种高速远射程的炮弹由此 产生。 值得一提， 影响子弹和炮弹射程及速度的唯一原因就是流体阻力， 本发 明并没有增加火药的用量， 仅在原来子弹或炮弹上通过压力差转移圈 302使其速 度提高， 射程提高， 本发明为弹药的未来发展幵辟了新的方向。
[0127] 请参照图 3、 图 9和图 10， 本发明的实施例十为：
[0128] 一种飞机， 与上不同是去掉发动机， 在机身壳体 10内周围或 /和机翼内的上下 表面设有内外两层的外流体通道 3和内流体通道 2， 通过各自的通气口 601、 6与 外界相通， 所述扰流装置为凹凸扰流面、 螺旋扰流面、 螺旋扰流条来延长流体 通过的路径。
[0129] 在外流体通道 3内的两侧面至少其一设有凹凸于表面的扰流面 113或在外流体通 道 3内均匀分布的多个螺旋形扰流条 114， 使流体经过的路径大于内流体通道 2的 路径。 [0130] 因为现在飞行器高速行驶吋， 90%左右的动力用于克服流体阻， 仅剩 10%左右 来驱动飞行器正常行驶， 若通过压力差转移圈 302向外转移 10%的流体阻力， 减 少 10%的流体阻力， 至少可使飞行器的动力提高 50%以上。
[0131] 显而易见， 尤其是螺旋形扰流条 114， 使流体按其形状一圈又一圈的经过， 很 容易延长至少 5倍以上的流通过的途径， 使内外层之间至少产生 5倍以上的压力 差， 而 5倍以上的压力差转移圈 302、 不仅只是减少 10%左右的流体阻力、 而是更 多； 所以壳体上的大量流体从各通气口 601进入外流体通道内， 于是形成外流体 通道和壳体表面内外两层高速流体层 301， 与内流体通道形成 5倍以上的压力差 ， 产生围绕机身周围和机翼上下表面至少 5倍以上的压力差转移圈 302， 使飞行 吋的流体阻力大大减少， 由此转变成至少 50%以上的推动力来源， 由此获得本发 明的推动力来源。
[0132] 进一步地， 请参照图 12和图 14， 在机身壳体 10上半部或 /和机翼的上表面内设 有外流体通道 3和内流体通道 2， 通过各自的通气口 601、 6与外界相通， 在外流 体通道内均匀排布的多个螺旋扰流条 114， 使流体经过的路径大于内流体通道 2 至少 5倍的路径， 因此形成至少 5倍压力差转移圈 302， 由此产生第一、 二次升力 来源。
[0133] 该实施例不用发动机也能产生很大的压力差和升力， 适合于各种飞行器。
[0134] 请参阅图 13， 本发明的实施例十一为： 一种具有更大升力的直升机、 与传统直 升机不同是把螺旋桨换为固定的中空升力盘 7， 升力盘通过连接杆 405与机身连 接， 通气管 401从连接杆 405中经过， 所述升力盘 7上表面内设有外流体通道 3和 内流体通道 2， 所述外流体通道 3和内流体通道 2分别通过各自的通气口 601、 6或 小孔径通气口 613与外界连通， 所述发动机 4设于所述机身壳体内的下部， 所述 升力盘 7上表面均匀排布的多个通气口 601， 通过外流体通道 3经通气管 401与发 动机 4的吸气口连通， 发动机 4设有下部喷口 403和后部喷口 404， 其中后部喷口 4 04通过通气管 401与发动机相通。
[0135] 在发动机强大吸力状态中， 使升力盘 7上表面的内外层之间， 产生至少 10多倍 的压力差转移圈 302， 从而获得第一力来源， 其中内外流体层之间流速相差越大 ， 产生升力越大； 升力盘 7上表面的高速流体层 301与自然流速的下表面之间因 流速不同， 而产生更大的压力差由此获得第二升力来源。
[0136] 进一步地， 所述发动机 4设有一个下部喷口 403和 /或一个后部喷口 404， 使用 一个喷口吋关闭另一喷口， 本发明是直升机和喷气机两者相结合。
[0137] 进一步地， 在发动机强大吸力作用下在升力盘 7上表面形成高负压区， 在飞机 壳体下部设置的发动机喷口 403喷出高速流体， 形成的高正向推动区， 因此， 在 飞机壳体下部设置的发动机喷口 403更容易推动飞机很快上升。
[0138] 此吋升力盘 7上表面的高负压区、 与壳体下部高压区之间， 形成飞机上下部之 间高正压和高负压， 使机身的上下部极高的正负压之间产生极大的压力差、 使 下部的高正区产生的高压力， 必然向上部的高负压区产生的低压力转移压力差 ， 这种从下向上的压力差的转移， 产生直升机的更大第二推动力来源， 而传统 直升机螺旋桨为第一次推动力； 因此， 第二次推动力甚至超过传统的第一次推 动力， 因为螺旋桨把吸入的流体向下喷向机身产生很大的阻力而消耗其推动力 ， 因此传统直升机的第一次推动力都不能完整的形成。
[0139] 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， 尤 其是发动机在后部推动， 使飞机飞行速度更快， 由此产生一种崭新的速度更高 ， 载重量更大， 同吋更节能的直升飞机。
[0140] 进一步地， 请参阅图 12， 所述机身壳体的上半部内也设有所述外流体通道 3和 内流体通道 2， 多个通气口 601通过外流体通道 3与所述发动机 4的吸气口连通。
[0141] 进一步地， 机身上半部和升力盘上表面的外流体通道 3， 与发动机 4的吸气口连 通， 使机身、 升力盘的上下部之间分别产生第一和第二升力来源， 第一升力来 源和第二次升力来源累加后共同形成更大升力和推动力来源。
[0142] 进一步地， 在机身的最大横截面到前部形成的区域上面， 设有压力差转移圈 30 2形成高负压区， 与后部喷口 404形成的高正压之间产生压力差， 后部的高正压 区产生的高压力必然向前部负压区转移压力差， 这种从后向前的压力差转移， 获得第二推动力来源， 而前后部的正负压之间形成的压力差越大， 产生的推动 力就越大。 上述的其它飞机按此结构也能产生第二推动力来源。 本发明飞机由 此获得推动力来源如下：
[0143] 飞机壳体的前后部或上下部的正负压之间产生的压力差形成为推动力来源。 [0144] 本发明与传统直升机螺旋桨一样， 直升机行驶中需要升降或转弯吋， 通过控制 升力盘与连接杆 405之间的活动连接， 使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。
[0145] 直升机多年来发展缓慢， 是受螺旋桨的结构及旋转翼产生升力很小的限制， 同 吋又没有一种能取代螺旋桨能产生直升的升力来源一升力盘， 本发明改变了直 升机的公知结构， 找到一种更大的直升向上的升力来源， 本发明产生的第一升 力来源、 第二升力来源和第二次推动力来源， 使直升机的推动力和升力显著提 高。
[0146] 综上所述， 传统动力装置把外部压力引向自身， 又不得不耗费 90%动力来克服 流体阻力； 而本发明从流体阻力中获取的动力来源， 把流体压力引向外部， 由 此本发明推动力来源如下： 在运动装置周围形成内外两层不同流速的流体层 ， 如内层慢于外层流速就获得动力来源； 反之就增大动力消耗。 在此基础上进 一步发现第一升力来源和第二升力来源， 以及飞机的推动力来源。
[0147] 本发明的第一升力来源如下： 在飞行器的上部和 /或机翼上部的壳体内， 设有 与外界相通的内外两层流体通道之间因流速不同， 产生由内向外的压力差为第 一次升力来源。
[0148] 本发明的第二升力来源如下： 飞行器在上部壳体和 /或机翼上部形成的高速流 体层， 与下部壳体在自然状态的流速之间、 因流体连续性产生的压力差为第二 次升力来源。
[0149] 本发明飞机推动力来源如下： 飞机壳体的前后部或上下部的正负压之间产生的 压力差形成为推动力来源。
[0150] 本发明将对运动装置包括飞行器未来发展产生深远的影响。
[0151] 以上内容是结合具体的实施方式对本申请所作的进一步详细说明， 不能认定本 申请的具体实施只局限于这些说明。 对于本申请所属技术领域的普通技术人员 来说， 在不脱离本申请构思的前提下， 还可以做出若干简单推演或替换。
技术问题
问题的解决方案
发明的有益效果

Claims

权利要求书
[权利要求 1] 一种高速飞行器， 包括壳体和发动机， 其特征在于， 所述壳体内依次 设有外流体通道和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分别通 过各自的通气口与外界连通， 外流体通道与所述发动机的吸气口相通 ， 使外流体通道内的流速大于内流体通道内的流速产生的压力差为飞 行器的推动力来源。
[权利要求 2] 根据权利要求 1所述的高速飞行器， 其特征在于， 还包括内层壳体， 所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间， 所述内层壳体 上设有多个通气口连通内流体通道和外流体通道， 所述内流体通道的 通气口和内层壳体上的通气口的面积小于所述外流体通道的通气口的 面积。
[权利要求 3] 根据权利要求 1所述的高速飞行器， 其特征在于， 所述内流体通道通 过导管与壳体上的多个通气口相通。
[权利要求 4] 根据权利要求 1所述的高速飞行器， 其特征在于， 所述壳体上设置机 翼， 机翼壳体内设有所述内流体通道和外流体通道， 且机翼壳体内的 外流体通道与所述壳体内的外流体通道相通。
[权利要求 5] 根据权利要求 1所述的高速飞行器， 其特征在于， 所述内流体通道和 外流体通道设置于所述壳体的上半部内和所述机翼的上表面内。
[权利要求 6] 根据权利要求 1所述的高速飞行器， 其特征在于， 在所述与外流体通 道相通的通气口内设有控制装置， 所述控制装置改变通气口的启闭及 通气口幵启角度的变化。
[权利要求 7] —种高速飞行器， 包括壳体， 其特征在于， 在壳体内依次设有外流 体通道和内流体通道， 所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的 通气口与外界相通， 所述外流体通道内设有扰流装置， 使外流体通道 内的流速大于内流体通道内的流速产生的压力差为飞行器的推动力来 源。
[权利要求 8] 根据权利要求 7所述的高速飞行器， 其特征在于， 所述扰流装置为凹 凸扰流面、 螺旋扰流面、 螺旋扰流条， 来延长流体通过的路径。 根据权利要求 7所述的高速飞行器， 其特征在于， 还包括内层壳体， 所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间， 所述内层壳体 上设有多个通气口连通内流体通道和外流体通道， 内流体通道的通气 口和内层壳体上的通气口的面积小于所述外流体通道的通气口的面积 根据权利要求 7所述的高速飞行器， 其特征在于， 所述内流体通道通 过导管与壳体上的多个通气口相通。
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外流体通道和内流体通道， 所述外流体 通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 外流体通道还 与所述发动机的吸气口相通， 使外流体通道内的流速大于内流体通道 内的流速产生的压力差为机翼的升力来源。
根据权利要求 11所述的具有更大升力的飞行器， 其特征在于， 所述 内流体通道通过导管与壳体上的多个通气口相通。
根据权利要求 11所述的具有更大升力的飞行器， 其特征在于， 所述内 流体通道通过内层壳体上的通气口与外流体通道相通， 内流体通道和 内层壳体上的通气口的面积小于所述外流体通道的通气口的面积。 根据权利要求 11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流体通道相通。
根据权利要求 11所述的具有更大升力的飞行器， 其特征在于， 壳体的 上半部内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述内流体通道和外流 体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 壳体的外流体通道还与所 述发动机的吸气口相通。
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， 所述升力盘上表面内依次设有外流体通道和内流体通道， 所述外 流体通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界连通， 所述外流 体通道通过通气管经由所述连接杆与发动机的吸气口相连通。
根据权利要求 16所述的具有更大升力的飞行器， 其特征在于， 所述发 动机设在壳体的下部喷口和 /或壳体后部的喷口。
[权利要求 18] 根据权利要求 16所述的具有更大升力的飞行器， 其特征在于， 所述发 动机设在壳体的下部喷口与升力盘上表面之间产生的压力差为飞行器 的升力来源。
[权利要求 19] 根据权利要求 18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外流体通道和内流体通道， 外流体通道与所 述发动机的吸气口连通。
[权利要求 20] —种弹头包括弹壳， 其特征在于， 所述弹头的最大横切面到弹头的前 部之间区域的内部， 依次设有外流体通道和内流体通道， 所述外流体 通道和内流体通道分别通过各自的通气口与外界相通， 外流体通道内 设有凹凸于通道壁面的扰流面或螺旋扰流面， 内流体通道的通气口的 面积小于所述外流体通道的通口的面积。
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