本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)，特別涉及一種產(chǎn)生更大升力的固定翼飛行器。

背景技術(shù)：

從飛行器出現(xiàn)的一百多年以來(lái)，固定翼飛行器產(chǎn)生升力的唯一來(lái)源就是機(jī)翼，流體從機(jī)翼上下表面經(jīng)過(guò)而同時(shí)到達(dá)后部以產(chǎn)生升力；因流體從機(jī)翼上下表面的寬度方向經(jīng)過(guò)、及機(jī)翼上下表面的弧形與平面之間很小差別，所以機(jī)翼產(chǎn)生的升力也不大。

在中國(guó)專利號(hào)2008100653341的名稱為“一種運(yùn)動(dòng)裝置”；專利號(hào)200910105982x的名稱為“一種流體運(yùn)動(dòng)裝置”；專利號(hào)us13864370的名稱為“一種從內(nèi)部產(chǎn)生更大升力的飛行器”；以及專利號(hào)為us8.448.892b3的名稱為“一種以內(nèi)部產(chǎn)生升力的飛碟”的專利中；均披露了一種從內(nèi)部產(chǎn)生更大的升力來(lái)源。

但是，目前現(xiàn)有技術(shù)中，并沒(méi)有出現(xiàn)一種在不增加額外動(dòng)力的前提下，從減少流體阻力中，獲得更大升力和推動(dòng)力的固定翼飛行器。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明把機(jī)翼和機(jī)身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統(tǒng)一改變?yōu)樵谄渖喜康?、同一方向的流體壓力，其壓力方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，從而獲得更大的升力和推動(dòng)力。

傳統(tǒng)動(dòng)力裝置包括固定翼飛行器運(yùn)動(dòng)中，克服流體阻力是最大的能源消耗，大約占總能耗的90％左右，而僅剩10％左右的實(shí)際的能源利用率。

因此本發(fā)明把機(jī)翼和機(jī)身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統(tǒng)一改變?yōu)橥环较虻牧黧w壓力而與外界的壓力方向相反而相互抵消，因此、本發(fā)明更大的升力來(lái)源是從減少流體阻力中獲得。

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是：提供一種在不增加額外動(dòng)力的前提下，可以顯著的產(chǎn)生更大升力和推動(dòng)力的固定翼飛行器。

為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：一種固定翼飛行器、包括機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)，所述機(jī)翼內(nèi)設(shè)有流體通道，所述機(jī)翼的上表面設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口與流體通道相通，所述發(fā)動(dòng)機(jī)與流體通道相連通；設(shè)在所述機(jī)翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機(jī)翼的上表面相通，以產(chǎn)生壓力差和升力。

本發(fā)明采用的另一技術(shù)方案為：一種固定翼飛行器，包括機(jī)翼、及機(jī)翼排氣口，所述機(jī)翼內(nèi)設(shè)有流體通道，所述流體通道與設(shè)在機(jī)翼長(zhǎng)度方向最遠(yuǎn)端的尾部排氣口相連通，所述機(jī)翼的上表面設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口與流體通道相通，設(shè)在所述機(jī)翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機(jī)翼的上表面相通，以產(chǎn)生壓力差和升力。

本發(fā)明采用的另一技術(shù)方案為：一種固定翼飛行器，包括殼體，及殼體尾部的排氣口，所述殼體內(nèi)設(shè)有流體通道與排氣口相通，所述殼體的上半部設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口，所述殼體的下半部設(shè)有至少兩個(gè)的第二通氣口，所述第一通氣口與所述流體通道連通，所述殼體的下半部經(jīng)由第二通氣口將外界的高壓力流體通過(guò)流體通道向殼體上半部產(chǎn)生的低壓力流體轉(zhuǎn)移壓力差，以產(chǎn)生壓力差和升力。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明把飛機(jī)行駛中產(chǎn)生的流體阻力，分解為機(jī)翼和機(jī)身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，然后統(tǒng)一改變?yōu)樵谄渖喜康?、同一方向的流體壓力，其上部的壓力方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，從而獲得更大的升力和推動(dòng)力，本發(fā)明在不增加額外動(dòng)力的狀態(tài)中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑和運(yùn)動(dòng)速度，為飛行器未來(lái)的發(fā)展找到新的方向。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例的固定翼飛行器的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為圖1中機(jī)翼b-b向的剖面視圖；

圖3為圖1中機(jī)翼a-a向的剖面視圖；

圖4為本發(fā)明實(shí)施例的固定翼飛行器的另一整體結(jié)構(gòu)示意圖。

標(biāo)號(hào)說(shuō)明：

1、飛機(jī)；101、上半部；102、下半部；103、內(nèi)殼；104、外殼；105、殼體；106、排氣口；2、機(jī)翼；201、上表面；202、下表面；203、高速流體層；204、壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)；3、發(fā)動(dòng)機(jī)；4、內(nèi)部通道；5、流體通道；6、擾流裝置；7、第一通氣口；8、第二通氣口；9、尾部排氣口；10、通氣管/通氣口；11、壓力微孔。

具體實(shí)施方式

為詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容、所實(shí)現(xiàn)目的及效果，以下結(jié)合實(shí)施方式并配合附圖予以說(shuō)明。

本發(fā)明最關(guān)鍵的構(gòu)思在于：把飛行器產(chǎn)生的流體阻力，即在機(jī)翼和機(jī)身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統(tǒng)一改變?yōu)樵谄渖喜康?、同一方向的流體壓力，其壓力方向又與外界的壓力方向相反而相互抵消，從減少流體阻力中獲得更大的升力和推動(dòng)力來(lái)源。

請(qǐng)參照?qǐng)D1－圖3所示；一種固定翼飛行器、包括機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)，所述機(jī)翼內(nèi)設(shè)有流體通道，所述機(jī)翼的上表面設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口與流體通道相通，所述發(fā)動(dòng)機(jī)與流體通道相連通；設(shè)在所述機(jī)翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機(jī)翼的上表面相通，以產(chǎn)生壓力差和升力。

請(qǐng)參照?qǐng)D1－圖3所示；一種固定翼飛行器，包括機(jī)翼、及機(jī)翼排氣口，所述機(jī)翼內(nèi)設(shè)有流體通道，所述流體通道與設(shè)在機(jī)翼長(zhǎng)度方向最遠(yuǎn)端的尾部排氣口相連通，所述機(jī)翼的上表面設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口與流體通道相通，設(shè)在所述機(jī)翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機(jī)翼的上表面相通，以產(chǎn)生壓力差和升力。

請(qǐng)參照?qǐng)D1－圖4所示；一種固定翼飛行器，包括殼體，及殼體尾部的排氣口，所述殼體內(nèi)設(shè)有流體通道與排氣口相通，所述殼體的上半部設(shè)有至少兩個(gè)的第一通氣口，所述殼體的下半部設(shè)有至少兩個(gè)的第二通氣口，所述第一通氣口與所述流體通道連通，所述殼體的下半部經(jīng)由第二通氣口將外界的高壓力流體通過(guò)流體通道向殼體上半部產(chǎn)生的低壓力流體轉(zhuǎn)移壓力差，以產(chǎn)生壓力差和升力。

從上述描述可知，本發(fā)明的有益效果在于：

把飛行器產(chǎn)生的流體阻力通過(guò)在機(jī)翼內(nèi)、或在飛行器殼體內(nèi)設(shè)置流體通道，利用機(jī)翼的上下兩個(gè)表面，或利用飛行器殼體的上下兩個(gè)部分的第一、第二通氣口與流體通道相通，利用它們之間產(chǎn)生的不同方向的流體壓力，并轉(zhuǎn)移為同一方向的流體壓力，其壓力方向又與外界的壓力方向相反而相互抵消以產(chǎn)生升力，在不增加額外動(dòng)力的狀態(tài)中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑和運(yùn)動(dòng)速度，為飛行器未來(lái)的發(fā)展找到新的方向。

所述固定翼飛行器在包括機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下：

進(jìn)一步的，還包括殼體，所述發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)于所述飛行器的殼體的尾部，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣口通過(guò)所述殼體的內(nèi)部通道與所述流體通道相連通。

進(jìn)一步的，流體經(jīng)過(guò)所述機(jī)翼的上表面的長(zhǎng)度方向，與流體經(jīng)過(guò)所述機(jī)翼的下表面的寬度方向之間因路徑不同，以產(chǎn)生壓力差和升力。

進(jìn)一步的，所述機(jī)翼的下表面設(shè)有第二通氣口和通氣管，至少兩個(gè)的所述第一通氣口的通氣面積的總和，大于至少兩個(gè)的第二通氣口和通氣管的通氣面積的總和，所述第二通氣口與流體通道連通；所述機(jī)翼的上表面和下表面之間通過(guò)通所述通氣管連通。

進(jìn)一步的，至少兩個(gè)的所述第一通氣口和第二通氣口和通氣管，分別局部或整體的分布于所述機(jī)翼上

進(jìn)一步的，所述流體通道內(nèi)設(shè)有延長(zhǎng)流體通過(guò)的路徑的擾流裝置，所述擾流裝置為凹凸擾流面或螺旋擾流條。

所述固定翼飛行器在包括殼體的情況下：

進(jìn)一步的，還包括擾流裝置；所述上半部的流體通道內(nèi)設(shè)有延長(zhǎng)流體通過(guò)的路徑的擾流裝置，所述擾流裝置為凹凸擾流面或螺旋擾流條；至少兩個(gè)所述第一通氣口的通氣面積的總和大于至少兩個(gè)的第二通氣口的通氣面積的總和；至少兩個(gè)的所述第一通氣口和第二通氣口分別局部或整體的分布于所述殼體上。

進(jìn)一步的，還包括發(fā)動(dòng)機(jī)；所述殼體的尾部設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣口與殼體的上半部的流體通道連通；所述殼體的上半部和上半部?jī)?nèi)的流體通道之間設(shè)有壓力微孔；或所述殼體的上半部和上半部?jī)?nèi)的流體通道之間不相通；所述殼體的下半部的流體通道內(nèi)設(shè)有使流體不暢通的障礙物使其流速減緩。

請(qǐng)參照?qǐng)D1－3圖所示、本發(fā)明的實(shí)施例一為：

本實(shí)施例的固定翼飛行器為一種飛機(jī)，包括飛機(jī)1、機(jī)翼2和發(fā)動(dòng)機(jī)3；在飛機(jī)1的左右機(jī)翼2的內(nèi)部設(shè)有流體通道5，流體通道與機(jī)翼上表面均布的多個(gè)第一通氣口7相通，在飛機(jī)的尾部設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)3，發(fā)動(dòng)機(jī)3的吸氣口通過(guò)飛機(jī)殼體105后部的內(nèi)部通道4，與機(jī)翼2內(nèi)的流體通道5以及機(jī)翼上表面201的多個(gè)第一通氣口7相通。

機(jī)翼上表面201和下表面202之間通過(guò)均布的至少兩個(gè)通氣管10相互連通，在流體逐步經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面的過(guò)程中，在流體還沒(méi)到達(dá)機(jī)翼后部匯合時(shí)，在此過(guò)程中、使機(jī)翼下表面產(chǎn)生的低流速、高壓力的流體，逐步經(jīng)過(guò)多個(gè)通氣管10向上表面的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差。

第一通氣口7的通氣面積大于通氣管10的通氣面積，使機(jī)翼下表面的低流速產(chǎn)生的高壓力通過(guò)多個(gè)均布的第一通氣口7，向上表面的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差。

進(jìn)一步地，發(fā)動(dòng)機(jī)3的吸氣口，通過(guò)飛機(jī)殼體105后部的內(nèi)部通道4與機(jī)翼2內(nèi)的流體通道5相通，而內(nèi)部通道4可以是管道，也可以是在飛機(jī)殼體后部的內(nèi)外殼之間形成的內(nèi)部通道4、或其它通道，這是本領(lǐng)域常見(jiàn)技術(shù)。

當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)3產(chǎn)生強(qiáng)大吸力通過(guò)整個(gè)機(jī)翼的上表面201均布的多個(gè)較大的第一通氣口7，把流體高速的吸入機(jī)翼2的流體通道5內(nèi)，使機(jī)翼2的上表面201的第一通氣口7附近、以至各第一通氣口附近、以至整個(gè)機(jī)翼上表面和流體通道5內(nèi)，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大吸力狀態(tài)中形成內(nèi)外兩層彼此相通的、流速大致相同的高速流體層203，顯而易見(jiàn)、通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的控制使高速流體層的流速，很容易比傳統(tǒng)機(jī)翼上表面很小的弧面的流速至少要快十多倍，因此產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼大十多倍的升力來(lái)源。

進(jìn)一步地，機(jī)翼上下表面產(chǎn)生十多倍的壓力差，使機(jī)翼下表面承受外界的低流速產(chǎn)生的高壓力產(chǎn)生的流體阻力，必然通過(guò)在整個(gè)下表面202均布的多個(gè)通氣管10，必然向機(jī)翼的上表面201的高速流體層203產(chǎn)生的高流速低氣壓瞬間轉(zhuǎn)移壓力差，于是十多倍的壓力差在機(jī)翼的整個(gè)上表面201瞬間形成壓力差轉(zhuǎn)移層204，使整個(gè)機(jī)翼的上表面都形成由內(nèi)向外，由下向上方向的壓力差，其壓力方向、與上表面的外界的流體壓力方向相反，而十多倍的流體壓力、與外界的壓力方向相反而相互抵消，至少可以抵消大部分機(jī)翼上表面的外界的壓力。

因此、把機(jī)翼上下表面承受著不同方向的流體壓力，通過(guò)十多倍的壓力差通通轉(zhuǎn)變?yōu)橥环较虻摹南孪蛏系母罅黧w壓力，然后統(tǒng)一集中在流體通道和機(jī)翼上表面共同形成的的高速流體層，而形成的壓力差轉(zhuǎn)移層204上，其壓力方向、與外界的壓力方向相反，從而相互抵消，相互抵消多少外界的流體壓力，就減少多少流體阻力、節(jié)約多少能源。

顯而易見(jiàn)，機(jī)翼上下表面之間產(chǎn)生十多倍的壓力差，可以減少機(jī)翼產(chǎn)生的大部分流體阻力。

進(jìn)而，機(jī)翼上表面的壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)與外界相互抵消多少流體壓力、就從減少多少流體阻力中產(chǎn)生多少升力來(lái)源，使機(jī)翼順著壓力差產(chǎn)生向上的流體壓力的推動(dòng)下瞬間的上升，機(jī)翼上下表面之間瞬間向上轉(zhuǎn)移速度多快、飛機(jī)瞬間的上升速度就有多快，由此產(chǎn)生更大升力來(lái)源。

顯而易見(jiàn)的，此時(shí)機(jī)翼的上表面201是發(fā)動(dòng)機(jī)的唯一進(jìn)氣來(lái)源，強(qiáng)大的吸力使流體通道內(nèi)及上表面201殼體上共同形成高速流體層203，而高速流體層203的流速極快，比自然狀態(tài)下表面202流速快得多，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的控制，很容易使其流速比傳統(tǒng)機(jī)翼上表面微小的弧面產(chǎn)生的流速快若干倍，十多倍、甚至幾十倍都很容易能做到，因此壓力差轉(zhuǎn)移層204產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼大至少十倍的壓力差，推動(dòng)機(jī)翼向上瞬間位移多少距離就使飛機(jī)上升速度多快，就獲得多少升力來(lái)源；因此、“機(jī)身或/和機(jī)翼殼體的上下部相通，使下部的低壓力向上部的高壓力轉(zhuǎn)移壓力差的方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，由此產(chǎn)生升力來(lái)源?！?/p>

其中，本發(fā)明產(chǎn)生的升力來(lái)源與傳統(tǒng)機(jī)翼不同是：在流體還沒(méi)有同時(shí)到達(dá)機(jī)翼后部匯合時(shí)，在流體逐步經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面的過(guò)程中，而逐步使機(jī)翼產(chǎn)生升力。

其中，本發(fā)明產(chǎn)生的升力來(lái)源，把機(jī)翼下表面與上表面分別產(chǎn)生不同的流體壓力，通過(guò)通氣管與上表面相通，因?yàn)楦邏毫Ρ厝幌虻蛪毫D(zhuǎn)移壓力差，所以機(jī)翼下表面產(chǎn)生的低流速且高壓力的流體，通過(guò)壓力差必然向上表面產(chǎn)生的高流速且低壓力的流體轉(zhuǎn)移壓力差，進(jìn)而產(chǎn)生本發(fā)明的升力來(lái)源。

其中，本發(fā)明把機(jī)翼承受的流體阻力，分解為下表面與上表面分別不同方向承受的流體壓力。

首先、機(jī)翼下表面產(chǎn)生的低流速且高壓力的流體通過(guò)均布的多個(gè)通氣管，必然向上表面的高速流體層203產(chǎn)生的低壓力轉(zhuǎn)移壓力差，因?yàn)樵趬毫Σ畹淖饔孟?，下表面通過(guò)均布的多個(gè)通氣管，很容易把自身大部分的流體壓力轉(zhuǎn)移到上表面而形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，由此使機(jī)翼下表面的流體阻力顯著減少。

其次、機(jī)翼上表面的壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)204，把機(jī)翼下上表面承受的分別不同方向流體壓力，轉(zhuǎn)變?yōu)橥环较虻?、從下向上而更大的流體壓力，統(tǒng)統(tǒng)集中在機(jī)翼上表面上，其壓力方向與上表面的外界流體壓力方向相反、而相互抵消，從而相互抵消多少流體壓力，就使上表面減少多少流體阻力。

由此、把機(jī)翼下上表面承受的分別不同方向流體壓力，轉(zhuǎn)變?yōu)橥环较虻牧黧w壓力，通過(guò)上表面和下表面分別減少多少流體阻力，就使機(jī)翼減少多少流體阻力而節(jié)約多少能源，就從減少多少流體阻力中獲得了多少本發(fā)明第一升力來(lái)源，這是一一對(duì)應(yīng)的相互關(guān)系。

其中，通常機(jī)翼占飛機(jī)迎風(fēng)面的面積至少70％左右，而本發(fā)明把機(jī)翼上下表面分別產(chǎn)生不同方向的流體阻力，統(tǒng)一轉(zhuǎn)變?yōu)樵跈C(jī)翼上表面的同一方向的更大流體阻力，而與上表面外界的流體壓力方向相反而相互抵消，由此使機(jī)翼的流體阻力顯著的減少，從而節(jié)約更多的能源，因此、從減少流體阻力中獲得更大第一升力來(lái)源。

本發(fā)明是從減少流體阻力的角度出發(fā)、而獲得更大的升力來(lái)源，不但減少了流體阻力，同時(shí)獲得更大的第一升力來(lái)源。

進(jìn)一步地，在機(jī)翼下表面均布多個(gè)較小的第二通氣口8與流體通道5相通，進(jìn)而，通過(guò)流體通道與機(jī)翼上表面的多個(gè)第一通氣口7相通，使機(jī)翼下表面的低流速產(chǎn)生的高壓力，必然向上表面及流體通道共同產(chǎn)生的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差。

進(jìn)一步地，機(jī)翼下表面低流速產(chǎn)生的高壓力的流體，分為兩部分向機(jī)翼上表面的高速流體層轉(zhuǎn)移壓力差，其中、一部分流體經(jīng)過(guò)第二通氣口8向高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差；另一部分流體經(jīng)過(guò)通氣管向高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差。

進(jìn)一步地，機(jī)翼下表面通過(guò)第二通氣口8和/或通氣管與機(jī)翼上表面相通，由此使機(jī)翼下表面的低流速產(chǎn)生的高壓力向上表面及流體通道共同產(chǎn)生的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差。

進(jìn)一步地，因?yàn)榈诙饪诤屯夤?，其作用不是為了吸入更多流體，而是轉(zhuǎn)移壓力的通口，所以其通氣口不宜大，其作用是把機(jī)翼下表面及外部流體低流速而產(chǎn)生的高壓力，均勻的通過(guò)第二通氣口和/或通氣管向上表面的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差，所以第一通氣口的通氣面積大于第二通氣口和通氣管的通氣面積，甚至大于很多。

進(jìn)一步地，第一通氣口在機(jī)翼的上表面的局部或整體設(shè)置，即可在機(jī)翼的前部、中部、后部、或機(jī)翼所需的局部或整體設(shè)置，從而在機(jī)翼所需的局部或整體的區(qū)域形成壓力差轉(zhuǎn)移層204，而產(chǎn)生升力來(lái)源。

其中，流體從前向后逐漸經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面的過(guò)程中，而還沒(méi)有同時(shí)到達(dá)后部時(shí)產(chǎn)生升力，在此過(guò)程中、流體從機(jī)翼下表面經(jīng)過(guò)而產(chǎn)生的低流速、高壓力，逐漸通過(guò)多個(gè)第二通氣口和/或通氣管10，向上表面的高速流體層203產(chǎn)生的高流速、低壓力轉(zhuǎn)移壓力差，使流體從前向后經(jīng)過(guò)機(jī)翼的過(guò)程中而逐漸產(chǎn)生的第一升力來(lái)源；與流體經(jīng)過(guò)傳統(tǒng)機(jī)翼上下表面不同路而同時(shí)到達(dá)其后部時(shí)才能產(chǎn)生升力不同。

進(jìn)一步地，本發(fā)明與傳統(tǒng)機(jī)翼相同是：當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面不同路而同時(shí)到達(dá)其后部時(shí)而產(chǎn)生壓力差；而本發(fā)明與傳統(tǒng)機(jī)翼不同是；機(jī)身與機(jī)翼上表面在動(dòng)力作用下形成的高速流體層203，顯而易見(jiàn)比下表面202在自然狀態(tài)中的低流速快得多，因此上下表面的之間產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼更大的壓力差，從而產(chǎn)生更大的升力來(lái)源；因此、“流體從飛行器上下部的不同路徑經(jīng)過(guò)而同時(shí)到達(dá)后部，因機(jī)身或/和機(jī)翼殼體的上部和流體通道共同形成的高速流體層與其下部的低流速之間，產(chǎn)生的壓力差為更大的第二次產(chǎn)生的升力來(lái)源”。

本發(fā)明的升力來(lái)源與傳統(tǒng)機(jī)翼一樣，流體經(jīng)機(jī)翼上下表面不同路徑而同時(shí)到達(dá)后部時(shí)產(chǎn)生升力。而不同之處在于：

1、本發(fā)明上述的機(jī)翼內(nèi)的流體通道與上表面在發(fā)動(dòng)機(jī)的強(qiáng)大吸力狀態(tài)中形成高速流體層，與下表面在自然狀態(tài)中的流速之間產(chǎn)生更大的壓力差，從而產(chǎn)生更大的升力來(lái)源；

2、傳統(tǒng)機(jī)翼上表面的弧面下表面為平面之間的微小差別，不可能產(chǎn)生本發(fā)明的高速流體層203，也就不可能產(chǎn)生本發(fā)明所述的升力來(lái)源。

由于第一、第二次升力來(lái)源都是在動(dòng)力作用下，使機(jī)翼上下表面產(chǎn)生更大的壓力差，所以不論第一次升力來(lái)源或第二次升力來(lái)源，都分別比傳統(tǒng)機(jī)翼上下表面為弧面和平面之間的微小差別所產(chǎn)生的升力來(lái)源大得多。

請(qǐng)參照?qǐng)D1-圖3，本發(fā)明的實(shí)施例二為：

本實(shí)施例的固定翼飛行器，與實(shí)施例1不同是：去掉發(fā)動(dòng)機(jī)3和內(nèi)部通道4，在機(jī)翼內(nèi)的流體通道5中設(shè)有延長(zhǎng)流體通過(guò)路徑的擾流裝置6，流體通道與在機(jī)翼長(zhǎng)度方向的最遠(yuǎn)端設(shè)置的尾部排氣口9相通，把流體通道內(nèi)的高速流體從機(jī)翼尾部排氣口9向外排出。

在機(jī)翼上下表面通過(guò)通氣管相通或/和下表面的第二通氣口與流體通道相連通；設(shè)在機(jī)翼上表面201的多個(gè)第一通氣口7通過(guò)機(jī)翼2內(nèi)部的流體通道5和機(jī)翼尾部的排氣口9相通，擾流裝置6為：凹凸于表面的擾流面或螺旋擾流條。

進(jìn)一步地，由于流體通道5與機(jī)翼上表面的多個(gè)第一通氣口7相通，而流體通道5與設(shè)在機(jī)翼殼體的長(zhǎng)度方向的最后部、即最遠(yuǎn)端的機(jī)翼尾部的排氣口9相通，因此當(dāng)飛行器飛行時(shí)，流體從機(jī)翼的上下表面經(jīng)過(guò)，使流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面202時(shí)從機(jī)翼寬度方向經(jīng)過(guò)、而經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面201時(shí)從機(jī)翼長(zhǎng)度方向經(jīng)過(guò)，而通常機(jī)翼在長(zhǎng)寬方向之間距離差平均相差多倍，因此流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面長(zhǎng)度方向的路徑，比經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面寬度方向的路徑增加多倍，從而產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼更大的第三升力來(lái)源。

當(dāng)飛行器飛行時(shí)，流體從機(jī)翼的上下表面經(jīng)過(guò)，流體通道5內(nèi)設(shè)有擾流裝置6使流體通道內(nèi)的流速加快，同時(shí)流體從在機(jī)翼上表面長(zhǎng)度方向設(shè)置的流體通道經(jīng)過(guò)，又再次加快其流速?gòu)奈膊颗艢饪?向外排出高速流體，而從機(jī)翼尾部排氣口9向外排出大量的高速流體、并產(chǎn)生一定的推動(dòng)力。

此時(shí)流體從機(jī)翼上表面的長(zhǎng)度方向比下表面從寬度方向經(jīng)過(guò)的路徑大多倍，其流速快多倍，流體通道5內(nèi)因設(shè)有擾流裝置6又使其流速快多倍，通過(guò)機(jī)翼的上表面201均布的多個(gè)較大的第一通氣口7把流體高速的吸入流體通道5內(nèi)，使上表面201的各第一通氣口7附近、以至整個(gè)機(jī)翼上表面201和流體通道5內(nèi)形成高速流體層203，與機(jī)翼的下表面202的低流速之間產(chǎn)生很大壓力差，于是下表面202低流速產(chǎn)生的高壓力，必然通過(guò)均布的多個(gè)第二通氣口和/或通氣管向上表面的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差，于是在機(jī)翼的整個(gè)上表面201瞬間形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)204，由此產(chǎn)生更大的第一、第二、第三次升力來(lái)源。

進(jìn)一步地，優(yōu)選擾流裝置6為條形、外表面為螺旋形的多個(gè)螺旋擾流條均布在機(jī)翼長(zhǎng)度方向的流體通道內(nèi)，使流體圍繞在每個(gè)螺旋擾流條的周?chē)蝗τ忠蝗Φ慕?jīng)過(guò)，至少又可以再延長(zhǎng)多倍流體通過(guò)的路徑，又使機(jī)翼的上下表面產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼大多倍的升力來(lái)源；“流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面的寬度和上表面的長(zhǎng)度方向時(shí)，因流速不同而產(chǎn)生壓力差和升力來(lái)源。”

傳統(tǒng)機(jī)翼因流體同時(shí)從機(jī)翼的上下表面的寬度方向經(jīng)過(guò)，而機(jī)翼上表面為弧面與下表面為平面之間很小差異，所以產(chǎn)生的壓力差不大產(chǎn)生的升力也很小。

而本發(fā)明流體從機(jī)翼上表面的長(zhǎng)度方向經(jīng)過(guò)的路徑，比從機(jī)翼下表面寬度方向的路徑相差多倍，從而產(chǎn)生比傳統(tǒng)機(jī)翼大多倍的第三升力來(lái)源。

進(jìn)一步地，去掉擾流裝置6，因?yàn)闄C(jī)翼在長(zhǎng)寬方向之間距離差平均相差多倍，所以機(jī)翼的上下表面之間也能產(chǎn)生多倍的壓力差，從而產(chǎn)生更大的第三次升力來(lái)源。因此、本發(fā)明的第一、第二、第三升力來(lái)源，共同形成飛行器的更大升力來(lái)源。

請(qǐng)參照?qǐng)D1-圖4，本發(fā)明的實(shí)施例三為：

本實(shí)施例的固定翼飛行器，與實(shí)施例2不同是：飛機(jī)的機(jī)身也能產(chǎn)生升力；其中，飛機(jī)的殼體105包括內(nèi)殼103和外殼104，在外殼和內(nèi)殼之間為環(huán)繞四周的流體通道5，流體通道與殼體后部的排氣口106相通；在飛機(jī)上半部101的外殼上設(shè)有多個(gè)第一通氣口與的流體通道5相通，在下半部102的外殼上設(shè)有多個(gè)第二通氣口8與流體通道5相通，在飛機(jī)上半部和下半部的流體通道之間設(shè)有多個(gè)壓力微孔，其作用把上半部和下半部的流體通道相對(duì)的分開(kāi)，并把下半部流體通道內(nèi)產(chǎn)生的高壓力，通過(guò)均布的壓力微孔向上半部流體通道產(chǎn)生的低壓力轉(zhuǎn)移壓力差。

其中、在上半部101的流體通道內(nèi)設(shè)有延長(zhǎng)流體通過(guò)路徑的擾流裝置6；在下半部102的流體通道5內(nèi)設(shè)有使流體不暢通的障礙物105使其流速減緩，

其中，第一通氣口的通氣面積大于第二通氣口和壓力微孔的通氣面積，甚至大于很多；第二通氣口的進(jìn)氣面積大于壓力微孔的進(jìn)氣面積，甚至大于很多。

當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，因上半部的流體通道5內(nèi)設(shè)有擾流裝置6，使其流體快于殼體105外部大約等于同于飛機(jī)速度的流速很多，進(jìn)而通過(guò)上半部均布的多個(gè)較大的第一通氣口7，把殼體外的更多流體高速的吸入流體通道5內(nèi)，使上半部101殼體上和流體通道5內(nèi)共同形成高速流體層203。

在飛機(jī)下半部102的殼體上均布的多個(gè)較小的第二通氣口8使少量流體進(jìn)入流體通道5內(nèi)，同時(shí)在流體通道5內(nèi)設(shè)有使流體不暢通的障礙物105，進(jìn)而又使其流速更慢，因此下半部流體通道內(nèi)的流速，慢于殼體外部大約等同于飛機(jī)速度的流體的流速，更慢于上半部的流速很多。因此下半部殼體外部與其內(nèi)的流體通道內(nèi)之間因流速不同而產(chǎn)生壓力差，其壓力方向與外部的流體壓力的方向相反而相互抵消，相互抵消多少壓力，就減少下半部多少流體阻力。

而下半部流體通道內(nèi)的低流速而產(chǎn)生的高壓力，通過(guò)多個(gè)壓力微孔必然向上半部流體通道內(nèi)的高速流體層203產(chǎn)生的低壓力轉(zhuǎn)移壓力差，于是在上半部的外殼表面瞬間形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)204，其壓力方向與上半部的外部壓力方向相反而相互抵消，相互抵消多少壓力、就減少多少流體阻力、就節(jié)約多少能源、

因此，飛機(jī)下半部流體通道與上半部流體通道內(nèi)之間產(chǎn)生壓力差，而在上半部101形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)204與外部的流體相互抵消；使飛機(jī)行駛中的流體阻力顯著減少。

進(jìn)一步的，因?yàn)楦邏毫Ρ厝坏南虻蛪毫D(zhuǎn)移壓力差，所以本發(fā)明把飛機(jī)的機(jī)身殼體承受下半部與上半部分別不同方向產(chǎn)生的流體壓力，通過(guò)流體通道而通通集中轉(zhuǎn)變?yōu)橥环较虻?、從下向上的更大流體壓力、統(tǒng)一集中在殼體上半部101的高速流體層203而形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)204，其壓力方向與上半部外界的流體壓力方向相反而相互抵消，從而相互抵消多少流體壓力、就減少多少流體阻力、就節(jié)約多少能源，這是一一對(duì)應(yīng)的相互關(guān)系。

進(jìn)一步地，飛機(jī)下半部102殼體內(nèi)外形成的低流速而產(chǎn)生的高壓力，必然向上半部10殼體內(nèi)外形成的高速流體層產(chǎn)生的低壓力轉(zhuǎn)移壓力差，由此獲得本發(fā)明的第一、第二升力來(lái)源。

請(qǐng)參照?qǐng)D1-圖4，本發(fā)明的實(shí)施例四為：

與實(shí)施例三不同是：去掉擾流裝置6、飛機(jī)殼體105內(nèi)的流體通道5與殼體后部的發(fā)動(dòng)機(jī)3的吸氣口相通。

請(qǐng)參照實(shí)施例三，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的強(qiáng)大吸力從上半部均布的多個(gè)較大的第一通氣口7，把更多流體高速的吸入上半部的流體通道5內(nèi)，使上半部的殼體表面和流體通道5內(nèi)共同形成兩層相通的、流速大致相同的高速流體層203；因?yàn)樵陲w機(jī)上半部和下半部的流體通道之間設(shè)有多個(gè)壓力微孔，從而相對(duì)阻擋發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的吸力從下半部的流體吸入上半部?jī)?nèi)，同時(shí)上半部殼體為開(kāi)放的，通過(guò)均布的多個(gè)較大的第一通氣口7使更多流體進(jìn)入流體通道內(nèi)，而壓力微孔在此狀態(tài)中吸入下半部的流體極少而忽略，因此，很容易使上半部殼體和流體通道形成流速更快的高速流體層203。

飛機(jī)下半部通過(guò)均布的多個(gè)第二通氣口使較少的流體進(jìn)入流體通道內(nèi)，流體通道5內(nèi)設(shè)有使流體不暢通的障礙物105又使其流速減緩，進(jìn)而通過(guò)壓力微孔11把下半部低流速產(chǎn)生的高壓力向上半部的高速流體層203轉(zhuǎn)移壓力差，由此獲得更大的第一升力來(lái)源和第二升力來(lái)源。

請(qǐng)參照?qǐng)D1-圖4，本發(fā)明的實(shí)施例五為：

與實(shí)施例四不同是：發(fā)動(dòng)機(jī)3的吸氣口通過(guò)機(jī)身殼體105內(nèi)的流體通道5與機(jī)翼內(nèi)的流體通道5相通；機(jī)翼的上下表面通過(guò)通氣管10相連通。

在發(fā)動(dòng)機(jī)的強(qiáng)大吸力作用下，很容易通過(guò)流體通道使殼體上半部和機(jī)翼上表面形成比飛機(jī)的外部周?chē)魉倏焓啾兜母咚倭黧w層203，與殼體的下半部與機(jī)翼下表面產(chǎn)生的低流速高氣壓之間，因流速不同而產(chǎn)生壓力差；其中、機(jī)翼下表面產(chǎn)生的高壓必然通過(guò)多個(gè)均布的通氣管10，向上表面的高速流體層產(chǎn)生的低氣壓轉(zhuǎn)移壓力差。

飛機(jī)殼體下半部的流體通道內(nèi)產(chǎn)生低流速高壓力的流體，通過(guò)均布多個(gè)的壓力微孔11，向上半部流體通道內(nèi)產(chǎn)生的高速流體層的低氣壓轉(zhuǎn)移壓力差；即把飛機(jī)上半部和下半部分別承受的不同方向的流體壓力，通過(guò)流體通道轉(zhuǎn)變?yōu)橥环较虻?、從下向上而累加成多倍的更大流體壓力，統(tǒng)一集中在流體通道和相通的殼體上半部和機(jī)翼上表面從而產(chǎn)生十多倍的壓力差轉(zhuǎn)移層204，其壓力方向與飛機(jī)上部的外界流體壓力方向相反而相互抵消，使飛機(jī)行駛中的流體阻力顯著的減少，同時(shí)又獲得本發(fā)明的第一次升力來(lái)源和第二次升力來(lái)源。

進(jìn)一步地，在飛機(jī)上半部101與下半部102的流體通道之間不相通，上半部在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大吸力狀態(tài)中，與下半部在自然狀態(tài)中因流速不同，而產(chǎn)生更大的壓力和升力。

請(qǐng)參照?qǐng)D1所示，本發(fā)明的實(shí)施例六為：

與實(shí)施例1-5不同的是，去掉機(jī)翼內(nèi)的流體通道5，在機(jī)翼的上表面201和下表面202之間通過(guò)均布的多個(gè)通氣口10相連通；通過(guò)公知常識(shí)可知:機(jī)翼上表面的流速大于下表面而產(chǎn)生壓力差和升力，而產(chǎn)生升力并不能減少流體阻力；雖然機(jī)翼上下表面的弧面和平面之間產(chǎn)生的壓力差不大，但畢竟產(chǎn)生一些壓力差，因此在壓力差的作用下使下表面產(chǎn)生的低流速高壓力，很容易通過(guò)多個(gè)均布的通氣口10向上表面的產(chǎn)生的高流速低壓力轉(zhuǎn)移壓力差；因此上表面和下表面分別承受不同方向的流體壓力，統(tǒng)統(tǒng)改變?yōu)樯媳砻嬖谏贤环较虻膲毫Σ钷D(zhuǎn)移區(qū)204，而其壓力方向與上表面的外界壓力方向相反而相互抵消，使機(jī)翼的流體阻力減少。

進(jìn)一步地，在機(jī)翼上表面和下表面之間的，前部、中部、后部、或所需的局部或整體通過(guò)多個(gè)通氣口10相連通。

綜上所述：本發(fā)明把機(jī)翼和機(jī)身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統(tǒng)一改變?yōu)樵谄渖喜康摹⑼环较虻牧黧w壓力，其壓力方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，從而獲得更大的升力和推動(dòng)力。因此、本發(fā)明在不增加額外動(dòng)力的狀態(tài)中產(chǎn)生更大升力和推動(dòng)力，本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題如下：

1、機(jī)身或/和機(jī)翼殼體的上下部相通，使下部的低壓力向上部的高壓力轉(zhuǎn)移壓力差的方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，由此通過(guò)減少流體阻力來(lái)產(chǎn)生升力，進(jìn)一步地通過(guò)減少流體阻力來(lái)轉(zhuǎn)變?yōu)橥苿?dòng)力來(lái)源。

2、流體從飛行器上下部的不同路徑經(jīng)過(guò)而同時(shí)到達(dá)后部，因機(jī)身或/和機(jī)翼殼體的上部和流體通道共同形成的高速流體層與其下部的低流速之間，產(chǎn)生的壓力差為更大的升力來(lái)源。

3、流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面的寬度和上表面的長(zhǎng)度方向之間，因流速不同而產(chǎn)生壓力差和升力來(lái)源。

本發(fā)明發(fā)現(xiàn)飛行器的第一、第二、第三次升力來(lái)源，共同形成飛行器的更大升力來(lái)源，因此在不增加額外動(dòng)力的狀態(tài)中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑、和運(yùn)動(dòng)速度，為飛行器未來(lái)的發(fā)展開(kāi)辟全新的方向。

以上所述僅為本發(fā)明的實(shí)施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說(shuō)明書(shū)及附圖內(nèi)容所作的等同變換，或直接或間接運(yùn)用在相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍內(nèi)。