專利名稱:飛行設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種機(jī)動(dòng)裝置，尤其涉及一種產(chǎn)生更大的升力來(lái)源和更節(jié)能的飛行設(shè)備。
背景技術(shù)：
自從飛行器出現(xiàn)，已有一百多年，機(jī)翼因上下表面流體經(jīng)過(guò)的路徑不同，流速不同而產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生升力，百年來(lái)機(jī)翼作為唯一的升力來(lái)源，從理論和實(shí)踐中并沒(méi)什么變化。
現(xiàn)有技術(shù)飛行器快速行駛時(shí)，都不可避免地被周?chē)窈竦牧黧w包裹著，由于飛行器的長(zhǎng)度相對(duì)其直徑較長(zhǎng)，流體向內(nèi)的壓力，緊裹四周從頭流到尾，帶來(lái)很大的摩擦力，速度越快，壓力越大，摩擦力也越大，流體阻力也就越大。目前多采用流線形的殼體來(lái)減少流體阻力，但效果不明顯。
迄今為止，以上流體阻力還是飛行器行駛中的最大能源消耗，所以有必要進(jìn)行改進(jìn)，達(dá)到提高速度，節(jié)約能源的目的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明主要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種具備新升力來(lái)源的飛行器，在產(chǎn)生升力的過(guò)程中還大大減少流體阻力，由此將產(chǎn)生一種全新的、具有更大升力來(lái)源、更好運(yùn)動(dòng)效率和節(jié)能效果的飛行設(shè)備。
為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用的一個(gè)技術(shù)方案是:提供一種飛行設(shè)備，包括:設(shè)備主體、位于設(shè)備主體上的封閉內(nèi)殼、以及位于內(nèi)殼之外的外殼，所述內(nèi)殼和外殼之間設(shè)有空氣通道；位于設(shè)備主體上部的所述外殼部分包括多個(gè)擾流板，各個(gè)所述擾流板之間或擾流板本身設(shè)有內(nèi)外相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，所述空氣通道分別與所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口相通；所述擾流板外表面流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比對(duì)應(yīng)區(qū)域擾流板內(nèi)表面的空氣通道內(nèi)的空氣路徑長(zhǎng)，使經(jīng)過(guò)所述外表面路徑的空氣的流速快于所述空氣通道內(nèi)空氣的流速，將所述空氣通道內(nèi)流速慢而產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從所述導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼外流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)。
其中，所述外殼是多個(gè)平鋪的外表面為弧形內(nèi)表面為平面的擾流板，所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口位于所述擾流板的側(cè)邊，并且所述擾流板上也設(shè)有與所述空氣通道相通的所述導(dǎo)出口。
其中，所述外殼包括多個(gè)擾流板，所述擾流板的外表面為弧形，內(nèi)表面為平面，所述多個(gè)擾流板自飛行設(shè)備尾部至頭部逐片部分疊置覆蓋內(nèi)殼。
其中，所述的外殼與至少一個(gè)擾流板相連接形成擾流層，所述的擾流層上有與空氣通道相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口。
其中，所述擾流板之間設(shè)有控制導(dǎo)入口或?qū)С隹诖笮』蜷_(kāi)閉的控制機(jī)構(gòu)，或者設(shè)有控制導(dǎo)入口或?qū)С隹诖笮』蜷_(kāi)閉的控制機(jī)構(gòu)。
其中，所述擾流板為方形、六邊形、圓形、橢圓形、羽毛形、魚(yú)鱗形等或上述幾種幾何形狀組合成的圖案，所述擾流板材料為塑料、碳纖維、玻璃、玻璃纖維或金屬。
其中，所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面；所述機(jī)翼上部的外殼部分流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比機(jī)翼下部的外殼部分在飛行方向上表面路徑長(zhǎng)。
其中，包括位于機(jī)身尾部或底部的發(fā)動(dòng)機(jī)，所述機(jī)翼上擾流板側(cè)邊的導(dǎo)入口通過(guò)所述空氣通道連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口。
其中，所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面和機(jī)身上表面。
其中，所述飛行設(shè)備是飛碟，所述飛碟外殼與內(nèi)殼之間設(shè)有所述空氣通道，所述飛碟底部設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)，所述外殼上設(shè)有多個(gè)中空的所述擾流板，所述擾流板外表面上設(shè)有可控制開(kāi)關(guān)的導(dǎo)入口與空氣通道相通，所述空氣通道與飛碟底部發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣一端相通，所述發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣一端與可控制開(kāi)或關(guān)的噴出口相通，所述噴出口后面設(shè)有轉(zhuǎn)向頭，通過(guò)控制轉(zhuǎn)向頭使各噴出口按需要方向噴出。
其中，所述飛行設(shè)備為炮彈或子彈，所述炮彈或子彈后部設(shè)有控制裝置，所述控制裝置前部與炮彈或子彈的后部為活動(dòng)鏈接，所述控制裝置后部通過(guò)控制產(chǎn)生角度變化。
本發(fā)明的有益效果是:對(duì)百年來(lái)飛行器機(jī)翼上下表面流體經(jīng)過(guò)的路徑相差不大，所以產(chǎn)生升力有限，以及克服流體阻力是飛行器最大能源消耗的問(wèn)題，本發(fā)明提出:
1、傳統(tǒng)機(jī)翼只能在流體經(jīng)過(guò)其上下表面時(shí)，所經(jīng)過(guò)的路徑不同出現(xiàn)壓力差而產(chǎn)生升力，而絕不會(huì)在流體沒(méi)有到達(dá)后部之前，即經(jīng)過(guò)機(jī)翼的上下表面的過(guò)程中產(chǎn)生升力。
本發(fā)明中，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面的過(guò)程中，經(jīng)過(guò)每一個(gè)擾流板時(shí)，因內(nèi)外表面流體經(jīng)過(guò)的路徑不同，在該處產(chǎn)生壓力差，而產(chǎn)生升力，從而在流體還沒(méi)有到達(dá)后部之前，已在整個(gè)機(jī)翼上表面產(chǎn)生升力。
2、傳統(tǒng)機(jī)翼在流體經(jīng)過(guò)其上下表面時(shí)，流體產(chǎn)生向內(nèi)的壓力使機(jī)翼上下表面同時(shí)產(chǎn)生流體同殼體的摩擦力，速度越快，壓力和摩擦力越大，能耗越高，升力也有限。
本發(fā)明中，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面的每一個(gè)擾流板時(shí)，在機(jī)翼上表面形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，空氣通道內(nèi)流速慢產(chǎn)生的高氣壓區(qū)，必然向流速快產(chǎn)生的低氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移，使流體壓力及摩擦力大大減少，所以機(jī)翼上表面擾流板上下表面產(chǎn)生的壓力差不但減少流體阻力，同時(shí)也產(chǎn)生了升力，與此同時(shí)，機(jī)翼的下表面因流體產(chǎn)生向內(nèi)的壓力而推動(dòng)機(jī)翼向上運(yùn)動(dòng)，所以整個(gè)機(jī)翼在流體還沒(méi)到達(dá)后部之前已通過(guò)減少流體阻力來(lái)提高了升力。
3、進(jìn)一步，機(jī)翼上表面設(shè)擾流板，擾流板的上表面有多個(gè)導(dǎo)入口與發(fā)動(dòng)機(jī)相通，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力狀態(tài)中，上表面流速遠(yuǎn)大于自然狀態(tài)中其下表面流速，擾流板的上下表面之間產(chǎn)生巨大壓力差，在流體還未到達(dá)機(jī)翼后部時(shí)就第一次產(chǎn)生很大升力。當(dāng)流體經(jīng)不同路徑的機(jī)翼上下表面同時(shí)到達(dá)后部，因上表面流速在動(dòng)力作用下，遠(yuǎn)大于下表面在自然狀態(tài)中的流速，機(jī)翼上下表面產(chǎn)生極大壓力差，在第一次升力基礎(chǔ)上又第二次產(chǎn)生更大升力。
4、本發(fā)明中，流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面的每一個(gè)弧面形擾流板時(shí)，路徑變長(zhǎng)，流體從每一個(gè)導(dǎo)入口進(jìn)，又從另一個(gè)導(dǎo)出口出，進(jìn)進(jìn)出出后，流體經(jīng)過(guò)的路徑又變長(zhǎng)，當(dāng)機(jī)翼的上下表面經(jīng)過(guò)不同的路徑后同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，產(chǎn)生的壓力差就很大，遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)機(jī)翼產(chǎn)生的壓力差，自然產(chǎn)生的升力也遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)機(jī)翼。
5、傳統(tǒng)飛行設(shè)備中，機(jī)翼是產(chǎn)生升力的唯一來(lái)源，機(jī)身僅是運(yùn)載空間，本發(fā)明中，機(jī)身和機(jī)翼渾然一體形成一個(gè)大機(jī)翼，其面積比傳統(tǒng)機(jī)翼大若干倍，機(jī)翼越大，升力越大，大機(jī)翼的上下表面形成很大壓力差，從而產(chǎn)生更大的升力。
6、鳥(niǎo)兒的羽毛結(jié)構(gòu)，經(jīng)億年的進(jìn)化，用很少的能耗，就能實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離飛行，羽毛在空中的開(kāi)合，使流體順羽毛狀的內(nèi)外層流過(guò)，產(chǎn)生的壓力差，使流體阻力大大減少，同時(shí)靈活性大大提高。目前還沒(méi)有一種飛行設(shè)備能達(dá)到鳥(niǎo)兒一樣靈活和節(jié)能，所以模仿鳥(niǎo)兒羽毛的功能，對(duì)減少流體阻力，提高靈活性，節(jié)約能耗都有很好的借鑒作用。
7、自從飛機(jī)出現(xiàn)百年來(lái)，機(jī)翼是模仿飛鳥(niǎo)翅膀而得來(lái)，但又不能模仿飛鳥(niǎo)揮動(dòng)翅膀來(lái)飛行，只能采用固定翼的方式，巨大的平面機(jī)翼大大增加了飛行設(shè)備的面積和體積，流體阻力大大增加，能耗也大大增加。本發(fā)明中，各擾流板覆蓋飛機(jī)上半部,擾流板上表面為弧形，下表面為平面，上下表面產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生升力。與傳統(tǒng)機(jī)翼的原理和結(jié)構(gòu)一樣，只不過(guò)把一對(duì)大機(jī)翼?yè)Q為若干小機(jī)翼，這種改變對(duì)未來(lái)飛行設(shè)備的發(fā)展將是深遠(yuǎn)的。因?yàn)榘褭C(jī)身和機(jī)翼的概念合二為一，整個(gè)飛行設(shè)備就是一個(gè)機(jī)身，也可說(shuō)是一個(gè)大機(jī)翼，流體經(jīng)過(guò)上半部每個(gè)擾流板，因上下表面路徑不同而產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生升力，這是第一次產(chǎn)生升力，這種升力是在流體沒(méi)有到達(dá)后部之前產(chǎn)生的，可以理解為每個(gè)小機(jī)翼(擾流板)在過(guò)程中產(chǎn)生，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)大機(jī)翼上下表面到達(dá)后部時(shí)，因上下表面流體經(jīng)過(guò)的路徑差別很大，壓力差也很大，所以升力很大，這是第二次產(chǎn)生升力。
8、流體阻力，它緊緊包裹在運(yùn)動(dòng)裝置的四周從頭流到尾，側(cè)力產(chǎn)生向內(nèi)的壓力大面積覆蓋在殼體上，運(yùn)動(dòng)速度越快，壓力越大，流體包裹殼體從頭流向尾部產(chǎn)生的摩擦力也越大，對(duì)較長(zhǎng)機(jī)身的運(yùn)動(dòng)裝置，其產(chǎn)生的阻力甚至大于前方的正向流體阻力，目前的技術(shù)采用流線型的殼體來(lái)減少流體阻力但效果不明顯。
本發(fā)明提出，多個(gè)外表面為拋物面、內(nèi)表面為平面的擾流板覆蓋運(yùn)動(dòng)裝置四周殼體，每個(gè)擾流板有導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)時(shí)，擾流板的內(nèi)外表面因流體經(jīng)過(guò)時(shí)的流速不同而產(chǎn)生壓力差，內(nèi)表面慢于外表面的流體流速、必然會(huì)把內(nèi)表面流速慢產(chǎn)生的高壓區(qū)向外表面流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)轉(zhuǎn)移，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)多個(gè)擾流板流過(guò)后，在整個(gè)殼體上的內(nèi)表面產(chǎn)生的高壓區(qū)都向外表面低壓區(qū)轉(zhuǎn)移，側(cè)向流體阻力產(chǎn)生的向內(nèi)的壓力大大減小，流體與殼體產(chǎn)生的摩擦力也大大減小。
9、進(jìn)一步，多個(gè)外表面為弧形，內(nèi)表面為平面的擾流板從后向前依次部分覆蓋，從而形成鎧甲型的覆蓋面，擾流板的內(nèi)表面與外殼之間形成的空氣通道，并不封閉的兩擾流板之間的覆蓋交接外，為導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)時(shí)，各擾流板內(nèi)表面為平面和外表面為弧面之間產(chǎn)生壓力差，從而空氣通道的低流速產(chǎn)生的高壓力區(qū)必然向外表面的高流速低壓力區(qū)轉(zhuǎn)移，使流體壓力產(chǎn)生的摩擦力大大減小。把擾流板改變?yōu)橛鹈?，因?yàn)轼B(niǎo)兒經(jīng)億萬(wàn)年進(jìn)化，羽毛是減少流體阻力的最好方式。


圖1是本發(fā)明飛行設(shè)備第一實(shí)施例的側(cè)面示意圖；
圖2是圖1中A-A線的剖視圖；
圖3是本發(fā)明飛行設(shè)備第二實(shí)施例的正面示意圖；
圖4是本發(fā)明飛行設(shè)備第三實(shí)施例的側(cè)面示意圖；
圖5是本發(fā)明飛行設(shè)備第四實(shí)施例的側(cè)面示意圖；[0035]圖6是本發(fā)明飛行設(shè)備第五實(shí)施例側(cè)面的示意圖；
圖7是本發(fā)明飛行設(shè)備第六實(shí)施例側(cè)面的示意圖；
圖8是圖6中擾流板的排列示意圖；
圖9是圖6中A-A方向的剖視圖；
圖10是本發(fā)明飛行設(shè)備第七實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖11是本發(fā)明飛行設(shè)備第八實(shí)施例的側(cè)面示意圖；
圖12是本發(fā)明飛行設(shè)備第九實(shí)施例的側(cè)面示意圖；
圖13是本發(fā)明飛 行設(shè)備第十實(shí)施例側(cè)面示意圖；
圖14是本發(fā)明飛行設(shè)備第i^一實(shí)施例的側(cè)面示意圖；
圖15是本發(fā)明飛行設(shè)備第i^一實(shí)施例側(cè)面示意圖；
圖16是本發(fā)明飛行設(shè)備第十二實(shí)施例的側(cè)面示意圖。
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、構(gòu)造特征、所實(shí)現(xiàn)目的及效果，以下結(jié)合實(shí)施方式并配合附圖詳予說(shuō)明。
本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是:
流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面不同路徑而能同時(shí)到達(dá)后部，由此產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生升力，在流體未到達(dá)后部之前的過(guò)程中，絕不可能產(chǎn)生升力。本發(fā)明提出，在流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼或機(jī)身上下表面的過(guò)程中，就第一次產(chǎn)生升力；流體同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，因上下表面路徑相差很大而產(chǎn)生很大壓力差而第二次產(chǎn)生很大升力；進(jìn)一步，在動(dòng)力作用下，機(jī)翼的上下表面產(chǎn)生更大的壓力差而產(chǎn)生更大升力。
飛行設(shè)備在快速運(yùn)動(dòng)時(shí)四周流體產(chǎn)生向內(nèi)的壓力，通過(guò)機(jī)身和機(jī)翼的空氣通道內(nèi)經(jīng)過(guò)的流體流速慢于外表面經(jīng)過(guò)的流體，于是在內(nèi)產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從與之相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼及四周流體上流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)，流體阻力大大減少，與此同時(shí)由內(nèi)部把高壓區(qū)向外部低壓區(qū)轉(zhuǎn)移過(guò)程中，已在機(jī)身和機(jī)翼大面積產(chǎn)生升力，同時(shí)還減少流體阻力，所以本發(fā)明提供一種高速度、低能耗的飛行設(shè)備。
所以，本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)長(zhǎng)久以來(lái)無(wú)法解決的技術(shù)問(wèn)題提出理論創(chuàng)新，把飛行設(shè)備四周向內(nèi)的壓力通過(guò)壓力差轉(zhuǎn)移向外，這是提高速度，降低能耗的關(guān)鍵所在。為此，在本專利文件中，適合一切飛行設(shè)備提高速度、降低能耗的技術(shù)方案被提出。
其中一個(gè)主要技術(shù)方案是:本發(fā)明飛行設(shè)備實(shí)施例包括設(shè)備主體、位于設(shè)備主體上的封閉內(nèi)殼、以及位于內(nèi)殼之外的外殼，所述內(nèi)殼和外殼之間設(shè)有空氣通道；
位于設(shè)備主體上部的所述外殼部分包括多個(gè)擾流板，各個(gè)所述擾流板之間或擾流板本身設(shè)有內(nèi)外相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，所述空氣通道分別與所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口相通；這里，所述空氣通道可以僅僅由所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口以及它們之間的內(nèi)外殼之間空間構(gòu)成，也可以是較長(zhǎng)的，如環(huán)繞設(shè)備主體，或從設(shè)備主體頭部至尾部；
所述擾流板外表面流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比對(duì)應(yīng)區(qū)域擾流板內(nèi)表面的空氣通道內(nèi)的空氣路徑長(zhǎng)，使經(jīng)過(guò)所述外表面路徑的空氣的流速快于所述空氣通道內(nèi)空氣的流速，將所述空氣通道內(nèi)流速慢而產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從所述導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼外流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)；[0054]所述機(jī)翼上部的外殼部分流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比機(jī)翼下部的外殼部分在飛行方向上表面路徑長(zhǎng)。
為使經(jīng)過(guò)所述外表面路徑的空氣的流速快于所述空氣通道內(nèi)空氣的流速，有多種設(shè)計(jì)，比如:
I)所述外殼是多個(gè)平鋪的外表面為弧形內(nèi)表面為平面的擾流板,所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口位于所述擾流板的側(cè)邊，并且所述擾流板上也設(shè)有與所述空氣通道相通的所述導(dǎo)出口 ；或
2)所述外殼包括多個(gè)擾流板，所述擾流板的外表面為弧形，內(nèi)表面為平面，所述多個(gè)擾流板自飛行設(shè)備尾部至頭部逐片部分疊置覆蓋內(nèi)殼。
其中，所述的外殼與至少一個(gè)擾流板相連接形成擾流層，所述的擾流層上有與空氣通道相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口。
為便于控制經(jīng)過(guò)外殼外表面的所述表面路徑的空氣流速和所述空氣通道內(nèi)的流速，所述擾流板之間設(shè)有控制導(dǎo)入口或?qū)С隹诖笮』蜷_(kāi)閉的控制機(jī)構(gòu)，或者設(shè)有控制導(dǎo)入口或?qū)С隹诖笮』蜷_(kāi)閉的控制機(jī)構(gòu)。
本發(fā)明所述擾流板可以是羽毛狀、魚(yú)鱗狀或其他形狀。
所述擾流板為方形、六邊形、圓形、橢圓形、羽毛形、魚(yú)鱗形等或上述幾種幾何形狀組合成的圖案，導(dǎo)入和導(dǎo)出口在其四周，所述擾流板材料為塑料、碳纖維、玻璃、玻璃纖維或金屬。
所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面。當(dāng)然，所述擾流板也可以僅設(shè)置于機(jī)身上，或者設(shè)置于機(jī)翼和機(jī)身上表面，以產(chǎn)生較大的升力來(lái)源。
為進(jìn)一步增加升力，包括位于機(jī)身尾部或底部的發(fā)動(dòng)機(jī)，所述機(jī)翼上擾流板的導(dǎo)入口通過(guò)所述空氣通道連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口。
為進(jìn)一步增加升力，所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面和機(jī)身上表面,或環(huán)繞機(jī)身四周。
所述擾流板為環(huán)形，各環(huán)形擾流板連接成形成圍繞機(jī)身四周的擾流層。
為方便飛行設(shè)備的壓力向外轉(zhuǎn)移，所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口設(shè)在迎風(fēng)面相反方向，與設(shè)備主體主軸之間的角度小于90°。
對(duì)于垂直升降的飛行器，本發(fā)明也是適用的。比如，所述飛行設(shè)備是飛碟，所述飛碟外殼與內(nèi)殼之間設(shè)有所述空氣通道，所述飛碟底部設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)，所述外殼上設(shè)有多個(gè)中空的所述擾流板，所述擾流板外表面上設(shè)有可控制開(kāi)關(guān)的導(dǎo)入口與空氣通道相通，所述空氣通道與飛碟底部發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣一端相通，所述發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣一端與可控制開(kāi)或關(guān)的噴出口相通，所述噴出口后面設(shè)有轉(zhuǎn)向頭，通過(guò)控制轉(zhuǎn)向頭使各噴出口按需要方向噴出。
對(duì)于一些依靠慣性飛行的物體，本發(fā)明也是適用的。比如，所述飛行設(shè)備為炮彈或子彈，所述炮彈或子彈后部設(shè)有控制裝置，所述控制裝置前部與炮彈或子彈的后部為活動(dòng)鏈接，所述控制裝置后部通過(guò)控制產(chǎn)生角度變化。
本發(fā)明所稱飛行設(shè)備，是一切在空中飛行的裝置，包括飛機(jī)、導(dǎo)彈、子彈、航天器、
火箭等。
本發(fā)明要解決的其中一個(gè)技術(shù)問(wèn)題是，飛行器在快速運(yùn)動(dòng)時(shí)四周側(cè)向空氣產(chǎn)生向內(nèi)的壓力，通過(guò)空氣通道內(nèi)經(jīng)過(guò)的流速慢產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從所述的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼上流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)。通過(guò)擾流板內(nèi)外表面為弧形和平面產(chǎn)生的壓力差，由內(nèi)表面高壓區(qū)向外表面低壓區(qū)轉(zhuǎn)移，在飛行器周?chē)纬蓧毫Σ钷D(zhuǎn)移區(qū)，這種壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)在飛行器的機(jī)身和機(jī)翼上產(chǎn)生升力來(lái)源，同時(shí)減少流體阻力產(chǎn)生的壓力和摩擦力，提供一種高速度、低能耗、更大升力的飛行設(shè)備。
如圖1、圖2所示，在飛機(jī)上半部的外殼由多個(gè)擾流板2組成，與封閉內(nèi)殼3之間一定距離為空氣通道4，多個(gè)擾流板2彼此相隔一定距離排列，擾流板2外表面201為弧面，內(nèi)表面202為平面，擾流板2前邊為導(dǎo)入口 7，后邊為導(dǎo)出口 5。
由于飛行設(shè)備四周流體與空氣通道內(nèi)的流體的運(yùn)動(dòng)方向都為平行，不利于把擾流板產(chǎn)生的壓力差更多的向外轉(zhuǎn)移，所以各導(dǎo)入導(dǎo)出口開(kāi)口角度在流體運(yùn)動(dòng)的相反方向，以小于90角度°，便于把擾流板內(nèi)外表面產(chǎn)生壓力差向外轉(zhuǎn)移。
擾流板2前邊為導(dǎo)入口 7，在此、擾流板2的上下表面相交匯處204的邊緣為弧形，便于把流體導(dǎo)入空氣通道4，擾流板2后邊為導(dǎo)出口 5，在此、擾流板2的上下表面交匯處203的上表面邊緣為弧面，便于流體經(jīng)過(guò)，擾流板2的下表面邊緣為小于90°的斜面或弧面。
圖2右邊擾流板2中間為多個(gè)小于90°角度的上下弧形連接的圓孔502，便于把更多壓力差向外導(dǎo)出。所有導(dǎo)入導(dǎo)出口都在迎風(fēng)面相反方向，從圖2可見(jiàn)，兩個(gè)擾流板2之間的導(dǎo)入導(dǎo)出口共同形成的通道，在迎風(fēng)面相反方向以小于90°角度方便把流體壓力從此處導(dǎo)出。其目的不是為了把流體大量導(dǎo)入，而是把空氣通道4內(nèi)的流體導(dǎo)出，更重要的是把其內(nèi)低流速產(chǎn)生的高氣壓從小于90°角度的導(dǎo)出口向外低壓力區(qū)轉(zhuǎn)移。兩種擾流板可選其一，還可用其他容易把壓力差向外導(dǎo)出的形狀。
總之，通過(guò)合理設(shè)計(jì)擾流板2的內(nèi)表面202與內(nèi)殼3之間的距離，以及擾流板2內(nèi)外表面路徑的差異，把更多的流體壓力向外轉(zhuǎn)移。
發(fā)動(dòng)機(jī)8工作時(shí)，飛機(jī)飛行，流體從上半部機(jī)身各擾流板2的外表面201和內(nèi)表面202經(jīng)過(guò)時(shí)，從導(dǎo)入口 7經(jīng)過(guò)內(nèi)表面202為平面的空氣通道4內(nèi)，與內(nèi)表面202和內(nèi)殼3產(chǎn)生摩擦，所以流速變慢，再?gòu)膶?dǎo)出口 5、501流體排出，由此多個(gè)擾流板2內(nèi)外表面流體經(jīng)過(guò)路徑不同產(chǎn)生很大的壓力差，使上半部機(jī)身上擾流板2的內(nèi)表面202所在空氣通道4內(nèi)必然把流速慢產(chǎn)生的高氣壓區(qū)通過(guò)各導(dǎo)入導(dǎo)出口向整個(gè)外表面201因流速快產(chǎn)生的低氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移，內(nèi)外表面之間產(chǎn)生很大壓力差。由此在擾流板2周?chē)纬缮Γ?dāng)流體經(jīng)過(guò)若干擾流板2后，在機(jī)身上半部形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，此時(shí)機(jī)身上下部經(jīng)過(guò)的流體還沒(méi)到達(dá)后部之前，就在上半部機(jī)身上產(chǎn)生升力，此時(shí)機(jī)身下半部流體對(duì)內(nèi)產(chǎn)生的壓力，就推動(dòng)機(jī)身下半部向上運(yùn)動(dòng)，這就第一次產(chǎn)生升力，然后當(dāng)流體經(jīng)機(jī)身上下部不同路徑又同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，因流體從上半部機(jī)身多個(gè)擾流板2經(jīng)過(guò)，路徑變長(zhǎng)，又因?yàn)榱黧w從多個(gè)導(dǎo)入口進(jìn)，導(dǎo)出口出，進(jìn)進(jìn)出出很多次，路徑又變長(zhǎng)，使機(jī)身上半部和下半部之間形成很大壓力差又第二次在第一次的基礎(chǔ)上產(chǎn)生更大升力；此時(shí)由于機(jī)身和機(jī)翼共同形成較大機(jī)翼，機(jī)翼越大，升力越大，比傳統(tǒng)飛機(jī)產(chǎn)生更大升力，同時(shí)又節(jié)約更多能源。
飛機(jī)在飛行時(shí)，通常四周流體如巨蟒一樣，從頭到尾緊緊纏住飛機(jī)，速度越快，四周的壓力越高，飛機(jī)從緊裹的如流體形成的巨蟒中間通過(guò)，產(chǎn)生很大的摩擦力，所以流體阻力迄今為止是飛機(jī)最大的能量消耗，若能減少一分流體阻力，就能加快一分的速度和減少一分能耗。此時(shí)，因?yàn)槎鄠€(gè)擾流板2覆蓋飛機(jī)上半部分，流體向內(nèi)的壓力產(chǎn)生的與殼體之間的摩擦力，因各擾流板2的內(nèi)外表面產(chǎn)生壓力差，必然內(nèi)表面202把空氣通道4的高壓力區(qū)向外表面201的低壓力區(qū)轉(zhuǎn)移時(shí)，在機(jī)身上半部形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，碰到四周流體大約等同于飛機(jī)速度產(chǎn)生的向內(nèi)的壓力，兩個(gè)方向不同壓力大約相同的壓力撞在一起，壓力就相互抵消，至少部分抵消(空氣通道中流體，其流速大約等同或慢于飛機(jī)速度)，使流體向內(nèi)的壓力大大減少，所以擾流板2的外流體經(jīng)過(guò)時(shí)產(chǎn)生的壓力和摩擦了也大大減少，飛機(jī)所承受的流體阻力也減少。本發(fā)明中，每個(gè)擾流板2前面為導(dǎo)入口 7后面為導(dǎo)出口 5，流體經(jīng)過(guò)每個(gè)很短擾流板的內(nèi)外表面時(shí)，流過(guò)距離短、時(shí)間短，又因?yàn)樗闹芰黧w向內(nèi)的壓力大大減少，機(jī)身上半部流體與擾流板2之間的摩擦力也大大減少，而同時(shí)機(jī)身下半部的流體向內(nèi)的壓力，又形成推動(dòng)機(jī)身向上運(yùn)動(dòng)，即產(chǎn)生升力，同時(shí)流體阻力大大減少，比傳統(tǒng)飛機(jī)流體緊纏四周從頭流到尾產(chǎn)生的壓力和摩擦力不能同日而語(yǔ)，所以流體與殼體產(chǎn)生的摩擦力也大大減少。
與此同時(shí)，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)身上部的擾流板2時(shí)，因擾流板2的上下表面流體經(jīng)過(guò)的路徑不同而產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生升力，在此過(guò)程中，內(nèi)表面的低流速產(chǎn)生的高氣壓區(qū)必然向外表面的高流速、高氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移，使四周流體向內(nèi)產(chǎn)生的壓力減少，摩擦力減少，自然流體阻力也減少。使飛機(jī)效率提聞，運(yùn)載量提聞，速度提聞，能耗降低。
把機(jī)身作為升力的一部分，在飛機(jī)上半部機(jī)身覆蓋擾流板2，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)身時(shí)，在擾流板2的內(nèi)外表面之間，產(chǎn)生壓力差，而同時(shí)機(jī)身下半部的流體向內(nèi)的壓力，又推動(dòng)機(jī)身向上運(yùn)動(dòng)，即產(chǎn)生升力，這種狀態(tài)是在流體經(jīng)過(guò)機(jī)身的過(guò)程中第一次產(chǎn)生升力；又因?yàn)榱黧w經(jīng)過(guò)飛機(jī)機(jī)身上下部之間路徑很大，流體在后部同時(shí)到達(dá)后，飛機(jī)上下部之間路徑差異很大而產(chǎn)生很大壓力差、在第一次產(chǎn)生升力的基礎(chǔ)上第二次又產(chǎn)生更大升力，此時(shí)，機(jī)身已作為升力的一部分，整個(gè)飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼形成的大機(jī)翼，大機(jī)翼上下部之間產(chǎn)生的壓力差，從而產(chǎn)生的升力，因?yàn)榇髾C(jī)翼的表面積比傳統(tǒng)機(jī)翼大得多，機(jī)翼越大升力越大，大機(jī)翼上下表面壓力差越大，升力越大，所以比傳統(tǒng)機(jī)翼產(chǎn)生升力大得多，所以使飛機(jī)升力大大提聞。
綜上所述，自從飛機(jī)出現(xiàn)100多年來(lái)，機(jī)翼的唯一功能是產(chǎn)生升力，機(jī)身的唯一功能是運(yùn)載空間，機(jī)翼上下表面流體必須同時(shí)到達(dá)后部才能產(chǎn)生升力，四周的流體阻力只能通過(guò)更大的能耗才能克服，本發(fā)明中不但機(jī)身是運(yùn)載空間，同時(shí)還二次產(chǎn)生升力成為主要升力來(lái)源，與機(jī)翼一齊共同形成更大的升力來(lái)源，多個(gè)擾流板形成的壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)在產(chǎn)生升力的同時(shí)，使流體阻力大大減少。
實(shí)施例2
如圖1-3所示，與實(shí)施例1不同是，在機(jī)翼6上表面增加一層由多個(gè)擾流板形成的擾流層601，與機(jī)翼6的上表面之間形成空氣通道401，與擾流板2前邊為條形導(dǎo)入口 701，后邊為條形導(dǎo)入口 501相通，擾流板2的外表面201為弧面，內(nèi)表面202為平面，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)擾流層601時(shí)，流體從導(dǎo)入口 701導(dǎo)入經(jīng)空氣通道401經(jīng)平面的內(nèi)表面202再?gòu)膶?dǎo)出口501導(dǎo)出，流體經(jīng)若干擾流板2后，每個(gè)擾流板2內(nèi)外表面因路徑不同而產(chǎn)生壓力差，從而空氣通道401通過(guò)均布的導(dǎo)入導(dǎo)出口，把其內(nèi)低流速產(chǎn)生高氣壓區(qū)，從均布的導(dǎo)入導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到為弧面的外表面201的高流速低氣壓區(qū)，這種把從內(nèi)向外把高氣壓區(qū)向低氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移的過(guò)程，就是產(chǎn)生升力的過(guò)程，也是減少流體阻力的過(guò)程，所以擾流層601上的流體阻力大大減小。另外，由于各擾流板2寬度有限，前邊為導(dǎo)入口 701，后面為導(dǎo)入口 501，流體經(jīng)過(guò)時(shí)路徑短，時(shí)間短，各導(dǎo)入導(dǎo)出口均布的把其內(nèi)的高壓力區(qū)向外的低壓力區(qū)轉(zhuǎn)移，所以流體層601的內(nèi)外，因流體經(jīng)過(guò)由壓力產(chǎn)生的摩擦力大大減少。當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼的上下表面同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，因?yàn)榱黧w經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面多個(gè)擾流板路徑變長(zhǎng)，又因?yàn)榱黧w從導(dǎo)入導(dǎo)出口進(jìn)進(jìn)出出，路徑又變長(zhǎng)，所以機(jī)翼上下表面路徑差別很大，壓力差也大，升力自然大。
傳統(tǒng)飛機(jī)機(jī)翼因上表面弧形、下表面為平面，流體經(jīng)過(guò)因路徑不同，在后部同時(shí)到達(dá)出現(xiàn)壓力差而產(chǎn)生升力，而流體同時(shí)到達(dá)后部之前，還不能產(chǎn)生升力；另外流體經(jīng)過(guò)上下表面時(shí)，流體產(chǎn)生很大的向內(nèi)的壓力和摩擦力給機(jī)翼6帶來(lái)很大的流體阻力。
而本實(shí)施例中，流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼6上部擾流層601每個(gè)擾流板2的上下表面201、202產(chǎn)生的壓力差就在每個(gè)擾流板2的周?chē)a(chǎn)生升力，同時(shí)，因機(jī)翼上部表面流體產(chǎn)生升力后流體阻力減小，下部表面流體向內(nèi)的壓力反而推動(dòng)機(jī)翼2向上運(yùn)動(dòng)，流體經(jīng)過(guò)若干擾流板2就在整個(gè)機(jī)翼的上部表面第一次形成升力，這種升力狀態(tài)是在流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼6上下表面的過(guò)程中產(chǎn)生，然后當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼6的上下部表面又同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，流體經(jīng)過(guò)上表面若干弧形擾流板2，路徑增加，又因?yàn)榱黧w從導(dǎo)入口 701進(jìn)、導(dǎo)出口 501出，進(jìn)進(jìn)出出很多次，流體經(jīng)過(guò)的路徑又大大增加，所以上部表面流體經(jīng)過(guò)的路徑長(zhǎng)，上下表面產(chǎn)生的壓力差很大，所以在第一次升力基礎(chǔ)上產(chǎn)生的第二次更大升力。另外流體從機(jī)翼6上下部表面經(jīng)過(guò)時(shí)向內(nèi)的壓力很大，摩擦力也很大，此時(shí)上部表面各擾流板形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，通過(guò)各擾流板內(nèi)外表面202產(chǎn)生的壓力差把空氣通道內(nèi)的高壓力區(qū)向整個(gè)外表面201轉(zhuǎn)移時(shí)，產(chǎn)生升力，同時(shí)也把流體阻力也向外轉(zhuǎn)移，流體阻力大大減少；此時(shí)，流體經(jīng)過(guò)每個(gè)寬度有限的擾流板2內(nèi)外時(shí)因壓力減少，摩擦力也減少，而傳統(tǒng)機(jī)翼的上表面承受很大的流體壓力。同時(shí)，因上部表面流體阻力減小，下部表面流體向內(nèi)的壓力反而推動(dòng)機(jī)翼向上運(yùn)動(dòng)，使升力提高。
導(dǎo)入口 701和導(dǎo)出口 501的形狀可為圓孔形、條形、菱形、環(huán)形、羽毛形、橢圓形、多邊形、方形等各種幾何形狀，如圖6所示。
另一實(shí)施例，與上不同是，機(jī)身上半部沒(méi)有空氣通道和擾流板，設(shè)至少一個(gè)擾流板2與機(jī)翼上表面的外殼相連接形成擾流層601，導(dǎo)入口 701導(dǎo)出口 501與空氣通道401相通，，對(duì)現(xiàn)有飛機(jī)進(jìn)行改造也很簡(jiǎn)單方便，提高升力卻非常明顯。
另一實(shí)施例，如圖1所示與以上不同是，擾流板2為圓環(huán)形，與內(nèi)殼3之間一定距離形成的空氣通道4環(huán)繞機(jī)身四周，擾流板2的內(nèi)外表面產(chǎn)生的壓力差，把其內(nèi)的高壓力區(qū)向外轉(zhuǎn)移，使機(jī)身四周流體阻力大大減少。
擾流板在飛行設(shè)備的機(jī)翼上表面設(shè)置，還可以在機(jī)身的局部或整體設(shè)置。
實(shí)施例3
如圖4所示，與實(shí)施例1不同是沒(méi)有機(jī)翼，發(fā)動(dòng)機(jī)8設(shè)在左右機(jī)身兩側(cè)，在后部設(shè)尾翼602來(lái)控制方向。
去掉機(jī)翼后，飛機(jī)體積就大大減少，阻力也就大大減少，多個(gè)環(huán)形擾流板2圍繞機(jī)身上半部，因多個(gè)擾流板在機(jī)身上半部?jī)?nèi)外兩層形成的表面積大于傳統(tǒng)機(jī)翼，產(chǎn)生的升力也不小于普通飛機(jī)，更重要的是如巨蟒一樣緊纏住機(jī)身的流體阻力產(chǎn)生的壓力和摩擦力大大減少，使飛機(jī)運(yùn)動(dòng)速度提高，也更節(jié)能。尾翼602上表面也可設(shè)多個(gè)擾流板2。
實(shí)施例4
如圖5所示，與實(shí)施例3不同是在前端兩側(cè)設(shè)前翼603，形成鴨式布局，只不過(guò)前后翼比傳統(tǒng)飛機(jī)更小，與傳統(tǒng)飛機(jī)一樣，發(fā)動(dòng)機(jī)801還是設(shè)在后部，進(jìn)氣涵道在下半部左右兩側(cè)或底部(未畫(huà))。
該飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼同時(shí)產(chǎn)生升力，使飛機(jī)升力大大提高，運(yùn)載量變大，流體阻力減少，同時(shí)能耗降低，飛行半徑變大，飛行迎角在60° -70°度時(shí)，多個(gè)擾流板2形成內(nèi)外兩層流體層相互滲透，不會(huì)像流暢表面那樣出現(xiàn)流體脫離機(jī)身而產(chǎn)生危險(xiǎn)，從而使飛機(jī)的靈活機(jī)動(dòng)性提聞，戰(zhàn)斗力提聞。
另一實(shí)施例，與以上不同是擾流板2環(huán)繞機(jī)身四周。
另一實(shí)施例，與以上不同是，機(jī)翼大小與傳統(tǒng)飛機(jī)一樣，只在前后機(jī)翼的上表面設(shè)多個(gè)擾流板2。
實(shí)施例5
如圖5所示，如圖6所示，與實(shí)施例1和實(shí)施例2不同是，機(jī)身上的擾流板為環(huán)形擾流板2，把各環(huán)形擾流板2與外殼連接形成環(huán)圍繞機(jī)身四周的擾流層，同樣在機(jī)翼6上表面各擾流板2也與外殼連接形成擾流層，每個(gè)擾流板前邊為導(dǎo)入口 701，后邊為導(dǎo)出口 501，在機(jī)身的每個(gè)擾流板前設(shè)均布的圓形導(dǎo)入口 7，在后邊設(shè)均布的圓孔導(dǎo)出口 5，在擾流板2上面設(shè)至少一個(gè)圓形導(dǎo)出口 502，各導(dǎo)入導(dǎo)出口都與機(jī)身和機(jī)翼內(nèi)的空氣通道4、401相通。每個(gè)導(dǎo)入導(dǎo)出口的開(kāi)孔在迎風(fēng)面相反方向，角度小于90°，因?yàn)轱w機(jī)飛行時(shí)四周流體壓力使空氣通道4、401內(nèi)始終充滿流體，所以各導(dǎo)入導(dǎo)出口并不是為了把大量流體導(dǎo)入，而是為了把流體導(dǎo)出以及便于把空氣通道4、401內(nèi)低流速產(chǎn)生的高壓力區(qū)向外轉(zhuǎn)移。擾流板2可以再機(jī)身局部設(shè)置，也可整體設(shè)置。
另一實(shí)施例，與以上不同是，環(huán)繞機(jī)身的環(huán)形擾流板2分為多段，每段擾流板2與另一段的連接處，有一定距離為導(dǎo)出口 503，便于流體導(dǎo)出空氣通道，環(huán)形擾流板2，分為多段，便于安裝。
實(shí)施例6
如圖3、圖6-8所示，與實(shí)施例5不同是把擾流板換為羽毛擾流板2，均布在飛機(jī)機(jī)身四周和機(jī)翼上部表面，每排羽毛擾流板2如圖7所示，每排羽毛擾流板2為一整體，左邊固定在機(jī)殼上，右邊部分覆蓋另一排，羽毛擾流板2從后向前、逐層覆蓋，從而覆蓋機(jī)身四周和機(jī)翼上部表面。
每片羽毛板2的外表面201為弧面，內(nèi)表面202為平面,如鳥(niǎo)兒羽毛的外表面中間高出，左右兩側(cè)若干羽毛分支的中間又略為高出，左右兩邊又緩緩向下，使每片羽毛表面形成流線形，流體從此經(jīng)過(guò)時(shí)路徑變長(zhǎng)，每排羽毛板可用塑料、碳纖維、玻璃纖維或金屬材料壓制而成。在機(jī)身的內(nèi)殼3與均布于機(jī)身上的羽毛板的內(nèi)表面202之間距離，為空氣通道4，在前排羽毛板部分覆蓋后排羽毛板之間的交接處因?yàn)閷?dǎo)入導(dǎo)出口 504，流體在該處既可導(dǎo)入又可導(dǎo)出，均布于機(jī)翼6的上表面與羽毛擾流板內(nèi)表面202之間為空氣通道401，同樣在前排羽毛擾流板部分覆蓋后排羽毛各擾流板2之間的交接處因?yàn)閷?dǎo)入導(dǎo)出口 504，機(jī)身機(jī)翼通過(guò)導(dǎo)入導(dǎo)出口 504把四周的流體分別導(dǎo)入和導(dǎo)出空氣通道4、401。當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，在壓力作用下空氣通道4、401已充滿流體，四周流體緊裹飛機(jī)給飛機(jī)帶來(lái)巨大流體阻力。此時(shí)，通過(guò)導(dǎo)入導(dǎo)出口 504把流體分別導(dǎo)入機(jī)身和機(jī)翼空氣通道4、401內(nèi)，由于在不寬的空氣通道內(nèi)的流體，與內(nèi)殼3和為平面的內(nèi)外表面202之間產(chǎn)生摩擦力，自然慢于大約等同于飛機(jī)速度的四周流體，更慢于外表面201上的流速。所以空氣通道4、401因?yàn)槁魉佼a(chǎn)生高氣壓必然通過(guò)均布的各導(dǎo)入導(dǎo)出口 504,向外同樣均布的轉(zhuǎn)移到整個(gè)飛機(jī)的外表面201上。遇到四周流體由外向內(nèi)施加在整個(gè)機(jī)身和機(jī)翼外表面201上壓力,兩個(gè)方向相反的壓力遇在一起，由于空氣通道4、401內(nèi)流體流速慢于四周流體，所以空氣通道產(chǎn)生的高壓力必然轉(zhuǎn)移到四周流體的低壓力區(qū)，低壓力區(qū)抵消后，至少部分抵消后使機(jī)身四周和機(jī)翼上部的流體壓力大大減少。對(duì)機(jī)翼而言，機(jī)翼的上部表面路徑變長(zhǎng)與下部表面產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn)生更大升力(機(jī)身也可只在上半部覆蓋羽毛擾流板，使上下部產(chǎn)生壓力差)，這種對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的升力來(lái)源，與傳統(tǒng)機(jī)翼不同是，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下表面的不同路徑而同時(shí)到達(dá)后部之前，流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上部表面的每片羽毛擾流板的上下表面時(shí)產(chǎn)生的壓力差就在該處產(chǎn)生升力，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)若干羽毛擾流板時(shí)，上下表面201、202形成的壓力差已在機(jī)翼上部表面形成很大升力，此時(shí)機(jī)翼上部表面把高壓區(qū)向外轉(zhuǎn)移時(shí)，而下部表面流體向內(nèi)的壓力必然推動(dòng)機(jī)翼向上升，這種機(jī)翼上部表面產(chǎn)生升力，下部表面為壓力推動(dòng)區(qū)的狀態(tài)，為第一次產(chǎn)生的升力，比現(xiàn)有機(jī)翼結(jié)構(gòu)更合理，升力更大，而傳統(tǒng)機(jī)翼在這種狀態(tài)中根本不可能產(chǎn)生升力；然后經(jīng)過(guò)機(jī)翼上下部表面的流體同時(shí)在后部到達(dá)時(shí)，傳統(tǒng)機(jī)翼此時(shí)才能產(chǎn)生升力，但實(shí)施例中，當(dāng)流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼上部表面的每片弧形的羽毛擾流板外表面201時(shí)，經(jīng)過(guò)時(shí)路徑變長(zhǎng)，而流體從各導(dǎo)入導(dǎo)出口 504進(jìn)入又導(dǎo)出，經(jīng)過(guò)的路徑又變長(zhǎng)，當(dāng)機(jī)翼的上下部表面經(jīng)過(guò)的路徑不同而同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，流體在上部表面經(jīng)過(guò)的路徑比傳統(tǒng)機(jī)翼更長(zhǎng)，所以在第一次產(chǎn)生升力的基礎(chǔ)上，使第二次在機(jī)翼上下部表面產(chǎn)生的壓力差更大，升力更大。另外，在機(jī)身和機(jī)翼上部表面各羽毛擾流板內(nèi)外表面形成壓力差從而在機(jī)身周?chē)蜋C(jī)翼上表面形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，把流體阻力向外轉(zhuǎn)移，而傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼上部承受很大的流體壓力；所以本發(fā)明的飛機(jī)流體阻力減小，能耗減小，升力提高。經(jīng)本人觀察，這就是為什么鳥(niǎo)兒經(jīng)億萬(wàn)年進(jìn)化全身和翅膀上覆蓋的羽毛，使鳥(niǎo)兒用很少的能耗而能做很長(zhǎng)距離飛行的原因所在，也是飛行器是否減少能耗，提高速度的原因所在。
另一實(shí)施例，如圖7-8所示，每排羽毛擾流板左邊用可限位活動(dòng)的合頁(yè)類(lèi)似的裝置203’連接，固定在內(nèi)殼3上，通過(guò)控制，每排羽毛擾流板右邊可限位活動(dòng)，從而機(jī)身四周及機(jī)翼上部表面的各部分羽毛擾流板，根據(jù)需要控制右邊在一定范圍內(nèi)活動(dòng)，模仿鳥(niǎo)兒身上和翅膀上的羽毛開(kāi)合，或不同部位的羽毛開(kāi)合，以適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的功能需要，使飛機(jī)靈活性大大提高。
另一實(shí)施例，如圖7所示，與以上不同是，每片羽毛左右兩側(cè)為若干分支，每個(gè)分支左右兩側(cè)為細(xì)小的縫隙為導(dǎo)入導(dǎo)出口 505，導(dǎo)入導(dǎo)出口 504、505更容易使空氣通道內(nèi)的高氣壓區(qū)更均布的向飛機(jī)外四周低氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移，這樣又使飛機(jī)的流體阻力進(jìn)一步減少。
鳥(niǎo)兒的羽毛結(jié)構(gòu)，經(jīng)億年的進(jìn)化，用很少的能耗，就能實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離飛行，羽毛在空中的開(kāi)合，使流體順羽毛狀的內(nèi)外層流過(guò)，產(chǎn)生的壓力差，使流體阻力大大減少，同時(shí)靈活性大大提高。目前還沒(méi)有一種飛行設(shè)備能達(dá)到鳥(niǎo)兒一樣靈活和節(jié)能，所以模仿鳥(niǎo)兒羽毛的功能，對(duì)減少流體阻力，提高靈活性，節(jié)約能耗都有很好的借鑒。
實(shí)施例7
如圖9所示，一種飛碟，由上下兩個(gè)蝶形盤(pán)相扣而成，在上半部101有外殼301和內(nèi)殼3之間為空氣通道4，環(huán)繞上半部殼體，在其中間設(shè)導(dǎo)管104與下半部102的底部設(shè)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)801相通，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)801又與前后左右的噴出口 802、803、804、805 (805未畫(huà))及底部噴出口 806相通，前后左右各噴出口后面都設(shè)有轉(zhuǎn)向頭807，通過(guò)控制使噴出口按需要方向噴出，在上半部101的外殼301上面有多個(gè)中空的擾流板2完全覆蓋上半部101，中空擾流板外表面201為弧形，內(nèi)表面202為平面，之間為中空的空氣通道402，每個(gè)擾流板通過(guò)多個(gè)導(dǎo)氣管103與空氣通道4相通，外表面201設(shè)多個(gè)導(dǎo)入口 702又與空氣通道402相通，擾流板2的內(nèi)表面202與外殼301之間為空氣通道401，每個(gè)擾流板2前面為導(dǎo)入口 7，后面有導(dǎo)出口 5與空氣通道401相通。導(dǎo)入口 702上設(shè)有可控制開(kāi)、關(guān)及導(dǎo)氣角度變化的控制門(mén)703。
當(dāng)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)801工作，巨大的吸力通過(guò)每個(gè)擾流板外表面201設(shè)的多個(gè)導(dǎo)入口702把外界流體高速吸入其內(nèi)的空氣通道402，經(jīng)多個(gè)導(dǎo)氣管103進(jìn)入空氣通道4內(nèi)，再經(jīng)導(dǎo)管104經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)801后，從噴出口 802、803、804、805、806高速噴出，其中噴出口 802、803、804,805的轉(zhuǎn)向頭807轉(zhuǎn)向地面，此時(shí)由于上半部101覆蓋的多個(gè)擾流板2，外表面201上均布的導(dǎo)入口 702使上表面各導(dǎo)入口 702附近及周?chē)罅苛黧w高速吸入，使外表面201的殼體上流速很快，與自然狀態(tài)中經(jīng)過(guò)的內(nèi)表面202形成很大的壓力差；當(dāng)流體從導(dǎo)入口 7進(jìn)入空氣通道401，經(jīng)擾流板的內(nèi)表面202，再?gòu)膶?dǎo)出口 5把流體排出，經(jīng)若干內(nèi)表面202后每個(gè)弧形的外表面201與平面的內(nèi)表面202形成很大的壓力差，而產(chǎn)生很大的升力，從而空氣通道401內(nèi)流體流速慢于弧形的外表面201在動(dòng)力作用下的流體流速，產(chǎn)生巨大的壓力差而產(chǎn)生很大升力，從而使上半部殼體101和下半部殼體102之間產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn)生很大升力，此時(shí)在此狀態(tài)中不需要很大推動(dòng)力就能推動(dòng)運(yùn)動(dòng)體垂直上升，所以飛碟在底部各噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)801的噴出口噴出的流體很容易推動(dòng)飛碟垂直上升，因上升速度很快，在空中，通過(guò)控制只開(kāi)啟所需方向的噴出口，推動(dòng)飛碟按所需方向飛行。
目前，任何在流體中快速運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)體，四周緊裹的流體壓力產(chǎn)生巨大的摩擦力，使運(yùn)動(dòng)體要耗費(fèi)大部分能源來(lái)克服流體阻力，在本實(shí)施例中，由于上半部101各擾流板的外表面201為弧形，內(nèi)表面202為平面，流體經(jīng)過(guò)時(shí)產(chǎn)生壓力差，又因?yàn)橥獗砻?01各導(dǎo)入口 702，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大吸力狀態(tài)中，流速極高，所以與內(nèi)表面202在自然狀態(tài)中流速產(chǎn)生的壓力差更大，當(dāng)流體從擾流板的前邊導(dǎo)入口 7把流體導(dǎo)入導(dǎo)入空氣通道401經(jīng)內(nèi)表面202為平面的經(jīng)過(guò)后，又從導(dǎo)出口 5把流體導(dǎo)出，經(jīng)過(guò)若干擾流板后，空氣通道401內(nèi)經(jīng)過(guò)的流體流速慢產(chǎn)生的高氣壓必然向外轉(zhuǎn)移到外表面201由動(dòng)力作用下流速快產(chǎn)生的低氣壓區(qū)，在飛碟上部形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，從而巨大的壓力差使上部101產(chǎn)生第一次很大的升力，同時(shí)四周流體產(chǎn)生的向內(nèi)的壓力和摩擦力大大減少，由于發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力，在此狀態(tài)中，流體經(jīng)過(guò)稍微長(zhǎng)一點(diǎn)路徑，對(duì)流速?zèng)]太大影響，但使上部101流體流速非?？欤纱耸癸w碟上下部101、102之間，由動(dòng)力產(chǎn)生的流速和自然狀態(tài)中的流速產(chǎn)生更大的壓力差，為第二次產(chǎn)生更大升力。
該實(shí)施例與其它實(shí)施例不同是，其它實(shí)施例為自然狀態(tài)中流體從擾流板內(nèi)外表面的空氣通道經(jīng)過(guò)后，把內(nèi)表面為平面產(chǎn)生的低流速高氣壓區(qū)通過(guò)各導(dǎo)入導(dǎo)出口向?yàn)榛⌒蔚耐獗砻娴蜌鈮簠^(qū)轉(zhuǎn)移，由此產(chǎn)生第一次升力；該實(shí)施例為在動(dòng)力作用下擾流板的上表面的各導(dǎo)入口，與底部的發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣口相通，強(qiáng)大的吸力使整個(gè)擾流板的上下表面產(chǎn)生巨大的壓力差，產(chǎn)生第一次很大的升力；然后當(dāng)飛碟上部擾流板外表面201的各導(dǎo)入口，在發(fā)動(dòng)機(jī)極強(qiáng)吸力作用下使整個(gè)上部101流速都極快時(shí)，從而使飛碟下部102在自然狀態(tài)中的流速形成上下部101、102之間產(chǎn)生更大壓力差，從而第二次產(chǎn)生更大升力，所以該實(shí)施例在動(dòng)力作用下，產(chǎn)生的壓力差更大，所以產(chǎn)生的升力更大。
第一次產(chǎn)生升力是擾流板的上表面在動(dòng)力作用下，與下表面在自然狀態(tài)中，使擾流板2上下表面之間產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生；
第二次產(chǎn)生升力是飛碟的上部在動(dòng)力作用下，與下部在自然狀態(tài)中飛碟上下部之間產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn)生。
如飛碟需要轉(zhuǎn)向，通過(guò)控制門(mén)703關(guān)閉左前方部分導(dǎo)入口 701，由于殼體上形成壓力差使飛碟左轉(zhuǎn)。同理，飛碟右轉(zhuǎn)、上升、下降都很簡(jiǎn)單可靠并且很容易操作。
另一實(shí)施例，與上不同是，在飛碟下部殼體102上，設(shè)多個(gè)導(dǎo)入口 702及相對(duì)應(yīng)的控制門(mén)703，與上下部空氣通道4相通，還可去掉中間導(dǎo)管104，發(fā)動(dòng)機(jī)801的吸氣口直接與環(huán)繞飛碟四周的空氣通道4相通。
實(shí)施例8
如圖10所不,與實(shí)施例9不同是飛機(jī)的機(jī)身四周和機(jī)翼上表面外殼301和內(nèi)殼3之間為空氣通道4，空氣通道4與后部的發(fā)動(dòng)機(jī)801的吸氣口相通，空氣通道4的四周有多個(gè)導(dǎo)氣管103與對(duì)應(yīng)的覆蓋機(jī)身和機(jī)翼上表面外殼四周的中空擾流板2內(nèi)的空氣通道402相通，擾流板為弧面的外表面201有多個(gè)導(dǎo)入口 702與空氣通道402相通，擾流板的內(nèi)表面202與外殼301之間一定距離為空氣通道401，擾流板2的前邊為導(dǎo)入口 7，把流體導(dǎo)入空氣通道401內(nèi)，其后邊為導(dǎo)出口 5，把流體導(dǎo)出空氣通道。
當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力，從機(jī)身和機(jī)翼上表面均布的導(dǎo)入口 702上，把流體高速吸入空氣通道402內(nèi)，經(jīng)導(dǎo)氣管103、空氣通道4從噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)801噴出，推動(dòng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)。此時(shí)機(jī)身四周及機(jī)翼上的擾流板2的外表面201的各導(dǎo)入口 702，把流體高速吸入后，使每個(gè)擾流板的外表面201與內(nèi)表面202之間因流速差異太大而產(chǎn)生很大壓力差而產(chǎn)生很大的升力。從而在機(jī)身和機(jī)翼上表面形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，不但產(chǎn)生升力，而且流體阻力大大減少。此時(shí)，流體從導(dǎo)入口 7經(jīng)過(guò)下表面203的平面的空氣通道401，又從導(dǎo)出口5排出，流體經(jīng)若干擾流板的上下表面后部產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生很大升力，此時(shí)機(jī)翼下表面流體向內(nèi)的壓力推動(dòng)飛機(jī)向上，這種第一次產(chǎn)生的升力，是在流體沒(méi)到達(dá)后部之前就在機(jī)身四周和機(jī)翼上表面每經(jīng)一個(gè)擾流板就在局部產(chǎn)生升力，流體經(jīng)過(guò)若干個(gè)擾流板后就在機(jī)翼上部表面逐步形成整體升力，然后，當(dāng)流體在機(jī)身和機(jī)翼后部因路徑不同而同時(shí)到達(dá)時(shí)，流體經(jīng)過(guò)各個(gè)擾流板弧形上表面時(shí)，路徑變長(zhǎng)，又因?yàn)榱黧w從導(dǎo)入口 7進(jìn)入空氣通道401后從導(dǎo)出口 5排出，出出進(jìn)進(jìn)路徑又變長(zhǎng)，機(jī)翼上下部表面因路徑相差很大，遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)機(jī)翼上下表面之間路徑的差異，所以壓力差變大，升力自然變大。更重要的是，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力作用下，如果上部表面流速比傳統(tǒng)機(jī)翼快一倍，機(jī)翼上下部之間產(chǎn)生壓力差就增加一倍升力，快10倍就增加10倍升力甚至更多，而發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可控制，升力大小也可控制，這種升力狀態(tài)很容易辦到，而且顯而易見(jiàn)。所以在第一次產(chǎn)生升力的基礎(chǔ)上產(chǎn)生第二次升力，飛機(jī)升力得到大大提高，同時(shí)飛機(jī)四周擾流板上下表面產(chǎn)生的壓力差，在飛機(jī)四周形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)使四周流體阻力減少。
機(jī)翼升力提聞，飛機(jī)四周流體阻力減少，自然運(yùn)載能力提聞，速度提聞，機(jī)動(dòng)靈活性提高，同時(shí)能耗降低。
另一實(shí)施例，與以上不同是，擾流板只覆蓋機(jī)身上半部，使機(jī)身上下部之間產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生升力，此時(shí)機(jī)身和機(jī)翼形成大機(jī)翼，大機(jī)翼上下部產(chǎn)生的壓力差使飛機(jī)升力更大。特別是飛機(jī)起飛時(shí)，整個(gè)大機(jī)翼的上下部產(chǎn)生巨大壓力差，從而產(chǎn)生升力，飛機(jī)在很短起跑后就可起飛。[0120]另一實(shí)施例，與上不同是，把實(shí)施例7的圖9中，發(fā)動(dòng)機(jī)801及各噴出口的結(jié)構(gòu)，安裝在飛機(jī)底部中間，發(fā)動(dòng)機(jī)801的吸氣口與空氣通道4相通，強(qiáng)大的吸力使機(jī)身上半部及機(jī)翼上表面流速加快，擾流板上下表面產(chǎn)生第一次升力，及飛機(jī)上部與對(duì)應(yīng)的下部表面形成巨大的壓力差，產(chǎn)生第二次升力。在此狀態(tài)中，飛機(jī)很容易垂直升降，傳統(tǒng)垂直升降飛機(jī)，以巨大能耗為代價(jià)，本發(fā)明以二次產(chǎn)生升力為前提垂直升降，從理論和裝置都不同于現(xiàn)在的飛機(jī)，并為該類(lèi)飛機(jī)的發(fā)展開(kāi)辟了一個(gè)新的方向。
實(shí)施例9
如圖11所示，一種導(dǎo)彈，導(dǎo)彈的殼體由環(huán)形擾流板2和內(nèi)殼3之間一定距離為空氣通道4，各導(dǎo)入口 7在擾流板前，導(dǎo)出口 5在擾流板后，擾流板2上面至少有一個(gè)圓形的導(dǎo)出口 502，各導(dǎo)入導(dǎo)出口與空氣通道4相通，擾流板2的外表面201為弧形，內(nèi)表面202為平面，當(dāng)導(dǎo)彈飛行時(shí)，流體從導(dǎo)入口 7進(jìn)入，由內(nèi)表面202和內(nèi)殼3形成的空氣通道4，再?gòu)膶?dǎo)出口 5、502排出，流體經(jīng)過(guò)若干擾流板后，空氣通道4內(nèi)的低流速高氣壓，必須從各導(dǎo)出口
5、502均布的轉(zhuǎn)移到整個(gè)外表面201上，四周流體產(chǎn)生的壓力和摩擦力大大減少，流體阻力減少，導(dǎo)彈飛行速度提高，同時(shí)能耗降低。
本發(fā)明中的環(huán)形擾流板與四周流體產(chǎn)生很大的壓力差，會(huì)產(chǎn)生很大的升力，同時(shí)流體阻力大大減少。
另一實(shí)施例，與以上不同是，導(dǎo)彈后部發(fā)動(dòng)機(jī)801與各導(dǎo)入導(dǎo)出口和空氣通道4相通，在發(fā)動(dòng)機(jī)801強(qiáng)大的吸力狀態(tài)中個(gè)導(dǎo)入導(dǎo)出口統(tǒng)統(tǒng)變?yōu)閷?dǎo)入口把其四周流體高速吸入，使導(dǎo)彈四周形成相對(duì)負(fù)壓區(qū)，后部發(fā)動(dòng)機(jī)8把吸入的流體高速噴出形成正向動(dòng)力區(qū)，使導(dǎo)彈在較為理想的流體分布狀態(tài)中行駛。
另一實(shí)施例，與以上不同是導(dǎo)彈的上半部有半圓形擾流板覆蓋，導(dǎo)彈的前端和后端不設(shè)擾流板(未畫(huà))，導(dǎo)彈飛行時(shí)，上半部與下半部產(chǎn)生很大壓力差，從而產(chǎn)生升力。
另一實(shí)施例，與以上不同是導(dǎo)彈四周覆蓋羽毛擾流板，如圖7-8所示。
傳統(tǒng)的導(dǎo)彈本身沒(méi)有升力，通過(guò)強(qiáng)大的推動(dòng)力來(lái)推動(dòng)，通過(guò)很小的前后翼來(lái)控制方向和產(chǎn)生很小升力，同時(shí)流體阻力也非常大。本發(fā)明的導(dǎo)彈如飛機(jī)一樣能兩次產(chǎn)生很大升力，同時(shí)流體阻力大大減少，對(duì)各類(lèi)導(dǎo)彈的速度及靈活性的提高，都有直接作用，同時(shí)能耗大大減少。
實(shí)施例10
如圖12所示，與實(shí)施例9和實(shí)施例801不同是，導(dǎo)彈上半部覆蓋多個(gè)中空擾流板2與空氣通道4和后部發(fā)動(dòng)機(jī)801的吸氣一端相通，當(dāng)導(dǎo)彈飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)801強(qiáng)大的吸力使導(dǎo)彈上半部擾流板2各導(dǎo)入口 702附近流體高速吸入，使上下表面201、202產(chǎn)生巨大壓力差產(chǎn)生第一次升力，導(dǎo)彈的上半部與下半部因路徑不同，以及上半部在動(dòng)力狀態(tài)與下半部在自然狀態(tài)中的差異又產(chǎn)生更大的第二次升力。
另一實(shí)施例，與以上不同是多個(gè)擾流板2覆蓋導(dǎo)彈四周，各擾流板外表面201的導(dǎo)入口 702與空氣通道4相通，通過(guò)控制門(mén)703對(duì)所需導(dǎo)入口 702角度及開(kāi)啟、關(guān)閉的控制，由此產(chǎn)生壓力差使導(dǎo)彈在空中升降轉(zhuǎn)彎都方便，更快捷、靈活，因流體阻力減少，能耗減少，運(yùn)動(dòng)速度提聞。
實(shí)施例11
如圖13所示，一種炮彈，對(duì)依靠慣性飛行的炮彈或?qū)棧瑴p少流體阻力使其飛行的速度更快，更遠(yuǎn)，若能使其產(chǎn)生升力，就如虎添翼，其產(chǎn)生的作用已超出子彈或炮彈的傳統(tǒng)概念，使其戰(zhàn)斗力大大提高。炮彈彈身I前部為彈頭105，彈頭105的外殼由至少一個(gè)擾流板2連接形成擾流層，和內(nèi)殼3之間一定距離為空氣通道4組成，擾流板2和外殼上設(shè)多個(gè)圓孔的導(dǎo)入導(dǎo)出口 506，因與擾流板2的內(nèi)表面和內(nèi)殼3之間流體經(jīng)過(guò)時(shí)產(chǎn)生摩擦，又因?yàn)閿_流板內(nèi)表面202為平面，外表面201為弧面，使空氣通道4流速減慢，于是在彈頭四周產(chǎn)生壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，使其流速變慢而產(chǎn)生的高氣壓區(qū)從均布的導(dǎo)入導(dǎo)出口 506向外邊四周流體產(chǎn)生的高流速的低氣壓區(qū)轉(zhuǎn)移，與周?chē)黧w產(chǎn)生很大壓力差從而產(chǎn)生升力，同時(shí)使流體阻力大大減少；還可擾流板和空氣通道只在炮彈上半部設(shè)置，上下部之間產(chǎn)生壓力差使炮彈產(chǎn)生升力，炮彈飛行速度和距離提高。
該實(shí)施例同樣可用于子彈。
另一實(shí)施例，如圖14所示，與以上不同是，空氣通道4后部設(shè)導(dǎo)出口 8，從導(dǎo)入口 7導(dǎo)入的空氣從導(dǎo)出口 8噴出，瞬間填充彈頭后部負(fù)壓區(qū)，使彈頭流體阻力減少，速度提高。
擾流板2可在彈頭局部，也可為全部。
另一實(shí)施例，與以上不同是在彈頭后部設(shè)圓錐形控制桿107，它的前半部為半圓形，后半部為維尖形?？刂茥U設(shè)在彈頭105的后部中心，圓維形控制桿107的后部維尖在中心軸上，內(nèi)凹連接點(diǎn)106對(duì)應(yīng)前部圓形形狀，活動(dòng)鏈接在彈頭后部中心內(nèi)凹連接點(diǎn)106上，圓錐體的控制桿107通過(guò)控制后可360°轉(zhuǎn)動(dòng)或上下左右移動(dòng)，但不會(huì)脫離內(nèi)凹連接點(diǎn)106內(nèi)，通過(guò)對(duì)控制桿107錐尖角度的控制，從而實(shí)現(xiàn)炮彈和子彈轉(zhuǎn)向。
另一實(shí)施例，與以上不同是，沒(méi)有空氣通道4和導(dǎo)出口 5，與傳統(tǒng)子彈一樣，只在后部設(shè)控制桿107。
另一實(shí)施例，如圖14所示，與以上不同是，在彈頭后部設(shè)擾流板和空氣通道4，空氣通道4后部設(shè)導(dǎo)出口 8，從導(dǎo)入口 7導(dǎo)入的空氣從導(dǎo)出口 8噴出，瞬間填充彈頭后部負(fù)壓區(qū)，使彈頭流體阻力減少，速度提高。
另一實(shí)施例，如圖15所示，與上不同是，控制裝置107為彈頭后部的左右翼片，翼片上表面為弧面，下表面為平面，內(nèi)凹在連接點(diǎn)106內(nèi)，彈頭發(fā)射時(shí)左右翼片瞬間彈出，與連接點(diǎn)106活動(dòng)連接，通過(guò)控制裝置107來(lái)控制左右翼片的角度變化，從而控制彈頭轉(zhuǎn)向。
該結(jié)構(gòu)也可用于導(dǎo)彈。
連接點(diǎn)106還可為外凸形，如外凸的半圓形或圓錐形、弧形等，其形狀可有效占據(jù)后部負(fù)壓區(qū)體積，減少后部負(fù)壓區(qū)阻力，控制裝置107前邊與連接點(diǎn)106為活動(dòng)連接，后邊還可為針形、弧形、葉片形等形狀(未畫(huà))；控制裝置還可為上表面為弧面下表面為平面的翼片形，左右內(nèi)嵌在活動(dòng)鏈接點(diǎn)106內(nèi)(或上下左右內(nèi)嵌在連接點(diǎn)106內(nèi))。發(fā)射時(shí)自動(dòng)彈出，通過(guò)控制翼片角度變化從而產(chǎn)生轉(zhuǎn)向。
擾流板2可在彈頭局部，也可為全部。
該炮彈或子彈如飛機(jī)一樣具有很好的升力(比傳統(tǒng)的導(dǎo)彈更優(yōu)越)，同時(shí)四周流體阻力大大減少，所以飛行速度快，飛行距離遠(yuǎn)?？罩修D(zhuǎn)向方便，這是一種最廉價(jià)的智能炮彈和子彈。
另一實(shí)施例，與以上不同是，沒(méi)有空氣通道4和導(dǎo)出口 5，與傳統(tǒng)子彈一樣，只在后部設(shè)控制桿107。
該結(jié)構(gòu)也可用于導(dǎo)彈。[0146]實(shí)施例12
如圖16所示，與實(shí)施例8不同是把飛機(jī)形狀換為一種流線形的汽車(chē)形狀，汽車(chē)后部發(fā)動(dòng)機(jī)為小功率的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)801，或小功率噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，或小功率螺旋槳。擾流板2覆蓋汽車(chē)上部和兩側(cè)，在原玻璃的地方，對(duì)應(yīng)用透明材料；在汽車(chē)底部設(shè)多個(gè)條形導(dǎo)入口 701與空氣通道4相通，各導(dǎo)入口 7、701都可通過(guò)控制，使控制門(mén)703開(kāi)啟或關(guān)閉及角度調(diào)節(jié)，去掉原汽車(chē)的動(dòng)力裝置、底盤(pán)、傳動(dòng)裝置，外殼用輕質(zhì)堅(jiān)固的材料如鋁合金、或碳纖維、或玻璃鋼等，這樣一來(lái)，汽車(chē)的重量大大減輕，當(dāng)汽車(chē)行駛時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)801強(qiáng)大的吸力狀態(tài)中中，使汽車(chē)上部及兩側(cè)的導(dǎo)入口 7附近的流體高速吸入空氣通道402內(nèi)，經(jīng)氣管103進(jìn)入空氣通道4內(nèi)，使擾流板2的弧形外表面202和平面的內(nèi)表面202之間在動(dòng)力的作用下產(chǎn)生很大的壓力差，由此產(chǎn)生很大的升力，此時(shí)汽車(chē)底部導(dǎo)入口 701通過(guò)控制門(mén)703關(guān)閉，流體在底部向內(nèi)的壓力作用下，使汽車(chē)向上運(yùn)動(dòng)。此時(shí)車(chē)上部及兩側(cè)產(chǎn)生升力，底部向上產(chǎn)生推力，汽車(chē)在流體經(jīng)過(guò)的過(guò)程中就第一次產(chǎn)生升力，然后流體經(jīng)過(guò)車(chē)體同時(shí)到達(dá)后部時(shí)，流體經(jīng)過(guò)各擾流板2時(shí)路徑又變長(zhǎng)，流體從導(dǎo)入口 7進(jìn)入空氣通道401，再?gòu)膶?dǎo)出口 5排出，進(jìn)進(jìn)出出多少次，路徑又增加，所以流體經(jīng)過(guò)車(chē)上部及兩側(cè)的路徑遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于車(chē)底部，特別是各導(dǎo)入口 7及附近的流體在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力狀態(tài)中其流速遠(yuǎn)大于車(chē)底部經(jīng)過(guò)的自然狀態(tài)下流體流速。車(chē)上部及兩側(cè)與底部之間因流體流速不同，而產(chǎn)生巨大的壓力差，在第一次升力的基礎(chǔ)上第二次產(chǎn)生更大的升力，使本來(lái)就不重的汽車(chē)在很短的距離起跑后迅速上升，在空中飛行時(shí)，如汽車(chē)需要轉(zhuǎn)向，通過(guò)控制門(mén)703關(guān)閉左前方部分導(dǎo)入口 7，由于殼體形成壓力差使車(chē)左轉(zhuǎn)。同理，汽車(chē)右轉(zhuǎn)、上升、下降都很簡(jiǎn)單可靠并且很容易操作。當(dāng)然也可設(shè)活動(dòng)的、在地面收回，在空中伸展的不大的尾翼來(lái)控制方向，這些都是很常用的方法。
汽車(chē)在地面行駛時(shí)，只開(kāi)啟車(chē)底部各導(dǎo)入口 701，大量底部流體被吸入空氣通道4內(nèi)，使汽車(chē)附地力增加。通過(guò)控制，使汽車(chē)底部流速略快于或等于上部流速，升力阻力消除或大大減少，否則會(huì)因附地力太大增加能耗。
該實(shí)施例的汽車(chē)，不論在空中和地面運(yùn)動(dòng)時(shí)，在汽車(chē)上形成壓力差轉(zhuǎn)移區(qū)，因空氣通道401內(nèi)流速慢產(chǎn)生的高氣壓區(qū)，必然要向外表面201的高流速產(chǎn)生的低壓力區(qū)轉(zhuǎn)移，不但產(chǎn)生升力，而且使四周流體向內(nèi)的壓力減少，摩擦力減少，流體阻力也大大減少。
本實(shí)施例中沒(méi)有傳統(tǒng)的機(jī)翼，如一定要與機(jī)翼相比較，那么汽車(chē)上部及兩側(cè)為機(jī)翼的上表面,汽車(chē)底部為下表面,上下表面在動(dòng)力作用下產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn)生很大的升力。
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)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運(yùn)用在其他相關(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)。
權(quán)利要求
1.一種飛行設(shè)備，其特征在于，包括: 設(shè)備主體、位于設(shè)備主體上的封閉內(nèi)殼、以及位于內(nèi)殼之外的外殼，所述內(nèi)殼和外殼之間設(shè)有空氣通道； 位于設(shè)備主體上部的所述外殼部分包括多個(gè)擾流板，各個(gè)所述擾流板之間或擾流板本身設(shè)有內(nèi)外相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，所述空氣通道分別與所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口相通； 所述擾流板外表面流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比對(duì)應(yīng)區(qū)域擾流板內(nèi)表面的空氣通道內(nèi)的空氣路徑長(zhǎng)，使經(jīng)過(guò)所述外表面路徑的空氣的流速快于所述空氣通道內(nèi)空氣的流速，將所述空氣通道內(nèi)流速慢而產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從所述導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼外流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述外殼是多個(gè)平鋪的外表面為弧形內(nèi)表面為平面的擾流板，所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口位于所述擾流板的側(cè)邊，并且所述擾流板上也設(shè)有與所述空氣通道相通的所述導(dǎo)出口。
3.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述外殼包括多個(gè)擾流板，所述擾流板的外表面為弧形，內(nèi)表面為平面，所述多個(gè)擾流板自飛行設(shè)備尾部至頭部逐片部分疊置地設(shè)置在內(nèi)殼上，所述的擾流板內(nèi)表面與內(nèi)殼之間的距離為空氣通道。
4.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述的外殼由至少一個(gè)擾流板相連接形成擾流層，所述的擾流層上有與空氣通道相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口。
5.根據(jù)權(quán)利要求
3所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述擾流板之間設(shè)有控制導(dǎo)入口或?qū)С隹诖笮』蜷_(kāi)閉的控制機(jī)構(gòu)。
6.根據(jù)權(quán)利要求
2至5任一項(xiàng)所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述擾流板為方形、六邊形、圓形、橢圓形、羽毛形、魚(yú)鱗形或上述幾種幾何形狀組合成的圖案，所述擾流板材料為塑料、碳纖維、玻璃、玻璃纖維或金屬。
7.根據(jù)權(quán)利要求
2至5任一項(xiàng)所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面；所述機(jī)翼上部的外殼部分流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比機(jī)翼下部的外殼部分在飛行方向上表面路徑長(zhǎng)。
8.根據(jù)權(quán)利要求
7所述的飛行設(shè)備，其特征在于:包括位于機(jī)身尾部或底部的發(fā)動(dòng)機(jī)，所述機(jī)翼上擾流板側(cè)邊的導(dǎo)入口通過(guò)所述空氣通道連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口。
9.根據(jù)權(quán)利要求
2至4任一項(xiàng)所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述設(shè)備主體包括機(jī)身和機(jī)翼，所述擾流板設(shè)置于所述機(jī)翼上表面和機(jī)身上表面。
10.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述飛行設(shè)備是飛碟，所述飛碟外殼與內(nèi)殼之間設(shè)有所述空氣通道，所述飛碟底部設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)，所述外殼上設(shè)有多個(gè)中空的所述擾流板，所述擾流板外表面上設(shè)有可控制開(kāi)關(guān)的導(dǎo)入口與空氣通道相通，所述空氣通道與飛碟底部發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣一端相通，所述發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣一端與可控制開(kāi)或關(guān)的噴出口相通，所述噴出口后面設(shè)有轉(zhuǎn)向頭，通過(guò)控制轉(zhuǎn)向頭使各噴出口按需要方向噴出。
11.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的飛行設(shè)備，其特征在于:所述飛行設(shè)備為炮彈或子彈，所述炮彈或子彈后部設(shè)有控制裝置，所述控制裝置前部與炮彈或子彈的后部為活動(dòng)鏈接，所述控制裝置后部通過(guò)控制產(chǎn)生角度變化。
專利摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種飛行設(shè)備，所述設(shè)備包括設(shè)備主體、位于設(shè)備主體上的封閉內(nèi)殼、以及位于內(nèi)殼之外的外殼，所述內(nèi)殼和外殼之間設(shè)有空氣通道；位于設(shè)備主體上部的所述外殼部分包括多個(gè)擾流板，各個(gè)所述擾流板之間或擾流板本身設(shè)有內(nèi)外相通的導(dǎo)入口和導(dǎo)出口，所述空氣通道分別與所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口相通；所述擾流板外表面流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比對(duì)應(yīng)區(qū)域擾流板內(nèi)表面的空氣通道內(nèi)的空氣路徑長(zhǎng)，將所述空氣通道內(nèi)流速慢而產(chǎn)生的高壓力區(qū)，從所述導(dǎo)出口轉(zhuǎn)移到外殼外流速快產(chǎn)生的低壓區(qū)；所述機(jī)翼上部的外殼部分流體經(jīng)過(guò)的表面路徑比機(jī)翼下部的外殼部分在飛行方向上表面路徑長(zhǎng)。本發(fā)明可以提高飛行設(shè)備的速度，并且節(jié)約能源。
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公開(kāi)日2013年7月17日 申請(qǐng)日期2010年9月13日
發(fā)明者朱曉義 申請(qǐng)人:朱曉義導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan專利引用 (3),