專(zhuān)利名稱(chēng)：載重飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)領(lǐng)域，特別是涉及載重飛機(jī)。
背景技術(shù)：
飛機(jī)的機(jī)翼是從飛鳥(niǎo)的翅膀模仿而得來(lái)，飛鳥(niǎo)揮動(dòng)大而薄的的翅膀，以極小的能 耗來(lái)實(shí)現(xiàn)其卓越的飛行能力，而飛機(jī)根本不可能揮動(dòng)大而薄的機(jī)翼，只能把機(jī)翼固定在機(jī) 身兩側(cè)，為固定機(jī)翼。既然是固定機(jī)翼，其唯一功能就是產(chǎn)生升力?，F(xiàn)代飛行理論和實(shí)踐都限定了飛機(jī)的機(jī)翼只能設(shè)計(jì)為大而薄，以便產(chǎn)生足夠的升 力。也即是，現(xiàn)有所有的飛機(jī)機(jī)翼都單純作為飛機(jī)升力產(chǎn)生的工具。百年來(lái)，飛機(jī)機(jī)翼的上下表面都一直為弧面和平面，兩表面之間流體經(jīng)過(guò)的路徑 差別不大，所能產(chǎn)生的壓力差也不大，由此出現(xiàn)的升力不大，載重量也不會(huì)大，而飛機(jī)能耗 卻很大。由此可見(jiàn)，傳統(tǒng)載重飛機(jī)的機(jī)翼產(chǎn)生的升力不大，唯一辦法就是增加其能耗來(lái)實(shí)
現(xiàn)載重量。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明主要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種能從機(jī)翼內(nèi)部產(chǎn)生更大升力來(lái)源，使機(jī)翼 和機(jī)身共同形成運(yùn)載空間的載重的飛機(jī)。為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用的一個(gè)技術(shù)方案是提供一種載重飛機(jī)，包括機(jī) 身、發(fā)動(dòng)機(jī)、從機(jī)身兩側(cè)延伸出的機(jī)翼，所述機(jī)翼內(nèi)部空間擴(kuò)展為運(yùn)載空間；所述機(jī)翼內(nèi)包 括機(jī)翼流體通道，所述機(jī)翼流體通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口連通所述通 道出口，所述通道出口連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口，所述機(jī)翼上表面設(shè)置有至少一個(gè)所述通 道入口 ；所述機(jī)翼流體通道在發(fā)動(dòng)機(jī)的吸力狀態(tài)中，使機(jī)翼流體通道與之相通的上表面通 道入口相通，所述機(jī)翼流體通道內(nèi)的流體流速大于自然狀態(tài)下流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面時(shí)的流 速，使機(jī)翼上下表面產(chǎn)生足夠升起飛機(jī)的壓力差。其中，所述機(jī)身內(nèi)具有機(jī)身流體通道，機(jī)身上下表面、前端、周?chē)O(shè)有機(jī)身導(dǎo)入口， 所述機(jī)身流體通道一端連通所述機(jī)身導(dǎo)入口，另一端連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口。其中，所述機(jī)翼上表面設(shè)有連通所述機(jī)翼流體通道的表面導(dǎo)入口、所述表面導(dǎo)入 口內(nèi)的控制器、連接所述控制器的至少一個(gè)百葉窗式擾流板，所述擾流板上表面為弧形，下 表面為平面，或上下表面為弧面，使流體經(jīng)過(guò)時(shí)流速變快，使所述導(dǎo)入口的流速變快。其中，所述機(jī)翼、機(jī)身包括內(nèi)殼和外殼，所述內(nèi)殼和外殼間形成所述機(jī)翼流體通道 以及機(jī)身流體通道，所述機(jī)翼流體通道和機(jī)身流體通道相通。其中，所述機(jī)翼的下表面為平面，所述機(jī)翼的上表面為弧面，所述弧面機(jī)翼上表面 和平面機(jī)翼下表面分別連接機(jī)身，連接形成三角形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼的下表面為平面，所述 機(jī)翼的上表面為斜面，所述斜面機(jī)翼上表面和平面機(jī)翼下表面分別連接機(jī)身，連接形成三 角形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼和機(jī)身融為一體，上表面形成橫截面為拋物線(xiàn)形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼和機(jī)身融為一體，上表面形成橫截面為波浪形結(jié)構(gòu)。其中，包括連接機(jī)身尾部的尾翼，所述機(jī)身和機(jī)翼、尾翼由多面體的多個(gè)三角形組 成，其中機(jī)身上下部由兩個(gè)三角形結(jié)合組成，且前低后高，機(jī)翼也由多面體三角形組成。其中，所述機(jī)翼流體通道的長(zhǎng)度大于機(jī)翼下表面流體經(jīng)過(guò)的長(zhǎng)度。其中，所述控制器連接所述表面導(dǎo)入口，所述表面導(dǎo)入口和前端導(dǎo)入口由所述控 制器控制所述擾流板的開(kāi)啟、關(guān)閉或角度變化。其中，所述機(jī)翼內(nèi)的擴(kuò)展運(yùn)載空間占機(jī)翼的體積比例為可調(diào)。其中，所述機(jī)翼內(nèi)擴(kuò)展的運(yùn)載空間與機(jī)身內(nèi)運(yùn)載空間一體成型，所述飛機(jī)外部形 狀為流線(xiàn)型、多面體形、橢圓形、圓形或半圓形。針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)機(jī)翼大而薄的缺陷，發(fā)明人作出如下探索如機(jī)翼大而厚也能產(chǎn)生 更大升力，為什么一定要機(jī)翼大而薄而不能大而厚？因此，提出本發(fā)明，提出從機(jī)翼或機(jī)身內(nèi)部產(chǎn)生更大升力的大而厚的機(jī)翼，在其內(nèi) 部擴(kuò)展為運(yùn)載空間，與機(jī)身共同形成運(yùn)載空間，在幾乎與傳統(tǒng)飛機(jī)同面積的條件下，只增加 機(jī)翼的體積，就可使飛機(jī)的運(yùn)載量成倍增加。把機(jī)翼內(nèi)部空間擴(kuò)展，與機(jī)身一起作為運(yùn)載空間，以機(jī)翼內(nèi)部產(chǎn)生更大升力來(lái)源， 并把機(jī)翼在內(nèi)部擴(kuò)展作為運(yùn)載空間，與傳統(tǒng)飛機(jī)面積大約相同，但運(yùn)載量成倍提高，同時(shí)能 耗降低，使飛機(jī)有效運(yùn)載空間成倍增加。發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼內(nèi)部流體通道及上表面各導(dǎo)入口相通，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力狀態(tài) 中，使上表面流體流速遠(yuǎn)大于下表面在自然狀態(tài)中的流速，上下表面產(chǎn)生巨大壓力差，由此 產(chǎn)生更大升力來(lái)源，而這種在動(dòng)力作用下產(chǎn)生的升力，遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)飛機(jī)的升力，還可通過(guò)發(fā) 動(dòng)機(jī)來(lái)控制升力大小。進(jìn)一步，飛機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼通過(guò)流體通道與發(fā)動(dòng)機(jī)相通，使飛機(jī)整體形成一個(gè)大機(jī) 翼，而機(jī)翼越大，升力越大，大機(jī)翼的上下表面之間在動(dòng)力作用下產(chǎn)生更大壓力差，由此產(chǎn) 生更大升力來(lái)源。飛機(jī)在產(chǎn)生升力的過(guò)程中，合理布置導(dǎo)入口的位置，使縱向的流體阻力、側(cè)向的流 體阻力及后部負(fù)壓區(qū)的流體阻力大大減少。本發(fā)明的有益效果是1、從內(nèi)部產(chǎn)生更大升力和把機(jī)翼擴(kuò)展為運(yùn)載空間的飛行器，對(duì)飛行器今后的發(fā)展 將是深遠(yuǎn)的，它改變了飛機(jī)發(fā)展的現(xiàn)狀。①、百年來(lái)機(jī)翼上下表面為弧面和平面在自然狀態(tài)中產(chǎn)生的有限的壓力差，也就 產(chǎn)生有限的升力，本發(fā)明在動(dòng)力作用下，從內(nèi)部產(chǎn)生的更大的壓力差，充盈其內(nèi)部流體通 道，然后通過(guò)各導(dǎo)入口擴(kuò)展到機(jī)翼上表面，使機(jī)翼上下表面出現(xiàn)更大壓力差而產(chǎn)生更大升 力。②、百年來(lái)大而薄的機(jī)翼改變?yōu)榇蠖?，在其中擴(kuò)展成運(yùn)載空間，與機(jī)身一起形成 載重空間，使飛機(jī)運(yùn)載量成倍提高。③、百年來(lái)飛機(jī)產(chǎn)生唯一升力來(lái)源為機(jī)翼和螺旋槳，本發(fā)明從機(jī)翼內(nèi)部產(chǎn)生更大 升力以及大而厚的機(jī)翼，使機(jī)翼和機(jī)身之間的界限淡化和消失，從而產(chǎn)生新一代性能優(yōu)越 的從內(nèi)部產(chǎn)生更大升力的新一代無(wú)機(jī)翼和螺旋槳的飛機(jī)。2、飛機(jī)出現(xiàn)百年來(lái)，機(jī)翼的唯一功能是產(chǎn)生升力來(lái)源。而機(jī)翼上下表面為弧形和平面之間在自然狀態(tài)中流體經(jīng)過(guò)的路徑差別很小，產(chǎn)生的壓力差不大，由此形成的升力也 不會(huì)大，所以傳統(tǒng)飛機(jī)升力不大，能耗很高，運(yùn)載量也不大。本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)流體通道與 機(jī)翼上表面多個(gè)導(dǎo)入口相通，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大吸力作用下，使機(jī)翼上表面流速遠(yuǎn)大于在自然 狀態(tài)中下表面的流速使機(jī)翼上下表面之間出現(xiàn)巨大壓力差，而產(chǎn)生更大升力來(lái)源，這種從 內(nèi)部產(chǎn)生的升力來(lái)源由動(dòng)力加快在機(jī)翼上表面流速，使上下表面產(chǎn)生巨大的壓力差而產(chǎn)生 的升力，遠(yuǎn)大于百年來(lái)機(jī)翼在自然狀態(tài)中產(chǎn)生的升力，如在動(dòng)力作用下機(jī)翼上表面流體流 速大于傳統(tǒng)機(jī)翼在自然狀態(tài)一倍以上的流速，就產(chǎn)生大于一倍的升力，如大于傳統(tǒng)機(jī)翼20 倍以上的流速，就產(chǎn)生大于傳統(tǒng)機(jī)翼20倍的升力甚至更多。這種狀態(tài)通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速控制 是很容易實(shí)現(xiàn)的。與此同時(shí)，把兩側(cè)機(jī)翼從內(nèi)部擴(kuò)展成運(yùn)載空間，使機(jī)翼不但成為更大的升 力來(lái)源，而且成為運(yùn)載空間，使飛機(jī)的運(yùn)載空間成倍增加。3、本發(fā)明中，機(jī)身和機(jī)翼內(nèi)部共同作為運(yùn)載空間，兩側(cè)機(jī)翼的內(nèi)部空間擴(kuò)展后大 約等同于機(jī)身內(nèi)的空間，飛機(jī)運(yùn)載空間就成倍增加，而飛機(jī)的面積與傳統(tǒng)飛機(jī)相比差不多， 本發(fā)明的機(jī)翼在動(dòng)力作用下，升力比傳統(tǒng)飛機(jī)大若干倍，通過(guò)合理設(shè)計(jì)很容易推動(dòng)增加一 倍運(yùn)載量的飛機(jī)正常飛行。4、進(jìn)一步，把機(jī)身、機(jī)翼、通過(guò)導(dǎo)入口和流體通道和發(fā)動(dòng)機(jī)相通，把整個(gè)飛機(jī)視為 一個(gè)大機(jī)翼，機(jī)翼越大升力越大，大機(jī)翼上下表面在動(dòng)力作用下產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn)生更 大升力。5、本發(fā)明的飛機(jī)從內(nèi)部產(chǎn)生升力的過(guò)程中，各導(dǎo)入口的合理布置把前端、周?chē)?流體阻力導(dǎo)入流體通道內(nèi)，使機(jī)身前端和周?chē)纬上鄬?duì)負(fù)壓區(qū)，然后從后端高速?lài)姵?，瞬間 填充后部負(fù)壓區(qū)，使飛機(jī)在前端和周?chē)鸀橄鄬?duì)負(fù)壓區(qū)，后部為動(dòng)力推動(dòng)區(qū)的較為理想的流 體分布狀態(tài)行駛，所以，改變了流體的分布狀態(tài)，流體阻力大大減少。6、本發(fā)明機(jī)翼和機(jī)身共同形成運(yùn)載空間，不但使運(yùn)載量成倍提高，由此改變了百 年來(lái)機(jī)翼只能產(chǎn)生升力的結(jié)構(gòu)，由此產(chǎn)生新一代更大升力、更大運(yùn)載量、速度更快、能耗更 低的各類(lèi)飛行器。


圖1是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例一的正面示意圖； 圖2是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例一的機(jī)翼A-4剖視示意圖； 圖3是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例一的仰視示意圖； 圖4是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例二的正面示意圖； 圖5是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例二的仰視示意圖； 圖6是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例三的正面示意圖； 圖7是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例四的正面示意圖； 圖8是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例四的仰視示意圖； 圖9是本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例五的正面示意圖； 圖10本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例六的正面示意圖； 圖11本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例六的側(cè)面示意圖； 圖12是實(shí)施例六的另一種實(shí)施例的正面示意圖； 圖13是實(shí)施例七仰視示意5
圖14是實(shí)施例七側(cè)視示意圖；圖15是實(shí)施例七正面示意圖。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明載重飛機(jī)實(shí)施例包括機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)、從機(jī)身兩側(cè)延伸出的機(jī)翼，所述機(jī)翼內(nèi)部空間擴(kuò)展為運(yùn)載空間；所述機(jī)翼內(nèi)包括機(jī)翼流體通道，所述機(jī)翼流體通道包括通道入口和通道出口，所 述通道入口連通所述通道出口，所述通道出口連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口，所述機(jī)翼上表面 設(shè)置有至少一個(gè)所述通道入口；所述機(jī)翼流體通道在發(fā)動(dòng)機(jī)的吸力狀態(tài)中，使機(jī)翼流體通道與之相通的上表面通 道入口相通，所述機(jī)翼流體通道內(nèi)的流體流速大于自然狀態(tài)下流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面時(shí)的流 速，使機(jī)翼上下表面產(chǎn)生足夠升起飛機(jī)的壓力差。所述自然狀態(tài)是指未經(jīng)本發(fā)明流體通道的通道入口吸入流體情況下的、自然地在 飛機(jī)表面經(jīng)過(guò)的流體狀態(tài)。根據(jù)上述發(fā)明實(shí)施例，可以延伸和具體化出更多如下的實(shí)施例實(shí)施例1，如圖1，2，3所示，本發(fā)明載重飛機(jī)包括機(jī)身1，機(jī)翼5，在機(jī)翼上有發(fā)動(dòng)機(jī) 801、802，其中從機(jī)身1兩側(cè)延伸出的機(jī)翼5的弧面形上表面201與平面形下表面202與機(jī) 身1連接形成近似的三角形，飛機(jī)與機(jī)翼的穩(wěn)定堅(jiān)固性大大提高，同時(shí)使飛機(jī)制造更簡(jiǎn)單， 兩側(cè)機(jī)翼5的內(nèi)部空間501與機(jī)身1的內(nèi)部空間一起就形成更大的運(yùn)載空間，但左右機(jī)翼 內(nèi)的空間501在運(yùn)載時(shí)要大致保持左右相對(duì)平衡。機(jī)翼上表面201為弧形，使流體經(jīng)過(guò)的 路徑大于下表面202流體經(jīng)過(guò)的路徑，此時(shí)在兩側(cè)機(jī)翼5內(nèi)形成很大空間501，其有效空間 已接近機(jī)身內(nèi)的空間，所以飛機(jī)的運(yùn)載量大大提高。在兩側(cè)機(jī)翼5上有外殼2和內(nèi)殼3，它 們之間為機(jī)翼流體通道4，機(jī)翼流體通道4的通道出口(圖未示)與發(fā)動(dòng)機(jī)801的吸氣口 相通，發(fā)動(dòng)機(jī)801的噴氣口與導(dǎo)出口 8相通。所述機(jī)翼5上表面設(shè)置有至少一個(gè)通道入口 (未標(biāo)示)。機(jī)翼5上還包括多個(gè)導(dǎo)入口 7、701，包括機(jī)翼5前端的導(dǎo)入口 7。所述前端導(dǎo) 入口 7與機(jī)翼流體通道4的通道入口相通，上表面有多個(gè)導(dǎo)入口 701與機(jī)翼流體通道4相
iM o所述機(jī)翼流體通道4在發(fā)動(dòng)機(jī)801、802的吸力狀態(tài)中，使所述機(jī)翼流體通道4內(nèi) 的流體流速大于自然狀態(tài)下流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼5下表面時(shí)的流速，使機(jī)翼5上下表面201、202 產(chǎn)生足夠升起飛機(jī)的壓力差。所述機(jī)翼上表面201設(shè)有連通所述機(jī)翼流體通道的表面導(dǎo)入口 701、所述表面導(dǎo) 入口 701內(nèi)的控制器703、連接所述控制器703的至少一個(gè)百葉窗式擾流板704，所述擾流 板704上表面為弧形，下表面為平面，或上下表面為弧面，使流體經(jīng)過(guò)時(shí)流速變快，使所述 表面導(dǎo)入口 701的流速變快。當(dāng)飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)801推動(dòng)下飛行時(shí)，特別是發(fā)動(dòng)機(jī)801極強(qiáng)的吸力使機(jī)翼5上表 面201均布的上表面導(dǎo)入口 701和前端導(dǎo)入口 7把殼體上流體高速吸入機(jī)翼流體通道4內(nèi)， 使得機(jī)翼流體通道4內(nèi)和通過(guò)導(dǎo)入口 7、701與之相通的機(jī)翼上上表面201形成兩層高速流 動(dòng)的流體，特別是機(jī)翼流體通道4內(nèi)在極強(qiáng)的吸力作用下，機(jī)翼流體通道4內(nèi)流體流動(dòng)速度 快，經(jīng)過(guò)的路徑長(zhǎng)，面積大，與機(jī)翼下表面202在自然狀態(tài)中的流速形成極大的壓力差，由此在機(jī)翼流體通道4內(nèi)部產(chǎn)生很大的升力，充盈在機(jī)翼流體通道4四周，在通過(guò)與之相通的 導(dǎo)入口 7、701擴(kuò)展到整個(gè)上表面201，使機(jī)翼上下表面201、202之間形成極大的壓力差，由 此產(chǎn)生很大的升力，如流體速度快于傳統(tǒng)機(jī)翼上層弧面一倍以上的流速，就可提高一倍以 上的升力，如快于20倍的流體流速，就提高20倍以上的升力，甚至更多。這種狀態(tài)，通過(guò)控 制發(fā)動(dòng)機(jī)801轉(zhuǎn)速就很容易實(shí)現(xiàn)。此時(shí)兩側(cè)的機(jī)翼在發(fā)動(dòng)機(jī)801的強(qiáng)大吸力作用下，通過(guò)導(dǎo)入口 7把縱向流體阻力 吸入流體通道，使縱向阻力減少，上表面導(dǎo)入口 701把側(cè)向流體阻力吸入機(jī)翼流體通道4 內(nèi)，使側(cè)向流體阻力減少，同時(shí)在機(jī)翼5的上下表面201、202之間產(chǎn)生很大壓力差，由此產(chǎn) 生很大升力，然后發(fā)動(dòng)機(jī)801把吸入的縱向、側(cè)向流體阻力，統(tǒng)統(tǒng)從導(dǎo)出口 8向下強(qiáng)烈噴出， 產(chǎn)生的反作用力使飛機(jī)產(chǎn)生更大推力而獲得更大升力。在空中，通過(guò)控制器703控制導(dǎo)入口 701內(nèi)擾流板704的開(kāi)合及角度變化，就可實(shí) 現(xiàn)飛機(jī)升降、轉(zhuǎn)向等變化，如只開(kāi)啟上表面各導(dǎo)入口 701、上下表面出現(xiàn)很大壓力差，飛機(jī)上 升，同理只要開(kāi)啟另外設(shè)置在機(jī)翼下表面202的連通機(jī)翼流體通道4的導(dǎo)入口(圖2)，飛機(jī) 下降，只開(kāi)啟一側(cè)機(jī)翼導(dǎo)入口 701，飛機(jī)轉(zhuǎn)向，開(kāi)啟和關(guān)閉導(dǎo)入口及擾流板導(dǎo)氣角度的調(diào)節(jié)， 可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)不同功能變化的需要，使飛機(jī)更為靈活，控制更為方便。目前，飛機(jī)載重主要分為兩部分，機(jī)翼產(chǎn)生的升力，機(jī)身為運(yùn)載空間需要足夠大的 發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生所要的動(dòng)力，但機(jī)翼上表面為弧面與下表面為平面，兩者流體經(jīng)過(guò)的路徑差別 不大，產(chǎn)生的壓力差也不大，自然由此產(chǎn)生的升力也不大。所以載重量主要通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)以很 大能耗為代價(jià)來(lái)實(shí)現(xiàn)，本發(fā)明中在兩側(cè)機(jī)翼5內(nèi)作為載重空間，比傳統(tǒng)飛機(jī)擴(kuò)大了近一倍 的裝載空間。在發(fā)動(dòng)機(jī)801強(qiáng)大吸力作用下，使兩側(cè)機(jī)翼5上下表面201、202之間產(chǎn)生很 大壓力差而產(chǎn)生很大升力，在此狀態(tài)中，飛機(jī)所需的能耗減少，同時(shí)載重量大大提高。由此可見(jiàn)，傳統(tǒng)飛機(jī)是以擴(kuò)大飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼和提高發(fā)動(dòng)機(jī)能耗為代價(jià)，而本發(fā)明 是在機(jī)翼內(nèi)部擴(kuò)大為運(yùn)載空間，并以提高升力為主，增加部分動(dòng)力為輔來(lái)實(shí)現(xiàn)增加載重的 目的。戰(zhàn)機(jī)按此結(jié)構(gòu)可使速度提高，運(yùn)載量提高，比現(xiàn)有的飛機(jī)更容易垂直起降。實(shí)施例2，如圖4、圖5所示，本發(fā)明提供一種載重飛機(jī)的實(shí)施例垂直升降戰(zhàn)機(jī)，與 實(shí)施例1不同是，機(jī)翼5內(nèi)的空間501縮小，可根據(jù)需要確定機(jī)翼5內(nèi)運(yùn)載空間大小，或者 所述機(jī)翼5內(nèi)的擴(kuò)展運(yùn)載空間占機(jī)翼5的體積比例為可調(diào)。所述機(jī)翼5、機(jī)身1包括內(nèi)殼3 和外殼2，所述內(nèi)殼3和外殼2間形成所述機(jī)翼流體通道4以及機(jī)身流體通道401，所述機(jī) 翼流體通道4和機(jī)身流體通道401相通。沒(méi)有發(fā)動(dòng)機(jī)802，在機(jī)身尾部設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)803與機(jī)身 后半部的機(jī)身流體通道401相通，機(jī)身流體通道401與前端導(dǎo)入口 7和側(cè)部多個(gè)導(dǎo)入口 701 相通，機(jī)翼、機(jī)身通過(guò)流體通道4、401分別與機(jī)翼下和機(jī)身尾后的發(fā)動(dòng)機(jī)801、803相通，從 而上表面201和下表面202形成大機(jī)翼，該大機(jī)翼比傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)翼厚得多，機(jī)翼5越大， 升力越大。還可以在不增加機(jī)翼5長(zhǎng)度的前提下增加其寬度。當(dāng)兩側(cè)機(jī)翼下和機(jī)身尾后發(fā)動(dòng)機(jī)801、803工作時(shí)，產(chǎn)生巨大的吸力，使大機(jī)翼上 表面201通過(guò)機(jī)翼和機(jī)身上表面各導(dǎo)入口 7、701把流體高速吸入流體通道，上表面201在 動(dòng)力狀態(tài)，與下表面202在自然狀態(tài)的流速產(chǎn)生很大壓力差，于是產(chǎn)生很大的的升力。在此 狀態(tài)中，不需要太大動(dòng)力就可推動(dòng)飛機(jī)垂直升降，三個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)801、803形成三角形向下強(qiáng) 烈噴出的灼熱的流體(尾后發(fā)動(dòng)機(jī)用矢量技術(shù)噴口向下)很容易使飛機(jī)垂直升降，比傳統(tǒng)飛機(jī)全部依靠動(dòng)力推動(dòng)減少能耗。如飛機(jī)不太大，機(jī)翼兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)801就可推動(dòng)飛機(jī)垂直升降。另一實(shí)施例，去掉兩側(cè)機(jī)翼下的發(fā)動(dòng)機(jī)801和機(jī)翼底部流體通道，設(shè)機(jī)身上的上 流體通道，發(fā)動(dòng)機(jī)803吸氣口與機(jī)身和機(jī)翼形成的大機(jī)翼上表面201各導(dǎo)入口與上流體通 道相通。機(jī)翼為傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)翼(未畫(huà))，在發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)大的吸力作用下，使大機(jī)翼上下表面 產(chǎn)生極大的壓力差而產(chǎn)生升力。本發(fā)明中，所述機(jī)翼流體通道4的長(zhǎng)度可以大于機(jī)翼下表面202流體經(jīng)過(guò)的長(zhǎng)度。實(shí)施例3，如圖6所示，與實(shí)施例1不同是，在機(jī)翼底部沒(méi)有流體通道，機(jī)身1和機(jī) 翼5通過(guò)機(jī)翼上表面201的機(jī)翼流體通道4與發(fā)動(dòng)機(jī)801相通共同形成一個(gè)大機(jī)翼，機(jī)身 1和機(jī)翼5共同形成的大機(jī)翼由上表面201，下表面202組成，上表面201的導(dǎo)入口 7、701 與兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)801通過(guò)導(dǎo)氣管與機(jī)翼流體通道4相通，在發(fā)動(dòng)機(jī)801巨大的吸力作用下，使 機(jī)翼上下表面201、202產(chǎn)生壓力差而產(chǎn)生更大升力。機(jī)身1、機(jī)翼5通過(guò)流體通道相通相 通形成大機(jī)翼，其面積已遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)機(jī)翼的面積，機(jī)翼越大，升力越大，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，發(fā)動(dòng) 機(jī)801強(qiáng)大的吸力使大機(jī)翼上表面201流速變快，與下表面202在自然狀態(tài)中的流速產(chǎn)生 更大的壓力差，從而產(chǎn)生更大的升力。實(shí)施例4，如圖7，8所示，與實(shí)施例2不同是，機(jī)翼5底部沒(méi)有發(fā)動(dòng)機(jī)801，機(jī)身1 的機(jī)身流體通道401環(huán)繞機(jī)身一周，與機(jī)身的前端導(dǎo)入口 7、側(cè)面導(dǎo)入口 701相通，機(jī)身的機(jī) 身流體通道401又與機(jī)翼流體通道4相通，從而形成大機(jī)翼，大機(jī)翼的上表面201的各導(dǎo)入 口 7，701與流體通道和機(jī)身后部發(fā)動(dòng)機(jī)801相通，如飛機(jī)大，還可在機(jī)翼5后部各增加一個(gè) 發(fā)動(dòng)機(jī)801與機(jī)翼流體通道4相通。實(shí)施例5，如圖9所示，與實(shí)施例1不同是兩側(cè)機(jī)翼上層殼體201在機(jī)身上部相交 形成三角形，飛機(jī)的穩(wěn)定性大大提高。發(fā)動(dòng)機(jī)801有2個(gè)導(dǎo)入口，上邊導(dǎo)入口 706，前端導(dǎo)入 口 705，其中上邊導(dǎo)入口 706與機(jī)翼5內(nèi)的機(jī)翼流體通道4相通，前端導(dǎo)入口 705與普通飛 機(jī)一樣前端為進(jìn)氣口，導(dǎo)入口 705和706可根據(jù)需要開(kāi)啟或關(guān)閉或吸氣量大小的的控制，當(dāng) 關(guān)閉導(dǎo)入口 705，開(kāi)啟上邊導(dǎo)入口 706與機(jī)翼流體通道4及各導(dǎo)入口 7、701相通，強(qiáng)大的吸 力使上表面201的流體流速遠(yuǎn)大于下表面202在自然狀態(tài)中的流速，由此形成很大的壓力 差而產(chǎn)生更大的升力，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)801轉(zhuǎn)速快慢的控制，從而可根據(jù)需要來(lái)控制飛機(jī)的升 力狀況。在空中可關(guān)閉上邊導(dǎo)入口 706，開(kāi)啟前端導(dǎo)入口 705，就如傳統(tǒng)飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)一樣， 或反過(guò)來(lái)操作；還可同時(shí)部分開(kāi)啟導(dǎo)入口 705、706，發(fā)動(dòng)機(jī)801即可吸入運(yùn)動(dòng)方向的流體， 還可吸入機(jī)翼上表面201表面上的流體，通過(guò)上邊導(dǎo)入口 706進(jìn)氣量的控制，從而控制機(jī)翼 5的升力大小，同樣原理，發(fā)動(dòng)機(jī)802也可按此設(shè)置。實(shí)施例6，如圖10、圖11所示，與實(shí)施例4不同是，飛機(jī)正面形狀為半圓形，側(cè)面類(lèi) 似于火車(chē)，不妨叫做空中列車(chē)，如果說(shuō)以上實(shí)施例還可看見(jiàn)傳統(tǒng)機(jī)翼的痕跡，那么空中列車(chē) 因?yàn)闆](méi)有機(jī)翼所以不同于現(xiàn)有的飛行器，空中列車(chē)運(yùn)載空間大大增加，導(dǎo)入口 7、701和環(huán) 繞機(jī)身四周的流體通道4，與機(jī)身后部發(fā)動(dòng)機(jī)801相通，流體通道4在外殼2和內(nèi)殼3之間 環(huán)繞機(jī)身四周，在發(fā)動(dòng)機(jī)801強(qiáng)大吸力狀態(tài)中，飛機(jī)上下部表面之間產(chǎn)生巨大壓力差而產(chǎn) 生更大升力。另一實(shí)施例，如圖11、圖12所示，該機(jī)上表面為弧面形成的波浪形，兩側(cè)為弧形， 底部為平面，沒(méi)有底部流體通道。由此可見(jiàn)，新型飛機(jī)可為任何形狀，當(dāng)然流線(xiàn)形更適用飛
實(shí)施例7，如圖13、14、15所示，機(jī)身1和機(jī)翼5、尾翼502由多面體的多個(gè)三角形 組成，其中機(jī)身上下部由2個(gè)三角形結(jié)合組成，且前低后高，機(jī)翼5也由多面體三角形組成， 飛機(jī)的穩(wěn)定性大大提高，同時(shí)制造也簡(jiǎn)單，機(jī)身1和機(jī)翼5的外殼2和內(nèi)殼3，之間為流體通 道4，與前端導(dǎo)入口 7、四周外殼的上半部和機(jī)翼5內(nèi)側(cè)至少一個(gè)導(dǎo)入口 701和后部3個(gè)發(fā) 動(dòng)機(jī)801的導(dǎo)入口相通，發(fā)動(dòng)機(jī)801的噴氣口與導(dǎo)出口 8相通，機(jī)身1內(nèi)部及機(jī)翼5上的內(nèi) 部運(yùn)載空間501使飛機(jī)運(yùn)載量大大增加，同時(shí)機(jī)身1和機(jī)翼5的流體通道4與發(fā)動(dòng)機(jī)801 相通，使整個(gè)飛機(jī)外殼2殼體為機(jī)身1上半部和機(jī)翼5內(nèi)側(cè)的上表面201，和底部平面殼體 和機(jī)翼外側(cè)的下表面202，形成的大機(jī)翼，大機(jī)翼的面積已遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)機(jī)翼，機(jī)翼5越大，上 下表面產(chǎn)生的壓力差越大，升力越大。當(dāng)飛機(jī)行駛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)801產(chǎn)生巨大的吸力把流體從前端導(dǎo)入口 7上半部殼體和 機(jī)翼5內(nèi)兩側(cè)至少一個(gè)導(dǎo)入口 701把流體吸入流體通道4內(nèi)，使得導(dǎo)入口附近的流體快速 吸入，以至均布在外殼2上各導(dǎo)入口附近，形成外殼表面上一層快速流動(dòng)的流體被吸入各 導(dǎo)入口，流體在發(fā)動(dòng)機(jī)巨大吸力狀態(tài)中，經(jīng)過(guò)的內(nèi)部流體通道的路徑長(zhǎng)、面積大、速度快，氣 壓低，在外殼上表面201上及流體通道內(nèi)形成內(nèi)外兩層快速流動(dòng)的流體，與底部平面殼體 及機(jī)翼外側(cè)的下表面202在自然狀態(tài)中的流速產(chǎn)生很大壓力差，由此產(chǎn)生很大升力，這種 從內(nèi)部流體通道中在動(dòng)力作用下產(chǎn)生的巨大升力，充盈在飛機(jī)上半部?jī)?nèi)的流體通道中，再 擴(kuò)展到與之相通的合理均布在外層上的各導(dǎo)入口 701，使得外殼表面上快速流動(dòng)的流體流 速等同于流體通道內(nèi)的流速，內(nèi)外兩層流速遠(yuǎn)快于底部平面和機(jī)翼外側(cè)在自然狀態(tài)中的流 速，兩者流速相差越大，飛機(jī)產(chǎn)生的升力越大，同時(shí)載重量就越大。與傳統(tǒng)飛機(jī)相比，升力提 高，載重量提高，同時(shí)能耗降低。另外，該機(jī)外殼全由多面體形構(gòu)成，除飛機(jī)的穩(wěn)定性、載重量大大提高外，還可減 弱雷達(dá)回波。本發(fā)明中，所述機(jī)翼內(nèi)擴(kuò)展的運(yùn)載空間可以與機(jī)身內(nèi)運(yùn)載空間一體成型，所述飛 機(jī)外部形狀為流線(xiàn)型、多面體形、橢圓形、圓形或半圓形。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(zhuān)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(zhuān)利保護(hù)范圍內(nèi)。
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權(quán)利要求
一種載重飛機(jī)，包括機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)、從機(jī)身兩側(cè)延伸出的機(jī)翼，其特征在于所述機(jī)翼內(nèi)部空間擴(kuò)展為運(yùn)載空間；所述機(jī)翼內(nèi)包括機(jī)翼流體通道，所述機(jī)翼流體通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口連通所述通道出口，所述通道出口連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口，所述機(jī)翼上表面設(shè)置有至少一個(gè)所述通道入口；所述機(jī)翼流體通道在發(fā)動(dòng)機(jī)的吸力狀態(tài)中，使機(jī)翼流體通道與之相通的上表面通道入口相通，所述機(jī)翼流體通道內(nèi)的流體流速大于自然狀態(tài)下流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面時(shí)的流速，使機(jī)翼上下表面產(chǎn)生足夠升起飛機(jī)的壓力差。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)身內(nèi)具有機(jī)身流體通道，機(jī)身上下表面、前端、周?chē)O(shè)有機(jī)身導(dǎo)入口，所述機(jī)身 流體通道一端連通所述機(jī)身導(dǎo)入口，另一端連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼上表面設(shè)有連通所述機(jī)翼流體通道的表面導(dǎo)入口、所述表面導(dǎo)入口內(nèi)的控 制器、連接所述控制器的至少一個(gè)百葉窗式擾流板，所述擾流板上表面為弧形，下表面為平 面，或上下表面為弧面，使流體經(jīng)過(guò)時(shí)流速變快，使所述導(dǎo)入口的流速變快。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼、機(jī)身包括內(nèi)殼和外殼，所述內(nèi)殼和外殼間形成所述機(jī)翼流體通道以及機(jī)身 流體通道，所述機(jī)翼流體通道和機(jī)身流體通道相通。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項(xiàng)所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼的下表面為平面，所述機(jī)翼的上表面為弧面，所述弧面機(jī)翼上表面和平面機(jī) 翼下表面分別連接機(jī)身，連接形成三角形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼的下表面為平面，所述機(jī)翼的上表面為斜面，所述斜面機(jī)翼上表面和平面機(jī) 翼下表面分別連接機(jī)身，連接形成三角形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼和機(jī)身融為一體，上表面形成橫截面為拋物線(xiàn)形結(jié)構(gòu)；或所述機(jī)翼和機(jī)身融為一體，上表面形成橫截面為波浪形結(jié)構(gòu)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至4任一項(xiàng)所述的載重飛機(jī)，其特征在于包括連接機(jī)身尾部的尾翼，所述機(jī)身和機(jī)翼、尾翼由多面體的多個(gè)三角形組成，其中機(jī) 身上下部由兩個(gè)三角形結(jié)合組成，且前低后高，機(jī)翼也由多面體三角形組成。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項(xiàng)所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼流體通道的長(zhǎng)度大于機(jī)翼下表面流體經(jīng)過(guò)的長(zhǎng)度。
8.根據(jù)權(quán)利要求3所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述控制器連接所述表面導(dǎo)入口，所述表面導(dǎo)入口和前端導(dǎo)入口由所述控制器控制所 述擾流板的開(kāi)啟、關(guān)閉或角度變化。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼內(nèi)的擴(kuò)展運(yùn)載空間占機(jī)翼 的體積比例為可調(diào)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的載重飛機(jī)，其特征在于所述機(jī)翼內(nèi)擴(kuò)展的運(yùn)載空間與機(jī)身 內(nèi)運(yùn)載空間一體成型，所述飛機(jī)外部形狀為流線(xiàn)型、多面體形、橢圓形、圓形或半圓形。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種載重飛機(jī)，所述載重飛機(jī)機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)、從機(jī)身兩側(cè)延伸出的機(jī)翼，所述機(jī)翼內(nèi)部空間擴(kuò)展為運(yùn)載空間；所述機(jī)翼內(nèi)包括機(jī)翼流體通道，所述機(jī)翼流體通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口連通所述通道出口，所述通道出口連通所述發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入口，所述機(jī)翼上表面設(shè)置有至少一個(gè)所述通道入口；所述機(jī)翼流體通道在發(fā)動(dòng)機(jī)的吸力狀態(tài)中，使機(jī)翼流體通道與之相通的上表面通道入口相通，所述機(jī)翼流體通道內(nèi)的流體流速大于自然狀態(tài)下流體經(jīng)過(guò)機(jī)翼下表面時(shí)的流速，使機(jī)翼上下表面產(chǎn)生足夠升起飛機(jī)的壓力差。本發(fā)明能從機(jī)翼內(nèi)部產(chǎn)生更大升力來(lái)源，使機(jī)翼和機(jī)身共同形成更大運(yùn)載空間的載重的飛機(jī)。
文檔編號(hào)B64C21/00GK101823554SQ20101013937
公開(kāi)日2010年9月8日 申請(qǐng)日期2010年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月29日
發(fā)明者朱曉義 申請(qǐng)人:朱曉義