一種產生更大升力的固定翼飛行器的製作方法

2023-05-26 03:46:11

本發明涉及飛行器技術，特別涉及一種產生更大升力的固定翼飛行器。

背景技術：

從飛行器出現的一百多年以來，固定翼飛行器產生升力的唯一來源就是機翼，流體從機翼上下表面經過而同時到達後部以產生升力；因流體從機翼上下表面的寬度方向經過、及機翼上下表面的弧形與平面之間很小差別，所以機翼產生的升力也不大。

在中國專利號2008100653341的名稱為「一種運動裝置」；專利號200910105982x的名稱為「一種流體運動裝置」；專利號us13864370的名稱為「一種從內部產生更大升力的飛行器」；以及專利號為us8.448.892b3的名稱為「一種以內部產生升力的飛碟」的專利中；均披露了一種從內部產生更大的升力來源。

但是，目前現有技術中，並沒有出現一種在不增加額外動力的前提下，從減少流體阻力中，獲得更大升力和推動力的固定翼飛行器。

技術實現要素：

針對上述問題，本發明把機翼和機身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統一改變為在其上部的、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力。

傳統動力裝置包括固定翼飛行器運動中，克服流體阻力是最大的能源消耗，大約佔總能耗的90％左右，而僅剩10％左右的實際的能源利用率。

因此本發明把機翼和機身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統一改變為同一方向的流體壓力而與外界的壓力方向相反而相互抵消，因此、本發明更大的升力來源是從減少流體阻力中獲得。

本發明所要解決的技術問題是：提供一種在不增加額外動力的前提下，可以顯著的產生更大升力和推動力的固定翼飛行器。

為了解決上述技術問題，本發明採用的技術方案為：一種固定翼飛行器、包括機翼和發動機，所述機翼內設有流體通道，所述機翼的上表面設有至少兩個的第一通氣口與流體通道相通，所述發動機與流體通道相連通；設在所述機翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機翼的上表面相通，以產生壓力差和升力。

本發明採用的另一技術方案為：一種固定翼飛行器，包括機翼、及機翼排氣口，所述機翼內設有流體通道，所述流體通道與設在機翼長度方向最遠端的尾部排氣口相連通，所述機翼的上表面設有至少兩個的第一通氣口與流體通道相通，設在所述機翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機翼的上表面相通，以產生壓力差和升力。

本發明採用的另一技術方案為：一種固定翼飛行器，包括殼體，及殼體尾部的排氣口，所述殼體內設有流體通道與排氣口相通，所述殼體的上半部設有至少兩個的第一通氣口，所述殼體的下半部設有至少兩個的第二通氣口，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由第二通氣口將外界的高壓力流體通過流體通道向殼體上半部產生的低壓力流體轉移壓力差，以產生壓力差和升力。

本發明的有益效果在於：

本發明把飛機行駛中產生的流體阻力，分解為機翼和機身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，然後統一改變為在其上部的、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力，本發明在不增加額外動力的狀態中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑和運動速度，為飛行器未來的發展找到新的方向。

附圖說明

圖1為本發明實施例的固定翼飛行器的整體結構示意圖；

圖2為圖1中機翼b-b向的剖面視圖；

圖3為圖1中機翼a-a向的剖面視圖；

圖4為本發明實施例的固定翼飛行器的另一整體結構示意圖。

標號說明：

1、飛機；101、上半部；102、下半部；103、內殼；104、外殼；105、殼體；106、排氣口；2、機翼；201、上表面；202、下表面；203、高速流體層；204、壓力差轉移區；3、發動機；4、內部通道；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。

具體實施方式

為詳細說明本發明的技術內容、所實現目的及效果，以下結合實施方式並配合附圖予以說明。

本發明最關鍵的構思在於：把飛行器產生的流體阻力，即在機翼和機身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統一改變為在其上部的、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力來源。

請參照圖1－圖3所示；一種固定翼飛行器、包括機翼和發動機，所述機翼內設有流體通道，所述機翼的上表面設有至少兩個的第一通氣口與流體通道相通，所述發動機與流體通道相連通；設在所述機翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機翼的上表面相通，以產生壓力差和升力。

請參照圖1－圖3所示；一種固定翼飛行器，包括機翼、及機翼排氣口，所述機翼內設有流體通道，所述流體通道與設在機翼長度方向最遠端的尾部排氣口相連通，所述機翼的上表面設有至少兩個的第一通氣口與流體通道相通，設在所述機翼的下表面的第二通氣口和/或通氣管與機翼的上表面相通，以產生壓力差和升力。

請參照圖1－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，所述殼體內設有流體通道與排氣口相通，所述殼體的上半部設有至少兩個的第一通氣口，所述殼體的下半部設有至少兩個的第二通氣口，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由第二通氣口將外界的高壓力流體通過流體通道向殼體上半部產生的低壓力流體轉移壓力差，以產生壓力差和升力。

從上述描述可知，本發明的有益效果在於：

把飛行器產生的流體阻力通過在機翼內、或在飛行器殼體內設置流體通道，利用機翼的上下兩個表面，或利用飛行器殼體的上下兩個部分的第一、第二通氣口與流體通道相通，利用它們之間產生的不同方向的流體壓力，並轉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生升力，在不增加額外動力的狀態中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑和運動速度，為飛行器未來的發展找到新的方向。

所述固定翼飛行器在包括機翼和發動機的情況下：

進一步的，還包括殼體，所述發動機設於所述飛行器的殼體的尾部，所述發動機的吸氣口通過所述殼體的內部通道與所述流體通道相連通。

進一步的，流體經過所述機翼的上表面的長度方向，與流體經過所述機翼的下表面的寬度方向之間因路徑不同，以產生壓力差和升力。

進一步的，所述機翼的下表面設有第二通氣口和通氣管，至少兩個的所述第一通氣口的通氣面積的總和，大於至少兩個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；所述機翼的上表面和下表面之間通過通所述通氣管連通。

進一步的，至少兩個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於所述機翼上

進一步的，所述流體通道內設有延長流體通過的路徑的擾流裝置，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：

進一步的，還包括擾流裝置；所述上半部的流體通道內設有延長流體通過的路徑的擾流裝置，所述擾流裝置為凹凸擾流面或螺旋擾流條；至少兩個所述第一通氣口的通氣面積的總和大於至少兩個的第二通氣口的通氣面積的總和；至少兩個的所述第一通氣口和第二通氣口分別局部或整體的分布於所述殼體上。

進一步的，還包括發動機；所述殼體的尾部設有發動機，所述發動機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內的流體通道之間設有壓力微孔；或所述殼體的上半部和上半部內的流體通道之間不相通；所述殼體的下半部的流體通道內設有使流體不暢通的障礙物使其流速減緩。

請參照圖1－3圖所示、本發明的實施例一為：

本實施例的固定翼飛行器為一種飛機，包括飛機1、機翼2和發動機3；在飛機1的左右機翼2的內部設有流體通道5，流體通道與機翼上表面均布的多個第一通氣口7相通，在飛機的尾部設有發動機3，發動機3的吸氣口通過飛機殼體105後部的內部通道4，與機翼2內的流體通道5以及機翼上表面201的多個第一通氣口7相通。

機翼上表面201和下表面202之間通過均布的至少兩個通氣管10相互連通，在流體逐步經過機翼上下表面的過程中，在流體還沒到達機翼後部匯合時，在此過程中、使機翼下表面產生的低流速、高壓力的流體，逐步經過多個通氣管10向上表面的高速流體層203轉移壓力差。

第一通氣口7的通氣面積大於通氣管10的通氣面積，使機翼下表面的低流速產生的高壓力通過多個均布的第一通氣口7，向上表面的高速流體層203轉移壓力差。

進一步地，發動機3的吸氣口，通過飛機殼體105後部的內部通道4與機翼2內的流體通道5相通，而內部通道4可以是管道，也可以是在飛機殼體後部的內外殼之間形成的內部通道4、或其它通道，這是本領域常見技術。

當飛機飛行時，發動機3產生強大吸力通過整個機翼的上表面201均布的多個較大的第一通氣口7，把流體高速的吸入機翼2的流體通道5內，使機翼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、以至整個機翼上表面和流體通道5內，在發動機強大吸力狀態中形成內外兩層彼此相通的、流速大致相同的高速流體層203，顯而易見、通過對發動機的控制使高速流體層的流速，很容易比傳統機翼上表面很小的弧面的流速至少要快十多倍，因此產生比傳統機翼大十多倍的升力來源。

進一步地，機翼上下表面產生十多倍的壓力差，使機翼下表面承受外界的低流速產生的高壓力產生的流體阻力，必然通過在整個下表面202均布的多個通氣管10，必然向機翼的上表面201的高速流體層203產生的高流速低氣壓瞬間轉移壓力差，於是十多倍的壓力差在機翼的整個上表面201瞬間形成壓力差轉移層204，使整個機翼的上表面都形成由內向外，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翼上表面的外界的壓力。

因此、把機翼上下表面承受著不同方向的流體壓力，通過十多倍的壓力差通通轉變為同一方向的、從下向上的更大流體壓力，然後統一集中在流體通道和機翼上表面共同形成的的高速流體層，而形成的壓力差轉移層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、節約多少能源。

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

進而，機翼上表面的壓力差轉移區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生多少升力來源，使機翼順著壓力差產生向上的流體壓力的推動下瞬間的上升，機翼上下表面之間瞬間向上轉移速度多快、飛機瞬間的上升速度就有多快，由此產生更大升力來源。

顯而易見的，此時機翼的上表面201是發動機的唯一進氣來源，強大的吸力使流體通道內及上表面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，比自然狀態下表面202流速快得多，通過發動機的控制，很容易使其流速比傳統機翼上表面微小的弧面產生的流速快若干倍，十多倍、甚至幾十倍都很容易能做到，因此壓力差轉移層204產生比傳統機翼大至少十倍的壓力差，推動機翼向上瞬間位移多少距離就使飛機上升速度多快，就獲得多少升力來源；因此、「機身或/和機翼殼體的上下部相通，使下部的低壓力向上部的高壓力轉移壓力差的方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，由此產生升力來源。」

其中，本發明產生的升力來源與傳統機翼不同是：在流體還沒有同時到達機翼後部匯合時，在流體逐步經過機翼上下表面的過程中，而逐步使機翼產生升力。

其中，本發明產生的升力來源，把機翼下表面與上表面分別產生不同的流體壓力，通過通氣管與上表面相通，因為高壓力必然向低壓力轉移壓力差，所以機翼下表面產生的低流速且高壓力的流體，通過壓力差必然向上表面產生的高流速且低壓力的流體轉移壓力差，進而產生本發明的升力來源。

其中，本發明把機翼承受的流體阻力，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、機翼下表面產生的低流速且高壓力的流體通過均布的多個通氣管，必然向上表面的高速流體層203產生的低壓力轉移壓力差，因為在壓力差的作用下，下表面通過均布的多個通氣管，很容易把自身大部分的流體壓力轉移到上表面而形成壓力差轉移區，由此使機翼下表面的流體阻力顯著減少。

其次、機翼上表面的壓力差轉移區204，把機翼下上表面承受的分別不同方向流體壓力，轉變為同一方向的、從下向上而更大的流體壓力，統統集中在機翼上表面上，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、把機翼下上表面承受的分別不同方向流體壓力，轉變為同一方向的流體壓力，通過上表面和下表面分別減少多少流體阻力，就使機翼減少多少流體阻力而節約多少能源，就從減少多少流體阻力中獲得了多少本發明第一升力來源，這是一一對應的相互關係。

其中，通常機翼佔飛機迎風面的面積至少70％左右，而本發明把機翼上下表面分別產生不同方向的流體阻力，統一轉變為在機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，由此使機翼的流體阻力顯著的減少，從而節約更多的能源，因此、從減少流體阻力中獲得更大第一升力來源。

本發明是從減少流體阻力的角度出發、而獲得更大的升力來源，不但減少了流體阻力，同時獲得更大的第一升力來源。

進一步地，在機翼下表面均布多個較小的第二通氣口8與流體通道5相通，進而，通過流體通道與機翼上表面的多個第一通氣口7相通，使機翼下表面的低流速產生的高壓力，必然向上表面及流體通道共同產生的高速流體層203轉移壓力差。

進一步地，機翼下表面低流速產生的高壓力的流體，分為兩部分向機翼上表面的高速流體層轉移壓力差，其中、一部分流體經過第二通氣口8向高速流體層203轉移壓力差；另一部分流體經過通氣管向高速流體層203轉移壓力差。

進一步地，機翼下表面通過第二通氣口8和/或通氣管與機翼上表面相通，由此使機翼下表面的低流速產生的高壓力向上表面及流體通道共同產生的高速流體層203轉移壓力差。

進一步地，因為第二通氣口和通氣管，其作用不是為了吸入更多流體，而是轉移壓力的通口，所以其通氣口不宜大，其作用是把機翼下表面及外部流體低流速而產生的高壓力，均勻的通過第二通氣口和/或通氣管向上表面的高速流體層203轉移壓力差，所以第一通氣口的通氣面積大於第二通氣口和通氣管的通氣面積，甚至大於很多。

進一步地，第一通氣口在機翼的上表面的局部或整體設置，即可在機翼的前部、中部、後部、或機翼所需的局部或整體設置，從而在機翼所需的局部或整體的區域形成壓力差轉移層204，而產生升力來源。

其中，流體從前向後逐漸經過機翼上下表面的過程中，而還沒有同時到達後部時產生升力，在此過程中、流體從機翼下表面經過而產生的低流速、高壓力，逐漸通過多個第二通氣口和/或通氣管10，向上表面的高速流體層203產生的高流速、低壓力轉移壓力差，使流體從前向後經過機翼的過程中而逐漸產生的第一升力來源；與流體經過傳統機翼上下表面不同路而同時到達其後部時才能產生升力不同。

進一步地，本發明與傳統機翼相同是：當流體經過機翼上下表面不同路而同時到達其後部時而產生壓力差；而本發明與傳統機翼不同是；機身與機翼上表面在動力作用下形成的高速流體層203，顯而易見比下表面202在自然狀態中的低流速快得多，因此上下表面的之間產生比傳統機翼更大的壓力差，從而產生更大的升力來源；因此、「流體從飛行器上下部的不同路徑經過而同時到達後部，因機身或/和機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，產生的壓力差為更大的第二次產生的升力來源」。

本發明的升力來源與傳統機翼一樣，流體經機翼上下表面不同路徑而同時到達後部時產生升力。而不同之處在於：

1、本發明上述的機翼內的流體通道與上表面在發動機的強大吸力狀態中形成高速流體層，與下表面在自然狀態中的流速之間產生更大的壓力差，從而產生更大的升力來源；

2、傳統機翼上表面的弧面下表面為平面之間的微小差別，不可能產生本發明的高速流體層203，也就不可能產生本發明所述的升力來源。

由於第一、第二次升力來源都是在動力作用下，使機翼上下表面產生更大的壓力差，所以不論第一次升力來源或第二次升力來源，都分別比傳統機翼上下表面為弧面和平面之間的微小差別所產生的升力來源大得多。

請參照圖1-圖3，本發明的實施例二為：

本實施例的固定翼飛行器，與實施例1不同是：去掉發動機3和內部通道4，在機翼內的流體通道5中設有延長流體通過路徑的擾流裝置6，流體通道與在機翼長度方向的最遠端設置的尾部排氣口9相通，把流體通道內的高速流體從機翼尾部排氣口9向外排出。

在機翼上下表面通過通氣管相通或/和下表面的第二通氣口與流體通道相連通；設在機翼上表面201的多個第一通氣口7通過機翼2內部的流體通道5和機翼尾部的排氣口9相通，擾流裝置6為：凹凸於表面的擾流面或螺旋擾流條。

進一步地，由於流體通道5與機翼上表面的多個第一通氣口7相通，而流體通道5與設在機翼殼體的長度方向的最後部、即最遠端的機翼尾部的排氣口9相通，因此當飛行器飛行時，流體從機翼的上下表面經過，使流體經過機翼下表面202時從機翼寬度方向經過、而經過機翼上表面201時從機翼長度方向經過，而通常機翼在長寬方向之間距離差平均相差多倍，因此流體經過機翼上表面長度方向的路徑，比經過機翼下表面寬度方向的路徑增加多倍，從而產生比傳統機翼更大的第三升力來源。

當飛行器飛行時，流體從機翼的上下表面經過，流體通道5內設有擾流裝置6使流體通道內的流速加快，同時流體從在機翼上表面長度方向設置的流體通道經過，又再次加快其流速從尾部排氣口9向外排出高速流體，而從機翼尾部排氣口9向外排出大量的高速流體、並產生一定的推動力。

此時流體從機翼上表面的長度方向比下表面從寬度方向經過的路徑大多倍，其流速快多倍，流體通道5內因設有擾流裝置6又使其流速快多倍，通過機翼的上表面201均布的多個較大的第一通氣口7把流體高速的吸入流體通道5內，使上表面201的各第一通氣口7附近、以至整個機翼上表面201和流體通道5內形成高速流體層203，與機翼的下表面202的低流速之間產生很大壓力差，於是下表面202低流速產生的高壓力，必然通過均布的多個第二通氣口和/或通氣管向上表面的高速流體層203轉移壓力差，於是在機翼的整個上表面201瞬間形成壓力差轉移區204，由此產生更大的第一、第二、第三次升力來源。

進一步地，優選擾流裝置6為條形、外表面為螺旋形的多個螺旋擾流條均布在機翼長度方向的流體通道內，使流體圍繞在每個螺旋擾流條的周圍一圈又一圈的經過，至少又可以再延長多倍流體通過的路徑，又使機翼的上下表面產生比傳統機翼大多倍的升力來源；「流體經過機翼下表面的寬度和上表面的長度方向時，因流速不同而產生壓力差和升力來源。」

傳統機翼因流體同時從機翼的上下表面的寬度方向經過，而機翼上表面為弧面與下表面為平面之間很小差異，所以產生的壓力差不大產生的升力也很小。

而本發明流體從機翼上表面的長度方向經過的路徑，比從機翼下表面寬度方向的路徑相差多倍，從而產生比傳統機翼大多倍的第三升力來源。

進一步地，去掉擾流裝置6，因為機翼在長寬方向之間距離差平均相差多倍，所以機翼的上下表面之間也能產生多倍的壓力差，從而產生更大的第三次升力來源。因此、本發明的第一、第二、第三升力來源，共同形成飛行器的更大升力來源。

請參照圖1-圖4，本發明的實施例三為：

本實施例的固定翼飛行器，與實施例2不同是：飛機的機身也能產生升力；其中，飛機的殼體105包括內殼103和外殼104，在外殼和內殼之間為環繞四周的流體通道5，流體通道與殼體後部的排氣口106相通；在飛機上半部101的外殼上設有多個第一通氣口與的流體通道5相通，在下半部102的外殼上設有多個第二通氣口8與流體通道5相通，在飛機上半部和下半部的流體通道之間設有多個壓力微孔，其作用把上半部和下半部的流體通道相對的分開，並把下半部流體通道內產生的高壓力，通過均布的壓力微孔向上半部流體通道產生的低壓力轉移壓力差。

其中、在上半部101的流體通道內設有延長流體通過路徑的擾流裝置6；在下半部102的流體通道5內設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於第二通氣口和壓力微孔的通氣面積，甚至大於很多；第二通氣口的進氣面積大於壓力微孔的進氣面積，甚至大於很多。

當飛機飛行時，因上半部的流體通道5內設有擾流裝置6，使其流體快於殼體105外部大約等於同於飛機速度的流速很多，進而通過上半部均布的多個較大的第一通氣口7，把殼體外的更多流體高速的吸入流體通道5內，使上半部101殼體上和流體通道5內共同形成高速流體層203。

在飛機下半部102的殼體上均布的多個較小的第二通氣口8使少量流體進入流體通道5內，同時在流體通道5內設有使流體不暢通的障礙物105，進而又使其流速更慢，因此下半部流體通道內的流速，慢於殼體外部大約等同於飛機速度的流體的流速，更慢於上半部的流速很多。因此下半部殼體外部與其內的流體通道內之間因流速不同而產生壓力差，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的低流速而產生的高壓力，通過多個壓力微孔必然向上半部流體通道內的高速流體層203產生的低壓力轉移壓力差，於是在上半部的外殼表面瞬間形成壓力差轉移區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、就節約多少能源、

因此，飛機下半部流體通道與上半部流體通道內之間產生壓力差，而在上半部101形成壓力差轉移區204與外部的流體相互抵消；使飛機行駛中的流體阻力顯著減少。

進一步的，因為高壓力必然的向低壓力轉移壓力差，所以本發明把飛機的機身殼體承受下半部與上半部分別不同方向產生的流體壓力，通過流體通道而通通集中轉變為同一方向的、從下向上的更大流體壓力、統一集中在殼體上半部101的高速流體層203而形成壓力差轉移區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、就節約多少能源，這是一一對應的相互關係。

進一步地，飛機下半部102殼體內外形成的低流速而產生的高壓力，必然向上半部10殼體內外形成的高速流體層產生的低壓力轉移壓力差，由此獲得本發明的第一、第二升力來源。

請參照圖1-圖4，本發明的實施例四為：

與實施例三不同是：去掉擾流裝置6、飛機殼體105內的流體通道5與殼體後部的發動機3的吸氣口相通。

請參照實施例三，當飛機飛行時，發動機產生的強大吸力從上半部均布的多個較大的第一通氣口7，把更多流體高速的吸入上半部的流體通道5內，使上半部的殼體表面和流體通道5內共同形成兩層相通的、流速大致相同的高速流體層203；因為在飛機上半部和下半部的流體通道之間設有多個壓力微孔，從而相對阻擋發動機產生的吸力從下半部的流體吸入上半部內，同時上半部殼體為開放的，通過均布的多個較大的第一通氣口7使更多流體進入流體通道內，而壓力微孔在此狀態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。

飛機下半部通過均布的多個第二通氣口使較少的流體進入流體通道內，流體通道5內設有使流體不暢通的障礙物105又使其流速減緩，進而通過壓力微孔11把下半部低流速產生的高壓力向上半部的高速流體層203轉移壓力差，由此獲得更大的第一升力來源和第二升力來源。

請參照圖1-圖4，本發明的實施例五為：

與實施例四不同是：發動機3的吸氣口通過機身殼體105內的流體通道5與機翼內的流體通道5相通；機翼的上下表面通過通氣管10相連通。

在發動機的強大吸力作用下，很容易通過流體通道使殼體上半部和機翼上表面形成比飛機的外部周圍流速快十多倍的高速流體層203，與殼體的下半部與機翼下表面產生的低流速高氣壓之間，因流速不同而產生壓力差；其中、機翼下表面產生的高壓必然通過多個均布的通氣管10，向上表面的高速流體層產生的低氣壓轉移壓力差。

飛機殼體下半部的流體通道內產生低流速高壓力的流體，通過均布多個的壓力微孔11，向上半部流體通道內產生的高速流體層的低氣壓轉移壓力差；即把飛機上半部和下半部分別承受的不同方向的流體壓力，通過流體通道轉變為同一方向的、從下向上而累加成多倍的更大流體壓力，統一集中在流體通道和相通的殼體上半部和機翼上表面從而產生十多倍的壓力差轉移層204，其壓力方向與飛機上部的外界流體壓力方向相反而相互抵消，使飛機行駛中的流體阻力顯著的減少，同時又獲得本發明的第一次升力來源和第二次升力來源。

進一步地，在飛機上半部101與下半部102的流體通道之間不相通，上半部在發動機強大吸力狀態中，與下半部在自然狀態中因流速不同，而產生更大的壓力和升力。

請參照圖1所示，本發明的實施例六為：

與實施例1-5不同的是，去掉機翼內的流體通道5，在機翼的上表面201和下表面202之間通過均布的多個通氣口10相連通；通過公知常識可知:機翼上表面的流速大於下表面而產生壓力差和升力，而產生升力並不能減少流體阻力；雖然機翼上下表面的弧面和平面之間產生的壓力差不大，但畢竟產生一些壓力差，因此在壓力差的作用下使下表面產生的低流速高壓力，很容易通過多個均布的通氣口10向上表面的產生的高流速低壓力轉移壓力差；因此上表面和下表面分別承受不同方向的流體壓力，統統改變為上表面在上同一方向的壓力差轉移區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，使機翼的流體阻力減少。

進一步地，在機翼上表面和下表面之間的，前部、中部、後部、或所需的局部或整體通過多個通氣口10相連通。

綜上所述：本發明把機翼和機身上下部分別承受的不同方向的流體壓力，統一改變為在其上部的、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力。因此、本發明在不增加額外動力的狀態中產生更大升力和推動力，本發明解決的技術問題如下：

1、機身或/和機翼殼體的上下部相通，使下部的低壓力向上部的高壓力轉移壓力差的方向與外界的壓力方向相反而相互抵消，由此通過減少流體阻力來產生升力，進一步地通過減少流體阻力來轉變為推動力來源。

2、流體從飛行器上下部的不同路徑經過而同時到達後部，因機身或/和機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，產生的壓力差為更大的升力來源。

3、流體經過機翼下表面的寬度和上表面的長度方向之間，因流速不同而產生壓力差和升力來源。

本發明發現飛行器的第一、第二、第三次升力來源，共同形成飛行器的更大升力來源，因此在不增加額外動力的狀態中，可顯著提高飛行器的載重量、飛行半徑、和運動速度，為飛行器未來的發展開闢全新的方向。

以上所述僅為本發明的實施例，並非因此限制本發明的專利範圍，凡是利用本發明說明書及附圖內容所作的等同變換，或直接或間接運用在相關的技術領域，均同理包括在本發明的專利保護範圍內。