专利名称：具有气流通道的飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器，尤其是涉及一种具有气流通道的飞行器。
技术背景人类的飞行技术从模仿鸟类的飞行开始。但现有的飞行器的固定机翼 与飞鸟可以扑动的翅膀相比有很大的区别。虽然现在人们对飞鸟扑翼飞行 的研究有了很大的成果，但尚未研究出一种可以与现有固定机翼飞行器具 有相当飞行效果的扑翼飞行器。鸟类翅膀的羽毛是一层羽毛覆压着下一层 羽毛，从翅膀前端层层覆盖逐步到鸟身体部分，在低速飞行和仰角飞行时 羽毛张开，每层羽毛之间有空气经过，多层羽毛上、下多层流体间相互渗 透，形成湍流产生的空气升力使飞鸟可灵活的自由飞翔。现有的固定机翼 飞机由于翅膀是一个固定的整体，气流只能从机翼和机身的表面流过，无 法做到像鸟类一样可以张开羽毛，而且在机身上更没有像飞鸟羽毛一样的 结构，飞机飞行中的巨大空气阻力无法降低。为了使得飞机在飞行时能够 改变机翼的形状，人们提出了各种设想，如充气机翼飞机。.公开号为CN1198137的中国专利文献公开了一种"固定机翼式飞机的自适应充气机 翼"，通过在机翼的上、下表面覆盖蒙皮，通过压縮空气改变机翼的形状和 高度。这种充气机翼虽然可以根据飞行需要调整机翼的形状和角度，但其 结构复杂，操作控制困难，且飞机飞行时的机身、机翼四周的气流阻力并 没有得到改善。 发明内容本发明的目的是提出一种具有气流通道的飞行器，可以提高飞行速度 和动力效率。本发明的目的是通过以下技术方案予以解决的。 这种具有气流通道的飞行器，包括外壳。这种具有气流通道的飞行器的特点在于所述外壳包括内层和环绕内 层的外层，所述内层和外层间形成环形洞，所述环形洞包括气流导入口和 气流导出口，其中气流导入口位于外壳的前端，外界气流可通过气流导入 口进入环形洞，并可通过气流导出口排出。由内层和外层构成的环形洞可以在整个外壳上形成，构成一个连续封 闭的环形通道，也可以只在部分外壳上形成，构成部分连续的环形通道。 本发明的目的还通过以下技术方案予以解决。这种具有气流通道的飞行器，包括外壳和机翼。.这种具有气流通道的飞行器的特点在于所述机翼至少为两层结构， 每两层结构之间为流体层，所述流体层具有进气口和出气口，所述进气口 位于机翼前端，外界气流可通过进气口进入流体层。进一步地，所述外层外壳的侧面设有环形窗，外界气流可通过环形窗 进入环形洞。所述环形窗为进气角度可调节的环形窗。还包括安装在外壳上的旋转头以及驱动旋转头的电机，所述旋转头的 位置与气流导入口的位置相适应。所述流体层与环形洞连通。所述机翼上设有条形窗，外部气流可通过条形窗进入流体层内。 所述条形窗为进气角度可调节的条形窗。所述环形条窗、条形窗和气流导入口的进气口截面积和大于气流导出 口和气流层的出气口截面积和。所述机翼为三层结构，所述流体层包括第一流体层和第二流体层，所述第一流体层和第二流体层分别具有进气口和出气口。所述第一流体层和第二流体层间通过机翼层间条形窗连通。所述飞行器为飞机，飞机的发动机安装在机翼下部的发动机挂筒内， 所述发动机挂筒包括内筒和环绕内筒的外筒，内筒和外筒之间形成第二环 形洞，所述第二环形洞具有进气口和出气口。所述外筒上设有外筒环形窗，外界气流可通过外筒环形窗进入第二环 形洞内，所述内筒上设有内筒环形窗，第二环形洞内的气流可通过内筒环 形窗进入内筒内。所述飞机的发动机安装飞机尾部的喷气筒内，所述喷气筒的进气口与 环形洞连通，所述气流导出口包括喷气筒的出气口。所述气流导出口位于外壳的后端或中后端。 本发明与现有技术对比的有益效果是1. 将飞行器机身的外壳设置为内层和外层，在内层和外层间形成环形 洞，环形洞具有气流导入口和气流导出口。飞行时，前方的气流形成阻力 墙，称为流体墙，通过导入口把高速运动的气流导入环形洞内，并从气流 导出口喷出，可消除飞行器前端的大部分流体墙的阻力。2. 飞行器飞行时撞击在流体墙上，周围的气流紧贴机身，形成流体洞， 给飞行造成阻力。在飞行器的外壳外外层上设有环形窗，把紧裹飞行器机 身四周的气流导入环形洞内，可消除大部分流体洞带来的阻力，再通过导 出口以大于飞行速度喷射出去，可完全消除飞行器尾后负压的阻力，并可 获得来自流体墙反作用力的推力。由于紧贴外壳上的气流流速已快过飞机 的速度，能够将流体墙和流体洞对飞行器的阻力减少到最低程度。3. 对于现有的具有动力装置的航天器，在原有机翼的上表面上设置流 体层，流体层可以为多层，每层上设有条形窗与下面的流体层在机翼上贯 通。条形窗的进气口的条状形导气片与百叶窗挡板一样可通过控制改变不同角度，就象飞鸟翅膀上的羽毛开合一样可减少失速状态，提高飞机的灵 活机动性能。而且由于气流在机翼上流体路径变长，速度变快，环量增加， 从而提高了升力。
4. 将航天器的机翼上的流体层与机身上的环形洞相通，且机翼上的各 层有条形窗与流体层相通，机身上的环形洞通过环形窗与外界相通，这使 得机翼和机身形成为一个一体的大机翼。大机翼增加了原机翼的面积，流 体在大机翼上路径变长，环量增加，流速变快，从而大大提高了升力。
5. 通过环形洞上围绕的环形窗让整个机身与外界相通，环形窗就如鸟 身上的羽毛，都能对流体起很好调节作用。在飞机高速飞行时，大机翼上
表面光滑和连续；而当它处于低速飞行状态时，通过调节环形窗的进气角 度，机翼表面象鸟的羽毛一样打开，大机翼上实际形成多层空间的流体层， 机翼上的流体层和机翼下的流体层，多层流体相互渗透，形成湍流，产生 很大升力，使飞机失速速度降到极小。而在机翼失速迎角的范围内(60 ° 一70 °),大机翼上内外具有多层流体层，避免出现气流与机翼表面分离的 危险，从而改善了飞机的稳定性和操作性。
6. 对于发动机固定在机翼下方的航天器，在固定涡扇发动机或喷气发 动机的内筒及外筒间形成第二环形洞，并在内筒和外筒上分别设有环形窗， 分别与内筒和外筒之间的环形流体洞相通，环形流体洞在内筒和外筒中间 前后贯通，此时环形流体洞的进气口和外筒上的环形窗的进气口总面积大 于发动机所在的内筒进气口面积，由于发动机工作带动的流体流速远远超 过飞行器的速度，所以大量流体通过外筒和环形流体洞吸入内筒内，再从 内筒出气口喷出，可使涡扇发动机产生更大的推力，也可使喷气发动机的 燃料补充更多的空气，使燃料得到充分的燃烧，从而产生更大的推力。
图1是本发明具体实施方式
一的立体结构示意图；图2是本发明具体实施方式
一的正面结构示意图； 图3是本发明具体实施方式
四的顶部结构示意图； 图4是本发明具体实施方式
四的正面结构示意图； 图5是本发明具体实施方式
五的顶部结构示意图； 图6是本发明具体实施方式
五的正面结构示意图； 图7是本发明具体实施方式
五的尾部结构示意图； 图8是本发明具体实施方式
六的立体结构示意图； 图9是本发明具体实施方式
七的顶部结构示意图； 图IO是本发明具体实施方式
七的侧面结构示意图； 图11是本发明具体实施方式
八的侧面结构示意图； ' 图12是本发明具体实施方式
八的正面结构示意图； 图13是本发明具体实施方式
九的侧面结构示意图； 图14是本发明具体实施方式
十的侧面结构示意图； 图15是本发明具体实施方式
九的正面结构示意图。
具体实施例方式
具体实施方式
一
如图1、图2所示的一种喷气式飞机，飞机本体1的机身外壳包括内 层4和外层3，内层4和外层3间为第一环形洞2，第一环形洞2是介于外 层3与内层4间围绕飞机机身一周的环形间隔层。在外层3的前端设有气 流导入口 8，在外层3的后端设有气流导出口 5，气流导入口 8和气流导出 口 5与第一环形洞2相通。该第一环形洞2可以在整个外壳上形成，也可 以在部分外壳上形成。在内层4的前端设有电机19和由电机驱动的圆锥形 旋转头18，圆锥形旋转头18正对气流导入口 8的中心。旋转头18高速旋 转时，旋转头18及气流导入口 8附近形成相对真空状，可以将流体引入气 流导入口 8，并在旋转头18的与流体接触的表面上刻有几条凸形三角形线条，便于划破流体。在外层3上设有至少一个环形窗7，环形窗7设置在
外层3上。环形窗7可以将机身上、下、左、右的空气导入第一环形洞2。 环形窗7的进气角度可以调节，便于在不同的飞行角度把外面流体导入第 一环形洞2内，并通过气流导出口5排出。
飞机本体1的机翼9为两层结构，包括上层11和下层。下层的上表面 IO为抛物面，下层的下层12为平面，用于产生升力。上层ll位于下层的 上方，设计时其覆盖下层的面积可根据需要放大或縮小。上层11和下层间 形成流体层13，流体层13是介于上层11和下层间的间隔层。流体层13 具有进气口和出气口，进气口位于机翼的前端，出气口位于机翼的后端。 上层11上设有至少一个条形窗6，条形窗6与流体层13相通，与机翼9 上流体层13的出气口和进气口前后贯通，并与机身上的第一环形洞2相通。 因为第一环形洞2上有环形窗7环绕机身形成机翼，整个机翼及机身形成 一个大机翼。
涡扇发动机14固定在机翼9下面的内筒15中，内筒15外还设有外筒 16，在内筒15和外筒16之间为第二环形洞17，环形洞17是介于内筒15 和外筒16之间的间隔层，第二环形洞17的前方的进气口和后方的出气口 贯通。在外筒16壳体上设有至少一个外筒环形窗7，该外筒环形窗7与第 二环形洞17相通，可将外部的流体导入第二环形洞17中，且外筒环形窗 7的进气角度可以调节。内筒15的壳体上也设有至少一个内筒环形窗7， 内筒环形窗7与第二环形洞17相通，可将第二环形洞17中的流体导入内 筒15中，且内筒环形窗7的进气角度可以调节。外部的流体经过外筒16 上的外筒环形窗7进入第二环形洞17，再通过内筒15上的内筒环形窗7 进入内筒15。
当飞机本体1以300公里/小时飞行时，即以97米/秒的速度在1 秒内猛然撞击在97米厚的流体墙上，导入口 8中间的旋转头18在电机19带动下高速旋转，旋转头18及导入口8附近形成相对真空状，把97米/ 秒的流体从导入口 8导入第一环形洞2内。又因为飞机1以97米/秒撞击 流体墙，以同样速度和反作用力瞬间形成流体洞，紧紧裹住飞机本体l机 身，给飞机行驶带来巨大阻力，通过外层3上的环形窗7，以小于90 °的 角度把流体引入第一环形(同2内。由于内层4和外层3都为流线型抛物面， 流体在第一环形洞2内速度变快，且由于导入口 8和环形条窗7的总进气 口面积大于导出口 5的出气面积，所以流体以大于97米/秒速度从导出口 5冲出，瞬间填补和消除了飞机本体1尾部负压区带来的阻力，并猛然撞 击在后面的流体洞上，根据作用力和反作用力的关系，飞机l获得源源不 断反作用力的推力。
机翼9下层的下表面为平面，流体以97米/秒速度经过；机翼9下层 的上表面10和上层11为抛物面，流体经过时速度变快，大于97米/秒， 且上层11上设有条形窗6与流体层13相通，上层11上面的气流被导入流 体层13内，与流体层13入口处进入的流体汇合，由于流体层13流体入口 截面积与条形窗6的流体入口截面积的总和大于流体层13的出口截面积， 所以流体以大于97米/秒的速度从流体层13的出气口冲出。这样，流体 在下层上表面IO、上层ll、流体层13经过时路径变长、速度变快，从而 机翼环量增加、升力提高。另外在上层11上设有至少一条条形窗6，每条 条形窗6进气口的进气角度可以调节控制，流体经过条形窗6时也会使得 机翼环量增加。由于机翼9的流体层13与机身上的第一环形洞2相通，实 际上已把机翼原来面积扩大数倍，形成机身和机翼为一体的大机翼，由于大 机翼具有流体层13和上层11上部流体层两层流体层，每层流体相互渗透， 形成湍流，当飞机在慢速飞行或机翼迎角在60 °—70 °时，机翼9不会象 流畅表面那样出现气体脱离机翼的现象而产生危险。通过条形窗进气口角 度的调整可以诱发出现脱体旋现象，像鸟对翅膀上和背部和身上的羽毛的角度调节一样，使飞机失速速度降小，提高了飞机的安全性能和稳定性。
涡扇发动机14固定在内筒15上，由于第二环形洞17在内筒15和外 筒16之间，且它的进气口和出气口前后贯通，因为内筒15和外筒16都设 有至少一个环形窗7，当涡扇发动机14以远远大于飞机行驶速度97米/ 秒的速度把大量流体从内筒15的进气口吸入后从出气口喷出，会对第二环 形洞17内流动的气体产生巨大吸力，可以从内筒15的环形窗7吸入第二 环形洞17内的流体，从而再将外筒16外部的流体吸入进入外筒16。艮P， 外筒16通过外筒环形窗7把流体吸入第二环形洞17，内筒15又从第二环 形洞17把流体吸进涡扇发动机14。由于第二环形洞17的进气口加上外筒 16上外筒环形窗7的进气口面积大于内筒15的进气口面积，使得更多的 流体被涡扇发动机14吸入并喷出，即在不改变涡扇发动机14功率的情况 下，流入内筒15的流体量增加，涡扇发动机14喷出流体量增加，由此产 生更大反作用力推动飞机行驶，提高了速度、节约了能源。
具体实施方式
二
如图1、图2所示的一种喷气式飞机，其与具体实施方式
一不同之处 在于第一环形洞2在机身的部分外壳上形成，包括上部通道201和下部 通道202，气流导入口 8与上部通道201、下部通道202、气流导出口5相 通。第一环形洞2也可以只包括上部通道201和下部通道202之一，第一 环形洞2的机身上部通道201和机身下部通道202之一与气流导入口 8、 气流导出口 5相通。
具体实施方式
三
如图1、图2所示的一种喷气式飞机，其与具体实施方式
一不同之处 在于第一环形洞2在机身的部分外壳上形成，包括左侧通道204和右侧 通道203，气流导入口 8与第一环形洞2的机身左侧通道204、右侧通道 203、气流导出口 5相通。第一环形洞2也可以只包括左侧通道204和右侧通道203之一，第一环形洞2的机身左侧通道204和右侧通道203之一与 气流导出口5、气流导入口8相通。
具体实施方式
四
如图3、图4所示的一种喷气式战斗机。飞机本体1的机身外壳包括 内层4和外层3，内层4和外层3间为环形洞2。在外层3的前端设有气流 导入口 8，在外层3的后端设有气流导出口 5，气流导入口 8和气流导出口 5与环形洞2相通。在内层4的前端设有电机19和由电机驱动的圆锥形旋 转头18，圆锥形旋转头18正对气流导入口 8的中心。旋转头18的与流体 接触的表面上刻有几条凸形三角形线条，便于划破流体。在外层3上设有 至少一个环形条窗7，环形条窗7环绕在外层3上。
飞机本体1的机翼9为两侧结构，包括上层11和下层。下层的上表面 为抛物面，下层的下表面为平面层。上层11和下层间形成流体层13。流 体层13具有进气口和出气口，流体层13与进气口和出气口前后贯通。上 层11上设有至少一个条形窗6，条形窗6与流体层13相通，并与机身上 的环形洞2相通。因为环形洞2上有环形窗7环绕机身也形成机翼，整个 机翼及机身形成一个大机翼，而且是上、下两层流体通过。其中环形洞2 按面积计算，扩大了一倍以上的机翼面积，流体层13扩大了2/3的机翼 面积，使流体在大机翼上路径变长，环量增加，速度变快，升力提高。
当战机以300公里/小时的速度飞行时，即以97米/秒的速度在1 秒内猛然撞入97米厚的流体墙内，'通过电机19带动旋转头18高速旋转， 在导入口 8附近形成相对真空，便于顺畅地把流体墙上的流体以97米/秒 速度导入环形洞2内。又因为战机瞬间撞击流体墙，其反作用力形成同等 速度和能量的流体洞，紧裹机身给战机带来巨大阻力，此时通过环绕外层 4上的至少一个环形窗7以进气角度小于90 °角度把流体顺畅的导入环形 洞2内，从而消除阻力。流体进入设在机身尾部的喷气发动机14内，通过汽油燃烧，产生的灼热的热流体从导出口 5通过活动套501向外喷出，由此产生的反作用力推动飞机飞行。活动套501喷口端面可放大和縮小，活 动套501可在360 °范围内快速转动，喷气角度根据需要把喷流喷射到流 体洞内上下左右四周，便于战机快速转弯或升降。本实施方式中，由于省 去了传统战机上的巨大导流洞体，减少了战机不必要的体积和重量。导入 口 8和环形窗7可以减少流体墙和流体洞阻力，其进气口的总面积可以设 计得比现有的战机进气口面积大，所以喷气发动机14的喷气性能得到提 高。另外流体层13通过条形窗6与外界相通，每层流体相互渗透，形成湍 流，使大机翼上面的流体的路径变长，速度变快，升力增加。且条形窗6 的进气角度可调，使战机飞行性能、灵活度及安全性能大大提高。另外机 翼上的流体层13的进气口也可根据需要关闭或开启。
具体实施方式
五如图5、图6、图7所示的一种飞翼飞机，其与具体实施方式
一不同之 处在于，其机身和机翼连成一体，机身上的环形洞2与机翼上的流体层13 连通；且其喷气发动机14安装在机身尾部的固定筒15内。当飞机1以300公里/小时的速度飞行时，即以97米/秒撞击流体 墙，通过电机19带动的旋转头18高速旋转，在导入口 8附近形成相对真 空状，便于流体以97米/秒速度流畅的导入环形洞2内。通过外层3上的 环形窗7和设置在机翼上层11上的条形窗6，把紧裹住飞机上的流体洞巨 大的流体阻力，以97米/秒速度引入流体层13及与流体层13连通的环形 洞2内，由于机翼上层11和下层的上表面10都为抛物面，流体流动速度 加快。且导入口 8和条形窗6、环形窗7的进气口总面积大于导出口 5和 固定筒的活动套501的出气总面积，流体从导出口 5和活动套501喷出时， 流体再次加速为喷气发动机14提供充足的流体，让燃料得到充足氧气实现 充分燃烧，产生更大推动力。流体以大于97米/秒的速度撞击飞机尾部的流体洞，通过作用力和反作用力的关系，飞机获得反作用力推力，可以节 约能源、提高效率。
具体实施方式
六如图8所示的一种喷气式飞机，其与具体实施方式
一不同之处在于 导出口5为环形导出口，且设置在飞机机身的中后部，环形洞2形成在导出口 5前半段部分的外壳上，环形导出口 5通过环形洞2与导入口 8前后 相通；机翼9为三层结构，包括下层、上层11和附层111，即上层11上 面还设有一层为附层111。在下层与上层11间为具有设定空间间隔距离的 第一流体层，在上层11和附层111之间为具有设定空间间隔距离的第二流 体层。第一流体层和第二流体层的前方都设有进气口，后方都设有出气口， 并前后贯通。附层111上设有至少一个条形窗6，条形窗6的进气角度可 以调节，可以将附层lll上面的气流从第二流体层的出气口排出。上层ll 上也设有条形窗6，可以连通第一流体层和第二流体层。当流体从机翼9上面通过时，流体经过下层、顶层ll和附层lll时， 第一流体层和第二流体层以及附层111上部的流体层都具有各自的进、出 气通道，每个层次流体微团可以互不掺混，平滑流过，也可以通过角度可 调的条形窗6调整角度后彼此相通，形成一个整体流体层，每个层次流体 微团互相掺混，形成湍流诱发脱体旋，就象鸟类翅膀上羽毛一层覆盖一层， 不论是低速和仰角时通过调节条形窗6的开、闭或角度，每层流体相互渗 透，形成湍流，升力提高，使得飞行更加灵活安全。此时的机翼9上面， 就如鸟类翅膀上的羽毛，分为多个层次又相互连通，每个层次通过条形窗 6导入口角度的调节，可以增加流体在机翼9上流量，使得环量增加，路 径变长，飞机升力提高，而且飞机失速速度降低，改善飞机在仰角60 °— 70 °时的性能，降低气流与翼面气流分离而产生的危险，从而提高了飞机 的灵活性和安全性。\具体实施方式
七如图9、图IO所示一种鸭式布局的喷气式飞机。其与具体实施方式
一 不同之处在于由于飞机的水平尾翼布置方式不同，在飞机的水平前翼90 上也设有流体层13;且其喷气发动机14有两个，安装在机身尾部。飞机飞行时，飞机前方的紧裹机身的流体通过导入口 8和环形窗7引 入环形洞2内，并通过左、右导出口5喷出。在左、右导出口5前端各有 一个喷气发动机14，从环形洞2导入的流体经过喷气发动机14，促使燃料 燃烧，产生灼热气体从导出口5、活动套501喷出，推动飞机行驶。由于 导入口 8和环形窗7的进气面积可以设计足够大，使得喷气发动机14获得 比同类飞机更多的流体，让燃料得到充分燃烧，产生更大的推力，推动飞 机飞行。水平前翼90上的流体层和机翼9上的流体层都与环形洞2相通，从环 形洞2喷出巨大的高速流体进入流体层13，对平衡前后机翼有很好的帮助 (因为现在对此采用展向吹气、弧向吹气等办法来提高配平能力)，如可以 通过在前、后机翼与环形洞2相通处设置一控制通气口大小的装置来实现 配平目的，也可以通过前、后机翼的条形窗6的导气口角度的协调动作来 实现直接升力和直接侧力的控制。如具体实施方式
一，其外壳3上有环形 窗7与前、后机翼上的流体层13及顶层11上的条形窗6相通，共同形成 一个大机翼，可以协调控制，提高鸭式布置飞机的飞行性能。
具体实施方式
八如图11、图12所示一种导弹，导弹本体1的外壳包括内层4和外层3， 内层4和外层3之间为环形洞2，环形洞2是介于外层3与内层4间围绕 导弹弹身一周的环形间隔层。在外层3的前端设有气流导入口 8，外部的 气流可以通过导入口 8进入环形洞2，弹身的后端底部设有导出口 5，环形 洞2内的气流可通过导出口 5喷出。在内层4的前端设有电机19和由电机驱动的旋转头18，旋转头18的旋转轴线正对气流导入口 8的中心。旋转头18旋转时，可以将气流引入气流导入口 8。在外层3壳体上设有至少一 个环形窗7，钚形窗7围绕外壳一周，或围绕外壳圆周的一部分。当导弹以400公里/小时的速度飞行时，即以111米/秒高速猛然撞 入lll米厚的流体墙，瞬间以其反作用力形成流体洞紧紧包裹着导弹，给 导弹飞行带来巨大阻力。通过电机19驱动旋转头18高速旋转，在导入口 8附近形成相对真空，将具有巨大阻力的流体墙中的流体以111米/秒速 度从导入口 8顺利导入环形洞2内，再通过弹身周围的环形条窗7以小于 90 °的角度将包裹弹身的流体以111米/秒速度顺畅的导入环形洞2内。 由于外层3和内层4为流线型抛物面，流体在环形洞2内速度加快，大于 111米/秒，且由于导入口 8和环形条窗7的总进气面积大于导出口 5的 出气面积，所以流体以大于lll米/秒速度从导出口5喷出，猛烈撞击尾 部的流体洞，通过作用力和反作用力的关系，导弹可以获得反作用力产生 的推力，从而达到节约能源，提高速度的目的。且导弹多用氢氧固体和液 体燃料，通过在尾部的燃烧产生推力，而尾部本来就是负压区，需通过上 千度的火焰喷射来吸收周围的空气才能燃烧，很难完全发挥它应有的推力， 而本实施方式中，导弹通过导出口5喷出的巨大的流体，帮助氢氧燃料充 分的燃烧，产生更大的推力，这样就大大的提高了导弹的运动速度，节约 了能源。本具体实施方式
也可应用在火箭上。
具体实施方式
九如图13、图15所示的一种炮弹，包括弹身20和弹头1。弹头1的外 壳包括内层4和外层3，内层4和外层3之间为环形洞2。在弹头外层3 的顶端设有气流导入口8，在弹头后端设有环形导出口 5，气流导入口8、 导出口 5和环形洞2相通。弹头的外层3上设有至少一条的环形窗7。环形窗7围绕在外层3上，其进气口迎风角度与炮弹轴线的夹角小于90 °。 在弹头的外层3和内层4之间有固定条21，固定条21用于固定弹头的外 层3和内层4为一体而又不影响流体通过。当炮弹高速飞行时，环形导入 口 8把流体墙的流体顺畅的导入环形洞2内，此时瞬间流体墙撞击后形成 的流体洞紧紧裹住弹头，给弹头行驶带来巨大阻力，通过环形窗7以小于 90 。的角度把流体洞的阻力顺畅引入环形洞2内。因为外层3和内层4表 面为流线型抛物面，流体在环形洞2内被加速，又因为环形导入口8与环 形窗7的总进气口截面积大于环形导出口 5的出气口截面积，所以流体从 环形导出口 5喷出的速度大于弹头1的运动速度，瞬间增补了弹头1尾后 的负压区的阻力，撞击在流体洞内，通过作用力和反作用力的关系，弹头 1把流体墙和流体洞的阻力转化为动力获得反作用力的推动，可以提高炮 弹的运动速度。本具体实施方式
也可用于子弹。
具体实施方式
十如图14所示的一种炮弹，其与具体实施方式
九不同之处在于弹头l 的前端为圆锥形。环形导出口5位于弹头1的中部或中后部，环形洞2只 形成在导出口 5的前半段部分的外壳上，环形导出口 5通过环形洞2与导 入口 8相通。炮弹飞行时，外部的气体从导入口 8和环形条窗7进入环形 洞2，并从导出口 5喷出。以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说 明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术 领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若 干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。
权利要求
1.一种具有气流通道的飞行器，包括外壳，其特征在于所述外壳包括内层(4)和环绕内层的外层(3)，所述内层和外层间形成环形洞(2)，所述环形洞(2)包括气流导入口(8)和气流导出口(5)，其中气流导入口(8)位于外壳的前端，外界气流可通过气流导入口(8)进入环形洞(2)，并可通过气流导出口(5)排出。
2. —种具有气流通道的飞行器，包括外壳和机翼，其特征在于所述 机翼至少为两层结构，每两层结构之间为流体层(13)，所述流体层(13) 具有进气口和出气口，所述进气口位于机翼前端，外界气流可通过进气口 进入流体层(13)。
3. 根据权利要求2所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述 外壳包括内层(4)和环绕内层的外层(3)，所述内层和外层间形成环形洞(2)，所述环形洞(2)包括气流导入口 (8)和气流导出口 (5)，其中气 流导入口 (8)位于外壳的前端，外界气流可通过气流导入口 (8)进入环 形洞(2)，并可通过气流导出口 (5)排出。
4. 如权利要求1或3所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所 述外层外壳的侧面设有环形窗(7)，外界气流可通过环形窗(7)进入环形 洞(2)。
5. 如权利要求4所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述环 形窗(7)为进气角度可调节的环形窗。
6. 如权利要求5所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于还包括 安装在外壳上的旋转头(18)以及驱动旋转头的电机(19)，所述旋转头(18) 的位置与气流导入口 (8)的位置相适应。
7. 如权利要求3所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述流体层(13)与环形洞(2)连通。
8. 如权利要求3所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述机翼上设有条形窗(6)，外部气流可通过条形窗(6)进入流体层(13)内。
9. 如权利要求8所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述条形窗(6)为进气角度可调节的条形窗。
10. 如权利要求9所述的具有气流通道的飞行器，其特征在于所述气流导出口 (5)位于外壳的后端或中后端。
全文摘要
本发明公开了一种具有气流通道的飞行器，包括外壳和机翼，外壳包括内层(4)和环绕内层的外层(3)，内层和外层间形成环形洞(2)，环形洞(2)包括气流导入口(8)和气流导出口(5)；机翼至少为两层结构，每两层结构之间为流体层(13)，流体层(13)具有进气口和出气口。外层外壳的侧面设有环形窗(7)。机翼上设有条形窗(6)。飞行时，通过导入口(8)、流体层进气口把高速气流导入环形洞内，并从导出口喷出，可减少前方气流阻力。通过进气角度可调的环形窗和条形窗，把机身、机翼四周的气流导入环形洞内，可减少四周气流阻力，提高飞机升力和飞行灵活性，且气流通过导出口以大于飞行速度喷射出去，可消除飞行器尾后负压的阻力。
文档编号B64C23/00GK101224790SQ20081006599
公开日2008年7月23日 申请日期2008年1月25日 优先权日2008年1月25日
发明者朱晓义 申请人:朱晓义