飞行器的制作方法

本实用新型涉及航空技术领域，具体而言，涉及一种飞行器。

背景技术：

目前，公知的飞行器有直升机和固定翼飞机。直升机构造复杂，载重和飞行性能受限较大。固定翼飞机的起降依赖机场和跑道，起降过程也是事故多发时段。不论直升机还是固定翼飞机，其升力翼面都是悬臂梁结构，受力条件苛刻，不仅带来结构重量大、成本高的缺点，并且是制约其载重性能和结构尺寸的重要因素。

旋翼和固定翼都是通过推动升力翼面在空气中运动，利用翼面上下表面的空气压力差获得升力，机翼的升力系数、速度、面积决定最终的升力。为了获得足够的翼面面积，旋翼和固定翼都需要足够的翼展尺寸。通常情况下，翼展尺寸远大于机身横向尺寸，这使得飞行器需要远大于自身尺寸的起降空间，以保证高速运动的旋翼和固定翼不对周边构成安全威胁，这是直升机和固定翼飞机远离人们日常生活场景的重要原因。

现有的飞行汽车包括如下两种设计：采用固定翼的飞行汽车必须要折叠机翼才能作为汽车而适应道路行驶的客观环境，但是在起飞和降落时须要展开机翼并保持一定速度，这使其无法在车流中自由起降，也不能在空旷但比较窄的道路起降，因而不具有实用性；采用旋翼的飞行汽车方案有两种，一种是可折叠收放或翻转收放的旋翼(组)，另一种是上下贯穿车身的涵道旋翼(组)，前者与可折叠固定翼一样存在横向尺寸过大的问题，并且折叠机构必然造成强度降低和重量增加，后者因为车身需要容纳涵道旋翼，同样会增大车身的水平面投影面积，对道路状况的适应性有限，而当车身的水平面投影面积与普通车辆相当时，升力翼面的面积就会太小，不仅限制飞行汽车的起飞重量和飞行性能，其内部实用体积也会被大幅压缩。

目前已有的能够升空的碟形飞行器都采用涵道旋翼作为升力来源，与采用涵道旋翼的飞行汽车类似，上下贯穿飞行器主体的涵道、以及旋翼本身的负载能力限制了此类碟形飞行器的实用性。

旋翼和固定翼的悬臂梁结构限制了飞行器的载重能力，特别是直升机。固定翼飞机由于需要足够的速度才能起降和飞行，机身外形受限较大，一般都具有很大的纵横比，这限制了其所能运载的货物的形状和尺寸，并且重型固定翼飞机对机场有更高的要求。

技术实现要素：

本实用新型的主要目的在于提供一种飞行器，以解决现有技术中的固定翼飞行器难以短距或垂直起降的问题。

为了实现上述目的，根据本实用新型的一个方面，提供了一种飞行器，包括：动力部，用于产生气流，包括一个或多个排气端；升力组件，包括翼体和一个或多个喷管，喷管设置在翼体的上翼面位置处并与排气端连接，喷管沿平行于翼体的上翼面的方向喷气或朝向翼体喷气。

进一步地，升力组件包括多个喷管，其中至少两个喷管沿气流流经上翼面的方向依次设置。

进一步地，翼体为具有多个相互间不平行的翼剖面的多向翼。

进一步地，飞行器包括多个喷管，多个喷管在垂直于飞行器的立轴的平面上朝向不同的方向设置。

进一步地，多个喷管的布置方式包括以下任一项或多项的组合：两侧布置，沿飞行器的纵轴或横轴的两侧设置多个喷管；周向布置，围绕飞行器的立轴设置喷管，喷管的喷气方向的反向延长线与飞行器的立轴相交。

进一步地，飞行器还包括控制器，控制器控制动力部的出力和/或喷管的开度，以控制喷管的气流大小。

进一步地，升力组件包括：一个或多个围绕飞行器的立轴设置的翼体；一个或多个以飞行器的立轴为中心向外辐射喷气的喷管。

进一步地，翼体和/或喷管相对飞行器的本体可移动地设置。

进一步地，飞行器还包括配重，配重可移动地与飞行器的本体连接，通过移动配重以调整飞行器的重心，使得飞行器滚转或俯仰。

进一步地，飞行器还包括导管，动力部的排气端与升力组件的喷管通过导管连接。

进一步地，喷管内设置有一个或多个节流部，节流部能够关闭部分或全部的喷管。

进一步地，动力部包括进气口，进气口朝向飞行器的本体的上方设置。

进一步地，升力组件的翼体与飞行器的本体为一体结构。

本实用新型的飞行器的升力来自于主动喷射气流，升力组件可以长时间以最佳的空气流速和迎角产生升力，受飞行状态和大气紊流影响较小，安全性好、升力效率更高；消除机翼悬臂梁结构，机翼与机身融为一体，结构简单、重量降低而强度提高；能够垂直起降，不依赖机场和跑道；飞行器水平投影尺寸接近机身尺寸，起降适应性好。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1示出了根据本实用新型的飞行器的升力组件的原理示意图；

图2示出了图1中的导管的各个截面的示意图；

图3示出了根据本实用新型的飞行器的多个喷管沿气流流经所述上翼面的方向依次设置的升力组件的第一种实施例的立体示意图；

图4示出了根据本实用新型的飞行器的多个喷管沿气流流经所述上翼面的方向依次设置的升力组件的第一种实施例的剖面示意图；

图5示出了根据本实用新型的飞行器的多个喷管沿气流流经所述上翼面的方向依次设置的升力组件的第二种实施例的剖面示意图；

图6示出了根据本实用新型的飞行器的具有多向翼的升力组件的结构示意图；

图7示出了图6中的多向翼的各个截面的示意图；

图8示出了根据本实用新型的飞行器的呈两侧布置的多个升力单元的结构示意图；

图9示出了根据本实用新型的飞行器的呈周向布置的多个升力单元的结构示意图；

图10示出了根据本实用新型的飞行器的呈星形布置的多个升力单元的结构示意图；

图11示出了根据本实用新型的飞行器的呈封闭布置的升力单元的结构示意图；

图12示出了根据本实用新型的飞行器利用气流偏转实现偏航控制的原理图；

图13示出了根据本实用新型的飞行器利用气流偏转获得水平推力的原理图；

图14示出了根据本实用新型的飞行器利用气流差动进行仰俯动作的原理图；

图15示出了图14中的升力分解图；

图16示出了根据本实用新型的飞行器利用气流差动进行横滚动作的原理图；

图17示出了图16中的升力分解图；

图18示出了根据本实用新型的飞行器利用气流差动实现偏航控制的原理图；

图19示出了根据本实用新型的飞行器的具有导流片的喷管的结构示意图；

图20示出了根据本实用新型的飞行器作为飞行汽车的实施例的立体图；

图21示出了图20中的飞行汽车的升力组件的剖视图；

图22示出了根据本实用新型的飞行器作为飞行船的实施例的立体图；

图23示出了图22的飞行船的局部放大图；

图24示出了图22的飞行船的俯视图；

图25示出了图22的飞行船的升力组件的结构示意图；

图26示出了根据本实用新型的飞行器作为碟形飞行器的实施例的立体图；

图27示出了图26的碟形飞行器的俯视图；

图28示出了图26的碟形飞行器的升力组件的结构示意图；

图29示出了根据本实用新型的飞行器作为单人飞行伞的实施例的立体图；

图30示出了图29的单人飞行伞的俯视图；

图31示出了根据本实用新型的飞行器作为微型无人机的实施例的立体图；

图32示出了图31的微型无人机的剖视图；

图33示出了根据本实用新型的飞行器作为水陆空三栖飞行器的实施例的主视图；

图34示出了图33的水陆空三栖飞行器的俯视图；

图35示出了图33的水陆空三栖飞行器处于飞行状态的示意图；以及

图36示出了图33的水陆空三栖飞行器处于水上航行状态的示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

101、上翼面；102、翼面台阶；201、导管；202、整流片；203、流道分隔板；204、气流分配阀；301、前缘喷管；302、台阶喷管；303、喷管导流片；304、可横置喷管导流片；401、较强的喷射气流；402、较弱的喷射气流；403、已偏转方向的喷射气流；404、未偏转方向的喷射气流；405、升力；406、升力水平分量；407、升力垂直分量；408、扭矩；409、推力；412、飞行器立轴；413、飞行器任意水平轴；501、压气机；601、前驱动转向轮；602、后驱动转向轮；603、平衡轮；604、气囊起落架；605、平衡气囊；606、起落架舱盖；607、登机梯；608、压气机百叶窗；701、飞行推进器；702、泵喷推进器；703、操纵面；704、升力单元倾斜操纵环；705、球形轴承；706、配重；707、直线电机；708、弹簧；709、尾翼；710、腹鳍；801、客舱；802、货舱；803、机械和燃油舱；901、干船坞；902、缓冲气囊。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。

本实用新型提供了一种飞行器，包括：动力部，用于产生气流，包括一个或多个排气端；升力组件，包括翼体和一个或多个喷管，喷管设置在翼体的上翼面位置处并与排气端连接，喷管沿平行于翼体的上翼面的方向喷气或朝向翼体喷气。

本实用新型的飞行器的升力来自于主动喷射气流，升力组件可以长时间以最佳的空气流速和迎角产生升力，受飞行状态和大气紊流影响较小，安全性好、升力效率更高；消除机翼悬臂梁结构，机翼与机身融为一体，结构简单、重量降低而强度提高；能够垂直起降，不依赖机场和跑道；飞行器水平投影尺寸接近机身尺寸，起降适应性好。

其中喷管沿平行于翼体的上翼面的方向喷气或朝向翼体喷气，均是为了使气流流经翼体的上翼面。

本实用新型的飞行器用为飞行汽车时，能够以常规的汽车尺寸适应现有的道路条件和交通规则，无须变形即可以类似直升机的方式飞行。本实用新型的飞行器用为重型的船型或碟形飞行器时，能够运载超大尺寸和重量的货物，连通水域和陆地，无起落架，降低制造成本和运营成本。本实用新型的飞行器用为小型或微型无人机时，结构简单、控制逻辑简单，并且消除了旋翼的安全隐患，具有更好的适用性。

优选地，升力组件包括多个喷管，其中至少两个喷管沿气流流经上翼面的方向依次设置。

在翼弦长度较大时，可以在上翼面前缘与后缘之间再加入一道或更多喷管。插入喷管会在翼面上形成台阶，因此命名这道喷管为台阶喷管。对翼体前缘喷气的喷管命名为前缘喷管。台阶喷管能够对上游的气流发挥引射作用，消除下游可能出现的附面层，因此能够改善气流稳定性，提高升力系数，同时也有利于获得超大的翼体面积。喷管出口截面一般为狭长的矩形或圆角矩形，也可以是一组线性排列的圆形子喷管或矩形子喷管。当喷管具有较大的宽高比时，可在喷管内安装若干导流片兼做加强筋。

优选地，翼体为具有多个相互间不平行的翼剖面的多向翼。

根据喷射气流的设计流速选择适合的喷管剖面和翼型。翼体的平面形状可以采用现有的平直翼、后掠翼、梯形翼等，也可采用创新的形状：多向翼。传统翼体的各个翼型剖面都平行于同一个气流方向，对于固定翼飞机来说是飞机纵轴方向，对于旋翼来说是围绕旋翼轴心旋转时的切线方向。多向翼的各个翼型剖面彼此不平行，其翼弦延长线在翼面前缘之外相交，其前缘和后缘可以是圆弧曲线，也可以是任意非圆曲线，或封闭的曲线。多向翼可以适应具有多个方向的气流，通常情况下是扇形扩散的气流。多向翼前后缘的曲线不限定为二维平面内的曲线。

优选地，飞行器包括多个喷管，多个喷管在垂直于飞行器的立轴的平面上朝向不同的方向设置。至于飞行器可以以多种形式包括多个喷管，例如一个升力组件包括多个喷管，或飞行器包括多个升力组件。

更优选地，多个喷管的布置方式包括以下任一项或多项的组合：两侧布置，在飞行器的纵轴或横轴的两侧设置喷管；周向布置，围绕飞行器的立轴设置喷管，喷管的喷气方向的反向延长线与飞行器的立轴相交。

更优选地，飞行器还包括控制器，控制器控制动力部的出力和/或喷管的开度，以控制喷管的气流大小。通过控制不同的喷管的气流大小，可以实现升力不平衡，进而依靠这种升力不平衡实现飞行器的多种动作，之后会详细阐述。

可替换地，升力组件包括：一个或多个围绕飞行器的立轴设置的翼体；一个或多个以飞行器的立轴为中心向外辐射喷气的喷管。

翼面与喷管在机械结构上不必是一一对应的关系，两者可以互相跨越。为简化描述，将每一段喷管与翼面在翼展长度上重合的部分，命名为一个升力单元。升力单元的概念可以为飞行器的结构设计和飞行控制提供更多灵活性。

垂直起降方案：升力单元的喷射气流会产生反作用力。通过对升力单元的翼面形状选择和安装位置的设计，使同一架飞行器上同时存在两个或两个以上的喷射气流方向，使其反作用力互相抵消，从而实现垂直起降。以俯视图分析，有以下5种升力单元布局方案：两侧布置：沿着飞行器纵轴(或横轴)两侧布置升力单元；周向布置：围绕飞行器立轴沿周向布置升力单元，升力单元的喷射气流反作用力方向与飞行器立轴相交；星形布置：围绕飞行器立轴，沿径向布置升力单元，是一种特殊的周向布置；封闭布局：围绕飞行器立轴布置一个前后缘为封闭曲线的多向翼面，和一个以立轴为中心向外辐射气流的喷管，或周向布局的升力单元彼此连接成一个封闭整体；混合布局：前述四种布局方式的任意混合。所有布局均不必须遵循任何的几何对称、相似、平行、相等，也不必须限定在一个平面内，只要抵消所有升力单元产生的水平力和各轴向的扭矩即可。如果飞行器存在某些由转动部件引起的固有扭矩，也可在设计上利用微调升力单元的布局来中和。

优选地，飞行器还包括导管，动力部的排气端与升力组件的喷管通过导管连接。

导管的作用是将压气机出口的气流引导至前缘喷管或台阶喷管。一般情况下，压气机出口气流横截面为圆形。导管根据其截面面积沿气流方向的变化，有平行段、扩张段、收缩段三种分段形式，根据飞行器总体设计的需求决定一个导管的分段数量和组合方式，使其在尽量减小气流能量损耗的前提下达到将气流引导至喷管的目标，并且使多个导管能够在三维空间互相穿插避让，以减小导管和压气机占据的体积和面积。在气流横截面非圆形的导管内部，安装若干整流叶片，以引导气流转向和均匀分布，同时兼做导管的加强筋。导管及整流叶片都可采用柔性材料制造，以减轻重量、降低振动。

优选地，飞行器还包括导管，动力部的排气端与升力组件的喷管通过导管连接，导管喷管内设置有一个或多个节流部，节流部能够关闭部分或全部的喷管。

当飞行器负载范围较大时，可以在喷管内设置若干可横置的导流片，作为节流部，在空载或轻载时控制部分导流片横置，关闭部分喷管面积，从而使气流保持以最佳速度和迎角流过翼面，避免为改变迎角而调节翼面或喷管，这样做可以简化飞行器结构和减重。

优选地，翼体和/或喷管相对飞行器的本体可移动地设置。

可替换地，飞行器还包括配重，配重可移动地与飞行器的本体连接，通过移动配重以调整飞行器的重心，使得飞行器滚转或俯仰。

以上设置均是为了实现多种飞行控制模式。有以下四种产生飞行控制所需的力与力矩的方案：

在飞行器上设置三个或三个以上的可独立调节喷气流速的升力单元，其中至少三个升力单元的升力中心不在同一条直线上，升力单元的升力随喷气流速的增大或减小而变大或变小，当纵轴两侧的喷气流速差动时，可产生滚转力矩，当横轴两侧的喷气流速差动时，可产生俯仰力矩，滚转力矩或俯仰力矩会引发飞行器的滚转或俯仰，从而使升力产生水平分量推动飞行器前后左右运动，当喷气流速差动产生的反作用力的合力的水平分量不为零(失衡)，且此水平分量与飞行器立轴不相交时，可产生偏航力矩，推动飞行器绕立轴旋转；

在上述方案的基础上，在喷管内部设置可调节方向的导流片，利用喷管导流片的偏转改变喷射气流的方向，当围绕飞行器立轴的两组(或更多)喷管导流片同时顺时针或同时逆时针摆动时，可产生偏航力矩，当分布在任一与立轴相交的水平轴线两侧的两组(或更多)喷管导流片的摆动方向呈镜像对称时(即轴线一侧的导流片顺时针摆动时，另一侧逆时针摆动)，可产生平行于此轴线方向的水平推力，喷管导流片对封闭布局和周向布局的飞行器产生偏航力矩是必要的，因为其喷射气流反作用力的方向都与飞行器立轴相交，喷射气流的差动不能产生偏航力矩，喷管导流片作为辅助手段可以运用到采用其他升力单元布局方案的飞行器，由于气流偏转会降低升力，某些情况下还会干扰临近的气流，因此也可以采取在机翼后缘安装常规操纵面、或安装可偏转方向的喷管来达到偏转气流获得控制力的目的；

对于轻量级的飞行器，由于结构空间或成本等问题而不便于安装气流速度差动调节机构和飞行控制叶片时，可以采用倾斜升力翼面的方案，即所有升力单元安装在一个刚性结构上，此刚性结构与飞行机机身柔性连接，通过调节此刚性结构与机身的相对倾角，从而使飞行器获得除绕立轴自转之外的所有机动能力，这个方案特别适合于强调轻便特性的单人飞行器；

飞行器没有气流速度差动调节机构和喷管导流片，在其重心下方布置一个配重块，通过调整配重块水平位置来调整飞行器的重心，使其滚转或俯仰，从而使飞行器获得除绕立轴自转之外的所有机动能力，这个方案的结构和控制逻辑都很简单，特别适合微型无人机。

根据飞行器的操纵性和操纵逻辑的设计目标，可以混合采用以上控制方案。

利用油门控制飞行器总升力的大小，配合以上控制方案，飞行器可以获得在三维空间自由飞行的能力。

飞行控制系统也可用来中和某些机械运转带来的多余扭矩或动力。

第一控制方案和第二控制方案适合较大的飞行器，能够赋予飞行器与直升机相似的飞行性能。调节喷气流速有很多成熟技术可用，如调节压气机功率、在流道内设置阀门、改变喷管截面积等。

第三控制方案和第四控制方案适合较小型的飞行器，飞行器除了不能绕立轴自转，具有直升机其他的飞行性能。对于有乘员的飞行器，乘员可以左右转动自身，达到与飞行器绕立轴旋转相同的效果。

根据飞行器的目标性能的需求，在飞行器上可以增设传统固定翼飞机上常用的推力发动机、舵面、安定面、副翼等，以达到更好的操纵性能和飞行性能，或简化前述的飞行控制方案。

优选地，升力组件的翼体与飞行器的本体为一体结构。

由升力单元的升力原理可知，升力单元只需上翼面即可，下翼面在升力功能和结构上都是不必要的。因此，最佳的飞行器结构是升力单元的上翼面作为飞行器机身上部结构的一部分固定安装，这样就省去了下翼面、翼梁、一部分机身蒙皮等结构重量，并且消除了翼面的悬臂梁结构。升力单元的两侧布局更适合具有较大纵横比的飞行器，周向布局和封闭布局更适合纵横比较小的飞行器，如碟形飞行器。升力单元水平安装时升力效率最高，向下倾斜时，相当于固定翼带下反角，可以提升机动性。

为了更好的达到缩小体积的目的，可以将飞行器本体设计成为升力体结构。

飞行器的重心与升力中心在水平面的投影原则上应重合，否则需要飞行控制系统予以补偿。通过发动机、电池、燃油和辅助机械等安装高度的调整，可获得重心与升力中心的在立轴方向的相对位置的变化，即重心低于升力中心、两者持平、重心高于升力中心，分别对应固定翼飞机的上单翼、中单翼、下单翼结构,上单翼稳定性好、机动性差，下单翼稳定性差、机动性好，中单翼则中庸。

优选地，动力部包括进气口，进气口朝向飞行器的本体的上方设置。

常用的压气机有离心式、轴流式等，离心式压气机功率可调范围大、流量较小，轴流式功率可调范围小、流量大。一般情况下离心式压气机适合较小的飞行器，轴流式适合较大的飞行器。在大型飞行器上安装多个轴流式压气机，通过关闭部分压气机实现功率的大范围调整。压气机通过导管与升力单元的喷管相连接，安装在飞行器的上部。当压气机的出口气流速度较低、压缩比较大时，导管的形状对气流的影响较小，导管的设计自由度较高。当压气机的出口气流速度较高、压缩比较低时，导管的形状对气流的影响较大，导管的设计自由度较低，此时导管应较短、方向变化较平缓。压气机的安装方式对升力和垂直起降都有影响，压气机的进气口轴线应向上偏转安装，以利用进气负压增加升力，同时减小水平方向的拉力。当压气机进气口轴线垂直向上时，其附加升力效应最大，水平拉力为0。当压气机因为结构空间或导管的限制不能垂直向上安装时，可以设置两台以上的压气机，以抵消多余的拉力或扭矩，也可通过微调升力单元的布局、飞行控制系统来抵消。

作为飞行汽车的飞行器，采用鹞式飞机的自行车式起落架可以在简化结构、减重方面达到最优结果。对于其他用途的飞行器，起落架是不必要的。重型飞行器可以在海、河、湖面或人工开挖的港池中起降，在沙漠或高山等水资源匮乏的地方，可以修建有缓冲气囊的干船坞作为起降场地，或在飞行器机身下安装若干气囊作为起落架，这样不仅减掉了起落架的重量和成本，还能减轻机身的结构重量。根据重量级别和应用场景的区别，飞行器也可以采用常规的轮式或滑橇式起落架。

可采用内燃机、燃气涡轮机作为飞行器的发动机，采用机械传动或电传动驱动压气机。也可以直接用燃气涡轮机作为压气机，其内外涵气流分别、或混合后接入导管，这样对气流流经部件的耐热特性要求较高。微型型飞行器也可采用电池动力。采用电传动的方案时发动机的安装位置自由度最高，采用机械传动和燃气涡轮机直接喷气的方案时，发动机的安装位置接近或高于升力单元，对飞行器的重心影响较大。

以下根据附图具体描述本实用新型的飞行器的原理和多种实施例。

如图1所示，导管201将来自压气机的气流偏转后吹向机翼上翼面101产生升力，同时压气机的进气负压产生附加升力。如图2导管的断面所示，导管引导气流转向的同时也改变气流的横截面形状，使之沿着翼展分布的宽度大于压气机出口宽度。

在图3图4中，从机翼前缘到后缘之间存在一个翼面台阶102将上翼面101分成上游和下游两部分，前缘喷管301的气流受到台阶喷管302的气流的引射，有利于保持气流稳定。从图5可以看出，加入多道台阶喷管，可以很方便地获得超大的机翼面积而不引发气流分离。由于机翼下翼面与气流不存在相互作用，故下翼面可以从结构上省略。

如图6、图7所示为扇形多向翼，其翼型剖面互不平行，可以更好地适应扇形扩散的气流。在控制系统调整气流方向时，相当于机翼与气流存在侧滑现象，多向翼受侧滑影响较小。

在图8中，多个升力单元沿着飞行器任意水平轴413的两侧排列，各个升力单元的喷射气流的反作用力相互抵消，飞行器可以实现垂直起降。两侧布局适合长宽比较大的飞行器。

在图9中，多个升力单元围绕飞行器立轴412沿周向排列，各个升力单元的喷射气流的反作用力互相抵消。

在图10中，多个升力单元围绕飞行器立轴412沿径向排列，各个升力单元的喷射气流的反作用力互相抵消。

在图11中，一个封闭的环形的上翼面101和环形的前缘喷管301组成一个升力单元，升力单元的中心可以与飞行器立轴412重合，也可以不重合。由于环形喷管的喷射气流在水平方向的反作用力之和为零。

封闭布局、周向布局、星形布局适合长宽比较小的飞行器。

在图12中，飞行器采用周向布局，当围绕飞行器立轴412的气流同时顺时针或逆时针偏转时，产生已偏转方向的喷射气流403，可产生相反方向的扭矩，即偏航扭矩408。需要说明的是，图12中还标出了未偏转方向的喷射气流404。

在图13中，飞行器采用周向布局，当位于飞行器任意水平轴413的气流偏转方向互为镜像时，即一侧顺时针偏转、另一侧逆时针偏转，可产生平行于该水平轴的推力409。为减小偏转气流引发的侧滑效应，偏转角度不宜过大，产生的推力适合在起飞或降落时微调飞行器的水平位置。

图14至18和图20至21是实施例1飞行汽车。如图21所示，飞行汽车采用两侧布局，沿飞行汽车纵轴在车身顶部安装两个机翼，用两个离心压气机501压缩气流，压缩气流经导管201引向前缘喷管301，在导管内设置一个流道隔离墙，将导管下游和喷管分成独立的两部分，通过气流分配阀204调节两个喷管的气流大小，因此飞行汽车每侧有两个升力单元，共有四个升力单元。流道分隔板203、整流片202同时起到导管加强筋的作用，喷管导流片303作为喷管的加强筋，同时也可作为飞行控制线的一部分引导气流偏转。如图14所示，当位于飞行汽车后部的两个升力单元喷射较强的喷射气流401、位于前部的两个升力单元喷射较弱的喷射气流402时，就会产生俯仰力矩。如图15所示，此时飞行汽车前倾，升力405产生升力水平分量406，推动飞机前进，升力405的升力垂直分量407抵消重力。配合油门大小控制总升力大小，可实现飞行汽车的向前平飞、向前爬升、向前下降等机动动作。当气流强弱关系相反时，飞行汽车将向后运动。如图16所示，当飞行汽车右侧的两个升力单元的喷射较强的喷射气流401、左侧的气流较弱时，将产生横滚力矩，如图17所示，飞行汽车向左倾斜，升力405产生升力水平分量406，推动飞机向左运动，升力405的升力垂直分量407抵消重力。配合油门大小控制总升力大小，可实现飞行汽车的向左平飞、向左爬升、向左下降等机动动作。当气流强弱关系相反时，飞行汽车将向右运动。如图18所示，当飞行汽车左前、右后两个升力单元喷射较强的喷射气流401、左后、右前两个升力单元喷射较弱的喷射气流402时，将产生偏航力矩，飞行汽车将向右转。当气流强弱关系相反时，飞行汽车将向左转。如图20所示，飞行汽车采用自行车式起落架，包含前驱动转向轮601、后驱动转向轮602和平衡轮603。前后起落架均采用轮毂电机驱动，并可转向，为飞行汽车提供在公路行驶的能力。平衡轮主要在驻车时其平衡作用，行驶时可以收起。飞行汽车采用电传动，发动机带动发电机发电，由电力管理系统驱动压气机501或前驱动转向轮601、后驱动转向轮602。飞行汽车可以遵循普通交通规则在现有道路上行驶，可以在静止状态或任意路面行驶速度下起飞，也可以由空中垂直降落到路面、或以适合当前路面车流速度的飞行速度垂直并线降落到路面加入车流，作为汽车继续行驶。由此可知，采用本方案的飞行汽车具有最佳的实用性和适用性。

图19所示为另一种调节气流大小的方法。当可横置喷管导流片304横置时，前缘喷管301的截面积将缩小。这种调节方法既可以用于飞行控制系统，也可以作为适应飞行器负载大小变化的调节手段。

图22至25为实施例2飞行船，图23是飞行船的后部放大，图25是升力单元的正视图。飞行船在水面起降，省去了起落架，干船坞901和缓冲气囊902可供飞行船在缺乏水资源的环境起降。翼面台阶102将上翼面101分开，前缘喷管301、台阶喷管302和上翼面101共同组成升力单元，压气机501的压缩气流通过分岔的导管201分别导向前缘喷管301和台阶喷管302，然后流过上翼面101产生升力。上翼面101作为飞行器机身上部结构的一部分，没有悬臂梁结构，因而翼展长度不影响结构长度，再加上翼面台阶102扩展翼弦长度，可获得超大的翼面积。如果应用多级台阶喷管和更多的压气机，可以使飞行船达到数千吨的起飞重量。飞行船采用两侧布局，具有较大的长宽比，有利于减小前进阻力，飞行推进器701和操纵面703可使飞行船在不改变飞行状态或在飞行姿态变化较小的情况下获得较高的机动能力，同时，在本例中压气机501采用倾斜安装的方式，相比垂直安装，其附加升力效应较小，但有利于提高飞行船的机动性。

图26至28是实施例3碟形飞行器。碟形飞行器的升力单元采用周向布局方案，升力单元彼此连接成一个环形结构。上翼面101作为飞行器机身上部结构的一部分，没有悬臂梁结构，一道台阶喷管302将上翼面101分为内外两个环，内环由三台压气机501和导管201、前缘喷管301分别为100度的扇形机翼提供气流，外环由六台压气机501和导管201、台阶喷管302分别为50度的扇形机翼提供气流。一个内环喷管及其对应的翼面和其下游的两个台阶喷管及其对应的翼面共同组成一个逻辑上的升力单元，因此本例可以看作是由三个升力单元构成的周向布局。喷管导流片303可以左右偏转，提供偏航扭矩，和起降时调整飞行器位置所需的水平推力。从升力单元向下依次是客舱801、货舱802、机械和燃油舱803。碟形飞行器采用电传动，发动机、发电机和电力管理系统等布置在底部，通过电力驱动顶部的压气机。碟形飞行器的长宽比为一比一，具有较大的面容比，因而结构效率较高，对其运载的货物尺寸、外形限制较小。需要指出的是，扇形扩散的气流耗散较快，减小耗散的办法有两个，一是减小扇形扩散的角度，最小可至0度，这需要在周向布置更多数量的喷管，二是减小气流流经的弦长，这需要限制翼弦长度，或增大翼面台阶的密度，即减小机翼前缘、翼面台阶之间、翼面台阶与翼面台阶之间的长度。与实施例2飞行船类似，碟形飞行器也没有起落架，在水面或陆地的干船坞中起降。应用多级台阶喷管和更多的压气机，碟形飞行器可达到超大的结构尺寸和起飞重量。

飞行船和碟形飞行器不依赖机场，不仅突破了固定翼飞机的应用限制，还能连通海洋与陆地，并且不受港口、道路或铁路及其线路和车站的限制，在任意两点之间建立一站式运输连接，因而具有非常广阔的应用前景。

图29至30是实施例4单人飞行伞。如图29所示，单人飞行伞采用封闭布局，由一个环形翼的上翼面101和环形的前缘喷管301构成一个封闭的升力单元，喷管导流片303是固定的，只作为喷管和翼面的连接及加强结构，升力单元只能通过调节压气机501的功率而调节升力大小，没有其他控制机构。客舱801是开放的，位于升力单元下方，通过球形轴承705与升力单元连接，球形轴承705可以水平360度旋转，可以向任意方向摆动约10度。驾驶者坐在客舱801，用手拉动升力单元倾斜操纵环704可以使升力单元向任意方向倾斜，转动升力单元倾斜操纵环704时，可以使自身连同客舱801与升力单元反向旋转，升力单元的旋转不改变升力指向，对飞行没有影响，而驾驶者和客舱801的旋转相当于改变了机头指向。配合油门控制压气机升力单元的升力大小，单人飞行伞可以具备直升机所有的机动能力。单人飞行伞采用电传动方案，发动机布置在客舱801下面的机械和燃油舱803，由电力驱动顶部的压气机501，机械和燃油舱803下面是气囊起落架604。单人飞行伞是非常轻便的载人飞行器方案。

图31至32是实施例5微型无人机，它采用与实施例4相同的升力单元及布局方案。由三个直线电机707通过弹簧708拉动配重706，可以改变飞行器的重心，从而改变升力单元的倾斜角度，配合油门大小，可以实现除绕立轴旋转之外的直升机所有的机动能力。采用本方案的微型无人机不仅结构简单、控制简单，相对同等重量级别的其他无人机，其结构尺寸小、内部容积大，没有外露的旋翼，因而具有更好的安全性及适用性。

图33至36是实施例6水陆空三栖飞行器，它采用与实施例1飞行汽车类似的两侧布局方案，前缘喷管301和上翼面101组成一个升力单元，共有四个升力单元作为机身顶部结构沿纵轴两侧排列。机身整体为升力体造型。客舱801位于机身顶部中间，驾驶者通过登机梯607进入客舱801。压气机隐藏在机身内，通过压气机百叶窗608进气。起落架为自行车式，平衡轮603安装在登机梯607的末端。每侧的登机梯上都有两个挂架，悬挂式安装飞行推进器701和平衡气囊605。动力系统采用双动力方案，第一组发动机是内燃机或燃气轮机，采用电传动方案，发动机及发电机、电源管理系统等布置在机身内，由电力驱动两台压气机为四个升力单元提供气流是飞行器垂直起降和低速飞行，或驱动前驱动转向轮601和后驱动转向轮602在地面行驶，或驱动泵喷推进器702在水面行驶，第二组发动机是飞行推进器701，在此例中为冲压发动机，当飞行器由高空俯冲加速至0.6马赫时，飞行推进器701启动，可推动飞行器以超音速飞行，此时第一组发动机关闭，飞行器的升力来自机身升力体，尾翼709和腹鳍710为飞行器提供操纵力和稳定性。当飞行器以超音速飞行或在水面行驶时，登机梯607展开，起落架收起，起落架舱盖606关闭。平衡气囊605在水面行驶时充气膨胀，其他任何时候处于收缩状态。水陆空三栖飞行器是一种大气层内的全能型个人交通工具，其尺寸不超过一辆中型卡车。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。