一种产生更大升力的固定翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术，特别涉及一种产生更大升力的固定翼飞行器。

背景技术：

从飞行器出现的一百多年以来，固定翼飞行器产生升力的唯一来源就是机翼，流体从机翼上下表面经过而同时到达后部以产生升力；因流体从机翼上下表面的宽度方向经过、及机翼上下表面的弧形与平面之间很小差别，所以机翼产生的升力也不大。

在中国专利号2008100653341的名称为“一种运动装置”；专利号200910105982x的名称为“一种流体运动装置”；专利号us13864370的名称为“一种从内部产生更大升力的飞行器”；以及专利号为us8.448.892b3的名称为“一种以内部产生升力的飞碟”的专利中；均披露了一种从内部产生更大的升力来源。

但是，目前现有技术中，并没有出现一种在不增加额外动力的前提下，从减少流体阻力中，获得更大升力和推动力的固定翼飞行器。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明把机翼和机身上下部分别承受的不同方向的流体压力，统一改变为在其上部的、同一方向的流体压力，其压力方向与外界的压力方向相反而相互抵消，从而获得更大的升力和推动力。

传统动力装置包括固定翼飞行器运动中，克服流体阻力是最大的能源消耗，大约占总能耗的90％左右，而仅剩10％左右的实际的能源利用率。

因此本发明把机翼和机身上下部分别承受的不同方向的流体压力，统一改变为同一方向的流体压力而与外界的压力方向相反而相互抵消，因此、本发明更大的升力来源是从减少流体阻力中获得。

本发明所要解决的技术问题是：提供一种在不增加额外动力的前提下，可以显著的产生更大升力和推动力的固定翼飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种固定翼飞行器、包括机翼和发动机，所述机翼内设有流体通道，所述机翼的上表面设有至少两个的第一通气口与流体通道相通，所述发动机与流体通道相连通；设在所述机翼的下表面的第二通气口和/或通气管与机翼的上表面相通，以产生压力差和升力。

本发明采用的另一技术方案为：一种固定翼飞行器，包括机翼、及机翼排气口，所述机翼内设有流体通道，所述流体通道与设在机翼长度方向最远端的尾部排气口相连通，所述机翼的上表面设有至少两个的第一通气口与流体通道相通，设在所述机翼的下表面的第二通气口和/或通气管与机翼的上表面相通，以产生压力差和升力。

本发明采用的另一技术方案为：一种固定翼飞行器，包括壳体，及壳体尾部的排气口，所述壳体内设有流体通道与排气口相通，所述壳体的上半部设有至少两个的第一通气口，所述壳体的下半部设有至少两个的第二通气口，所述第一通气口与所述流体通道连通，所述壳体的下半部经由第二通气口将外界的高压力流体通过流体通道向壳体上半部产生的低压力流体转移压力差，以产生压力差和升力。

本发明的有益效果在于：

本发明把飞机行驶中产生的流体阻力，分解为机翼和机身上下部分别承受的不同方向的流体压力，然后统一改变为在其上部的、同一方向的流体压力，其上部的压力方向与外界的压力方向相反而相互抵消，从而获得更大的升力和推动力，本发明在不增加额外动力的状态中，可显著提高飞行器的载重量、飞行半径和运动速度，为飞行器未来的发展找到新的方向。

附图说明

图1为本发明实施例的固定翼飞行器的整体结构示意图；

图2为图1中机翼b-b向的剖面视图；

图3为图1中机翼a-a向的剖面视图；

图4为本发明实施例的固定翼飞行器的另一整体结构示意图。

标号说明：

1、飞机；101、上半部；102、下半部；103、内壳；104、外壳；105、壳体；106、排气口；2、机翼；201、上表面；202、下表面；203、高速流体层；204、压力差转移区；3、发动机；4、内部通道；5、流体通道；6、扰流装置；7、第一通气口；8、第二通气口；9、尾部排气口；10、通气管/通气口；11、压力微孔。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图予以说明。

本发明最关键的构思在于：把飞行器产生的流体阻力，即在机翼和机身上下部分别承受的不同方向的流体压力，统一改变为在其上部的、同一方向的流体压力，其压力方向又与外界的压力方向相反而相互抵消，从减少流体阻力中获得更大的升力和推动力来源。

请参照图1－图3所示；一种固定翼飞行器、包括机翼和发动机，所述机翼内设有流体通道，所述机翼的上表面设有至少两个的第一通气口与流体通道相通，所述发动机与流体通道相连通；设在所述机翼的下表面的第二通气口和/或通气管与机翼的上表面相通，以产生压力差和升力。

请参照图1－图3所示；一种固定翼飞行器，包括机翼、及机翼排气口，所述机翼内设有流体通道，所述流体通道与设在机翼长度方向最远端的尾部排气口相连通，所述机翼的上表面设有至少两个的第一通气口与流体通道相通，设在所述机翼的下表面的第二通气口和/或通气管与机翼的上表面相通，以产生压力差和升力。

请参照图1－图4所示；一种固定翼飞行器，包括壳体，及壳体尾部的排气口，所述壳体内设有流体通道与排气口相通，所述壳体的上半部设有至少两个的第一通气口，所述壳体的下半部设有至少两个的第二通气口，所述第一通气口与所述流体通道连通，所述壳体的下半部经由第二通气口将外界的高压力流体通过流体通道向壳体上半部产生的低压力流体转移压力差，以产生压力差和升力。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：

把飞行器产生的流体阻力通过在机翼内、或在飞行器壳体内设置流体通道，利用机翼的上下两个表面，或利用飞行器壳体的上下两个部分的第一、第二通气口与流体通道相通，利用它们之间产生的不同方向的流体压力，并转移为同一方向的流体压力，其压力方向又与外界的压力方向相反而相互抵消以产生升力，在不增加额外动力的状态中，可显著提高飞行器的载重量、飞行半径和运动速度，为飞行器未来的发展找到新的方向。

所述固定翼飞行器在包括机翼和发动机的情况下：

进一步的，还包括壳体，所述发动机设于所述飞行器的壳体的尾部，所述发动机的吸气口通过所述壳体的内部通道与所述流体通道相连通。

进一步的，流体经过所述机翼的上表面的长度方向，与流体经过所述机翼的下表面的宽度方向之间因路径不同，以产生压力差和升力。

进一步的，所述机翼的下表面设有第二通气口和通气管，至少两个的所述第一通气口的通气面积的总和，大于至少两个的第二通气口和通气管的通气面积的总和，所述第二通气口与流体通道连通；所述机翼的上表面和下表面之间通过通所述通气管连通。

进一步的，至少两个的所述第一通气口和第二通气口和通气管，分别局部或整体的分布于所述机翼上

进一步的，所述流体通道内设有延长流体通过的路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面或螺旋扰流条。

所述固定翼飞行器在包括壳体的情况下：

进一步的，还包括扰流装置；所述上半部的流体通道内设有延长流体通过的路径的扰流装置，所述扰流装置为凹凸扰流面或螺旋扰流条；至少两个所述第一通气口的通气面积的总和大于至少两个的第二通气口的通气面积的总和；至少两个的所述第一通气口和第二通气口分别局部或整体的分布于所述壳体上。

进一步的，还包括发动机；所述壳体的尾部设有发动机，所述发动机的吸气口与壳体的上半部的流体通道连通；所述壳体的上半部和上半部内的流体通道之间设有压力微孔；或所述壳体的上半部和上半部内的流体通道之间不相通；所述壳体的下半部的流体通道内设有使流体不畅通的障碍物使其流速减缓。

请参照图1－3图所示、本发明的实施例一为：

本实施例的固定翼飞行器为一种飞机，包括飞机1、机翼2和发动机3；在飞机1的左右机翼2的内部设有流体通道5，流体通道与机翼上表面均布的多个第一通气口7相通，在飞机的尾部设有发动机3，发动机3的吸气口通过飞机壳体105后部的内部通道4，与机翼2内的流体通道5以及机翼上表面201的多个第一通气口7相通。

机翼上表面201和下表面202之间通过均布的至少两个通气管10相互连通，在流体逐步经过机翼上下表面的过程中，在流体还没到达机翼后部汇合时，在此过程中、使机翼下表面产生的低流速、高压力的流体，逐步经过多个通气管10向上表面的高速流体层203转移压力差。

第一通气口7的通气面积大于通气管10的通气面积，使机翼下表面的低流速产生的高压力通过多个均布的第一通气口7，向上表面的高速流体层203转移压力差。

进一步地，发动机3的吸气口，通过飞机壳体105后部的内部通道4与机翼2内的流体通道5相通，而内部通道4可以是管道，也可以是在飞机壳体后部的内外壳之间形成的内部通道4、或其它通道，这是本领域常见技术。

当飞机飞行时，发动机3产生强大吸力通过整个机翼的上表面201均布的多个较大的第一通气口7，把流体高速的吸入机翼2的流体通道5内，使机翼2的上表面201的第一通气口7附近、以至各第一通气口附近、以至整个机翼上表面和流体通道5内，在发动机强大吸力状态中形成内外两层彼此相通的、流速大致相同的高速流体层203，显而易见、通过对发动机的控制使高速流体层的流速，很容易比传统机翼上表面很小的弧面的流速至少要快十多倍，因此产生比传统机翼大十多倍的升力来源。

进一步地，机翼上下表面产生十多倍的压力差，使机翼下表面承受外界的低流速产生的高压力产生的流体阻力，必然通过在整个下表面202均布的多个通气管10，必然向机翼的上表面201的高速流体层203产生的高流速低气压瞬间转移压力差，于是十多倍的压力差在机翼的整个上表面201瞬间形成压力差转移层204，使整个机翼的上表面都形成由内向外，由下向上方向的压力差，其压力方向、与上表面的外界的流体压力方向相反，而十多倍的流体压力、与外界的压力方向相反而相互抵消，至少可以抵消大部分机翼上表面的外界的压力。

因此、把机翼上下表面承受着不同方向的流体压力，通过十多倍的压力差通通转变为同一方向的、从下向上的更大流体压力，然后统一集中在流体通道和机翼上表面共同形成的的高速流体层，而形成的压力差转移层204上，其压力方向、与外界的压力方向相反，从而相互抵消，相互抵消多少外界的流体压力，就减少多少流体阻力、节约多少能源。

显而易见，机翼上下表面之间产生十多倍的压力差，可以减少机翼产生的大部分流体阻力。

进而，机翼上表面的压力差转移区与外界相互抵消多少流体压力、就从减少多少流体阻力中产生多少升力来源，使机翼顺着压力差产生向上的流体压力的推动下瞬间的上升，机翼上下表面之间瞬间向上转移速度多快、飞机瞬间的上升速度就有多快，由此产生更大升力来源。

显而易见的，此时机翼的上表面201是发动机的唯一进气来源，强大的吸力使流体通道内及上表面201壳体上共同形成高速流体层203，而高速流体层203的流速极快，比自然状态下表面202流速快得多，通过发动机的控制，很容易使其流速比传统机翼上表面微小的弧面产生的流速快若干倍，十多倍、甚至几十倍都很容易能做到，因此压力差转移层204产生比传统机翼大至少十倍的压力差，推动机翼向上瞬间位移多少距离就使飞机上升速度多快，就获得多少升力来源；因此、“机身或/和机翼壳体的上下部相通，使下部的低压力向上部的高压力转移压力差的方向与外界的压力方向相反而相互抵消，由此产生升力来源。”

其中，本发明产生的升力来源与传统机翼不同是：在流体还没有同时到达机翼后部汇合时，在流体逐步经过机翼上下表面的过程中，而逐步使机翼产生升力。

其中，本发明产生的升力来源，把机翼下表面与上表面分别产生不同的流体压力，通过通气管与上表面相通，因为高压力必然向低压力转移压力差，所以机翼下表面产生的低流速且高压力的流体，通过压力差必然向上表面产生的高流速且低压力的流体转移压力差，进而产生本发明的升力来源。

其中，本发明把机翼承受的流体阻力，分解为下表面与上表面分别不同方向承受的流体压力。

首先、机翼下表面产生的低流速且高压力的流体通过均布的多个通气管，必然向上表面的高速流体层203产生的低压力转移压力差，因为在压力差的作用下，下表面通过均布的多个通气管，很容易把自身大部分的流体压力转移到上表面而形成压力差转移区，由此使机翼下表面的流体阻力显著减少。

其次、机翼上表面的压力差转移区204，把机翼下上表面承受的分别不同方向流体压力，转变为同一方向的、从下向上而更大的流体压力，统统集中在机翼上表面上，其压力方向与上表面的外界流体压力方向相反、而相互抵消，从而相互抵消多少流体压力，就使上表面减少多少流体阻力。

由此、把机翼下上表面承受的分别不同方向流体压力，转变为同一方向的流体压力，通过上表面和下表面分别减少多少流体阻力，就使机翼减少多少流体阻力而节约多少能源，就从减少多少流体阻力中获得了多少本发明第一升力来源，这是一一对应的相互关系。

其中，通常机翼占飞机迎风面的面积至少70％左右，而本发明把机翼上下表面分别产生不同方向的流体阻力，统一转变为在机翼上表面的同一方向的更大流体阻力，而与上表面外界的流体压力方向相反而相互抵消，由此使机翼的流体阻力显著的减少，从而节约更多的能源，因此、从减少流体阻力中获得更大第一升力来源。

本发明是从减少流体阻力的角度出发、而获得更大的升力来源，不但减少了流体阻力，同时获得更大的第一升力来源。

进一步地，在机翼下表面均布多个较小的第二通气口8与流体通道5相通，进而，通过流体通道与机翼上表面的多个第一通气口7相通，使机翼下表面的低流速产生的高压力，必然向上表面及流体通道共同产生的高速流体层203转移压力差。

进一步地，机翼下表面低流速产生的高压力的流体，分为两部分向机翼上表面的高速流体层转移压力差，其中、一部分流体经过第二通气口8向高速流体层203转移压力差；另一部分流体经过通气管向高速流体层203转移压力差。

进一步地，机翼下表面通过第二通气口8和/或通气管与机翼上表面相通，由此使机翼下表面的低流速产生的高压力向上表面及流体通道共同产生的高速流体层203转移压力差。

进一步地，因为第二通气口和通气管，其作用不是为了吸入更多流体，而是转移压力的通口，所以其通气口不宜大，其作用是把机翼下表面及外部流体低流速而产生的高压力，均匀的通过第二通气口和/或通气管向上表面的高速流体层203转移压力差，所以第一通气口的通气面积大于第二通气口和通气管的通气面积，甚至大于很多。

进一步地，第一通气口在机翼的上表面的局部或整体设置，即可在机翼的前部、中部、后部、或机翼所需的局部或整体设置，从而在机翼所需的局部或整体的区域形成压力差转移层204，而产生升力来源。

其中，流体从前向后逐渐经过机翼上下表面的过程中，而还没有同时到达后部时产生升力，在此过程中、流体从机翼下表面经过而产生的低流速、高压力，逐渐通过多个第二通气口和/或通气管10，向上表面的高速流体层203产生的高流速、低压力转移压力差，使流体从前向后经过机翼的过程中而逐渐产生的第一升力来源；与流体经过传统机翼上下表面不同路而同时到达其后部时才能产生升力不同。

进一步地，本发明与传统机翼相同是：当流体经过机翼上下表面不同路而同时到达其后部时而产生压力差；而本发明与传统机翼不同是；机身与机翼上表面在动力作用下形成的高速流体层203，显而易见比下表面202在自然状态中的低流速快得多，因此上下表面的之间产生比传统机翼更大的压力差，从而产生更大的升力来源；因此、“流体从飞行器上下部的不同路径经过而同时到达后部，因机身或/和机翼壳体的上部和流体通道共同形成的高速流体层与其下部的低流速之间，产生的压力差为更大的第二次产生的升力来源”。

本发明的升力来源与传统机翼一样，流体经机翼上下表面不同路径而同时到达后部时产生升力。而不同之处在于：

1、本发明上述的机翼内的流体通道与上表面在发动机的强大吸力状态中形成高速流体层，与下表面在自然状态中的流速之间产生更大的压力差，从而产生更大的升力来源；

2、传统机翼上表面的弧面下表面为平面之间的微小差别，不可能产生本发明的高速流体层203，也就不可能产生本发明所述的升力来源。

由于第一、第二次升力来源都是在动力作用下，使机翼上下表面产生更大的压力差，所以不论第一次升力来源或第二次升力来源，都分别比传统机翼上下表面为弧面和平面之间的微小差别所产生的升力来源大得多。

请参照图1-图3，本发明的实施例二为：

本实施例的固定翼飞行器，与实施例1不同是：去掉发动机3和内部通道4，在机翼内的流体通道5中设有延长流体通过路径的扰流装置6，流体通道与在机翼长度方向的最远端设置的尾部排气口9相通，把流体通道内的高速流体从机翼尾部排气口9向外排出。

在机翼上下表面通过通气管相通或/和下表面的第二通气口与流体通道相连通；设在机翼上表面201的多个第一通气口7通过机翼2内部的流体通道5和机翼尾部的排气口9相通，扰流装置6为：凹凸于表面的扰流面或螺旋扰流条。

进一步地，由于流体通道5与机翼上表面的多个第一通气口7相通，而流体通道5与设在机翼壳体的长度方向的最后部、即最远端的机翼尾部的排气口9相通，因此当飞行器飞行时，流体从机翼的上下表面经过，使流体经过机翼下表面202时从机翼宽度方向经过、而经过机翼上表面201时从机翼长度方向经过，而通常机翼在长宽方向之间距离差平均相差多倍，因此流体经过机翼上表面长度方向的路径，比经过机翼下表面宽度方向的路径增加多倍，从而产生比传统机翼更大的第三升力来源。

当飞行器飞行时，流体从机翼的上下表面经过，流体通道5内设有扰流装置6使流体通道内的流速加快，同时流体从在机翼上表面长度方向设置的流体通道经过，又再次加快其流速从尾部排气口9向外排出高速流体，而从机翼尾部排气口9向外排出大量的高速流体、并产生一定的推动力。

此时流体从机翼上表面的长度方向比下表面从宽度方向经过的路径大多倍，其流速快多倍，流体通道5内因设有扰流装置6又使其流速快多倍，通过机翼的上表面201均布的多个较大的第一通气口7把流体高速的吸入流体通道5内，使上表面201的各第一通气口7附近、以至整个机翼上表面201和流体通道5内形成高速流体层203，与机翼的下表面202的低流速之间产生很大压力差，于是下表面202低流速产生的高压力，必然通过均布的多个第二通气口和/或通气管向上表面的高速流体层203转移压力差，于是在机翼的整个上表面201瞬间形成压力差转移区204，由此产生更大的第一、第二、第三次升力来源。

进一步地，优选扰流装置6为条形、外表面为螺旋形的多个螺旋扰流条均布在机翼长度方向的流体通道内，使流体围绕在每个螺旋扰流条的周围一圈又一圈的经过，至少又可以再延长多倍流体通过的路径，又使机翼的上下表面产生比传统机翼大多倍的升力来源；“流体经过机翼下表面的宽度和上表面的长度方向时，因流速不同而产生压力差和升力来源。”

传统机翼因流体同时从机翼的上下表面的宽度方向经过，而机翼上表面为弧面与下表面为平面之间很小差异，所以产生的压力差不大产生的升力也很小。

而本发明流体从机翼上表面的长度方向经过的路径，比从机翼下表面宽度方向的路径相差多倍，从而产生比传统机翼大多倍的第三升力来源。

进一步地，去掉扰流装置6，因为机翼在长宽方向之间距离差平均相差多倍，所以机翼的上下表面之间也能产生多倍的压力差，从而产生更大的第三次升力来源。因此、本发明的第一、第二、第三升力来源，共同形成飞行器的更大升力来源。

请参照图1-图4，本发明的实施例三为：

本实施例的固定翼飞行器，与实施例2不同是：飞机的机身也能产生升力；其中，飞机的壳体105包括内壳103和外壳104，在外壳和内壳之间为环绕四周的流体通道5，流体通道与壳体后部的排气口106相通；在飞机上半部101的外壳上设有多个第一通气口与的流体通道5相通，在下半部102的外壳上设有多个第二通气口8与流体通道5相通，在飞机上半部和下半部的流体通道之间设有多个压力微孔，其作用把上半部和下半部的流体通道相对的分开，并把下半部流体通道内产生的高压力，通过均布的压力微孔向上半部流体通道产生的低压力转移压力差。

其中、在上半部101的流体通道内设有延长流体通过路径的扰流装置6；在下半部102的流体通道5内设有使流体不畅通的障碍物105使其流速减缓，

其中，第一通气口的通气面积大于第二通气口和压力微孔的通气面积，甚至大于很多；第二通气口的进气面积大于压力微孔的进气面积，甚至大于很多。

当飞机飞行时，因上半部的流体通道5内设有扰流装置6，使其流体快于壳体105外部大约等于同于飞机速度的流速很多，进而通过上半部均布的多个较大的第一通气口7，把壳体外的更多流体高速的吸入流体通道5内，使上半部101壳体上和流体通道5内共同形成高速流体层203。

在飞机下半部102的壳体上均布的多个较小的第二通气口8使少量流体进入流体通道5内，同时在流体通道5内设有使流体不畅通的障碍物105，进而又使其流速更慢，因此下半部流体通道内的流速，慢于壳体外部大约等同于飞机速度的流体的流速，更慢于上半部的流速很多。因此下半部壳体外部与其内的流体通道内之间因流速不同而产生压力差，其压力方向与外部的流体压力的方向相反而相互抵消，相互抵消多少压力，就减少下半部多少流体阻力。

而下半部流体通道内的低流速而产生的高压力，通过多个压力微孔必然向上半部流体通道内的高速流体层203产生的低压力转移压力差，于是在上半部的外壳表面瞬间形成压力差转移区204，其压力方向与上半部的外部压力方向相反而相互抵消，相互抵消多少压力、就减少多少流体阻力、就节约多少能源、

因此，飞机下半部流体通道与上半部流体通道内之间产生压力差，而在上半部101形成压力差转移区204与外部的流体相互抵消；使飞机行驶中的流体阻力显著减少。

进一步的，因为高压力必然的向低压力转移压力差，所以本发明把飞机的机身壳体承受下半部与上半部分别不同方向产生的流体压力，通过流体通道而通通集中转变为同一方向的、从下向上的更大流体压力、统一集中在壳体上半部101的高速流体层203而形成压力差转移区204，其压力方向与上半部外界的流体压力方向相反而相互抵消，从而相互抵消多少流体压力、就减少多少流体阻力、就节约多少能源，这是一一对应的相互关系。

进一步地，飞机下半部102壳体内外形成的低流速而产生的高压力，必然向上半部10壳体内外形成的高速流体层产生的低压力转移压力差，由此获得本发明的第一、第二升力来源。

请参照图1-图4，本发明的实施例四为：

与实施例三不同是：去掉扰流装置6、飞机壳体105内的流体通道5与壳体后部的发动机3的吸气口相通。

请参照实施例三，当飞机飞行时，发动机产生的强大吸力从上半部均布的多个较大的第一通气口7，把更多流体高速的吸入上半部的流体通道5内，使上半部的壳体表面和流体通道5内共同形成两层相通的、流速大致相同的高速流体层203；因为在飞机上半部和下半部的流体通道之间设有多个压力微孔，从而相对阻挡发动机产生的吸力从下半部的流体吸入上半部内，同时上半部壳体为开放的，通过均布的多个较大的第一通气口7使更多流体进入流体通道内，而压力微孔在此状态中吸入下半部的流体极少而忽略，因此，很容易使上半部壳体和流体通道形成流速更快的高速流体层203。

飞机下半部通过均布的多个第二通气口使较少的流体进入流体通道内，流体通道5内设有使流体不畅通的障碍物105又使其流速减缓，进而通过压力微孔11把下半部低流速产生的高压力向上半部的高速流体层203转移压力差，由此获得更大的第一升力来源和第二升力来源。

请参照图1-图4，本发明的实施例五为：

与实施例四不同是：发动机3的吸气口通过机身壳体105内的流体通道5与机翼内的流体通道5相通；机翼的上下表面通过通气管10相连通。

在发动机的强大吸力作用下，很容易通过流体通道使壳体上半部和机翼上表面形成比飞机的外部周围流速快十多倍的高速流体层203，与壳体的下半部与机翼下表面产生的低流速高气压之间，因流速不同而产生压力差；其中、机翼下表面产生的高压必然通过多个均布的通气管10，向上表面的高速流体层产生的低气压转移压力差。

飞机壳体下半部的流体通道内产生低流速高压力的流体，通过均布多个的压力微孔11，向上半部流体通道内产生的高速流体层的低气压转移压力差；即把飞机上半部和下半部分别承受的不同方向的流体压力，通过流体通道转变为同一方向的、从下向上而累加成多倍的更大流体压力，统一集中在流体通道和相通的壳体上半部和机翼上表面从而产生十多倍的压力差转移层204，其压力方向与飞机上部的外界流体压力方向相反而相互抵消，使飞机行驶中的流体阻力显著的减少，同时又获得本发明的第一次升力来源和第二次升力来源。

进一步地，在飞机上半部101与下半部102的流体通道之间不相通，上半部在发动机强大吸力状态中，与下半部在自然状态中因流速不同，而产生更大的压力和升力。

请参照图1所示，本发明的实施例六为：

与实施例1-5不同的是，去掉机翼内的流体通道5，在机翼的上表面201和下表面202之间通过均布的多个通气口10相连通；通过公知常识可知:机翼上表面的流速大于下表面而产生压力差和升力，而产生升力并不能减少流体阻力；虽然机翼上下表面的弧面和平面之间产生的压力差不大，但毕竟产生一些压力差，因此在压力差的作用下使下表面产生的低流速高压力，很容易通过多个均布的通气口10向上表面的产生的高流速低压力转移压力差；因此上表面和下表面分别承受不同方向的流体压力，统统改变为上表面在上同一方向的压力差转移区204，而其压力方向与上表面的外界压力方向相反而相互抵消，使机翼的流体阻力减少。

进一步地，在机翼上表面和下表面之间的，前部、中部、后部、或所需的局部或整体通过多个通气口10相连通。

综上所述：本发明把机翼和机身上下部分别承受的不同方向的流体压力，统一改变为在其上部的、同一方向的流体压力，其压力方向与外界的压力方向相反而相互抵消，从而获得更大的升力和推动力。因此、本发明在不增加额外动力的状态中产生更大升力和推动力，本发明解决的技术问题如下：

1、机身或/和机翼壳体的上下部相通，使下部的低压力向上部的高压力转移压力差的方向与外界的压力方向相反而相互抵消，由此通过减少流体阻力来产生升力，进一步地通过减少流体阻力来转变为推动力来源。

2、流体从飞行器上下部的不同路径经过而同时到达后部，因机身或/和机翼壳体的上部和流体通道共同形成的高速流体层与其下部的低流速之间，产生的压力差为更大的升力来源。

3、流体经过机翼下表面的宽度和上表面的长度方向之间，因流速不同而产生压力差和升力来源。

本发明发现飞行器的第一、第二、第三次升力来源，共同形成飞行器的更大升力来源，因此在不增加额外动力的状态中，可显著提高飞行器的载重量、飞行半径、和运动速度，为飞行器未来的发展开辟全新的方向。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等同变换，或直接或间接运用在相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。