本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种从流体连续性中产生推动力的运动装置和产生更大升力的飞行器。
背景技术：
飞行器发展至今有一百多年，存在固定翼飞行器因机翼上表面的弧形与下表面的平面之间微小差别，所以产生的升力不大的技术问题。
流体经过机翼的上下表面不同路径而同时到达后部而产生升力，其中，是什么“力量”使经过机翼的上表面流体不得不加快速度才能与下表面流体同时到达后部。
更为重要的是：对于运动装置产生的正向，侧向，及后部负压区的流体阻力，是分别而不是整体的对待；由此流体阻力形成运动装置的最大的能源消耗，而实际能源利用率非常低。
进一步的，人们从观察飞鸟的翅膀从而发现飞机的机翼结构；因此飞鸟的翅膀与机翼的结构有直接的，密切的关系。
另外，本申请的发明人在已授权的美国专利号为us8.448.892b3，名称为“一种以内部产生升力的飞碟”及专利名称为“一种产生更大升力和推动力的大型飞机”的发明专利中公开：运动装置被封闭在大负压区内会产生更大的流体阻力，而阻挡流体洞口封闭使流体阻力显著减少，以及从内部产生更大的升力来源。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是：提供一种从流体连续性中获得更大推动力的运动装置以及从流体连续性中获得更大升力的飞行器。
首先，人们从观察飞鸟的翅膀结构，从而发现飞机的机翼结构；尤其是“鹰”在经过亿万年的进化中，逐渐发展成非常完美的翅膀结构，也是飞鸟中公认损失能耗最小,飞行速度最快的翅膀结构。鹰翅膀上表面的前大半部分为多层羽毛的排列结构形状，是把经过的流体引向翅膀上表面长度方向经过，而在翅膀上表面的后小半部分的羽毛层数明显减少直至到尾部的单层羽毛的排列结构形状，是把流体引向从翅膀的宽度方向经过，因此翅膀上表面的前后部在长度和宽度之间路径不同，流速不同而产生压力差，其压力方向，为从后向前与运动同方向而产生推动力。
其次“鹰”翅膀上表面的羽毛排列结构还可以通过自身的微调，把从翅膀上表面经过的流体大部分引向长度方向经过，同时，在鹰翅膀下表面的羽毛的排列结构形状，是把流体引向从翅膀宽度方向经过，因此通过流体连续性，在鹰翅膀的上下表面之间，因流体从长宽方向经过的路径不同，流速不同而能同时到达后部，而产生更大的压力差和升力。因此“鹰”的翅膀结构具备上述特点，所以其能源利用率，灵活机动性远远超过现在任何的飞机。本发明就是模仿“鹰”翅膀的羽毛排列结构，由此产生一种更大升力和推动力的飞行器。
在上述基础上，发明人经多年研究发现：运动装置被封闭在大负压区内，而大负压区内产生的负压力来保持了流体的连续性，因此流体连续性是把运动装置产生的正向，侧向，后部负压区，以及外部不同压力方向的流体相互连接在一起，通过压力的叠加形成更大流体阻力在同一方向的大负压区。
值得一提，公知常识中后部负压区仅仅是吸住运动装置壳体后部而产生负压阻力，而流体连续性通过各种压力的叠加而产生的大负压区，犹如一张无形的大网把运动装置封闭其内，从头到尾的紧紧的缠住整个运动装置壳体的四周，把整个运动装置在向后方向紧紧拉住，显而易见，其压力方向与运动装置的运动方向相反，从而产生很大的流体阻力形成在同一向后方向的大负压区。因此，流体连续性使整个运动装置封闭在大负压区内部而产生的负压力，在负压力产生的很大的吸力的作用下，从头到尾的紧紧的吸住整个运动装置壳体的四周，在负压力的作用下使流体经过壳体周围不同路径而同时到达后部，才能保持大负压区内流体的连续性。
因此形象地比喻大负压区犹如一个封闭的负压口袋，把机翼装入负压口袋内产生升力，也把整个运动装置装入负压大口袋内而产生更大的流体阻力。
为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
一种飞行器，包括机身和机翼，所述机翼与机身固定连接，所述机翼上表面的前部和/或中部分别设有用于延长流体流通路径的第一开放通道，所述第一开放通道从所述机翼靠近机身的一侧向至所述机翼远离机身的一侧的端面，所述第一开放通道为凹形通道或凸形通道，使流体经过机翼上表面在长度和宽度方向之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差，也使机翼上下表面之间的流速不同而产生更大升力。
本发明采用的另一技术方案为：
一种飞行器，包括机身，所述机身的前部设有至少一个的用于延长流体流通路径的第二开放通道，所述第二开放通道为凹形通道或凸形通道，使流体经过机身前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差。
本发明采用的另一技术方案为：
一种飞行器，包括机身、机翼和发动机，所述机翼与机身固定连接，所述发动机固定设置于所述机身的尾部，所述机身内设有第一进气通道，所述机翼上表面的前部和/或中部设有导入口，所述机翼内设有第二进气通道，所述第二进气通道分别与所述导入口和第一进气通道连通，所述发动机包括吸气口，所述吸气口与第一进气通道连通，使流体经过机翼上表面的前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差，也使机翼上下表面之间的流速不同而产生更大升力。
本发明采用的另一技术方案为：
一种运动装置，包括壳体，所述壳体的前部设有至少一个的用于延长流体流通路径的第二开放通道，所述第二开放通道为凹形通道或凸形通道，使流体经过壳体前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差。
本发明的有益效果在于：
(1)在机翼上设置第一开放通道使流体经过机翼上表面在长度和宽度方向之间，因流速不同而产生从后向前与运动方向相同的的压力差，同时机翼上下表面流体分别从长宽度方向经过之间，因流速不同而产生的压力差为升力来源。
进一步的，飞机前部的流速大于其后部流速，也大于后部负压区的流速，使飞机前后两端之间流速不同，因为流体的连续性而无论壳体有多长，并在其壳体的长度方向，产生从后向前与运动方向相同的的压力差，并瞬间到达前部迎风面，而其压力方向，与前部迎风面的流体产生的压力方向相反，而相互抵消，相互抵消多少流体压力，就减少多少流体阻力，就获得多少本发明的第一推动力来源。
(2)在机身前部设置第二开放通道来延长流体通过路径，使其前部的流速大于后部，在自然状态中使机身前部与后部之间产生从后向前方向的压力差，其压力方向与飞机的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反，因此通过减少或阻挡正向，侧向流体压力从前向后方向与后部负压区会合，减少封闭的负压口袋内部的流体压力，减少或阻挡流体压力的叠加，因此通过减少流体阻力从流体连续性中获得更大推动力来源。
(3)机翼上表面的导入口经过第一进气通道和第二进气通道与机身后部的发动机直接相连通，使飞行器在整体结构上从产生升力到产生推动力两大功能有机的结合起来，这种优化结构不但产生更大升力，还能产生更大的推动力，由此产生一种高速节能的飞行器。
附图说明
图1为本发明的飞行器的整体结构示意图；
图2为图1中的飞行器的机翼的剖视图；
图3为本发明的飞行器的另一整体结构示意图。
标号说明：
1、机身；11、第二开放通道；12、第一进气通道；2、机翼；21、机翼上表面；22、机翼下表面；211、前部；212、中部；213、后部；214、第一开放通道；
2141、凹形通道；2142、凸形通道；215、第三开放通道；216、扰流体；217、导入口；218、第二进气通道；219、扰流面；3、发动机；4、控制机构；5、负压口袋；51、负压区；6、正压区。
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：在机身或者机翼上表面前部和/或中部设置用于延长流体流通路径的开放通道，与后部之间因流速不同，而产生从后向前方向与运动方向相同的压力差，也使机翼或机身上下表面之间因流速不同而产生更大的压力差和升力。
请参照图1及图2，一种飞行器，包括机身1和机翼2，所述机翼2与机身1固定连接，所述机翼上表面21的前部211和/或中部212分别设有用于延长流体流通路径的第一开放通道214，所述第一开放通道214自所述机翼2靠近机身1的一侧向所述机翼2远离机身1的一侧延伸，所述第一开放通道214为凹形通道2141或凸形通道2142，使流体经过机翼上表面21在长度和宽度方向之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差，也使机翼上下表面之间的流速不同而产生更大升力。
从上述描述可知，本发明的有益效果在于：在机翼上设置第一开放通道使流体在自然状态中经过机翼上表面在长度和宽度方向之间，因流速不同而产生从后向前方向的压力差，也使机翼上下表面之间因流速不同而产生更大的压力差和升力。
同理飞机在自然状态中前部的流速大于其后部流速，也大于后部负压区的流速，使飞机前后两端之间流速不同，因为流体的连续性而无论壳体有多长，并在其壳体的长度方向，产生从后向前方向的压力差并瞬间到达前部迎风面，而其压力方向，与前部迎风面的流体产生的压力方向相反，而相互抵消，相互抵消多少流体压力，就减少多少流体阻力，就获得多少本发明的第一推动力来源；同时机翼上下表面流体分别从长宽度方向经过之间，因流速不同而产生的压力差为升力来源。
本发明涉及的另一技术方案为：
一种飞行器，包括机身，所述机身1的前部设有至少一个的用于延长流体流通路径的第二开放通道11，所述第二开放通道11为凹形通道或凸形通道，使流体经过机身1前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差。
由上述描述可知，在机身前部设置第二开放通道来延长流体通过路径机，使其前部的流速大于后部，在自然状态中使机身前部与后部之间产生从后向前方向的压力差，其压力方向与飞机的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反，因此通过减少或阻挡正向，侧向流体压力从前向后方向与后部负压区会合，减少封闭的负压口袋内部的流体压力，减少或阻挡流体压力的叠加，因此通过减少流体阻力从流体连续性中获得更大推动力来源。
进一步的，所述第二开放通道11的形状为螺旋形。
由上述描述可知，螺旋形的第二开放通道使流体围绕在机身前部螺旋形周围一圈又一圈的经过，而延长更多流体通过的路径。
进一步的，所述凹形通道2141为机翼上表面21或机身1上表面向下凹陷形成，所述凸形通道2142为机翼上表面21或机身1上表面向上凸起形成；所述凹形通道2141的开口与机翼上表面21或机身1上表面持平，所述凹形通道2141的宽度自凹形通道2141的开口向凹形通道2141的底面方向逐渐增大。
进一步的，还包括用于延长流体流通路径的扰流体216，所述扰流体216的形状为三角形、圆形、菱形、梯形、橄榄形、螺旋形或弧形，所述凹形通道2141的底部和/或内侧壁上分别设有所述扰流体216，两个以上的所述扰流体216形成所述凸形通道2142。
由上述描述可知，扰流体的形状可以根据需要进行选择，扰流体的位置和数目也可以根据需要进行设置。
进一步的，还包括控制机构4，所述机翼包括蒙皮，所述控制机构4用于改变蒙皮的形状形成所述第一开放通道214。
由上述描述可知，通过控制机构可以很方便地控制蒙皮的形状，得到想要的第一开放通道的形状。
进一步的，所述机翼上表面21的后部213和机翼下表面22上分别设有第三开放通道215，所述第三开放通道215沿机翼的宽度方向延伸，所述第三开放通道215为凹形通道2141或凸形通道2142。
由上述描述可知，第三开放通道使机翼上表面在前后方向之间，及机翼上下表面之间因流速不同而产生更大的压力差。
如图3所示，本发明涉及的另一技术方案为：
一种飞行器，包括机身1、机翼2和发动机3，所述机翼2与机身1固定连接，所述发动机3固定设置于所述机身1的尾部，所述机身1内设有第一进气通道12，所述机翼上表面21的前部211和/或中部212设有导入口，所述机翼2内设有第二进气通道218，所述第二进气通道218分别与所述导入口217和第一进气通道12连通，所述发动机3包括吸气口，所述吸气口与第一进气通道12连通，使流体经过机翼上表面21的前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差，也使机翼上下表面之间的流速不同而产生更大升力。
由上述描述可知，机翼上表面的导入口经过第一进气通道和第二进气通道与机身后部的发动机直接相连通，使飞行器在整体结构上从产生升力到产生推动力两大功能有机的结合起来，这种优化结构不但产生更大升力，还能产生更大的推动力，由此产生一种高速节能的飞行器。
进一步的，所述第二进气通道218内设有用于延长流体流通路径的扰流面219，所述扰流面219的形状为螺旋形。
由上述描述可知，螺旋形的扰流面可以更多的延长流体通过的路径，使机翼上下表面之间产生更大的压力差和升力。
本发明涉及的另一技术方案为：
一种运动装置，包括壳体，所述壳体的前部设有至少一个的用于延长流体流通路径的第二开放通道，所述第二开放通道为凹形通道或凸形通道，使流体经过壳体前后部之间的流速不同而产生与运动方向一致的压力差。
由上述描述可知，在壳体前部设置第二开放通道来延长流体通过路径机，使其前部的流速大于后部，在自然状态中使壳体前部与后部之间产生从后向前方向的压力差，其压力方向与运动装置的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反，因此通过减少或阻挡正向，侧向流体压力从前向后方向与后部负压区会合，减少封闭的负压口袋内部的流体压力，减少或阻挡流体压力的叠加，因此通过减少流体阻力从流体连续性中获得更大推动力来源。
进一步的，所述凹形通道为壳体上表面向下凹陷形成，所述凸形通道为壳体上表面向上凸起形成，所述凹形通道的开口与壳体表面持平，所述凹形通道的宽度自凹形通道的开口向凹形通道的底面方向逐渐增大。
进一步的，还包括用于延长流体流通路径的扰流体，所述扰流体的形状为三角形、圆形、菱形、梯形、橄榄形、螺旋形或弧形，所述凹形通道的底部和/或内侧壁上分别设有所述扰流体，两个以上的所述扰流体形成所述凸形通道或凹形通道，所述凹形通道和/或凸形通道设在均匀排列多个扰流体的壳体上面。
进一步的，所述运动装置为船，在船吃水线下的壳体前部的左右两侧面上分别设有所述的第二开放通道及扰流体。
进一步的，所述运动装置为火车，在火车壳体的前部分别设有所述的第二开放通道及扰流体，所述第二开放通道的形状为螺旋形。
进一步的，所述运动装置为汽车，在汽车壳体前部的上部、下部及左右两侧的至少其一的壳体上分别设有所述的第二开放通道及扰流体。
由上述描述可知，运动装置可以是穿、火车或汽车中的任意一种。
本发明可以达到的有益效果如下：
一、从流体连续性中获得更大升力来源
1、第一升力来源
发明人进一步的发现围绕在机翼周围的负压力产生的很大的吸力来保持封闭大负压区内流体的连续性，才能使从机翼上表面经过的流体不得不加快速度，与下表面的流体经过不同路径而同时到达后部来产生升力。因此，流体产生连续性是有动力来驱动的，其驱动力是负压力，通过负压力才能保持流体所谓连续性,因此保持流体连续性的驱动力来源被发现。
流体连续性产生第一升力来源如下：
“机翼从流体中挤压经过而被封闭在大负压区内，在负压力的作用下保持了在大负压区内流体的连续性，使流体通过机翼的上下表面不同的路径而同时到达后部来产生升力”。
其中，流体不是从机翼周围经过产生连续性，而是机翼从流体中挤压经过而产生连续性，两者之间从表面上来看都差不多，但流体运动状态完全不同。从宏观的说，机翼从流体中挤压经过后流体又恢复原来相对平衡的过程，是机翼产生流体连续性的过程。
具体的，体连续性产生的过程是：由于机翼后部负压区产生的负压力紧紧的吸住壳体的后部区域，而后部负压区产生向前方向的吸力的范围并不是全封闭的，必然顺着后部壳体周围，把从前向后方向运动的正向，侧向及外部的流体吸入，并相互连接在一起共同形成封闭的负压口袋，把整个机翼装入封闭的负压大口袋内，而负压口袋内的负压力产生的吸力，使经过机翼的上表面流体不得不加快速度来保持负压口袋内的流体连续性，才能与下表面流体同时到达后部，由此产生第一升力来源。
因此，本发明第一升力来源与公知常识的根本区别在于：在负压口袋内的负压力作用下，才能保持流体的连续性。由此可见，保持流体连续是有动力来驱动的，其驱动力是负压力。
2、第二升力来源
“封闭在大负压区内的机翼周围形成的负压区，与外界周围的正压区之间产生的压力差为升力来源”。
根据自然规律，高压力必然向低压力转移压力差。因此机翼周围的流体在向外方向逐渐减慢，直到等同于外界更大范围的环境流速的正压区产生的低流速和高压力，必然从四面八方涌向负压口袋的负压区产生高流速低压力的周围，从而正负压之间流速不同而产生向上方向的流体压力，因此，机翼在这种向上方向的流体压力推动下产生升力。飞机的运动速度越快，负压口袋内的流速越快，产生的负压力越大，因此正负压之间产生的压力差越大，产生的第二升力来源就越大，反之越小。
因此机翼周围的正负压之间产生的压力差，为本发明更大的第二升力来源。
3、第三升力来源
“机翼上下表面流体分别从长宽度方向经过之间，因流速不同而产生的压力差为升力来源”。
其中，通常飞机的飞行速度很快，而高流速必然使负压口袋内产生极大的负压力来保持流体的连续性，由此在负压力产生强大的吸力的作用下，无论是传统机翼中流体从宽度方向经过弧形的机翼上表面，还是从本发明机翼上表面长度方向经过，在负压口袋内产生极大负压力的状态中，都能使机翼上表面经过的流体不得不加快速度与下表面经过的流体同时到达后部来保持流体连续性。
其中，通常机翼在长度方向和宽度方向之间的距离有一定差别，因此在负压力产生强大吸力作用下保持负压口袋内的流体连续性，使机翼在长宽方向之间流速不同，而产生压力差和更大的升力来源。就如鹰翅膀使上下表面的羽毛的排列形状，使流体从长，宽方向经过的路径不同，流速不同在封闭在负压口袋内而能同时到达后部来保持流体连续性，从而产生更大的压力差和升力。
进一步的，传统机翼上下表面之间流速不同产生的压力差为看得见，明显的第一升力来源，而在本领域的公知常识中只有第一升力来源，没有以上所述的第二，第三升力来源。因此隐藏的第二，第三升力来源的发现，再通过第一、第二、第三升力来源的升力叠加，而共同形成更大的升力来源。
因此第一、第二、第三升力来源的发现，为飞机未来发展开辟全新的方向。
二、从流体连续性中获得更大推动力来源
公知技术只注重运动装置在迎风面的壳体形状，及壳体周围的流线型来减少正向，侧向产生的流体阻力，同时把正向，侧向及后部负压区产生的不同压力方向的流体阻力分别的，而不是整体的看待，因此没有从流体连续性中寻找其内部的规律，及相互之间的关系，使飞行器的90％动力消耗在克服流体阻力，仅剩下10％左右能源利用率。因此，如此低的能源利用率，严重的影响了能源及运动装置未来的发展。
因此流体连续性是运动装置产生流体阻力的直接根源。
第一推动力来源如下：
“在运动装置前后方向的流速不同而产生的压力差，其压力方向，与运动方向相同，而与大负压区的压力方向相反就获得推动力来源，反之就增加流体阻力”。
其中，传统运动装置产生的正向，侧向及外部的流体压力是从前向后方向与后部负压区相互连接在一起，通过上述多种流体压力的叠加来更好的保持流体连续性，因此必然使封闭负压口袋内的流体压力增加，流体与壳体之间的摩擦力增加，因此流体阻力显著增加。而本发明与之相反，通过第一推动力来减少流体阻力，具体如下：
1、第一流体阻力
“运动装置分别产生不同压力方向的正向、侧向和后部负压区的流体阻力，而在迎风面产生正向的流体阻力，在四周产生侧向的流体阻力，在其后部产生向后方向的负压区流体阻力”。
其中，传统运动装置产生的正向和侧向流体是沿壳体周围而从前向后方向流动和后部负压区相互连接在一起。显而易见，正向和侧向产生的流体压力与运动装置的运动方向相反，因此才能与后部负压区相互连接在一起，通过多种压力的叠加而形成更大的流体阻力。
而本发明与之相反，在运动装置前后方向的流速不同而产生的压力方向，与运动装置的运动方向相同，必然减少或阻挡正向，侧向与后部负压区产生流体压力相叠加。因此第一推动力可以整体的，而不是局部的减少正向，侧向和后部负压区流体压力的叠加，从而更好的减少第一流体阻力。
2、第二流体阻力
“流体连续性把正向、侧向和后部负压区分别不同压力方向流体，相互连接在一起形成大负压区把运动装置封闭的其中，通过压力的叠加而产生向后方向更大的流体压力”。
其中，封闭在负压口袋内的运动装置在负压力的作用下，为保持流体连续性而连成一体，把不同方向的流体压力，统统改变为同一向后方向的更大流体压力。因此当负压口袋一旦形成封闭的状态，其内部产生负压力就完成流体连续性的过程，使流体与壳体之间产生的摩擦力增加，使流体阻力显著的增加。
而本发明与之相反，第一推动力产生的压力方向，与运动装置的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反。因此使得运动装置产生的正向，侧向及外部的流体压力，都不能顺利的从前向后方向与后部负压区相互连接在一起而形成流体压力的叠加，使封闭的负压口袋内部的流体压力减少，流体与壳体之间的产生的压力减少，摩擦力减少，从而更好的减少第二流体阻力。
3、第三流体阻力
“封闭在大负压区内的运动装置周围形成负压区，与外界周围的正压区之间产生压力差而形成更大的流体阻力”。
其中，根据自然规律，高压力必然向低压力转移压力差；因此在运动装置外部周围的流体在向外方向逐渐流速减慢，直到等同于更大范围的环境流速的正压区而产生的低流速和高压力，必然向负压口袋周围的负压区产生的高流速，低压力转移压力差，而把外界额外的流体压力，统统作用在运动装置壳体上，因此通过正向，侧向和后部负压区及外部的产生流体压力相叠加，从而转变为负压口袋从前向后方向的流体压力，共同产生更大的流体阻力。
而本发明与之相反，第一推动力产生的压力方向，与运动装置的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反，通过减少封闭的负压口袋内部的流体压力，减少或阻挡流体压力的叠加，因此通过减少流体阻力从流体连续性中获得更大推动力来源。
公知技术中只有第一流体阻力，没有第二、第三流体阻力，而在第二、第三流体阻力甚至比第一流体阻力产生更大的流体阻力，因此公知技术很难有效的减少运动装置产生的流体阻力。
因此，本发明与公知常识唯一区别是：流体压力的方向相反。
“鹰”经过亿万年的进化中，是飞鸟中公认损失能耗最小、飞行速度最快的翅膀结构。因此本发明对“鹰”的观察和模仿，通过产生从后向前方向的压力差和推动力，使负压口袋内部的压力减少，第一、第二、第三流体阻力减少，从而转变为第一推动力来源，就如水流从高向低流动一样，是最自然不过的自然规律。
实施例1：如图1和图2所示的飞行器，包括机身1和机翼2，所述机翼2与机身1固定连接。所述机翼上表面21的前部211和/或中部212分别设有用于延长流体流通路径的第一开放通道214，所述第一开放通道214自所述机翼2靠近机身1的一侧向所述机翼2远离机身1的一侧延伸至尾部，即在机翼的整个长度距离之间设置第一开放通道214为凹形通道2141或凸形通道2142。
凹形通道2141为机翼2表面略为向下凹陷，其形状为三角形、圆形或方形等形状。而凸形通道2142为机翼2表面略为向上凸起，优选为弧形。所述凹形通道2141或凸形通道2142可以分别，也可同时设在机翼上表面21的前部211壳体上。
优选的，凹形通道2141的开口向凹形通道2141的底面方向逐渐增大，即凹形通道2141为上小下大的形状，即开口处小，而陷入机翼下的内部大。凹形通道2141的开口形成长条形状与机翼上表面21持平，其作用使流体顺利从凹形通道2141上部较窄的开口进入其内较大的空间并能顺利从中通过。
在另一具体实施方式中，所述凹形通道2141或凸形通道2142在机翼长度方向为弧形通道，来更多的延长流体从长度方向通过的路径。
进一步的，设在机翼上表面21前部211的区域距离内的多个第一开放通道214其前方的弧度逐渐大于其后方，即前方流体经过的路径大于后方，因此在第一开放通道214区域的前后方之间，逐渐产生从后向前方向的压力差。
进而在机翼上表面21的中部212及后部213区域的慢流速与机翼上表面21的前部211区域产生的高流速之间，在整个机翼的上表面区域产生从后向前与运动同方向，的更大的压力差。
进一步的，机翼上表面21的前部211和/或中部212自机翼根部沿尾部在整个长度方向设有凹形通道2141和/或凸形通道2142，使流体经过机翼上表面21的前部211及中部212在长度与后部213在宽度方向之间，因流速不同而产生从后向前方向的压力差。
进一步的，机翼上表面21的前部211的流体经过的路径大于中部212，而逐渐产生从后向前方向的压力差，进而在机翼上表面21的后部213的慢流速，与设有第一开放通道214的前部211和中部212的高流速之间，在整个机翼的上表面区域产生从后向前方向的更大的压力差。
因此，本发明找到了解决流体阻力的关键之处在于：
把上述的第一、第二、第三流体阻力，都统一的通过第一推动力减少封闭负压口袋5内部的流体压力，在机翼上表面21的前后之间的因流速不同产生从后向前方向的压力差，并通过流体连续性瞬间到达前部迎风面，而其压力方向，与前部迎风面的流体产生的压力方向相反。因此，根据自然规律，不同方向的流体压力相遇而相互抵消，而相互抵消多少流体压力，就减少多少流体阻力，就获得多少本发明的第一推动力来源。
因此，本发明与传统公知常识唯一区别是:
流体经过机翼上表面21的前后部之间产生压力差的方向相反。
进一步的，流体连续性把机翼封闭在的负压口袋5内部，形成的大负压区51围绕在机翼周围的更大的负压阻力，在机翼前后方向流速不同而产生从前向后，与运动相反方向的压力差。
而本发明产生的压力方向与飞机的运动方向相同，与负压口袋5向后方向的压力相反，通过减少封闭的负压口袋5内部的流体压力来减少第一、第二、第三流体阻力，从流体连续性中获得的第一推动力来源。
进一步的，使流体从机翼上表面21的前部211及中部212区域的长度方向经过，与机翼上表面21的后部213因没有设置扰流面而使流体从宽度方向经过(传统机翼的流体是从的宽度方向经过)，因机翼上表面21的区域在前后之间，流体从长度和宽度方向经过的流速不同而产生压力差。而通常机翼在其长度和宽度之间的距离平均相差多倍，因此在机翼的上表面前后区域之间，产生从后向前方向的更大的压力差，从流体连续性中获得更大的第一推动力来源。(机翼和机身产生的负压口袋都是一样，因此图1中仅对机身画出负压区)。
实施例2：如图1所示的飞行器，包括机身1，所述机身1的前部11的横向，设有至少一个的用于延长流体流通路径的第二开放通道11，所述第二开放通道11为凹形通道或凸形通道，设置第二开放通道11使机身1在前后两端之间在自然状态中因流速不同，而产生从后向前方向的压力差来减少流体阻力。本实施例中，第二开放通道11的数目可以根据需要进行设置。
当飞机飞行时，由于飞机的速度很快，负压口袋5如一张无形的大网从头到尾的紧紧的吸住整个机身1壳体的四周，产生向后方向的流体压力，因此在负压力产生极强的吸力状态中，使经过机身1周围不同路径的流体，不得不加快速度而同时到达后部，来保持负压口袋5内的流体连续性。
因此传统飞机运动速度越快，封闭的负压口袋5在机身1后部壳体向后一定距离之间形成后部负压区的负压面积就越大，进而负压口袋5内的流速就更快，进而封闭在负压口袋5内产生的负压区51就更大，在大负压区51产生的负压力的作用下使机身1周围流速就更快，围绕机身1周围产生向后方向的压力就越大，产生向后方向的拉力就越大，流体与壳体之间产生摩擦力和流体阻力就越大。传统飞机被困在负压口袋5内，飞机向前运动的方向与负压口袋5产生向后的压力方向相反，因此飞机飞行时的，必须克服负压口袋5向后方向很大的拉力才能很艰难的向前运动。
进而，人们认识到传统飞机必然产生正向,侧向和后部负压区的流体阻力；却没认识到把整个飞机装入负压口袋5内，而产生大负压区51围绕在飞机周围形成更大的负压阻力，因此后者产生的流体阻力比前者更大。因此，当负压口袋5一旦形成封闭的状态，内部产生负压力就完成流体的连续性的过程,也就完成飞机流体阻力显著增加的过程,也就完成使飞机而不得不消耗90％左右的动力来克服流体阻力的过程。
因此，流体连续性使封闭的负压口袋5内部压力增加，产生的负压力增加，因此封闭的负压口袋5内部产生的负压力，使流体经过壳体之间的摩擦力增加，流体阻力显著增加，因此流体连续性是飞机产生流体阻力的主要根源。
在以上基础上，为了更多的减少负压口袋5内部的压力，使流体经过机身1在前后部方向在自然状态中的流速不同而产生的压力差，其压力方向，与飞机的运动方向相同，而与大负压区51的压力方向相反就获得推动力来源，反之就增加流体阻力。因此本发明使封闭的负压口袋5内的流体压力减少，产生的负压力减少，通过减少负压口袋5内部更多的流体压力，就更多的使飞机行驶中的流体阻力减少，本发明在飞机前后部方向之间的流速相差越大，产生的压力差越大，与迎风面的压力相互抵消的越多，获得第一推动力来源就越多。这是一一对应的相互关系，也是一一对应的节能关系。
进一步的，为了使飞机前后部方向之间的流速相差更大，在所述机身1前部的第二开放通道11上还可以均匀布置多个扰流体216，而扰流体216为凹或凸于其壳体表面，所述扰流体216为体积较小的三角形、圆形、菱形、梯形、橄榄型、螺旋形和弧形等几何形状的一种或多种，所述多个体积较小的扰流体216在壳体上均匀排列来更多的延长流体通过路径。同理，扰流体216也可以设置在机翼上表面21的前部211、中部212与凹形通道2141和/或凸形通道2142一起来延长更多流体通过的路径。
进一步的，如图1所示，下方的机翼2上由多个弧形或橄榄型的扰流体216构成而构成凹形通道和/或凸形通道来延长流体通过的路径，在凹形通道内部的底部或/和两侧设有多个扰流体来延长流体通过的路径，如凹形通道内设有螺旋形来延长流体通过路径(常见技术未画图)。
进一步的，在均匀排列多个扰流体216的壳体上面，设有凹形通道和/或凸形通道，由此可以更多的延长流体通过的路径。
同理，以上所述的飞机机身结构为船体结构，不同的是，在船吃水线下的壳体前部的左右两侧面，设有所述的第二开放通道11及扰流体216，使船在前后部方向之间的流速相差越大，产生的压力差和推动力越大。
同理，以上所述的飞机机身结构为汽车结构，不同的是：在汽车的前端至挡风玻璃之间的壳体为前部，在前部的上部、下部及左右两侧的至少其一，设有所述第二开放通道11及扰流体216，使汽车前部在上部、下部及左右两侧的至少其一，与相对应的后部之间流速相差越大，产生的压力差和推动力越大(本领域常见技术未画图)。
在公知常识中，在运动装置包括飞机机身的前部为光滑平面来减少迎风面的流体阻力，而本发明与之相反：从表面上看来通过多个体积较小扰流体及第二开放通道会增加迎风面的流体阻力，但实际上，本发明通过在自然状态中整体的而不是局部的来解决正向，侧向，后部负压区的流体阻力技术方案和具体结构，因此通过在机身1前后部之间产生更大的压力差，使流体连续性产生封闭的负压口袋5内的流体压力减少，使第一、第二、第三流体阻力减少，由此找到一种全新的节能方法。
实施例3：与上述实施例的不同之处在于：在机身1的前部的凹形通道和/或凸形通道形成螺旋形围绕在前部周围，因为螺旋形可以延长更多流体通过的路径，使流体围绕在飞机的前部螺旋形周围一圈又一圈的经过，很容易多倍甚至十多倍增加流体通过的路径，从而在机身1的前后部之间因流速不同，而在自然状态中产生从后向前方向多倍甚至十多倍的压力差，从流体连续性中获得更多的第一推动力来源。
同理，以上实施例2实施3所述的飞机机身结构为火车的结构，在火车的前部11设有所述的第二开放通道11及扰流体216，使火车前后部方向之间的流速相差越大，产生的压力差越大，获得第一推动力来源就越多(本领域常见技术未画图)。
实施例4：与上述实施例的不同之处在于：还包括控制机构4，所述机翼包括在机翼上表面的蒙皮，所述控制机构4用于改变蒙皮的形状来延长流体流通路径4。通过设有控制机构4的控制，如通过压缩气体使机翼的上表面的蒙皮形成所述第一开放通道21和/或扰流体216来延长更多流体通过的路径，使机翼的上下表面之间产生更大的压力差和升力来源。
根据需要，在飞机正常飞行时机翼的蒙皮与普通机一样，如在飞机稳定节能飞行时，通过控制机构4使机翼前部211的蒙皮改变形状来延长流体通过的路径，使机翼前后部之间产生从后向前方向的压力差，而获得本发明的第一推动力来源；进而使机翼上下表面产生更大的升力来源，这是一一对应的相互关系。
进一步的，关于流体连续性对机身1产生的第三流体阻力，而相对于机翼产生的又是第二升力来源，对此，需要具体的说明：
因为封闭在大负压区51内的机身1和机翼周围形成负压口袋5，而负压口袋5周围产生的负压区51，与外界周围的正压区6之间产生压力差而使机翼产生升力，同时使机翼和机身1产生第三流体阻力。
关于机翼和机身产生的第三流体阻力：根据自然规律，围绕在机翼和机身周围的流体，在向外方向其流速逐渐减慢，直到等同于环境中更大范围而形成的正压区6产生的低流速和高压力，必然向负压口袋5周围的负压区51产生的高流速，低压力转移压力差，从而把更大范围的外界额外的流体压力，统统作用在壳体上而产生更大的流体阻力，这种流体阻力为本发明的第三流体阻力。
因此，本发明通过减少封闭的负压口袋5内的流体压力，使第三流体阻力减少，进而获得第一推动力来源。
关于机翼产生的第二升力来源：根据自然规律，正压区6必然向负压区51转移压力，因此机翼外界周围正压区6必然向负压口袋5周围的负压区51转移压力差，由此更大范围的外界周围正压区6产生的低流速，高压力，必然从四面八方涌向负压口袋5周围产生的高流速，低压力的负压区51转移压力差，从而推动机翼向上运动，这种正负压之间产生的压力差为更大的第二升力来源。
由此说明了同样机翼上下表面产生的压力差和升力，却在飞机慢速飞行，或快速飞行及超音速飞行时，两者之间产生的升力的大小截然不同。即使飞机在高空中高速飞行时，高空的空气相对稀薄，流体阻力相对减少，但并不影响通过正负压之间产生的压力差，反而飞机速度越快，正负压之间产生的压力差越大，产生的升力就越大。
进而，人们很容易认识到机翼通过上下表面之间产生很明显的第一升力来源，却没进一步的认识到负压口袋5周围产生负压区51，与外界流体产生的正压力区之间产生隐藏的第二升力来源。通过正负压之间产生的压力差的第二升力来源，与机翼上下表面之间产生的压力差的第一升力来源，是产生两种分别不同的升力来源，两种升力来源都是真实的存在。
因此，飞机的运动速度越快，负压口袋5内的流速越快，产生的负压力越大，正负压之间的压力差使机翼产生的第二升力来源越大，同时飞机运动速度越快，负压口袋5内的流速越快产生的负压力越大，正负压之间产生压力差把外界中额外的流体压力，统统都作用在壳体上使机身产生第三流体阻力越大。
因此，第二升力来源与第三流体阻力表面上看似相互矛盾，但前者产生升力，而后者产生流体阻力，因此两者之间所产生的作用不同。
实施例5：本实施例与实施例3的不同之处在于，其技术方案相反：
具体的，通过控制机构4在机翼上表面21的后部213的区域上产生凹形通道2141和/或凸形通道2142来更多延长流体通过的路径，从而在机翼上表面21产生从前向后方向更大的压力差，这种与运动方向相反的压力差使后部负压区的压力增加，进而使封闭的负压口袋5的大负压区51内部产生的负压力增加，因此，机翼的外界周围产生的正压区6，必然向负压口袋5周围产生的负压区51转移压力差，而正、负压的两者之间产生的压力差越大，产生的升力才越大，由此更大范围的外界周围产生的正压区6，必然从四面八方涌向负压口袋5周围产生的负压区51而产生的压力差，从而产生更大的第二升力来源。
通常飞机高速飞行时负压口袋5的大负压区51内部产生的负压力越大，在负压力产生强大吸力作用下使流体的流速更快，保持的流体连续性更好，产生的升力就更大。此时被困在负压口袋5内的机翼周围产生的负压区51，与外界周围产生的正压区6之间产生的压力差越大，产生的升力就越大。因此，机翼产生升力与流体阻力成正比，与节能成反比，因此机翼产生的升力越大，能耗就越高。由此可见，机翼产生更大的升力来源，是以能量作代价而取得的。
本实施例可根据实际需要，在飞机需要正常飞行时，机翼的蒙皮与普通机翼一样，如需要瞬间产生更大升力时，通过控制使机翼上表面21的后部的形状使产生的流速更大于前部，由此产生从前向后方向的压力差而使负压口袋5内的负压力增加，因此使正，负压之间的压力差越大，产生的第二升力来源才越大。同时，使负压口袋5内的负压力增加，而更好的保持了流体连续性，使机翼产生升力在瞬间得到显著提高，这一点在飞机空战中非常重要。
进一步的，通过控制机构4分别或同时对左右两侧机翼上表面21蒙皮产生扰流面219的局部或整体的控制，从而控制飞机在空中瞬间改变不同的飞行状态，从而使飞机的灵活机动性得到显著提高。
实施例6：本发明通过流体连续性产生的三种升力来源如下:
第一升力来源：飞机高速飞行时，机翼从流体中挤压通过，而机翼后部负压区产生的负压力顺着机翼后部壳体周围把正向，侧向和外部的流体相互连接在一起，由此形成围绕在机翼周围形成封闭的负压口袋5把整个机翼装入其中，而飞机速度越快，负压口袋5内产生的负压力越大，而负压力产生极大的吸力紧紧吸住机翼的壳体周围，在负压力的作用下保持了流体的连续性，使从机翼上下表面不同路径经过的流体同时到达后部而产生升力。
第二升力来源：封闭在负压口袋5内的机翼周围，形成负压区51产生的高流速低气压，与更大范围的外界的正压区6产生的低流速高气压之间，因流速不同产生压力差使飞机产生升力，而飞机的运动速度越快，负压口袋5内产生的负压力越大，负压口袋5内的流速越快，因此在正负压之间产生的压力差越大，流体连续性产生的第二升力来源越大。
第三升力来源：在机翼上表面21沿根部至尾部在整个机翼长度方向，设有第一开放通道214，使流体从机翼上表面21的长度方向经过与机翼下表面22流体从宽度方向经过之间，因流速不同而产生更大的压力差和升力来源。
本发明通过第一、第二、第三升力的升力叠加，共同形成更大的升力来源。
实施例7：本实施例与上述实施例的不同之处在于：
所述机翼上表面21的后部213和机翼下表面22上，即机翼的宽度方向分别设有第三开放通道215，所述第三开放通道215为凹形通道2141或凸形通道2142。在机翼上表面21的前部211及中部212使流体从长度方向经过，由此界定机翼上表面21的后部213从宽度方向经过，在机翼上表面21的前后部之间流速不同，产生从后向前方向的压力差，从而获得第一推动力来源。
在机翼下表面22的宽度方向(横向)设有多个凹形通道2141和/或凸形通道2142，从而更好的来界定流体从机翼上表面21的长度方向经过，及从下表面的宽度方向经过，而产生更大的压力差和第三升力来源。
实施例8：如图3所示的一种飞行器，包括机身1、机翼2和发动机3，所述机翼2与机身1固定连接，所述发动机3固定设置于所述机身1的尾部。所述机身1内设有第一进气通道12，所述机翼上表面21的前部211和/或中部212设有导入口217，所述机翼2的壳体内部设有第二进气通道218，所述第二进气通道218分别与所述导入口217和第一进气通道12连通，所述发动机3包括吸气口，所述吸气口与第一进气通道12连通。导入口217的数目可以根据需要进行设置，并且发动机3只能从导入口217进气。
当飞机快速飞行时，发动机3产生强大的吸力状态中通过多个均布的导入口217，把流体高速吸入机翼内的第二进气通道218，在机翼上表面21的前部211及中部212壳体上和第二进气通道218内，共同形成两层流速大致相同的高流速且低气压，与机翼上表面21的后部的流体在自然状态中产生的低流速且高气压之间，因流速不同产生从后向前方向更大的压力差。
进一步的，在机翼上表面21的前部211的广大区域上均匀布置多个导入口217为发动机3的全部进气口，而在前部211广大区域上的多个导入口217的进气面积不小于传统飞机进气涵道的进气面积，更大的进气面积为发动机3提供足够的进气量。因此使机翼上表面21的前部211与后部213之间，在动力作用和自然状态产生巨大流速差，而在机翼上表面21的前后部213之间产生从后向前方向更大的压力差，由此来更多的减少封闭负压口袋5内部的流体压力，进而来减少更多的第一、第二、第三流体阻力，因此从流体连续性中获得更大的第一推动力来源。
进一步的，通过对发动机3的控制，很容易使机翼上表面21的流速，比机翼下表面22在自然状态中的流速快十多倍,由此获得更大的第一、第二、第三升力来源。
本实施例解决以下三个技术问题：
1、多个均布在机翼上表面前部和/或中部的广大区域上的导入口的进气面积，不小于传统发动机进气涵道的进气面积，所述导入口217为发动机的全部进气口，更大的进气面积为发动机提供足够的进气量，由于去掉传统进气涵道所占的体积，使机身1迎风面的面积显著的减少。从而使流体阻力显著的减少。
2、在机翼上表面广大区域上的导入口作为发动机的唯一进气口，机翼上表面在发动机强大吸力状态中产生极高的流速，与机翼下表面在自然状态中的流速之间产生极大的压力差和升力，因此以上所述的技术结构是最直接，最有效的产生更大升力来源的技术结构。
3、机翼上表面的前部或/和中部的广大区域上均匀布置多个导入口，经过第二进气通道和第一进气通道与机身后部的发动机直接相连通，使飞行器在整体结构上从产生升力到产生推动力两大功能有机的结合起来，这种优化结构不但产生更大升力，还能产生更大的推动力，由此产生一种高速节能的飞行器。
实施例9：本实施例与实施例8的不同之处在于：所述第二进气通道218内设有用于延长流体流通路径的扰流面219，所述扰流面219的形状为螺旋形。
当飞机快速飞行时，发动机3产生的吸力通过在机翼上表面21的前部211及中部212均布的导入口217，把流体高速吸入机翼内的第二进气通道218，流体在螺旋形的第二进气通道218内一圈又一圈的转动而经过更长的路径，产生极高的流速，在机翼上表面21的前部211及中部212壳体上和第二进气通道218内，共同形成两层流速大致相同的高流速且低气压，与机翼上表面21的后部213的流体在自然状态中产生的低流速且高气压之间，在机翼上表面21前后部因流速不同，而产生从后向前方向更大的压力差和第一推动力。
进一步的，通过对发动机3的控制，很容易使机翼上表面21的流速，比机翼下表面22在自然状态中的流速更快，而产生更大的压力差，由此获得更大的第一、第二、第三升力来源。
综上所述，本发明提供的从流体连续性中获得更大推动力的运动装置和产生更大升力的飞行器，通过在机身机翼上设置开放通道来延长流体通过路径机，使其前部的流速大于后部，在自然状态中使机身前部与后部之间产生从后向前方向的压力差，其压力方向与飞机的运动方向相同，而与大负压区产生向后的压力方向相反，因此通过减少或阻挡正向，侧向流体压力从前向后方向与后部负压区会合，减少封闭负压口袋内部的流体压力，减少或阻挡流体压力的叠加，因此通过减少流体阻力从流体连续性中获得更大第一推动力来源，同时从流体连续性中获得更大的第一、第二、第三升力来源。
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。