本实用新型涉及一种新型动力装置，尤其是一种可以作为大气层内飞行器短距起降甚至垂直起降动力源的新型动力装置。
背景技术：
现有的大气层内飞行器一般通过喷气式发动机或者螺旋桨发动机提供动力，滑跑加速后在机翼产生升力起飞，无法或者不能很好地实现飞行器的短距或者垂直起降，其巨大的机翼结构亦不利于自身在小空间上的放置和起飞；现有的螺旋桨直升飞机或旋翼机，因其外露且高速运转的螺旋桨结构而不够安全；现有的涵道飞行器一般只利用涵道风扇的向下的作用力实现垂直起飞，但其平飞性能不佳。
技术实现要素：
为了改进现有大气层内飞行器的上述缺点，本实用新型提供一种新型动力装置，该新型装置不仅可以提供飞行器水平向飞行的推动力，还可以瞬时为翼面提供垂直向上的升力，由于翼面是置于该新型动力装置内部的，且可以瞬时流过极大速度气流，故翼面可以设计成弦线长翼展短的狭长样式，从而完美地实现以此装置为动力源的飞行器在小空间上的短距甚至是垂直起降飞行。
本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：一种新型动力装置。它包括开放式进气口，涵道风扇发动机一，可调升力翼面前缘，可调升力翼面，下通气网罩，可调垂直翼下部，涵道风扇发动机二，开放式出气口，可调升力翼面左后缘，可调升力翼面右后缘，可调垂直翼上部，上通气网罩，圆筒形外壳。
本实用新型的有益效果是，提供了一个可以同时产生前向推力与竖向升力的动力、升力一体化生成的动力装置设计方案，可以完美地实现以此装置为动力源的飞行器在小空间上的短距甚至是垂直起降飞行。并且由于其动力风扇位于涵道内部，故相比使用普通螺旋桨或旋翼发动机作为动力源的飞行器更安全；同样，由于提供升力的翼面被化整为零地设置于该新型动力装置外壳的内部，且涵道风扇瞬时给翼面带来的高速气流可以弥补翼面积较小的问题，故不必要再设置外部机翼，不仅大大减小飞行器的占位面积，使飞行器不需要大面积的空旷地面就可以放置和起飞，还使得升力翼面完全与外部大气的复杂气流隔离，只沉浸于涵道内部稳定、规律、可控的气流中，从而使飞行器更加安全、稳定、可控。
附图说明
图1是本实用新型的结构示意图。
图中，1.开放式进气口，2.涵道风扇发动机一，3.可调升力翼面前缘，4.可调升力翼面，5.下通气网罩，6.可调垂直翼下部，7.涵道风扇发动机二，8.开放式出气口，9.可调升力翼面左后缘，10.可调升力翼面右后缘，11.可调垂直翼上部，12.上通气网罩，13.圆筒形外壳。
具体实施方式
在图1中，在该新型动力装置的圆筒形外壳13内部，涵道风扇发动机一2置于开放式进气口1位置，涵道风扇发动机二7置于开放式出气口8位置，可调升力翼面4置于涵道风扇发动机一2和涵道风扇发动机二7之间，可调升力翼面4位于圆筒形外壳13的横截面的中间位置，其与圆筒形外壳13的中轴线的夹角大于等于零度，小于导致失速的角度。可调升力翼面4可以是上表面有弯曲弧度，下表面基本平直的翼面，当然也可以是其他类型的利于产生向上升力的翼型，其上分布有：可调升力翼面前缘3、可调升力翼面左后缘9、可调升力翼面右后缘10、可调垂直翼下部6、可调垂直翼上部11，在圆筒形外壳的可调升力翼面上下垂直向投影部位分别有上通气网罩12和下通气网罩5。其具体运作过程如下：空气通过开放式进气口 1进入涵道风扇一2中，空气在涵道内经涵道风扇发动机一2和涵道风扇发动机二7的共同加速后，将高速气流吹向可调升力翼面4，可调升力翼面将高速气流上下一分为二，根据空气动力学原理，在可调升力翼面4上瞬间产生垂直向上的升力，结合涵道风扇发动机一2和涵道风扇发动机二7提供的水平向后的推力，从而实现以该新型动力装置作为动力源的飞行器的短距起降飞行甚至垂直起降飞行。在以该新型装置作为动力飞行的可操纵性设计方面，在电子及机械部件的配合控制下，可调升力翼面前缘3可以沿可调升力翼面4的水平向上下摆动，改变可调升力翼面4的仰角，从而改变可调升力翼面4上升力大小，起到普通飞机机翼的前缘襟翼的效果；可调升力翼面左后缘9和可调升力翼面右后缘10也可以沿可调升力翼面4 的水平向上下摆动，两者可以同向摆动也可以反向摆动，从而实现俯仰飞行和滚动飞行，起到普通飞机机翼的升降副翼的效果；可调垂直翼上部11和可调垂直翼下部6垂直于可调升力翼面4的水平向，并且二者可以沿此竖直向同向同时左右摆动，从而实现左右转向飞行，起到普通飞机垂直尾翼的效果。上通气网罩12和下通气网罩5则起到连通外部大气的效果。上述设计是一个独立的动力装置单元，在条件允许的情况下，可以在飞行平台的对称位置上安置若干此动力装置，这种模块化的设计也有利于个性化的动力定制和后期维护保养及维修替换。凡基于此设计的，具有相同效果的变化方案都落入本专利保护范围内，例如在装置外壳内将涵道风扇发动机置于两个翼面之间的设计方案。