专利名称：载重飞机的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机领域，特别是涉及载重飞机。
背景技术：
飞机的机翼是从飞鸟的翅膀模仿而得来，飞鸟挥动大而薄的的翅膀，以极小的能 耗来实现其卓越的飞行能力，而飞机根本不可能挥动大而薄的机翼，只能把机翼固定在机 身两侧，为固定机翼。既然是固定机翼，其唯一功能就是产生升力。现代飞行理论和实践都限定了飞机的机翼只能设计为大而薄，以便产生足够的升 力。也即是，现有所有的飞机机翼都单纯作为飞机升力产生的工具。百年来，飞机机翼的上下表面都一直为弧面和平面，两表面之间流体经过的路径 差别不大，所能产生的压力差也不大，由此出现的升力不大，载重量也不会大，而飞机能耗 却很大。由此可见，传统载重飞机的机翼产生的升力不大，唯一办法就是增加其能耗来实
现载重量。
发明内容
本发明主要解决的技术问题是提供一种能从机翼内部产生更大升力来源，使机翼 和机身共同形成运载空间的载重的飞机。为解决上述技术问题，本发明采用的一个技术方案是提供一种载重飞机，包括机 身、发动机、从机身两侧延伸出的机翼，所述机翼内部空间扩展为运载空间；所述机翼内包 括机翼流体通道，所述机翼流体通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口连通所述通 道出口，所述通道出口连通所述发动机的吸入口，所述机翼上表面设置有至少一个所述通 道入口 ；所述机翼流体通道在发动机的吸力状态中，使机翼流体通道与之相通的上表面通 道入口相通，所述机翼流体通道内的流体流速大于自然状态下流体经过机翼下表面时的流 速，使机翼上下表面产生足够升起飞机的压力差。其中，所述机身内具有机身流体通道，机身上下表面、前端、周围设有机身导入口， 所述机身流体通道一端连通所述机身导入口，另一端连通所述发动机的吸入口。其中，所述机翼上表面设有连通所述机翼流体通道的表面导入口、所述表面导入 口内的控制器、连接所述控制器的至少一个百叶窗式扰流板，所述扰流板上表面为弧形，下 表面为平面，或上下表面为弧面，使流体经过时流速变快，使所述导入口的流速变快。其中，所述机翼、机身包括内壳和外壳，所述内壳和外壳间形成所述机翼流体通道 以及机身流体通道，所述机翼流体通道和机身流体通道相通。其中，所述机翼的下表面为平面，所述机翼的上表面为弧面，所述弧面机翼上表面 和平面机翼下表面分别连接机身，连接形成三角形结构；或所述机翼的下表面为平面，所述 机翼的上表面为斜面，所述斜面机翼上表面和平面机翼下表面分别连接机身，连接形成三 角形结构；或所述机翼和机身融为一体，上表面形成横截面为抛物线形结构；或所述机翼和机身融为一体，上表面形成横截面为波浪形结构。其中，包括连接机身尾部的尾翼，所述机身和机翼、尾翼由多面体的多个三角形组 成，其中机身上下部由两个三角形结合组成，且前低后高，机翼也由多面体三角形组成。其中，所述机翼流体通道的长度大于机翼下表面流体经过的长度。其中，所述控制器连接所述表面导入口，所述表面导入口和前端导入口由所述控 制器控制所述扰流板的开启、关闭或角度变化。其中，所述机翼内的扩展运载空间占机翼的体积比例为可调。其中，所述机翼内扩展的运载空间与机身内运载空间一体成型，所述飞机外部形 状为流线型、多面体形、椭圆形、圆形或半圆形。针对现有技术机翼大而薄的缺陷，发明人作出如下探索如机翼大而厚也能产生 更大升力，为什么一定要机翼大而薄而不能大而厚？因此，提出本发明，提出从机翼或机身内部产生更大升力的大而厚的机翼，在其内 部扩展为运载空间，与机身共同形成运载空间，在几乎与传统飞机同面积的条件下，只增加 机翼的体积，就可使飞机的运载量成倍增加。把机翼内部空间扩展，与机身一起作为运载空间，以机翼内部产生更大升力来源， 并把机翼在内部扩展作为运载空间，与传统飞机面积大约相同，但运载量成倍提高，同时能 耗降低，使飞机有效运载空间成倍增加。发动机与机翼内部流体通道及上表面各导入口相通，在发动机强大的吸力状态 中，使上表面流体流速远大于下表面在自然状态中的流速，上下表面产生巨大压力差，由此 产生更大升力来源，而这种在动力作用下产生的升力，远大于传统飞机的升力，还可通过发 动机来控制升力大小。进一步，飞机的机身、机翼通过流体通道与发动机相通，使飞机整体形成一个大机 翼，而机翼越大，升力越大，大机翼的上下表面之间在动力作用下产生更大压力差，由此产 生更大升力来源。飞机在产生升力的过程中，合理布置导入口的位置，使纵向的流体阻力、侧向的流 体阻力及后部负压区的流体阻力大大减少。本发明的有益效果是1、从内部产生更大升力和把机翼扩展为运载空间的飞行器，对飞行器今后的发展 将是深远的，它改变了飞机发展的现状。①、百年来机翼上下表面为弧面和平面在自然状态中产生的有限的压力差，也就 产生有限的升力，本发明在动力作用下，从内部产生的更大的压力差，充盈其内部流体通 道，然后通过各导入口扩展到机翼上表面，使机翼上下表面出现更大压力差而产生更大升 力。②、百年来大而薄的机翼改变为大而厚，在其中扩展成运载空间，与机身一起形成 载重空间，使飞机运载量成倍提高。③、百年来飞机产生唯一升力来源为机翼和螺旋桨，本发明从机翼内部产生更大 升力以及大而厚的机翼，使机翼和机身之间的界限淡化和消失，从而产生新一代性能优越 的从内部产生更大升力的新一代无机翼和螺旋桨的飞机。2、飞机出现百年来，机翼的唯一功能是产生升力来源。而机翼上下表面为弧形和平面之间在自然状态中流体经过的路径差别很小，产生的压力差不大，由此形成的升力也 不会大，所以传统飞机升力不大，能耗很高，运载量也不大。本发明发动机通过流体通道与 机翼上表面多个导入口相通，在发动机强大吸力作用下，使机翼上表面流速远大于在自然 状态中下表面的流速使机翼上下表面之间出现巨大压力差，而产生更大升力来源，这种从 内部产生的升力来源由动力加快在机翼上表面流速，使上下表面产生巨大的压力差而产生 的升力，远大于百年来机翼在自然状态中产生的升力，如在动力作用下机翼上表面流体流 速大于传统机翼在自然状态一倍以上的流速，就产生大于一倍的升力，如大于传统机翼20 倍以上的流速，就产生大于传统机翼20倍的升力甚至更多。这种状态通过发动机转速控制 是很容易实现的。与此同时，把两侧机翼从内部扩展成运载空间，使机翼不但成为更大的升 力来源，而且成为运载空间，使飞机的运载空间成倍增加。3、本发明中，机身和机翼内部共同作为运载空间，两侧机翼的内部空间扩展后大 约等同于机身内的空间，飞机运载空间就成倍增加，而飞机的面积与传统飞机相比差不多， 本发明的机翼在动力作用下，升力比传统飞机大若干倍，通过合理设计很容易推动增加一 倍运载量的飞机正常飞行。4、进一步，把机身、机翼、通过导入口和流体通道和发动机相通，把整个飞机视为 一个大机翼，机翼越大升力越大，大机翼上下表面在动力作用下产生巨大压力差而产生更 大升力。5、本发明的飞机从内部产生升力的过程中，各导入口的合理布置把前端、周围的 流体阻力导入流体通道内，使机身前端和周围形成相对负压区，然后从后端高速喷出，瞬间 填充后部负压区，使飞机在前端和周围为相对负压区，后部为动力推动区的较为理想的流 体分布状态行驶，所以，改变了流体的分布状态，流体阻力大大减少。6、本发明机翼和机身共同形成运载空间，不但使运载量成倍提高，由此改变了百 年来机翼只能产生升力的结构，由此产生新一代更大升力、更大运载量、速度更快、能耗更 低的各类飞行器。
图1是本发明载重飞机实施例一的正面示意图； 图2是本发明载重飞机实施例一的机翼A-4剖视示意图； 图3是本发明载重飞机实施例一的仰视示意图； 图4是本发明载重飞机实施例二的正面示意图； 图5是本发明载重飞机实施例二的仰视示意图； 图6是本发明载重飞机实施例三的正面示意图； 图7是本发明载重飞机实施例四的正面示意图； 图8是本发明载重飞机实施例四的仰视示意图； 图9是本发明载重飞机实施例五的正面示意图； 图10本发明载重飞机实施例六的正面示意图； 图11本发明载重飞机实施例六的侧面示意图； 图12是实施例六的另一种实施例的正面示意图； 图13是实施例七仰视示意5
图14是实施例七侧视示意图；图15是实施例七正面示意图。
具体实施例方式本发明载重飞机实施例包括机身、发动机、从机身两侧延伸出的机翼，所述机翼内部空间扩展为运载空间；所述机翼内包括机翼流体通道，所述机翼流体通道包括通道入口和通道出口，所 述通道入口连通所述通道出口，所述通道出口连通所述发动机的吸入口，所述机翼上表面 设置有至少一个所述通道入口；所述机翼流体通道在发动机的吸力状态中，使机翼流体通道与之相通的上表面通 道入口相通，所述机翼流体通道内的流体流速大于自然状态下流体经过机翼下表面时的流 速，使机翼上下表面产生足够升起飞机的压力差。所述自然状态是指未经本发明流体通道的通道入口吸入流体情况下的、自然地在 飞机表面经过的流体状态。根据上述发明实施例，可以延伸和具体化出更多如下的实施例实施例1，如图1，2，3所示，本发明载重飞机包括机身1，机翼5，在机翼上有发动机 801、802，其中从机身1两侧延伸出的机翼5的弧面形上表面201与平面形下表面202与机 身1连接形成近似的三角形，飞机与机翼的稳定坚固性大大提高，同时使飞机制造更简单， 两侧机翼5的内部空间501与机身1的内部空间一起就形成更大的运载空间，但左右机翼 内的空间501在运载时要大致保持左右相对平衡。机翼上表面201为弧形，使流体经过的 路径大于下表面202流体经过的路径，此时在两侧机翼5内形成很大空间501，其有效空间 已接近机身内的空间，所以飞机的运载量大大提高。在两侧机翼5上有外壳2和内壳3，它 们之间为机翼流体通道4，机翼流体通道4的通道出口(图未示)与发动机801的吸气口 相通，发动机801的喷气口与导出口 8相通。所述机翼5上表面设置有至少一个通道入口 (未标示)。机翼5上还包括多个导入口 7、701，包括机翼5前端的导入口 7。所述前端导 入口 7与机翼流体通道4的通道入口相通，上表面有多个导入口 701与机翼流体通道4相
iM o所述机翼流体通道4在发动机801、802的吸力状态中，使所述机翼流体通道4内 的流体流速大于自然状态下流体经过机翼5下表面时的流速，使机翼5上下表面201、202 产生足够升起飞机的压力差。所述机翼上表面201设有连通所述机翼流体通道的表面导入口 701、所述表面导 入口 701内的控制器703、连接所述控制器703的至少一个百叶窗式扰流板704，所述扰流 板704上表面为弧形，下表面为平面，或上下表面为弧面，使流体经过时流速变快，使所述 表面导入口 701的流速变快。当飞机在发动机801推动下飞行时，特别是发动机801极强的吸力使机翼5上表 面201均布的上表面导入口 701和前端导入口 7把壳体上流体高速吸入机翼流体通道4内， 使得机翼流体通道4内和通过导入口 7、701与之相通的机翼上上表面201形成两层高速流 动的流体，特别是机翼流体通道4内在极强的吸力作用下，机翼流体通道4内流体流动速度 快，经过的路径长，面积大，与机翼下表面202在自然状态中的流速形成极大的压力差，由此在机翼流体通道4内部产生很大的升力，充盈在机翼流体通道4四周，在通过与之相通的 导入口 7、701扩展到整个上表面201，使机翼上下表面201、202之间形成极大的压力差，由 此产生很大的升力，如流体速度快于传统机翼上层弧面一倍以上的流速，就可提高一倍以 上的升力，如快于20倍的流体流速，就提高20倍以上的升力，甚至更多。这种状态，通过控 制发动机801转速就很容易实现。此时两侧的机翼在发动机801的强大吸力作用下，通过导入口 7把纵向流体阻力 吸入流体通道，使纵向阻力减少，上表面导入口 701把侧向流体阻力吸入机翼流体通道4 内，使侧向流体阻力减少，同时在机翼5的上下表面201、202之间产生很大压力差，由此产 生很大升力，然后发动机801把吸入的纵向、侧向流体阻力，统统从导出口 8向下强烈喷出， 产生的反作用力使飞机产生更大推力而获得更大升力。在空中，通过控制器703控制导入口 701内扰流板704的开合及角度变化，就可实 现飞机升降、转向等变化，如只开启上表面各导入口 701、上下表面出现很大压力差，飞机上 升，同理只要开启另外设置在机翼下表面202的连通机翼流体通道4的导入口(图2)，飞机 下降，只开启一侧机翼导入口 701，飞机转向，开启和关闭导入口及扰流板导气角度的调节， 可实现飞机不同功能变化的需要，使飞机更为灵活，控制更为方便。目前，飞机载重主要分为两部分，机翼产生的升力，机身为运载空间需要足够大的 发动机产生所要的动力，但机翼上表面为弧面与下表面为平面，两者流体经过的路径差别 不大，产生的压力差也不大，自然由此产生的升力也不大。所以载重量主要通过发动机以很 大能耗为代价来实现，本发明中在两侧机翼5内作为载重空间，比传统飞机扩大了近一倍 的装载空间。在发动机801强大吸力作用下，使两侧机翼5上下表面201、202之间产生很 大压力差而产生很大升力，在此状态中，飞机所需的能耗减少，同时载重量大大提高。由此可见，传统飞机是以扩大飞机机身机翼和提高发动机能耗为代价，而本发明 是在机翼内部扩大为运载空间，并以提高升力为主，增加部分动力为辅来实现增加载重的 目的。战机按此结构可使速度提高，运载量提高，比现有的飞机更容易垂直起降。实施例2，如图4、图5所示，本发明提供一种载重飞机的实施例垂直升降战机，与 实施例1不同是，机翼5内的空间501缩小，可根据需要确定机翼5内运载空间大小，或者 所述机翼5内的扩展运载空间占机翼5的体积比例为可调。所述机翼5、机身1包括内壳3 和外壳2，所述内壳3和外壳2间形成所述机翼流体通道4以及机身流体通道401，所述机 翼流体通道4和机身流体通道401相通。没有发动机802，在机身尾部设发动机803与机身 后半部的机身流体通道401相通，机身流体通道401与前端导入口 7和侧部多个导入口 701 相通，机翼、机身通过流体通道4、401分别与机翼下和机身尾后的发动机801、803相通，从 而上表面201和下表面202形成大机翼，该大机翼比传统飞机的机翼厚得多，机翼5越大， 升力越大。还可以在不增加机翼5长度的前提下增加其宽度。当两侧机翼下和机身尾后发动机801、803工作时，产生巨大的吸力，使大机翼上 表面201通过机翼和机身上表面各导入口 7、701把流体高速吸入流体通道，上表面201在 动力状态，与下表面202在自然状态的流速产生很大压力差，于是产生很大的的升力。在此 状态中，不需要太大动力就可推动飞机垂直升降，三个发动机801、803形成三角形向下强 烈喷出的灼热的流体(尾后发动机用矢量技术喷口向下)很容易使飞机垂直升降，比传统飞机全部依靠动力推动减少能耗。如飞机不太大，机翼两侧发动机801就可推动飞机垂直升降。另一实施例，去掉两侧机翼下的发动机801和机翼底部流体通道，设机身上的上 流体通道，发动机803吸气口与机身和机翼形成的大机翼上表面201各导入口与上流体通 道相通。机翼为传统飞机的机翼(未画)，在发动机强大的吸力作用下，使大机翼上下表面 产生极大的压力差而产生升力。本发明中，所述机翼流体通道4的长度可以大于机翼下表面202流体经过的长度。实施例3，如图6所示，与实施例1不同是，在机翼底部没有流体通道，机身1和机 翼5通过机翼上表面201的机翼流体通道4与发动机801相通共同形成一个大机翼，机身 1和机翼5共同形成的大机翼由上表面201，下表面202组成，上表面201的导入口 7、701 与两侧发动机801通过导气管与机翼流体通道4相通，在发动机801巨大的吸力作用下，使 机翼上下表面201、202产生压力差而产生更大升力。机身1、机翼5通过流体通道相通相 通形成大机翼，其面积已远大于传统机翼的面积，机翼越大，升力越大，当飞机飞行时，发动 机801强大的吸力使大机翼上表面201流速变快，与下表面202在自然状态中的流速产生 更大的压力差，从而产生更大的升力。实施例4，如图7，8所示，与实施例2不同是，机翼5底部没有发动机801，机身1 的机身流体通道401环绕机身一周，与机身的前端导入口 7、侧面导入口 701相通，机身的机 身流体通道401又与机翼流体通道4相通，从而形成大机翼，大机翼的上表面201的各导入 口 7，701与流体通道和机身后部发动机801相通，如飞机大，还可在机翼5后部各增加一个 发动机801与机翼流体通道4相通。实施例5，如图9所示，与实施例1不同是两侧机翼上层壳体201在机身上部相交 形成三角形，飞机的稳定性大大提高。发动机801有2个导入口，上边导入口 706，前端导入 口 705，其中上边导入口 706与机翼5内的机翼流体通道4相通，前端导入口 705与普通飞 机一样前端为进气口，导入口 705和706可根据需要开启或关闭或吸气量大小的的控制，当 关闭导入口 705，开启上边导入口 706与机翼流体通道4及各导入口 7、701相通，强大的吸 力使上表面201的流体流速远大于下表面202在自然状态中的流速，由此形成很大的压力 差而产生更大的升力，通过发动机801转速快慢的控制，从而可根据需要来控制飞机的升 力状况。在空中可关闭上边导入口 706，开启前端导入口 705，就如传统飞机的发动机一样， 或反过来操作；还可同时部分开启导入口 705、706，发动机801即可吸入运动方向的流体， 还可吸入机翼上表面201表面上的流体，通过上边导入口 706进气量的控制，从而控制机翼 5的升力大小，同样原理，发动机802也可按此设置。实施例6，如图10、图11所示，与实施例4不同是，飞机正面形状为半圆形，侧面类 似于火车，不妨叫做空中列车，如果说以上实施例还可看见传统机翼的痕迹，那么空中列车 因为没有机翼所以不同于现有的飞行器，空中列车运载空间大大增加，导入口 7、701和环 绕机身四周的流体通道4，与机身后部发动机801相通，流体通道4在外壳2和内壳3之间 环绕机身四周，在发动机801强大吸力状态中，飞机上下部表面之间产生巨大压力差而产 生更大升力。另一实施例，如图11、图12所示，该机上表面为弧面形成的波浪形，两侧为弧形， 底部为平面，没有底部流体通道。由此可见，新型飞机可为任何形状，当然流线形更适用飞
实施例7，如图13、14、15所示，机身1和机翼5、尾翼502由多面体的多个三角形 组成，其中机身上下部由2个三角形结合组成，且前低后高，机翼5也由多面体三角形组成， 飞机的稳定性大大提高，同时制造也简单，机身1和机翼5的外壳2和内壳3，之间为流体通 道4，与前端导入口 7、四周外壳的上半部和机翼5内侧至少一个导入口 701和后部3个发 动机801的导入口相通，发动机801的喷气口与导出口 8相通，机身1内部及机翼5上的内 部运载空间501使飞机运载量大大增加，同时机身1和机翼5的流体通道4与发动机801 相通，使整个飞机外壳2壳体为机身1上半部和机翼5内侧的上表面201，和底部平面壳体 和机翼外侧的下表面202，形成的大机翼，大机翼的面积已远大于传统机翼，机翼5越大，上 下表面产生的压力差越大，升力越大。当飞机行驶时，发动机801产生巨大的吸力把流体从前端导入口 7上半部壳体和 机翼5内两侧至少一个导入口 701把流体吸入流体通道4内，使得导入口附近的流体快速 吸入，以至均布在外壳2上各导入口附近，形成外壳表面上一层快速流动的流体被吸入各 导入口，流体在发动机巨大吸力状态中，经过的内部流体通道的路径长、面积大、速度快，气 压低，在外壳上表面201上及流体通道内形成内外两层快速流动的流体，与底部平面壳体 及机翼外侧的下表面202在自然状态中的流速产生很大压力差，由此产生很大升力，这种 从内部流体通道中在动力作用下产生的巨大升力，充盈在飞机上半部内的流体通道中，再 扩展到与之相通的合理均布在外层上的各导入口 701，使得外壳表面上快速流动的流体流 速等同于流体通道内的流速，内外两层流速远快于底部平面和机翼外侧在自然状态中的流 速，两者流速相差越大，飞机产生的升力越大，同时载重量就越大。与传统飞机相比，升力提 高，载重量提高，同时能耗降低。另外，该机外壳全由多面体形构成，除飞机的稳定性、载重量大大提高外，还可减 弱雷达回波。本发明中，所述机翼内扩展的运载空间可以与机身内运载空间一体成型，所述飞 机外部形状为流线型、多面体形、椭圆形、圆形或半圆形。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效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技 术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
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权利要求
一种载重飞机，包括机身、发动机、从机身两侧延伸出的机翼，其特征在于所述机翼内部空间扩展为运载空间；所述机翼内包括机翼流体通道，所述机翼流体通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口连通所述通道出口，所述通道出口连通所述发动机的吸入口，所述机翼上表面设置有至少一个所述通道入口；所述机翼流体通道在发动机的吸力状态中，使机翼流体通道与之相通的上表面通道入口相通，所述机翼流体通道内的流体流速大于自然状态下流体经过机翼下表面时的流速，使机翼上下表面产生足够升起飞机的压力差。
2.根据权利要求1所述的载重飞机，其特征在于所述机身内具有机身流体通道，机身上下表面、前端、周围设有机身导入口，所述机身 流体通道一端连通所述机身导入口，另一端连通所述发动机的吸入口。
3.根据权利要求2所述的载重飞机，其特征在于所述机翼上表面设有连通所述机翼流体通道的表面导入口、所述表面导入口内的控 制器、连接所述控制器的至少一个百叶窗式扰流板，所述扰流板上表面为弧形，下表面为平 面，或上下表面为弧面，使流体经过时流速变快，使所述导入口的流速变快。
4.根据权利要求3所述的载重飞机，其特征在于所述机翼、机身包括内壳和外壳，所述内壳和外壳间形成所述机翼流体通道以及机身 流体通道，所述机翼流体通道和机身流体通道相通。
5.根据权利要求1至4任一项所述的载重飞机，其特征在于所述机翼的下表面为平面，所述机翼的上表面为弧面，所述弧面机翼上表面和平面机 翼下表面分别连接机身，连接形成三角形结构；或所述机翼的下表面为平面，所述机翼的上表面为斜面，所述斜面机翼上表面和平面机 翼下表面分别连接机身，连接形成三角形结构；或所述机翼和机身融为一体，上表面形成横截面为抛物线形结构；或所述机翼和机身融为一体，上表面形成横截面为波浪形结构。
6.根据权利要求1至4任一项所述的载重飞机，其特征在于包括连接机身尾部的尾翼，所述机身和机翼、尾翼由多面体的多个三角形组成，其中机 身上下部由两个三角形结合组成，且前低后高，机翼也由多面体三角形组成。
7.根据权利要求1至5任一项所述的载重飞机，其特征在于所述机翼流体通道的长度大于机翼下表面流体经过的长度。
8.根据权利要求3所述的载重飞机，其特征在于所述控制器连接所述表面导入口，所述表面导入口和前端导入口由所述控制器控制所 述扰流板的开启、关闭或角度变化。
9.根据权利要求1所述的载重飞机，其特征在于所述机翼内的扩展运载空间占机翼 的体积比例为可调。
10.根据权利要求1所述的载重飞机，其特征在于所述机翼内扩展的运载空间与机身 内运载空间一体成型，所述飞机外部形状为流线型、多面体形、椭圆形、圆形或半圆形。
全文摘要
本发明公开了一种载重飞机，所述载重飞机机身、发动机、从机身两侧延伸出的机翼，所述机翼内部空间扩展为运载空间；所述机翼内包括机翼流体通道，所述机翼流体通道包括通道入口和通道出口，所述通道入口连通所述通道出口，所述通道出口连通所述发动机的吸入口，所述机翼上表面设置有至少一个所述通道入口；所述机翼流体通道在发动机的吸力状态中，使机翼流体通道与之相通的上表面通道入口相通，所述机翼流体通道内的流体流速大于自然状态下流体经过机翼下表面时的流速，使机翼上下表面产生足够升起飞机的压力差。本发明能从机翼内部产生更大升力来源，使机翼和机身共同形成更大运载空间的载重的飞机。
文档编号B64C21/00GK101823554SQ20101013937
公开日2010年9月8日 申请日期2010年3月29日 优先权日2010年3月29日
发明者朱晓义 申请人:朱晓义