[技术领域] 本发明涉及航空航天飞行器技术领域， 具体地说是一种用于飞行器的超高压流体喷射 动 力变轨系统及方法。

[背景技术] 在运动的物体， 不管是在天空中飞说行的航天飞机、 航空飞机、 火箭、 导弹等运动物体， 还是在水上航行或者是在水下潜行的运动物体 ， 在飞行或航行的过程中， 都会与气流或与水 流的阻力相接触， 都需要改变其运动的方向， 我们书称之为 "方向变轨"， 现有的变轨方法， 都 是采用借助机械装置的摆动， 来使水平气流或水平液流的运动方向发生变化 ， 形成另外一股 作用力， 借助这股作用力来使运动物体完成变轨的。 以下举例各种运动物体现有技术：

(一)航天飞机、 航空飞机类：

一个飞行器的气动外形， 在给定的气体流动状态下将决定其气动特性 ， 现在航天飞机、 空天飞机、 航空飞机的外形， 存在着先天设计上的缺陷， 导致它们需要更多的辅助设备、 装 置来为其配套， 因此设计上变得越来越复杂、 越来越难以操作了、 越来越沉重， 使飞行器越 来越耗能， 存在着等等一系列的弊病。

1.航天飞机的外形设计， 是空气动力学上一个很大的败笔， 它的外形基本上就像一根雪茄形 的金属棒， 这种气动外形在飞行中根本无法借助空气的提 升力来帮助航天飞机升空， 因此 只能借助大推力的火箭来实现升空， 这就是造成了需要巨大的能量来被其消耗， 这种方式 是航天业不足取的， 将来必将招到淘汰。

2.天空飞机也是模仿航天飞机的外形， 起飞模式与航天飞机也类似， 只是借助了一架大型飞 机将它送到髙空后脱离飞机， 然后打开自身携带的火箭发动机飞出大气层， 那么航天飞机 的弊病在它的身上也是充分地得到了体现， 将来也将遭到淘汰的命运。

3. 飞机起飞， 主要是靠两个机翼与空气产生的作用力来实现 升空的， 由于飞机机翼与空气的 接触面十分有限， 因此只能采用提高发动机功率的方法， 使飞机起跑的速度加快来弥补飞 机升空力的不足， 这就是飞机外形设计上的先天不足， 外形设计的缺陷， 导致带来额外巨 大的能耗损失。

4. 飞行器在飞行过程中， 主要是在做直线运动， 起飞、 降落、 变轨的动作是在瞬间就要完成

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更正页 （细则第 91条) 说 明 书 的，那么这些飞行装置多数时间对飞行器来说 就是一个负担，就要消耗飞机上很多的能耗。

5.我们知道， 机械结构越复杂的东西相互间的负面干扰作用 就多， 设备损坏的几率就高； 机 械结构越复杂的东西就意味着越难控制， 飞行器的安全系数就会下降， 这些复杂的设备， 不仅提高了飞行器的驾驶难度， 人员的培训、 维修的成本也就高。

6. 由于这些变轨装置还是无法满足人们对飞行器 的需求， 人们开发了一种叫 "矢量发动机" 的， 尾部喷口可以带一定角度旋转的发动机， 来帮助飞行器提高机动性能， 但是效果还是 无法令人满意的。

7. 与飞行器的投入可比的成本， 要数机场的建设和人员、 装备等等一系列的配套设施了。 [发明内容]

本发明的目的克服现有技术不足， 提供一种用于飞行器的超髙压流体喷射动力变 轨系统 (以下简称： 变轨系统）及方法。 为了改变现状， 发明人设计了一种用于飞行器的变轨系统， 包括输气管道、 喷管、 中央 自动控制系统， 其特征在于所述的变轨系统还包括组合喷孔， 所述的组合喷孔由若干个喷头 呈蜂窝几何形状排列构成（以下简称： 组合喷孔)，所述的组合喷孔安装在飞行器机� �的前缘 和后缘部位， 或安装在飞机的尾翼或腹鳍或鸭翼或机身的对 称面， 所述的变轨系统还包括一 个气压储存器（以下简称： 储存器）或几个储存器， 所述的储存器由发动机供气， 置于飞行 器内部， 储存器通过输气管道连接组合喷孔， 所述的储存器下方可设有向下喷射的喷管。 所述的一种应用于飞行器的变轨系统，其特征 在于所述的组合喷孔的喷头向外喷射气体， 所述的组合喷孔包括两种类型的喷头， 一种类型是向固定方向喷射气体的喷头， 另一种类型 是可改变喷射气体方向的喷头。 所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的变轨系统应用于军用或民用 有尾 翼的飞机上， 所述飞机机翼的前缘对称的上面至下面连贯地 设有组合喷孔， 构成由上、 中、 下连贯排列的组合喷孔， 机翼的后缘（原机翼的襟翼、副翼部位处， 以下类同）对称的上面 至下面连贯地设有组合喷孔， 构成由上、 中、 下连贯排列的组合喷孔， 飞机尾部对称的两侧 设有组合喷孔， 飞机的尾部对称的上、 下面设有组合喷孔， 以中轴对称的机身两侧或机翼对 称的下方设有喷管， 机身或机翼内设有气压储存器。 所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的变轨系统应用于无尾翼军用 飞机 更正页 （细则第 91条) 上， 所述的军用机机翼的前缘对称的上面至下面连 贯地设有组合喷孔， 构成由上、 中、 下连 贯排列的组合喷孔，机翼的后缘对称的上面至 下面连贯地设有组合喷孔， 同样构成由上、中、 下连贯排列的组合喷孔， 机翼尾部原垂直尾翼或腹鳍的部位对称的上、 下面设有组合喷孔， 机身腹部或机翼下面， 以中轴对称的部位设有喷管， 机身或机翼内设有气压储存器。 所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的变轨系统应用于直升飞机， 在直 升飞机嫘旋桨轴承的顶部安装一个带四边形或 六边形或八边形边角的多边形旋转盘， 多边形

说

旋转盘的侧面设有组合喷孔， 旋转盘的内部与轴承的中心部位呈是空心的结 构， 通过空心轴 承向轴承顶部多边形旋转盘上的组合喷孔输气 。

书

所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的变轨系统应用于火箭或导弹 ， 所 述的火箭或导弹的壳体表面层里设有组合喷孔 。 所述的飞行器呈圆碟形， 飞行器分为上、 中、 下三层结构， 所述飞行器中层和下层上部 的中心位置设有储存器， 飞行器中层的中心点以 90'C 交叉的角度， 向四个方向铺设四个排 气喷管口， 所述的四个排气喷管口内分别设有上、 下两层喷口， 上、 下两层喷口中间设有喷 管导向闽门， 所述的储存器底部设有一排圆周型的向下喷射 的喷管， 所述的飞行器上、 下表 面层里分别设有组合喷孔。 所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的喷管、 组合喷孔采用以圆心向外 辐射成圆周型排列的结构。 所述的一种用于飞行器的变轨系统， 其特征在于所述的飞行器中层喷管壁的上、 下两层 喷口至喷口阀门处设有一定的倾角角度。 所述的一种用于飞行器的变轨系统的方法， 其特征在于应用方法如下： （A)飞行： 碟形飞 行器中层相邻的两个喷管喷气时， 飞碟就向前做水平飞行运动， 当关闭一边的一个喷管， 打 开另一边相邻的喷管喷气时， 飞碟就会做向 90'C 方向变轨飞行运动， 当关闭两个打开的喷 管，打开相对的另外两个喷管喷气时，对飞碟 就会起到制动作用或做逆水平方向的飞行运动 ; (B)飞行器升空： 打开向下喷射的喷管， 使飞碟垂直升空到一定的高度时， 打开 3号、 4号喷 管， 使飞碟向水平方向推进， 爬行升空时， 关闭垂直升空的喷管， 同时打开下层控制器指定 部位的组合喷孔， 由于飞碟下表层的水平气流受到组合喷孔喷射 的垂直气流阻力的阻挡， 气 流运动的方向发生改变， 飞碟的头部就会做向上仰起运动， 形成向上斜前方向的变轨飞行；

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更正页 （细则第 91条） 说 明 书

(C)飞行器降落：关闭 3号、 4号喷管，此时飞碟利用飞行速度的惯性飞行� � 打开上层控制器 指定部位的组合喷孔喷气， 由于飞碟上表层的水平气流受到组合喷孔喷射 垂直气流阻力的阻 挡，气流运动方向发生改变， 飞碟的头部就会向下方向运动， 形成向下斜前方向的变轨飞行；

(D)采用组合喷孔制动： 飞行器在做任何水平飞行运动时， 需要制动， 关闭 3号、 4号喷管， 由于惯性作用， 飞碟此时仍然在做向前飞行的运动， 此时将飞碟的上、 下层控制器指定部位 的组合喷孔同时打开， 水平气流与喷射气流形成垂直方向的对抗作用 ， 阻碍飞碟向前飞行， 就会起到制动作用； （E)左旋变轨，飞行器在做水平方向飞行需要� ��旋变轨时，打开上、下层控 制器指定部位的左向 45Ό 角度的组合喷孔， 由于水平气流受到喷射气幕墙阻力的阻挡， 飞 碟的飞行方向就会向左向角度偏转， 形成变轨， 达到变轨角度的要求后， 关闭组合喷孔， 飞 碟就向变轨后的方向飞行；（F)右旋变轨：飞� ��器在做水平方向飞行需要右旋变轨时，打开� ��、 下层控制器指定部位的右向 45Ό 角度的组合喷孔， 由于水平气流受到喷射气幕墙阻力的阻 挡， 飞碟的飞行方向就会向右向角度偏转， 形成变轨， 达到变轨角度的要求后， 关闭组合喷 孔， 飞碟就向变轨后的方向飞行。 本发明与现有技术相比， 最大优点是设备成本低廉， 操作、 维护简便， 大幅度地降低了航 天、 航空的成本， 并且不需要规模庞大、 设备复杂的航天发射场或大型的机场跑道， 仅需要一 个机场就可以了。 当空天飞机完成一次飞行后， 经过维护就能再次起飞。 人们可以像坐飞机一 样进行宇宙旅行。 即使不上太空， 乘坐它去大洋彼岸去看望朋友也很方便。 并且在军事价值上 还可以改装为空天战斗机，空天轰炸机及空天 运输机等类型的飞机。而且空天飞机的突防力 强, 可以轻易突破敌人的防御系统并且进攻敌人， 摧毁敌人的有生力量。

[附图说明]

图 1: 为本发明蜂窝几何形状的组合喷孔安装在飞行 器尾部两侧或尾翼或腹鳍的平面示意图， 比如： 每个方孔代表一个蜂窝状的喷头；

控制器指定打开 1- a组或 1- b组， 组合喷孔构成两个不同部位的几何形状示意图 ： 控制器指定同时打开 1- a组和 1- b组， 组合喷孔构成一个整体 L状的几何形状示意图； 图 2: 为本发明的组合喷孔安装在机翼的前缘或后缘 （原襟翼、副翼部位）或鸭翼部位的组合 喷孔示意图， 比如： 每个方孔代表一个蜂窝状的喷头；

控制器指定打开 2- a组， 组合喷孔构成单排喷射的几何形状示意图：

控制器指定打开 2- b组， 组合喷孔构成多排喷射的几何形状示意图； 图 3: 为本发明的组合喷孔安装在机翼前缘和后缘上 的剖面图；

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更正页 （细则第 91条) 说 明 书

3- a剖面图为机翼前缘上连贯安装了组合喷孔；

3- b剖面图为机翼后缘上连贯安装了组合喷孔； 图 4:为本发明应用于军用或民用有尾翼飞机布局� ��意图：

4- a为航空飞机的前缘上安装组合喷孔；

^ 和 ^为航空飞机的后缘上安装组合喷孔；

4- d为航空飞机尾部对称的两侧面上安装组合喷� �；

4- e为航空飞机尾部对称的上、 下面上安装组合喷孔；

4- f为航空飞机机身两侧对称的下方安装垂直起� �的组合喷管； 图 5: 为发明应用于军用无尾翼飞机布局示意图

组合喷孔安装在飞机的前缘部位， 图标 5 - a _;

组合喷孔安装在飞机的后缘部位， 图标 5 - b;

组合喷孔安装在飞机尾部中心对称的左右面及 上下面的部位， 图标 5 - c;

在飞机的腹部中心对称的部位安装垂直起降的 组合喷管， 图标 5 -山 图 6: 为本发明应用于碟形飞行器上、 中、 下三层结构示意图；

6-1 图标为组合喷孔；

6-2 图标为组合喷孔的输气管；

6-3 图标为气压储存器；

6-4图标为垂直起降的喷管；

6-5 图标为动力喷管；

6-6图标为动力喷管内阀门；

6-7 图标为上、 下层分割线； 图 7: 为发明应用于碟形飞行器中层喷管的布局， 及打开指定喷管时飞碟飞行方向的示意图;

(A) . 为标注的碟形飞行器中层采用交叉布局的 1至 4号喷管示意图；

(B) .为当控制器指定 3号、 4号喷管打开时， 飞碟顺水平方向飞行示意图；

(C) .为当控制器指定 1号、 2号喷管打开时， 飞碟逆水平方向飞行示意图；

(D) .为当控制器指定 2号、 3号喷管打幵时， 飞碟左向水平方向飞行示意图；

(E) . 为当控制器指定 1号、 4号喷管打开时， 飞碟右向水平方向飞行示意图；

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(F). 为飞碟剖面图; 图 8: 为飞碟下层底部设有 8个向下喷气的喷管口的仰视图； 图 9: 为本发明组合喷孔安装于碟形飞行器的上、 下层， 应用于变轨的设计布局图；

图 10: 为本发明应用于控制器指定打开该部位时， 碟形飞行器变轨时的工作状态图；

(A) . 为本发明应用于碟形飞行器的向上变轨，打开 下层该指定工作部位喷孔向下喷气时, 飞行器向上飞行的工作状态图；

(B) .为本发明应用于碟形飞行器的向下变轨，打� �上层该指定工作部位喷孔向上喷气时， 飞行器向下飞行的工作状态图；

(C) .为本发明应用于碟形飞行器的制动， 同时打开上、下层该指定工作部位的喷孔， 上、 下同时喷气时的工作状态图

(D) . 为本发明应用于碟形飞行器的左旋变轨， 打开上、 下层该指定工作部位时的工作状 态图；

(E) .为本发明应用于碟形飞行器的右旋变轨， 打开上、 下层该指定工作部位时的工作状 态图；

图 11: 为本发明应用于直升飞机上；

(A) .为八边形旋转盘仰视图

(B) .为八边形旋转盘侧面视图

11-1 为旋转盘的盘面视图；

11-2为旋转盘与链结的轴承视图；

11--3 为轴承中心是空心的视图；

11- 4为显示八边形旋转盘其中的一个侧面安装本� �明的视图；

11-- 5 为本发明应用于直升机螺旋桨轴承顶部的旋转 盘上， 控制器指定打开喷孔部

位的示意图； 图 12: 螺旋桨轴承与顶部旋转盘的剖面图：

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更正页 （细则第 91条) 12-1 图标显示， 旋转盘与相连轴承的中心呈空心的结构， 起到输气的作用;

12-2为安装组合喷孔部位： 图 13: (A).图标为本发明应用于火箭、 导弹上， 控制器指定打开该部位喷孔喷气的示意图。

(B) (C) .为本发明应用于火箭、 导弹上变轨， 控制器指定打开该对称部位喷孔喷气 的示意图；

说

[具体实施方式] 以下结合附图对本发明创造作进一步详细说明 书， 这种制造技术对本专业人员来说是非常 清楚的。 本发明应用于民用、 军用的航空、 空天领域。 应用到现代飞机上的效果：

(一）组合喷孔在作为有尾翼的军用或民用飞� �器上的尾翼或腹鳍的喷气部件时，蜂窝几何� � 状排列的喷气效果

参见图 4: 在飞行器尾部相对的两侧面图 4·(1， 在尾部上、 下的对称面图 4·β安装上组合 喷孔， 每个方孔代表一个组合喷孔的喷头， 经过编程后， 可以形成千变万化的喷射气体的 形式。

图 1举例： 见 1-a图标组合喷孔打开时， 形成的是一个一字形的喷气形状的形式； 见 1- b图标组合喷孔打开时， 形成的是一个斜向的矩形形状的形式； 见 1-a和 1-b图标的组合 喷孔同时打幵时， 形成的是 L形状的喷气形式。

(二）组合喷孔作为军用无尾翼飞行器的襟� �、副翼或鸭翼或尾翼、腹鳍部件时， 蜂窝几何形 状排列喷气的效果；

参见图 5:在飞行器机翼原襟翼、副翼或鸭翼部件的部� ��见 5-a、 5-b图标，安装由上、中、 下连贯对称的组合喷孔见 3-a图标和 3-b图标；每个方孔代表一个组合喷孔的喷头见 2-a、 2-b图标， 经过编程后， 可以形成单排喷射或多排喷射气体的形式；

在飞行器尾部中心对称或上下对称的部位安装 组合喷孔见 5-c图标，每个方孔代表一个组 合喷孔的喷头见 l-a、 1-b图标， 经过编程后， 可以构成多种几何形状的喷气形式； 图 1举例： 见 1- a图标或 1- b图标， 分别是两个不同几何形状的喷气形式， 当 1- a图标 和 1- b图标的部位同时打开， 就构成一个新的喷气形式。 更正页 （细则第 91条) 说 明 书

~~图 2举例： 见 2-a图标灰色色块部分为单排喷气形式； 见 2-b图标黑色线条部分为多 ¹ 气形式； 根据需要还可以有四排或四排以上的组合喷孔 排列方式。

(三）在现有飞行器上所安装的襟翼、 副翼、 尾翼（尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼)、 鸭翼、 腹鳍等的部件， 都是为飞行器起到起飞、 降落、平衡、 变轨等作用， 或为战斗机起到短距 起降、 滚翻等作用的。 这些变轨装置的基本原理就是， 当这些装置被打开后使水平气 流 遇到阻力， 从而使水平气流改变运动的方向， 形成对飞机的变轨作用。 本发明的系统， 可以帮助飞机去掉除机身、 机翼之外所有复杂的变轨辅助装置， 大大简 化了飞机的内、 外部结构， 去除了这些装置的质量， 可以为飞机添加更多的油料或物资， 使飞行的经济效益得到了很大的提高， 可以为今后航空飞行器的设计在某些方面起到 积极 的作用。 安装在飞机上不同部位的喷管和组合喷孔， 变轨时打开不同部位的喷管、 组 合 喷孔， 就能起到为飞机提供垂直起飞、 垂直降落、 悬停、 平衡、 转弯变轨和滚翻的作 用。 参见图 4: 4-a、 4-b、 4-c图标和图 5: 5-a、 5-b图标， 原本是机翼前缘或后缘安装襟翼和 副翼的部位， 现在改装组合喷孔， 根据控制器指令， 喷头可以向多个方向喷射气体， 阻 碍水平气流通过， 使水平气流 改变通过的方向见 3-a、 3-b图标。

见 4-a图标部位安装组合喷孔的作用， 可以取代战斗机全动鸭翼的功能。 本发明应用于碟形飞行器包括如下单元：

1.发动机： 根据飞行器不同的使用要求， 来选择使用不同的 "火箭发动机"、 "航空发动机"、 或者其它类型的发动机，可使用一台或选多台 发动机组合使用的形式，为飞行器提供动力。

2. 飞行器冷却系统： 避免由于发动机产生的温度过高， 使发动机的一些部件或其它设备无法 正常地工作。 降温可以起到保护发动机的零部件和其它设备 部件能够正常工作的作用。

3.耐超高温、 高压能量储存器（以下简称： 储存器)： 由于发动机做功所产生的能量温度很 高， 压力很大， 要储存这些髙温、 高压的能量， 就必须有一个能耐超髙温、 高压气体能量 的储存器， 储存器里的能量， 其一： 是能为飞行器在大气层低速飞行时， 提供动力来源， 其二： 是为 "超高压流体喷射动力变轨系统"的变轨提供动� ��来源。

储存器选择的多与少， 是根据飞行器的设计要求而定的， 可以选择一个储存器或多个储存 器联合使用的方法， 使用多个储存器的好处是， 每个单体储存器内的气体压力比较稳定， 排除气体排放时各路喷头相互间喷气的压力干 扰， 具有稳压的作用。

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更正页 （细则第 91条） 4.耐超高温、 高压输气管道： 是根据飞行器不同的使用要求来设计的， 铺设管道， 将压力储 存器与喷管或组合喷孔相链接， 管道主要起到为各路喷管、 喷头输送动力气体的作用。

5.耐超高温、 高压可变喷管： 是根据飞行器外形设计的特点， 在飞行器的需要部位， 可设置 一个或多个喷气喷管， 为飞行器做垂直升空、 水平飞行、 悬停和变轨等提供能量动力。

6.耐超高温、 高压可变或固定喷头： 根据飞行器的设计要求， 可以将蜂窝几何形状的喷头， 排列组合成不同密度的、 不同喷孔孔径大小的、 喷头固定或旋转的、 任意几何形状的喷头 组合（以下简称： 组合喷孔)， 安装在飞行器需要的表层面里， 与喷管配合使用后， 起到为

说

飞行器做垂直起降、 悬停、 平衡、 制动、 超机动变轨的作用。 这套系统可以替代现代飞行 器上的各种 "有形变轨"的设备装置。

书

7. 中央自动控制系统： 它是飞行器的中枢自动控制系统， 通过电缆线与飞行器上所有的设备 装置连接， 根据设置的程序， 自动控制、 指挥、 下达飞行器上所有的行动指令。

8.其它重要的辅助设备：耐超高温、 髙压气体稳压器； 耐超高温、 高压力阀门等等。 储存器的应用效果：

我们把储存起来的超髙温、高压缩空气能量作 为飞行器的能量载体,结合本发明的系统, 来诠释解决飞行器的垂直起降、 低速水平飞行和悬停、 变轨的等等问题。

我们知道， 当飞行器在天空中低速飞行时， 是不需要 "第一宇宙速度"或 "第二宇宙 速度"能量的， 那么我们就控制 "火箭发动机"释放做功的能量源， 把它产生的能量先储 存在储存器里， 作为飞行器垂直起降、低速水平飞行、悬停和 变轨等动作的动力能量来源, 根据飞行器的动作需要， 由中央控制系统来控制排放量来使飞行器完成 这些动作。

当飞行器需要 "第一宇宙速度"或 "第二宇宙速度"穿越大气层时， 我们再释放大量 的能量或称加力， 直接让能量产生的推力排出喷管， 助推飞行器， 做到有的放矢， 按需排 放。 喷管的铺设方法与喷管在喷射时的应用效果：

其一：本发明人设计把飞行器的结构分为上、 中、下三层， 在以飞行器的中层和下层上 部的中心部位放置储存器。 （参见图 6)

其二： 在飞行器中层的中心点以 90'C 交叉的角度， 向四个方向铺设四个排气喷管口， 将四个喷管喷口分别标号为 1、 2、 3、 4号喷管口 （参见图 7-A), 以飞行器中心点交叉四 角设计喷管的作用是， 当两股作用力相交于中心点时， 就会合成一股向前的作用力， 当相 邻的两个喷管喷气时， 飞行器就向前做水平飞行（参见图 7-B), 当关闭一边的一个喷管，

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更正页 （细则第 91条） 打开另一边相邻的喷管喷气时， 飞行器就会向 90'C 方向变轨飞行运动 （参见图 7-D、 图 7-E), 当关闭两个打开的喷管， 打开相对的另外两个喷管喷气时， 就会对飞行器起到制动 作用或飞行器会向逆水平的方向飞行（参见图 7-C)。每个喷管都由中央自动控制系统控制, 并且每个喷管都有独立打开， 关闭的系统装置， 每个喷管可以采用安装喷气阀门的方法来 调节喷气口喷力的大小， 安装喷口挡板可以改变气体喷射的方向 （参见图 6-B)。

其三：气压储存器的下面铺设一排圆周型的向 下喷射的喷管，喷管的个数按需而定，该 组喷管主要起到为飞行器做垂直起降、 悬停提供动力的作用。 （参见图 8)

说 组合喷孔铺设的设计与应用效果：

书

组合喷孔安装铺设在飞行器的上、 下层的表层里， 当飞行器在水平飞行需要做变轨时, 喷头接受控制器指令向外喷射出气体（参见图 7-F), 此时喷射出的气体方向与飞行器表面 水平通过的气流方向形成的是一个垂直的运动 方向， 当这股喷出的髙压气体像一堵墙一样 阻碍了水平气流的通过时， 迫使水平运动的气流改变其运动方向的时候， 就形成了向另外 一个方向运动的作用力， 飞行器就借助这股作用力来使实现机动变轨的 ， 当飞行器完成了 变轨后， 控制系统就关闭喷射孔， 使飞行器回到做水平方向的运动。

固定喷头喷射的角度可以根据需要去设置， 可变角喷头能改变喷气的喷射角度。 飞行器喷管、 组合喷孔配合应用的效果：

我们将排列成蜂窝几何形状的组合喷孔安装在 飞行器的上、下层表层里，它与飞行器的 喷管装置配合起来使用后， 飞行器就会产生各种变化的飞行姿态， 这个就是我们期待的飞 碟飞行器式的机动变轨。

由于飞行器是圆碟形物体， 喷管、 组合喷孔的铺设， 采用了以圆心向外辐射成圆周型 的铺设方法， 所以飞行器是没有确定的头部或尾部方向的， 四个方向都可称作为头部或尾 部， 只有当我们人为的将其某一个部位设定为头部 时，这个方向就是飞行器的头部。 （参见 图 9)

又由于该飞行器所具备的特点，结合下列图解 ，我们再来展示飞行器安装了 "超高压流 体喷射动力变轨系统"以后， 以组合喷孔为主， 喷管配合的模式， 是怎样使飞行器可以做 出向上下、 左右方向做出任意角度变轨飞行效果来的。 （图 10) 对飞行器表面的降温效果：

由于飞行器可以低速飞行， 也可以超高速飞行， 当飞行器在高速飞行达到一定速度的

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更正页 （细则第 91条） 说 明 书 时候， 采用上述左右变轨的方法， 可以将飞行器的飞行模式设置为， 以飞行器的中心园为 向心力向前旋转飞行的模式， 这个飞行模式可以避免激波现象的产生（或称 音爆)， 因为飞 行物体外表层的受力点被物体高速旋转时的离 心力所化解掉了的缘故， 这样就大大地降低 了飞行器的表面， 由于直接受力与空气的摩擦力所产生的高温， 对飞行器的表面起到一个 至关重要的保护作用。 飞行器可在水上航行：

由于飞行器所有的机动变轨动作， 都是在排气阔门开与关的情况下完成的， 而且排气 阀门只出不迸， 只有向外排放气体的动作， 所以当飞行器下层的排气阀处于全部关闭的状 态下， 它就可以漂浮在水面上， 当打开尾部喷管喷气时， 飞行器就成为水上运动器在水面 上航行了， 飞行器上、 下层面的组合喷孔配合喷气， 可以帮助飞行器完成在水面上航行时 的平衡、 变轨等动作。 飞行器可在水下潜行：

当飞行器关闭全部排气孔时， 它是一个密不透气的物体， 可以漂浮在水面上， 如果我 们在飞行器内部设计一个储水仓（类似潜艇的 原理)， 或释放出一个储水袋（类似气垫船外 缘的气袋原理） 向里面灌水， 飞行器就会下沉， 下沉到需要的深度时， 打开喷管喷气飞行 器就成为在水下潜行的运动器了， 水中平衡、 变轨的原理与在天空中飞行平衡、 变轨的原 理是相同的， 区别在于空中飞行时是空气对飞行器的阻力， 现在换成了水对运动器的阻力， 由于飞行器安装了 "超高压流体喷射动力变轨系统"，在水下需要� ��轨时就像在空中变轨一 样的容易。 飞行器的隐形作用：

由于飞行器的表面是没有任何的突出物体， 变轨全部采用组合喷孔喷气变轨的方法， 又 由于它的圆盘外形和戴 30Ό 角度的圆弧外缘设计， 都能使飞行器产生很好的隐形作用。 参见图 7: 飞行器中层四方向铺设喷管的设计与应用

以飞行器中心圆交叉设计喷管的作用是， 当两股作用力相交于中心点时， 就会合成一股 向前的作用力（参见图 7-A); 四方排列喷管的优点是，所以当打开相邻的 3号、 4号喷管时， 飞行器飞行的方向是顺水平方向飞行的 （参见图 7-B); 当打开相邻的 1号、 2号喷管时， 飞 行器就会起到制动作用， 或使飞行向逆水平方向的方向飞行（参见图 7-C); 当打开 2号、 3

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更正页 （细则第 91条） 号喷管时， 飞行器飞行的方向是与图 7-B形成左向 90 角度方向水平飞行（参见图 7-D); 当打开 1号、 4号喷管时，飞行器飞行的方向是向右向 90'C角度方向水平飞行（参见图 7-E)。 参见图 8: 飞行器下层喷管的设计与应用

选择在飞行器下层内圈中心向下直排式垂直起 降喷管， 供飞行器在垂直起降、 悬停时向 下喷气， 可以与组合喷孔配合， 借助组合喷孔喷射出的喷射力来平衡飞行器的 稳定性， 也可 以选择在飞行器下层外圈的垂直起降喷管， 外圈的垂直起降喷管的优点是， 对飞行器起降的

说

稳定性比在中间的好， 缺的是占用空间很大。

空中悬停： 在空中悬停可以以打开组合喷孔为主的喷射悬 停方式， 因为此时飞行器不需 要有向上直升的大推力， 只要在空中保证飞行器本书身向下的重力与飞 行器上升的升力平衡就 可以了， 当然还要取决于组合喷孔的喷射力是否能够达 到支撑飞行器的重力而定。 参见图 9: 飞行器的组合排列喷头排列设计：

飞行器是圆形物体， 发明人设计组合喷孔的排列方式为圆周型的， 上、下表面层里的组合 喷孔排列的数量是相同的、安装部位是对称的 ，这样等量对称的设置，可以保证喷射变轨时 的 同步性（参见图 9), 当打开飞行器如下形式的组合喷孔喷射时（参 见图 10)， 要求飞行器在成 30Ό的角度升空（参见图 10-A)或降落（参见图 10-B) 时的应用效果， 以及飞行器飞行中制 动（参见图 10-C) 时的效果。 参见图 10-A飞行器升空： 打开垂直起降喷管， 使飞行器垂直升空到一定的髙度时， 打开 3号、 4号喷管， 使飞行器向水平方向推进， 爬行升空时， 关闭垂直升空喷管， 同时打开下层 组合喷孔，由于飞行器水平气流的升力受到喷 头喷射垂直气流阻力的阻挡，气流方向发生改 变， 飞行器的头部就会向上仰起运动， 形成向上斜前方向的变轨飞行。 参见图 10-B飞行器降落： 飞行器在空中水平飞行需要降落时， 关闭 3号、 4号喷管， 此 时飞行器利用飞行速度的惯性飞行， 打开上层组合喷孔， 由于飞行器上表面层的水平气流受 到喷头喷射垂直气流阻力的阻挡， 气流方向发生改变， 飞行器的头部就会向下方向运动， 形 成向下斜前方向的变轨飞行。

参见图 10-C制动作用： 飞行器在做任何水平飞行运动时， 需要制动， 关闭 3号、 4号喷 管， 由于惯性作用， 飞行器此时仍然在做向前飞行的运动， 此时将飞行器的上、 下层组合喷

？ L全部打开， 水平气流与喷射气流形成垂直方向的对抗作用 ， 像似一堵气幕墙的状况， 阻碍

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更正页 （细则第 91条） 飞行器向前飞行， 起到制动的效果。 参见图 10-D、 图 10-E: 飞行器左、 右方向任意角度喷射旋转变轨飞行示意图： 组合喷孔 在飞行器上、 下表面层里的排列是相同的， 安装部位是对称的， 这样的对称排列、 安装， 可 以确保飞行器在喷射变轨时的同步性。 参见图 10-D左旋变轨： 当飞行器在做水平方向飞行需要左旋变轨时， 打开上、下层左向

说

45-C 角度的组合喷孔， 由于水平气流受到喷射气幕墙阻力的阻挡， 飞行器的飞行方向就会向 左向角度偏转， 形成变轨， 达到变轨角度的要求后， 关闭组合喷孔， 飞行器就向变轨后的方向 飞行。 书

参见图 10- E右旋变轨： 当飞行器在做水平方向飞行需要右旋变轨时， 打开上、 下层右向 45'C 角度的组合喷孔， 由于水平气流受到喷射气幕墙阻力的阻挡， 飞行器的飞行方向就会向 右向角度偏转， 形成变轨， 达到变轨角度的要求后， 关闭组合喷孔， 飞行器就向变轨后的方向 飞行。 参见图 11、 图 12本发明应用于直升飞机： 在将"流体喷射动力变轨系统"应用到直升机 上时， 必须将三栖运动器（既海、 陆、 空的运载工具）结合起来一起考虑， 作为低空、低速， 既能置空又能在陆地上跑， 还能在水面上航行的交通工具， 设计上主要考虑的是： 怎样将直 升机头顶上嫘旋桨的叶片去掉， "超高压流体喷射动力变轨系统"就可以实现这� ��目标。

首先借助安装在直升机底部的喷管， 为直升机提供一部分垂直升力， 在直升飞机嫘旋桨 轴承的顶部安装一个带四边形或六边形或八边 形边角的旋转盘， 多边形旋转盘的侧面设有组 合喷孔， 旋转盘的内部与轴承链结的中心部分都是空心 的， 通过空心轴承向轴承顶部多边形 旋转盘上的组合喷孔输气。 在轴心髙速旋转的同时， 顶部的旋转盘侧面的组合喷孔向外喷射 气体， 这个气体喷射出的形状类似于螺旋桨叶片的形 状， 这样的设计就将直升飞机原来 "有 形的螺旋桨叶片"改成为了 "无形的螺旋桨叶片"了。

虽然有底部喷管喷射来助力， 可能升空力还达不到 "有形叶片"承载重量的负载力， 因 此我们可以通过提高发动机功率加大气压和加 多无形叶片的方法来提升它的升空力， 这个设 想的实际情况是要经过试验才能来确定的。

直升飞机自转效应和变轨问题，可以在机身合 适的位置安装 "变轨系统"来解决这些问题。 由于螺旋桨叶片有 "有形"变成一个 "无形"的物体， 安全系数大大地得到了提高， 在水面航

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更正页 （细则第 91条） 说 明 书 行时， 关掉向上无形嫘旋桨阀门， 改为向后喷气的方式， 起到向前航行推力的作用。 参见图 13本发明应用于火箭、导弹：现在的导弹都带� ��智能化的控制系统，但是再智能 化的导弹， 变轨还是要靠沉重的弹翼来变轨， 怎样让导弹改变现状， 使导弹变得更轻、 结构 更简单、 机动变轨更灵活， 现在我们在导弹上安装上 "超髙压流体喷射动力变轨系统"的组 合喷孔， 这个目标就能够得到实现， 具体方法如下： 在导弹的压力仓里引出喷气导管， 供组 合喷孔的变轨使用， 在弹体的表层里， 根据需要在弹体需要的部位上安装组合喷头， 由中央 自动控制器控制喷气模式， 产生变轨的方式方法就会变得多种多样。

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