CN104386237A - 高速飞行器和弹药 - Google Patents

Abstract

本发明公开了高速飞行器，包括壳体和发动机，所述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界连通，外流体通道与所述发动机的吸气口相通；壳体上可选择地设置或不设置机翼。此外，本发明还公开了另一种高速飞行器和弹药。本发明的有益效果在于：把原来飞行器壳体外的流体从外向内作用在壳体上的流体阻力改变原来的压力方向，从相反的方向从内向外转移压力差，从而使飞行器飞行中产生的流体阻力减少，提高飞行速率。

Description

高速飞行器和弹药

技术领域

本发明涉及飞行结构领域，尤其涉及一种高速飞行器和弹药。

背景技术

自从飞行器出现到今天已有一百多年，飞行器飞行时有90％左右的动力用于克服流体阻力上面，仅剩下不可10％的动力驱动飞行快速行驶，人们设计出各种流线型的机身来减少流体阻力，但效果并不好，又通过更大功率的发动机驱动飞行器更高速行驶，但速度越快，流体阻力越大。

迄今为止还没有一种运动装置在运动中能有效减少流体阻力的理论和方法出现，所有运动装置在流体中快速运动时，90％左右的能耗用于克服流体阻力，飞行器也不例外。发明人在国内外已申请近40项有关飞行器方面的发明专利，其中已有十多项专利在国内外已获授权，在此基础上，提出本申请的方案。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有的可飞行结构在飞行中存在较大阻力的问题，提供一种高速飞行器，能减少流体阻力，同时依照该结构衍生出一种弹药。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种高速飞行器，包括壳体和发动机，所述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界连通，外流体通道与所述发动机的吸气口相通；壳体上可选择地设置或不设置机翼。

本发明采用的另一个技术方案为：一种高速飞行器，包括壳体，在壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

本发明采用的另一个技术方案为：一种弹药，包括弹头和弹壳，所述弹头的最大横切面到弹头的尖端之间的弹头内部依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

本发明的有益效果在于：1、在飞行器的壳体内设置内外两层包含有不同流速的流体的流体通道，在发动机强大吸力作用下的外流体通道及壳体上形成的高速流体，远快于内流体通道内低流速的流体，由此因流速不同而产生的巨大的压力差，形成围绕机身周围的压力差转移圈，把原来从外向内作用在壳体上的流体阻力改变原来的压力方向，从相反的方向由内向外转移压力差，使飞行器飞行中的流体阻力减少；2、内外两层流体通道内的流速相差越大，所形成的围绕壳体周围的压力差转移圈把流体压力向外转移就越多，使飞行器的飞行越节能；显而易见的，发动机强大吸力作用在不太宽的外流体通道内对流体的流量影响不大，但对流体流速产生的影响非常大，使通道内通过极高速度的流体，并通过对发动机的控制，很容易使其外流体通道内流体流速快于内流体通道内的流体若干倍，于是就产生若干倍甚至更多的压力差，把作用在壳体上的部分、甚至大部分的流体压力朝相反方向转移形成围绕其周围的压力差转移圈，使原来飞行器耗费90％能耗来克服流体阻力、只剩10％左右的动力来推动飞机飞行的状态产生逆转，改变为流体阻力部分、甚至大部分减少，由此转变为飞机的动力来源，飞机产生的推动力更少损耗地作用在推力上，使现有飞行器在不增动力的状态下，增加更大推动力，彻底脱胎换骨，不但飞行半径成倍增加，同时速度提高、能耗减少。

附图说明

图1为本发明实施例的飞机的结构示意图。

图2为图1中A-A向的剖面示意图。

图3为本发明实施例的飞机的机翼的剖面示意图。

图4为本发明实施例的不设两侧机翼的飞机的示意图。

图5为本发明实施例的三角形飞行器的结构示意图。

图6为本发明实施例的三角形飞行器的剖面示意图。

图7为本发明实施例的导弹的结构示意图。

图8为本发明实施例的弹药的结构示意图。

图9为图8中B-B向的剖面示意图。

图10为本发明实施例的客机的结构示意图。

标号说明：

1、机身壳体；101、导弹壳体；102、内层壳体；103、扰流面；104、螺旋形扰流面；105、弹头；106、弹壳；107、最大横截面；

2、内流体通道；

3、外流体通道；301、高速流体层；302、压力差转移圈；

4、发动机；401、排气口；402、吸气口；

5、机翼壳体；501、后翼；

6、通口；601、通口；602、导管；603、小孔径通口；604、控制装置。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、构造特征、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图详予说明。

本发明最关键的构思在于:原创性的提出一种动力来源，基于“运动装置周围形成内外两层不同流速的流体，如内层流速慢于外层，内层的慢流速必然向外层的高流速转移压力差，使流体阻力减少并转变为动力来源，反之使流体阻力增加就增大了动力消耗”这一论述应用于飞行器的结构。

其中，内外两层流体的流速相差越大，节能效果越好，转变为动力来源就越多，反之流体阻力就越大，产生的能耗就越大。高压力向低压力转移，就如水从高向低流动一样，都是自然规律，既是自然规律，上述结论就成立。

用上述结论来看待任何现实中在流体中快速运动的一切运动装置，不难看出，所有运动装置周围都围绕内外两层流体，与上不同的是，内层靠近壳体的是大约等同其流速的高速流体，而离开壳体向外逐渐减慢到环境流速的外层为低流速流体，这就造成大范围的外层低流速向内层高流速转移更多额外的流体压力，使所有在流体中快速运动的运动装置必需耗费90％左右的能耗来克服流体阻力还不能提高速度的原因，造成大量能源浪费，累计的碳排放造成今天全球气候变暖最主要的原因。

本发明与现在的所有运动装置的流体分布状态相反，围绕运动装置周围形成的内外两层不同流速的流体，内层流速慢于外层流速，则内层慢流速产生的高压力，必然向外层高流速产生的低压力转移压力差，形成围绕运动装置周围一圈的压力差转移圈，把运动装置在快速运动中流体，从外向内作用在运动装置壳体上的流体压力，又朝相反方向从内向外转移，在运动装置周围形成和压力差转移圈，由于压力差转移圈向外与周围向内的流体压力相反，所以把至少部分、或大部分流体压力阻挡在外，从而使运动装置的流体阻力减少，其中内外两层的流速相差越大，把流体阻力向外转移的越多，转变为动力来源就越多，节能效果就越明显。

本发明提供了一种高速飞行器，包括壳体和发动机，所述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界连通，外流体通道与所述发动机的吸气口相通；壳体上可选择地设置或不设置机翼。

进一步地，上述高速飞行器还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。

进一步地，上述高速飞行器的壳体上设置机翼，机翼壳体内设有所述内流体通道和外流体通道，且机翼壳体内的外流体通道与所述壳体内的外流体通道相通。

进一步地，上述高速飞行器的内流体通道和外流体通道仅设置于所述壳体的上半部分内和所述机翼的上表面内。

进一步地，上述高速飞行器在所述通口内设有控制装置，所述控制装置改变通口的启闭及通口开启角度的变化。

进一步地，上述高速飞行器包括导弹、战斗机和客机。

本发明还提供了另一种高速飞行器，包括壳体，在壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

进一步地，上述的另一种高速飞行器还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。

本发明还提供了一种弹药，包括弹头和弹壳，所述弹头的最大横切面到弹头的尖端之间的弹头内部依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

进一步地，上述的弹药还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。

请参照图1和图2，本发明的实施例一为：

一种飞机，机身壳体1内分别设有内流体通道2和外流体通道3环绕机身周围，内流体通道2和外流体通道3上分别设有多个通口与机身壳体1相通，其中内流体通道2通过导管602与通口6相通，外流体通道3与通口601相通，发动机4设在机身壳体1的尾部，其吸气口与外流体通道3相通，排气口与外界相通，其中通口601的进气面积大于通口6。

当飞机飞行时，流体从通口6、601分别进入内外流体通道内，此时发动机4产生强大的吸力通过均布的多个通口601把附着在机身壳体上的流体高速吸入外流体通道3内，从而使得机身壳体上和外流体通道3内外形成两层流速大致相等又彼此相通的高速流体层301，此时内流体通道2内的流体因流速慢而产生较高的气压，这部分流体通过均布的多个通口6把内流体通道2内部产生的高压力向机身壳体1上形成的高速流体层301转移压力差，从而形成围绕机身壳体1周围的压力差转移圈302把飞机飞行时产生的作用在机身壳体1周围的流体压力，按相反方向从内向外转移流体压力后在飞机周围形成压力转移圈302，由于压力差转移圈302与飞机周围的流体压力方向相反，至少部分或大部分地把流体压力阻挡在压力差转移圈302外，使飞机飞行产生的流体阻力减少，由此转变为飞机的动力来源。

内流体通道2和外流体通道3之间流速相差越大，产生的压力差就越大，转移的流体压力就越多，显而易见的，外流体通道3在发动机4强大吸力状态中，其流速比在自然状态下的内流体通道2内的流速快很多，通过对发动机4的控制，很容易快于内流体通道2流速若干倍、甚至更多都能轻易做到，从而把更多流体压力从内向外转移，形成围绕飞机机身四周的压力差转移圈302，使飞机飞行时围绕四周的压力差转移圈302把流体压力的部分，甚至大部分向外转移后，使流体阻力大大减少，载重量增加，飞行半径增加，同时速度提高，能耗减少。

值得一提的是：内流体通道2和外流体通道3之间的流速在动力的强大吸力作用下相差若干倍，甚至更多倍都很容易做到，从而使“飞机飞行时90％左右的能耗用于克服流体阻力只剩10％左右的能耗来推动飞机飞行”的现状产生根本性的逆转。

首先，因为内流体通道2和外流体通道3之间产生若干倍甚至更多倍的压力差，很容易把飞机飞行时由外向内作用在机身壳体上的流体压力，改变压力方向又从内向外转移部分压力，甚至大部分压力，就使原来飞机耗费90％左右的动力来克服流体阻力大约10％动力用来驱动飞机正常飞行改变为因大部分流体压力已向外转移，也就把原来耗费的动力转变为推动力来源，如减少10％的流体阻力就为飞机增加至少50％左右的动力来源，但多倍甚至更到的流体压力差不会只减少10％的流体阻力，甚至增加更多的动力来源都很容易实现。

其次，本发明的动力来源是从飞机90％消耗于克服流体阻力的动力中获取，获取的方法为内外流体通道流速相差越大，向外转移的流体压力越多，飞机的速度就越快，获得的动力就越多，因减少流体阻力的部分甚至大部分转变为推动力，使飞机的动力增加若干倍后，同时更重要的是，围绕飞机周围的压力差转移圈302把部分、甚至更多的流体阻力向外转移后，在同等动力驱动下，飞机的飞行速度都快得多。

所以在飞机的流体阻力大大减少动力又增加若干倍的交互作用下，所产生的效益不是1+1等于2，而是大于2，此时在不增加任何动力的状态下，就使飞机飞行速度大大提高，飞行半径成倍提高，本发明的飞机功能已远远超出现在飞机的概念，由此产生一种真正高速节能的飞行器。

现在的飞机要提高一点推动力和飞行半径是很难的事情，仅通过改变飞机的流线型的结构，很难减少流体阻力；面对用90％的能耗来克服流体阻力的现实也无能为力，其原因是工业革命以来虽然产生了很多运动装置，但没有有效减少流体阻力的理论、方法和装置，更不会把流体阻力转化为推动力，所以把周围所有的环境压力都引向自身产生更多额外的流体压力；本发明与现有的公知常识相反，在把运动装置周围的流体压力向外转移中获得动力来源，两者之间唯一区别是：流体的压力方向相反。

而本发明的上述结论就如水从高向低流动一样，高压力向低压力转移压力差是自然规律。本发明只不过是改变运动装置内外流体层的流体分布状态，把原来自然产生流体阻力的分布，相反的改变为转移流体阻力的分布状态，内外流体通道之间流速相差多少，压力差转移圈转移多少流体压力，就使飞机的速度提高多少，就能节约多少能源、转变成多少推动力来源，这是一一对应的关系，由此，本发明将对所有运动装置的发展，产生革命性的变革，并深远影响其未来的发展。

请参照图1和图2，本发明的实施例二为：

一种飞机，与实施例一不同的是去掉导管602和通口6，在内层壳体102上均布多个孔径较小的小孔径通口603，使内流体通道2与外流体通道3相通。

飞机行驶时，发动机产生强大的吸力，自然通过较大的通口601更容易把壳体上的流体高速吸入，在通道和壳体表面形成二层彼此机流速大约相等的高速流体层301，同时发动机也把内流体通道2内的少量流体通过均布的孔径较小的小孔径通口603吸入外流体通道3内，由于通口601的进气面积比小孔径通口603大得多，所以外流体通道比内流体通道流速快得多，在发动机强大吸力使外流体通道内流速极快，远快于内流体通道口内的流速，内外通道因流速的极大差异而产生很大压力差，通过均布在内层壳体102上的通口，把内流体通道2内较低流速而产生的高压力向外流体通道3形成的高速流体层301转移压力差，从而形成围绕机身壳体1周围的压力差转移圈302，使飞机飞行时产生的从外向内作用在壳体上的流体压力，朝相反方向从内向外转移，使飞行的流体阻力大大减少。

作为对本实施例的改进，参照实施例一，在内层壳体102上部分设有小孔径通口603，另一部分通过导管602与通口相通。

请参照图1至图3，本发明的实施例三为：

一种飞机，其机翼壳体5内上下表面周围设有内流体通道2和外流体通道3，其中机身壳体1内的内流体通道2与机翼壳体内的外流体通道3相通。

飞机飞行时，发动机4强大的吸力通过机身，机身壳体1上均布的通口601把流体高速吸入外流体通道内，使机身和机翼周围形成高速流体层301，与机身壳体1和机翼壳体5内的内流体通道2之间因流速不同而产生极大压力差，内流体通道2通过导管602与均布的通口6把其内低流速产生的高压力向外高速流体层301转移压力差，形成围绕机身和机翼周围的一圈压力差转移圈302，把飞机飞行时产生的从外向内作用在飞机上的流体压力，在压力差的作用下，朝相反方向从内向外转移流体压力，内流体通道2和外流体通道3之间流速差异越大，向外转移的流体压力越多，显而易见，外流体通道3内流体的流速很容易大于内流体通道2内流体的若干倍、甚至更多，把更多的流体阻力向外转移，由此产生一种崭新结构的高速节能的飞机。

请参照图1至图3，本发明的实施例四为：

一种飞机，在机身壳体1的上半部内和机翼的上表面内设有内流体通道2和外流体通道3，外流体通道3与机身壳体1和机翼壳体5上的通口601相通，同时还与发动机4的吸气口连通，内流体通道2通过导管602与机身壳体1和机翼壳体5上的通口6相通。飞机飞行时，发动机强大的吸力通过机身壳体1和机翼壳体5上均布的通口601把流体高速吸入外流体通道3内，从而在机身上半部和机翼上表面内形成高速流体层301，与内流体通道2内的低流速、高气压流体之间因流速不同而产生很大的压力差，通过导管602与均布壳体上的通口6从内向外部的高速流体层301转移压力差，从而在机身上半部和机翼上表面形成压力差转移圈302，把飞机行驶时作用在机身上半部和机翼上表面的流体阻力向外转移，转移方向为向上就使飞机的升力提高。同时，机身和机翼上下部之间因流速不同而产生更大的压力差而产生更大升力。

请参照图2和图4，本发明的实施例五为：

一种能够超音速飞行的飞机，不设置两侧的机翼，仅设置后翼501来控制方向，在通口内设有通过控制使之开启或关闭及产生角度变化的控制装置604，由于去掉机翼，也没有传统飞机的进气通道，比传统飞机减少80％左右的迎风面面积，本实施例的飞机自然能够提高速度、减少能耗。

当飞机飞行时，通过控制装置604关闭飞机下半部的通口601，发动机强大的吸力使飞机上半部形成高速流体层301，与下半部自然状态中的流速产生极大压力差而产生更大升力，在空中可部分或大部分开启飞机下半部的通口601。

在发动机强大的吸力使外流体通道3和机身壳体1周围形成高速流体层301，与内流体通道2内流速很慢的流体之间产生很大的压力差，内流体通道2通过导管602与均布在机身壳体1上的通口6向外转移压力差，从而形成围绕飞机周围一圈的压力差转移圈302，使流体阻力部分甚至大部分向外转移，转移多少流体压力，就获得多少动力来源，就使飞机的动力来源提高多少，就使飞机的速度提高多少，节约的能源部分转变为发动机的功率，使发动机的动力提高更多倍，同时去掉机身和进气通道后，迎风面面积又比传统飞机减少80％左右，所以该飞机的飞行半径，速度都远大于传统飞机，就如雄鹰和麻雀没有可比性。

进一步地，该飞机的结构还可用于无人机，通常在发动机功率确定后影响飞机速度的唯一原因就是流体阻力，本发明的转置产生的压力差转移圈302转移多少流体阻力就提高多少速度，就产生多少动力来源，去掉机翼和进气涵道又使迎风面减少80％左右，同时在升力大大提高的状态中形成真正的多倍超音速飞行器。

进一步地，去掉或部分去掉导管602和通口6，在内流体通道2的内层壳体102上均布多个孔径相对小的小孔径通口603与高速流体层301相通。

请参照图5和图6，本发明的实施例六为：

一种三角形飞行器，从俯视、仰视、正面、侧面任何一面都为三角构成，三角形的稳定结构是最好的，几个板状就可构成，制作比现在飞机简单得多，成本低廉的多，性能也优越得多，同时多面体是最好的隐身结构。

三角形飞机由几块三角形的板材连接而成，机身和机翼浑然一体都成为内部载人载物的运载空间，在机身壳体内周围设有内外两层的内流体通道2和外流体通道3，分别通过通口6、601与外界相通。发动机4设在飞机上半部的后部壳体中间，发动机4的吸气口402与外流体通道3相通，发动机4的排气口401与外界相通。在发动机强大的吸力作用下，外流体通道3和壳体上形成高速流体层301，与内流体通道2内低流速、高压力的流体之间形成很大压力差，通过导管602与均布在机身壳体1上面的通口6把内流体通道2内的高压向高速流体层301上的高流速低压力区转移，使机身壳体1周围形成压力差转移圈302，把飞机行驶产生的由外向内的流体压力，朝相反方向由内向外转移其流体压力，使部分甚至大部分流体压力向外转移，流体阻力大大减少。

进一步地，该飞机的特殊结构可用于无人机。

进一步地，发动机还可设在机身壳体后部的底部平面与上部结合部之间。

请参照图2和图7，本发明的实施例七为：

一种导弹，在导弹壳体101内，设有内外两层的内流体通道2和外流体通道3，分别通过通口6、601与外界相通。发动机4工作时产生强大吸力，使外流体通道3内外形成高速流体层301，与内流体通道2之间因流速不同形成很大的压力差，从而形成压力差转移圈302，围绕导弹周围把流体阻力部分、甚至大部分向外转移，使导弹的速度大大提高，同时减少流体阻力并转化为动力，使导弹的动力增加，导弹的动力功率确定后，导弹的能源储备和流体阻力直接影响其发射速度和距离，在此内外流体通道产生的压力差转变为动力来源，并使部分甚至大部分流体阻力减少，使导弹射程更远、速度更快，这种导弹的结构，已改变了公知常识，不同于传统导弹的崭新结构，为未来导弹的发展开辟了一条新道路。

请参照图8和图9，本发明的实施例八为：

一种弹药，包括弹头105和弹壳106，弹头105的尾部为圆椎形，在弹头105的最大横截面107处到弹头的尖端之间的弹头内设有依次设有外流体通道3和内流体通道2，内流体通道2和外流体通道3分别通过通口6、601与外界相通，外流体通道3内设有凹凸于表面的扰流面103。

弹药发射时，由于弹头105的尾部为圆椎形，与火药***后的接触面比平面的尾部接触面成倍增加，所以产生的推动力也大大提高。通常，弹头105的最大横截面107后方的部分壳体与枪管内的螺旋形膛线使子弹加速发射，弹头在惯性力作用下旋转中按抛物线轨迹飞行途中，与流体产生极大摩擦力使子弹飞行距离缩短。此时，流体从通口601、6分别进入内外流体通道内，通口601的进气面积大于通口6很多，使更多的流体进入外流体通道3内，因为外流体通道3内设有凹凸于表面的扰流面103，外流体通道3流体经过的路径大于对应的内流体通道2的路径，壳体表面上和外流体通道3内形成两层流速大约相等的高速流体层301，高速流体层301的流速快于内流体通道2而产生压力差，当高速旋转的弹头的外流体通道3把其高速流体从多个通口601在离心力作用下抛向外界时，又加快了高速流体层的流速，与内流体通道2内低流速高压力的流体通过导管602从均布的多个通口6把其高压力向由快速流体层301的高流速产生的低压力区转移压力差，于是形成围绕弹头周围一圈的压力差转移圈302，把流体从外作用在弹头壳体上的流体压力，朝相反方向从内向外转移流体压力，从弹头迎风面周围的压力差转移圈向外转移，使弹头飞行的流体阻力减少，所以弹头飞行的速度变快，飞行的距离增加，由此产生一种射程更远，速度更快的子弹。

内流体通道2和外流体通道3之间流速相差越大产生的压力差越大，显而易见的：一者因为内流体通道2在里面，其半径小于外流体通道3；一者因为外流体通道3内设有扰流面103，使流体经过其内的路径更大于内流体通道2内的路径，所以上述两者的叠加就使流体经过的路径至少大于内流体通道2至少一倍，所以就产生至少一倍的压力差来减少流体阻力。

进一步地，在弹头的外流体通道3中的内表面或外表至少其一设有螺旋形扰流面104，使流体经过的路径大于内流体通道2若干倍，因为螺旋形扰流面104使流体在外流体通道3内转一圈就比内流体通道经过的路径更长，所以流体流速快于内流体通道若干倍，高速流体层301的流速也比内流体通道快若干倍，于是压力差转移圈就产生若干倍的压力差把弹头所遇到的流体压力更多向外转移，向外转移多少流体压力，就提高多快的速度，就产生多大的推动力来源，所以就使子弹飞行距离大大提高，速度提高，穿透力也提高，一种远射程的高速子弹由此产生。

进一步地，在内层壳体102上设多个通口6使内流体通道2和外流体通道3相通，通口6的进气面积小于通口601的进气面积，当内流体通道2和外流体通道3因流速不同而产生压力差，内流体通道2通过多个通口6均匀的向外流体通道3形成的高速流体层301转移压力差，由此形成压力差转移圈302。

进一步地，弹头飞行时，压力差转移圈302使迎风面的阻力大大减少，同时其后部的圆椎形结构有效占据负压区的位置，使流体顺圆椎形的外壳流过，在椎尖处周围流体汇合后负压阻力大大减少，迎风面和负压区阻力减少，使其速度进一步提高。

进一步地，去掉扰流面103、螺旋形扰流面104后，由于外流体通道对应的路径大于内流体通道而产生压力差，也能提高其速度和射程。

进一步地，以上所述的结构同样适用于炮弹，由此一种高速远射程的炮弹由此产生。

值得一提的是，本实施例的弹药包括子弹和炮弹，而影响子弹和炮弹射程及速度的唯一原因就是流体阻力，本发明并没有增加火药的用量，仅在原来子弹或炮弹上通过压力差转移圈使其速度提高，射程提高，本发明为弹药的未来发展开辟了新的方向。

请参照图3、图9和图10，本发明的实施例九为：

一种客机，机身壳体1内周围或/和机翼内的上下表面设有内外两层的内流体通道2和外流体通道3，通过各自的通口6、601与外界相通，在外流体通道3内的两侧面至少其一设有凹凸于表面的扰流面103或螺旋形扰流面104，使流体经过的路径大于内流体通道2的路径。

当飞机飞行时，外流体通道3内凹凸的扰流面103延长流体通过的路径，尤其是螺旋形扰流面104，使流体经过的路径更多的增加，大于内流体通道2内很多。此时外流体通道3内的流速已快于飞机速度，在围绕飞机周围流体同时产生向内的侧力即向内压力作用下，使壳体上的大量流体从各通口601进入通道内，于是形成通道和壳体内外两层高速流体层301与内流体通道2之间因流速不同而产生很大的压力差，使内流体通道2内的低流速、高压力的流体将压力差通过导管602从多个均布于机身壳体1上的通口向外朝高速流体层301转移。因为通口601的进气面积大于通口6，因此把飞机飞行时产生向机身壳体1和机翼壳体5(机翼用多个均匀排列的螺旋形扰流条)的流体压力朝相反方向从内向外转移其流体压力，于是形成围绕机身周围一圈的压力差转移圈302，使飞行时的流体阻力大大减少。此时，内流体通道2和外流体通道3之间流速差异越大，产生的压力差越大，显而易见的，扰流面103或螺旋形扰流面104使流体经过的路径大于内流体通道2很多，于是压力差转移圈就产生更多的压力差，把流体阻力向外转移，使部分流体阻力减少，然后又转变成飞机速度增加的动力，由此产生一种高速节能的飞机。该实施例不用动力也能产生很大的压力差，适合于各种飞机、导弹等飞行器。

进一步地，在机翼上表面内的外流体通道3内设扰流面和多个螺旋形扰流条使飞机的升力增加。

综上所述，本发明提供的飞行器通过壳体内的内外两层不同流速的流体通道而产生压力差，两层之间流速相差越大，产生的压力差就越大，通过压力差转移圈，把巨大的流体压力作用在飞行器壳体上的部分，甚至大部分向外转移，使流体阻力部分或大部分的减少而转变为动力来源。因为飞行器高速行驶时，90％左右的动力用于克服流体阻，仅剩10％左右来驱动飞行器正常行驶，若通过压力差转移圈减少10％的流体阻力，至少可使飞行器的动力提高50％以上，同理通过压力差转移圈使各种运动装置，包括水中、空气中的运动装置都能减少10％的流体阻力，也就减少全球石化燃料的50％以上，由于排碳引起的气候变化将在源头上得到控制。显而易见本发明能减少的流体阻力决不会仅为10％。本发明改变运动装置在流体中运动的公知常识，实际上发现了一种动力来源，这种取之不尽，用之不竭的动力来源却没有一点污染，这种动力来源的发现，仅仅是水向低处流，高压力向低压力转移的自然规律。

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。

Claims (10)

1.一种高速飞行器，包括壳体和发动机，其特征在于，所述壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界连通，外流体通道与所述发动机的吸气口相通；壳体上可选择地设置或不设置机翼。

2.根据权利要求1所述的高速飞行器，其特征在于，还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。

3.根据权利要求1所述的高速飞行器，其特征在于，所述壳体上设置机翼，机翼壳体内设有所述内流体通道和外流体通道，且机翼壳体内的外流体通道与所述壳体内的外流体通道相通。

4.根据权利要求3所述的高速飞行器，其特征在于，所述内流体通道和外流体通道仅设置于所述壳体的上半部分内和所述机翼的上表面内。

5.根据权利要求1所述的高速飞行器，其特征在于，在所述通口内设有控制装置，所述控制装置改变通口的启闭及通口开启角度的变化。

6.根据权利要求1所述的高速飞行器，其特征在于，所述高速飞行器包括导弹、战斗机和客机。

7.一种高速飞行器，包括壳体，其特征在于，在壳体内依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

8.根据权利要求7所述的高速飞行器，其特征在于，还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。

9.一种弹药，包括弹头和弹壳，其特征在于，所述弹头的最大横切面到弹头的尖端之间的弹头内部依次设有外流体通道和内流体通道，所述外流体通道和内流体通道分别通过各自的通口与外界相通，外流体通道内设有凹凸于通道壁面的扰流面。

10.根据权利要求9所述的弹药，其特征在于，还包括内层壳体，所述内层壳体设于所述外流体通道和内流体通道之间，内层壳体上设有多个通口连通内外流体通道，内流体通道的通口和内层壳体上的通口的面积小于所述外流体通道的通口的面积。