飛的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機(jī)，包括機(jī)身殼體和機(jī)翼，在機(jī)身殼體和所述機(jī)翼中的至少一者的后部設(shè)有與各自的尾部導(dǎo)出口相通的導(dǎo)入口。本發(fā)明的有益效果在于：通過設(shè)于機(jī)身殼體和/或機(jī)翼后部的導(dǎo)入口將從殼體表面經(jīng)過的流體吸入后從位于機(jī)身殼體尾部的導(dǎo)出口排出，這部分流體可用于填充機(jī)體后方的負(fù)壓區(qū)，使飛機(jī)在飛行的過程中受到的阻力減小，提高飛機(jī)的飛行效率。
【專利說明】飛機(jī)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器結(jié)構(gòu)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)。

【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)行駛過程產(chǎn)生的阻力包括:前方的正向壓力、周圍的側(cè)力、后部負(fù)壓力?，F(xiàn)在對飛機(jī)的外形進(jìn)行流線型的節(jié)能優(yōu)化時(shí)，通常都注重于對飛機(jī)的前部和周圍的形狀的設(shè)計(jì)來減少上述阻力，而忽略飛機(jī)后部流體的流量和流向?qū)p少風(fēng)阻起到的至關(guān)重要的作用，所以有必要進(jìn)行進(jìn)一步改進(jìn)。
[0003]發(fā)明人把正向壓力、側(cè)力以及后部負(fù)壓區(qū)作為整體考慮來減少流體阻力的方案，其中最重要的是通過減少負(fù)壓區(qū)就大大減少了流體阻力的技術(shù)結(jié)構(gòu)。 申請人:已授權(quán)的涉及流體連續(xù)性的部分專利包括:申請?zhí)枮?01010111795.5的中國專利《充氣汽車》、專利號(hào)為US8113569和US8408635的美國專利《汽車》和《節(jié)能汽車》；專利號(hào)為US13864370的美國專利《一種從內(nèi)部產(chǎn)生升力的飛碟》、專利號(hào)為US8.448.892b2的美國專利《一種從內(nèi)部產(chǎn)生升力的飛行器》以及專利號(hào)為JP5456397日本專利《節(jié)能汽車》等，都是通過填充負(fù)壓區(qū)從而使飛行器及汽車行駛的正向，側(cè)向流體阻力大大減少。 申請人:經(jīng)多年的研究和開發(fā)，在上述方案的基礎(chǔ)上又進(jìn)一步提出本申請的方案。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對飛機(jī)在飛行過程中機(jī)體表面流體的分布狀況導(dǎo)致飛行阻力大的問題，提供一種可減少流體阻力的飛機(jī)。
[0005]為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為:一種飛機(jī)，包括機(jī)身殼體和機(jī)翼，在機(jī)身殼體和所述機(jī)翼中的至少一者的后部設(shè)有與各自的尾部導(dǎo)出口相通的導(dǎo)入口。
[0006]本發(fā)明的有益效果在于:通過設(shè)于機(jī)身殼體和/或機(jī)翼后部的導(dǎo)入口將從殼體表面經(jīng)過的流體吸入后從位于機(jī)身殼體尾部的導(dǎo)出口排出，這部分流體可用于填充機(jī)體后方的負(fù)壓區(qū)，使飛機(jī)在飛行的過程中受到的阻力減小，提高飛機(jī)的飛行效率。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0007]圖1為本發(fā)明實(shí)施例的飛機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0008]圖2為圖1中A-A向的剖面視圖。
[0009]圖3為本發(fā)明實(shí)施例的飛機(jī)的機(jī)翼尾部邊緣的局部剖面視圖。
[0010]圖4為本發(fā)明實(shí)施例的飛機(jī)的多種襟翼導(dǎo)入口的形狀示意圖。
[0011]標(biāo)號(hào)說明:
[0012]1、飛機(jī)；101、機(jī)身殼體；103、擾流面；
[0013]2、上部導(dǎo)入口 ；201、兩側(cè)部導(dǎo)入口 ；202、下部導(dǎo)入口 ；
[0014]3、尾部導(dǎo)出口；
[0015]5、機(jī)翼；501、機(jī)翼導(dǎo)入口 ；502、中空區(qū)域；503、機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 ；504、機(jī)翼尾部邊緣；505、機(jī)翼上表面；506、弧形通道；507、附加機(jī)翼導(dǎo)入口 ；508、機(jī)翼下表面；509、襟翼。

【具體實(shí)施方式】
[0016]為詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容、構(gòu)造特征、所實(shí)現(xiàn)目的及效果，以下結(jié)合實(shí)施方式并配合附圖詳予說明。
[0017]本發(fā)明最關(guān)鍵的構(gòu)思在于:引入機(jī)身和機(jī)翼周圍的氣流來填充其后部的負(fù)壓區(qū)，從而使飛機(jī)飛行時(shí)的流體阻力減少。
[0018]請參閱圖1至圖3，一種飛機(jī)1，包括機(jī)身殼體101和機(jī)翼5，還包括設(shè)于所述機(jī)身殼體101的尾部導(dǎo)出口 3，在機(jī)身殼體101和所述機(jī)翼5中的至少一者的后部沒有與所述尾部導(dǎo)出口 3相通的導(dǎo)入口(包括上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202，導(dǎo)入口設(shè)在與尾部導(dǎo)出口 3相接近或最接近的機(jī)身殼體的后部位置上)。
[0019]從上述描述可知，本發(fā)明的有益效果在于:通過設(shè)于機(jī)身殼體和/或機(jī)翼后部的導(dǎo)入口將從殼體表面經(jīng)過的流體吸入后從位于機(jī)身殼體尾部的導(dǎo)出口排出，這部分流體可用于填充機(jī)體后方的負(fù)壓區(qū)，使飛機(jī)在飛行的過程中受到的阻力減小，提高飛機(jī)的飛行效率。
[0020]進(jìn)一步地，導(dǎo)入口和導(dǎo)出口之間的內(nèi)部中空區(qū)域形成連通部，所述連通部的內(nèi)壁上設(shè)有凹凸?fàn)畹臄_流面103。
[0021]由上述描述可知，通過擾流面的設(shè)置可延長流體在連通部中的通過路徑，使從導(dǎo)出口排出的流體的流速更快。
[0022]進(jìn)一步地，導(dǎo)入口的形狀由圓形、方形、菱形、條形、三角形、弧形、橢圓形中的一種或多種構(gòu)成。
[0023]進(jìn)一步地，設(shè)于機(jī)身殼體周圍的上部、兩側(cè)部或下部的導(dǎo)入口中的至少其一與導(dǎo)出口相通。
[0024]進(jìn)一步地，導(dǎo)入口是環(huán)繞機(jī)身殼體周圍的環(huán)形導(dǎo)入口，環(huán)形導(dǎo)入口設(shè)有一條或多條。
[0025]由上述描述可知，設(shè)置環(huán)形導(dǎo)入口可增大導(dǎo)入口的面積，從而進(jìn)一步地增加進(jìn)入導(dǎo)入口的流體流量，使從導(dǎo)出口排出的流體流量更大。
[0026]進(jìn)一步地，機(jī)身殼體和機(jī)翼中的至少一者的后部沒有與導(dǎo)出口位置接近的導(dǎo)入□。
[0027]進(jìn)一步地，機(jī)翼的后部的上下表面中的至少一者設(shè)有機(jī)翼導(dǎo)入口，機(jī)翼導(dǎo)入口通過弧形的中空區(qū)域與導(dǎo)出口相通。
[0028]由上述描述可知，在機(jī)翼的后部的上表面和/或下表面也設(shè)置引導(dǎo)流體路徑的機(jī)翼導(dǎo)入口與導(dǎo)出口相通，可進(jìn)一步減少飛機(jī)整體的后部負(fù)壓區(qū)的體積，從而減小飛機(jī)的飛行阻力；同時(shí)，弧形的中空區(qū)域還可延長流體的通過路徑，提高流體的排放速率。
[0029]進(jìn)一步地，機(jī)翼的襟翼的上下表面中的至少一者設(shè)有機(jī)翼導(dǎo)入口，機(jī)翼導(dǎo)入口通過弧形的中空區(qū)域與設(shè)在機(jī)翼尾部的機(jī)翼導(dǎo)出口相通。
[0030]由上述描述可知，在襟翼上也設(shè)置引導(dǎo)流體路徑的機(jī)翼導(dǎo)入口和機(jī)翼導(dǎo)出口，可進(jìn)一步減少飛機(jī)整體的后部負(fù)壓區(qū)的阻力，從而減小飛機(jī)的飛行阻力；同時(shí)，弧形的中空區(qū)域還可延長流體的通過路徑，提高流體的排放速率。
[0031]請參照圖1，本發(fā)明的實(shí)施例1為一種飛機(jī)1，在飛機(jī)I的機(jī)身殼體101后部至尾部之間的區(qū)域上，環(huán)繞殼體表面設(shè)有上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202，與設(shè)于機(jī)身殼體尾部的尾部導(dǎo)出口 3相通。
[0032]當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，因流體連續(xù)性，使流體經(jīng)飛機(jī)周圍不同路徑而同時(shí)到達(dá)后部，所以圍繞機(jī)身經(jīng)過的流體在機(jī)身后部分為內(nèi)外兩部分向后排出:向內(nèi):一部分流體經(jīng)上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202從尾部中間的尾部導(dǎo)出口 3向后排出；向外--另外一部分流體順殼體周圍向后排出，這部分流體在離尾部后方一定的距離處相互交匯，使機(jī)身尾部至交匯點(diǎn)之間的區(qū)域形成負(fù)壓區(qū)。
[0033]由于圍繞機(jī)身經(jīng)過的流體分為內(nèi)外兩部分，所以使原本用于形成負(fù)壓區(qū)因一部分流體被分流，使流量減少在后部形成的負(fù)壓區(qū)就變得薄弱，所以在此前提下，從尾部導(dǎo)出口排出的大量流體很容易填充后部負(fù)壓區(qū)，使后部負(fù)壓區(qū)阻力減少甚至大大減少，從而因流體連續(xù)性在負(fù)壓阻力減少時(shí)，正向、側(cè)向阻力相應(yīng)減少，由此使飛機(jī)的能耗減少，速度提高。
[0034]顯而易見的，從尾部導(dǎo)出口 3排出的流量越多，剩下一部分流體形成后部負(fù)壓區(qū)就越薄弱，從而使尾部導(dǎo)出口 3排出的流體更容易填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0035]同時(shí)，當(dāng)流體緊緊裹住機(jī)身經(jīng)過時(shí)，在后部分為內(nèi)外兩部分，向內(nèi):流體產(chǎn)生很大的向內(nèi)壓力即為側(cè)力，這種壓力隨速度而變化，飛機(jī)速度越快，流體圍繞機(jī)身四周產(chǎn)生向內(nèi)的側(cè)力壓力越大。當(dāng)這種極大向內(nèi)壓力作用在機(jī)身后部殼體周圍的上部、兩側(cè)部、下部導(dǎo)入口時(shí)，向內(nèi)的壓力找到了宣泄口，大量大約等同飛機(jī)速度靠近殼體周圍的流體，通過各導(dǎo)入口把巨大的壓力導(dǎo)向尾部導(dǎo)出口 3，使更多流體從導(dǎo)出口排出；此時(shí)還剩下一部分向外的流體，由于相對靠近殼體周圍大約等同飛機(jī)速度的流體從各導(dǎo)入口引入，剩下的一部分相對離開殼體周圍的流體，其速度已慢于飛機(jī)速度，也沒機(jī)會(huì)接近殼體來加速，只能向后排出形成薄弱的負(fù)壓區(qū)結(jié)構(gòu)，所以更多流體從導(dǎo)出口排出來更好的填充薄弱的后部負(fù)壓區(qū)。
[0036]進(jìn)一步的，在對應(yīng)上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202到尾部導(dǎo)出口 3之間的連通部的內(nèi)壁表面設(shè)有具有凹凸弧形的擾流面103來延長流體經(jīng)過的路徑，使等同于飛機(jī)速度的流體從四周各導(dǎo)入口進(jìn)入后，由于擾流面103的作用，流體從連通部經(jīng)過的路徑大于從對應(yīng)導(dǎo)入口外部的機(jī)身周圍經(jīng)過的路徑，所以從導(dǎo)出口排出的流速已大于飛機(jī)的速度，由此產(chǎn)生壓力差。在壓力差的作用下，更多從周圍經(jīng)過的流體從上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202導(dǎo)入后從尾部導(dǎo)出口 3排出。值得一提的是，此時(shí)從尾部導(dǎo)出口 3排出的大量流體的流速，已大于飛機(jī)殼體周圍經(jīng)過的流速，大量略高于飛機(jī)速度的流體從尾部導(dǎo)出口排出，迫使從機(jī)身周圍經(jīng)過慢于飛機(jī)速度的流體，不得不圍繞在尾部導(dǎo)出口 3排出的高速流體周圍，把后部負(fù)壓區(qū)流體分布狀態(tài)改變?yōu)橄鄬φ龎簠^(qū)，或者說是從導(dǎo)出口排出大量高于飛機(jī)速度的流體，更容易填充負(fù)壓區(qū)，使負(fù)壓阻力大大減少，相對正壓區(qū)是相對原來負(fù)壓區(qū)而言。
[0037]進(jìn)一步地，各導(dǎo)入口的形狀由圓形、方形、菱形、橢圓形或條形等形狀中的一個(gè)或多個(gè)構(gòu)成。進(jìn)一步的，上部、兩側(cè)部、下部、環(huán)形導(dǎo)入口至少其一與導(dǎo)出口相通；或上述導(dǎo)入口的一種或多種與導(dǎo)入口相通。
[0038]進(jìn)一步地，上部導(dǎo)入口 2、兩側(cè)部導(dǎo)入口 201和下部導(dǎo)入口 202在殼體表面上相互連通，形成圍繞機(jī)身后部周圍的環(huán)形導(dǎo)入口，環(huán)形導(dǎo)入口為一條或多條，把周圍殼體上的更多流體導(dǎo)入從導(dǎo)出口排出來更好填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0039]通過常識(shí)可知，越接近飛機(jī)殼體周圍的流體大約等同飛機(jī)速度，越向外其速度逐步減少，直到等同于環(huán)境的流速，所以已慢于飛機(jī)速度的。
[0040]進(jìn)一步地，各導(dǎo)入口優(yōu)選地設(shè)置在最接近機(jī)身尾部的殼體上，這樣對現(xiàn)有飛機(jī)的改造較為容易，同時(shí)，流體沒有機(jī)會(huì)再接近機(jī)身殼體來加快速度，只能在后部形成薄弱的負(fù)壓區(qū)O
[0041]從【背景技術(shù)】和上述介紹可知，通過填充后部負(fù)壓區(qū)作為減少流體阻力的突破點(diǎn)，可以說是牽一發(fā)而動(dòng)全身。本發(fā)明對傳統(tǒng)飛機(jī)僅在靠近機(jī)身尾部的周圍殼體上設(shè)多個(gè)導(dǎo)入口與尾部導(dǎo)出口相通，就改變了負(fù)壓區(qū)的流體分布狀態(tài)為相對正壓區(qū)，由此使正向、側(cè)向流體阻力減少而產(chǎn)生一種具有良好節(jié)能效果的飛機(jī)。
[0042]如圖1至圖3所示，本發(fā)明的實(shí)施例2為一種飛機(jī)I的機(jī)翼5，在實(shí)施例1的基礎(chǔ)上，于靠近機(jī)翼5的機(jī)翼尾部邊緣504的機(jī)翼上表面505設(shè)置機(jī)翼導(dǎo)入口 501,使流體經(jīng)中空區(qū)域502從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503向后排出來填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0043]本實(shí)施例的技術(shù)結(jié)構(gòu)使飛機(jī)飛行時(shí)，把原來在機(jī)翼后部形成負(fù)壓區(qū)的流體分為內(nèi)外兩部分，當(dāng)流體經(jīng)機(jī)翼上表面505流到機(jī)翼導(dǎo)入口 501時(shí)，分為兩部分向后排出:向內(nèi)，一部分接近機(jī)翼表面的流體從機(jī)翼導(dǎo)入口 501進(jìn)入中空區(qū)域502后從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503排出；向外，另一部分離開機(jī)翼表面流體直接向后排出形成負(fù)壓區(qū)。由于機(jī)翼上表面505的流量減少，流速變慢流體在后部形成負(fù)壓區(qū)時(shí)出現(xiàn)薄弱環(huán)節(jié)，所以從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503排出，大量快速流體可以很好的填充后部負(fù)壓區(qū)，使負(fù)壓阻力減少，從而整體的流體連續(xù)性產(chǎn)生的正向、側(cè)向流體阻力相應(yīng)也減少。
[0044]飛機(jī)飛行時(shí)，因?yàn)榱黧w連續(xù)使流體經(jīng)機(jī)翼上下表面不同路徑而同時(shí)到達(dá)后部產(chǎn)生升力，同時(shí)因流體連續(xù)性必然在機(jī)翼正面、側(cè)面、后部負(fù)壓區(qū)產(chǎn)生流體阻力。人們重視機(jī)翼產(chǎn)生升力而忽視很大面積的機(jī)翼產(chǎn)生很大的正向和側(cè)向及負(fù)壓區(qū)的流體阻力。本實(shí)施例的技術(shù)方案就是通過減少正向和側(cè)向及負(fù)壓區(qū)的阻力，同時(shí)結(jié)合實(shí)施例1的基礎(chǔ)方案，對現(xiàn)有飛機(jī)結(jié)構(gòu)改變很小，就使飛機(jī)行駛中經(jīng)過機(jī)身和機(jī)翼產(chǎn)生的正向、側(cè)向、負(fù)壓區(qū)阻力，通過填充負(fù)壓區(qū)使整體的流體大大減少，由此產(chǎn)生一種具有良好節(jié)能效果的飛機(jī)。
[0045]進(jìn)一步地，流體從機(jī)翼下表面508的附加機(jī)翼導(dǎo)入口 507進(jìn)入中空區(qū)域502后從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503向后排出，這樣就可以更好地填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0046]流體經(jīng)機(jī)翼上下表面不同路徑到達(dá)后部形成的負(fù)壓區(qū)，因流體部分從機(jī)翼導(dǎo)入口501和附加機(jī)翼導(dǎo)入口 507導(dǎo)入后，只剩下一部分流速慢的流體形成的整體負(fù)壓區(qū)結(jié)構(gòu)減弱，使從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503排出相對流速快的流體更好的填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0047]進(jìn)一步地，從機(jī)翼導(dǎo)入口 501和附加機(jī)翼導(dǎo)入口 507導(dǎo)入的流體經(jīng)弧形通道506延長其經(jīng)過路徑后，從導(dǎo)出口加快排出從而更好地填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0048]因機(jī)翼迎風(fēng)面占飛機(jī)迎風(fēng)面的一大半，產(chǎn)生的流體阻力也占飛機(jī)的一大半，所以從整體上合理的安排好各導(dǎo)入口和流體經(jīng)過的弧形通道506，并在中空區(qū)域502和弧形通道506內(nèi)設(shè)置擾流面103來延長流體經(jīng)過的路徑，使從機(jī)翼導(dǎo)入口 501或附加機(jī)翼導(dǎo)入口507導(dǎo)入的等同飛機(jī)速度的流體(從機(jī)翼導(dǎo)入口 501進(jìn)入的優(yōu)先)在經(jīng)過弧形通道506或/和擾流面103后相對加速，只要略大于飛機(jī)速度，就能從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503排出后，迫使另一部分慢于飛機(jī)速度的流體不得不圍繞在更快速度的機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503排出的流體周圍，分層有序地圍繞在一起，更好填充后部負(fù)壓區(qū)，同時(shí)又使正向、側(cè)向阻力減少，使機(jī)翼產(chǎn)生的流體阻力大大減少。
[0049]進(jìn)一步地，傳統(tǒng)飛機(jī)機(jī)翼后部一般設(shè)有襟翼509來通過控制角度變化控制飛機(jī)升降，所以還可以在襟翼509的上表面和/或下表面設(shè)置上述結(jié)構(gòu)以減少流體阻力。
[0050]進(jìn)一步地，參閱圖4，在機(jī)翼和襟翼上表面和/或下表面設(shè)置的機(jī)翼導(dǎo)入口 501的形狀可為菱形、條形、圓形、方形、長方形、三角形、弧形或橢圓形等中的一種或多種構(gòu)成，從機(jī)翼導(dǎo)入口 501導(dǎo)入的流體經(jīng)襟翼內(nèi)的弧形通道506、擾流面103后從機(jī)翼尾部導(dǎo)出口 503向后排出來填充后部負(fù)壓區(qū)。
[0051]綜上所述，本發(fā)明提供的飛機(jī)通過設(shè)于機(jī)身殼體后方、機(jī)翼后方或襟翼后方的導(dǎo)入口將從飛機(jī)表面的流體吸入后從位于這些結(jié)構(gòu)尾部的導(dǎo)出口排出，這部分流體可用于填充飛機(jī)整體后方的負(fù)壓區(qū)，使飛機(jī)在飛行的過程中受到的阻力減小，提高飛機(jī)的飛行效率。
[0052]以上所述僅為本發(fā)明的實(shí)施例，并非因此限制本發(fā)明的專利范圍，凡是利用本發(fā)明說明書及附圖內(nèi)容所作的等同變換，或直接或間接運(yùn)用在相關(guān)的【技術(shù)領(lǐng)域】，均同理包括在本發(fā)明的專利保護(hù)范圍內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)，包括機(jī)身殼體和機(jī)翼，其特征在于，在機(jī)身殼體和所述機(jī)翼中的至少一者的后部設(shè)有與各自的尾部導(dǎo)出口相通的導(dǎo)入口。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述導(dǎo)入口和導(dǎo)出口之間的內(nèi)部中空區(qū)域形成連通部，所述連通部的內(nèi)壁上設(shè)有凹凸?fàn)畹臄_流面。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述導(dǎo)入口的形狀由圓形、方形、菱形、條形、三角形、弧形、橢圓形中的一種或多種構(gòu)成。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述導(dǎo)入口設(shè)在所述機(jī)身殼體周圍的上部、兩側(cè)部或下部。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機(jī)，其特征在于，設(shè)于所述機(jī)身殼體周圍的上部、兩側(cè)部或下部的所述導(dǎo)入口中的至少其一與所述導(dǎo)出口相通。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述導(dǎo)入口是環(huán)繞所述機(jī)身殼體周圍的環(huán)形導(dǎo)入口，所述環(huán)形導(dǎo)入口設(shè)有一條或多條。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述機(jī)身殼體和機(jī)翼中的至少一者的后部沒有與所述導(dǎo)出口位置接近的導(dǎo)入口。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼的后部的上下表面中的至少一者設(shè)有機(jī)翼導(dǎo)入口，所述機(jī)翼導(dǎo)入口通過弧形的中空區(qū)域與所述導(dǎo)出口相通。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼的襟翼的上下表面中的至少一者設(shè)有機(jī)翼導(dǎo)入口，所述機(jī)翼導(dǎo)入口通過弧形的中空區(qū)域與設(shè)在機(jī)翼尾部的機(jī)翼導(dǎo)出口相通。
【文檔編號(hào)】B64C3/36GK104229122SQ201410529182
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年10月8日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月8日
【發(fā)明者】朱曉義 申請人:朱曉義