[0001] 技术领域：和现行的飞行器相比，该发明改变了一种推力方式，因而也改变了其飞行条件以及飞行的模式。它不依靠空气飞行，在太空飞行优于在大气层飞行。其主要依靠自身的内循环系统和庞大的离心力系统使飞行器产生足够大的推力而实现其飞行，并且能够达到极高的速度。所有的改变都遵循运动学等力学原理。

[0002] 背景技术：现行飞行器的动力，要么是利用介质空气产生的浮力和推力(如飞机)，要么是利用高速燃烧的气体做反冲运动(如喷气式飞机和火箭)，它们的飞行在很大程度上都依赖于空气，即使是火箭在冲出大气层后它的飞行也是很困难的，其飞行速度也受到一定的限制。这给人们探索和研究外太空、外星球的梦想还有很长的一段距离，要实现这一梦想就需要有一种更适应在太空中飞行的飞行器。

[0003] 发明内容：鉴于上述情况，本人发明了这款飞行器，它不依靠周围介质而飞行，而完全依靠其自身的内循环产生的推力达到其自由的飞翔，在太空中比在大气层中飞行更轻松，因为太空中没有空气阻力。由于它可以在原有速度的基础上不断的获得加速度，所以它可以达到极高的飞行速度。还有望将来代替火箭将卫星送入轨道，它是未来研究和探索外太空最有力的飞行器，而且也是未来太空战的最有力的飞行器。在设计过程中为了满足设计的需要，它酷似传说中的飞碟，因而也称它为“地球人的太空飞碟”。

[0004] 具体的讲它包括动力系统；离心力发生系统；离心力接收系统；液体循环系统；飞行器自动平衡系统；操作系统和控制系统等组成。

[0005] 循环系统使液体在飞行器内循环，达到重复利用的目的。在离心力发生系统由于离心力发生器在动力作用下高速运转，而使液体产生了离心力，在离心力的作用下液体沿喷液管高速喷出，沿离心力接收器入口进入；当液体进入离心力接收器后，由于离心力接收器是一个球面，如果不考虑空气阻力和液体粘度，那么液体将在离心力接收器内向周边做匀速圆周运动，同时对离心力接收器将产生离心力的作用而做功，从而使飞行器获得了一定角度的向上的推力。但在离心力接收器末端也产生了一定角度向下的力，将抵消升力的一部分。做功后的液体再经循环系统进入离心力发生系统，这样周而复始，在加上控制系统，飞行器就实现了其飞行的目的。接下来将做具体说明。附图说明：

[0006] 图1：该图为离心力飞行器纵剖面图。其标注分别如下：

[0007] 1.接收腔 2.传动轴 3.液体循环管道 4.挡板 5.喷液管 6.密封圈 7.轴承8.加固支架 9.离心力发生器(转动) 10.离心力接收器(外壳) 11.密封圈 12.液体循环泵 13.挡板(自转平衡作用) 14.轴承15.动力机 16.电子设备安装仓室 17.载人载物仓室 18.操作系统安装位置 19.燃油箱 20.液体循环仓

[0008] 离心力发生器9由传动轴2带动旋转，传动轴2由轴承7和14固定于机壳，传动轴2和液体循环仓20由密封圈11进行密封，离心力发生器进液口与接收腔之间由密封圈6密封处理。喷液管5均匀地分布于离心力发生器的周边，其内部安装截止阀，在转动过程中可以根据需要调节其喷液大小。

[0009] 图2：该图是用于计算离心力飞行器升力大小的示意图，是离心力接收器受力面的纵剖面图，是一道夹角为θ的圆弧。圆弧受离心力的作用，其作用点在圆弧中心A点，N表示所受的离心力，F1表示由离心力分解而来的垂直向上的力。T表示在离心力末端所受的力，F2表示分解出竖直向下的力。

[0010] 图3：该图用于计算离心力飞行器所需的功率，是离心力发生器的俯视横截面图，点A为半径中点，其半径r等于1米。

[0011] 具体实施方式：(如图1)

[0012] 离心力发生系统是指图中的离心力发生器(以后简称发生器)，它的工作原理和离心水泵的叶轮是一样的，只是为了满足供液需求而把顶面设计成了球面，底面设计成平面，平面中央开圆孔作为进液口；在球面中心安装一根垂直于经过球面中心点并和球面相切的面的传动轴，动力机通过传动轴带动发生器做高速运转，由于离心力的作用，在离轴心最远的边缘将产生较高的液体压强。因此，边缘的液体就具有一定的压力势能，这些液体由喷液管喷出将产生较高的流速对离心力接收器做功。

[0013] 离心力接收系统是直接产生升力的重要系统。它是一个不规则球体的一部分。从剖面图看它是一道圆弧，它所形成的圆于发生器边缘和其边缘所形成的面相切，半径绕过圆弧的角度是60°。接收腔设计为真空，因为这样可以减小对高速液体的阻力。根据运动学原理，假设在不考虑液体粘度的情况下，由发生器喷出的高速液体将试图沿圆弧所形成的圆作匀速圆周运动。因此，高速运动的液体将对圆弧产生离心力作用。力的作用点在圆弧的中心，方向和半径所指的方向相同，当然运动到末端也产生了一个角度向下的力将抵消升力的一部分。最后将以设计的飞行器作具体的计算。

[0014] 液体循环系统的主要部件是液体循环泵，它密切配合离心力发生器而工作，它的转速随着离心力发生器的转速而变化。第一，在真空条件下以及超重的情况下它仍然源源不断地为离心力发生器提供足够的液体并保持一定的压强；第二，避免由于飞行器飞行姿态的改变而造成的液体倾流的现象。

[0015] 飞行器自动平衡系统主要由发生器的喷液管和加装在高速液体末端的挡板(如图1)来实现，调节喷液管喷液的大小，可以使飞行器在水平位置保持平衡，而调节挡板的角度可以平衡由于扭矩引起的自转现象，当然还需要加装仪器和电子设备来配合完成，这是完全能够做得到的。

[0016] 操作和控制系统分为飞行员操作控制和无线电操作控制，主要是通过变更机组(如一台或多台动力机)和调节变速器来控制离心力发生器的转速，从而达到飞行器的运载能力和产生加速度的大小；通过调节喷液管在某一方位的喷液大小(将产生离心力的不平衡)，在接收器的另一方位合适的位置打开挡板(需要通过实验得来)，或者通过二者配合调节来实现飞行器的飞行姿态。

[0017] 该飞行器的最大缺点是和相同功率的直升机相比其起飞重量较轻。但它的优点却是很多的。首先，它可以不依靠空气飞行，是靠自身的内循环产生的推力实现飞行的。假若改变燃油发动机的进排气系统，即进气系统采用自带的液氧和燃油产生的混合气，排气系统能够适应向真空环境排气，只要有充足的燃油和液氧，那么就真正能够实现在太空中自由飞翔了。第二，它可以获得极高的速度，因为在原速度的基础上液体也同样保持了这一速度，它始终能够提供给飞行器产生加速度的力。第三，假若利用太阳能可以满足其飞行条件那不用说是最理想的了。但现在还很难达到，若通过对电能的储存可以间歇地满足也可以采用间歇式的飞行(即变轨飞行)，也就是飞行器通过在轨道飞行时储存能量，当能量足够时又变换轨道，这样就可以保持很长时间地飞行下去。可以到达外星球，为科学研究提供数据，进一步地探索和了解外星球。同时也将成为未来太空战的最有力的飞行器。第四，也有可能实现由该飞行器将卫星送入轨道。第五，可以成功地解释传说中的“飞碟之谜”，传说中的飞碟应该就是这一飞行原理吧。

[0018] 下面对设计这款飞行器作具体计算和说明，计算中统一用国际标准单位，液体介3
质设计为水，其密度用“ρ”表示，ρ＝1000kg/m，发生器设计的最高转速为20转/秒，发生
2
器安装200个喷液管，喷液管的横切面积用“S”表示，大小为S＝1×10^(-4)m，发生器的边缘半径为1米，其线速度用“v”表示，其值v＝周长×转速＝2πr×20＝2×3.14×1×20＝125.6m/s。

[0019] 首先推算出一个喷液管喷出的水柱对接收器的作用力(如图2)，在不考虑空气阻力和水的粘度的条件下，水柱沿圆弧作匀速圆周运动，其线速度等于发生器喷液管喷出的速度，也就是发生器的线速度v，圆弧长度用“L”表示，其所对应的夹角用“θ”表示，设计为θ＝60°，水柱对接收器将产生两个作用力：一个是对圆弧产生了离心力，用“N”表示，它的作用点在圆弧的中心A点，力的方向是和经过该点的半径“r”一致的，其加速度用2
“an”表示，则an＝v/r。如果用“F1”表示该水柱产生的垂直向上的力，则离心力N分解为推向水平方向的力(将被平衡)和垂直向上的力F1，所以根据力的平行四边形法则F1＝cos(θ/2)·N。另一个作用力则是在圆弧末端的B点，用“T”表示，力的方向是垂直于经过该点的半径；可以看作是经过该点的匀速直线运动来计算，其大小和阻止其运动产生加速度的力是一致的，其加速度使速度为v，经过了距离为L的水柱的末速度变为0，加速度
2
用“a”表示，则a＝v/2L，如果用“F2”表示竖直向下的力，对力“T”进行分解可得F2＝cos(90-θ)·T＝sinθ·T。用“m”表示经过该弧长水柱的质量，则m＝S Lρ。用“F”表示该水柱产生的升力，则F＝F1-F2，因为有200个喷液管，所以此飞行器所获得的最大升力为200F牛顿。

[0020] ∵N＝m·an L＝(θ/360)×2πr

[0021] ∴F1＝cos(θ/2)·N

[0022] ＝cos(θ/2)·m·an

[0023] ＝cos(θ/2)·S Lρ·v2/r

[0024] ＝cos(θ/2)·Sρ·(θ/360)·2πr·(v2/r)

[0025] ＝cos(θ/2)·Sρθ·πv2/180

[0026] 由此可得知：在选定液体介质的情况下，F1的大小主要取决于圆弧所对应的夹角θ和液体的运动速度v。

[0027] ∵θ＝60° v＝125.6m/s S＝1×10^(-4)m2 ρ＝1000kg/m3[0028] ∴F1＝cos(60/2)×1×10^(-4)×1000×60×3.14×125.62÷180＝1429.90N[0029] 又∵T＝ma

[0030] ∴F2＝sinθ·T＝sinθ·ma

[0031] ＝sinθ·S Lρ·(v2/2L)

[0032] ＝sinθ·sρ·v2/2

[0033] ∵θ＝60° S＝1×10^(-4)m2 ρ＝1000kg/m3 v＝125.6m/s[0034] ∴F2＝sin60°×1×10^(-4)×1000×125.62÷2＝683.07N

[0035] ∴F＝F1-F2＝1429.90-683.07＝746.83N

[0036] 200F＝200×746.83＝149366N

[0037] 149366÷9.8＝15241.43kg≈15.24T

[0038] 所以，此飞行器产生的最大升力是149366牛顿，约为15吨。

[0039] 下面计算带动发生器旋转所需的动力机的功率，如图3所示(图为发生器俯视图)。还是取一条经过圆心和喷液管并给喷液管供液的水柱进行计算。其长度是r＝1m，力的作用点在中心A点，即r/2。因为离心力是一组平衡力，所以要使其转动所需的力可以看作是经过A点并垂直于该水柱的力，用“F”表示，可以看成是一个匀加速直线运动。其时间为经过距离r速度为v＝125.6m/s所用的时间，用“t”表示。则t＝r/v；用“vt”表示该点的线速度，则vt＝周长×转速＝2π·r/2×20＝20πr

[0040] 用“a”表示加速度，则a＝vt/t＝20πr/(r/v)＝20πv

[0041] 用“m”表示该水柱的质量，则m＝Srρ＝0.1r

[0042] ∵功率P＝功W/时间t 而W＝力F×距离

[0043] ∴P＝F×距离/t(而距离/t就是该点的线速度vt)

[0044] ∴P＝F·vt

[0045] ∵F＝ma＝0.1r×20πv＝2πr v

[0046] ∴P＝F·vt＝2πr v×20πr＝40π2r2v

[0047] ∴P＝40×3.142×12×125.6

[0048] ＝49534.63w(约为49.53kw)

[0049] 49.53×200＝9906kw(约为10000kw)

[0050] 所以带动发生器旋转所需动力机功率约为10000千瓦。

[0051] 下面再计算循环系统水泵所需动力的总功率

[0052] 功率P＝流量Q×扬程H×9.8×介质比重ρ÷泵效率

[0053] 飞行器的总流量就是200个喷液管的流量，喷液管的横切面积1cm2＝1×10^(-4)2
m，则

[0054] Q＝1×10^(-4)m2×200×125.6m/s＝2.512m3/s

[0055] 由于接收腔采用了真空设计，同时还要克服超重的影响，因此，为了满足给发生器3
的供液需求，扬程设计为30米，即H＝30m，而水的比重ρ＝1000kg/m，效率取75％，则：

[0056] P＝2.512m3/s×30m×9.8N/kg×1000kg/m3÷75％＝984704W

[0057] 所以，根据实际情况，根据飞行器的周长，循环系统可采用100台10千瓦的水泵来完成，在制造中选用较轻的材质，尽量减轻水泵重量，水泵动力可采取集中的几台动力机供给。

[0058] 总结：当然要使飞行器成功地翱翔于蓝天和宇宙，还有不少的路要走，还要通过不断地实验和实践，在实践中不断地总结经验。还需要说明的是，发生器喷液管的喷液速度设计得越高，在相同功率下其承载的重量就越高。但喷液速度的设定也是有一定限度的。所以，在条件允许的情况下尽可能地提高发生器的转速，以获得较高的喷液速度，从而提高飞行器的效率。比如，假设喷液速度提高到300m/s，10000千瓦的动力机就能承载约36.7吨的重量。但在制造中需要注意的是，发生器喷液管处的压强相当高，此发生器的喷液处压强已达到80个标准大气压，假若速度提高到300m/s，其压强就是459个标准大气压。所以在选材和结构上一定要重视这一点。