发明创造名称：多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法
外观设计名称：
决定号：189817
决定日：2019-09-12
委内编号：1F264084
优先权日：
申请（专利）号：201610366947.3
申请日：2016-05-30
复审请求人：杨清太
无效请求人：
授权公告日：
审定公告日：
专利权人：
主审员：李涵
合议组组长：李海霞
参审员：彭齐治
国际分类号：G01M9/00，G01M9/04
外观设计分类号：
法律依据：专利法第26条第3款
决定要点
：如果说明书中给出的技术手段是含糊不清的，所属领域技术人员根据说明书记载的内容无法具体实施本申请的技术方案以解决本发明所要解决的技术问题，则说明书未对发明作出清楚、完整的说明，说明书公开不充分。
全文：
本复审请求涉及申请号为201610366947.3，名称为“多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法”的发明专利申请（下称本申请）。本申请的申请日为2016年05月30日，公开日为2016年08月24日，申请人为杨清太。
经实质审查，国家知识产权局原专利实质审查部门于2018年07月23日发出驳回决定，以本申请不符合专利法第26条第3款的规定为由，驳回了本申请。
驳回决定所依据的文本为：申请日2016年05月30日提交的说明书第1-9段、说明书附图图1、权利要求第1-4项、说明书摘要及摘要附图。驳回决定所针对的权利要求书如下：
“1. 本发明多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法，其特征是：把本风洞的直接动力源安装在风洞壳体中心线上，再在直接动力源的上下安装多级拉瓦尔喷管型通道，使直接动力源产生的进气流通过上部拉瓦尔喷管型通道时产生拉力，即与直接动力源产生方向相同的合力使风洞向上飞行，直接动力源产生的尾气流通过下部多级拉瓦尔喷管型通道时产生多级推力，即与直接动力源产生方向相同的合力，使风洞在直接动力源和拉力、多级推力的合力作用下助推水陆两栖鸟升飞机飞行。
2. 根据权利要求1所述的多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法，其特征是：为了控制拉力我们在风洞壳体上部内壁安装拉瓦尔喷管型状的抗拉力伸缩膜，运行时抗拉力伸缩膜和风洞壳体内壁之间为静压，而抗拉力伸缩膜外的高速气流对抗拉力伸缩膜产生动压明显小于静压，抗拉力伸缩膜内外产生的压差把抗拉力伸缩膜及与其安装在一起的风洞壳体推向高速气流的相反方向，形成推进风洞飞行的拉力助推水陆两栖鸟升飞机飞行。
3. 根据权利要求1所述的多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法，其特征是：为了有效调节控制抗拉力伸缩膜形成拉力，我们在本风洞高速气流入口、在风洞壳体和抗拉力伸缩膜之间安装类似轮胎内胎的调节气囊，通过调节气囊的张弛，控制抗拉力伸缩膜的张弛，调节控制拉力。
4. 根据权利要求1所述的多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法，其特征是：为了增加本风洞的推力，节约能源提高效率，我们在本风洞直接动力源下部安装多级与直接动力源同轴心的拉瓦尔喷管型通道，充分利用直接动力源产生的高速气流通过拉瓦尔喷管型通道时产生的推力。”
驳回决定认为：本申请记载了第二动力源，即所述拉力，是通过高速气流穿过风洞型机体产生的，且方向与直接动力源相同。而本领域技术人员根据空气动力学知识可知，当气流流过一个封闭物体时，会由于物体对气流的阻滞作用以及流体的黏性作用，沿着气流方向产生阻力。高速气流穿过风洞型机体会产生沿着高速气流的阻力，而不是产生方向与直接动力源相同的动力。对于申请人认为的“抗拉力伸缩膜内外产生的压差把抗拉力伸缩膜及与其安装在一起的风洞壳体推向高速气流的相反方向，形成推进风洞飞行的拉力”，根据物理常识，该压差形成的力是对抗拉力伸缩膜的内力，该力只能使得伸缩膜变形，而不会形成推进风洞飞行的拉力。因此本申请说明书中给出了技术手段，但根据普通技术知识，所属技术领域的技术人员采用该手段不能达到本申请人所陈述的效果，并不能解决发明或者实用新型所要解决的技术问题。即本申请的说明书未对发明做出清楚、完整的说明，致使所属领域技术人员不能实现该发明，不符合专利法第26条第3款的规定。
申请人杨清太（下称复审请求人）对上述驳回决定不服，于2018年10月19日向国家知识产权局提出了复审请求，未对申请文件进行修改。
复审请求人认为：本申请所提出的风洞入口处的拉瓦尔喷管型通道在通风时，依据百努力效应能产生向上的拉力。
经形式审查合格，国家知识产权局于2018年11月02日依法受理了该复审请求，并将其转送至原专利实质审查部门进行前置审查。
原专利实质审查部门在前置审查意见书中认为，风洞内部除了推动飞行体前进的空气的反作用力和飞行过程受到的空气阻力，其他都是内力，并相互抵消，不会产生向上的拉升力，因而以本申请不符合专利法第26条第3款的规定为由坚持原驳回决定。
随后，国家知识产权局成立合议组对本案进行审理。
合议组于2019年05月30日向复审请求人发出复审通知书，并引用了如下2篇公知常识证据：
证据1：风扇/压气机非设计点性能计算和进气畸变影响预测方法研究，赵勇，南京航空航天大学博士学位论文，中国博士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑，2009年第05期，参见第1.4节，第12-23页，公开日期为2009年05月15日。
证据2：涡扇发动机试车台进气导流装置优化初探，王静 等，《燃气涡轮试验与研究》，第28卷第3期，第54-58页，参见第1段引言部分，公开日期为2015 年06月30日。
合议组指出：对于本申请中所公开记载的将两个拉瓦尔喷管型通道上下安装，并在其之间进一步设置直接动力源的技术方案，本领域技术人员不知道如何能够实现，在直接动力源上方设置的拉瓦尔喷管型通道满足其工作条件时，即其进口气流速度小于音速、出口气流速度大于音速时，通过直接动力源对该速度大于音速的出口气流进一步施加动力后，再使其满足在直接动力源下方设置的拉瓦尔喷管型通道的工作条件，即，如何使得上方设置的拉瓦尔喷管型通道出口处的超音速气流在到达下方设置的拉瓦尔喷管型通道的进口时，该气流速度反而下降到小于音速。因此申请说明书中给出的上述技术手段是含糊不清的，所属技术领域的技术人员根据说明书中的记载，无法实现该发明以解决本申请所要解决的技术问题，因此本申请不符合专利法第26条第3款的规定。并且，根据上述证据1-2可知，本领域技术人员还知晓，拉瓦尔喷管会影响气流的流场分布，由此在涡扇发动机进气方向前设置拉瓦尔喷管型通道将直接影响涡扇发动机进气的均匀性，从而降低其稳定工作裕度，威胁飞行安全；而本申请说明书没有提供任何解决上述“在涡扇发动机进气方向前设置拉瓦尔喷管型通道将降低稳定工作裕度”的技术问题的技术手段，以使本申请所提供的装置能够稳定飞行；因此本申请说明书中只给出了一种设想，所属技术领域的技术人员根据说明书中的记载，无法实现该发明以解决本申请所要解决的技术问题，因此本申请不符合专利法第26条第3款的规定。
复审请求人于2019年06月22日提交了意见陈述书，但未修改申请文件。复审请求人认为：（1）拉瓦尔喷管型入口很大，此拉瓦尔喷管型入口只起到导流增速及产生百努力效应的作用，拉瓦尔喷管型入口和动力源下部产生超音速的拉瓦尔喷管不可混为一谈；（2）压气机上游拉瓦尔喷管型入口在这种情况下不会产生亚音速或超音速气流，不会产生畸变流场；（3）合议组给出的百努力效应作用力的方向不对。 因此，本申请公开充分。
在上述程序的基础上，合议组认为本案事实已经清楚，可以依法作出审查决定。
二、决定的理由
（一）、审查文本的认定
在复审程序中，复审请求人未对申请文件进行修改，本决定以驳回决定所针对的文本，即复审请求人于申请日2016年05月30提交的说明书第1-9段、说明书附图图1、权利要求第1-4项、说明书摘要及摘要附图为基础作出。
（二）、关于本申请是否符合专利法第26条第3款的问题
专利法第26条第3款规定：说明书应当对发明或者实用新型作出清楚、完整的说明，以所属技术领域的技术人员能够实现为准；必要的时候，应当有附图。摘要应当简要说明发明或者实用新型的技术要点。
如果说明书中给出的技术手段是含糊不清的，所属领域技术人员根据说明书记载的内容无法具体实施本申请的技术方案以解决本发明所要解决的技术问题，则说明书未对发明作出清楚、完整的说明，说明书公开不充分。
1、具体就本案而言，本申请说明书中(参见本申请说明书第0002-0003段)提出了“目前公知的风洞只能做风洞试验，还没有风洞作为动力助推飞机飞行或空中风洞实验”。即本申请所要解决的技术问题是“为了开发风洞作为动力助推飞机飞行，本发明提供一种新型风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法，即多级拉瓦尔喷管风洞助推水陆两栖鸟升飞机方法。”
为了解决上述技术问题，本申请提出了如下技术方案：“在风洞内使用直接动力源通风同时，再在直接动力源的上下安装多组拉瓦尔喷管型通道；使直接动力源产生的进气流通过风洞上部拉瓦尔喷管型通道时产生拉力，即与直接动力源产生方向相同的合力使风洞向上飞行；直接动力源产生的尾气流通过下部多级拉瓦尔喷管型通道时产生多级推力，即与直接动力源产生多级方向相同的合力；使风洞在直接动力源和拉力、多级推力的合力作用下飞行” (参见本申请说明书发明内容部分，第0003段) 。
然而，对于本申请所采用的拉瓦尔喷管型通道，本领域技术人员知晓：“拉瓦尔喷管是由两个锥形管构成，其中一个为收缩管，另一个为扩张管，是火箭发动机和航空发动机最常用的构件”；其工作原理是“气流在亚音速运动时遵循"流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，当气流不断加速，到达（收缩管和扩张管交界处的）窄喉时，流速已经超过了音速，而跨音速的气流在运动时却不再遵循"截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快，这样就产生了巨大的推力；拉瓦尔喷管实际上起到了一个"流速增大器"的作用”。即，拉瓦尔喷管的作用是让压缩气流（即发动机燃烧室喷出的燃气）更好的膨胀加速做工，将其高温高压的内能转换为高速动能，来提高发动机效率。
也就是说，拉瓦尔喷管能够起作用的条件是其进口处气体的流速小于音速，出口处气体的流速大于音速。由此，在航空发动机领域，一般将这种由收缩段和扩张段连接组成的喷管称为收敛扩张（尾）喷管，或者称收扩（尾）喷管、收敛扩散喷管、缩放喷管。
而对于本申请中所公开记载的将两个拉瓦尔喷管型通道上下安装，并在其之间进一步设置直接动力源的技术方案，本领域技术人员不知道如何能够实现，在直接动力源上方设置的拉瓦尔喷管型通道满足其工作条件时，即其进口气流速度小于音速、出口气流速度大于音速时，通过直接动力源对该速度大于音速的出口气流进一步施加动力后，再使其满足在直接动力源下方设置的拉瓦尔喷管型通道的工作条件，即，如何使得上方设置的拉瓦尔喷管型通道出口处的超音速气流在到达下方设置的拉瓦尔喷管型通道的进口时，该气流速度反而下降到小于音速。
也就是说，本申请说明书中给出的上述技术手段“风洞内使用直接动力源通风同时，再在直接动力源的上下安装多组拉瓦尔喷管型通道；使直接动力源产生的进气流通过风洞上部拉瓦尔喷管型通道时产生拉力，即与直接动力源产生方向相同的合力使风洞向上飞行；直接动力源产生的尾气流通过下部多级拉瓦尔喷管型通道时产生多级推力，即与直接动力源产生多级方向相同的合力；使风洞在直接动力源和拉力、多级推力的合力作用下飞行”是含糊不清的，所属技术领域的技术人员根据说明书中的记载，无法实现该发明以解决本申请所要解决的技术问题，因此本申请不符合专利法第26条第3款的规定。
2、本申请说明书中采用蜗扇发动机作为直接动力源（说明书第0009段）的相关表述，将“蜗扇发动机”认定为是“涡扇发动机”的笔误，则存在以下问题：
参见证据1-2可知，本领域技术人员知晓：涡扇发动机的风扇/压气机的气动设计通常是在均匀进气条件下进行的，即认为风扇/压气机上游的气流参数是均匀的；风扇/压气机上游的流场畸变对风扇/压气机的影响是多方面的，进气畸变对风扇/压气机及其所在的压缩系统的气动稳定性有重大影响，使之提前失速，从而引出了推进系统的相容性问题。这种相容性问题，突出表现在军用飞机作战时航空发动机进口流场更加恶化，降低了推进系统的性能和稳定工作裕度，威胁飞机的飞行安全。
本领域技术人员还知晓，拉瓦尔喷管的存在必然会影响气流的流场分布。
由此可知，在涡扇发动机进气方向前设置拉瓦尔喷管型通道将直接影响涡扇发动机进气的均匀性，从而降低其稳定工作裕度，威胁飞行安全。
而本申请说明书没有提供任何解决上述“在涡扇发动机进气方向前设置拉瓦尔喷管型通道将降低稳定工作裕度”的技术问题的技术手段，以使本申请所提供的装置能够稳定飞行。由此可见，本申请说明书中只给出了一种设想，所属技术领域的技术人员根据说明书中的记载，无法实现该发明以解决本申请所要解决的技术问题，因此本申请不符合专利法第26条第3款的规定。
3、对复审请求人相关意见的评述
对于复审请求人所陈述的理由，合议组认为：（1）对于设置于直接动力源上部入口处的拉瓦尔喷管型通道，本申请说明书未对其具体形状和其入口的相对大小进行任何描述或限定，从本申请说明书附图中也不能直接地、毫无疑义地确定出该入口处的拉瓦尔喷管型通道的入口的相对尺寸大小；并且如前面所评述的，根据拉瓦尔喷管的工作原理，其必要工作条件是进口处气体的流速小于音速，出口处气体的流速大于音速；如果按复审请求人所陈述的，当设置在入口处的“拉瓦尔喷管”不满足上述工作条件时，即其仅用于导流增速及产生百努力效应的作用时，则其不应被称作“拉瓦尔喷管型通道”，由此表明，本申请说明书对该技术特征的描述是含糊不清的；（2）对于位于压气机上游的拉瓦尔喷管型通道入口，无论其是否产生亚音速或超音速气流，只要其出于压气机前的空气流场之内，则其必然会影响压气机前方空气流场的均匀性，从而降低涡扇发动机的稳定工作裕度，威胁飞行安全；（3）对于伯努利效应作用力的方向，依据伯努利效应原理可知，其由流体流速低的区域指向流体流速高的区域，对于风洞入口处的拉瓦尔喷管型通道而言，根据本申请说明书附图所给出的示意图可知，根据气流的流动方向，该拉瓦尔喷管型通道内部的气流速度高于外部的气流速度，考虑到拉瓦尔喷管型通道本身的外壁大体上为圆筒状，因此由伯努利效应产生的力将垂直于拉瓦尔喷管型通道外壁，由此拉瓦尔喷管型通道外部四周由伯努利效应产生的力将相互抵消，当气流从上至下通过拉瓦尔喷管型通道时，拉瓦尔喷管型通道本身不会受到向上的拉力。
并且合议组还认为，对于本申请而言，其仅仅是根据拉瓦尔喷管能够起到“流速增大器”的作用这一表象而给出了一种在涡扇发动机前后设置拉瓦尔喷管的设想，忽视了空气动力学理论的复杂性，忽略了涡扇发动机的技术复杂性以及拉瓦尔喷管的工作原理和应用条件。具体来说，对于拉瓦尔喷管，其自身不消耗外部能量，其作用是能量的转换器，即，将燃气的内能（即温度、压力等）转换为动能，由此对于本申请所采用的在涡扇发动机上下都设置拉瓦尔喷管型通道的技术方案来说，所设置的拉瓦尔喷管并不会对涡扇发动机所能产生的动力有任何的提升，因此本领域技术人员根据本申请说明书所记载的技术方案，不能得到本申请所预期要达到的技术效果，即不能解决本申请所提出的技术问题（参见《专利审查指南》（2010）第二部分第二章第2.1.3节，第132页）。
由此，复审请求人的理由不能被接受。
综上所述，本申请说明书未对发明作出清楚、完整的说明，不符合专利法第26条第3款的规定。
三、决定
维持国家知识产权局于2018年07月23日对本申请作出的驳回决定。
如对本复审请求审查决定不服，根据专利法第41条第2款的规定，请求人自收到本决定之日起三个月内向北京知识产权法院起诉。
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