发明创造名称：ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机
外观设计名称：
决定号：192644
决定日：2019-10-16
委内编号：1F242255
优先权日：
申请（专利）号：201510973079.0
申请日：2015-12-23
复审请求人：赵琦良
无效请求人：
授权公告日：
审定公告日：
专利权人：
主审员：卓启威
合议组组长：陈飚
参审员：裴少波
国际分类号：B64C3/10(2006.01);B64C3/20(2006.01);B64D27/20(2006.01);B64D33/04(2006.01);B64C29/00(2006.01)
外观设计分类号：
法律依据：中国专利法第26条第3款、第4款
决定要点
：一项专利申请的说明书应当对其要求保护的技术方案作出清楚、完整的说明，以所属技术领域的技术人员能够实现为准；如果说明书中给出了技术手段，但所属领域技术人员采用该手段并不能解决专利申请所要解决的技术问题，则认为说明书没有对发明作出清楚、完整的说明，不符合专利法第26条第3款的规定。
全文：
本复审请求审查决定涉及申请号为201510973079.0、名称为“ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机”的发明专利申请（下称本申请）。本申请的申请人为赵琦良，申请日为2015年12月23日，公开日为2016年03月09日。
经实质审查，国家知识产权局原审查部门于2017年11月10日发出驳回决定，驳回了本申请，其理由是：本申请说明书不符合专利法第26条第3款的规定，权利要求1-7不符合专利法第26条第4款的规定。驳回决定所依据的文本为：申请日2015年12月23日提交的摘要附图，2016年01月06日提交的说明书摘要，2017年04月05日提交的权利要求第1-7项，2017年06月12日提交的说明书附图图1-15（即第1-7页）、说明书第1-52段（即第1-17页）。驳回决定所针对的权利要求书如下：
“1. 一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机，总体气动布局采用短机身，上单翼，后舱门，双垂尾，前三点可收放起落架的型式；其特征在于：其机构包括发动机机舱（31），动力与机械传动装置，特殊润滑系统，异形机翼（26）和超短距?垂直起降系统；其中机身上部两侧的异形机翼（26）内，各水平布置有一套以共轴正反转离心式高压压气机（44）为主的超短距?垂直起降系统，并和机身顶部发动机机舱（31）内的动力与机械传动装置通过传动轴（64.5）相联。
2. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述发动机机舱（31），在机顶布置发动机的平台顶部，用航空工业的材料和工艺制作一个半椭圆形的长拱形壳体，前端开口，罩于平台之上，形成一个半封闭空间，并与机体平滑过渡，壳体中部用隔层竖直分开，前部为发动机舱（31），开口部份为发动机舱进气口（30），后部为辅助动力舱（41），内置辅助动力（40）；所述动力与机械传动装置，发动机机舱（31）内设置一个平台，将机翼重心和机身重心重合，以重心的重合点为基准，沿机身划纵轴线和机翼划横轴线按发动机的几何尺寸前后左右分别布置四台发动机A（32）、发动机B（33）、发动机C（34）和发动机D（35），并以重心重合点为中心，发动机A（32）在前方靠右，发动机C（34）在后方靠右，发动机B（33）在前方靠左、发动机D（35）在后方靠左；发动机的布置，方向为两两相对，相向而立，即发动机A（32）和发动机C（34）的动力输出轴相向布置，发动机C（34）向前，发动机B（32）向后，两轴之间由减速器A（63）连接，同理，发动机B（33）向后，发动机D（35）向前，两轴间由减速器B（64）连接；减速器A（63）和减速器B（64）之间有一根传动轴（64.5）贯通；并通向减速器的各自外侧，减速器B（64）的传动轴（64.5）伸向右边的共轴正反转离心式高压气机（44），同理减速器A（63）的传动轴则相反；减速器A（63）和减速器B（64）之间的传动轴（64.5）中间由平衡离合器（62）连接；所述平衡离合器（64）的类型为电磁离合器；在发动机B（34）和发动机D（35）的尾部，各制作一个和发动机尾部尺寸相同的圆筒形直角金属弯管并与其相联，作为发动机尾气管A（36）和发动机尾管（37）管口垂直向上，伸出发动机舱舱外，成为发动机尾气出口A（38）和发动机尾气出口B（39）；在发动机D（35）和发动机C（33）的尾部，同样各自作一个和尾部尺寸相同的圆筒形直角金属弯管并与其相联，形成发动机尾气出口且水平布置，一个管口水平向左，一个管口水平向右，并分别与左右机翼的发动机机翼增升管（58）相联。
3. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机，其特征在于：异形机翼（26）翼型较厚分内翼（29）和外翼（22），内翼（29）和外翼（22）由3个梯形组合而成，其中内翼（29）平面几何形状为2个梯形的组合，大梯形在前，小梯形在后，大梯形小端向外，小梯形小端向后，在内翼（29）的横轴线中部，设置有一个方腔，方腔外由蒙皮覆盖，方腔内有一个内圆外方的扭力盒，并与机翼（26）的扭力盒相联；内圆外方的扭力盒内安装有一部共轴正反转离心式高压压气机（44）；所述异形机翼（26）上下对称的进气圆孔孔缘内凹，该大型圆孔为共轴正反转离心式高压压气机（44）的上下进气口（44.3），在机翼（26）下的压气机进气口（44.3）上，还覆盖有一个前端开口，形状似半椭圆形的拱形壳体；异形内翼（29）的后缘设置有副翼（57）和副翼喷管（55）由联动杆（61）相联，而襟翼喷管（50）同样和外翼（22）的襟翼（60）相联，也同时联动；外翼（22）的平面形状也是一个梯形结构，大端与内翼（29）相联，小端向外，在小端即翼梢上设置有一个翼梢小翼（4），整个外翼（22）的纵剖面为细长三角形，大端在内，厚度的顶部向外逐渐向下倾斜直至与下翼面持平，内置油箱等；在内翼（29）与外翼（22）的联接处设置有一个与内翼（29）上翼面形状相同，竖直向上尾部逐渐变小的金属薄片即翼刀（23）；在异形机翼（26）的前缘内，设置有一根与机翼前缘剖面形状相同的管形装置，翼尖一端封闭在机身一侧与发动机A（32），发动机B（33）的发动机尾气管相联并贯通，管形装置的上下两面都制作有许多条形开口，此条形开口叫发动机尾气机翼喷口；包括有发动机尾气机翼上喷口（25），发动机尾气机翼下喷口（3），发动机尾气机翼喷口与机翼蒙皮（72）相通，排向大气，此套管形装置称为机翼增升管（58），机翼增升管（58）的外部复盖有一个与机翼前缘形状类似的半椭圆形的条状壳体，壳体与机翼增升管（58）之间，留有一定缝隙，便于发动机A（32）、发动机B（33）尾气从中喷出；此半椭圆形条状壳体为发动机尾气机翼喷口整流罩（24）；在垂尾（20）和方向舵（21）设置在副翼喷口（56）的同一中心轴线上，利用副翼喷口（56）的强大气流直接作用于升降舵（19）和方向舵（21）；两边的异形机翼（26）内各水平布置有一套垂直起降装置，其主要设备为共轴正反转离心式高压压气机（44）。
4. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述共轴正反转离心式高压压气机（44）包括竖轴（44.13）、上压气机叶轮（44.2）、下压气机叶轮（44.4）、主动圆锥齿轮盘（44.19）及从动圆锥齿轮盘；在机翼（26）内圆外方的应力盒内有一根竖轴（44.13），竖轴中部直径较大，用螺纹连接有一个水平布置的横向支撑轴（44.24），横向支撑轴（44.24）和竖轴（44.13）内各有一个润滑油道（44.22）并且相联；竖轴（44.13）的上下两端用三脚支架（28）固定在内翼（29）的内圆外方应力盒上，竖轴（44.13）上下各有一个压气机叶轮，上下压气机叶轮由各自的叶轮托盘（44.9）支撑，在圆盘的中心，垂直向上铸有一个带外筋的圆形筒体，筒体内的上下各有一个轴承位，轴承位上各安装有一副单列圆锥滚子轴承，圆盘中部圆周上有数个通孔；
压气机叶轮（44.2）包括叶轮底盘（44.2A），叶片（44.2B）和环板（44.2C）；叶轮底盘（44.2A）由圆形的金属薄板并将中心制作出一个圆形凸台，圆形凸台的上面是叶轮托盘（44.9），下面是从动圆锥齿轮盘（44.15），并由紧固件（44.25）联接，在叶轮底盘（44.2A）的外部圆面上，竖直等距的排列着数个叶片（44.2B），叶片（44.2B）的大端向下，小端向上，顶部联接有一个叶片环板（44.2C），叶片环板（44.2C）的外经与叶轮底盘（44.2A）外径相同，内径与叶片（44.2B）外端的内角圆周相同；由此形成一个完整的压气机叶轮，叶轮旋转的扭矩分别由主动圆锥齿轮，从动圆锥齿轮盘和传动轴传递；
共轴正反转离心式高压压气机，从动圆锥齿轮盘分为从动圆锥齿轮盘A（44.15）和从动圆锥齿轮盘B（44.16），外形为带齿的圆环，圆环的内径与叶轮托盘（44.9）底部的第一个台阶相同并过渡配合，外径则与叶轮托盘（44.9）的外径相同，圆环下部外圆面上，按圆锥齿轮加工工艺制作有标准齿形，并与主动圆锥齿轮（44.9）的齿形相吻合，齿轮的内盘圆周面上，均布有许多小通孔，通过它用紧固件（44.25）将压气机叶轮（44.2），从动圆锥齿轮盘（44.15）和叶轮托盘（44.9）相联；上下压气机叶轮结构完全相同，上气机叶轮（44.2）和下压气机叶轮（44.4）在竖轴（44.13）上安装时，底部相向，顶部向外，上从动圆锥齿轮盘（44.15）和下从动圆锥齿轮盘（44.16）同时与主动圆锥齿轮（44.19）吻合；
所述主动圆锥齿轮盘设置有一个圆形金属筒体，该圆形金属筒体中部一段直径较大，在直径较大的地方，制作出一个圆锥齿轮体，其齿形与上从动圆锥齿轮盘（44.15）和下从动圆锥齿轮盘（44.16）的齿形相同与吻合；筒体内壁中部有一个隔板，隔板中心有孔，隔板沿内壁圆周面上钻有许多细孔，以利横向支撑轴（44.24）内的润滑油通过，隔板将内筒分为外段和内段，内段具有较高的形位公差和光活度，并且与横向支撑轴上的滑动轴承相配合，而外段有通体的内螺纹，该内螺纹与传动轴（65）上的螺纹标准相同，隔板上的中心孔，可用紧固螺栓（44.21）将内筒外侧的单向推力球轴承（44.20）连接到横向支撑轴（44.24）上，防止主动圆锥齿轮（44.19）轴向窜动；
所述共轴正反转离心式高压压气机（44）的动力由传动轴（64.5）经减速器B（64）提供，它是一根中空的金属长轴，轴的一端有螺纹，与主动圆锥齿轮（44.9）相联；另一端与减速器B（64）相联，其中减速器B（64）是一个常规的一级传动圆锥齿轮减速器，该减速器B（64）由前后两个主动圆锥齿轮（64.3）同时驱动一个从动圆锥齿轮（64.2），而且齿轮箱内有一个油泵（64.4），另外为了防止机翼在极端气象条件下，造成传动轴（64.5）挠动所带来的径向位移，齿轮箱上的传动轴（64.5）用单点固定，即齿轮箱外侧用碗形橡胶密封（67），而内侧用双列向心球面滚子轴承（64.1）固定；所述两边机翼内共轴正反转离心式高压压气机（44）上的传动轴（64.5）均向机身一侧的减速器A（63）和减速器B（64）延伸并贯通而出，传动轴(64.5)在伸出一端各联结有一个万向节(68)，在两个方向节（68）之间的传动轴（64.5）中部，连接有一个电磁式的平衡离合器（62）。
5. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述特殊润滑系统由油泵（64.4），润滑油管（70），竖轴（44.13）润滑油道（44.8），横向支撑轴的润滑油道（44.22），滑动轴承（44.23），传动轴（64.5），内壁及减速器A（63），内圆锥齿轮副和油池构成；由于润滑油路充分利用了机上相关零件，故只需另外布置一根润滑油管（70）即可；先从减速器（64）内的油泵（64.4）上接出，从机翼（26）下方沿三脚支架（28）蛇形排列，通往三脚支架上的盖形螺母（44.11）与连接螺母（44.12），盖形螺母（44.11）和连接螺母（44.12）有孔与竖轴（44.13）的润滑油道（44.8）联通，只是按常规方法将润滑油管（44.8）连接到连接螺母（44.12）上即可，由此完成一个润滑油从油泵（64.4）到润滑油管（70），到竖轴润滑油道（44.8），再到横向支撑轴润滑油道（44.22），然后从横向支撑轴润滑油道（44.22）喷向滑动轴承（44.23）再经传动轴（64.5）内壁流向减速器A（63）内的圆锥齿轮副及油池再到油泵（64.4）的封闭系统。
6. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机起降系统，其特征在于：超短距?垂直起降系统包括共轴正反转离心式高压压气机（44），压气机出口斜向变径段（43），旋转喷管，变径连接段（54）叠合式偏转段（75），以及襟翼喷管（50）和副翼喷管（55）管构成；在两边机翼内共轴正反转离心式高压压气机（44）靠近机身一侧，在上下气流室的外壁上，对称地各开一个矩形通孔，并连接各自的压气机出口斜向变径段（54）其尾固定上连接段（45），各连接段（45）后连接一个可向下偏转120度的旋转喷管A（6）和旋转喷管B（9）；旋转喷管A（6）和旋转喷管B（9）之后固定有一个既相通又不相连的变径连接段（54），紧接着就连接有一个叠合式偏转段（75），再其后便连接着襟翼喷管（50）或副翼喷管（55）；襟翼喷管（50）通过联动杆（61）与襟翼（60）同时联动，副翼喷管（55）通过联动杆（53）与副翼（57）同时联动；襟翼（60）与襟翼喷管（50）联动的力矩由襟翼（60）的液压作动筒提供，副翼（57）和副翼喷管（55）的联动力矩由副翼（57）的液压作动筒提供；
共轴正反转离心式高压压气机（44）的前压气机出口斜向变径段（43）是一个外侧略带弧度向外倾斜略45度的矩形喇叭状金属盒体，末端由方变圆，并固定联结在圆筒形的金属联接段（45）上；共轴正反转离心式高压压气机（44）的后压气机出口斜向变径段（52）与前端气机出口斜向变径段（43）区别在于：喇叭状的矩形金属条盒向后延伸，向外直角转向，然后由方变圆，固定联结在圆筒形联接段上；旋转喷管，是一个带直角弯头的金属圆管，在直角弯管的横向末端，用常规方法与连接段（45）相联，使其既能旋转，又能密封，在旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的横管外端截面中心线上各有一个加强片（46），以便于联接支撑轴（48），支撑轴（48）的外端贯通在机翼应力盒的滑动轴承（71）上，以便支撑轴(48)旋转，支撑轴(48)在滑动轴承(71)与加强片(46)之间，固定有一根连杆（74），连杆（74）上连接有液压动作筒A（47），通过连杆(74)和液压动作筒A（47）的转动来带动旋转喷管A（6）的偏转，旋转喷管B（9）的其他结构与旋转喷管A（6）相同，其旋转力矩来至液压传动筒B（82）；旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的竖向末端，有一个与连接段（49）和变径连接段（54）的前端相同的斜口，它们互相配合，既能联通，又能分断，旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的竖端可以由水平状态向下旋转120度，连接段（49）和变径连接段（54）一个由圆变方的并固定在异形机翼（26）内的金属异形管道；连接段（49）和变径连接段（54）的前端具有一个与旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）末端相配合的斜口，而尾部则与叠合式偏转段（78）相联，其目的是起联通旋转喷管A（6）、旋转喷管（9）和叠合式偏转段（78）的作用；旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的翼内空间称为旋转喷管舱（10），在其旋转喷管舱（10）的下面，机翼蒙皮面上设有一副双扇舱门叫旋转喷管舱舱门A（7）和旋转喷管舱舱门B（11），它们是一个金属的矩形板式结构，用饺链连接在机翼上；开启和关闭旋转喷管舱舱门的动力来自液压作动筒或旋转喷管的联动机构。
7. 根据权利要求6所述一种ZQL型喷气式超短距?垂直起降固定翼飞机起降系统，其特征在于：叠合式偏转段（75）是由数个叠合式偏转片（78）叠合在一起，通过偏转片连接轴（79）联结并以偏转片连接轴（79）为圆心进行偏转，顶部和外侧围有整流罩（80），其后连接有襟翼喷管（50）或副翼喷管（55）的一种装置，叠合式偏转段（75）由叠合式偏转片（78），偏转片连接轴（79）和整流罩（80）构成；叠合式偏转片（78）的几何形状为侧面扇形，顶部为矩形，侧面扇形前缘外翻，后缘平直，顶部前缘下扣，后缘上翻，扇形下部有孔，通过偏转片连接轴（79）进行连接的三面体，偏转片连接轴（79）是一根细长的两端带螺纹并用螺母进行紧固的圆轴，属常规零件，为了减少叠合式偏转段（75）的流体阻力，在其外部设置了一个整流罩（80）；整流罩（80）的形状是侧面为半椭圆形，顶部为矩形的三面体，侧面前端顶部有一根整流罩连接轴（81），将整流罩（80）联接在连接段（49）和变径连接段（54）上，整流罩（80）在叠合式偏转段（75）的推动下，可绕整流罩连接轴（81）偏转，叠合式偏移段（75）偏转的力矩来自襟翼喷管（60）或副翼喷管（50）；襟翼喷管（60）是一个金属矩形方管，尾端有向上倾斜的斜口，联接在叠合式偏转段（75）之后的一种喷气式推力装置。”
驳回决定认为：本申请在固定翼的上下翼蒙皮上开设较大的圆孔，翼面气动形状的破坏甚至还要通过该圆孔为压气机供气时，将破坏上下翼面区域流体的流向和沿翼面流动的状态，产生复杂的气流和旋涡，导致气流分离，固定翼的升力产生条件被破坏，无法为飞机提供主要升力，不能够保证固定翼飞机的飞行状态，仅根据基本物理原理考虑，该情况下飞机动力仅由喷管喷射高压气体提供，无法完成涵盖直升机和固定翼飞机能够完成的所有飞行动作，采用襟翼、副翼控制升力产生表面的升力同样是基于升力产生原理实施，需要以飞机具有足够升力和空速为前提，在设置了压气机供气圆孔使得固定翼的升力产生条件被破坏的前提下，无法利用襟翼、副翼喷管和控制面的偏转从而控制飞机的飞行姿态。本申请中还记载了利用发动机尾气吸附在翼面形成翼面层流的技术手段，基于同样的理由，这样的手段也无法实现说明书中声称的功能。而且说明书的技术方案中记载了飞机的机翼为“开设为压气机供气的圆孔”“外形犹如蝙蝠翅膀”的、由内翼和外翼构成的、具有“翼刀”和“蚌形壳体”等结构的一种非已知翼型或组合，其升力特性无法预知，且由于机翼表面设置了如圆孔、翼刀和蚌形壳体等各种不规则结构，可预期增加了机翼的压差阻力和干扰阻力，因此在最基本的机翼形状、升力、阻力参数无法确定的情况下，本领域技术人员无法保证这样的机翼能够使飞机完成涵盖直升机和固定翼飞机能够完成的所有飞行动作。因此本申请的说明书中记载的技术手段无法解决技术问题，即未对发明作出清楚、完整的说明，致使所属技术领域的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。由于说明书未充分公开，权利要求1-7得不到说明书的支持，不符合专利法第26条第4款的规定。
申请人（下称复审请求人）对上述驳回决定不服，于2018年01月10日向国家知识产权局提出了复审请求，同时修改了权利要求书、说明书、说明书附图和说明书摘要。随后，复审请求人又于2018年01月23日提交复审无效宣告程序补正书时一并提交了新的权利要求书和说明书的修改替换页。其中针对压气机进气口进行了进一步的限定。复审请求人认为：修改后的进气口上覆盖有蚌形壳体，因此可以改善进气口对于升力条件的破坏，进而克服说明书公开不充分的问题。
经形式审查合格，国家知识产权局于2018年01月19日依法受理了该复审请求，并将其转送至原审查部门进行前置审查。
原审查部门在前置审查意见书中认为：复审请求人对说明书第34段、说明书附图进行的修改和补充中包括在原始申请文件中未涉及的“上翼面的高压压气机进气口上覆盖的蚌形壳体”“两个蚌形壳体封闭联接形成高压压气机进气舱”“高压压气机进气舱进气口”，这样的修改和补充超出了原说明书和权利要求书记载的范围，不符合专利法第33条的规定。对于外形犹如蝙蝠翅膀的异形机翼整体而言由于表面设置了如凸起的发动机舱进气口、圆孔、翼刀和蚌形壳体等各种不规则结构可预期增加了机翼的压差阻力和干扰阻力，是基于普通技术知识对固定翼整体的升力性能做出的合理质疑，而并非质疑仅基于设置发动机舱进气口能带来何种阻力，并不存在错误或误导；而关于附面层流，即使如意见陈述中所强调本申请中设置的导流产生装置由缝隙特征实施，但由于机翼表面同时“开设为压气机供气的圆孔”，该设置破坏了附面层流理论应用的基础条件，对于机翼整体而言，在基本升力产生条件被破坏的情况下，无论设置何种导流产生装置，均不会形成附面层流，也得不到相应的增升减阻的效果，因此得到“涉及的相应装置在本发明中的应用及益处的分析不适用于本申请”的合理判断，不存在对技术内容的误解。因此坚持驳回决定。
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2018年12月25日向复审请求人发出复审通知书，指出：复审请求人于2018年01月23日提交的说明书以及于2018年01月10日提交的说明书附图均超出了原说明书和权利要求书记载的范围，不符合专利法第33条的规定。在不考虑上述修改超范围的情况下，本申请说明书还存在公开不充分的缺陷。在本申请说明书公开不充分的情况下，本申请权利要求1-7得不到说明书的支持。
复审请求人于2019年01月24日提交了意见陈述书、申请文件修改替换页和证明附件，其中将2018年01月23日提交的说明书以及权利要求书中出现的“较大的圆孔”、“大型圆孔”修改为“进气圆孔”。复审请求人认为：修改后的圆孔不再是大型圆孔，因此可以改善进气口对于升力条件的破坏，进而克服说明书公开不充分的问题；另外，关于固定翼升力条件被破坏的问题，只要孔以及孔后部的湍流没有达到机翼主要升力被破坏到一定程度即可行，在科学技术高度发达的今天、通过相关技术手段，如“自适应容损飞控系统”技术即能够让飞行器正常飞行。
合议组于2019年05月23日再次向复审请求人发出复审通知书，指出：复审请求人于2019年01月24日所提交的权利要求书和说明书超出了原说明书和权利要求书记载的范围，不符合专利法第33条的规定。在不考虑上述修改超范围的情况下，本申请说明书还存在公开不充分的缺陷。在本申请说明书公开不充分的情况下，本申请权利要求1-7得不到说明书支持。并针对复审请求人所陈述的意见指出：所属领域技术人员所熟知的固定翼升力一般原理是基于流体流动的连续性定理得到的；本申请在固定翼上表面开设圆孔进而吸入大量气体用于高速旋转压气机，尤其是在没有任何导流装置的情况下，这在机翼上表面会产生十分复杂的气流以及强度巨大的涡旋，进而破坏固定翼升力条件。即使通过针对圆孔尺寸、位置等参数进行改进，抑或采用特定的控制系统能够在一定程度上克服上述问题，但是显然本申请也并未针对这些技术内容进行任何披露。同时针对本申请中的上表面开设有大型进气圆孔的固定翼来说，其是否能够正常工作，前述的技术内容又是至关重要的。而且这些技术也不是所属领域的公知常识。
复审请求人于2019年06月24日提交了意见陈述书、申请文件修改替换页和证明附件，将说明书、权利要求书和说明书附图恢复到原始申请状态。复审请求人认为：本申请中的飞机虽然在机翼上表面开孔会产生一些局部的湍流和涡流，影响机翼的升力系数，但是影响有限，不会破坏飞机的正常飞行，而且证明附件中的实验结果也显示了本申请中的飞机能够正常飞行，完成直升机和固定翼飞机涵盖的所有飞行动作，以达到说明书所记载的军事和民事用途。修改后的权利要求书全文如下：
“1. 一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：总体布局采用短机身，上单翼，后舱门，双垂尾，前三点可收放起落架的型式；其机构包括发动机机舱（31），动力与机械传动装置，特殊润滑系统，异性机翼（26）和超短距垂直起降系统；其中机身上部两侧的异形机翼（26）内，各水平布置有一套以共轴正反转离心式高压压气机（44）为主的超短距垂直起降系统，并和机身顶部发动机机舱（31）内的动力与机械传动装置通过传动轴（64.5）相联。
2. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述发动机机舱（31），在机顶布置发动机的平台顶部，用航空工业的材料和工艺制作一个半椭圆形的长拱形壳体，前端开口，罩于平台之上，形成一个半封闭空间，并与机体平滑过渡，壳体中部用隔层竖直分开，前部为发动机舱（31），开口部份为发动机舱进气口（30），后部为辅助动力舱（41），内置辅助动力（40）。
3. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述动力与机械传动装置，发动机机舱（31）内设置一个平台，将机翼重心和机身重心重合，以重心的重合点为基准，沿机身划纵轴线和机翼划横轴线按发动机的几何尺寸前后左右分别布置四台发动机A（32）、发动机B（33）、发动机C（34）和发动机D（35），并以重心重合点为中心，发动机A（32）在前方靠右，发动机C（34）在后方靠右，发动机B（33）在前方靠左、发动机D（35）在后方靠左；发动机的布置，方向为两两相对，相向而立，即发动机A（32）和发动机C（34）的动力输出轴相向布置，发动机C（34）向前，发动机B（32）向后，两轴之间由减速器A（63）连接，同理，发动机B（33）向后，发动机D（35）向前，两轴间由减速器B（64）连接；减速器A（63）和减速器B（64）之间有一根传动轴（64.5）贯通；并通向减速器的各自外侧，减速器B（64）的传动轴（64.5）伸向右边的共轴正反转离心式高压气机（44），同理减速器A（63）的传动轴则相反；减速器A（63）和减速器B（64）之间的传动轴（64.5）中间由平衡离合器（62）连接；所述平衡离合器（64）的类型为电磁离合器；在发动机B（34）和发动机D（35）的尾部，各制作一个和发动机尾部尺寸相同的圆筒形直角金属弯管并与其相联，作为发动机尾气管A（36）和发动机尾管（37）管口垂直向上，伸出发动机舱舱外，成为发动机尾气出口A（38）和发动机尾气出口B（39）；在发动机D（35）和发动机C（33）的尾部，同样各自作一个和尾部尺寸相同的圆筒形直角金属弯管并与其相联，形成发动机尾气出口且水平布置，一个管口水平向左，一个管口水平向右，并分别与左右机翼的发动机机翼曾升管（58）相联。
4. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：异形机翼（26）翼型较厚分内翼（29）和外翼（22），内翼（29）和外翼（22）由3个梯形组合而成，其中内翼（29）平面几何形状为2个梯形的组合，大梯形在前，小梯形在后，大梯形小端向外，小梯形小端向后，在内翼（29）的横轴线中部，上下设置有一个对称的大型圆孔，孔内有一个内圆外方的扭力盒，并与机翼（26）的扭力盒相联；内圆外方的扭力盒内安装有一部共轴正反转离心式高压压气机（44）；所述异形机翼（26）上下对称的大型圆孔孔缘内凹，该大型圆孔为共轴正反转离心式高压压气机（44）的上下进气口，在机翼（26）下的压气机进气口（44.3）上，还覆盖有一个前端开口，形状似半椭圆形的拱形壳体；异形内翼（29）的后缘设置有副翼（57）和副翼喷管（55）由联动杆（61）相联，而襟翼喷管（50）同样和外翼（22）的襟翼（60）相联，也同时联动；外翼（22）的平面形状也是一个梯形结构，大端与内翼（29）相联，小端向外，在小端即翼梢上设置有一个翼梢小翼（4），整个外翼（22）的纵剖面为细长三角形，大端在内，厚度的顶部向外逐渐向下倾斜直至与下翼面持平，内置油箱等；在内翼（29）与外翼（22）的联接处设置有一个与内翼（29）上翼面形状相同，竖直向上尾部逐渐变小的金属薄片即翼刀（23）；在异形机翼（26）的前缘内，设置有一根与机翼前缘剖面形状相同的管形装置，翼尖一端封闭在机身一侧与发动机A（32），发动机B（33）的发动机尾气管相联并贯通，管形装置的上下两面都制作有许多条形开口，此条形开口叫发动机尾气机翼喷口；包括有发动机尾气机翼上喷口（25），发动机尾气机翼下喷口（3），发动机尾气机翼喷口与机翼蒙皮（72）相通，排向大气，此套管形装置称为机翼增升管（58），机翼增升管（58）的外部复盖有一个与机翼前缘形状类似的半椭圆形的条状壳体，壳体与机翼增升管（58）之间，留有一定缝隙，便于发动机A（32）、发动机B（33）尾气从中喷出；此半椭圆形条状壳体为发动机尾气机翼喷口整流罩（24）；在垂尾（20）和方向舵（21）设置在副翼喷口（56）的同一中心轴线上，利用副翼喷口（56）的强大气流直接作用于升降舵（19）和方向舵（21）；两边的异形机翼（26）内各水平布置有一套垂直升降装置，其主要设备为共轴正反转离心式高压压气机（44）。
5. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述共轴正反转离心式高压压气机（44）包括竖轴（44.13）、上压气机叶轮（44.2）、下压气机叶轮（44.4）、主动圆锥齿轮盘（44.19）及从动圆锥齿轮盘；在机翼（26）内圆外方的应力盒内有一根竖轴（44.13），竖轴中部直径较大，用螺纹连接有一个水平布置的横向支撑轴（44.24），横向支撑轴（44.24）和竖轴（44.13）内各有一个润滑油道（44.22）并且相联；竖轴（44.13）的上下两端用三脚支架（28）固定在内翼（29）的内圆外方应力盒上，竖轴（44.13）上下各有一个压气机叶轮，上下压气机叶轮由各自的叶轮托盘（44.9）支撑，在圆盘的中心，垂直向上铸有一个带外筋的圆形筒体，筒体内的上下各有一个轴承位，轴承位上各安装有一副单列圆锥滚子轴承，圆盘中部圆周上有数个通孔；
压气机叶轮（44.2）包括叶轮底盘（44.2A），叶片（44.2B）和环板（44.2C）；叶轮底盘（44.2A）由圆形的金属薄板并将中心制作出一个圆形凸台，圆形凸台的上面是叶轮托盘（44.9），下面是从动圆锥齿轮盘（44.15），并由紧固件（44.25）联接，在叶轮底盘（44.2A）的外部圆面上，竖直等距的排列着数个叶片（44.2B），叶片（44.2B）的大端向下，小端向上，顶部联接有一个叶片环板（44.2C），叶片环板（44.2C）的外经与叶轮底盘（44.2A）外径相同，内径与叶片（44.2B）外端的内角圆周相同；由此形成一个完整的压气机叶轮，叶轮旋转的扭矩分别由主动圆锥齿轮，从动圆锥齿轮盘和传动轴传递；
共轴正反转离心式高压压气机，从动圆锥齿轮盘分为从动圆锥齿轮盘A（44.15）和从动圆锥齿轮盘B（44.16），外形为带齿的圆环，圆环的内径与叶轮托盘（44.9）底部的第一个台阶相同并过渡配合，外径则与叶轮托盘（44.9）的外径相同，圆环下部外圆面上，按圆锥齿轮加工工艺制作有标准齿形，并与主动圆锥齿轮（44.9）的齿形相吻合，齿轮的内盘圆周面上，均布有许多小通孔，通过它用紧固件（44.25）将压气机叶轮（44.2），从动圆锥齿轮盘（44.15）和叶轮托盘（44.9）相联；上下压气机叶轮结构完全相同，上气机叶轮（44.2）和下压气机叶轮（44.4）在竖轴（44.13）上安装时，底部相向，顶部向外，上从动圆锥齿轮盘（44.15）和下从动圆锥齿轮盘（44.16）同时与主动圆锥齿轮（44.19）吻合；
所述主动圆锥齿轮盘设置有一个圆形金属筒体，该圆形金属筒体中部一段直径较大，在直径较大的地方，制作出一个圆锥齿轮体，其齿形与上从动圆锥齿轮盘（44.15）和下从动圆锥齿轮盘（44.16）的齿形相同与吻合；筒体内壁中部有一个隔板，隔板中心有孔，隔板沿内壁圆周面上钻有许多细孔，以利横向支撑轴（44.24）内的润滑油通过，隔板将内筒分为外段和内段，内段具有较高的形位公差和光活度，并且与横向支撑轴上的滑动轴承相配合，而外段有通体的内螺纹，该内螺纹与传动轴（65）上的螺纹标准相同，隔板上的中心孔，可用紧固螺栓（44.21）将内筒外侧的单向推力球轴承（44.20）连接到横向支撑轴（44.24）上，防止主动圆锥齿轮（44.19）轴向窜动；
所述共轴正反转离心式高压压气机（44）的动力由传动轴（64.5）经减速器B（64）提供，他是一根中空的金属长轴，轴的一端有螺纹，与主动圆锥齿轮（44.9）相联；另一端与减速器B（64）相联，其中减速器B（64）是一个常规的一级传动圆锥齿轮减速器，该减速器B（64）由前后两个主动圆锥齿轮（64.3）同时驱动一个从动圆锥齿轮（64.2），而且齿轮箱内有一个油泵（64.4），另外为了防止机翼在极端气象条件下，造成传动轴（64.5）挠动所带来的径向位移，齿轮箱上的传动轴（64.5）用单点固定，即齿轮箱外侧用碗形橡胶密封（67），而内侧用双列向心球面滚子轴承（64.1）固定；所述两边机翼内共轴正反转离心式高压压气机（44）上的传动轴（64.5）均向机身一侧的减速器A（63）和减速器B（64）延伸并贯通而出，传动轴(64.5)在伸出一端各联结有一个万向节(68)，在两个方向节（68）之间的传动轴（64.5）中部，连接有一个电磁式的平衡离合器（62）。
6. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，其特征在于：所述特殊润滑系统由油泵（64.4），润滑油管（70），竖轴（44.13）润滑油道（44.8），横向支撑轴的润滑油道（44.22），滑动轴承（44.23），传动轴（64.5），内壁及减速器A（63），内圆锥齿轮副和油池构成；由于润滑油路充分利用了机上相关零件，故只需另外布置一根润滑油管（70）即可；先从减速器（64）内的油泵（64.4）上接出，从机翼（26）下方沿三脚支架（28）蛇形排列，通往三脚支架上的盖形螺母（44.11）与连接螺母（44.12），盖形螺母（44.11）和连接螺母（44.12）有孔与竖轴（44.13）的润滑油道（44.8）联通，只是按常规方法将润滑油管（44.8）连接到连接螺母（44.12）上即可，由此完成一个润滑油从油泵（64.4）到润滑油管（70），到竖轴润滑油道（44.8），再到横向支撑轴润滑油道（44.22），然后从横向支撑轴润滑油道（44.22）喷向滑动轴承（44.23），再经传动轴（64.5）内壁流向减速器A（63）内的圆锥齿轮副及油池再到油泵（64.4）的封闭系统。
7. 根据权利要求1所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机起降系统，其特征在于：超短距?垂直起降系统包括共轴正反转离心式高压压气机（44），压气机出口斜向变径段（43），旋转喷管，变径连接段（54）叠合式偏转段（75），以及襟翼喷管（50）和副翼喷管（55）管构成；在两边机翼内共轴正反转离心式高压压气机（44）靠近机身一侧，在上下气流室的外壁上，对称地各开一个矩形通孔，并连接各自的压气机出口斜向变径段（54）其尾固定上连接段（45），各连接段（45）后连接一个可向下偏转120度的旋转喷管A（6）和旋转喷管B（9）；旋转喷管A（6）和旋转喷管B（9）之后固定有一个既相通又不相连的变径连接段（54），紧接着就连接有一个叠合式偏转段（75），再其后便连接着襟翼喷管（50）或副翼喷管（55）；襟翼喷管（50）通过联动杆（61）与襟翼（60）同时联动，副翼喷管（55）通过联动杆（53）与副翼（57）同时联动；襟翼（60）与襟翼喷管（50）联动的力矩由襟翼（60）的液压作动筒提供，副翼（57）和副翼喷管（55）的联动力矩由副翼（57）的液压作动筒提供；
共轴正反转离心式高压压气机（44）的前压气机出口斜向变径段（43）是一个外侧略带弧度向外倾斜略45度的矩形喇叭状金属盒体，末端由方变圆，并固定联结在圆筒形的金属联接段（45）上；共轴正反转离心式高压压气机（44）的后压气机出口斜向变径段（52）与前端气机出口斜向变径段（43）区别在于：喇叭状的矩形金属条盒向后延伸，向外直角转向，然后由方变圆，固定联结在圆筒形联接段上，；旋转喷管，是一个带直角弯头的金属圆管，在直角弯管的横向末端，用常规方法与连接段（45）相联，使其既能旋转，又能密封，在旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的横管外端截面中心线上各有一个加强片（46），以便于联接支撑轴（48），支撑轴（48）的外端贯通在机翼应力盒的滑动轴承（71）上，以便支撑轴(48)旋转，支撑轴(48)在滑动轴承(71)与加强片(46)之间，固定有一根连杆（74），连杆（74）上连接有液压动作筒A（47），通过连杆(74)和液压动作筒A（47）的转动来带动旋转喷管A（6）的偏转，旋转喷管B（9）的其他结构与旋转碰管A（6）相同，其旋转力矩来至液压传动筒B（82）；旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的竖向末端，有一个与连接段（49）和变径连接段（54）的前端相同的斜口，它们互相配合，既能联通，又能分断，旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的竖端可以由水平状态向下旋转120度，连接段（49）和变径连接段（54）一个由圆变方的并固定在异形机翼（26）内的金属异形管道；连接段（49）和变径连接段（54）的前端具有一个与旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）末端相配合的斜口，而尾部则与叠合式偏转段（78）相联，其目的是起联通旋转喷管A（6）、旋转喷管（9）和叠合式偏转段（78）的作用；旋转喷管A（6）和旋转喷管（9）的翼内空间称为旋转喷管舱（10），在其旋转喷管舱（10）的下面，机翼蒙皮面上设有一副双扇舱门叫旋转喷管舱舱门A（7）和旋转喷管舱舱门B（11），它们是一个金属的矩形板式结构，用饺链连接在机翼上；开启和关闭旋转喷管舱舱门的动力来自液压作动筒或旋转喷管的联动机构。
8. 根据权利要求7所述一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机起降系统，其特征在于：叠合式偏转段（75）是由数个叠合式偏转片（78）叠合在一起，通过偏转片连接轴（79）联结并以偏转片连接轴（79）为圆心进行偏转，顶部和外侧围有整流罩（80），其后连接有襟翼喷管（50）或副翼喷管（55）的一种装置，叠合式偏转段（75）由叠合式偏转片（78），偏转片连接轴（79）和整流罩（80）构成；叠合式偏转片（78）的几何形状为侧面扇形，顶部为矩形，侧面扇形前缘外翻，后缘平直，顶部前缘下扣，后缘上翻，扇形下部有孔，通过偏转片连接轴（79）进行连接的三面体，偏转片连接轴（79）是一根细长的两端带螺纹并用螺母进行紧固的圆轴，属常规零件，为了减少叠合式偏转段（75）的流体阻力，在其外部设置了一个整流罩（80）；整流罩（80）的形状是侧面为半椭圆形，顶部为矩形的三面体，侧面前端顶部有一根整流罩连接轴（81），将整流罩（80）联接在连接段（49）和变径连接段（54）上，整流罩（80）在叠合式偏转段（75）的推动下，可绕整流罩连接轴（81）偏转，叠合式偏移段（75）偏转的力矩来自襟翼喷管（60）或副翼喷管（50）；襟翼喷管（60）是一个金属矩形方管，尾端有向上倾斜的斜口，联接在叠合式偏转段（75）之后的一种喷气式推力装置。”
在上述程序的基础上，合议组认为本案事实已经清楚，可以作出审查决定。
二、决定的理由
1、关于审查文本
复审请求人于2019年06月24日提交了权利要求书、说明书和说明书附图的修改替换页，经审查，复审请求人针对权利要求书、说明书和说明书附图的修改符合专利法第33条的规定。本复审请求审查决定所依据的文本为：2019年06月24日提交的权利要求第1-8项，说明书第1-12页，说明书附图第1-7页；2018年01月10日提交的说明书摘要，申请日2015年12月23日提交的摘要附图。
2、关于专利法第26条第3款和第4款
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。
专利法第26条第4款规定：权利要求书应当以说明书为依据，清楚、简要地限定要求专利保护的范围。
本申请涉及一种ZQL型喷气式超短距垂直起降固定翼飞机，根据本申请说明书第[0009]段的记载，其要解决的技术问题为：提供能够完成涵盖直升机和固定翼飞机能够完成的所有飞行动作，如超短距、垂直起降、平飞、侧飞、横滚、斤斗、原地360°转向及前飞、后飞的飞机；说明书记载的解决该技术问题的技术方案可以概括为：在传统固定翼飞机设置的基础上，采用机背上发动机舱内的4台涡轮轴发动机通过圆锥齿轮减速器提供动力，在固定翼的上下翼蒙皮上各开一个大型的圆孔用于供气，从而利用压气机高速旋转产生高压气体，通过旋转喷管或襟翼和副翼喷管高速喷出，以产生升力或推力，利用襟、副翼喷管和控制面的偏转从而控制飞机的飞行姿态。然而所属领域技术人员根据本申请所记载的技术内容难以实现上述技术方案并解决其技术问题，具体如下：对于所属领域技术人员来说，飞机固定翼的升力是由于机翼上下表面的压强差产生的，其所依靠的升力产生原理是基于流体流动的连续性定理得到的，气流流经翼型前缘分别形成沿上、下翼面流动的两股，由于翼型形状特点影响流速，从而使上下翼面之间形成压强差分解出向上的升力；然而本申请在固定翼的上下翼蒙皮上开设大型的圆孔，翼面气动形状的破坏甚至还要通过该圆孔为压气机供气时，将破坏上下翼面区域流体的流向和沿翼面流动的状态；而且，高速旋转的压气机叶片也会在机翼上表面产生复杂的气流和旋涡，导致气流分离，固定翼的升力产生条件被破坏；进而难以解决本申请所要求解决的关于“提供能够完成涵盖直升机和固定翼飞机能够完成的所有飞行动作”的技术问题。综上所述，本申请的说明书未对发明作出清楚、完整的说明，致使所属技术领域的技术人员不能实现该发明，因此不符合专利法第26条第3款的规定。
在本申请说明书公开不充分的情况下，本申请权利要求1-8得不到说明书支持，不符合专利法第26条第4款的规定。
3、对复审请求人相关意见的评述
复审请求人于2019年06月24日提交的意见陈述书中强调：本申请中的飞机虽然在机翼上表面开孔会产生一些局部的湍流和涡流，影响机翼的升力系数，但是影响有限，不会破坏飞机的正常飞行，而且证明附件中的实验结果也显示了本申请中的飞机能够正常飞行，完成直升机和固定翼飞机涵盖的所有飞行动作，以达到说明书所记载的军事和民事用途。
对此，合议组认为：所属领域技术人员所熟知的固定翼升力一般原理是基于流体流动的连续性定理得到的；本申请在固定翼上表面开设圆孔进而吸入大量气体用于高速旋转压气机，尤其是在没有任何导流装置的情况下，这在机翼上表面会产生十分复杂的气流以及强度巨大的涡旋，进而破坏固定翼升力条件。复审请求人所提供的实验证据仅是针对具有开孔的机翼，并非本申请中的开设有为大推力压气机提供进气的大型圆孔的机翼，这两种状况对于机翼升力条件的破坏程度是截然不同的。而且，即使通过针对圆孔尺寸、位置等参数进行改进，抑或采用特定的控制系统能够在一定程度上克服上述问题，但是显然本申请也并未针对这些技术内容进行任何披露。同时针对本申请中的上表面开设有为大推力压气机提供进气的大型进气圆孔的固定翼来说，其是否能够正常工作，前述的技术内容又是至关重要的，而且这些技术也不是所属领域的公知常识。另外，现有技术中的自适应控制系统也并非应用于本申请中的开设有为大推力压气机提供进气的大型圆孔的机翼，因此本领域技术人员也难以得知现有技术中公知的自适应控制系统能够解决本申请中的技术问题。因此，合议组对于复审请求人的意见不予支持。
综上所述，本案合议组作出如下复审请求审查决定。
三、决定
维持国家知识产权局于2017年11月10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，复审请求人可以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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