CN102556345B - 飞机动力装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机动力装置，通过在飞机动力装置螺旋桨、叶壳体的前部壳体表面上多个流体导入口、下部壳体表面设置多个流体导出口，流体导入口与流体导出口与流体通道相通的结构，使流体经过的路径远大于后部表面流体经过的路径，使前后部之间形成很大压力差，进一步设有吸气马达与流体通道相通，当螺旋桨、吸气马达高速旋转时，在离心力和吸力巨大力量作用下把螺旋桨内部的流体向外部四周高速抛出，在各导入口形成很大吸力和向内的流体压力，把流体经流体通道后从流体导出口抛出，同时螺旋桨前后部的流体层，产生的压力差极大，从而产生一种有更大升力或推动力的螺旋桨，可广泛应用于改进现有飞行器，使其升力更大，推动力更大，更节能。

Description

飞机动力装置

技术领域

本发明涉及一种动力装置，尤其是指一种可使得诸如直升机、飞机产生更大升力或动力的飞机动力装置。

背景技术

螺旋桨作为一种升力和动力装置，已广泛的使用在飞机、直升机等很多领域。从动力推动的螺旋桨发明以来，迄今为止已一百多年，其结构并没什么变化，虽然结构简单、使用方便，由于受其结构的限制，设置在飞机上方为直升机，但直升机产生的升力并不大，飞行的速度也不快；设置于飞机前部的螺旋桨，产生的推动力也不大，飞行的速度比喷气发动机和涡扇发动机产生的推动力要小很多，所以有必要对螺旋桨进行改造，以产生更大升力或更大推动力。

发明内容

本发明的目的在于克服了上述缺陷，提供一种飞机动力装置，使飞机能产生更大的推动力和升力。

本发明的目的是这样实现的：一种飞机动力装置，它包括螺旋桨，所述螺旋桨包括罩体及桨叶壳体，桨叶壳体围绕罩体设置；其特征在于：所述桨叶壳体内部设有中空供流体顺畅通过的流体通道，所述桨叶壳体上设有至少一个流体导入口和至少一个流体导出口与流体通道相通；

上述结构中，所述桨叶壳体内部沿桨叶壳体长度方向设置流体通道；在所述的桨叶壳体的前部壳体设置的流体导入口与流体通道相通；

上述结构中，所述的桨叶壳体上部以单个或多个重复排列设置流体导入口，所述流体导入口形状为圆形或条形或菱形或椭圆形或蛇形或三角形；所述的流体导入口开口形状的中心线与螺旋桨旋转方向的圆形角度平行；

上述结构中，所述桨叶壳体内部沿桨叶壳体长度方向设置流体通道；在桨叶壳体的后部壳体设置流体导出口；所述流体导出口设置与螺旋桨旋转方向相反的后部壳体一侧面；所述流体导出口与流体通道相通；

上述结构中，所述的流体通道呈直通，流体通道内设有延长流体通过路径的扰流面；

上述结构中，所述的扰流面呈凹凸流线形或由多个流线形的扰流面重复排列组成的形状；

上述结构中，它还包括吸气管及吸气马达；所述吸气马达通过吸气管与桨叶壳体中流体通道相连；所述的吸气管为螺旋管；

上述结构中，所述的流体通道分为两层通道，其中一层通道与所述的流体导入口相通，所述的另一层通道与所述的吸气马达相通，两层通道间互为连通；

上述结构中，所述的吸气马达设置在所述的罩体内或罩体外；所述的吸气马达的吸气口与所述的流体通道相通，排气口与螺旋桨排气方向在罩体的水平方向小于90C°角度的流体导出口相通；

上述结构中，所述桨叶壳体的后部壳体上设置有的流体导入口和流体导出口，流体导入口和流体导出口与所述的流体通道相通。

本发明的有益效果在于首次提出了推动力主要依靠压力差而不仅是传统螺旋桨吸入和排气的实现方式，通过桨叶的前部壳体表面设多个流体导入口与流体通道相通，在离心力产生的强大吸力作用下，使螺旋桨旋转时前后部形成的圆形流体层的流速相差越大，产生的升力和推动力就越大，从而产生一种的有更大推动力的螺旋桨，且可广泛应用与改进直升机、飞机等飞行器，产生更大的升力和推动力。

附图说明

下面结合附图详述本发明的具体结构

图1为实施例一的侧视结构示意图；

图2为实施例一的俯视螺旋桨结构示意图；

图3为图1的A-A剖视结构示意图；

图4为实施例三、四、五侧视结构示意图；

图5为实施例三螺旋桨结构示意图。

1-机身；101-螺旋桨；2-桨叶壳体；201-前部壳体表面；202-下部壳体表面；203-流体导入口；204、206-流体导出口；205-弧形导流块；207-扰流面；208-中心线；3-流体通道；301-下层；302-上层；4-罩体；5-管筒；6-吸气马达；601-吸气管；602-吸口；603-流体导出口。

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。

为叙述方便，直升机和飞机的螺旋桨的浆叶壳体，都为前部壳体和后部壳体，前后部之间为流体通道构成

一种飞机动力装置，它包括螺旋桨，所述螺旋桨包括罩体及桨叶壳体；罩体四周连接有多个桨叶壳体。所述桨叶壳体由前部壳体表面、下部壳体表面，前后部之间为流体通道构成，于前部壳体表面上设有多个流体导入口，在下部壳体表面上设有流体导出口，或桨叶壳体旋转方向相反的后部壳体侧面设流体导出口，前后部表面之间为封闭形成有连通流体导入口与流体导出口的流体通道。

上述结构中优选，所述流体导出口设在桨叶壳体的下部壳体表面的边缘附近，方便流体从流体导出口喷出后与桨叶壳体向下喷出的流体一起形成更大推动力。

上述结构中优选，流体导出口设在桨叶后部壳体一侧面，即与螺旋桨旋转方向相反的桨叶一侧面上，流体喷出角度与桨叶壳体所在平面方向夹角小于90°，使流体在各桨叶一侧同时喷出高速流体，推动并辅助螺旋桨转动。

上述结构中优选，在桨叶壳体内沿长度方向设的流体通道内，设有延长流体通过路径的凹凸流线形扰流面，或由多个弧形扰流形扰流面重复排列设置。又或者流体通道内设同长度的吸气管或上下两层通道或左右通道，使流体从前部壳体表面上流体导入口进入凹凸扰流面的流体通道，进一步再经过吸气管或上下两层与吸气马达相通后，使流体经过的路径又成倍增加，与其桨叶宽度形成几十倍的差异，使螺旋桨比原来产生几十倍大的升力，以及产生更大的推动力。用吸气马达很小的功率，和延长其路径的吸气管就使升力和推动力大大增加。

上述结构的实施例中，螺旋桨还包括罩体、吸气管及吸气马达，罩体内设有吸气马达，通过吸气管与各桨叶内的流体通道相通，它的喷出口与螺旋桨平行夹角小于90°，设在罩体四周阻挡，至少部分阻挡螺旋桨向下排出流体喷向机身1上，以减少阻力。

上述结构优选吸气马达设在飞机机身1内，通过吸气管与流体通道相通，由于吸气马达吸气方向与离心力运动方向一致，所以产生更大吸力把流体吸入流体通道内，同时不用考虑上述在罩体内螺旋桨转动产生的平衡问题，吸气马达体积和功率大大增加，使螺旋桨前后部产生更大压力差。

上述结构中优选吸气马达的喷出口均匀分布的设在罩体后部四周，与飞机螺旋桨垂直方向夹角小于90°，使从喷出口喷出流体能阻挡，至少部分阻挡螺旋桨向后排向机身1上的流体，以减少流体阻力。

上述结构中优选，桨叶壳体前部壳体表面沿长度设置多个流体导入口，与流体通道相通，当螺旋桨高速转动时，使桨叶壳体上和通道中形成两层运动速度很高的，彼此隔断又通过导入口彼此相通的流体层，使流体通过的路径大大增加，前后部形成很大压力差。除此之外，模仿经亿万年进化的鸟儿羽毛结构，一层又覆盖一层羽毛，使流体经过多层彼此隔断，又彼此连通的多层羽毛后，不论什么角度和速度飞行，也不会出现流体脱离羽毛而产生的失速现象。以往的以螺旋桨为推动的飞机，这个问题严重制约了螺旋桨转速和飞行速度，所以，本发明模仿多层羽毛结构，可避免螺旋桨叶尖失速的现象发生，使该类飞机不但推动力大大提高，飞行速度提高，同时安全性会提高，并解决了螺旋桨失速，这个制约以螺旋桨为动力的难题。

实施例一

一种直升机，如图1-3所示：它包括机身及本专利的飞机动力装置，所述动力装置的螺旋桨设在机身上方。在螺旋桨101的多个桨叶壳体2上、下部有弧形前部壳体表面201和平面的下部壳体表面202，桨叶壳体2内沿其长度方向设置有流体通道3，并不宽的流体通道3与前部壳体表面上设的流体导入口203，和下部壳体表面上设的流体导出口相通。流体导入口203的开口形状的中心线208与螺旋桨旋转时圆形角度相对平行，便于旋转时把流体导入流体通道3内，在下部壳体表面202后端与螺旋桨旋转方向相反的桨叶壳体一侧，设流体导出口206与流体通道3相通，罩体4连接并固定各桨叶壳体2。

各流体导入口203形状可为圆形、菱形、条形、椭圆形、蛇形、三角形、扇形等几何形状，在各流体导入口203开口形状的中心线208，与螺旋桨旋转方向的圆形角度相对平行(圆形和长条形除外)，便于把流体导入流体通道内，各形状的流体导入口203可单独一个重复排列形成，也多个形状的导入口重复排列形成。

当螺旋桨工作时，高速转动的螺旋桨产生很大的离心力，与流体通道内流体经过的路径同方向，离心力把流体从内抛向四周，犹如产生很大吸力和流体压力，通过各桨叶壳体的前部壳体表面201上平衡设置的多个对称均布的条形流体导入口203，把前部壳体表面201表面附近的流体，高速从流体导入口吸入流体通道3内，从而形成桨叶壳体前部壳体表面201表面和流体通道3内外两层彼此相通的、流速相对平衡的高速流动的两层流体，由于前部壳体表面上流体导入口把附近流体导入流体通道后，经很长的流体通道从后端经弧形导流块205，从流体导出口206排出，流体经过很长的路径，路径长，流速快，其流体经过桨叶壳体长度的路径，远大于桨叶壳体下部宽度流体路径，在离心力的作用下，所以流体速度又远快于后部表面产生的流体运动速度，所以在螺旋桨快速转动时，在前部壳体表面201和流体通道3内共同形成相对独立，又通过流体导入口彼此相通的二层运动速度极高的圆形流体层，与下部壳体表面202等同于螺旋桨101速度形成的圆形流体层之间，因流速相差太大而产生极大的压力差，由此螺旋桨101上、下部两层圆形流体层因流速不同而产生很大升力，这种升力来源远比传统螺旋桨前部壳体表面201为弧形、后部为平面，又同时经过桨叶壳体宽度的上下面路径差异，产生的压力差大得多，所以产生的升力也大得多。由于流体在螺旋桨高速转动时，产生很大的离心力，这种离心力又与流体通道中流体运动方向一致，所以作用在流体导入口上，犹如产生强大的吸力，把桨叶壳体上部壳体表面流动的流体，高速吸入流体通道内，而直升机桨叶壳体的长度和宽度相差20倍左右，所以流体通道流体经过的路径大于桨叶壳体下部平面20倍左右，其流速也快20倍左右。螺旋桨上下部之间产生20倍左右的压力差，就使升力比传统桨叶壳体宽度前后部弧面和平面不大差异流体经过的路径大20倍左右，就产生比现在直升机大20倍左右的升力。

然后，各桨叶壳体的前部壳体表面201上各导入口把流体吸入流体通道内，在螺旋桨高速旋转产生离心力的强大作用下，把螺旋桨中心的流体向四周流体导出口强力的抛出，使流体从内向外高速流动，与流体从流体导入口经流体通道从桨叶壳体边缘流体导出口向下高速喷出，同一方向运动，使流体通道内的流速大大加快，然后从流体导出口206在螺旋桨旋转方向桨叶壳体的相反一侧，把大量快于螺旋桨速度的流体向与螺旋桨垂直方向小于90度，同时、同角度下喷出，除产生反作用力来推动飞机外，同时还帮助螺旋桨运动。

与此同时，螺旋桨101转动时，前部壳体表面201和流体通道3内外两层在螺旋桨产生很大离心力作用的状态中，以及流体经过桨叶壳体长度很长的路径，远比下部平面的下部壳体表面202经桨叶壳体宽度流体经过的路径，产生等同于螺旋桨流速的流体层快得多。螺旋桨上下部在转动时形成极大的压力差，使螺旋桨下部流体层低流速产生的高压力区瞬间向上部高流速产生的低压力区转移，压力差越大，转移速度越快，产生的升力越大，这是自然规律，就如从上而下的水流，落差越大，水流的流速越快，产生的推动力就越大，所以螺旋桨前、后部之间圆形流体层压力差极大，不但产生很大的升力，在螺旋桨正常产生推动力作用下同时还产生很大的推动力，值得特别说明的是：这种推动力的主要来源，就是螺旋桨转动时，产生很大离心力，又与流体通道经过的流体方向一致，把前部壳体表面上流体导入口附近流体吸入流体通道内，经很长路径，从流体导出口排出，路径长，流速快，由此形成前后部之间流体层产生的很大压力差，在此状态中，产生较大的推动力和升力。传统直升机的螺旋桨把前部流体层吸入后排向后部产生不了这么大的升力和推动力。本发明产生的升力和动力远比传统直升机大得多，传统螺旋桨前后部之间弧形和平面之间微小的差别，产生不出本发明螺旋桨前部很长路径和高流速的流体层与后部流体层之间因流速相差很大，而形成很大压力差产生的很大升力和推动力。

另外，传统螺旋桨因桨叶壳体太长，产生的负载太大，所以转速不快，本发明螺旋桨前后部流体层之间压力差很大，升力也很大所以桨叶壳体长度可适当减少一些，负载也就减少一些，使螺旋桨转速加快，产生的推动力更大。

相比于传统直升机的螺旋桨是产生升力和动力的来源，由于桨叶壳体2宽度方向，前后部表面的弧形和平面之间路径差别不大，所以产生的升力也不大，本发明中桨叶壳体2的前部壳体表面201上多个条形的流体导入口203在离心力从内向外四周高速抛入流体通道内的流体经过路径一致，所以，离心力作用在各流体导入口，犹如形成很大的吸力流体压力，在由此产生的强大离心力作用下，如使螺旋桨101旋转时，桨叶壳体前后部之间表面流体经过路径相差大10倍，形成的圆形流体层的流速比传统直升机快10倍，就比传统直升机大10倍的升力，如快20倍的流速，就比传统直升机大20倍的升力，这种状态很容易实现的，因为桨叶壳体的长度通常都大于宽度的20倍左右，所以本发明增加20倍升力，同时产生的推动力也大大增加。因为直升机升力和动力来源都是螺旋桨，当升力20倍，其推动力也就大大增加，从而使直升机不但载重量增大、速度大大提高，同时在空中更为灵活机动，增加20倍升力的直升机，同时也产生很大的推动力，其运动速度和载重量已使直升机脱胎换骨，可能已不是现代意义上所定义的直升机。

另一实施例，与以上不同是：在直升机机身的前、后部上方或左右上方各设置一个螺旋桨，从而产生更大升力和推动力。(未画)。

另一实施例，与以上不同是：所述动力装置的螺旋桨分上下二层设置在直升机上方，即在直升机螺旋桨上部再设一个所述的螺旋桨(未画)，为双层螺旋桨直升机，以形成更大的升力和推动力，以推动大型载重直升机。

实施例二

如图2、3所示的另一种直升机，与实施例一不同是：流体导入口203可为椭圆形；流体导入口开口形状的中心线208与螺旋桨旋转的圆形方向平行，便于旋转时把流体导入流体通道内，还有流体通道内设有沿长流体经过路径的呈凹凸形流线的形扰流面207，至少使流体经过路径延长1/3以上，另外弧形导流块205，使流体经弧形导流体205从下部壳体表面流体导出口204喷出，当螺旋桨快速转动时，产生很大的离心力，使各桨叶壳体前部壳体表面201上各流体导入口203把流体导入流体通道3内，由于流体经过很长的路径，所以流速很快，经弧形导流块205，又通畅的从流体导出口204向下部排出高速流体，由于各桨叶壳体边缘设有弧形导流块205，使流体从桨叶壳体2的流体导出口204向下排出，由于流体速度很快，同时与螺旋桨向下喷出的流体一起产生很大推动力。

由于流体从前部壳体表面通过椭圆形的流体导入口203，流体导入口开口形状中心线208与螺旋桨旋转方向平行，便于螺旋桨旋转时，把流体导入流体通道内。由于流体经很长的桨叶壳体内的流体通道3，其路径远远大于现有螺旋桨前后部之间弧面和平面之间的差异，又在流体通道内设凹凸流线形扰流面207，使流体路径又增加1/3以上，所以路径更长，流速更快，在离心力的强力作用下使外壳表面和彼此相通的流体通道内形成两层快速运动的流体层，其运动速度远远大于传统螺旋桨上下表面产生的压力差，如大于1倍，流体经过路径就比现有直升机大1倍的升力，如大10倍，就大10倍的升力，显而易见，桨叶壳体的长度是宽度的二十倍左右，就大二十倍的升力，在离心力的强大作用下，与流体通道内的流体运动方向一致，很容易使上部表面的流体从流体导入口导入后，经流体通道和流体导出口高速排出，由此产生前后部表面之间的压力差就非常大，产生的升力和推动力也非常大。

综上所述，本发明首次提出，直升机推动力主要依靠压力差而不仅是传统直升机依靠螺旋桨吸入和排气来实现。由此彻底改变直升机现有的理论及装置，产生一种的有更大推动力的新型直升机。另外，本发明螺旋桨产生的升力非常大，桨叶壳体的长度可适当减少，使螺旋桨负载减少，转速更快，推动力更大。

本发明直升机的螺旋桨上部表面形成的圆形流体层，与下部表面形成的圆形流体层，因其流速产生不同而产生极大的压力差，这种压力差可以是传统直升机的10倍或20倍，甚至对流体通道内设扰流面改进还可产生30倍的压力差，而低压力区向高压力区转移，压力差越大，转移速度越快，就如水高处向低处落下，水位差越大，水流速度越快，这是自然规律，所以本发明中螺旋桨转动时上下部形成的圆形流体层压力差越大，压力差转移速度就越快，换句话说，产生的推动力就越大。使直升机获得远比传统方式大得多的升力和推动力。

本发明螺旋桨装置不但产生比传统直升机大得多的升力和推动力，使直升机的运动速度和载重量大大提高，这种推动力的来源，并不是传统螺旋桨产生的吸排气量，而是前后部之间产生巨大压力差，当流体压力差大大提高的同时，推动力也同时大大提高。高压力区向低压力区的瞬间转移而形成，只需加快螺旋桨的几片桨叶壳体一面的流体流速，就使直升机升力和速度提高，本发明非常简单方便，为未来直升机的发展开辟一个崭新的方向。

实施例三

如图2、3、4一种螺旋桨飞机，它包括：它包括机身、机翼及上述特征飞机动力装置，与上述直升机的实施例不同是：飞机动力装置的螺旋桨101设在飞机前部或后部或机身或机翼上为推动力的来源。

传统以螺旋桨为推动力的飞机，其推动力来源为螺旋桨把前部大量吸入的流体高速抛向后部来产生推动力，转速越快，流体通过量越多，产生的推动力越大。与此同时，大量流体从前向后抛向后部产生推动，也把大量流体抛向飞机机壳上产生很大阻力。

而本实施例中螺旋桨101工作时，产生很大离心力，把流体从中间抛向四周，由于离心力与流体通道同方向，使各流体导入口203，犹如产生极强的吸力和流体压力，使各桨叶壳体2前部壳体表面201上，各流体导入口203附近流体高速吸入流体通道3内，在前部壳体表面201的表面和流体通道3内，形成两层彼此隔断，又彼此通过流体导入口203相通的流速大致平衡的高速流体层。由于流体经过的路径很长，其运动速度远快于螺旋桨产生的流体运动速度，从而在螺旋桨快速转动时，在前部壳体表面201上形成的二层高速运动的圆形流体层，运动速度远快于螺旋桨下部壳体表面202等同于其流体速度的流体层，在螺旋桨前后部流体层之间由于运动速度不同，产生极大压力差，这种压力差使后部的运动速度慢产生的高压力的流体层，向前部运动速度极高产生的低压力区的流体层高速转移，产生很大的向前的推动力，在螺旋桨向后部喷出高速流体产生反作用力推动力作用下，前部压力差产生的第一次向前推动力，后部喷出流体产生的第二次向后反作用力，两种力同时推动飞机向前行驶，压力差越大，转移速度越快，推动力越大，使飞行速度比原来大大提高，所以利用螺旋桨前后部产生的极大压力差，在此状态中，不需太大的推动力，也能产生比传统方式更大的推动力，本发明第一次和第二次推动力共同形成更大推动力，使飞机更节能、速度更快，为以螺旋桨为动力的飞机发展开创一个新的方向。

与此同时，流体导出口204把高速吸入流体从后部与螺旋桨旋转时桨叶壳体相反方向一侧以小于90°角(即排气口与垂直方向夹角小于90°)高速向后部四周喷出，因为螺旋桨高速旋转，所以从流体导出口204喷出流体在边缘形成一圆形的高速运动的流体层，该流体层的运动速度远快于螺旋桨产生的流体运动速度，由于螺旋桨排出流体中间流速大于周围，该圆形流体层使四周向外分散的流体集中在圆形流体层的圈内，以产生更大推动力。同时流体导出口在桨叶壳体一侧与螺旋桨旋转相反方向小于90°角喷出，同螺旋桨排出的流体一同产生更大推动力，另外各桨叶壳体都同时同角度喷出高速流体，还帮助螺旋桨快速转动，达到节能的目的。

传统的涡浆发动机通常转速不能太快，因为太快速度，叶尖会超过音速而造成效率下降，流体脱离桨叶壳体而失速，所以需要很多桨叶壳体，增加不必要的能耗。本发明模仿经亿万年进化的鸟类羽毛结构，流体经过多层彼此相通的羽毛，不论速度快慢和不同角度也不会出现脱离羽毛而出现失速现象。前部壳体表面的多个流体导入口把流体导入流体通道内，使经过叶尖的流体大大减少，同时在外层和流体通道内形成彼此相通的两层流体层，犹如多层羽毛一样，而不会出现流体脱离桨叶壳体的失速现象。从而产生更高速节能的螺旋桨推动各类飞机。

通常螺旋桨的桨叶壳体的长度是宽度的5倍左右，流体通道3的长度是桨叶壳体宽度的5倍左右，所以前部壳体表面上流体导入口和流体通道相通，形成二层快速流体层的流速，是后部表面上流体层流速的5倍左右，也就是说，螺旋桨前后部流体压力差为5倍，当5倍流体压力差从后向前产生第一次推动力，后部喷出流体产生第二次推动力，第一次与第二次推动力又共同形成更大的推动力。

另一实施例：与以上不同是：在流体通道3内，设有呈凹凸流线形的扰流面207，或由多个流线形的扰流面重复排列组成的形状的扰流面，又使流体经过的路径至少增加1/3左右，流速增加，所产生的压力差也增加。由上述的多个螺旋桨还可以设在机翼，或机身的前部，或机身后部，以推动更大型的各类飞机(未画)。

另一实施例：如图5所示：与以上不同是：在前后相通的管筒5，上述的螺旋桨设在管筒5内，管筒又设在机身上或其它部位来推动飞机；或管筒内设至少一个螺旋桨前后排列，分级压缩来产生更大推动力(未画)。

实施例四

在上述飞机动力装置及直升机与飞机不同的是，流体导出口封闭，采用的飞机动力装置还包括有吸气管及吸气马达；所述吸气马达通过吸气管与桨叶壳体中流体通道相连；所述的吸气管可为螺旋管，以增加流体经过的路径。即在连接各桨叶壳体的中空罩体4内，设有吸气马达6，通过各桨叶壳体内沿长度方向的流体通道3内，设有吸气管601通过后端吸口602相通，把吸入的流体从罩体4后部四周边缘上，与螺旋桨垂直方向小于90℃度，从均布的圆形流体导出口603高速喷出。随着螺旋桨的高速转动，从而形成运动速度很高的一圈流体层，由于螺旋桨中间排出的流速大于四周，而中间的流体大部分排向后部机壳上，产生人为的流体阻力，流体层流速远大于螺旋桨排出流体速度，因为罩体随螺旋桨快速转动，所以又形成一定角度的，有一定厚度的，高速运动的，高速旋转的流体层，其流速已远快过螺旋桨产生的流速，阻挡，至少是部分阻挡螺旋桨把流体喷向机身产生的流体阻力，使流体阻力大大减少，达到节能目的。

当螺旋桨和吸气马达6同时转动时，螺旋桨产生离心力和吸气马达产生的吸气一齐作用在各流体导入口203，使前部壳体表面和流体通道3内外形成二层流速更高的流体层，由于吸气管601等同于流体通道3内的长度，又使流体经过的路径成倍增加，使前部壳体表面和流体通道内二层高速层其流速比实施例三所述5倍的流速快一倍，使螺旋桨前后部表面之间出现10倍的压力差，10倍的流体压力从后部向前部高速转移，形成从后向前更大的推动力，为第一次向前推动力，同时螺旋桨从前向后部喷出流体产生反作用力推动，为第二次向后的反作用力形成的推动力，第一第二次推动力共同产生更大推动力。

由于流体导出口204已封闭，螺旋桨产生的离心力和吸气马达产生的巨大吸力把流体导入口的流体高速吸入进入流体通道，再把流体高速吸入后从罩体4的后部四周边缘多个圆形流体导出口603与螺旋桨垂直夹角小于90°度，高速喷出比螺旋桨产生更快的速度的流体，因为罩体随螺旋桨快速转动，所以又形成一定角度的，有一定厚度的，高速运动的，高速旋转的流体层，其流速已远快过螺旋桨产生的流速，阻挡，至少是部分阻挡螺旋桨把流体喷向机身产生的流体阻力，使流体阻力大大减少。

另一实施例，参照图3，与以上不同是桨叶壳体内的流体通道为隔板分成两层由吸口602相通的通道，其中一层通道(上层)302与各流体导入口相通，另一层通道(下层)301与吸气马达相通。

在离心力和吸气马达同时作用下，因为二种力的运动方向一致，所以把前部壳体表面上各流体导入口附近流体高速吸入上层流体通道内，再经过下层流体通道，使流体经过的路径大大增加。上下层流体通道还可以在左右设置或对角线设置。

另一实施例，与以上不同是：吸气马达6设在机身内，通过吸气管601经过中空转轴7相连通，由于吸气马达6设在螺旋桨罩体外，所以不考虑其平衡问题，吸气马达体积和功率可大些，以产生更大吸力，使螺旋桨前后部形成更大压力差。

吸气马达可设置在实施例一、二、三，螺旋桨的罩体内或罩体外，以加快流体通道的流速，使螺旋桨前后部产生更大的流体压力差，由此产生更大的升力。

实施例五

与实施例四不同是：在下部壳体表面202沿长度方向设多个流体导入口203，在后部设流体导出口204(参照图4)。与流体导出口和螺旋桨排气都同一方向。

当螺旋桨高速旋转时，离心力与后部外壳上多个流体导入口203和流体通道3以及流体导出口204同方向，使后部表面与流体通道3形成二层运动速度很高的流体层，与前部壳体表面201因流速不同而产生很大压力差，使流体压力从前向后产生第一次推动力，同时从流体导出口204喷出的高速流体与螺旋桨喷出的流体一起又从前向后产生第二次推动力，第一次流体压力和第二次推动力，共同形成更大推动力。该实施例产生压力差转移方向和螺旋桨喷出的流体方向都为向后部的同一方向，所以共同产生更大推动力。

综上，本发明优势在于：

1、本发明由于桨叶壳体的前部壳体表面201上均布有多个流体导入口203，当螺旋桨和吸气马达快速转动时，在前部壳体表面和流体通道3内形成两层，彼此隔断又通过导入口彼此相通，又高速运动的流体层，就如鸟儿多层羽毛彼此隔断又彼此相通，当流体经过多层羽毛时，就是再快速度和多种不同的角度，都不会出现流体脱离羽毛产生失速现象，从而解决了螺旋桨尖失速这个困绕螺旋桨百年来的问题。

2、使用本发明螺旋桨装置为飞机和直升机的动力装置，由于桨叶壳体前部壳体表面上设多个流体导入口与并不宽的流体通道和流体导出口相通，离心力与流体通道同方向，都是把螺旋桨内的流体向外抛出，犹如形同强大的吸力和流体压力把桨叶壳体的外壳表面经过的流体从流体导入口高速吸入流体通道内，再从导出口抛出，使得并不宽的流体通道内的流体高速运动，从而形成外壳表面和通道内两层流动的流体运动，当螺旋桨快速转动时，各桨叶壳体前部壳体表面上的流体快速运动形成高速运动的圆形流体层，与下部壳体表面形成等同于螺旋桨速度的圆形流体层之间，因流体流速产生极大的差异而产生极大的压力差。由此产生很大的升力或推动力。

而本发明前部壳体表面上流体经过路径如比下部壳体表面大10倍，就比传统螺旋桨的流速快10倍，就比传统直升机大10倍升力，如快20倍，就比传统直升机大20倍的升力，而且显而易见，这种情况很容易实现，这种升力的大小变化还可通过扰流面或二层通道，或螺旋吸气管，对流体经过路径的控制来使流体经过的路径成倍增加，传统直升机的升力和动力来源都是螺旋桨，由于桨叶壳体的前后表面为弧形和平面，前后部表面流体经过的路径本来就不大，所以产生的升力也不大。本发明比传统直升机大得多的升力，如有比现有直升机大20倍以上升力的直升机出现，可使直升机脱胎换骨，其机动灵活性得到充分体现。同时使直升机运载量提高，速度提高而能耗降低。

3、使用本发明螺旋桨装置为升力和动力的直升飞机，由于螺旋桨快速转动时前部壳体表面设多个流体导入口与流体通道相通，形成前部壳体表面流体层与后部表面流体层因流速相差产生极大压力差，高压力区必然向低压力区转移，就如水从高向低流动一样，落差越大产生的冲击力越大，这是自然规律，所以本发明螺旋桨转动时，前部壳体表面形成流速很快的圆形流体层，与后部表面等同于螺旋桨速度的流速形成圆形流体层之间产生极大的压力差，压力差越大，流体压力转移速度越快，产生的推动力就越大，在此状态中，在螺旋桨正常向下把流体喷出时产生的推动力更大，使直升机运动速度和载重量大大提高，换句话说，在升力提高的同时也使螺旋桨产生的推动力大大提高。

4、现有直升机螺旋桨的桨叶壳体太长，负载太大，所以转速不快，严重制约了直升机运动速度。本发明使螺旋桨上下部表面形成的圆形流体层产生极大压力差，由此产生很大的升力和推动力，所以螺旋桨的桨叶壳体不需要太长，可适当的减少，使螺旋桨运动时负载减少，转速增加，使直升机在以上基础上还可大大增加升力和推动力。

5、而现在以螺旋桨为推动力的飞机，依靠大功率的马达带动螺旋桨高速转动，把大量流体从前方吸入后从后方喷出来产生推动力，仅通过吸气排气产生推动力不大，所以大量能耗被浪费，飞机速度很难提高，本发明通过流体导入口来加快几片桨叶壳体外壳表面与流体通道内的流速，在离心力的作用下前后部表面的流体层形成巨大压力差，不但通过吸排气，还通过压力差的高速转移区来加快飞机的飞行速度，同时能耗大大减少。

所以本发明提出螺旋桨装置用压力差来使飞机具有更大推动力的方法和装置，与传统螺旋桨仅用吸排气产生升力推动力相比，由于本发明不但通过吸排气产生推动力，同时还有前后部形成更大压力差来推动。通过流体导入口在前部壳体上设置，使流体压力差向前产生推动力，或通过在后部壳体上设置流体导入口，使流体压力差向后部产生反作用的推动力，可根据具体情况来实施，不过流体导入口设在前部壳体上更好。

6、不论是直升机和螺旋桨推动的飞机，在流体通道与吸气马达相通，能在原来的基础上增加若干倍的压力差，因为通过对马达转速的控制，都很容易实现，由此将使现有各类螺旋桨飞机不论速度，载重量都会产生本质上的变化，那就是脱胎换骨。

本发明的飞机和直升机，通过流体通道来增加流体经过路径，再通过扰流面和吸气管及两层通道来增加更长路径，与吸气马达相通，然后同时还用压力差来产生升力和推动力，所以升力大大提高，同时产生的推动力更大，更节能。本发明只需加快几片内壳表面的流体流速，就可使飞机的升力和推动力大大提高。

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效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机动力装置，它包括螺旋桨，所述螺旋桨包括罩体及桨叶壳体，桨叶壳体围绕罩体设置；其特征在于：所述桨叶壳体内部设有中空供流体顺畅通过的流体通道，所述桨叶壳体上设有多个流体导入口和至少一个流体导出口与流体通道相通；多个流体导入口设于桨叶上部壳体的表面上并沿整个长度方向设置，流体导出口设于桨叶下部壳体的表面上，从而形成桨叶上部壳体的表面和流体通道内外两层相通的高速流体层；与下部壳体表面之间因流速相差太大而产生极大的压力差和很大升力。

2.如权利要求1所述的飞机动力装置，其特征在于：所述桨叶壳体内部沿桨叶壳体长度方向设置流体通道；在所述的桨叶壳体的前部壳体设置的流体导入口与流体通道相通。

3.如权利要求2所述的飞机动力装置，其特征在于：所述的桨叶壳体上部以单个或多个重复排列设置流体导入口，所述流体导入口形状为圆形或条形或菱形或椭圆形或蛇形或三角形；所述的流体导入口开口形状的中心线与螺旋桨旋转方向的圆形角度平行。

4.如权利要求1所述的飞机动力装置，其特征在于：所述桨叶壳体内部沿桨叶壳体长度方向设置流体通道；在桨叶壳体的后部壳体设置流体导出口；所述流体导出口设置与螺旋桨旋转方向相反的后部壳体一侧面；所述流体导出口与流体通道相通。

5.如权利要求1所述的飞机动力装置，其特征在于：所述的流体通道呈直通，流体通道内设有延长流体通过路径的扰流面。

6.如权利要求5所述的飞机动力装置，其特征在于：所述的扰流面呈凹凸流线形或由多个流线形的扰流面重复排列组成的形状。

7.如权利要求1-6任意一项所述的飞机动力装置，其特征在于：它还包括吸气管及吸气马达；所述吸气马达通过吸气管与桨叶壳体中流体通道相连；所述的吸气管为螺旋管。

8.如权利要求7所述的飞机动力装置，其特征在于：所述的流体通道分为两层通道，其中一层通道与所述的流体导入口相通，另一层通道与所述的吸气马达相通，两层通道间互为连通。

9.如权利要求7所述的飞机动力装置，其特征在于：所述的吸气马达设置在所述的罩体内或罩体外；所述的吸气马达的吸气口与所述的流体通道相通，排气口与螺旋桨排气方向在罩体的水平方向小于90℃角度的流体导出口相通。

10.如权利要求1-6任意一项所述的飞机动力装置，其特征在于：所述桨叶壳体的后部壳体上设置有的流体导入口和流体导出口，流体导入口和流体导出口与所述的流体通道相通。