專利名稱：飛機動力裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種動力裝置，尤其是指一種可使得諸如直升機、飛機產生更大升力或動力的飛機動力裝置。
背景技術：
螺旋槳作為一種升力和動力裝置，已廣泛的使用在飛機、直升機等很多領域。從動力推動的螺旋槳發明以來，迄今為止已一百多年，其結構并沒什么變化，雖然結構簡單、使用方便，由于受其結構的限制，設置在飛機上方為直升機，但直升機產生的升力并不大，飛行的速度也不快；設置于飛機前部的螺旋槳，產生的推動力也不大，飛行的速度比噴氣發動機和渦扇發動機產生的推動力要小很多，所以有必要對螺旋槳進行改造，以產生更大升力或更大推動力。
發明內容
本發明的目的在于克服了上述缺陷，提供一種飛機動力裝置，使飛機能產生更大的推動力和升力。本發明的目的是這樣實現的一種飛機動力裝置，它包括螺旋槳，所述螺旋槳包括罩體及槳葉殼體，槳葉殼體圍繞罩體設置；其特征在于所述槳葉殼體內部設有中空供流體順暢通過的流體通道，所述槳葉殼體上設有至少一個流體導入口和至少一個流體導出口與流體通道相通；上述結構中，所述槳葉殼體內部沿槳葉殼體長度方向設置流體通道；在所述的槳葉殼體的前部殼體設置的流體導入口與流體通道相通；上述結構中，所述的槳葉殼體上部以單個或多個重復排列設置流體導入口，所述流體導入口形狀為圓形或條形或菱形或橢圓形或蛇形或三角形；所述的流體導入口開口形狀的中心線與螺旋槳旋轉方向的圓形角度平行；上述結構中，所述槳葉殼體內部沿槳葉殼體長度方向設置流體通道；在槳葉殼體的后部殼體設置流體導出口 ；所述流體導出口設置與螺旋槳旋轉方向相反的后部殼體一側面；所述流體導出口與流體通道相通；上述結構中，所述的流體通道呈直通，流體通道內設有延長流體通過路徑的擾流上述結構中，所述的擾流面呈凹凸流線形或由多個流線形的擾流面重復排列組成的形狀；上述結構中，它還包括吸氣管及吸氣馬達；所述吸氣馬達通過吸氣管與槳葉殼體中流體通道相連；所述的吸氣管為螺旋管；上述結構中，所述的流體通道分為兩層通道，其中一層通道與所述的流體導入口相通，所述的另一層通道與所述的吸氣馬達相通，兩層通道間互為連通；上述結構中，所述的吸氣馬達設置在所述的罩體內或罩體外；所述的吸氣馬達的
3吸氣口與所述的流體通道相通，排氣口與螺旋槳排氣方向在罩體的水平方向小于90C°角度的流體導出口相通；上述結構中，所述槳葉殼體的后部殼體上設置有的流體導入口和流體導出口，流體導入口和流體導出口與所述的流體通道相通。本發明的有益效果在于首次提出了推動力主要依靠壓力差而不僅是傳統螺旋槳吸入和排氣的實現方式，通過槳葉的前部殼體表面設多個流體導入口與流體通道相通，在離心力產生的強大吸力作用下，使螺旋槳旋轉時前后部形成的圓形流體層的流速相差越大，產生的升力和推動力就越大，從而產生一種的有更大推動力的螺旋槳，且可廣泛應用與改進直升機、飛機等飛行器，產生更大的升力和推動力。
下面結合附圖詳述本發明的具體結構圖1為實施例一的側視結構示意圖；圖2為實施例一的俯視螺旋槳結構示意圖；圖3為圖1的A-A剖視結構示意圖；圖4為實施例三、四、五側視結構示意圖；圖5為實施例三螺旋槳結構示意圖。1-機身；101-螺旋槳；2-槳葉殼體；201-前部殼體表面；202-下部殼體表面； 203-流體導入口 ；204、206_流體導出口 ；205-弧形導流塊；207-擾流面；208-中心線； 3-流體通道；301-下層；302-上層；4-罩體；5-管筒；6-吸氣馬達；601-吸氣管；602-吸口 ；603-流體導出口。
具體實施例方式為詳細說明本發明的技術內容、構造特征、所實現目的及效果，以下結合實施方式并配合附圖詳予說明。為敘述方便，直升機和飛機的螺旋槳的漿葉殼體，都為前部殼體和后部殼體，前后部之間為流體通道構成一種飛機動力裝置，它包括螺旋槳，所述螺旋槳包括罩體及槳葉殼體；罩體四周連接有多個槳葉殼體。所述槳葉殼體由前部殼體表面、下部殼體表面，前后部之間為流體通道構成，于前部殼體表面上設有多個流體導入口，在下部殼體表面上設有流體導出口，或槳葉殼體旋轉方向相反的后部殼體側面設流體導出口，前后部表面之間為封閉形成有連通流體導入口與流體導出口的流體通道。上述結構中優選，所述流體導出口設在槳葉殼體的下部殼體表面的邊緣附近，方便流體從流體導出口噴出后與槳葉殼體向下噴出的流體一起形成更大推動力。上述結構中優選，流體導出口設在槳葉后部殼體一側面，即與螺旋槳旋轉方向相反的槳葉一側面上，流體噴出角度與槳葉殼體所在平面方向夾角小于90°，使流體在各槳葉一側同時噴出高速流體，推動并輔助螺旋槳轉動。上述結構中優選，在槳葉殼體內沿長度方向設的流體通道內，設有延長流體通過路徑的凹凸流線形擾流面，或由多個弧形擾流形擾流面重復排列設置。又或者流體通道內設同長度的吸氣管或上下兩層通道或左右通道，使流體從前部殼體表面上流體導入口進入凹凸擾流面的流體通道，進一步再經過吸氣管或上下兩層與吸氣馬達相通后，使流體經過的路徑又成倍增加，與其槳葉寬度形成幾十倍的差異，使螺旋槳比原來產生幾十倍大的升力，以及產生更大的推動力。用吸氣馬達很小的功率，和延長其路徑的吸氣管就使升力和推動力大大增加。上述結構的實施例中，螺旋槳還包括罩體、吸氣管及吸氣馬達，罩體內設有吸氣馬達，通過吸氣管與各槳葉內的流體通道相通，它的噴出口與螺旋槳平行夾角小于90°，設在罩體四周阻擋，至少部分阻擋螺旋槳向下排出流體噴向機身1上，以減少阻力。上述結構優選吸氣馬達設在飛機機身1內，通過吸氣管與流體通道相通，由于吸氣馬達吸氣方向與離心力運動方向一致，所以產生更大吸力把流體吸入流體通道內，同時不用考慮上述在罩體內螺旋槳轉動產生的平衡問題，吸氣馬達體積和功率大大增加，使螺旋槳前后部產生更大壓力差。上述結構中優選吸氣馬達的噴出口均勻分布的設在罩體后部四周，與飛機螺旋槳垂直方向夾角小于90°，使從噴出口噴出流體能阻擋，至少部分阻擋螺旋槳向后排向機身 1上的流體，以減少流體阻力。上述結構中優選，槳葉殼體前部殼體表面沿長度設置多個流體導入口，與流體通道相通，當螺旋槳高速轉動時，使槳葉殼體上和通道中形成兩層運動速度很高的，彼此隔斷又通過導入口彼此相通的流體層，使流體通過的路徑大大增加，前后部形成很大壓力差。除此之外，模仿經億萬年進化的鳥兒羽毛結構，一層又覆蓋一層羽毛，使流體經過多層彼此隔斷，又彼此連通的多層羽毛后，不論什么角度和速度飛行，也不會出現流體脫離羽毛而產生的失速現象。以往的以螺旋槳為推動的飛機，這個問題嚴重制約了螺旋槳轉速和飛行速度， 所以，本發明模仿多層羽毛結構，可避免螺旋槳葉尖失速的現象發生，使該類飛機不但推動力大大提高，飛行速度提高，同時安全性會提高，并解決了螺旋槳失速，這個制約以螺旋槳為動力的難題。實施例一一種直升機，如圖1-3所示它包括機身及本專利的飛機動力裝置，所述動力裝置的螺旋槳設在機身上方。在螺旋槳101的多個槳葉殼體2上、下部有弧形前部殼體表面201 和平面的下部殼體表面202，槳葉殼體2內沿其長度方向設置有流體通道3，并不寬的流體通道3與前部殼體表面上設的流體導入口 203，和下部殼體表面上設的流體導出口相通。流體導入口 203的開口形狀的中心線208與螺旋槳旋轉時圓形角度相對平行，便于旋轉時把流體導入流體通道3內，在下部殼體表面202后端與螺旋槳旋轉方向相反的槳葉殼體一側， 設流體導出口 206與流體通道3相通，罩體4連接并固定各槳葉殼體2。各流體導入口 203形狀可為圓形、菱形、條形、橢圓形、蛇形、三角形、扇形等幾何形狀，在各流體導入口 203開口形狀的中心線208，與螺旋槳旋轉方向的圓形角度相對平行 (圓形和長條形除外)，便于把流體導入流體通道內，各形狀的流體導入口 203可單獨一個重復排列形成，也多個形狀的導入口重復排列形成。當螺旋槳工作時，高速轉動的螺旋槳產生很大的離心力，與流體通道內流體經過的路徑同方向，離心力把流體從內拋向四周，猶如產生很大吸力和流體壓力，通過各槳葉殼體的前部殼體表面201上平衡設置的多個對稱均布的條形流體導入口 203，把前部殼體表面201表面附近的流體，高速從流體導入口吸入流體通道3內，從而形成槳葉殼體前部殼體表面201表面和流體通道3內外兩層彼此相通的、流速相對平衡的高速流動的兩層流體，由于前部殼體表面上流體導入口把附近流體導入流體通道后，經很長的流體通道從后端經弧形導流塊205，從流體導出口 206排出，流體經過很長的路徑，路徑長，流速快，其流體經過槳葉殼體長度的路徑，遠大于槳葉殼體下部寬度流體路徑，在離心力的作用下，所以流體速度又遠快于后部表面產生的流體運動速度，所以在螺旋槳快速轉動時，在前部殼體表面201 和流體通道3內共同形成相對獨立，又通過流體導入口彼此相通的二層運動速度極高的圓形流體層，與下部殼體表面202等同于螺旋槳101速度形成的圓形流體層之間，因流速相差太大而產生極大的壓力差，由此螺旋槳101上、下部兩層圓形流體層因流速不同而產生很大升力，這種升力來源遠比傳統螺旋槳前部殼體表面201為弧形、后部為平面，又同時經過槳葉殼體寬度的上下面路徑差異，產生的壓力差大得多，所以產生的升力也大得多。由于流體在螺旋槳高速轉動時，產生很大的離心力，這種離心力又與流體通道中流體運動方向一致，所以作用在流體導入口上，猶如產生強大的吸力，把槳葉殼體上部殼體表面流動的流體，高速吸入流體通道內，而直升機槳葉殼體的長度和寬度相差20倍左右，所以流體通道流體經過的路徑大于槳葉殼體下部平面20倍左右，其流速也快20倍左右。螺旋槳上下部之間產生20倍左右的壓力差，就使升力比傳統槳葉殼體寬度前后部弧面和平面不大差異流體經過的路徑大20倍左右，就產生比現在直升機大20倍左右的升力。然后，各槳葉殼體的前部殼體表面201上各導入口把流體吸入流體通道內，在螺旋槳高速旋轉產生離心力的強大作用下，把螺旋槳中心的流體向四周流體導出口強力的拋出，使流體從內向外高速流動，與流體從流體導入口經流體通道從槳葉殼體邊緣流體導出口向下高速噴出，同一方向運動，使流體通道內的流速大大加快，然后從流體導出口 206在螺旋槳旋轉方向槳葉殼體的相反一側，把大量快于螺旋槳速度的流體向與螺旋槳垂直方向小于90度，同時、同角度下噴出，除產生反作用力來推動飛機外，同時還幫助螺旋槳運動。與此同時，螺旋槳101轉動時，前部殼體表面201和流體通道3內外兩層在螺旋槳產生很大離心力作用的狀態中，以及流體經過槳葉殼體長度很長的路徑，遠比下部平面的下部殼體表面202經槳葉殼體寬度流體經過的路徑，產生等同于螺旋槳流速的流體層快得多。螺旋槳上下部在轉動時形成極大的壓力差，使螺旋槳下部流體層低流速產生的高壓力區瞬間向上部高流速產生的低壓力區轉移，壓力差越大，轉移速度越快，產生的升力越大， 這是自然規律，就如從上而下的水流，落差越大，水流的流速越快，產生的推動力就越大，所以螺旋槳前、后部之間圓形流體層壓力差極大，不但產生很大的升力，在螺旋槳正常產生推動力作用下同時還產生很大的推動力，值得特別說明的是這種推動力的主要來源，就是螺旋槳轉動時，產生很大離心力，又與流體通道經過的流體方向一致，把前部殼體表面上流體導入口附近流體吸入流體通道內，經很長路徑，從流體導出口排出，路徑長，流速快，由此形成前后部之間流體層產生的很大壓力差，在此狀態中，產生較大的推動力和升力。傳統直升機的螺旋槳把前部流體層吸入后排向后部產生不了這么大的升力和推動力。本發明產生的升力和動力遠比傳統直升機大得多，傳統螺旋槳前后部之間弧形和平面之間微小的差別， 產生不出本發明螺旋槳前部很長路徑和高流速的流體層與后部流體層之間因流速相差很大，而形成很大壓力差產生的很大升力和推動力。另外，傳統螺旋槳因槳葉殼體太長，產生的負載太大，所以轉速不快，本發明螺旋槳前后部流體層之間壓力差很大，升力也很大所以槳葉殼體長度可適當減少一些，負載也就減少一些，使螺旋槳轉速加快，產生的推動力更大。相比于傳統直升機的螺旋槳是產生升力和動力的來源，由于槳葉殼體2寬度方向，前后部表面的弧形和平面之間路徑差別不大，所以產生的升力也不大，本發明中槳葉殼體2的前部殼體表面201上多個條形的流體導入口 203在離心力從內向外四周高速拋入流體通道內的流體經過路徑一致，所以，離心力作用在各流體導入口，猶如形成很大的吸力流體壓力，在由此產生的強大離心力作用下，如使螺旋槳101旋轉時，槳葉殼體前后部之間表面流體經過路徑相差大10倍，形成的圓形流體層的流速比傳統直升機快10倍，就比傳統直升機大10倍的升力，如快20倍的流速，就比傳統直升機大20倍的升力，這種狀態很容易實現的，因為槳葉殼體的長度通常都大于寬度的20倍左右，所以本發明增加20倍升力，同時產生的推動力也大大增加。因為直升機升力和動力來源都是螺旋槳，當升力20倍，其推動力也就大大增加，從而使直升機不但載重量增大、速度大大提高，同時在空中更為靈活機動，增加20倍升力的直升機，同時也產生很大的推動力，其運動速度和載重量已使直升機脫胎換骨，可能已不是現代意義上所定義的直升機。另一實施例，與以上不同是在直升機機身的前、后部上方或左右上方各設置一個螺旋槳，從而產生更大升力和推動力。(未畫)。另一實施例，與以上不同是所述動力裝置的螺旋槳分上下二層設置在直升機上方，即在直升機螺旋槳上部再設一個所述的螺旋槳(未畫)，為雙層螺旋槳直升機，以形成更大的升力和推動力，以推動大型載重直升機。實施例二如圖2、3所示的另一種直升機，與實施例一不同是流體導入口 203可為橢圓形； 流體導入口開口形狀的中心線208與螺旋槳旋轉的圓形方向平行，便于旋轉時把流體導入流體通道內，還有流體通道內設有沿長流體經過路徑的呈凹凸形流線的形擾流面207，至少使流體經過路徑延長1/3以上，另外弧形導流塊205，使流體經弧形導流體205從下部殼體表面流體導出口 204噴出，當螺旋槳快速轉動時，產生很大的離心力，使各槳葉殼體前部殼體表面201上各流體導入口 203把流體導入流體通道3內，由于流體經過很長的路徑，所以流速很快，經弧形導流塊205，又通暢的從流體導出口 204向下部排出高速流體，由于各槳葉殼體邊緣設有弧形導流塊205，使流體從槳葉殼體2的流體導出口 204向下排出，由于流體速度很快，同時與螺旋槳向下噴出的流體一起產生很大推動力。由于流體從前部殼體表面通過橢圓形的流體導入口 203，流體導入口開口形狀中心線208與螺旋槳旋轉方向平行，便于螺旋槳旋轉時，把流體導入流體通道內。由于流體經很長的槳葉殼體內的流體通道3，其路徑遠遠大于現有螺旋槳前后部之間弧面和平面之間的差異，又在流體通道內設凹凸流線形擾流面207，使流體路徑又增加1/3以上，所以路徑更長，流速更快，在離心力的強力作用下使外殼表面和彼此相通的流體通道內形成兩層快速運動的流體層，其運動速度遠遠大于傳統螺旋槳上下表面產生的壓力差，如大于1倍，流體經過路徑就比現有直升機大1倍的升力，如大10倍，就大10倍的升力，顯而易見，槳葉殼體的長度是寬度的二十倍左右，就大二十倍的升力，在離心力的強大作用下，與流體通道內的流體運動方向一致，很容易使上部表面的流體從流體導入口導入后，經流體通道和流體導出口高速排出，由此產生前后部表面之間的壓力差就非常大，產生的升力和推動力也非常大。綜上所述，本發明首次提出，直升機推動力主要依靠壓力差而不僅是傳統直升機依靠螺旋槳吸入和排氣來實現。由此徹底改變直升機現有的理論及裝置，產生一種的有更大推動力的新型直升機。另外，本發明螺旋槳產生的升力非常大，槳葉殼體的長度可適當減少，使螺旋槳負載減少，轉速更快，推動力更大。本發明直升機的螺旋槳上部表面形成的圓形流體層，與下部表面形成的圓形流體層，因其流速產生不同而產生極大的壓力差，這種壓力差可以是傳統直升機的10倍或20 倍，甚至對流體通道內設擾流面改進還可產生30倍的壓力差，而低壓力區向高壓力區轉移，壓力差越大，轉移速度越快，就如水高處向低處落下，水位差越大，水流速度越快，這是自然規律，所以本發明中螺旋槳轉動時上下部形成的圓形流體層壓力差越大，壓力差轉移速度就越快，換句話說，產生的推動力就越大。使直升機獲得遠比傳統方式大得多的升力和推動力。本發明螺旋槳裝置不但產生比傳統直升機大得多的升力和推動力，使直升機的運動速度和載重量大大提高，這種推動力的來源，并不是傳統螺旋槳產生的吸排氣量，而是前后部之間產生巨大壓力差，當流體壓力差大大提高的同時，推動力也同時大大提高。高壓力區向低壓力區的瞬間轉移而形成，只需加快螺旋槳的幾片槳葉殼體一面的流體流速，就使直升機升力和速度提高，本發明非常簡單方便，為未來直升機的發展開辟一個嶄新的方向。實施例三如圖2、3、4 一種螺旋槳飛機，它包括它包括機身、機翼及上述特征飛機動力裝置，與上述直升機的實施例不同是飛機動力裝置的螺旋槳101設在飛機前部或后部或機身或機翼上為推動力的來源。傳統以螺旋槳為推動力的飛機，其推動力來源為螺旋槳把前部大量吸入的流體高速拋向后部來產生推動力，轉速越快，流體通過量越多，產生的推動力越大。與此同時，大量流體從前向后拋向后部產生推動，也把大量流體拋向飛機機殼上產生很大阻力。而本實施例中螺旋槳101工作時，產生很大離心力，把流體從中間拋向四周，由于離心力與流體通道同方向，使各流體導入口 203，猶如產生極強的吸力和流體壓力，使各槳葉殼體2前部殼體表面201上，各流體導入口 203附近流體高速吸入流體通道3內，在前部殼體表面201的表面和流體通道3內，形成兩層彼此隔斷，又彼此通過流體導入口 203相通的流速大致平衡的高速流體層。由于流體經過的路徑很長，其運動速度遠快于螺旋槳產生的流體運動速度，從而在螺旋槳快速轉動時，在前部殼體表面201上形成的二層高速運動的圓形流體層，運動速度遠快于螺旋槳下部殼體表面202等同于其流體速度的流體層，在螺旋槳前后部流體層之間由于運動速度不同，產生極大壓力差，這種壓力差使后部的運動速度慢產生的高壓力的流體層，向前部運動速度極高產生的低壓力區的流體層高速轉移， 產生很大的向前的推動力，在螺旋槳向后部噴出高速流體產生反作用力推動力作用下，前部壓力差產生的第一次向前推動力，后部噴出流體產生的第二次向后反作用力，兩種力同時推動飛機向前行駛，壓力差越大，轉移速度越快，推動力越大，使飛行速度比原來大大提高，所以利用螺旋槳前后部產生的極大壓力差，在此狀態中，不需太大的推動力，也能產生比傳統方式更大的推動力，本發明第一次和第二次推動力共同形成更大推動力，使飛機更節能、速度更快，為以螺旋槳為動力的飛機發展開創一個新的方向。
與此同時，流體導出口 204把高速吸入流體從后部與螺旋槳旋轉時槳葉殼體相反方向一側以小于90°角(即排氣口與垂直方向夾角小于90° )高速向后部四周噴出，因為螺旋槳高速旋轉，所以從流體導出口 204噴出流體在邊緣形成一圓形的高速運動的流體層，該流體層的運動速度遠快于螺旋槳產生的流體運動速度，由于螺旋槳排出流體中間流速大于周圍，該圓形流體層使四周向外分散的流體集中在圓形流體層的圈內，以產生更大推動力。同時流體導出口在槳葉殼體一側與螺旋槳旋轉相反方向小于90°角噴出，同螺旋槳排出的流體一同產生更大推動力，另外各槳葉殼體都同時同角度噴出高速流體，還幫助螺旋槳快速轉動，達到節能的目的。傳統的渦漿發動機通常轉速不能太快，因為太快速度，葉尖會超過音速而造成效率下降，流體脫離槳葉殼體而失速，所以需要很多槳葉殼體，增加不必要的能耗。本發明模仿經億萬年進化的鳥類羽毛結構，流體經過多層彼此相通的羽毛，不論速度快慢和不同角度也不會出現脫離羽毛而出現失速現象。前部殼體表面的多個流體導入口把流體導入流體通道內，使經過葉尖的流體大大減少，同時在外層和流體通道內形成彼此相通的兩層流體層，猶如多層羽毛一樣，而不會出現流體脫離槳葉殼體的失速現象。從而產生更高速節能的螺旋槳推動各類飛機。通常螺旋槳的槳葉殼體的長度是寬度的5倍左右，流體通道3的長度是槳葉殼體寬度的5倍左右，所以前部殼體表面上流體導入口和流體通道相通，形成二層快速流體層的流速，是后部表面上流體層流速的5倍左右，也就是說，螺旋槳前后部流體壓力差為5倍， 當5倍流體壓力差從后向前產生第一次推動力，后部噴出流體產生第二次推動力，第一次與第二次推動力又共同形成更大的推動力。另一實施例與以上不同是在流體通道3內，設有呈凹凸流線形的擾流面207，或由多個流線形的擾流面重復排列組成的形狀的擾流面，又使流體經過的路徑至少增加1/3 左右，流速增加，所產生的壓力差也增加。由上述的多個螺旋槳還可以設在機翼，或機身的前部，或機身后部，以推動更大型的各類飛機(未畫)。另一實施例如圖5所示與以上不同是在前后相通的管筒5，上述的螺旋槳設在管筒5內，管筒又設在機身上或其它部位來推動飛機；或管筒內設至少一個螺旋槳前后排列，分級壓縮來產生更大推動力(未畫)。實施例四在上述飛機動力裝置及直升機與飛機不同的是，流體導出口封閉，采用的飛機動力裝置還包括有吸氣管及吸氣馬達；所述吸氣馬達通過吸氣管與槳葉殼體中流體通道相連；所述的吸氣管可為螺旋管，以增加流體經過的路徑。即在連接各槳葉殼體的中空罩體4 內，設有吸氣馬達6，通過各槳葉殼體內沿長度方向的流體通道3內，設有吸氣管601通過后端吸口 602相通，把吸入的流體從罩體4后部四周邊緣上，與螺旋槳垂直方向小于90°C度， 從均布的圓形流體導出口 603高速噴出。隨著螺旋槳的高速轉動，從而形成運動速度很高的一圈流體層，由于螺旋槳中間排出的流速大于四周，而中間的流體大部分排向后部機殼上，產生人為的流體阻力，流體層流速遠大于螺旋槳排出流體速度，因為罩體隨螺旋槳快速轉動，所以又形成一定角度的，有一定厚度的，高速運動的，高速旋轉的流體層，其流速已遠快過螺旋槳產生的流速，阻擋，至少是部分阻擋螺旋槳把流體噴向機身產生的流體阻力，使流體阻力大大減少，達到節能目的。
當螺旋槳和吸氣馬達6同時轉動時，螺旋槳產生離心力和吸氣馬達產生的吸氣一齊作用在各流體導入口 203，使前部殼體表面和流體通道3內外形成二層流速更高的流體層，由于吸氣管601等同于流體通道3內的長度，又使流體經過的路徑成倍增加，使前部殼體表面和流體通道內二層高速層其流速比實施例三所述5倍的流速快一倍，使螺旋槳前后部表面之間出現10倍的壓力差，10倍的流體壓力從后部向前部高速轉移，形成從后向前更大的推動力，為第一次向前推動力，同時螺旋槳從前向后部噴出流體產生反作用力推動，為第二次向后的反作用力形成的推動力，第一第二次推動力共同產生更大推動力。由于流體導出口 204已封閉，螺旋槳產生的離心力和吸氣馬達產生的巨大吸力把流體導入口的流體高速吸入進入流體通道，再把流體高速吸入后從罩體4的后部四周邊緣多個圓形流體導出口 603與螺旋槳垂直夾角小于90°度，高速噴出比螺旋槳產生更快的速度的流體，因為罩體隨螺旋槳快速轉動，所以又形成一定角度的，有一定厚度的，高速運動的，高速旋轉的流體層，其流速已遠快過螺旋槳產生的流速，阻擋，至少是部分阻擋螺旋槳把流體噴向機身產生的流體阻力，使流體阻力大大減少。另一實施例，參照圖3，與以上不同是槳葉殼體內的流體通道為隔板分成兩層由吸口 602相通的通道，其中一層通道(上層)302與各流體導入口相通，另一層通道(下層)301 與吸氣馬達相通。在離心力和吸氣馬達同時作用下，因為二種力的運動方向一致，所以把前部殼體表面上各流體導入口附近流體高速吸入上層流體通道內，再經過下層流體通道，使流體經過的路徑大大增加。上下層流體通道還可以在左右設置或對角線設置。另一實施例，與以上不同是吸氣馬達6設在機身內，通過吸氣管601經過中空轉軸7相連通，由于吸氣馬達6設在螺旋槳罩體外，所以不考慮其平衡問題，吸氣馬達體積和功率可大些，以產生更大吸力，使螺旋槳前后部形成更大壓力差。吸氣馬達可設置在實施例一、二、三，螺旋槳的罩體內或罩體外，以加快流體通道的流速，使螺旋槳前后部產生更大的流體壓力差，由此產生更大的升力。實施例五與實施例四不同是在下部殼體表面202沿長度方向設多個流體導入口 203，在后部設流體導出口 204(參照圖4)。與流體導出口和螺旋槳排氣都同一方向。當螺旋槳高速旋轉時，離心力與后部外殼上多個流體導入口 203和流體通道3以及流體導出口 204同方向，使后部表面與流體通道3形成二層運動速度很高的流體層，與前部殼體表面201因流速不同而產生很大壓力差，使流體壓力從前向后產生第一次推動力， 同時從流體導出口 204噴出的高速流體與螺旋槳噴出的流體一起又從前向后產生第二次推動力，第一次流體壓力和第二次推動力，共同形成更大推動力。該實施例產生壓力差轉移方向和螺旋槳噴出的流體方向都為向后部的同一方向，所以共同產生更大推動力。綜上，本發明優勢在于1、本發明由于槳葉殼體的前部殼體表面201上均布有多個流體導入口 203，當螺旋槳和吸氣馬達快速轉動時，在前部殼體表面和流體通道3內形成兩層，彼此隔斷又通過導入口彼此相通，又高速運動的流體層，就如鳥兒多層羽毛彼此隔斷又彼此相通，當流體經過多層羽毛時，就是再快速度和多種不同的角度，都不會出現流體脫離羽毛產生失速現象， 從而解決了螺旋槳尖失速這個困繞螺旋槳百年來的問題。
2、使用本發明螺旋槳裝置為飛機和直升機的動力裝置，由于槳葉殼體前部殼體表面上設多個流體導入口與并不寬的流體通道和流體導出口相通，離心力與流體通道同方向，都是把螺旋槳內的流體向外拋出，猶如形同強大的吸力和流體壓力把槳葉殼體的外殼表面經過的流體從流體導入口高速吸入流體通道內，再從導出口拋出，使得并不寬的流體通道內的流體高速運動，從而形成外殼表面和通道內兩層流動的流體運動，當螺旋槳快速轉動時，各槳葉殼體前部殼體表面上的流體快速運動形成高速運動的圓形流體層，與下部殼體表面形成等同于螺旋槳速度的圓形流體層之間，因流體流速產生極大的差異而產生極大的壓力差。由此產生很大的升力或推動力。而本發明前部殼體表面上流體經過路徑如比下部殼體表面大10倍，就比傳統螺旋槳的流速快10倍，就比傳統直升機大10倍升力，如快20倍，就比傳統直升機大20倍的升力，而且顯而易見，這種情況很容易實現，這種升力的大小變化還可通過擾流面或二層通道，或螺旋吸氣管，對流體經過路徑的控制來使流體經過的路徑成倍增加，傳統直升機的升力和動力來源都是螺旋槳，由于槳葉殼體的前后表面為弧形和平面，前后部表面流體經過的路徑本來就不大，所以產生的升力也不大。本發明比傳統直升機大得多的升力，如有比現有直升機大20倍以上升力的直升機出現，可使直升機脫胎換骨，其機動靈活性得到充分體現。同時使直升機運載量提高，速度提高而能耗降低。3、使用本發明螺旋槳裝置為升力和動力的直升飛機，由于螺旋槳快速轉動時前部殼體表面設多個流體導入口與流體通道相通，形成前部殼體表面流體層與后部表面流體層因流速相差產生極大壓力差，高壓力區必然向低壓力區轉移，就如水從高向低流動一樣，落差越大產生的沖擊力越大，這是自然規律，所以本發明螺旋槳轉動時，前部殼體表面形成流速很快的圓形流體層，與后部表面等同于螺旋槳速度的流速形成圓形流體層之間產生極大的壓力差，壓力差越大，流體壓力轉移速度越快，產生的推動力就越大，在此狀態中，在螺旋槳正常向下把流體噴出時產生的推動力更大，使直升機運動速度和載重量大大提高，換句話說，在升力提高的同時也使螺旋槳產生的推動力大大提高。4、現有直升機螺旋槳的槳葉殼體太長，負載太大，所以轉速不快，嚴重制約了直升機運動速度。本發明使螺旋槳上下部表面形成的圓形流體層產生極大壓力差，由此產生很大的升力和推動力，所以螺旋槳的槳葉殼體不需要太長，可適當的減少，使螺旋槳運動時負載減少，轉速增加，使直升機在以上基礎上還可大大增加升力和推動力。5、而現在以螺旋槳為推動力的飛機，依靠大功率的馬達帶動螺旋槳高速轉動，把大量流體從前方吸入后從后方噴出來產生推動力，僅通過吸氣排氣產生推動力不大，所以大量能耗被浪費，飛機速度很難提高，本發明通過流體導入口來加快幾片槳葉殼體外殼表面與流體通道內的流速，在離心力的作用下前后部表面的流體層形成巨大壓力差，不但通過吸排氣，還通過壓力差的高速轉移區來加快飛機的飛行速度，同時能耗大大減少。所以本發明提出螺旋槳裝置用壓力差來使飛機具有更大推動力的方法和裝置，與傳統螺旋槳僅用吸排氣產生升力推動力相比，由于本發明不但通過吸排氣產生推動力，同時還有前后部形成更大壓力差來推動。通過流體導入口在前部殼體上設置，使流體壓力差向前產生推動力，或通過在后部殼體上設置流體導入口，使流體壓力差向后部產生反作用的推動力，可根據具體情況來實施，不過流體導入口設在前部殼體上更好。6、不論是直升機和螺旋槳推動的飛機，在流體通道與吸氣馬達相通，能在原來的基礎上增加若干倍的壓力差，因為通過對馬達轉速的控制，都很容易實現，由此將使現有各類螺旋槳飛機不論速度，載重量都會產生本質上的變化，那就是脫胎換骨。本發明的飛機和直升機，通過流體通道來增加流體經過路徑，再通過擾流面和吸氣管及兩層通道來增加更長路徑，與吸氣馬達相通，然后同時還用壓力差來產生升力和推動力，所以升力大大提高，同時產生的推動力更大，更節能。本發明只需加快幾片內殼表面的流體流速，就可使飛機的升力和推動力大大提高。以上所述僅為本發明的實施例，并非因此限制本發明的專利范圍，凡是利用本發明說明書及附圖內容所作的等效結構或等效流程變換，或直接或間接運用在其他相關的技術領域，均同理包括在本發明的專利保護范圍內。
1權利要求
1.一種飛機動力裝置，它包括螺旋槳，所述螺旋槳包括罩體及槳葉殼體，槳葉殼體圍繞罩體設置；其特征在于所述槳葉殼體內部設有中空供流體順暢通過的流體通道，所述槳葉殼體上設有至少一個流體導入口和至少一個流體導出口與流體通道相通。
2.如權利要求1所述的飛機動力裝置，其特征在于所述槳葉殼體內部沿槳葉殼體長度方向設置流體通道；在所述的槳葉殼體的前部殼體設置的流體導入口與流體通道相通。
3.如權利要求2所述的飛機動力裝置，其特征在于所述的槳葉殼體上部以單個或多個重復排列設置流體導入口，所述流體導入口形狀為圓形或條形或菱形或橢圓形或蛇形或三角形；所述的流體導入口開口形狀的中心線與螺旋槳旋轉方向的圓形角度平行。
4.如權利要求1所述的飛機動力裝置，其特征在于所述槳葉殼體內部沿槳葉殼體長度方向設置流體通道；在槳葉殼體的后部殼體設置流體導出口 ；所述流體導出口設置與螺旋槳旋轉方向相反的后部殼體一側面；所述流體導出口與流體通道相通。
5.如權利要求1所述的飛機動力裝置，其特征在于所述的流體通道呈直通，流體通道內設有延長流體通過路徑的擾流面。
6.如權利要求5所述的飛機動力裝置，其特征在于所述的擾流面呈凹凸流線形或由多個流線形的擾流面重復排列組成的形狀。
7.如權利要求1-6任意一項所述的飛機動力裝置，其特征在于它還包括吸氣管及吸氣馬達；所述吸氣馬達通過吸氣管與槳葉殼體中流體通道相連；所述的吸氣管為螺旋管。
8.如權利要求1-6任意一項所述的飛機動力裝置，其特征在于所述的流體通道分為兩層通道，其中一層通道與所述的流體導入口相通，所述的另一層通道與所述的吸氣馬達相通，兩層通道間互為連通。
9.如權利要求7任意一項所述的飛機動力裝置，其特征在于所述的吸氣馬達設置在所述的罩體內或罩體外；所述的吸氣馬達的吸氣口與所述的流體通道相通，排氣口與螺旋槳排氣方向在罩體的水平方向小于90C°角度的流體導出口相通。
10.如權利要求1-6任意一項所述的飛機動力裝置，其特征在于所述槳葉殼體的后部殼體上設置有的流體導入口和流體導出口，流體導入口和流體導出口與所述的流體通道相
全文摘要
本發明提供了一種飛機動力裝置，通過在飛機動力裝置螺旋槳、葉殼體的前部殼體表面上多個流體導入口、下部殼體表面設置多個流體導出口，流體導入口與流體導出口與流體通道相通的結構，使流體經過的路徑遠大于后部表面流體經過的路徑，使前后部之間形成很大壓力差，進一步設有吸氣馬達與流體通道相通，當螺旋槳、吸氣馬達高速旋轉時，在離心力和吸力巨大力量作用下把螺旋槳內部的流體向外部四周高速拋出，在各導入口形成很大吸力和向內的流體壓力，把流體經流體通道后從流體導出口拋出，同時螺旋槳前后部的流體層，產生的壓力差極大，從而產生一種有更大升力或推動力的螺旋槳，可廣泛應用于改進現有飛行器，使其升力更大，推動力更大，更節能。
文檔編號B64C27/467GK102556345SQ20121001533
公開日2012年7月11日 申請日期2012年1月18日 優先權日2012年1月18日
發明者朱曉義 申請人:朱曉義