CN104401488A - 螺旋桨装置和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行设备领域，公开了一种螺旋桨装置，包括由多个桨叶构成的螺旋桨，在桨叶壳体上设有多个大小不同的通气口，所述桨叶内部设有相互连通的外层流体通道和内层流体通道，所述通气口分别与所述外层流体通道和内层流体通道相通。本发明还公开了一种飞行器，包括上述的螺旋桨装置。本发明的有益效果在于：内外两层流体通道能够容纳不同流速的流体，内层流体通道中的流体流速慢于外层，于是产生压力差，两层流体通道内流速差异越大，产生的压力差越大，升力就越大。

Description

螺旋桨装置和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行设备领域，尤其涉及为飞行器提供动力来源的螺旋桨装置、以及带有这种螺旋桨装置的飞行器。

背景技术

直升机通过螺旋桨旋转，在螺旋桨上下部形成两层不同流速的流体层而产生升力；用螺旋桨驱动的飞机，通过螺旋桨向后排气产生的反作用力驱动飞行驶。螺旋桨伴随飞行器的发展，至今几乎没有任何改变，致使采用螺旋桨驱动的直升机的升力和采用螺旋桨驱动的飞机的推动力一直没有提升。

发明内容

本发明解决的主要技术问题是：针对现有的螺旋桨结构无法为直升机或飞机提供更大的升力或驱动力的问题，提供一种螺旋桨装置，以及带有这种螺旋桨装置的飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：一种螺旋桨装置，包括由多个桨叶构成的螺旋桨，在桨叶壳体内依次设有外层流体通道和内层流体通道，外层流体通道和内层流体通道分别通过各自的多个通气口与桨叶壳体的外部相通。

本发明采用的另一个技术方案为：一种飞行器，包括上述技术方案中所述的螺旋桨装置。

本发明采用的另一个技术方案为：一种飞行器，包括桨叶壳体、机身壳体、动力装置，所述桨叶壳体或/和机身壳体内依次设有外层流体通道和内层流体通道，外层流体通道和内层流体通道分别通过各自的多个通气口和外界相通，外层流体通道与动力装置的吸气口相通。

本发明的有益效果在于：1、现有的螺旋桨产生的升力不大，载重量不大，速度也不快，而本发明在螺旋桨的桨叶壳体内设有内外两层流体通道，能够容纳不同流速的流体，内层流体通道中的流体流速慢于外层，于是产生压力差，这种从下向上的转移压力差就是第一次升力来源，两层流体通道内流速差异越大，产生的压力差越大，产生的第一次升力就越大，在桨叶迎风面上的流体在从长度方向经过、在背风面上的流体从宽度方向经过，产生的压力差为第二次升力，同时与螺旋桨旋转中产生的第三次升力一起，共同作为更大的升力来源；2、由于螺旋桨的桨叶很长，导致现有的螺旋桨在高速转动时会遇到很大的流体阻力，导致能耗也大、转速慢，本发明把作用在桨叶上的流体阻力朝相反的方向从内向外转移压力差而形成围绕桨叶上下表面和周围的压力差转移圈，向外转移流体压力使螺旋桨减少流体压力后转速更快，从而增大的升力、降低能耗。

附图说明

图1为本发明实施例的直升机的结构示意图。

图2为本发明实施例的螺旋桨的桨叶结构示意图。

图3为本发明实施例的螺旋桨的桨叶结构示意图。

图4为本发明实施例的直升机的结构示意图。

图5为本发明实施例的直升机的结构示意图。

图6A为图5中A-A处的一个剖面示意图。

图6B为图5中A-A处的另一个剖面示意图。

图7为本发明实施例的飞机的结构示意图。

标号说明：

1、螺旋桨；101、桨叶壳体；102、内隔板；103、扰流面；104、桨叶壳体迎风面；105、桨叶壳体背风面；106、螺旋形扰流面；107、最大横截面；108、弧形或螺旋形扰流条；

2、内层流体通道；

3、外层流体通道；301、高速流体层；302、压力差转移层；

4、动力装置；401、通气管；402、中空连接杆；403、中空罩体；404、排气口；

6、通气口；601、通气口；602、导管；603、控制装置。

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。

本发明最关键的构思在于：在桨叶中设置内层流体通道和外层流体通道来实现螺旋桨产生三次升力和三次推动力来源的目的。

请参阅图1或图7，一种螺旋桨装置，包括由多个桨叶构成的螺旋桨1，在桨叶壳体101上设有多个大小不同的通气口6、601，或所述桨叶内部设有相互连通的外层流体通道3和内层流体通道2，所述通气口6、601分别与所述外层流体通道3和内层流体通道2相通。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：在螺旋桨的桨叶壳体内设有内外两层流体通道，能够容纳不同流速的流体，内层流体通道中的流体流速慢于外层，于是产生压力差，这种从下向上的转移压力差就是第一次升力来源，两层流体通道内流速差异越大，产生的压力差越大，产生的第一次升力就越大；在桨叶迎风面上的流体在从长度方向经过、在背风面上的流体从宽度方向经过，产生的压力差为第二次升力，同时与螺旋桨旋转中产生的第三次升力一起，共同产生更大的升力来源；由于螺旋桨的桨叶很长，导致现有的螺旋桨在高速转动时会遇到很大的流体阻力，导致能耗也大、转速慢，本发明把作用在桨叶上的流体阻力朝相反的方向从内向外转移压力差而形成围绕桨叶上下表面和周围的压力差转移圈，向外转移流体压力使螺旋桨减少流体压力后转速更快，从而增大更大升力和推动力、降低能耗。

进一步地，所述外层流体通道3内设有凹凸于通道内表面的扰流面103，所述桨叶壳体101的叶尖位置设有导出口，所述导出口与外层流体通道3相通。

进一步地，与所述外层流体通道3相通的所述通气口601的面积大于与所述内层流体通道2相通的通气口6的面积，内层流体通道2通过导管602与通气口6相通。

进一步地，所述通气口6、601设在所述桨叶壳体101的上表面以用于产生升力。

进一步地，所述通气口6、601同时设在所述桨叶壳体101的上下表面以用于减少流体阻力。

进一步地，所述内层流体通道2和外层流体通道3之间设有一内隔板102，所述内隔板102上设有多个均布的内层通气口以用于使内外层流体通道相通，

进一步地，所述内层流体通道2和外层流体通道3分别通过各自的通气口与所述桨叶壳体101相通。

请参阅图1或图7，一种飞行器，包括上述技术方案中所述的螺旋桨装置。

进一步地，所述飞行器的动力装置4的吸气口通过所述通气口与所述外层流体通道相通。

进一步地，所述飞行器包括飞机和直升机。

请参照图1至图3，本发明的实施例一为：

一种直升机，包括螺旋桨1，桨叶壳体101，在桨叶壳体内设有内层流体通道2、外层流体通道3，并分别通过各自设在桨叶壳体迎风面104上的通气口6、601与外界相通，通气口6通过导管602与内层流体通道2相通，其中通气口6的进气面积小于通气口601的进气面积；在外层流体通道3内设有扰流面103，使流体经过的路径大于内层流体通道2内流体经过的路径。

当直升机飞行时，螺旋桨1高速转动，使流体从桨叶壳体迎风面上均布的多个通气口6、601进入内层流体通道2、外层流体通道3内，由于通气口601的进气面积大于通气口6，所以使更多等同于螺旋桨速度的流体进入外层流体通道3内，经凹凸与内壁表面的扰流面103使其经过的路径大于内层流体通道2很多，流速也快于螺旋桨速度很多，此时桨叶壳体迎风面上多个通气口601使流体大量进入外层流体通道内快速经过，使通道和桨叶壳体迎风面104，共同形成内外两层流速大约相等的高速流体层301，其流速快过内层流体通道内的流速而产生压力差，通气口6进气面积不大，又经过不大的进气面积的导管602，流体才能进入内层流体通道内，所以其流速不通畅而慢于螺旋桨速度，更慢于外层流体通道内的流速，于是内层流体通道内低流速产生的高气压经导管602后再通过不大的，均布在桨叶壳体迎风面的多个通气口6向高速流体层301转移压力差，从而在桨叶壳体迎风面104形成压力差转移层302，把螺旋桨转动产生向内方向作用在桨叶壳体表面的流体压力向外转移，朝原来相反方向转移流体压力，这种压力差转移层302整体的压力转移方向是从内向外，从下向上，，这种瞬间向上整体转移的流体压力，就是向上的升力。于是瞬间使螺旋桨1带动机身，在此流体压力作用下瞬间产生了向上位移，由此产生第一次升力来源；扰流面增长多少路径，就使外层流体通道内增快多少流速，就使内外流体通道之间产生多少压力差和升力。

流体在桨叶壳体迎风面104经流体通道从长度方向经过，与背风面从宽度经过，因流速不同产生压力差，为第二次升力来源；与螺旋桨转动产生的第三次升力一起共同形成更大的升力来源。同时因直升机的升力和动力都是螺旋桨1产生的，所以第一、第二、第三项升力来源，为第一、第二、第三次推动力来源，然后共同产生更大动力和升力来源。

第一次升力来源的大小，取决于内层流体通道2、外层流体通道3之间产生的流速差异，流速差异越大，产生的压力差和升力越大。

第二次升力来源的大小，取决于桨叶迎风面从长度经过的路径与背风面从宽度方向经过路径，通常桨叶的长度是宽度的10多倍，也就因流速不同而产生更大压力差。

进一步地，在桨叶壳体迎风面104内的外层流体通道内的两侧面的至少其一内壁上，设有螺旋形扰流面106，为凹入或凹出表面形状，使流体经过的路径进一步延长，流速更快来产生更大压力差。

进一步地，多个弧形或螺旋形扰流条108，均匀排列形成更长的流体通道路径，来加快外层流体通道内的流速。

进一步地，扰流面103、螺旋形扰流面106可选其一。

进一步地，扰流面103为凹凸于表面的弧形，或三角形等能延长流体通过路径的几何形状，在纵向或横向均匀或不均匀排列来形成水波纹面，来更多沿长流体通过的路径。

进一步地，螺旋形扰流面的螺旋线条为多个小弧形构成，使流体经过路径更多的延长。所以很容易增加一倍甚至多倍流体经过的路径，使内外流体通道产生一倍至多倍的压力差和升力。

上述结构又进一步地增加了外层流体通道内流体经过的路径，大大加快了其流速与内层流体通道之间形成更大压力差，产生更大的第一、二次升力和推动力来源。

请参照图3，本发明的实施二为：

一种直升机，与实施例一不同的是，本实施例的直升机去掉或部分去掉桨叶壳体迎风面104上面的通气口6和导管602，在桨叶壳体内的内隔板102上设有多个不大的通气口6，使内层流体通道2、外层流体通道3彼此相通。在桨叶壳体的端面即叶尖处，设导出口与外层流体通道3相通。

当螺旋桨转动时直升机在飞行状态中，流体紧紧缠绕桨叶壳体周围，产生很大的向内压力——即侧力，在侧力向内极大压力作用下使流体从桨叶壳体101的上表面上均布的多个通气口601(或通气口6)以及内隔板102上均布的多个通气口6进入内层流体通道2、外层流体通道3内，内层流体通道2的通气口不大，同时既是导入口又是导出口，所以其流速慢于螺旋桨产生速度，而外层流体通道在叶尖处设有导出口，等同螺旋桨速度的大量流体从较大的多个通气口601进入后，经扰流面延长流体经过的路径加快流速，使之更大于螺旋浆的速度，从桨叶的叶尖处导出口向外喷出，使内层流体通道2、外层流体通道3之间因流速相差很大而产生更大压力差，从而产生第一次升力和动力来源。

由于，在桨叶壳体内的外层流体通道3，在桨叶延长度方向的端面即叶尖处，设有导出口，其位置在叶尖处与螺旋桨转动相反一侧，大量高于螺旋桨速度的流体从导出口排出来产生一定推动力，使螺旋桨更快转动，使其流速更快，流体更通畅的从多个通气口601进入外层流体通道3，经扰流面后从导出口排出，使得高速流体层301与内层流体通道内较小的通气口6却是导入口又是导出口，使通道内流速不畅通而流速减慢之间形成很大差异，此时内外流体通道内因流速差异变大而产生更大压力差和升力。

值得一提是：通常桨叶按长度方向是宽度方向的差别，至少是10倍，所以桨叶长宽方向是10倍左右的差别，而产生十倍左右的压力差，而传统螺旋桨的流体从迎风面的宽度方向经过又绕到背风面宽度方向经过后排出，这就是螺旋桨至以作为直升机推动力和升力来源，也就是直升机问世以来升力不大，载重量不大的真正原因。

本发明原创性的提出：流体从桨叶的长宽方向经过的路径不同，流速不同而产生更大的压力差和升力动力来源。

而本发明中流体从桨叶壳体的迎风面从各通气口601进入流体通道后从导出口向外排出，也就使流体经过桨叶的长度方向，与其背风面从宽度方向经过的流体产生极大压力差，由此产生很大的第二次升力和动力来源。

请参照图1、图2和图4，本发明的实施例三为：

一种直升机，与上述实施例不同的是，在机身壳体后部内还设有动力装置4，动力装置4的喷气口与外界相通，吸气口与设置在机身上半部内的内层流体通道2、外层流体通道3中的外层流体通道3相通，外层流体通道3通过通气管401穿过中空连接杆402后与中空罩体403相通，中空罩体403又与螺旋桨的各桨叶壳体内的外层流体通道3相通。其中，通气管401与中空罩体403连接处，当罩体转动，通气管401不动而能保持不泄漏是本领域常见技术，在通气口601上设有通过控制能关闭或角度变化的控制装置603。

当飞机飞行时，动力装置4产生极大吸力，(控制装置603关闭机身上面通气口601)从螺旋桨的桨叶壳体迎风面104把流体从多个通气口601高速吸入外层流体通道3内，经中空罩体403、通气管401，外层流体通道3，流体从动力装置4的喷气口向后高速喷出，产生的推动力使直升机更快速的行驶。由于动力装置4的喷气方向与螺旋桨的转动方向相反，所以可去掉直升机后部的小风扇。

此时动力装置极大的吸力，使桨叶迎风面与外层流体通道内形成极高流速的两层彼此相通，其流速又大致相同的高速流体层301，与内层流体通道2之间产生极大压力差，于是内层流体通道2内流动的低流速产生的高气压，通过导管602向桨叶外表面上均布的通气口6从内向外与流体压力作用在桨叶的相反方向转移其压力，因此在桨叶壳体迎风面形成压力差转移层302，把作用在螺旋桨桨叶迎风面向内方向的流体压力，瞬间向外向上方向转移，这转移的向上的整体流体压力就是升力来源。于是使螺旋桨带动的机身整体向上瞬间转移，这就是第一次产生升力来源；流体经桨叶迎风面长度方向，与背风面从宽度方向经过之间因流速不同而产生很大的压力差，为第二次升力和推动力来源，然后与螺旋桨产生的第三次升力一起，共同形成直升机更大的升力和动力来源。

内外流体通道之间流速差异越大，产生的压力差越大，显而易见，通过对动力装置4的控制，很容易使外层流体通道3内的流速，快于内层流体通道2内的流速若干倍，甚至十多倍都很容易做到，于是螺旋桨产生十多倍的压力差而产生第一次更大的升力和推动力，与第二、三次升力和推动力来源一起，共同产生一种载重量很大，速度很快，其升力和推动力来源不同于现在的直升机，同时又结合直升机和战机优点的动力装置向后喷气产生推动力，因此一种具有更优越性能的全新直升机由此产生。

由于本发明中螺旋桨产生极大压力差而产生升力，所以桨叶的长度可减少，使螺旋桨的转动时的负载减少能耗减少，以产生更大升力来源和更大推动机来源的直升机。

请参照图1、图2和图4，本发明的实施例四为：

一种具有更大升力的直升机，与上述实施例不同的是，通过控制装置603开启机身上半部的通气口601，在动力装置4的强大吸力状态中，使机身上半部壳体上的流体从均布的多个通气口601上把流体高速吸入外层流体通道3内，使机身上半部壳体上及外层流体通道3内产生两层流速大致相等的，又彼此相通的，高速流体层301，与内层流体通道2内的低流速产生的高压力之间产生极大压力差，于是围绕机身上半部壳体形成围绕周围的压力差转移层302，把飞行时流体作用在机身上的压力，朝相反方向，从内向外转移流体压力，或者说：把部分或大部分流体压力阻挡在压力差转移层302外，使直升机飞行时的流体阻力大大减少，从而减少的阻力部分，转变成新的推动力来源。内层流体通道2、外层流体通道3之间的流速相差越大，产生的压力差越大；飞机速度越快，把流体阻力减少的越多，从而转成新的推动力来源就越多。

显而易见，在动力装置强大吸力状态中，机身上半部的外层流体通道内的流速，比内层流体通道内的流速快若干倍，甚至十多倍，通过对动力装置的控制都很容易做到，于是产生出极大压力差，形成压力差转移圈，把大部分流体阻力向外转移，使流体阻力大大减少，同时又转变为更大的推动力来源。

更重要的是，高速流体层301使机身上半部在动力作用下的流速比机身下半部在自然状态下的流速快若干倍，甚至十多倍，于是机身上下部之间大面积的壳体因流速不同而产生压力差，从而产生很大的第四次升力来源，由于机身上下部的壳体面积比螺旋桨的壳体面积大很多，所以远比螺旋桨产生的升力更大，由此形成速度更快，载重量更大的直升机。

此时螺旋桨产生三次升力来源，机身上下部又产生很大压力差，为第四次升力来源，然后螺旋桨产生的升力来源和机身产生的升力来源，共同形成更大的升力和推动力来源。

此外，本实施例还可参照实施例二进行改进，内层流体通道2、外层流体通道3之间通过内隔板102上部分或整体设多个不大的通气口6彼此相通，其余与上相同。

另一实施例，与上不同是，只在机身前部与机身最大横截面107之间区域内设有多个通气口601，通过外层流体通道3与动力装置4相通，在动力装置强大吸力作用下，使大量流体从前部多个通气口601把机身迎风面上的流体高速吸入外层流体通道3内，使机身迎风面阻力减少，并在机身前部形成高负压区，前部的高负压区和后部动力装置喷气产生的高正压区之间形成极大地压力差，因为流体连续性，于是产生从后向前的推动力，为第一次推动力来源；发动机向后喷气产生的向后的反作用力为第二次推动力来源。第一第二次推动力形成更大的推动力来源。

请参照图5、图6A和图6B，本发明的实施例五为：

一种减少流体阻力的直升机。与上述实施例不同的是，本实施例中机身壳体内设有内层流体通道2、外层流体通道3围绕机身四周，在螺旋桨1的桨叶壳体101内如图6A所示中间为内层流体通道2，通过导管602与桨叶壳体迎风面104和桨叶壳体背风面105上均布的多个通气口6相同，螺旋桨的各桨叶内以及机身壳体内的外层流体通道3与动力装置的吸气口相通。

当直升机飞行时，动力装置4强大的吸力从螺旋桨的各桨叶周围的迎风面和背风面上多个通气口601以及机身壳体周围均布的通气口601把流体高速吸入各自的外层流体通道3内，使各桨叶周围及机身壳体周围与之相通的外层流体通道3内形成两层内外相通的高速流体层301，与各自对应的桨叶内和机身内的内层流体通道2内的低速流体层产生压力差，从而使内层流体通道2内的低流速产生的高气压通过导管602，从均布在桨叶及机身壳体上的各通气口6与流体压力作用方向相反从内向外方向转移作用在飞机上的流体压力，于是围绕各桨叶周围及机身周围形成压力差转移，由此，因为流体阻力的大大减少或者说把直升机，螺旋桨周围及机身周围流体阻力阻挡在压力差转移层302外，从而使飞机的能耗减少，速度提高。

内层流体通道2、外层流体通道3之间流速差异越大，产生的压力差越大，由内向外方向转移的流体压力越多，相应的转变成的直升机推动力就越大。

显而易见，动力装置4通过控制很容易使高速流体层301的流速快于内层流体通道2内的流速若干倍、甚至十多倍，就以更大的压力差从内向外把原来的流体压力向外转移而形成压力差转移层302，使直升机在流体阻力很小的理想状态中行驶，自然速度高，载重大，能耗更低。

通常直升机飞行时用于克服流体阻力的能耗为90％左右，实际驱动直升机正常飞行仅剩10％左右的动力，本发明的压力差转移层302使这种不正常的状况产生逆转，如果能转移10％的流体压力，意味着使飞机的动力增加50％以上，显然内层流体通道2、外层流体通道3之间存在极大的压力差，不仅仅是减少10％的流体阻力，而压力差有多少，减少的流体阻力是多少，转变成飞机动力来源就是多少，这是一一对应的比例关系。

尤其是螺旋桨1在高速转动时，桨叶与流体之间产生极大阻力，严重影响螺旋桨的转动速度，可以说发动机功率确定后，流体阻力几乎是影响螺旋桨转速的唯一因素。在此、围绕桨叶迎风和背风面四周的压力差转移层302，把作用在桨叶壳体的阻力向外转移，使桨叶转动中的流体阻力减少，使螺旋桨转速更快，产生的升力和推动力更大。

而桨叶内的内层流体通道2、外层流体通道3之间流速差异越大，产生的压力差越大，流体阻力向外转移就越多，螺旋桨转移就越快，产生的升力和推动力就越大。本发明通过压力差转移层302来减少阻力，从而使螺旋桨转速提高、升力和推动力进一步提高。

另一实施例，如图6A所示的桨叶壳体内的中间为内层流体通道2，内隔板102上设多个不大的通气口6与上下方向的外层流体通道3相通；或如图6B所示，在桨叶壳体101内设有内层流体通道2，通过内隔板102上设有多个不大的通气口6与外层流体通道3相通，其他与上相同。

另一实施例，动力装置4设在机身底部中间位置上，吸气口与螺旋桨桨叶上表面的外层流体通道想通而形成高负压区。排气口在机身下部形成动力推动区，即高正压区，于是机身上部高负压区和下部的高正压区之间产生向上极大地压力差，形成第三次推动力来源，与第一第二次推动力一起共同形成更大推动力来源，其它与上相同。

请参照图2、图6A、图6B和图7，本发明的实施例六为：

一种螺旋桨驱动的飞机，包括设于飞机前部的螺旋桨1，在飞机前部壳体内设有动力装置，动力装置4为吸气马达，吸气马达的排气口404与外界相通，吸气口与通气管401相通，通气管401穿过中空连接杆402与中空罩体403相通，中空罩体403又与各桨叶壳体101内的外层流体通道3相通。

飞机飞行时，吸气马达产生极强吸气，通过桨叶壳体迎风面104均布的多个通气口601把流体高速吸入外层流体通道3内，使通道内和桨叶壳体外表面共同形成高速流体层301，与内层流体通道2之间因流速差异很大而产生极大压力差，从而内层流体通道2内低流速产生的高气压通过导管602与多个均布的桨叶壳体迎风面104上面不大的通气口6从内向外转移压力差，于是形成各桨叶壳体迎风面104的一层压力差转移层302，把飞机行驶时流体作用在桨叶壳体迎风面104上的流体压力，从内向外，与原来流体相反方向对外转移压力差，内外流体通道之间流速差异越大，产生的压力差越大，形成的压力差转移层302向外转移的流体压力就越多，这转移的部分就是产生推动力的部分，使螺旋桨带动飞机在流体压力作用下向前瞬间位移的距离越多，这种瞬间位移就是推动力的来源。显而易见，吸气马达强大吸力作用在不大的几片螺旋桨的桨叶壳体迎风面104上，所耗费的动力并不大，但形成的高速流体层301使其流速快于内层流体通道2若干倍，甚至十几倍，于是形成的压力差转移层产生极大流体压力，使螺旋桨带动飞机更多的向前运动，使螺旋桨产生第一次向前推动力来源；而桨叶迎风面和背风面之间流体从长度方向与宽度方向之间产生的流速不同而形成若干倍，甚至更多的压力差产生第二次向前的推动力来源，然后螺旋桨向后喷出大量流体产生第三次反作用推动力来源，而传统螺旋桨驱动的飞机只有第一次不完整的反作用推动力，因为螺旋桨把吸入的大量流体喷向机身而耗费了很多推动力来源。本发明在几乎不增加动力的状态下，使螺旋桨驱动力成倍增加。

第一次向前推动力来源为：桨叶壳体内的内外流体通道因流速不同而产生压力差。

第二次向前推动力来源为：螺旋桨迎风面和背风面之间流体从长度和宽度方向路径不同，流速不同而产生压力差。

第三次向后推动力来源为：螺旋桨向后排气产生的反作用力。

第一、第二、第三次推动力共同形成更大推动力的来源。

请参照图2、图6A、图6B和图7，本发明的实施例七为：

一种流体阻力很小的螺旋桨及由该螺旋桨驱动的飞机。与上述实施例不同的是，在螺旋桨1的迎风面或背风面都设有通气口6、601。

当螺旋桨功率确定后，流体阻力几乎是影响转速的唯一因素。所以通过减少桨叶与流体的摩擦力，使螺旋桨的转速更快，产生的推动力更大。

当螺旋桨高速转动时飞机飞行，由于吸气马达产生极大吸力，从螺旋桨的各桨叶迎风面和背风面均布的通气口601，把流体高速吸入外层流体通道3内，在桨叶壳体迎风面104和桨叶壳体背风面105形成围绕桨叶壳体101周围，和其内通道相通的高速流体层301，与位于桨叶壳体内中间的内层流体通道2之间，因流速不同而产生很大压力差，于是内层流体通道2内流速慢产生的高气压，通过导管602与均布在桨叶迎风面和背风面的多个不大的通气口6，从内向外的与原来流体压力相反方向，朝桨叶壳体四周的高速流体层301的高流速产生的低压力转移压力差，使围绕桨叶四周向内的流体压力朝相反方向由内向外转移流体压力，使部分、甚至大部分的向内的流体压力改变方向为向外转移，使螺旋桨1因流体阻力大大减少，所以转速更高，产生的推动力更大。

自从动力驱动的螺旋桨及叶轮发明到今天，已有几百年了。影响其转速和推动力的几乎是唯一因素，就是流体阻力问题，在此已得到基本上解决；具体的，内层流体通道2、外层流体通道3之间流速相差越大，产生的压力差越大，通过压力差转移圈把原来向内的流体压力，朝相反方向对外转移越多，使螺旋桨转速越快，产生的推动力越大，由此建立了一一对应的相互关系，为使传统的螺旋桨及叶轮提高更大的推动力来源，开辟了一条新的道路，由此古老的螺旋桨及叶轮将在各领域重新焕发出勃勃生机。

由于各桨叶内设有内外流体通道通过通气口与外界相通，螺旋桨的叶尖在高速转动时也不会出现失速现象。

在对本实施例的另一改进方案中，如图6A,6B所示，在桨叶壳体101内空间的部分设有内层流体通道2，通过内隔板102上均布多个不大通气口6与外层流体通道3相通，吸气马达的吸气口通过外层流体通道3与桨叶壳体101上均布的多个通气口601与外界相通，其中通气口601的开口面积大于通气口6，使更多的流体从通气口601进入外层流体通道3形成高速流体层301，使内层流体通道2内低流速产生的高气压，通过不大的多个通气口6向外高速流体层301产生的高流速低压力转移压力差，从而在桨叶壳体的迎风面或/和背风面形成压力差转移层302。

请参照图2、图3、图6A、图6B和图7，本发明的实施例八为：

一种飞机，与实施例六和实施例七不同的是，去掉吸气马达的通气管401及中空罩体403，桨叶壳体101内沿长度方向设有内层流体通道2、外层流体通道3；内层流体通道2通过内隔板102设有多个不大通气口6与外层流体通道3相通，桨叶壳体迎风面104设多个均布的通气口601与外层流体通道3相通，在桨叶壳体的叶尖处与旋转方向相反的侧部设有导出口与外层流体通道3相通。

当螺旋桨驱动飞机飞行时，桨叶迎风面的大约等同螺旋桨运动速度的大量流体从通气口601进入外层流体通道，及通过通气口6进入内层流体通道2内，此时，桨叶迎风面壳体上等同于螺旋桨运动速度的流体，经外层流体通道3内的扰流面103来沿长流体经过的路径，使之更大于螺旋桨运动速度，然后从导出口向后排出，由于导出口设在与螺旋桨转动相反方向，排出大量高速的快于螺旋桨速度的流体，从而各桨叶的导出口同时排出可推动螺旋桨更快转动。此时，在各桨叶壳体迎风面104，与外层流体通道3共同形成快于螺旋桨速度的高速流体层301，使内层流体通道2因不大的通气口6即是导入口又是导出口，使通道内流速不畅而低于螺旋桨速度，形成的低流速产生的高压力，从各通气口6向外与高速流体层301的高流速产生的低气压转移压力差，在桨叶壳体迎风面104上形成压力差转移层302，从而产生以上所述的三次推动力来源。

进一步地，内层流体通道2通过导管602与桨叶壳体迎风面104上部分均布的多个不大的通气口6相通，从而与在迎风面形成高速流体层301产生压力差，形成压力差转移层302，使螺旋桨驱动的飞机产生三次推动力，共同形成更大推动力来源。

进一步地，桨叶壳体101内设有如图6A或图6B所示的内层流体通道2，与外层流体通道3因流速不同而与高速流体层301产生压力差，从而形成围绕桨叶壳体迎风面和背风面周围压力差转移层302，使螺旋桨转动时的流体阻力减少或大大减少，由此使其转速更快，推动力更大。

本发明中的动力装置可以为涡扇发动机，喷气发动机，以及吸气马达等，根据需要使用能产生吸气和喷气功能的动力装备。

所述螺旋桨装置的五次升力和推动力来源为：

1、桨叶壳体内的内外层流体通道之间流速不同而产生压力差。

2、流体经过桨叶壳体迎风面和背风面的长度和宽度方向的路径不同而产生压力差。

3、机身上下部之间在动力状态和自然状态因流速不同而产生压力差。

4、机身前部高负压区和后部高正压区之间产生更大压力差推动力来源。

5、第四次向后推动力来源为：螺旋桨上表面形成高负压区，对应的机身下部形成高正压区。机身上部的高负压区和机身下部的高正压区之间产生压力差。

6、螺旋桨原来产生的升力和推动力。

第一、第二、第三、第四、第五、第六次共同形成更大的升力和推动力来源。

螺旋桨驱动飞行器产生四次推动力来源为：

第一次向前推动力来源为：桨叶壳体上表面内的内外流体通道因流速不同而产生压力差。

第二次向前推动力来源为：螺旋桨迎风面和背风面之间流体从长度和宽度方向经过路径不同，流速不同而产生压力差。

第三次推动力来源为：桨叶迎风面和背风面形成压力差转移层，使流体阻力减少，使螺旋桨转速更快，产生更大的推动力来源。

第四次向后推动力来源为：螺旋桨向后排气产生的反作用力。

第一、第二、第三、第四次推动力共同形成更大推动力的来源。

桨叶壳体内的外层流体通道与动力装置强大吸力状态中产生极低压力，与内层流体通道内低流速产生的高压力差之间而产生极大压力差。这种压力差通过动力装置的控制，很容易产生若干倍，甚至十多倍的压力差，由此带来比原有螺旋桨更大的升力来源，从而产生一种全新结构的更大升力和推动力，更大载重量和更快飞行速度的直升机和飞机。。

综上所述，本发明提供的螺旋装置及带有该螺旋装置的飞行器不论在动力作用下或自然状态中，都能至少产生多次升力和多次推动力来源，改变传统直升机和飞机只能产生一次升力或一次推动力的现状，由此使古老的螺旋桨重新焕发出勃勃生机，为直升机或飞机的进一步的发展开创出一个新的方向。

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同变换，或直接或间接运用在相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种螺旋桨装置，包括由多个桨叶构成的螺旋桨，其特征在于，在桨叶壳体内依次设有外层流体通道和内层流体通道，外层流体通道和内层流体通道分别通过各自的多个通气口与桨叶壳体的外部相通。

2.根据权利要求1所述的螺旋桨装置，其特征在于，所述外层流体通道内设有凹凸于通道内壁表面的扰流面和扰流条，所述桨叶壳体的叶尖位置设有导出口，所述导出口与外层流体通道相通。

3.根据权利要求1所述的螺旋桨装置，其特征在于，与所述外层流体通道相通的所述通气口的面积大于与所述内层流体通道相通的通气口的面积，内层流体通道通过导管与通气口相通。

4.根据权利要求1所述的螺旋桨装置，其特征在于，所述通气口设在所述桨叶壳体的上表面以用于产生升力或推动力，或者通气口同时设在桨叶壳体的上下表面以用于减少流体阻力。

5.根据权利要求1所述的螺旋桨装置，其特征在于，所述内层流体通道和外层流体通道之间设有一内隔板，所述内隔板上设有多个均布的内层通气口以用于使内外层流体通道相通。

6.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至5任意一项所述的螺旋桨装置。

7.一种飞行器，包括桨叶壳体、机身壳体、动力装置，其特征在于，所述桨叶壳体或/和机身壳体内依次设有外层流体通道和内层流体通道，外层流体通道和内层流体通道分别通过各自的多个通气口和外界相通，外层流体通道与动力装置的吸气口相通。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，在所述机身壳体的前部设有多个通气口通过外层流体通道与机身后部壳体内设置的动力装置相通；所述机身壳体上半部设有多个通气口通过外层流体通道与动力装置相通；所述机身壳体周围设有多个通气口，通过外层流体通道与动力装置相通。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述动力装置通过外层流体通道与桨叶壳体上表面相通产生升力；所述动力装置通过外层流体通道与桨叶壳体的上下表面相通减少阻力。

10.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述与外层流体通道相通的通气口上设有能开启、关闭和调节进气量大小的控制装置；所述动力装置设置在机身下部中间，与桨叶上表面的外层流体通道相通。