CN117963144A - 一种飞机的推进传动装置及使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机的推进传动装置及使用方法，包括：与飞机工作机构连接的电导管风扇单元、与飞机驾驶设备连接的风扇控制单元、为电导管风扇单元提供电能的涡轮发动机单元；电导管风扇单元包括N+2X组电导管风扇组件，N个前端机翼的下方分别安装一组电导管风扇组件，2X组电导管风扇组件安装于飞机两侧的后端机翼下方；风扇控制单元安装于机体底部，风扇控制单元连接每组电导管风扇组件；涡轮发动机单元包括至少一个涡轮发电机组和多个电力储能器，电力储能器连接涡轮发电机组和电导管风扇单元。本发明的螺旋桨与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

Description

一种飞机的推进传动装置及使用方法

技术领域

本发明涉及飞机技术领域，尤其涉及一种飞机的推进传动装置及使用方法。

背景技术

本部分的陈述仅仅是提供了与本公开相关的背景技术信息，不必然构成在先技术。

飞行器是指在空中飞行的设备，例如飞机和无人机，通常飞机的飞行高度在3Km~12Km之间，无人机的飞行高度在1Km以下。飞机在飞行过程中不仅需要采用飞行驾驶设备控制和操纵，还需要将发动机产生的动力转化为推力传动给飞机的工作机构。

将发动机产生动力转化为推力传动给飞机工作机构的中间设备称为推进传动装置。现有的推进传动装置包括螺旋桨-齿轮齿条推进装置，对于螺旋桨-齿轮齿条推进装置，垂直起降固定翼飞机设置有垂直推进螺旋桨和水平推进螺旋桨，垂直推进螺旋桨一般设有四个，并分布在飞机的四角，实现飞机的稳定垂直起降，水平推进螺旋桨设置在飞机的尾端，用于在飞机悬停在空中后提供水平推力以推动飞机水平飞行，当飞机达到预设的空速后，垂直推进螺旋桨可关闭，飞机依靠其固定翼提供升力。然而，在水平飞行的过程中，垂直推进螺旋桨的风阻较大，限制了飞机的水平飞行速度，且影响飞机的续航。

为了解决水平飞行过程中飞行速度受限的问题，公开号为CN115593640A的中国专利公开文献，公开了一种可变推力方向的动力装置，风扇设于进风风道，调节机构位于进风风道、第一出风风道和第二出风风道三者之间的相交处，且调节机构活动连接于壳体，调节机构具有引导风道，引导风道在调节机构相对壳体运动后使进风风道连通于第一出风风道和/或第二出风风道，进风风道处的风扇提供的气流即可从第一出风风道和/或第二出风风道排出至外界，以改变推力方向，满足飞机在不同飞行状态时的推力方向需求。

该专利文献的动力装置虽适用于螺旋桨-齿轮齿条推进装置，然而位于各风道交界处的调节机构存在不便于安装的问题，并且引风风道根据实际需求与出风风道连通可靠性差。因此，需要研究出一种飞机的推进传动装置，解决飞机动力装置与飞机工作机构和飞机驾驶设备准确配置的问题。

发明内容

本发明提供了一种飞机的推进传动装置及使用方法，涡轮发动机单元采用气流作为介质，气体燃烧带动叶轮高速旋转发电，为电导管风扇单元提供动力，风扇控制单元控制电导管风扇单元内各风扇倾斜或转速，配合螺旋桨实现飞机的起飞和水平飞行。相比于现有各风道交界处安装调节机构的方式可靠性更高，本发明的螺旋桨与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

实现本发明目的的技术方案如下：

一方面，本发明提供了一种飞机的推进传动装置，推进传动装置同时服务于多台并行设置的飞机，多台飞机的机翼依次连接；推进传动装置包括：与飞机工作机构连接的电导管风扇单元、与飞机驾驶设备连接的风扇控制单元、为所述电导管风扇单元提供电能的涡轮发动机单元；

多台飞机包括N个前端机翼和N个后端机翼，所述电导管风扇单元包括N+2X组电导管风扇组件，N个前端机翼的下方分别安装一组所述电导管风扇组件，2X组所述电导管风扇组件安装于飞机两侧的后端机翼下方；N≥3，X≥0；

所述风扇控制单元安装于至少一台飞机的机体底部，所述风扇控制单元连接每组所述电导管风扇组件；

所述涡轮发动机单元包括至少一个涡轮发电机组和多个电力储能器，电力储能器连接涡轮发电机组和所述电导管风扇单元，涡轮发电机组安装于各飞机的机体尾部上方，电力储能器安装于飞机的底部并避让所述风扇控制单元安装。

本发明的涡轮发动机单元采用气流作为介质，气体燃烧带动叶轮高速旋转发电，为电导管风扇单元提供动力，风扇控制单元控制电导管风扇单元内各风扇倾斜或转速，配合螺旋桨实现飞机的起飞和水平飞行。相比于现有各风道交界处安装调节机构的方式可靠性更高，本发明的螺旋桨与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，飞机工作机构包括转子、螺旋桨和若干风扇转轴，转子连接螺旋桨，转子通过飞机动力装置的燃油发动机提供动力供转子和螺旋桨旋转；

若干风扇转轴连接所述电导管风扇单元的风扇，若干风扇转轴通过所述涡轮发动机单元提供电力供其旋转；

燃油发动机和涡轮发动机单元共同作为飞机动力装置推进多台飞机，燃油发动机向转子和螺旋桨提供动力，涡轮发动机单元向所述电导管风扇单元提供动力。

本发明以电能作为推进传动系统的主要能源，配合燃油发动机向螺旋桨提供动力，依靠各飞机前后螺旋桨和机翼下方电导管风扇单元的若干风扇的不同转速共同完成各飞机同步的飞行、转弯、垂直起落等动作。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，每组所述电导管风扇组件包括：固定于前端机翼或后端机翼下方的若干导管、推进飞机运动的若干风扇；

若干导管沿机翼的长度方向并列设置，相邻导管之间存在空隙；

每个导管内均安装有一个风扇，每个风扇均连接风扇转轴。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，每个风扇均包括风扇轮和三个风扇叶片，三个风扇叶片固设于风扇轮周壁；风扇叶片和风扇轮均位于导管内；

风扇叶片包括叶片本体和嵌设于叶片本体内部的叶片宽度调节模块；

同一风扇上的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度；

3~5个导管内的风扇为一组，一组风扇的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度。

由于本发明的多台飞机连接成一体后整体较宽，多台飞机需要同步转向时现有的螺旋桨转向无法满足飞机转向所需推力，本发明在螺旋桨转向基础上采用3~5个导管内风扇为一组集中控制叶片宽度调节模块，更便于风扇控制单元控制飞机推力换向，更容易实现多个飞机同时转弯动作。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，叶片宽度调节模块包括：连接叶片本体的第一宽度调节件、第二宽度调节件和第三宽度调节件、位于第一宽度调节件和第二宽度调节件之间的折叠支撑件；

第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件和折叠支撑件沿叶片本体的长度方向平行设置，

第一宽度调节件靠近叶片本体远离风扇轮的端部设置，第三宽度调节件靠近叶片本体连接风扇轮的端部设置；

第一宽度调节件的最大厚度大于第三宽度调节件的最大厚度，第二宽度调节件的最大厚度大于第一宽度调节件的最大厚度；

第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件结构相同，第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件均包括调节杆、设置于调节杆两端的调节滑块、固定于调节滑块且位于调节杆周向的支撑网，支撑网与叶片本体的内壁固定连接，调节滑块相向运动，支撑网缩短增厚使得叶片本体变宽，调节滑块相背运动，支撑网增长减薄使得叶片本体变窄。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，叶片本体由宽变窄增加气体流动减少空气阻力，所述风扇控制单元控制所述电导管风扇单元的所述电导管风扇组件提升推力，以实现多台飞机同步提速；

叶片本体由窄变宽增加空气阻力减少气体流动，所述风扇控制单元控制所述电导管风扇单元的所述电导管风扇组件降低推力，以实现多台飞机同步降速。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，所述风扇控制单元包括：安装于一台飞机的第一分布式混合推进控制模块、安装于另一台飞机的第二分布式混合推进控制模块；

第一分布式混合推进控制模块连接至少三组电导管风扇组件，第二分布式混合推进控制模块连接至少一组电导管风扇组件；

第一分布式混合推进控制模块安装于一台飞机的机体底部，第二分布式混合推进控制模块安装于另一台飞机的机体底部；

第一分布式混合推进控制模块和第二分布式混合推进控制模块均连接飞机驾驶设备。

基于一方面，在一种可能的实现方式中，所述涡轮发动机单元的涡轮发电机组数量大于飞机台数；

多台飞机的后端机翼上方均固定至少一组涡轮发电机组；

相邻两台飞机之间的前端机翼上方固定至少一组涡轮发电机组。

另一方面，本发明提供一种飞机的推进传动装置使用方法，包括：

各飞机同步垂直升空，飞机动力装置的燃油发动机向螺旋桨提供动力，飞机动力装置的涡轮发动机单元和电导管风扇单元停止工作；

各飞机同步上升到预定高度，涡轮发动机单元工作，燃油发动机、螺旋桨、和电导管风扇单元同时工作；

各飞机水平飞行平稳，燃油发动机和螺旋桨停止工作，涡轮发动机单元和电导管风扇单元向各飞机提供推力供飞机水平运动，风扇控制单元控制电导管风扇单元的各风扇停转、变宽、或变窄动作让各飞机进行转向运动；

各飞机同步垂直下降，飞机动力装置的涡轮发动机单元和电导管风扇单元停止工作，飞机动力装置的燃油发动机向螺旋桨提供动力。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明的涡轮发动机单元采用气流作为介质，气体燃烧带动叶轮高速旋转发电，为电导管风扇单元提供动力，风扇控制单元控制电导管风扇单元内各风扇倾斜或转速，配合螺旋桨实现飞机的起飞和水平飞行。相比于现有各风道交界处安装调节机构的方式可靠性更高，本发明的螺旋桨与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

附图说明

图1为本发明提供的多台飞机与推进传动装置位置关系图示一；

图2为本发明提供的多台飞机与推进传动装置位置关系图示二；

图3为本发明提供的电导管风扇组件与前端机翼的位置关系图示；

图4为本发明提供的风扇中叶片本体处于较宽状态的图示；

图5为本发明提供的风扇中叶片本体处于较窄状态的图示；

图6为本发明提供的叶片本体较宽状态下叶片宽度调节模块图示；

图7为本发明提供的叶片本体较窄状态下叶片宽度调节模块图示；

图8为本发明提供的叶片本体由宽变窄气流变化图；

图9为本发明提供的叶片本体由窄变宽气流变化图。

图中，1-飞机；2-前端机翼；3-后端机翼；4-电导管风扇组件；5-涡轮发动机单元；6-螺旋桨；7-副翼；8-方向舵；9-导管；10-风扇；11-风扇轮；12-风扇叶片；131-第一宽度调节件；132-第二宽度调节件；133-第三宽度调节件；134-折叠支撑件；a-调节滑块；b-调节杆；c-支撑网。

具体实施方式

下面结合附图所示的各实施方式对本发明进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。

在本实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本方案和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本方案的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本方案的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本方案中的具体含义。

请参阅图1和图2，本发明实施例提供了一种飞机1的推进传动装置，推进传动装置同时服务于多台并行设置的飞机1，多台飞机1的机翼依次连接；推进传动装置包括：与飞机工作机构连接的电导管风扇单元、与飞机驾驶设备连接的风扇控制单元、为电导管风扇单元提供电能的涡轮发动机单元5；多台飞机1包括N个前端机翼2和N个后端机翼3，电导管风扇单元包括N+2X组电导管风扇组件4，N个前端机翼2的下方分别安装一组电导管风扇组件4，2X组电导管风扇组件4安装于飞机1两侧的后端机翼3下方；N≥3，X≥0；风扇控制单元安装于至少一台飞机1的机体底部，风扇控制单元连接每组电导管风扇组件4；涡轮发动机单元5包括至少一个涡轮发电机组和多个电力储能器，电力储能器连接涡轮发电机组和电导管风扇单元，涡轮发电机组安装于各飞机1的机体尾部上方，电力储能器安装于飞机1的底部并避让风扇控制单元安装。

本发明实施例的多台飞机1优选为电动飞机，电动飞机是以电能作为推进系统的部分能源。飞机1靠前端螺旋桨6不同的转速来完成飞行、转弯、垂直起落等动作。本发明实施例通过在前端机翼2下方放置大量的电导管风扇10来分散推力，推进效率可以得到大幅提升。本发明实施例的电动发动机由位于飞机1后部的涡轮产生的电力来驱动。

本发明实施例的涡轮发动机单元5采用气流作为介质，气体燃烧带动叶轮高速旋转发电，为电导管风扇单元提供动力，风扇控制单元控制电导管风扇单元内各风扇倾斜或转速，配合螺旋桨6实现飞机1的起飞和水平飞行。相比于现有各风道交界处安装调节机构的方式可靠性更高，本发明实施例的螺旋桨6与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

在实际应用中，本发明实施例的多台飞机1可以采用燃油产生动力，也可以采用发电产生动力，当然也可以燃油和发电混合动力。优选本发明实施例的飞机工作机构包括转子、螺旋桨6和若干风扇转轴，转子连接螺旋桨6，转子通过飞机动力装置的燃油发动机提供动力供转子和螺旋桨6旋转；若干风扇转轴连接电导管风扇单元的风扇10，若干风扇转轴通过涡轮发动机单元5提供电力供其旋转；燃油发动机和涡轮发动机单元5共同作为飞机动力装置推进多台飞机1，燃油发动机向转子和螺旋桨6提供动力，涡轮发动机单元5向电导管风扇单元提供动力。本发明实施例以电能作为推进传动系统的主要能源，配合燃油发动机向螺旋桨6提供动力，依靠各飞机1螺旋桨6和机翼下方电导管风扇单元的若干风扇10的不同转速共同完成各飞机1同步的飞行、转弯、垂直起落等动作。

本发明实施例的螺旋桨6推进利用桨叶的旋转来产生空气流动，通过空气流动产生的反向推力来推动或提供升力。螺旋桨6通常由数个叶片组成，叶片的形状和大小会根据飞机1的设计和性能要求进行优化。当发动机提供动力时，传动系统将动力传递到螺旋桨6的中心轴上，使叶片旋转。螺旋桨6的旋转会导致空气流动，同时也对空气产生压力差。当空气流经螺旋桨6叶片时，叶片的弯曲形状会使空气按照特定的方向和速度流动，从而产生反向推力。这种反向推力将飞机1推向前方或提供上升力，实现飞行。

传统的飞机通过燃油发动机以机械方式驱动转子、螺旋桨6或风扇10。本发明实施例的推进传动装置采用了分布式电推进方式，通过倾斜或关闭多台电动机来实现垂直起飞和水平飞行。本发明实施例的分布式混合电推进方式改善了原有飞机气动结构、降低油耗及减少噪声和排放。本发明实施例的分布式混合电推进方式是指通过燃气涡轮发动机为分布在机翼或机身的多个电机/风扇提供电力，并由电机驱动风扇提供绝大多数或全部推力（燃气涡轮发动机可部分提供或不提供推力）的一种新型推进系统概念，其最大的优势是能够极大地降低推进系统的燃油消耗量和各种排放。分布式混合电推进方式的总需用电能包括飞行(动力)需用电能、航电设备需用电能、载荷需用电能和电池安全余量电能。本发明实施例的燃气涡轮发动机以连续流动的气体为工质，通过气体燃烧，将燃料的能量转变为有用功，进而带动叶轮高速旋转的动力机械。

请参阅图3，本发明实施例的每组电导管风扇组件4包括：固定于前端机翼2或后端机翼3下方的若干导管9、推进飞机1运动的若干风扇10；若干导管9沿机翼的长度方向并列设置，相邻导管9之间存在空隙；每个导管9内均安装有一个风扇10，每个风扇10均连接风扇转轴。

本发明实施例的机翼下方布置有电导管风扇组件4，电导管风扇组件4由涡轮轴发动机组供电。电能被输送到每个电导管风扇组件4，驱动多个分布在机翼下方的风扇10转动。本发明实施例通过电力驱动电动机来提供推力，机载电力主要通过发动机和辅助蓄电池产生。本发明实施例的飞机1将需要使用电池及发电机或其他电源为飞机1提供动力、为电池充电，并提高飞机1的安全性、效率和航程。

请参阅图4和图5，本发明实施例的每个风扇10均包括风扇轮11和三个风扇叶片12，三个风扇叶片12固设于风扇轮11周壁；风扇叶片12和风扇轮11均位于导管9内；风扇叶片12包括叶片本体和嵌设于叶片本体内部的叶片宽度调节模块；同一风扇10上的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度；3~5个导管9内的风扇10为一组，一组风扇10的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度。由于本发明实施例的多台飞机1连接成一体后整体较宽，多台飞机1需要同步转向时现有的螺旋桨6转向无法满足飞机1转向所需推力，本发明实施例在螺旋桨6转向基础上采用3~5个导管9内风扇10为一组集中控制叶片宽度调节模块，更便于风扇控制单元控制飞机1推力换向，更容易实现多个飞机1同时转弯动作。

请参阅图6和图7，本发明实施例的叶片宽度调节模块包括：连接叶片本体的第一宽度调节件131、第二宽度调节件132和第三宽度调节件133、位于第一宽度调节件131和第二宽度调节件132之间的折叠支撑件134；第一宽度调节件131、第二宽度调节件132、第三宽度调节件133和折叠支撑件134沿叶片本体的长度方向平行设置，第一宽度调节件131靠近叶片本体远离风扇轮11的端部设置，第三宽度调节件133靠近叶片本体连接风扇轮11的端部设置；第一宽度调节件131的最大厚度大于第三宽度调节件133的最大厚度，第二宽度调节件132的最大厚度大于第一宽度调节件131的最大厚度；第一宽度调节件131、第二宽度调节件132、第三宽度调节件133结构相同，第一宽度调节件131、第二宽度调节件132、第三宽度调节件133均包括调节杆b、设置于调节杆b两端的调节滑块a、固定于调节滑块a且位于调节杆b周向的支撑网c，支撑网c与叶片本体的内壁固定连接，调节滑块a相向运动，支撑网c缩短增厚使得叶片本体变宽，调节滑块a相背运动，支撑网c增长减薄使得叶片本体变窄。

请参阅图8和图9，为了实现图8和图9所示的气流变化，本发明实施例的风扇控制单元包括：安装于一台飞机1的第一分布式混合推进控制模块、安装于另一台飞机1的第二分布式混合推进控制模块；第一分布式混合推进控制模块连接至少三组电导管风扇组件4，第二分布式混合推进控制模块连接至少一组电导管风扇组件4；第一分布式混合推进控制模块安装于一台飞机1的机体底部，第二分布式混合推进控制模块安装于另一台飞机1的机体底部；第一分布式混合推进控制模块和第二分布式混合推进控制模块均连接飞机1驾驶设备。

本发明实施例的涡轮发动机单元5采用气流作为介质，气体燃烧带动叶轮高速旋转发电，为电导管风扇单元提供动力，风扇控制单元控制电导管风扇单元内各风扇倾斜或转速，配合螺旋桨6实现飞机1的起飞和水平飞行。相比于现有各风道交界处安装调节机构的方式可靠性更高，本发明的螺旋桨与电导管风扇单元协同工作，有效降低传统飞机精准配置飞机动力装置、飞机工作机构和飞机驾驶设备的要求。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本发明的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本发明的保护范围，凡未脱离本发明技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本发明的保护范围之内。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (9)

1.一种飞机的推进传动装置，其特征在于，推进传动装置同时服务于多台并行设置的飞机，多台飞机的机翼依次连接；推进传动装置包括：与飞机工作机构连接的电导管风扇单元、与飞机驾驶设备连接的风扇控制单元、为所述电导管风扇单元提供电能的涡轮发动机单元；

多台飞机包括N个前端机翼和N个后端机翼，所述电导管风扇单元包括N+2X组电导管风扇组件，N个前端机翼的下方分别安装一组所述电导管风扇组件，2X组所述电导管风扇组件安装于飞机两侧的后端机翼下方；N≥3，X≥0；

所述风扇控制单元安装于至少一台飞机的机体底部，所述风扇控制单元连接每组所述电导管风扇组件；

所述涡轮发动机单元包括至少一个涡轮发电机组和多个电力储能器，电力储能器连接涡轮发电机组和所述电导管风扇单元，涡轮发电机组安装于各飞机的机体尾部上方，电力储能器安装于飞机的底部并避让所述风扇控制单元安装。

2.根据权利要求1所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，飞机工作机构包括转子、螺旋桨和若干风扇转轴，转子连接螺旋桨，转子通过飞机动力装置的燃油发动机提供动力供转子和螺旋桨旋转；

若干风扇转轴连接所述电导管风扇单元的风扇，若干风扇转轴通过所述涡轮发动机单元提供电力供其旋转；

燃油发动机和涡轮发动机单元共同作为飞机动力装置推进多台飞机，燃油发动机向转子和螺旋桨提供动力，涡轮发动机单元向所述电导管风扇单元提供动力。

3.根据权利要求1或2所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，每组所述电导管风扇组件包括：固定于前端机翼或后端机翼下方的若干导管、推进飞机运动的若干风扇；

若干导管沿机翼的长度方向并列设置，相邻导管之间存在空隙；

每个导管内均安装有一个风扇，每个风扇均连接风扇转轴。

4.根据权利要求3所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，每个风扇均包括风扇轮和三个风扇叶片，三个风扇叶片固设于风扇轮周壁；风扇叶片和风扇轮均位于导管内；

风扇叶片包括叶片本体和嵌设于叶片本体内部的叶片宽度调节模块；

同一风扇上的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度；

3~5个导管内的风扇为一组，一组风扇的叶片宽度调节模块同步调节叶片本体的宽度。

5.根据权利要求4所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，叶片宽度调节模块包括：连接叶片本体的第一宽度调节件、第二宽度调节件和第三宽度调节件、位于第一宽度调节件和第二宽度调节件之间的折叠支撑件；

第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件和折叠支撑件沿叶片本体的长度方向平行设置，

第一宽度调节件靠近叶片本体远离风扇轮的端部设置，第三宽度调节件靠近叶片本体连接风扇轮的端部设置；

第一宽度调节件的最大厚度大于第三宽度调节件的最大厚度，第二宽度调节件的最大厚度大于第一宽度调节件的最大厚度；

第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件结构相同，第一宽度调节件、第二宽度调节件、第三宽度调节件均包括调节杆、设置于调节杆两端的调节滑块、固定于调节滑块且位于调节杆周向的支撑网，支撑网与叶片本体的内壁固定连接，调节滑块相向运动，支撑网缩短增厚使得叶片本体变宽，调节滑块相背运动，支撑网增长减薄使得叶片本体变窄。

6.根据权利要求4所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，叶片本体由宽变窄增加气体流动减少空气阻力，所述风扇控制单元控制所述电导管风扇单元的所述电导管风扇组件提升推力，以实现多台飞机同步提速；

叶片本体由窄变宽增加空气阻力减少气体流动，所述风扇控制单元控制所述电导管风扇单元的所述电导管风扇组件降低推力，以实现多台飞机同步降速。

7.根据权利要求1所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，所述风扇控制单元包括：安装于一台飞机的第一分布式混合推进控制模块、安装于另一台飞机的第二分布式混合推进控制模块；

第一分布式混合推进控制模块连接至少三组电导管风扇组件，第二分布式混合推进控制模块连接至少一组电导管风扇组件；

第一分布式混合推进控制模块安装于一台飞机的机体底部，第二分布式混合推进控制模块安装于另一台飞机的机体底部；

第一分布式混合推进控制模块和第二分布式混合推进控制模块均连接飞机驾驶设备。

8.根据权利要求1所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，所述涡轮发动机单元的涡轮发电机组数量大于飞机台数；

多台飞机的后端机翼上方均固定至少一组涡轮发电机组；

相邻两台飞机之间的前端机翼上方固定至少一组涡轮发电机组。

9.一种飞机的推进传动装置使用方法，基于权利要求1-8任一项所述的一种飞机的推进传动装置，其特征在于，包括：

各飞机同步垂直升空，飞机动力装置的燃油发动机向螺旋桨提供动力，飞机动力装置的涡轮发动机单元和电导管风扇单元停止工作；

各飞机同步上升到预定高度，涡轮发动机单元工作，燃油发动机、螺旋桨、和电导管风扇单元同时工作；

各飞机水平飞行平稳，燃油发动机和螺旋桨停止工作，涡轮发动机单元和电导管风扇单元向各飞机提供推力供飞机水平运动，风扇控制单元控制电导管风扇单元的各风扇停转、变宽、或变窄动作让各飞机进行转向运动；

各飞机同步垂直下降，飞机动力装置的涡轮发动机单元和电导管风扇单元停止工作，飞机动力装置的燃油发动机向螺旋桨提供动力。