本發(fā)明涉及推進器領域，具體涉及一種低噪音新型推進器。

背景技術：

飛機問世一百多年來，螺旋槳一直是主要的動力方式。時至今日，除部分大飛機和戰(zhàn)斗機外，絕大多數飛機仍是螺旋槳的。但螺旋槳的缺點是隨著速度越快效率越低，所以目前螺旋槳飛機的最高時速只在600公里上下。而噴氣發(fā)動機不但成本高，耗能大，而且對于廣大私人使用者來說，需要跑道太長，而且不夠安全，隱患較大。

所以市面上急需一種新形式的推進器，需要在耗能和安全性相當于螺旋槳，同時在推力又明顯大于螺旋槳。

技術實現要素：

針對上述問題，本發(fā)明旨在提供一種比傳統螺旋槳推力更大、空氣干擾更小、能量轉換效率更高的低噪音新型推進器。

為實現該技術目的，本發(fā)明的方案是：一種低噪音新型推進器，包括驅動模塊、旋轉體外殼、固定部外殼，所述旋轉體外殼位于固定部外殼的進風口一側，所述旋轉體外殼內側中部設置有旋轉體內芯，所述旋轉體內芯由驅動模塊驅動其旋轉，所述旋轉體內芯與旋轉體外殼之間設置有復數個旋轉體葉片；

所述固定部外殼內側中部設置有固定部內芯，所述固定部內芯與固定部外殼之間設置有復數個固定部葉片；

所述旋轉體外殼為不等徑的流線形圓筒結構，所述旋轉體葉片主體與軸向平行，在進風口一側的邊緣部分有一段向葉片旋轉方向的圓滑彎曲。

作為優(yōu)選，所述旋轉體內芯為流線體結構，所述旋轉體內芯與旋轉體外殼之間設置有用于壓縮空氣流動的間隙。

作為優(yōu)選，所述旋轉體外殼的出風口一側內徑大于進風口一側內徑。

作為優(yōu)選，所述固定部葉片的進風口一側向旋轉體外殼所旋轉的反方向傾斜設置，所述固定部葉片的傾斜角度逐漸向出風口一側圓滑過渡到與軸向平行，所述固定部葉片外邊沿與固定部外殼固定連接，內邊沿與固定部內芯固定連接。

作為優(yōu)選，所述固定部內芯為流線形錐體結構或者流線形圓臺結構，所述固定部內芯與固定部外殼之間設置有用于空氣流動的間隙。

作為優(yōu)選，所述旋轉體葉片外邊沿與旋轉體外殼固定連接，旋轉體葉片內邊沿與旋轉體內芯固定連接，驅動模塊啟動時，帶動旋轉體內芯、旋轉體葉片和旋轉體外殼一起旋轉。

作為優(yōu)選，所述旋轉體葉片的彎曲部分的彎曲角度在0°～60°之間；固定部葉片的彎曲角度在0°～60°之間。

本發(fā)明的有益效果：本申請?zhí)峁┝艘环N新形式的推進器，耗能和安全性相當于螺旋槳，而推力又明顯大于螺旋槳，越是在高速狀態(tài)這種優(yōu)勢就越發(fā)巨大，從而能把傳統的螺旋槳飛機的速度和負載能力提高一大步。與傳統的螺旋槳相比，在直徑相等、轉速相等的情況下，本申請的推進器產生的推力至少大3倍；而且隨著飛行速度越大，這種差距還會更大。這意味著，飛機及各種飛行器將會飛得更快，載得更多。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的主視剖面圖；

圖2為本發(fā)明的正視面的結構示意圖；

圖3為本發(fā)明的后視面的結構示意圖；

圖4為本發(fā)明的旋轉體外殼、旋轉體內芯、旋轉體葉片的立體圖；

圖5為本發(fā)明的固定部外殼、固定部內芯、固定部葉片的立體圖；

圖6為本發(fā)明的旋轉體葉片局部剖面圖；

圖7為本發(fā)明的旋轉體葉片局部立體圖。

具體實施方式

下面結合附圖和具體實施例對本發(fā)明做進一步詳細說明。

如圖1-7所示，本發(fā)明所述的具體實施例為一種低噪音新型推進器，包括驅動模塊4、旋轉體外殼1、固定部外殼5，所述旋轉體外殼1位于固定部外殼5進風口一側，所述旋轉體外殼1內側中部設置有旋轉體內芯3，所述旋轉體內芯3由驅動模塊4驅動其旋轉，所述旋轉體內芯3與旋轉體外殼1之間設置有復數個旋轉體葉片2；所述驅動模塊既可以位于固定部外殼的內側中部，也可以位于固定部外殼外部并與旋轉體內芯驅動連接。

所述固定部外殼5內側中部設置有固定部內芯7，所述固定部內芯7與固定部外殼5之間設置有復數個固定部葉片6；

所述旋轉體外殼為不等徑的流線形圓筒結構，所述旋轉體葉片2由作為邊沿的彎曲部202和作為主體的葉片部201構成，所述彎曲部202位于旋轉體葉片2進風口一側向旋轉方向的彎折，所述葉片部201于旋轉軸軸向平行。傳統葉片通常是螺旋狀的螺旋槳葉片，傳統葉片有一定的傾斜角，其軸向投影的寬度是大于葉片的厚度。

本申請中旋轉體葉片主體部分與軸向平行，是純粹的離心葉片，對氣體的作用只是加速旋轉，靠離心作用產生的高壓使氣體從旋轉體外殼的大口徑一側射出(傳統螺旋槳是靠傾斜的槳葉旋轉時對氣體產生的軸向分力來推動氣流的)。該設計有利于產生高速氣流，加大推力，并可以有效減少湍流，提高能量轉換效率。同時位于旋轉體葉片進風口一側的彎曲部可以有效降低旋轉體葉片壓縮空氣過程中帶來的噪音，進一步減少氣流干擾，提高推進器性能。

為了更好的引導氣流，所述旋轉體內芯3為流線體結構，所述旋轉體內芯3與旋轉體外殼1之間設置有用于壓縮空氣流動的間隙。流線體的旋轉體內芯能夠有利于引導氣流從旋轉體外殼噴射出。

為了更好的引導氣流，所述旋轉體外殼1出風口一側內徑大于進風口一側內徑。因為旋轉體葉片的旋轉離心作用，造成在旋轉體外殼內靠近軸心附近形成負壓而在較遠處形成正壓旋轉體外殼前小后大，是為了使高壓氣體從大口徑一側射出，從小口徑一側吸入氣體。

為了更好的疏導氣流，所述固定部葉片6外邊沿與固定部外殼5固定連接，固定部葉片6內邊沿與固定部內芯7固定連接。所述固定部內芯7為流線形椎體結構或者流線形圓臺結構，為了安置驅動模塊和放置其他物件，所述固定部內芯7可以是中空的；所述固定部內芯7與固定部外殼5之間設置有用于空氣流動的間隙。固定部外殼、固定部葉片和固定部內芯組成的疏導通道，傾斜角度逐漸圓滑過渡到與軸向平行的固定部葉片能夠有效疏導氣流以接近軸向平行噴出，而流線形的固定部外殼配合流線形的固定部內芯形成理想的疏導通道。

為了更好的疏導氣流，所述固定部葉片6的進風口一側向旋轉體外殼1所旋轉的反方向傾斜設置，所述固定部葉片6的傾斜角度逐漸向出風口一側圓滑過渡到與軸向平行。通過該結構的固定部葉片氣流從固定部外殼射出時已經由旋轉狀態(tài)變?yōu)槠叫袪顟B(tài)。

為了加強對氣體的離心加壓效果，形成高速旋轉的氣流，旋轉體葉片2外邊沿與旋轉體外殼1內側固定連接，旋轉體葉片內邊沿與旋轉體內芯3固定連接，驅動模塊4啟動時，帶動旋轉體內芯3、旋轉體葉片2和旋轉體外殼1一起旋轉。正常而言旋轉體外殼1也可以不與旋轉體葉片2連接，而與固定部外殼5連接成為一體，僅僅通過旋轉體葉片2擠壓氣體；但是當旋轉體葉片2與旋轉體外殼1固定連接在一起后，摩擦損耗最小，射出氣流速度更快。

為了增加進風效果，減少噪音，所述旋轉體葉片2的彎曲部分的彎曲角度在0°～60°之間；固定部葉片6的彎曲角度在0°～60°之間。即旋轉體葉片的彎曲部202的彎曲角度為0°～60°之間。

工作原理：驅動模塊帶動旋轉體外殼、旋轉體葉片和旋轉體內芯高速旋轉，從圖1中左側為進風口8，從圖1中的右側為出風口9，其內部的氣體受旋轉體葉片2離心作用向四周擠壓，因而邊緣部分形成正壓而靠近軸心部分形成負壓，所以旋轉體外殼1口徑較小的一側氣體被吸入，從口徑較大的一側邊緣附近以旋轉狀態(tài)射出，氣流繼而進入由固定部外殼5、固定部葉片6和固定部內芯7組成的疏導通道。由于固定部葉片6的形狀都是從傾斜向軸向平行過渡，所以氣流從固定部外殼射出時已經由旋轉狀態(tài)變?yōu)槠叫袪顟B(tài)。本申請不僅可以用于氣體中，也可以用于液體中。

本申請與傳統螺旋槳相比，最明顯的優(yōu)勢在于：

1)傳統螺旋槳的漿尖速度遠大于飛機的飛行速度，所以當飛行時速剛到六七百公里時，槳尖速度已經達到聲速，便失去動力。而本發(fā)明即使飛行時速超過800公里，進氣口也不會有任何部位超過聲速，而排出的氣流速度卻可以接近聲速因而產生強大的推力。

2)傳統螺旋槳排出的氣流中，含有太多湍流，所以能量損失大，效率低。而本申請所噴出的氣流方向一致，損耗小，所以推力更大。

3)本申請的結構形式，不但適合固定翼飛機高速飛行，也非常適合直升飛機。尤其適合做成飛碟形狀，單個引擎對外無扭矩，這又是螺旋槳無法做到的。

以上所述，僅為本發(fā)明的較佳實施例，并不用以限制本發(fā)明，凡是依據本發(fā)明的技術實質對以上實施例所作的任何細微修改、等同替換和改進，均應包含在本發(fā)明技術方案的保護范圍之內。