1.电驱动型的模块化推进系统，其特征在于它使用四组带有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)，或者使用简易型的四组多螺旋桨推进器(200)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，具有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)包含多个涵道风扇(2)，每个在一个涵道(3)中工作，每个风扇(2)由电机(4)驱动，电机优选无刷电机，并且涵道的壁是符合空气动力学的形状，并且涵道(3)彼此相切地形成涵道墙(7)，涵道墙(7)被共用圆环(8)包围，产生了一个空间(9)，共用圆环(8)位与涵道墙(7)的外表面之间的距离为D1，共用圆环(8)具有一些符合空气动力学特征形状的壁(10)，共用圆环(8)通过几个肋片(12)支撑涵道墙(7)。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，在起飞过程中，风扇(2)从上方向下喷射空气，产生推进的推力，并且由风扇(2)喷射的空气在空间(9)中出现了因文丘里效应引起的强负压，负压带走了带有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)周边的气团，增加了向下喷射的气流，气团的质量和对应的推力都增加了。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(20)包括多个涵道风扇(21)，每个风扇(21)在涵道(22)中运行，并且每个风扇(21)都是一些具有轴径向外形的叶片，在两个方向上引导空气，并且在与叶片(23)的外端部相同的平面处有多个与涵道(22)的外表面(25)连通的多个通道(24)，并且它们的出口位于突出部分(26)处，并且每个通道(24)与外表面(25)之间的距离为D2，并且每个风扇(21)由电机(27)驱动。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，当电机(27)作用于风扇(21)时，一部分空气被离心并被推到通道(24)，并且在通道(24)的开口处空气被分流，且由于附壁效应的存在，使得外表面(25)让包围在涵道(22)外部的空气向下运动。包围在涵道(22)以及位于它上部的空气的加速就变成了两个阶段，一部分是由附壁效应产生，一部分是由文丘里效应产生的，这样就增加了多螺旋桨推进器(20)的总的气流量，并相应的提升了推力。
6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(40)包含多个涵道(41)，并且每个涵道(41)分别包含两个反向旋转的风扇(42)和(43)，风扇(42)为轴径向型，并且在两个阶段中将气流分成两部分，而风扇(43)是轴向型的，沿轴向推动空气。两个风扇(42)和(43)由相同的电机(44)驱动，风扇(43)由电机(44)直接驱动，风扇(42)通过一些悬挂在涵道(41)内的支撑件(46)和逆变器(45)驱动。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，由于串联安装的两个风扇(42)和(43)的结构，涵道(41)内的气流增加。
8.根据权利要求2，4和6所述的系统，其特征在于，部分风扇(2)沿着主轴(13)对齐，其他风扇(2)沿着主轴(14)对齐，两个轴(13)和(14)平行。
9.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述多螺旋桨推进器(200)包含多个涵道风扇(201)，每个风扇(201)在涵道(202)中工作，并且每个风扇(201)由电机(203)驱动，电机优选无刷电机。涵道(202)彼此相切共同组成涵道墙(205)，并且一部分风扇(201)与主轴线(206)对齐，另一部分风扇(201)与主轴线(207)对齐，主轴(206)与(207)平行。
10.根据权利要求8和9所述的飞行器，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)可以安装在飞行器(50)，(90)或(110)上，主轴(13)和(14)垂直于飞行器(50)，(90)或(110)的中间平面。
11.根据权利要求8和9所述的飞行器，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)可安装在飞行器(50)，(90)或(110)上，主轴(13)和(14)与飞行器(50)，(90)或(110)的中间平面平行。
12.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)是可移动的，并且可以绕着与主轴(13)和(14)平行的轴旋转。
13.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于具有推力放大器的多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)是可移动的，并且可以绕着与主轴线(13)和(14)垂直的轴旋转。
14.根据权利要求11所述的飞行器，其特征在于具有推力放大器的两组多螺旋桨推进器(1)，(20)或(40)是固定的，并且安装在飞行器(50)的机身(51)两侧。
15.根据权利要求10和11所述的飞行器，其特征在于，飞行器(50)包括机身(51)，和位于机身(51)两侧的可折叠的主翼(52)，以及安装在飞机(50)后部尾翼(54)上的翼(53)。飞行器(50)使用模块化推进系统(55)，该系统包括两组带有固定式推力放大器的多螺旋桨推进器(56)，位于主翼(52)的前面，机身(51)两侧。还有另外两组带有可移动的推力放大器的多螺旋桨推进器(57)，位于主翼(52)的后面，在主翼(52)上方，分别在机身(51)两侧。每组带有推力放大器的多螺旋桨推进器(56)均位于空腔(58)中，空腔(58)可以通过机身(51)内可收缩的收纳门(59)关闭。每组带有推力放大器的多螺旋桨推进器(57)，其主轴垂直于飞行器(50)的中间平面，并且可以绕由执行机构作用的轴(60)旋转。
16.根据权利要求15所述的飞行器，其特征在于，在运行中，当从有限的空间起飞或降落时，主翼(52)向上折叠，多螺旋桨推进器(56)和(57)呈垂直方向，并且收纳门(59)缩回。
当飞行器(50)处于合适的高度时，主翼(52)伸展到用于向前飞行的位置，并且在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器(57)是倾斜的，多螺旋桨推进器(56)继续向下喷射空气。飞行器(50)的速度随着多螺旋桨推进器(57)产生的推力的水平分量的增加而增加，升力主要由主翼(52)和翼(53)提供，当多螺旋桨推进器(57)到达与初始位置垂直的位置时，多螺旋桨推进器(56)暂停使用，并且收纳门(59)关闭。在向前飞行中，升力被放大了，主要是由于多螺旋桨推进器(57)吸收主翼(52)上方的空气，放大其上方的负压，同时增加机翼(53)下部的压力。
17.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，飞行器(70)具有机身(71)，和位于机身(71)两侧的可折叠的主翼(72)，以及安装在飞行器(70)的后部尾翼(74)上的翼(73)。飞行器(70)使用由四组带有可移动的推力放大器的多螺旋桨推进器(76)组成的模块化推进系统(75)，两组位于主翼(72)前面，机身(71)两侧，两组位于主翼(72)后面，机身(71)两侧。
每组多螺旋桨推进器(76)的主轴平行于飞行器(70)中间平面，可以绕执行机构作用的从动轴(77)旋转。多螺旋桨推进器(76)直接安装在机身(71)上，位于后部的多螺旋桨推进器(76)安装到与机身(71)有足够间隔的一些支柱(78)上，使得在水平飞行中，由前方的多螺旋桨推进器(76)喷射的气流可以穿过支柱(78)和机身(71)之间而不被阻挡。
18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，在起飞或降落时，多螺旋桨推进器(76)将空气流向下引导，并且在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器(76)是倾斜的。飞机(70)的速度随着多螺旋桨推进器(76)所产生的推力的水平分量的增加而增加，在前进飞行中，升力分别由主翼(72)和机翼(73)提供，多螺旋桨推进器(76)到达垂直位置。
19.根据权利要求12所述的飞机，其特征在于，飞行器(90)包括机身(91)和位于机身(91)两侧的可折叠的一些主翼(92)，以及安装在飞行器(90)的尾翼(94)上的翼(93)。飞机(90)使用由四组带有可移动的推力放大器的多螺旋桨推进器(96)组成的模块化推进系统(95)，两组位于主机翼(92)的前面，机身(91)两侧，另外两组位于主机翼(92)后面，机身(91)两侧。每组多螺旋桨推进器(96)的主轴垂直于飞行器(90)的中间平面，并且可以绕由执行机构作用的轴(97)旋转。在飞行器(90)前部的多螺旋桨推进器(96)，安装在与飞行器(90)的地板距离为D3的平面，在主翼(92)的高度之下。在飞行器(90)后部的多螺旋桨推进器(96)，安装在与飞行器(90)的地板距离为D4的平面，在主翼(92)的高度之上。
20.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于，飞行器(110)具有机身(111)和位于机身(111)两侧的主翼(112)，并且飞行器(110)使用由四组多螺旋桨推进器(113)组成的模块化推进系统，每组由机身(111)支撑一端，由框架(114)支撑另一端，现有的两个框架(114)相对于机身(111)对称。每个框架(114)固定在相应的主翼(112)上，并且每个框架(114)在后部包括延伸部分(115)，在该延伸部分(115)上固定有次翼(116)，次翼(116)连接着两个框架(114)，并且次翼(116)由固定在机身(111)上的垂直翼片(117)支撑。
21.根据权利要求19和20所述的飞行器，其特征在于，在运行中，在起飞或降落期间，多螺旋桨推进器(96)将加压空气向下排出，并且在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器(96)是倾斜的。飞机(90)的速度随着带有推力放大器的多螺旋桨推进器(96)产生的推力的水平分量的增加而增加，并且在向前飞行中，升力分别由主翼(92)和翼(93)提供，带有推力放大器的多螺旋桨推进器(96)到达水平喷射空气的位置。多螺旋桨推进器(96)增加了主翼(92)下方的压力，多螺旋桨推进器(96)吸收了主翼(92)上方的空气，增加了上方的负压，提升了机翼(93)下方的压力。
22.根据权利要求12所述的飞行器，其特征在于，其构造为飞艇(130)，包括两个相同的主体(131)，两个驾驶室(132)悬挂在该主体(131)上，并且主体(131)具有符合空气动力学特性的外形，用于在向前飞行的时候提升飞艇(130)的升力。两个主体(131)分别通过一些翼(133)和(134)连接，其另一个作用是提升了主体(131)的刚性。机翼(133)置于前端，机翼(134)置于后端，而且在机翼(133)之上。飞艇(130)使用一个模块化的推进系统(135)，主要包括两组可移动的带有推力放大器的多螺旋桨推进器(136)，一组位于前部，在机翼(133)下面，另一组位于机翼(133)和(134)之间，在机翼(133)之上，机翼(134)之下。每组多螺旋桨推进器(136)的主轴和主体(131)垂直，还可以绕由执行器作用的轴(137)旋转，每个主体(131)的外表面有光伏电池(138)，可以将太阳能转化成电能用于补充飞艇(130)的能量储备，而且主体(131)填充了比空气轻的氦气。
23.根据权利要求22所述的飞行器，其特征在于，在飞艇(130)未装载荷的情况下，升力是由氦气提供的。在运行中，当飞艇(130)装载荷的情况下，在起飞或降落时，多螺旋桨推进器(136)向下排出空气压力，使推力远大于负载重量，并且在从垂直飞行到水平飞行的过渡期间(反之亦然)，多螺旋桨推进器(136)是倾斜的，并且飞艇(130)的速度随着多螺旋桨推进器(136)产生的推力的水平分量的增加而增加，升力由翼(133)、(134)和主体(131)提供。
在向前飞行中，多螺旋桨推进器(136)将气流沿水平方向排出，而且升力被增加了，主要原因是位于飞艇(130)前端的多螺旋桨推进器(136)提升了机翼(133)下方的压力，另一个原因是在飞艇(130)后端的多螺旋桨推进器(136)吸收了机翼(133)上方的空气，增加了负压，与此同时，也增加了机翼(134)下方的压力。
24.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，飞艇(150)包括主体(151)，悬挂在主体(151)上的驾驶室(152)，并且主体(151)具有符合空气动力学的外形，用于给飞艇(150)提供升力。飞艇(150)使用四组多螺旋桨推进器(153)形成的模块化推进系统，其具有可移动的推力放大器，两组位于飞艇(150)前部，另外两组位于飞艇(150)后部，并且主体(151)在外表面上带有光伏电池(154)，可以将太阳能转换成可用于补充飞艇(150)的能量储备的电能。
25.根据权利要求24所述的飞行器，其特征在于，多螺旋桨推进器(153)可以任意旋转以适应飞艇(150)的每个运行阶段。
26.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，模块化推进系统使用冗余型混合动力单元(170)，混合动力单元(170)至少为M1-1，M1-2，...，..，M1-n；M2-1，M2-2，...，M2-n；
M3-1，M3-2，...，M3-n；M4-1，M4-2，..，M4-n四组电机提供能量，每组电机对应于带有推力放大器的多螺旋桨推进器。混合动力单元(170)通过两个热发电机(171)单独或一起工作来产生电能，每个热发电机(171)可以由内燃机和发电机，燃气轮机和发电机，或者自由活塞发动机和线性发电机构成。热发电机(171)可以通过容器(172)来提供燃料。每个热发电机(171)将能量传递给控制器(173)，然后两个控制器(173)将能量传递给共用的分配器(174)，分配器(174)可以包含一个能量存储系统(175)，该系统可以是电池或者超级电容器。
27.根据权利要求26所述的推进系统，其特征在于分配器(174)可以根据需求以及飞行员的要求为电动机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，M2-n；M3-1，M3-2，...M3-n；M4-1，M4-
2，...，M4-n分配必要的能量。混合动力推进系统是冗余的，可以靠单个热发电机(171)运行，在电动机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...，M2-n；M3-1，M3-2，...M3-n和M4-1，M4-
2，...M4-n中的一个或多个电机的故障时，飞机仍然可以继续安全运行。
28.根据权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述模块化推进系统使用冗余型混合动力单元(190)，混合动力单元(190)可以至少为M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...；
M2-n，M3-1，M3-2，...，M3-n；M4-1，M4-2，...M4-n四组电动机提供能量，每组都对应着一组带有推力放大器的多螺旋桨推进器。混合动力单元(190)通过热发电机(191)产生电能，热发电机(191)通过容器(192)提供燃料。热发电机(191)将能量传递给控制器(193)，控制器(193)将能量传递给分配器(194)或者能量存储系统(195)，分配器(194)根据需求及飞行员的要求将必要的能量分配给电动机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...，M2-n；M3-1，M3-
2，...，M3-n和M4-1，M4-2，...，M4-n。
29.根据权利要求28所述的推进系统，其特征在于，分配器(194)根据需求及飞行员的要求将必要的能量分配给电机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...M2-n；M3-1，M3-2，...，M3-n；M4-1，M4-2，...，M4-n，同时混合动力系统是冗余的，可以由热发电机(191)或者能量存储系统(195)提供能量，而且可以在M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...M2-n；M3-1，M3-
2，...，M3-n；M4-1，M4-2，...，M4-n中一个或多个电机故障的情况下，飞机继续安全运行。
30.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，每个热发电机(171)使用与发电机相协同的内燃机，并且所述内燃机是带有排气和冷却系统的热回收功能，而且具有高功率密度。
31.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，每个热发电机(171)使用与发电机相协同的燃气轮机，并且所述燃气轮机具有废气热回收功能和高功率密度。
32.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，每个热发电机(171)使用与线性发电机相协同的自由活塞发动机。
33.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，通过使用将太阳能转化为电能的光伏电池(196)，可以增加存储系统(195)所包含的能量水平。
34.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，所述存储系统(195)包含具有高性能和高能量密度的电池。
35.根据权利要求26和28所述的推进系统，其特征在于，存储系统(195)包含具有高性能和高能量密度的超级电容器。