纵转旋变螺旋桨的制作方法

专利名称：纵转旋变螺旋桨的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种产生流体动力的装置，特别是涉及一种利用螺旋桨的旋转与变形产生流体动力的装置。
背景技术：
螺旋桨问世已有漫长的历史。船用螺旋桨问世已260年(1752年、瑞士伯努利)，空气螺旋桨问世也已近110年(1903年、美国莱特兄弟)。如果从“竹蜻蜒”计起，则空气螺旋桨问世至少已有1700多年(东晋葛洪(283-343)《抱朴子》中的“飞车”即公认为竹蜻蜒。且葛洪虽记述了“飞车”，但未必为该物的发明人，而发明时间必定早于记述时间。)。在至少上百年的历史中，不论对于船用螺旋桨还是空气螺旋桨，都经历了无数的发展演变。但这些发展演变，基本上均不涉及螺旋桨的基本形态与运动方式。即螺旋桨的基本形态，始终是桨叶根部连接转动轴、桨叶尖部呈“悬臂”状悬空。至本发明之前，螺旋桨的基本形态均是如此；而螺旋桨的基本运动方式，始终是以桨叶依翼弦方向旋转构成轨迹圆平面。该圆平面垂直于发动机动力输出轴，进行连续圆周运动产生流体动力。此运动方式可通称为螺旋桨的“平转”。至本发明之前，螺旋桨的运动方式均为“平转”。上世纪以来，对螺旋桨的改进主要集中在材料、动力装置、桨叶的形状等方面，并不涉及其基本形态与旋转方式。自上世纪40-50年代至今，对螺旋桨的改进更是集中在材料、动力装置、螺旋桨与动力装置的配合方面，如桨叶材料从木材至金属、再至合成材料；动力装置从内燃机至喷气机、甚至生物动力(如人体)；螺旋桨与动力装置的配合从直接与内燃机连接，至涡轮风扇式螺旋桨、涵道风扇式螺旋桨等等。螺旋桨桨叶及其与动力装置的配合技术，还深刻的体现在喷气发动机(除火箭发动机、冲压发动机以外)本身的发展上，如涡轮式喷气发动机的涡轮扇叶等等。此外螺旋桨技术的内涵日益扩大，已广泛的进入航空、航海以外的领域，如各种透平机，包括压缩机，汽轮机、涡轮机、燃气轮机、膨胀机等等。上述趋势在可预见的未来，仍将是螺旋桨技术发展的主要趋势。2010年7月19日，两年一届的英国范堡罗航空航天展开幕。该航展全面体现了螺旋桨技术的最新进展，被我国國防科技信息网誉作征兆着“旋翼机革命即將來臨”(见国防科技信息网2010-08-10.李昊)。但该航展上关于螺旋桨技术的改进内容，仍然如同上文所述，至少在螺旋桨的基本形态与旋转方式方面，并未见有任何“革命”。由此可见螺旋桨技术发展的趋势，从来都不是以螺旋桨的基本形态与运动方式为主流的，而且这一现实越近现代反而愈宜明显。但这并不表示螺旋桨的基本形态与运动方式不需要再发展、或者无法再发展。事实上 ，不需要或无法再发展的“终极技术”是不存在的，任何技术都需要而且可以再发展。“不需要或无法再发展”之说，在人们意识的主观方面，反映出认识在达到新突破之前的局限、停滞状态。而这一局限终究是会被突破的。众所周知越是基础性的技术，例如轴承、链条等，就越是难以发展。这表明改进基础性技术的难度之大。螺旋桨的基本形态与运动方式之所以会有“不需要或无法再发展”的意识与事实之所以存在，客观原因正在于相关技术具有高度的基础性、因而具有改进该技术的高度的困难性。故此出现了螺旋桨的基本形态与运动方式千百年来几乎不变的现象。在绝大多数技术飞速发展的今天，这是罕见的、似乎是唯一停滞的技术现象，很难再找到第二个。即使是自行车也有很多发明，如取消链条、踏板改为伞状齿轮及杠杆等等。现有螺旋桨的主要问题和缺点主要以气动螺旋桨、辅助以船用螺旋桨为例进行阐释。(I).螺旋桨流体动力面的面积不能充分利用现有螺旋桨流体动力面的面积就是桨叶的面积，具体指从桨根至桨尖的桨叶表面积。现有螺旋桨做功时，桨叶的旋转成一与发动机动力输出轴垂直的圆形平面。桨叶作圆形平面运动时，其线速率越近圆周处即桨尖处越大、越近圆心处即桨根处越小。依伯努利定律桨叶产生的流体动力F = 1/2CP V2S。其中V为桨叶运动的线速率。很明显F与V正相关，即速度越大，所产生的流体动力也越大，反之则越小。注意速度V为该公式唯一的平方项，V的变化将以平方量级反映到F上，V的一点点增益都将成为F的巨大收益，反之，则是F的巨大减损。现有螺旋桨在靠近桨根处的一段桨叶，由于其接近旋转圆心处而V即线速度极小，产生的有效流体动力极小，实际上基本不能得到利用。注意观察现有螺旋桨尤其是直升机螺旋桨，其接近桨根处的一段总是相当厚重，其截面形状有时甚至不是流线型而是近乎矩形，这当然有出于结构强度的考虑，但另一个更重要的原因，是有关设计人员对这一段桨叶的不重视。倘若这一段桨叶对于产生流体动力很重要，形状与结构总是有办法解决的。运用逆向思维他们之所以可以对这一段桨叶不重视，正在于在现有螺旋桨的基本形态与运动方式下，这一段桨叶对产生流体动力的贡献极不重要，以至于可以忽略不计。这说明现有螺旋桨流体动力面的面积不能得到充分利用。这一部分不产生有效流体动力的桨叶面积，对于气动螺旋桨来说，一般可占到桨叶全面积的1/5左右。与此同时，得到有效利用的桨叶面积，所产生的流体动力也是很不均衡的，同样存在越近圆周处即桨尖处线速率越大、越近圆心处即桨根处线速率越小的问题。简略计算，桨叶线速率的平均值只是其桨尖处线速率的1/2。依伯努利定律，螺旋桨拉力F = 1/2C P V2S,公式中线速率V为平方项V2，若桨尖处线速率为H，桨叶线速率的平均值只是桨尖处的1/2H，此时上式中的桨叶的平均线速率V = (1/2H)2 = 1/4H2，于是桨叶整体产生的有效流体动力F只是桨尖处值的1/4。可见3/4的有效流体动力得不到利用。(2).螺旋桨面积过大，安放与使用受较大限制这主要指直升机螺旋桨。直升机螺旋桨的面积为其旋转时的圆周面积。因必须包括桨根至动力输出轴中心的这段长度，所以该圆周面积大于以其单片桨叶长度(不含桨根以下部分)为直径的圆周面积。直升机在使用时，必需提供大于直升机螺旋桨长度的空间面积，否则直升机将绝对禁止使用。直升机在安放时，即使采取了折叠桨叶以减小螺旋桨面积的措施(一般仅在舰载机上使用)，螺旋桨占用空间面积过大的问题原则上任然存在。(3).现有螺旋桨流体动力的作用方向不易改变。以飞行器为例，螺旋桨的承载平台，主要为螺旋桨式固定翼飞机(以下简称为“定翼机”)与直升机。定翼机的螺旋桨动力方向原则上只能指向机头方向即是向前。承载平台要向其它方向运动，只能依靠其他辅助装置如舵、襟翼等等，而不能直接依靠螺旋桨本身。这样的“向其它方向运动”，只能做半径较大的曲线运动，不能做折线运动、不能下行、侧行或倒退。一个现象上的例外，是美国海军的V-22“鱼鹰”倾转旋翼机(V-22已被定性为属于直升机而非定翼机)。V-22采用的倾转旋翼，使其螺旋桨动力方向获得很大解放。其螺旋桨动力在理论上，可以以发动机旋转轴为圆心，向该圆周法线的任意方向作用。但是，V-22之所以可以“向其它方向运动”，是因为发动机本身向其它方向运动，自然使得附着于其上的螺旋桨气动力向同一方向运动。V-22的螺旋桨动力方向仍然是只能向前的。唯一不同的是，这个“前”是相对于发动机而不是飞机机头而言的。
因此，V-22可以“向其它方向运动”只是现象上的运动方向，而不是实质上的螺旋桨气动力方向。其螺旋桨气动力方向的实质仍然是只能向前。V-22有其先进性和革命性，但也存在-些弊病。V-22的两个巨大旋翼左右机翼各安置一具，实际成横列双桨布局。而该布局对左右失衡特别敏感，而且缺乏自我恢复能力。V-22的更大问题还在于两个巨大旋翼产生的涡流环。当V-22接近地面时，两个旋翼都会产生向上推的气流，即下洗气流。V-22的猛烈机动，使其很可能进入自己的下洗气流，出现无法控制的滚转趋势而导致失控；加之左右失衡稍有不慎即倾翻，V-22的重大事故大多与此二因素有关。直升机的螺旋桨气动力方向，具有比定翼机大得多的自由度。在螺旋桨旋转平面的法线方向，理论上其气动力可以指向任意方向。但是即使在理论上，直升机螺旋桨气动力也具有一个不可能的方向向下。既不能调换升力面、向下产生气动力，使载体以高于自由落体的下落速度向下运动。这一点并不是可有可无，它属于飞机的垂直机动能力。而这一能力是飞机仅有的两个机动能力之一(另一个是水平机动能力)。可见其对飞机、尤其是对军用飞机的重要性。在机动能力的问题上，船舶更接近于定翼机。船用螺旋桨动力方向同样是直线式的，只能向前或向后。承载平台(船舶)要向其它方向运动，只能依靠其他辅助装置如舵，而不能直接依靠螺旋桨本身。这样的“向其它方向运动”，只能做半径较大的曲线运动，不能做折线运动或下行。在潜水艇下行的问题上，潜水艇下行靠得是注水舱而不是螺旋桨。(4).直升机螺旋桨即旋翼的前行桨叶与后行桨叶因升力差产生的滚转倾向不易根本解决由于直升机本身具有前进速度，其前进速度会增加通过前行桨叶的空气速度，同时减小后行桨叶的速度。故前行桨叶的速度可以达到不能容忍的超音速，而此时后行桨叶的速度却低到失速的边缘。因此桨叶在前行和后行过程中，由对空气相对速度的很大不同，左右两侧产生差距很大的升力差，从而产生向前行桨叶一方的上抬滚转倾向，即产生倾覆力矩。目前为了消除或减弱倾覆力矩，在占直升机主流地位的单旋翼直升机上，采用的方法是在桨叶根部安装水平铰或采用柔性连接，让桨叶相对于桨毂上下挥舞，消除或降低桨叶根部的弯矩。可见产生倾覆力矩的滚转倾向依然存在，只是依赖水平铰或柔性连接予以一定程度的化解。解决并不具有根本意义。要根本解决倾覆力矩的问题，必需改变螺旋桨的基本运动方式。(5).现有直升机的尾桨不但耗费功率、增加机件、操作复杂度与机体重量，而且易发故障。由于现有直升机主旋翼的平面旋转运动，势必传递给机身一个“反转力矩”，该力矩使得机身朝该力矩方向扭动，从而造成直升机的飞行极其困难乃至于不可能。为了消除“反转力矩”，直升机科技界首先想到的是“抵消法”。就是给直升机另一个大小相等、方向相反的“反反转力矩”，以抵消“反转力矩”。尾桨正是起这样作用的“反反转力矩”。很明显，这一方法不是最好的办 法。原有的起消极作用的力矩依然存在，并且还要付出另一股能量、提供另一套机构来抵消它。而这些能量、机构对飞行并不起直接的积极作用，仅仅是为了使直升机“能够飞行”而已，原则上是一个巨大的浪费。尾桨还有一个重大弊端，就是不但易发故障，而且故障还属于最难处置的特情。直升机界公认尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，其不安全性甚至比主旋翼还要大。主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；而尾桨一旦失去动力，直升机就要失去控制。国内外所发生的直升机事故中，很多是尾桨故障造成的。事实上，尾桨并不是绝对必要的。只要不产生反转力矩，尾桨就完全是多余的。直升机科技界早已意识到这一点、并且在积极地试图取代尾桨。现有的“无尾桨”直升机技术主要分为五个类别一，俄罗斯卡莫夫设计局的共轴双旋翼(即串列双桨)技术；代表机型卡-27/52
坐寸ο二，美国MD直升机公司的气流消除反转力矩技术；代表机型MD900/902系列等。三，美国波音公司的纵列双旋翼技术；代表机型CH-46/47等。四，前苏联的横列双旋翼技术；代表机型米-12。五,美国卡曼(k-max)宇航公司的交叉双旋翼技术；代表机型k_max系列。简单介绍卡曼的交叉双旋翼技术；该技术属于异轴双桨(也称为交替双桨或并列双桨)技术。采用此技术的k-max系列机型最大的特点，是两旋翼轴成“V”形向机体外侧倾斜，且相距很近。二旋翼旋转方向方向必须相同(否则桨叶就会“打架”即会发生碰撞)。按说既然二旋翼旋转方向相同，它们产生的“反转力矩”应该是双倍的大。但由于翼轴“V”形倾斜的角度，使得二旋翼的“反转力矩”相互抵消，从而实现了无尾桨。二旋翼在工作时虽必需交叉旋转，但由于充分考虑了二者间的协调性，二桨叶从对方桨叶的旋转间隙中穿过，“你方唱罢我登场”，因此不会“打架”。由于交替双桨在机械结构上比串列、纵列双桨简单许多，因此K-MAX直升机操纵性很好，并具有很高的安全性和可维护性。目前现有取代尾桨的技术主流是卡莫夫的“共轴双旋翼”方式。双旋翼方式具有一正一反旋转的上下两副串联旋翼。它们转向相反、产生的扭矩大小相等，并相互抵消平衡，通过“旋翼总距差动”产生的不平衡扭矩消除“反转力矩”。上述五种技术各有弊病一，“共轴双旋翼”技术是目前的主流方法，但它存在着因旋翼结构太复杂而导致的制作、操纵太复杂，难以实现相关机型的大型化。现产的“共轴双旋翼”直升机都是中、小型的,最大的质量不超过13吨。
二，MD的气流消除式无尾桨技术现在只有美国拥有，但由于一是该技术需要占用发动机较多的功率，造成储备功率不足，机动能力和载重量减小；二是无尾桨的气流设计破坏了原有旋翼系统的尾部气流分离，损坏直升机的飞行性能。因此，无尾桨技术现在还无法应用于大、中型直升机，也不具有较高的机动能力。其相应型号如MD500N、MD600N和MD900/902系列，无一例外都是轻小型的，且因机动能力太差而无军用型号。三，波音的纵列双旋翼技术的缺点，主要是由于机械结构过于复杂，造成成本高昂、维护困难。因此现已停产。下一代直升机中，将不再有新的“海上骑士”式的波音纵列旋翼机出现。四，前苏联的横列双旋翼技术，其代表机型米-12即是航空史上最大的直升机、也是昙花一现的直升机。同样因为结构复杂、成本高昂、而且使用灵活性极差，问世不久即告谢幕，该也早已无人问津。五,美国卡曼(k-max)宇航公司的交叉双旋翼技术，由于双桨交叉的问题，旋翼的桨叶片数受到很大限制，不能超过2片，否则因超过2片的桨叶各片间空隙太小、可通过时间过短，2具旋翼难以协调。因此至今为止，交叉双桨机的桨叶片数至少与至多都是2片，一律如此没有例外。“至少2片”是因为2片是旋翼必须具有的最少桨叶片数，“至多2片”是因为无法再增多哪怕是一片。桨叶片数直接关系到直升机的载重量、机内空间容积等事关直升机适用范围的问题，原则上桨叶片数能多几片当然好。目前现有直升机桨叶数最多达到8片，如俄米-26，其外吊挂能力达到惊人的25吨。由于桨叶片数受到很大限制，交替双桨机的适用范围也相应受到很大限制，所以只能适用于特定种类的轻、小型直升机。综合以上现有“无尾桨”直升机技术的弊端(只计存在的、不计相互矛盾的，如某技术“不易操纵”而另一技术“易于操纵”，则取“不易操纵”。)，可综合为以下4点(I):因结构复杂而导致的制作、操纵复杂以及维护困难；(2):需要占用发动机较多的功率，造成储备功率不足，载重量减小；(3):有关设计破坏了原有直升机旋翼系统的尾部气流分离，损坏直升机的飞行性倉泛;(4):旋翼的桨叶片数受到很大限制；由上述介绍不难看出，现有的消除尾桨的技术，还无法保证其综合优势大于尾桨技术。这也是为什么直到今天绝大多数的直升机，仍然采用有尾桨技术而非无尾桨技术的原因。

发明内容
本发明的目的是克服现有螺旋桨的不足之处，提供一种螺旋桨的全新的基本形态与运动方式，从而产生更佳使用性能与功能，达到提高运动速度和做功效率的目的。使其应用于飞机、轮船、车辆或其它动力机械时，在发动机功率相同的前提下，能提供更强大的流体动力、机动能力、更宽松的使用条件与更广阔的应用范围。
本发明是这样实现的本发明的螺旋桨，是以纵向旋转方式产生流体动力的驱动装置，该装置有若干个桨叶，所述桨叶通过连接杆与发动机传动轴连接，具有以下特点
(I)桨叶在旋转时，其运动轨迹成一圆柱体，而现有螺旋桨桨叶旋转的运动轨迹成一圆形平面；(2)桨叶运动时旋转轴与连接杆连接的发动机动力输出轴平行，而现有桨叶的旋转平面与发动机动力输出轴垂直；(3)所述桨叶做功时周期性变形，做工时所述的变形包括形态改变或迎角改变；(4)所述桨叶在旋转时周期性变形，是指桨叶为保证所产生的流体动力的合力方向与载体(如飞行器、船舶、车辆等)的运动方向一致，即所述桨叶从与载体的运动方向不一致的形态，变形为与载体的运动方向一致的形态。所述(4)的桨叶的周期性变形，指同一片桨叶在旋转中，以与旋转周期成2 I的比率变形，即同一片桨叶每旋转一周变形二次，各片桨叶均是如此。所述的桨叶片数可为偶数也可为奇数，当为桨叶片数为偶数时，桨叶两两间的位置沿转动轴心对称。所述位置相互对称的两片桨叶，是指以传动轴轴心为对称中心，位置相互对称的两片桨叶依对称中心而两两中心对称，所述位置只是桨叶的整体位置，不包括每一个细节点的位置。所述桨叶变形包括(I)桨叶的周期性变形，是指桨叶为保证所产生的流体动力的合力方向，与载体的运动方向一致，即从合力与载体的运动方向不一致的桨叶形态，变形为与载体的运动方向一致的桨叶形态；(2)桨叶的周期性变形的方式，是桨叶自身形态改变或迎角改变、或二者综合应用；螺旋桨系统包括桨叶变形机构，该机构为2个或偶数个；桨叶变形机构的安放位置在桨叶的附近，每成180度的2个变形机构为一组，每组2个变形机构与转动轴心的距离略有不同；不论桨叶变形机构的作用点如何变动，每组2个成180度的位置关系不变。桨叶变形机构可依需要，沿桨叶旋转轨迹圆周任意变动位置。在飞行器、船舶、车辆及其他一切利用流体动力运动的装置中的应用。本发明与现有技术相比，具有以下优点I.结构简单本发明的结构原则上只有2件一组桨叶、2个对称排列的桨叶形变装置。对照现有结构最简单的单旋翼直升机，其结构原则上必须有3件一组桨叶、一套倾斜器、一套尾桨机构。一套倾斜器必不可少的装置是2个倾斜盘，一个随主旋翼转动称为旋转盘、一个不随主旋翼转动称为不旋转盘。旋转盘连接桨叶拉杆，不旋转盘压在套环上；套环带有横向操纵拉杆和纵向操纵拉杆；以操纵总桨距的滑筒。可见，仅仅倾斜器的结构已相当复杂了，由此导致材料、加工、操纵、维修等一系列的困难。本发明桨叶形变装置的结构简单于倾斜器、甚至简单于倾斜器的不旋转盘。尾桨机构相当复杂。首先必需有动力提供，这要求尾撑内安装很长的传动轴，以能够把动力传递到尾桨，这显然增加了重量和机械复杂性；其次，必需要有一套操纵尾桨的机构；第三，尾桨机构必需达成整机的平衡。例如性能优异的美国S-70“黑鹰”直升机的尾桨，就设计成向左偏歪20度的倾斜状态。这是为了使尾桨在平衡机身扭矩的同时，再产生向上的垂直分力以抬起机尾、平衡机身。由此自然大大增加了机构与操作的复杂度。其他尾桨不“偏歪”的直升机，也必须要有另外的平衡机制与相应的平衡机构。为便于定量表述，姑且认为双方结构的复杂程度等同，仅以结构原则性组件的件数计，单旋翼直升机为3件，本发明为2件，本发明结构仍简单于直升机中结构最简单的单旋翼直升机。 事实上，本发明的结构不仅简单于相对最简单的单旋翼直升机，而且很可能简单于结构相对更最简单的汽车。为便于理解，在此做一个不十分准确、但较为形象的比喻就运动方式而言，现有直升机的螺旋桨类似抛飞盘时的飞盘，而本发明的螺旋桨类似推汽油桶时的汽油桶。依前文所述本发明的桨叶形变机构，可随时改变桨叶产生的流体动力的合力方向。试将“汽油桶”取横截面即圆平面，并将此横截面视作钟表的表盘，于是可做形象的理解如九点钟方向指向前进方向，本发明的桨叶形变机构，使本发明桨叶流体动力合力指向“九点钟方向”，于是驱动汽车“前进”。这样就可以省略掉轮式驱动，直接以本发明桨叶产生的流体动力驱动汽车，原驱动轮仅起支撑车体的作用。于是，一切有关轮式驱动的构件及系统均可以省略掉，如省略掉主大轴、将变速器输出的动力分配到各驱动桥的分动器、万向传动器、将万向传动器传来的发动机转矩传给驱动车轮的驱动桥(包括其组成部分主减速器、差速器、半轴和驱动桥壳等)等等。当然，转向器、转向轮及转向桥仍然保留。如对汽车以“三点钟方向”方式驱动，则汽车可以倒车。以上的阐述，说明本发明的结构的确很可能简单于汽车。2 :用途广泛本发明可广泛应用于大气层内运动的行进工具，如飞行器、车辆、船舶。以下逐一阐述(I).飞行器大气层内运动的飞行器包括轻于空气的气球类如飞艇、和不需要空气作氧化剂的火箭类，但主要指飞机。从机翼的角度看，飞机分为定翼机、直升机、旋翼机三大类。旋翼机利用前飞时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力，是一种介于定翼机与直升机之间的飞行器。其旋翼其实就是不配备动力的螺旋桨，理论上并无独特之处。旋翼机虽然有一些优点，因此该机型目前还没有消失，但它的缺点更为致命，因此至今仍不成气候。它的速度慢、航程短、对于近处的障碍物不能规避；虽然很像直升机，但却即不能垂直起降也不能悬停，机动性能不好；相对起于飞，降落具有更大的危险系数。由于其理论上即无新意、应用范围又相当有限，故本文不涉及旋翼机。又由于直升机下文有详述，因此在这里只讨论定翼机。如前文所述以对定翼机以“九点钟方向”方式驱动，则类似普通螺旋桨式定翼机。但是，它与此同时，还具有许多普通螺旋桨式定翼机不具备的优异性能。垂直起降。对本发明的定翼机以“十二点钟方向”方式驱动，则其可以垂直上升；对其以“六钟方向”方式驱动，则其可以垂直下降。这是目前任何直升机都做不到的，因此本发明的定翼机可实现比现有直升机更机动的垂直起降。
第二，悬停。同理，对本发明的定翼机以“十二点钟方向”方式驱动，但发动机功率控制在一定范围内，使拉力等于机身及承载物的质量，则飞机可实现悬停。第二，零角度横移。在本发明的定翼机上，例如在飞机背上，顺飞机纵轴方向安置本发明的螺旋桨，成为司职改变飞机运动方向的的副桨，则飞机可以零角度向左或向右横移。设主桨以“九点钟方向”方向飞行，向左时，该纵置副桨以“六点钟方向”方式驱动；向右时，该纵置副桨以“十二点钟方向”方式驱动。第四，增加喷气机的机动性能。以上3点为飞机的机动性能，目前这些机动性基本上为直升机所独有、甚至直升机也没有的。在本发明的喷气式定翼机中部(机腹外、机腹内或机背)，顺飞机纵轴方向安置本发明的螺旋桨(称之为纵置桨)，同时在本发明的喷气式定翼机上，垂直于飞机纵轴方向也安置本发明的螺旋桨(称之为横置桨)。其中纵置桨具有向左右方向提供拉力的能力、横置桨具有向前后方向提供拉力的能力，而纵、横置 桨二者都具有向上、下方向提供拉力的能力。可以看出本发明的喷气式定翼机可以实现上述3点机动飞行。现有机动能力最高的喷气式定翼机，是1983年开始服役于美国海军的AV-8B，其原型为1969年装备英国空军的“鹞”式飞机。该型机很高的机动能力，主要来自其机身前后的4个喷气口，这些喷气口可旋转0° 98. 5°，提供垂直起落、过渡飞行和常规飞行所需的升力和推力；此外两具机翼的翼尖、机尾和机头共4处，还设有喷气反作用喷嘴，用于控制飞机的姿态和改善失速性能。可见AV-8B共有8处喷气口、4处可旋转4处不可旋转。这么多的喷气口都要与喷气发动机连接，其复杂程度可想而知。结构复杂必然导致勤务与操作复杂:AV-8B更换发动机平均需要550个工时，而F/A-18 (大黄蜂)相应的则只需9个工时，少于前者的1/61 ；AV-8B每飞行一小时，平均需要25小时的地面维护，而F/A-18则只需12. 5/5小时，为前者的1/2 1/5。操作复杂导致AV-8B的事故率极高。AV-8B的平均事故率是11. 44起/10万飞行小时，比美国同期其它军种战斗机事故率的总和还要高。与此同时，AV-8B由于有诸多喷气口，燃料消耗甚大，导致垂直起降时航程和活动半径小、载弹量自然也就小了，实用性能不能令人满意。目前不论是美国的AV-8B还是英国的“鹞”式都已停产。比较之下，本发明对于喷气定翼机机动性的改进，还是一定优势的。仅在飞机上纵横各安置一具本发明的螺旋桨，即可实现各种机动飞行，不但机动性能强于AV-8B，而且结构远为简单，为勤务、操作与生产都提供了大量便利，因此具有很强的竞争能力。第五，提高飞机的安全性第四点所述定翼机(包括喷气式与螺旋桨式)上的纵、横置桨向上产生拉力的能力，可以在飞机发生故障、不得不下坠时，提供给飞机平稳下降的能力，这一能力比降落伞更优异，因降落伞只能下降，不能上升与悬停，而本发明的螺旋桨即可以平稳下降、也可以上升与悬停，这无疑大大提高了飞机的安全性。又由于纵、横置桨本意即为增强飞机的机动能力，这一能力为飞机提供了极佳的寻找着陆点的能力，从而使迫降的飞机可以寻求较理想的着陆点，大大减少了因着陆点不好，而引起的飞机发生撞击地表物体、倾翻、着火、爆炸等等重大事故的风险，更大地提高了飞机的安全性。第六，提高现有螺旋桨式飞机的速度提高飞机速度的基本途径有两个，一是提高气动力的效率、一是减少飞机的阻力。现有螺旋桨式飞机的速度之所以难以提高，正是在这两点上无法取得根本性突破，其主要原因在于现有螺旋桨平转的转动方式。第一，在很大程度上，螺旋桨的转速决定飞机所得到的拉力。一般来说，转速越大拉力越大，反之则越小。但是，螺旋桨的转速达到一定程度之后，前述现有螺旋桨圆周平转的线速率不平等、越近桨尖处线速率越大的现象，导致桨尖处线速率接近音速，由于空气的压缩效应，桨尖出现激波阻力即波阻，螺旋桨的效率急剧下降，这意味飞机速度的急剧下降。因此现有螺旋桨式飞机的飞行速度有其极限值，一般为650 750千米/小时。美国北美航空公司的P-51D “野马”式飞机。采用了大量的减阻措施，使气动阻力大大减小，最大速度曾达到785千米/小时；二战期间，德国飞机设计师道尼尔研制的Do-335 “箭”式战斗机，最高时速也达到了 785千米/小时。而直升机由于存在前行桨叶的线速率更早接近音速、以及大部分功率要提供升力而非拉力的问题，其速度一般不足螺旋桨式定翼机速度的1/2。目前国际上巡航速度最快的直升机，最高时速一般在250公里/小时至350公里/小时以内，但美国的X2直升机，最高时速将达到了 463公里/小时。比较现有喷气式行进平台的速度英国研制的喷气式赛车，速度可能达到720公里/时，逼近螺旋桨式定翼机的速度记录；目前大型喷气式客机的速度在900公里/时左右；美国的无人飞机X-43A的速度目前最高，为7马赫即8568千米/时。从现象上看，拿喷气式行进平台与螺旋桨式行进平台比速度，好像有些不公平，似乎二者不具可比性。但从内在实质上看，比较的根本因素还是在推动方式上，具体到螺旋桨式行进平台，就是螺旋桨的转动方式上。采用减阻等措施增加速度的方法并不能解决根本问题。只要桨尖的线速率接近音速的问题不解决，螺旋桨式飞机的飞行速度就不可能根本提高。其他方法都是治标不治本的。本发明的螺旋桨可以彻底摆脱桨尖线速率接近音速的问题，从而可以加大螺旋桨的转速、进而提高飞行速度①本发明螺旋桨的纵转方式，不存在“螺旋桨圆周平转的线速率不平等、越近桨尖处线速率越大”的问题，整个螺旋桨叶片各处的线速率均等。因而可以大幅提高转速，进而大幅提闻拉力即飞行速度。为简化计算计，设现有螺旋桨桨尖的线速率为音速时的速度(马赫)VMa，则依前文计算的结果，此时桨叶的平均速度仅为l/2VMa即O. 5VMa，达到O. 5VMa时，如不采取特殊措施，载体的速度已不能再增加。高亚音速标志性的速度为O. 8VMa O. 9VMa,这一速度虽接近VMa但不到VMa，因而理论上还不会出现波阻。为确保不会出现波阻，取其中的最小值O. 8VMa。
依伯努利公式，螺旋桨拉力F = 1/2CpV2S，其中V为桨叶旋转的线速率。现有螺旋桨的极限拉力为Fa = 1/2C P (O. 5VMa) 2S、本发明螺旋桨的极限拉力为F s=1/2CP (0.8VMa)2S。在其他各项指标相等的情况下，二者之比为F发F现==(O. 8VMa)2 (O. 5VMa)2 = 2. 56 I。即本发明螺旋桨的极限拉力是现有螺旋桨的2. 5倍以上。事实上，本发明螺旋桨的桨叶还可以进行克服波阻的设计，如以桨叶中点舷线为中点线，桨叶两边依中点线后掠(或前掠)，成类似喷气机后掠(或前掠)翼的形态，此时单片桨叶看起来很像一个尖头朝前的三角形、或一个我军士官肩章上的折线形粗条标志，此时桨叶即可克服波阻进行超音速旋转，拉力还可 以更大一些。而这是现有螺旋桨无论如何也做不到的。可见在更大的螺旋桨拉力的驱动下，采用本发明螺旋桨的载体可以实现更大的速度。②本发明的螺旋桨可以大幅减阻。前述二战时德国道尼尔时速创纪录的Do-335螺旋桨式战斗机，其高速度主要得益于道尼尔的减阻“创意”。道尼尔敏锐地意识到在当时连轰炸机专用的超大功率发动机都已装备了战斗机、大功率单发的潜力已基本挖尽的情况下，唯一的方法是靠增加发动机的数量来提供更大的动力。当时一般是将多个发动机横向排列，但多个发动机横向排列，无疑会多倍的增加迎风面积、即多倍的增加阻力。道尼尔聪明的将两台发动机纵向配置在机体纵轴线上，飞机头尾各一台，双方背对背，组成“前拉后推”的驱动样式。这样虽然具备双发的双倍动力，但仍然保持着单发的较小迎风面积即较小阻力。因此Do-335取得了螺旋桨式飞机时速创纪录的成功，其速度记录至今仍然未被打破。从中可见，现有螺旋桨的平转方式，的确具有很大的阻力。本发明螺旋桨的迎风阻力要小得多。迎风阻力的计算公式，与伯努利公式很相似空气阻力F阻=1/2CPV2S。此时的C为阻力系数而非升力系数。为简化计算计第一，设现有螺旋桨的旋转圆面为平板、本发明螺旋桨的旋转圆柱体设为圆柱体；平板的风阻系数> I但取1，圆柱体的风阻系数< O. 6但取O. 6 ;第二，因为将要取比值，故将一切相同的数据彼此消去，速度视为二者相同；以“现”、“发”分别代表现有螺旋桨与本发明螺旋桨，则F 现阻F 发阻==IS 现0.6S 发。S为迎风面积即正投影面积。设二者桨叶纵长相同均为R，且本发明螺旋桨旋转圆柱体的直径亦为R( —般不用这么宽)，意即该圆柱体的投影长方形的长宽均为R。则S现=JiR2，S&=R2。S现S 发=JiR2 : R2= Ji : 1>3。即 S 现大于 S发 3倍以上。代入F现阻F发阻，得F现阻F发阻=IS现O. 6S发> 3 O. 6 > 5.即二者的迎风阻力对比，现有螺旋桨大于本发明螺旋桨5倍。当然，由于上述计算采用了大量简略方式，而简略计算必定会有误差的叠加累积，因此上述计算结果未必可以尽信。实践中，二者的差距可能没有这么大，也可能比这个更大。但是，上述计算结果作为一个定性描述，应该是完全可以的，它表明二者在迎风阻力方面，本发明的螺旋桨比现有螺旋桨小得多。本发明的纵转旋变螺旋桨的工作原理一、纵转现有螺旋桨桨叶的旋转轨迹成一个圆形平面，该平面与发动机动力输出轴垂直，可称之为“平转”。若以该圆形平面为水平方向，则垂直于平面的方向即为竖直方向，也就是“纵向”，纵向的旋转即为“纵转”。 以本发明螺旋桨桨叶的旋转轨迹成三维的圆柱体，且该圆柱体的中心轴与发动机动力输出轴平行(甚至可为同一个轴)，这一旋转方式与现有螺旋桨的旋转方式相比，正好是垂直于现有螺旋桨的旋转平面，故称之为“纵转”。依几何学的定义，圆柱体由上、下两个底面和一个侧面组成。在本发明螺旋桨旋转轨迹圆柱体的侧面上，对称于圆柱体轴心(即旋转轴心)、顺轴心走向截取侧面的两片长方形表面，并视这两片表面为本发明螺旋桨的两片桨叶，则这两片表面的状态即为本发明螺旋桨的安置状态。假定本发明螺旋桨的桨叶逆时针旋转(顺时针旋转道理也是一样的)，桨叶背对旋转轴心的外表面为升力面。当桨叶旋转时，必定产生流体动力，不过这些动力的矢向均指向背离旋转轴心的正法向方向，于是本发明螺旋桨产生的动力合力，沿整个旋转轨迹圆面呈正法向向外发散，不在任何一个方向上形成合力，这样螺旋桨的载体也将不向任何方向运动。原因在于桨叶在做旋转运动，而固定的升力面，只能随着旋转在整个圆周上产生动力。这样当然是不行的。本发明螺旋桨产生的动力合力，必须能够在某个具体方向上形成合力，否则本发明将毫无意义。而要做到这一点，桨叶就必须具有改变升力面的能力。即不论桨叶如何旋转，升力面始终指向指定的方向。这就必需建立“旋变”的概念；二、旋变“旋变”是两个动态概念一个是“旋”、一个是“变”。其中“旋”是指桨叶为产生流体动力而作旋转运动，其原理与现有螺旋桨相同，但旋转方式与现有螺旋桨相根本不同，上文已略有涉及，下文还将详述并配以图解。“变”指桨叶在旋转运动时，周期性的掉转、变换其升力面。众所周知“桨叶旋转运动”的典型代表螺旋桨，其桨叶必有一个表面因流体压力小而产生升力、而另一个表面因流体压力大而不产生升力。对产生升力的表面可称之为“升力面”。现有螺旋桨的升力面是恒定的，不可掉换；而本发明的升力面是周期性掉转、变换的。“变”的目的，是保证桨叶生成的流体动力的合力始终指向所需要的方向；“变”的方式是掉换升力面。掉换升力面的方式有两个改变桨叶自身的形态与改变桨叶的迎角。实施任何一个即为“变”，同时综合实施这两个，当然更属于“变”了。


图I是本发明的纵转旋变桨翼形态与结构示意图。图2是纵转旋变桨翼形变基本原理示意图。图3是任意方向运动能力的矢量图。
附图标记说明1为桨叶，2为动力传送轴，3为发动机，4为连接桨叶与传动轴的连接杆，箭头方向为转动方向；
具体实施例方式以下结合附图对本发明作进一步的说明。如图I所示，图中1为桨叶，桨叶图中只显示了二个，实际可多于二个2为动力传送轴，3为发动机，4为连接桨叶与传动轴的连接杆，起着支撑桨叶并向桨叶传送驱动力的作用；箭头方向为转动方向；图2中1-A为桨叶的上表面；1-B为桨叶的下表面；当然，由于桨叶做圆周运动，所谓“上”与“下”都是相对而非绝对的。例如在图2中正下部的桨叶，按图中位置看，其I-A应为桨叶的下表面；而I-B应为桨叶的上表面，但为了维持所阐述概念的一致性，仍采用这
一序号;I-CU-D为桨叶形变机构的位置；R为桨叶旋转圆周的半径；之所以以桨叶横截面的中心点计而不以桨叶的上、下表面计，是因为其上、下表面处于周期性的变动之中；I为桨叶横截面，2为转动轴，4为桨叶与转动轴的连接杆；I-CU-D的位置基本对称；所述“基本对称”，意为以桨叶旋转圆心为中点，1-C、I-D的位置彼此成180度，但二者与中点的距离略有不同，一个与中点的距离略微远一些，另一个则略微近一些；距离的差距总和，仅相当于一个同等桨叶面积的平凸翼型的厚度；因这一差距很小，故说它们的位置基本对称；它们的作用位置不是固定不变的，而是可依需要在图2所示圆周上，彼此保持相对位置(即彼此成180度。)任意变动。由此可形成载体向图2所示圆周任意法线方向运动的能力。在图2中正上部的桨叶，其左前方的带箭头直线表示切线方向；其正上方的带箭头直线表示法线方向。法线有“ 土”方向之分，其“ + ”方向即背离旋转圆周心的方向；其“_”方向即朝向旋转圆周心的方向。图2中部所示的实线桨叶，表示变形后的桨叶；虚线桨叶表示未变形的桨叶；如果桨叶不变形，则在旋转时产生的流体动力方向均为“ + ”法线方向，于是其产生的流体动力合力将指向整个圆周的360°，即流体动力合力不指向任何具体方向，载体也就不向任何方向运动。要使其向特定向方向运动，桨叶就必须适当变形，所述的变形包括改变桨叶的形态或改变桨叶的迎角。桨叶产生气动力的原理与机翼一样，一个表面的流体动力压力小、而相反表面的流体动力压力大。于是所产生的气动力指向流体压力小的方向。桨叶上、下表面的压力差，一般是通过其上、下表面的不同弯曲度实现的。弯曲度大的表面压力小、弯曲度小的表面压力大。因此桨叶产生的气动力，指向弯曲度大的表面。以直升机上升为例，直升机上升时，桨叶产生的升力方向为桨叶旋转圆周的正上方。此时桨叶形态如图2正上方的桨叶。当该桨叶旋转至I-C的位置时，桨叶形变机构使桨叶发生形变使原弯曲度大的表面1-A，瞬间变形为弯曲度小而原弯曲度小的表面1-B，瞬间变形为弯曲度大。与此同时桨叶仍在旋转，于是桨叶产生的气动力也同步瞬间变向，使不变形时应指向左方的气动力，瞬间变向为指向右方，同时随圆周转动迅即指向右上方，再迅即转而指向正上方，再随圆周转动转而指向左上方。如图2所示。当该桨叶旋转至I-D的位置时，桨叶形变机构使桨叶发生二次形变，“负负得正”或“否定之否定等于肯定”，回复原本的形状，气动力也同步回复原本的指向。当然桨叶旋转至不同位置时，产生的气动力也指向不同方向，但在图2中，在I-C的位置使桨叶发生形变之前、与I-D的位置使桨叶发生形变之后，桨叶产生的气动力的合力方向，是统一指向上方的。同样在I-C的位置使桨叶发生形变之后、与I-D的位置使桨叶发生形变之前，气动力的合力方向也统一指向上方。因此桨叶旋转一周时的气动力均指向上方，纵转旋变桨翼系统将向上方运动，实现此例所说的直升机上升运动；纵转旋变螺旋桨桨叶瞬间变形的可行性
桨叶的“瞬间”变形，在现代技术条件下是不难做到的。通过机械的与电磁的多种方式，都能达成这一目的。这里仅例举一个比较简单的机械方式，以证明所述桨叶“瞬间”变形的可行性桨叶的结构如同机翼，构件的名称术语也是通用的。桨叶的基本受力构件为纵向与横向骨架、蒙皮和接头。以细钢条为骨架、以薄钢皮为蒙皮，形成一个比较薄的桨叶构件；所述桨叶无翼根，不存在接头问题，故接头不必讨论；桨叶的横截面为细而窄的柳叶形，钝头在前，即桨叶前缘为钝头，以利于产生流体动力；钢质材料具有很好的强度，特别是具有很好的变形与复原能力，细与薄的钢材此种能力尤佳。在变形与复原的意义上，所述桨叶构件相当于一个弹簧，类似于一片汽车避震悬架中应用最广泛的钢板弹簧。桨叶构件同样也会受力变形，呈顺受力方向拱弯的趋势；但由于所述桨叶构件为空心而非钢板弹簧那样的实心，质地空洞，储蓄所受外力的能力很小，故不会出现蓄力释放后的震荡现象；在所述桨叶构件的倔强系数限度内，所述构件满足虎克定律F = KX ;式中F是形变后释放出来的力；K是倔强系数，是一个常数，由材料的性质所决定；X是形变的长度。F无时间的限制，也就是说ΚΧ只要一存在，F也就同时存在并发挥作用；在桨叶的前、后缘两端部(相当于机翼的翼梢和翼根)的相应位置，各安装一条钢质连接杆，这样就共是四条；令连接杆的倔强系数大于桨叶构件的倔强系数，并以钢质杆件的劲度将桨叶构件向翼弦中点挤压，即将桨叶依垂直于翼展方向的前、后缘向中间挤压一些，桨叶即略微弯曲成月牙状，即桨叶成弧度很小的一面上凸、一面下凹状，上凸的一面为升力面。因桨叶横截面细窄、材质为弹性很好的钢、且弯曲弧度很小，在桨叶骨架结构上再予以适当考虑，这一挤压效果是不难达成的；例如将一本比较薄的小书视为桨叶，书脊为桨叶前缘，另一侧为桨叶后缘；将大拇指置于前缘，另外随便一指置于后缘，稍一用力，小书即成一面凹、一面凸状。桨叶的凹凸状即为典型的凹凸翼型；凹凸翼型有着最大的升力系数、也在一定范围内具有较低的阻力系数，美国莱特兄弟发明的人类第一架飞机，使用的就是凹凸翼型，这是一种经典翼型。使用这种翼型在流体动力学上是没有问题的；桨叶成略微弯曲的凹凸翼型后，即蓄有弹性势能；当所述桨叶构件旋转时，桨叶上凸的顶点即最高点，构成桨叶构件旋转轨迹圆周，桨叶构件的其他任何一点，都达不到这个圆周；另取两个凸起件，如有支座的滚珠轴承，一个置于桨叶构件旋转轨迹圆周外侧，另一个置于旋转轨迹圆周内侧；这两个凸起件就是桨叶变形机构，它们所处的位置，就是变形机构发挥作用的位置 ；两个滚珠轴承的外圈大圆即外轴瓦，均与桨叶翼展方向垂直，即外轴瓦的旋转方向顺着桨叶的旋转方向；置于桨叶旋转轨迹圆周外侧的滚珠轴承，其外轴瓦的最高点，略微深入桨叶旋转轨迹圆周里面一些，于是桨叶旋转时，势必冲撞到外轴瓦；由于外轴瓦具有优良的旋转性能，桨叶旋转时的冲撞力，可以顺利地被外轴瓦的旋转化解，因而不会对桨叶和外轴瓦造成损坏；依反作用力原理，桨叶对外轴瓦的撞击力，被外轴瓦等大而反向地反作用于桨叶，形成对桨叶的瞬间压迫力；由于桨叶本身构成一个弹簧、且倔强系数小于连接杆的倔强系数，于是桨叶将被向内、即向旋转轨迹圆的圆心方向受到压迫，压迫力迫使桨叶向月牙状的凹面方向变形，桨叶所储蓄的弹性势能被瞬间释放；依虎克定律F = KX释放出来的力F，进而迫使桨叶向月牙状的凹面继续变形，使月牙状变形为平直柳叶状后，继续变形为反月牙状，即原本的凸面变成凹面，而原本的凹面变成凸面，仍为凹凸翼型，只是凹凸面彼此调换了 ；整个过程是在瞬间内完成的；凹凸面彼此调换后的桨叶，可以称之为一次变形后桨叶；一次变形后桨叶的凸面向着旋转轨迹圆圆心，这时桨叶最凸出的一点，实际上是最接近桨叶旋转圆心的一点；当桨叶旋转至与第一个桨叶变形机构成180度、与轴心的距离略近、置于轨迹圆周内侧的第二个变形机构时，由于桨叶的最凸点是最接近旋转圆心的一点，对于旋转圆周内侧来说，其位置最为凸出，而第二个变形机构正安置在轨迹圆周内侧，因此第二个变形机构，必将在桨叶的最凸点上压迫桨叶，迫使桨叶再次变形，回复一次变形前的桨叶形态，这一次变形可以称之为二次变形；很明显，二次变形后的桨叶形态，等同于一次变形前的桨叶形态；结合图2加以解释图2中，桨叶是平凸翼型，即一面凸起一面平直，这并没有原则性的妨碍，只需将平直的一面视为下凹即可；图2中，一片桨叶只有2条连接杆(背面的一条被前面的一条挡住了，看不见)而不是4条，这在看图时就需要发挥想象力了，必需视每片桨叶的前、后缘都各有2条连接杆，而桨叶的中点没有连接杆，以使桨叶能够从中点弯曲成月牙状；依图2，桨叶反时针方向旋转，意图产生向正上方的流体动力；图中顺次取了上、左、下、右4个桨叶位置，这里依此以上桨位、左桨位、下桨位、右桨位表示这4个位置；在上桨位，桨叶无疑能够产生向正上方的流体动力；以旋转轴心为圆心，在桨叶不变形、保持上桨位桨叶形态的情况下，桨叶在圆心的整个上半圆范围内，其所产生的流体动力的合力方向，均指向正上方；在左桨位，桨叶如果不变形，所产生的流体动力，其合力方向即将指向左方，参看图2左桨位的虚线桨叶；
但是，这时桨叶瞬间变形为图2左桨位的实线桨叶，其所产生的流体动力的合力方向，将指向右方，并随桨叶的旋转，进而指向右上方、上方、左上方，直至再度变形为右桨位的实线桨叶，旋转完整个下半圆周。其所产生的流体动力的合力方向，全都是指向正上方的；这样，桨叶旋转圆周的上、下两个半圆周的流体动力的合力方向，均指向上方，则整个圆周的合力方向，自然也是指向上方的，随便桨叶旋转多少圈都是如此，桨叶的载体因此得以实现垂直上升运动；通过这二次变形，载体可以向桨叶旋转轨迹圆周法线方向的任何一个方向运动；例如在图2的I-C桨位，将两个凸起件即桨叶变形机构在所述圆周上，依逆时针方向位移90度，则桨叶产生的流体动力的合力方向，将指向右方；在I-C桨位依顺时针方向位移90度，则桨叶产生的流体动力的合力方向，将指向左方；在I-C逆顺时针方向位移180度，则桨叶产生的流体动力的合力方向，将指向下方；桨叶变形机构的位置调整，将使桨叶产生的流体动力的合力方向，可以指向旋转轨迹圆周法线的任意方向，桨叶的载体也将因此而获得向所述任意方向运动的能力；桨叶变形与旋转周期成2 I的比例关系，即旋转一周变形二次；变形次数是旋转次数的2倍；在桨叶转速很高的情况下，弹簧性的结构，可以承受比高转速更高2倍的变形吗？参看实际的事例众所周知，一切自动枪的射击，都是先以复进簧成被压缩后的蓄能状态，蓄能释放后，复进簧推动撞针击打子弹的底火，引燃子弹发射火药。火药爆燃后，复进簧再被弹壳的后坐力压缩蓄能；可见每射击I次，复进簧变形2次一次伸展一次压缩；复进簧的变形次数与射击次数之比，同样也是2 I ；目前世界上现役射速最快的机枪，为6根枪管的Ml34机枪，其射速为6000发/分，即单管1000发/分，相当于单管166. 67发/秒，于是复进簧的变形次数为333. 34次/秒而现役直升机螺旋桨转速，约为400转/分左右，即6. 67转/秒，再扩大2倍，也不过13. 34次/秒，仍远小于复进簧的变形次数的1/20，况且复进簧在火药燃气中的工作环境，比桨叶的工作环境恶劣得多，因此桨叶高转速下的变形，在现代技术条件下不是问题；两个桨叶变形机构以定位器连接，定位器主体是一条机械结构的刚性杆件，在其两端，各固定一个桨叶变形机构，杆件近似于中点一因一端的定位器距离该点稍远一些，另一端的定位器距离该点则稍近一些，故称之为近似于中点——的位置，固定在桨叶旋转轴的中心，不随旋转轴的的转动而转动；在杆件的近似中点位置，另装有齿轮，以手柄控制齿轮的转动角度即桨叶变形机构的作用位置，于是桨叶变形机构的作用位置可以完全由操纵者随心所欲；由于此种变形,桨叶产生的气动力合力，使载体具备了向任意方向运动的能力。见图3。如变旋桨翼系统所产生的流体动 力指向F方向，以F表示该力，则力F必有2分力Fy与^。其中Fy为竖直分力，提供竖直向上的力即升力；FX为水平分力，提供水平向右的力即拉力。因此，一个力F，即同时提供了桨叶承载平台的竖直分力与水平分力，使之可以在上升的同时进行水平运动；反之亦然，即可以在进行水平运动的同时上升。力F指向其他方向的情况可以类推。
力F当然也可以调整竖直或水平任意方向的分力的大小，使承载平台的运动表现出以竖直方向的运动为主、或是以水平方向的运动为主。当Fy正好等于承载平台的重量时，承载平台即在竖直方向静止，仅表现出水平方向运动或悬停，如此等等。而本发明的特征是桨叶的旋转成一圆柱状，或依其形象称之为“桶状”。依翼展方向，该“桶”的高略微大于桨叶的纵长度(计入传动轴齿轮。)；底面积为nr2，r为“桶”两端圆面的半径，其长度目前尚无固定值，但大致在桨叶纵长的1/3左右。该圆柱的体积==底面积X闻。②现有螺旋桨桨叶的旋转平面与发动机动力输出轴垂直；而本发明的特征在于桨叶的旋转圆柱状与发动机动力输出轴平行；③现有螺旋桨桨叶做工时不变形，而本发明的特征在于桨叶做工时周期性变形。以上所述的纵转旋变螺旋桨能够应用于飞机、轮船、车辆及其它动力机械，并且使其升力、机动能力均得到显著提高。以下是本发明应用于飞行器、汽车、船舶的实施例。实施例I飞行器大气层内运动的飞行器包括轻于空气的气球类如飞艇、和不需要空气作氧化剂的火箭类，但主要指飞机。从机翼的角度看，飞机分为定翼机、直升机、旋翼机三大类。旋翼机利用前飞时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力，是一种介于定翼机与直升机之间的飞行器。其旋翼其实就是不配备动力的螺旋桨，理论上并无独特之处。旋翼机虽然有一些优点，因此目前还没有消失，但它的缺点更为致命，因此至今仍不成气候。它的速度慢、航程短、对于近处的障碍物不能规避；虽然很像直升机，但却即不能垂直起降也不能悬停，机动性能很不好；相对起于飞，降落具有更大的危险系数。由于其理论上即无新除、应用范围又相当有限，故本文明不涉及旋翼机。又由于直升机下文有详述，因此在这里将只讨论定翼机。
如前文所述以对定翼机以“九点钟方向”方式驱动，则类似普通螺旋桨式定翼机。但是与此同时，本发明还具有许多普通螺旋桨式定翼机不具备的优异性能。飞行器工作时的性能第一，垂直起降。对本发明的定翼机以“十二点钟方向”方式驱动，则其可以垂直上升；对其以“六钟方向”方式驱动，则其可以垂直下降。此时飞机以比自由落体的速度更大的速度下降，这一点具有很大的军事意义，也是目前任何直升机都做不到的；即本发明的定翼机可实现比现有直升机更机动的垂直起降。第二，悬停。同理，对本发明的定翼机以“十二点钟方向”方式驱动，但发动机功率控制在一定范围内，使拉力等于机身及承载物的质量，则飞机可实现悬停。第三，零角度横移。在本发明的定翼机上，例如在飞机背上，顺飞机纵轴方向安置本发明的螺旋桨，则飞机即可以零角度向左或向右横移。当飞机以“九点钟方向”前进时，该纵置螺旋桨以“六点钟方向”方式驱动时，可使飞机零角度向左横移；上述螺旋桨以“十二点钟方向”方式驱动时，可使飞机零角度向右横移。
第四，增加喷气机的机动性能。以上3点为飞机的机动性能，目前这些机动性基本上均为直升机所独有，螺旋桨式定翼机与喷气机都望尘莫及。但其中的大速度下降，目前是螺桨式与喷气式定翼机、甚至直升机都不能做到的。在本发明的喷气式定翼机上(机腹内或外或机背上)，顺飞机纵轴方向安置本发明的螺旋桨(称之为纵置桨)，同时在本发明的喷气式定翼机上，垂直于飞机纵轴方向也安置本发明的螺旋桨(称之为横置桨)。其中纵置桨具有向左、右方向提供拉力的能力、横置桨具有向前、后方向提供拉力的能力。而二者都具有向上、下方向提供拉力的能力。可以看出本发明的喷气式定翼机可以实现上述3点机动飞行。现有机动能力最高的喷气式定翼机，是1983年开始服役于美国海军的AV-8B，其原型为1969年装备英国空军的“鹞”式飞机。该型机很高的机动能力，主要来自其机身前后的4个喷气口，这些喷气口可旋转0° 98. 5°，提供垂直起落、过渡飞行和常规飞行所需的升力和推力；此外两具机翼的翼尖、机尾和机头共4处，还设有喷气反作用喷嘴，用于控制飞机的姿态和改善失速性能。可见AV-8B共有8处喷气口、4处可旋转4处不可旋转。这么多的喷气口都要与喷气发动机连接，其复杂程度可以想见。结构复杂必然导致勤务与操作复杂:AV-8B更换发动机平均需要550个工时，而F/A-18 (大黄蜂)相应的则只需9个工时，少于前者的1/61 ；AV-8B每飞行一小时，平均需要25小时的地面维护，而F/A-18则只需12. 5/5小时，为前者的1/2 1/5。操作复杂导致AV-8B的事故率极高。AV-8B的平均事故率是11. 44起/10万飞行小时，比美国同期其它军种战斗机事故率的总和还要高。与此同时，AV-8B由于诸多喷气口消耗燃料甚大，导致垂直起降时航程和活动半径小、载弹量自然也就小了，实用性能不能令人满意。目前不论是美国的AV-8B还是英国的“鹞”式都已停产。比较之下，本发明对于喷气定翼机机动性的改进，还是一定优势的。仅在飞机上纵横各安置-具本发明的螺旋桨，即可实现各种机动飞行，不但机动性能强于AV-8B，而且结构远为简单，为勤务、操作与生产都提供了大量便利，因此具有很强的竞争能力。第五，提高飞机的安全性第四点所述定翼机(包括喷气式与螺旋桨式)上的纵、横置桨向上产生拉力的能力，可以在飞机发生故障、不得不下坠时，提供给飞机平稳下降的能力，这无疑大大提高了飞机的安全性；又由于纵、横置桨本意即为增强飞机的机动能力，这一能力为飞机提供了优异的寻找着陆点的能力，从而使迫降的飞机可以寻求较理想的着陆点，大大减少了因着陆点不好，而引起的迫降飞机发生撞击地表物体、倾翻、着火、爆炸等等重大事故的风险，更大地提高了飞机的安全性。第六，提高现有螺旋桨式飞机的速度提高飞机速度的基本途径有两个，一是提高气动力的效率、一是减少飞机的阻力。现有螺旋桨式飞机的速度之所以难以提高，正是在这两点上无法取得根本性突破，其主要原因在于现有螺旋桨平转的转动方式。通常说，飞行器的螺旋桨的转速决定飞机所得到的拉力，一般来说，转速越大拉力越大，反之则越小。但是，螺旋桨的转速达到一定程度之后，前述现有螺旋桨圆周平转的线速率不平等、越近桨尖处线速率越大的现象，导致桨尖处线速率接近音速，于是激波阻力产生。由于压缩效应桨尖出现波阻，螺旋桨的效率急剧下降，这意味飞机速度的急剧下降。因此现有螺旋桨式飞机的飞行速度有其极限值，一般为650 750千米/小时。美国北美航空公司的P-51D “野马”式飞机。采用了大量的减阻措施，使气动阻力大大减小，最大速度曾达到785千米/小时；二战期间，德国飞机设计师道尼尔研制的Do-335 “箭”式战斗机，最高时速也达到了 785千米/小时。而直升机由于存在前行桨叶的线速率更早接近音速、与大部分功率要提供升力而非拉力的问题，其速度一般不足螺旋桨式定翼机速度的1/2。目前国际上巡航速度最快的直升机，最高时速一般在250公里/小时至350公里/小时以内，但美国的X2直升机，最高时速将达到了 463公里/小时。比较现有喷气式行进平台的速度英国研制的喷气式赛车，速度可能达到720公里/时，逼近螺旋桨式定翼机的速度记录；目前大型喷气式客机的速度在900公里/时左右；美国的无人飞机X-43A的速度目前最高，为7马赫即约8600千米/时。从现象上看，喷气式行进平台与螺旋桨式行进平台，似乎二者不具速度的可比性。但从内在实质上看，比较的根本因素还是在推动方式上，具体到螺旋桨式行进平台，就是螺旋桨的转动方式上。采用减阻等措施增加速度的方法并不能解决根本问题。只要桨尖的线速率接近音速的问题不解决，螺旋桨式飞机的飞行速度就不可能根本提高。其他方法都是治标不治本的。本发明的螺旋桨可以彻底摆脱桨尖线速率接近音速的问题，从而可以加大螺旋桨的转速、进而提高飞行速度①本发明螺旋桨的纵转方式，不存在“螺旋桨圆周平转的线速率不平等、越近桨尖处线速率越大”的问题，整个螺旋桨叶片各处的线速率均等。因而可以大幅提高转速，进而大幅提闻拉力即飞行速度。为简化计算计，设现有螺旋桨桨尖的线速率为音速时的速度(马赫)为VMa，则依前文计算的结果，此时桨叶的平均速度仅为O. 5VMa,即到O. 5VMa时，如不采取特殊措施，载体的速度已不能再增加。高亚音速公认的速度为O. 8VMa O. 9VMa,这一速度虽接近VMa但不到VMa，因而理论上还不会出现激波阻力即波阻。为确保不会出现波阻，取其中的最小值O. 8VMa。依伯努利公式，螺旋桨拉力F = 1/2CpV2S，其中V为桨叶旋转的线速率。贝Ij现有螺旋桨的极限拉力为Fa = 1/2C P (O. 5VMa) 2S、本发明螺旋桨的极限拉力为F s=1/2CP (0.8VMa)2S。在其他各项指标相等的情况下，二者之比为F发F现==(O. 8VMa)2 (O. 5VMa)2 = 2. 56 I。即本发明 螺旋桨的极限拉力是现有螺旋桨的2. 5倍以上。事实上，本发明螺旋桨的桨叶还可以进行克服波阻的设计，如以桨叶中点舷线为中点线，中点两边的奖叶依中点线后掠(或如掠)，成类似嗔气机后掠(或如掠)翼的形态，即可克服波阻进行超音速旋转，拉力以此还可以更大一些。而这是现有螺旋桨无论如何做不到的。可见在更大的螺旋桨拉力的驱动下，采用本发明螺旋桨的载体可以实现更大的速度。②本发明的螺旋桨可以大幅减阻。前述二战时德国道尼尔时速创纪录的Do-335螺旋桨式战斗机，其高速度主要得益于道尼尔的减阻“创意”。
道尼尔敏锐地意识到在当时连轰炸机专用的超大功率发动机都已装备了战斗机、大功率单发的潜力已基本挖尽的情况下，唯一的方法是靠增加发动机的数量来提供更大的动力。当时一般是将多个发动机横向排列，但是现有螺旋桨的平转方式，导致其具有多倍的迎风面积，这也就意味着很大的阻力。多个发动机横向排列，无疑会多倍的增加迎风面积即阻力。道尼尔聪明的将两台发动机纵向配置在机体纵轴线上，飞机头尾各一台，双方背对背，组成“前拉后推”的驱动样式。这样虽然具备双发的双倍动力，但仍然保持着单发的较小迎风面积即较小阻力。因此Do-335取得了螺旋桨式飞机时速创纪录的成功。从中可见，现有螺旋桨的平转方式，的确具有很大的阻力。本发明螺旋桨的迎风面积即阻力要小得多。现有螺旋桨式定翼机的螺旋桨空气阻力的计算公式，与伯努利公式很相似空气阻力F阻=1/2C P V2S0此时的C为空气阻力系数而非升力系数。为简化计算计，第一，现有螺旋桨的旋转圆面设为平板、本发明螺旋桨的旋转圆柱体设为圆柱体。平板的风阻(即空气阻力)系数> I但取1，圆柱体的风阻系数< O. 6但取O. 6。第二，因为将要取比值，故将一切相同的数据彼此消去。速度视为二者相同。贝U:F 现阻F 发阻==IS 现0.6S 发。S为迎风面积即正投影面积。设二者桨叶纵长相同均为R，且本发明螺旋桨旋转圆柱体的直径亦为R( —般不用这么宽)，意即该圆柱体的投影长方体的长宽均为R。则S现=31 R2, S 发=R2。S 现S 发=Ji R2 : R2 = Ji : I > 3。即 S 现大于 S 发 3 倍。代入F现阻F发阻，得F现阻F发阻=IS现O. 6S发> 3 O. 6 > 5.即二者的迎风阻力对比，现有螺旋桨大于本发明螺旋桨5倍。当然，由于上述计算采用了大量简略方式，而简略计算必定会有误差的叠加累积，因此上述计算结果未必可以尽信。实践中，二者的差距可能没有这么大、也可能比这个更大。但是，上述计算结果作为一个定性描述，应该是完全可以的，它表明二者在迎风阻力方面，，本发明的螺旋桨比现有螺旋桨小许多。实施例2汽车本发明在汽车领域的主要优势，应该是在“全地形车”方面。所谓全地形车，其定义即“适合所有地形的车辆”(英文All Terrain Vehicle，缩写 ATV)。目前汽车主流的驱动方式是轮式驱动。这也是汽车唯一的主流驱动方式，其他驱动方式如履带驱动、喷气驱动等等，不能也不可能取代轮式驱动的统治地位。
轮式驱动的原理，是轮胎给地面以作用力，而地面给轮胎以反作用力，这一反作用力才是驱动汽车的真正力量。汽车无不希望这一反作用力足够有力。而要使反作用力足够强大，首先作用力要足够强大。但是对于全地形车，这一问题并不是最主要的。否则，任何大功率车岂不都是全地形车了？全地形车最首要的问题，是地面不能给与轮胎足够“给力”的反作用力。全地形车针对的是松散、松软的地面，如沙滩、沙漠、河床、溪流、雪原、沼泽等等。由于此类地面的松散、松软性，轮胎给予地面的作用力，不能够作用于一个整体性的“地面”，而是分散给地面的各个组成部分，于是轮胎的作用力转化为对地面的分解力，大量抛出地面的松散、松软物质如泥土、冰雪等等。这样地面被轮胎刨松，支撑力只能下降，进而是车辆也就只能下陷。此时再加大功率，车辆就只能加速下陷，而且功率越大，车辆下陷越快。各地之所以都在强调“硬化路面”，道理也就在这里。但“硬化路面”是将“全地形”改造为特定地形，这也失去了 “全地形车”的意义。很显然，“全地形车”的轮式驱动，存在着一个左右为难的悖论希望加大轮胎的作用力以获得更大的反作用力，但加大作用力的结果是加速瓦解地面，反而只能得到更小的反作用力，甚至一无所得寸步难行。目前“全地形车”克服“全地形”的努力主要集中在两个方面一个是加大功率，其结果刚才已有分析，可以知道这不是根本解决问题的方法；另一个是采用宽大的轮胎，以增加与地面的接触面积、降低车辆对地面的压强。其原理与坦克的宽大履带能降低坦克对地面的压强一样。注意宽大轮胎所增加的与地面的接触面积，不会产生更大的摩擦力。轮胎与地面的摩擦力属于滑动摩擦力。滑动摩擦力的计算公式为f = μ N。式中的μ为滑动摩擦系数，该系数只与接触面的粗糙程度有关#为正压力，公式丝毫不涉及与地面的接触面积；该公式表明滑动摩擦力的大小与接触面积无关，仅与接触面的粗糙程度及正压力有关。对于全地形车，接触面的粗糙度即为地面的松散、松软度；正压力即为车辆的自重及载物的重量。因此宽大轮胎虽能增加与地面的接触面积，但不会产生更大的摩擦力。宽大轮胎的功用，唯一地只是降低车辆对地面的压强。这一功用是对松散、松软地面的不得已的承认。但是无论怎样加宽、加大轮胎，总不能做得像履带那么宽大。因此再宽大的轮胎，也达不到履带那么低的压强水平。况且即使是履带车辆如坦克、拖拉机等，也有被淤陷的情况。可见加大功率与采用宽大轮胎，都只能使车辆得以通过相对不太松散、不太松软的地面，而不能使车辆通过次于这一条件的地面。采用这两项措施的车辆，只能算是“部分地形”车，而不能算是“全地形车”。至今为止，真正意义上的全地形车还没有出现。本发明有可能实现真正意义上的全地形车在足够功率的家用桥车头尾两部分，各横向(即与汽车的纵轴垂直)安置一具本发明的螺旋桨，二桨均与发动机动力输出轴连接，由此可以解决动力的平衡问题。桥车原有的轮式驱动系统可以保留利用；也可以不保留，仅使用本发明的螺旋桨驱动系统。这样改装后的车，暂且称之为“本发明车”。在“一般地形”上，本发明车以“九钟方向”行进、或断开发动机动力输出轴与螺旋桨的连接，仅用原轮式驱动行进；在“全地形”上，本发明车以“十点钟方向”或“十一点钟方向”行进，当原轮式驱动系统保留时，可以提供行进所需的摩擦力；不保留时，可以全以本发明的螺旋桨驱动
注意；此时本发明螺旋桨产生的合力方向指向斜上方(十点钟或i^一点钟方向)，于是该合力可分解为水平与竖直两个分力。其中，水平分力提供前行进动力；而竖直分力则提供上行拉力。所谓“上行”，即向上方行进也就是升空。对于本发明车，升空并不是做不到的，但由于在这里只讨论车子的问题，“升空”暂且不论。上行拉力对本发明车提供的提升力，相应减少了车辆的自重即减小对地面的压强，这意味着减少对地面硬度的依赖。于是原本对于常规车会被轮胎刨松的地面，对于本发明车则不会被刨松；对于常规车会被淤陷的地面，对于本发明车则不会被淤陷。无论多么糟糕的地面，本发明车都能够以加大合力指向上方的角度、即加大竖直分力所提供的提升力予以克服。在必要时，本发明的螺旋桨还可以以“十二钟方向”运行，这就是像直升机那样的升空与升空同时，本发明车也可以下水。即使同时使用轮式驱动，水密问题也不难解决，毕竟水路两栖车的技术目前已很成熟。如果仅以本发明的螺旋桨驱动，轮胎仅起支撑作用，水密问题就更易解决。本发明车以“九钟方向”在水中行进，即为水陆两栖车。导向轮可做舵，船艏部导向比艉部导向更为灵敏一些。进一步说，本发明车除具有水陆两栖性能外，其“升空”性能还可以使之水、陆、空三栖。由此可见，本发明车可以彻底摆脱地面的束缚。能做到这一点的车，才是真正意义上的“全地形车”。实施例3船舶上述在“水陆两栖车”中涉及到本发明在船舶方面的使用。船舶以水为运动介质，水的密度比空气大得多。在标准状态下，水的密度为1000千克/立方米，而空气的密度仅为I. 29千克/立方米。可见水的密度几乎是空气密度的800倍。形象地说水很稠密而空气很稀薄。与上一节讨论的汽车轮胎一样，螺旋桨也是靠运动介质的反作用力驱动的，在这里的运动介质是水或空气。很显然，稠密的水类似硬化的路面，可以轻易提供足够的反作用力；而稀薄的空气则类似松散的路面，不容易提供出足够的反作用力。这就要求空气螺旋桨的作用力必须足够强大，因而要求其具有更大的长度与更大的面积。一架几十公斤重的轻型机的螺旋桨，其旋转面积一定比几十吨重的船的螺旋桨还大许多。水的浮力，固然是船用螺旋桨面积小的一个因素，但是浮力起着相当于飞机机翼的作用，而载体的物理质量毕竟不会因介质而改变。这说明船用螺旋桨与飞机螺旋桨的旋转面积比，理论上可以在载体自重1000 I的情况下等同，或者说船用螺旋桨在船与飞机自重相同的前提下，理论上比飞机螺旋桨小1000倍。本发明的螺旋桨的在其他条件等同的情况下，拉力是现有螺旋桨的2. 5倍以上。反过来说，这也表明本发明的螺旋桨在功率确定的情况下，桨叶可以更小一些。本发明的螺旋桨提供了一些使用上的优势，仅就更小的螺旋桨旋转体积与面积而论本发明的螺旋桨使用时为一圆柱状，其长度即圆柱体的高，设为单片桨叶的长度(从桨叶翼展方向的一个端点至另一个端点)R ;其宽度即该圆柱体的直径。一般来说，该直径小于桨叶长度R(合理值应为O. 3R O. 6R)。取其最大值O. 6R，其侧面积即为O. 6RXR=O. 6R2、其底面圆面积即为Ji(0.6R/2)2= Ji(0. 3R)2。其体积即为底面圆面积乘高31 (O. 3R)2R。设现有螺旋桨单片桨叶的长度亦为R，旋转时所成的圆面积为η R2，本发明螺旋桨的侧面积与之的比为O. 6R2 jiR2==0.6 π <1/5。这表明的本发明的螺旋桨放置与使用时的必须面积，仅为不到现有螺旋桨相应面积的1/5。以上计算表明理论上本发明的螺旋桨放置与使用时所需的最小空间，仅为一个面积不到现有螺旋桨旋转面积1/5、长度相当于螺旋桨单片桨叶长度的圆柱状空间。可在在船体内部龙骨两侧各横向放置一具本发明的螺旋桨，在上述圆柱状空间直径方向前后各顺向延长，形成比高(该圆柱体的直径)、宽(单片桨叶长度)略大一些的通水管道，管道的前后开口均与水相通。为了保证使用的可靠性，本发明的螺旋桨使用了两具，动力即加倍，于是有关几何尺寸还可以再小一些。本发明螺旋桨的较小几何尺寸，使得其在不减少功率的前提下，仅需很小的空间。这样安置的螺旋桨，除管道前后的开口与水相通外，其他部分的管壁包护住螺旋桨，螺旋桨获得了前所未有的安全性。现有螺旋桨常见的安全问题，如网绳缠绕、礁石碰撞等等，在此均可以避免。对于舰船尤其对于潜水艇，这一安全问题是性命攸关的。 本发明的螺旋桨可根本解决以上所述现有螺旋桨的主要问题和缺点(I).现有螺旋桨流体动力面的面积不能充分利用的问题，本发明的桨叶面积全部得到利用本发明的桨叶流体动力面的面积是桨叶的全面积。因桨叶全面积均以同一线速率作纵向圆周运动，桨叶全面积上任何两点之间都不存在线速率差，因而也就不存在因线速率不同而导致的流体动力的不同。前文所述的因线速率差，“桨叶产生的有效流体动力只是其理论值的1/4。3/4的有效流体动力得不到利用”的问题得以根本解决。简略计算在同样的发动机功率、同样的桨叶面积及桨叶片数的情况下，本发明的桨叶所产生的流体动力，应比现有螺旋桨大3/4，即为4/4也就是I.这意味着本发明的桨叶所产生的流体动力全部都能得到利用。(2).现有螺旋桨面积过大，安放与使用受较大限制这主要指直升机螺旋桨。现有直升机螺旋桨的面积为其旋转时的圆面积。设其单片桨叶长度(从桨叶外端点至发动机动力输出轴轴心)为R，则该面积为nR2。现有直升机在安放与使用时，都必须提供不小于此面积的空间面积。部分舰载直升机安放时旋翼可折叠，因而可在一定程度上减少安放时的空间面积。但显然并未根本解决现有螺旋桨因面积过大安放与使用受限制的问题。前文已有计算本发明的螺旋桨放置与使用时的必须面积，仅为不到现有直升机螺旋桨相应面积的1/5。不考虑发动机输出轴及其上与飞行无直接关系的(如其上安装的雷达等)高于现有直升机旋翼的部分，现有直升机旋翼旋转时成一很扁的圆柱体。该圆柱体的立体高度是其厚度。在安放时该厚度的数值比较圆面积的数值，小到可以忽略不计。事实上，即使是折叠旋翼的舰载直升机，有关人员似乎也从未关注过其安放时旋翼圆柱体的厚度问题。毕竟解决机库的面积问题，比解决机库的高度问题重要得多也困难得多。直升机在安放与使用时，必需提出要求的是其旋翼的平面面积，对其立体高度可以认为没有要求。而在使用时，高度问题实际上就是天空的高度问题。天空的高度对直升机来说，可以认为是无穷大。本发明螺旋桨旋转圆柱体的厚度即其直径，比现有直升机旋翼所成圆柱体的厚度要大许多，但如上所述，这并不是问题。本发明螺旋桨的面积很小，仅为现有直升机相应面积的1/5以下。本发明旋翼机在安放与使用时，所受限制也相应的小1/5以下。(3).现有螺旋桨流体动力的作用方向不易改变本发明的桨叶形变机构，可在其旋转圆面(即其旋转圆柱体上、下底面)的法线方向任意变动，于是其流体动力的合力方向即可随之任意变动。设本发明的螺旋桨在载体上横置(即垂直于载体头尾方向)一具，由此上、下、前、后旋转圆面的流体动力的作用方向可以任意取舍同时在载体上纵置(即平行于载体头尾方向)一具，由此上、下、左、右的作用方向可以任意取舍。众所周知空间是三维的形态。物质的空间形态能且仅能用前后、左右、上下三个维度予以描述。本发明的螺旋桨可在空间的三个维度任意运动，表明其可以在空间的任意方向上运动，因而可解决现有螺旋桨流体动力“作用方向不易改变”的问题。(4).直升机螺旋桨即旋翼的前行桨叶与后行桨叶因升力差产生的滚转倾向不易根本解决这一问题产生的原因，在于现有直升机螺旋桨的“平转”方式，必然存在前行与后行桨叶。而本发明螺旋桨的“纵转”方式，使得其螺旋桨基本上不存在严格意义上的前、后行桨叶。再回顾前文所述的汽油桶，设反时针方向推动之，“九点钟方向”为前进方向。则在严格意义上前、后行进的桨叶部分，只是汽油桶横截面正上方与正下方的两点，此二点之间只能构成一条连接直线。学过几何的人都知道无数条线组成面。“一条连接直线”自然不可能构成一个面。在几何意义上，“线”是二维概念，只有长度没有面积。没有面积就谈不上“桨叶面积”，既然没有桨叶面积，本发明的螺旋桨也就不存在前、后行桨叶。当然在实践中，对于本发明的螺旋桨来说，前、后行桨叶毕竟在一定程度上存在着。但由于其作用阶段为圆周的弧线。严格的说，弧线上是没有直线的。只能取一段尽可能接近直线的弧线段，并以之构成平面。但是一是作用面积很小、二是作用时间很短(旋转周期至少30 60周/秒。一周中桨叶处于正上方与正下方的时间，不到一周时间的1/1000。因此作用时间仅以毫秒(ms)计(I毫秒=1/1000秒)。实际产生的升力差作用，完全可以忽略不计。以此同时，即便由于前、后行桨叶产生的升力差作用必须考虑，本发明的螺旋桨也完全可以消除升力差作用。由于本发明螺旋桨由于其“纵转”方式，升力差只可能出现在“汽油桶”正上方与正下方的两个点上。不论以“九点钟方向”高速前进、还是以“三点钟方向”高速后退，都只可能产生向上的偏转力矩。对此，本发明螺旋桨的桨叶形变机构，可改变桨叶产生的流体动力的合力方向，使本发明桨叶流体动力合力指向“八点钟方向”或“七点钟方向”，使向下的分力与向上的偏转力抵消，偏转力矩自然消失。对于向其他方向的偏转力矩，可以使用同一原理消除。尽管向其他方向的偏转现象不大可能产生。(5).现有直升机的尾桨问题。本发明实现了一种崭新的无尾桨技术
本发明克服偏转力矩的技术内容分以下两部分阐述。一，可实现无尾桨技术前文做过一个比喻就运动方式而言，现有直升机的螺旋桨类似抛飞盘时的飞盘，而本发明的螺旋桨类似推汽油桶时的汽油桶。现有螺旋桨因作“平转”运动，必然产生随转动侧扭、向左或向右(由旋翼旋转方向决定)的“反转力矩”;而本发明的螺旋桨因作“纵转”运动，只能产生向上或向下的“反转力矩”，即上仰力矩或下俯力矩。本发明的桨叶形变机构，可随时改变桨叶产生的流体动力的合力方向。再以挂钟的钟盘做形象的理解如九点钟方向本应指向为前进方向，但由于本发明的螺旋桨产生的上仰力矩或下俯力矩(顺时针方向或反时针方向)，使得流体动力的合力方向指向指向十点钟方向或八点钟方向。
倘若产生的是上仰力矩，使得流体动力的合力方向指向指向十点钟方向，则本发明的桨叶形变机构，可改变桨叶产生的流体动力的合力方向，使之指向八点钟方向，该动力与上仰力矩折衷，向上与向下的两个力矩彼此抵消，则流体动力的合力方向仍然指向九点钟方向。同理，倘若产生的是下俯力矩，使得流体动力的合力方向指向向八点钟方向，则形变机构可改变合力方向，使之指向十点钟方向，该动力与下俯力矩折中抵消，流体动力的合力方向仍然指向九点钟方向。当然，所产生的反向力矩,未必一定是十点钟或八点钟方向，这里的若干点钟方向，只是在简化情况以说明问题。具体的反向力矩方向度数，要依具体情况而定。实际上，对于本发明的螺旋桨式定翼机来说，这一问题可以忽略。因为定翼机的机翼比螺旋桨大得多，其产生的升力也比螺旋桨产生的偏转力矩大得多，足以克服偏转力矩。现有的一切螺旋桨式定翼机，同样也存在着偏转力矩，但没有一架螺旋桨式定翼机，安装有针对偏转力矩的专门设计与专门装置，这一点足以说明问题。当然对于直升机，偏转力矩的问题必须予以解决。解决的方法已如上文所述。由此可见本发明不需要尾桨，因为本发明的螺旋桨产生的上仰或下俯力矩(相当于反转力矩)，可通过改变该螺旋桨流体动力的合力方向而予以消除。上仰或下俯力矩由该螺旋桨而生、亦由该螺旋桨而灭。生之与灭之的都是同一套机构，自然不再需要另外的尾桨机构。由于其根本消除了对尾桨的需要，实际上也不需要所谓无尾桨技术。与此同时，本发明的改变流体动力合力方向的功能，还可以提升载体的运动性能，这一点才是本发明的根本意义之所在。具体地说，当对汽车以“十点钟方向”方式驱动时，汽车可以在得到前驱力的同时，得到一部分上升力，由此得以较为轻易地通过松软质地面，如沙漠。沼泽等；当对定翼机以“十点钟方向”方式驱动时，定翼机可以得到上仰力，得以在不使用襟翼等动力面的情况下上升。反之以“八点钟方向”方式驱动，也将获得相应的下俯力，使定翼机可以在不使用襟翼等动力面的情况下俯冲。众所周知襟翼是定翼机升、降的近乎唯一的方式，上述分析，意味着本发明可以使定翼机取消襟翼。当然实践上取消襟翼，是否在生产与操作的效费比上更为可取，还要由实际情况决定。但至少在理论上，本发明可以使定翼机取消襟翼。二，可消除现有无尾桨技术的弊端
前述现有“无尾桨”技术的4个弊端是(I):结构复杂导致制作、操纵复杂与维护困难；(2):需占用较多的功率；(3):破坏了尾部气流分离，损坏直升机的飞行性能；(4):旋翼的桨叶片数受到很大限制；本发明的螺旋桨不需要无尾桨 技术，自然也不会发生由无尾桨技术引发的弊端。但为了说明问题，上述“4个弊端”又恰好可以成为论述本发明性能的提纲。所以有必要对上述4条弊端逐条阐述本发明的性能。(I):结构复杂的问题本发明由于根本消除了对尾桨的需要，消除仰/俯力矩的与产生运动能力的是同一套机构。不增加另外的机构，也就无所谓“结构复杂”的问题。况且，本发明的结构原本就很简单，并不复杂。(2):需占用较多功率的问题所谓“占用较多功率的问题”，是指除正常运行所需功率之外，为保证正常运行而增设的机构所耗费的功率。如尾桨机构、MD的无尾桨导向气流平衡机构等。本发明只用一套机构，无增设的机构，故不存在为增设的机构耗费功率的问题，因而也就不存在“需占用较多功率”的问题。(3):破坏了尾部气流分离、损坏直升机的飞行性能的问题本发明只用同一套气动机构，无所谓“原有”的与“后来”的旋翼系统之分，自然也不存在“破坏原有旋翼系统的尾部气流分离、损坏直升机的飞行性能的问题”的问题。(4):旋翼的桨叶片数受到很大限制的问题本发明螺旋桨的桨叶片数，可以多于现有最多的片数8片，除容积外不受其他限制。
权利要求
1.一种螺旋桨，其特征在于是以纵向旋转方式产生流体动力的驱动装置，该装置有若干个桨叶，所述桨叶通过连接杆与发动机传动轴连接，具体工作方式是 (1)桨叶在旋转时，其运动轨迹成一圆柱体，而现有螺旋桨桨叶旋转的运动轨迹成一圆形平面； (2)桨叶运动时旋转轴与连接杆连接的发动机动力输出轴平行，而现有桨叶的旋转平面与发动机动力输出轴垂直； (3)所述桨叶做功时周期性变形，做工时所述的变形包括形态改变和改变迎角； (4)所述桨叶在旋转时周期性变形，是指桨叶为保证所产生的流体动力的合力方向与载体的运动方向一致，即所述桨叶产生的流体动力的形态，从与载体的运动方向不一致，变形为与载体的运动方向一致。
2.根据权利要求I所述的螺旋桨，其特征在于 所述(4)的桨叶的周期性变形，指同一片桨叶在旋转中，以与旋转周期成2 I的比率变形，即同一片桨叶每旋转一周变形二次，各片桨叶均是如此。
3.根据权利要求I所述的螺旋桨，其特征在于所述的桨叶片数可为偶数也可为奇数，当为桨叶片数为偶数时，桨叶两两间的位置沿转动轴心对称。
4.根据权利要求3所述的螺旋桨，其特征在于所述位置相互对称的两片桨叶，是指以桨叶连接的传动轴轴心为对称中心，两片桨叶依该中心而对称，这里所说的位置只是桨叶的整体位置，不包括每一个细节点的位置。
5.根据权利要求2所述的纵转旋变螺旋桨，其特征在于所述桨叶变形包括 (1)桨叶的周期性变形，是指桨叶为保证所产生的流体动力的合力方向，与载体的运动方向一致，即从合力与载体的运动方向不一致的桨叶形态，变形为与载体的运动方向一致的桨叶形态； (2)桨叶的周期性变形的方式，是桨叶自身形态改变或迎角改变、或二者综合应用。
6.根据权利要求I所述的螺旋桨，其特征在于螺旋桨系统包括桨叶变形机构，该机构为2个或偶数个；桨叶变形机构的安置位置在桨叶的附近，每成180度的2个变形机构成一组，每组2个变形机构与转动轴心的距离略有不同；不论桨叶变形机构的位置如何变动，每组2个成180度的位置关系不变。
7.根据权利要求5所述的螺旋桨，其特征在于桨叶变形机构可依需要，在桨叶附近，沿桨叶的旋转圆周任意变动。
8.根据权利要求I所述的螺旋桨，其特征在于在飞行器、船舶、车辆及其他一切利用流体动力运动的装置中的应用。
全文摘要
本发明公开了一种全新概念的螺旋桨，该装置有若干个桨叶，所述桨叶通过连接杆与发动机传动轴连接，其特征在于桨叶的旋转轨迹成一立体圆柱状，而现有螺旋桨桨叶的旋轨迹转成一圆形平面；本发明螺旋桨旋转轨迹所成的的圆柱体，与连接杆连接的发动机动力输出轴平行，而现有螺旋桨桨叶旋转轨迹所成的圆形平面与发动机动力输出轴垂直，本发明螺旋桨桨叶做功时周期性变形，而现有螺旋桨桨叶做功时一般不变形；本发明的螺旋桨可以驱动飞机、轮船、车辆或其它利用流体动力运动的装置。该螺旋桨的旋转方式，与现有螺旋桨具有根本意义上的不同；有着现有螺旋桨所不具备的优良功能。
文档编号B64C11/00GK102616370SQ20121012961
公开日2012年8月1日 申请日期2012年4月28日 优先权日2012年4月28日
发明者张岳 申请人:张岳