CN100436256C

CN100436256C - 旋翼以及具有这种旋翼的旋翼飞机

Info

Publication number: CN100436256C
Application number: CNB2004800092281A
Authority: CN
Inventors: G·贝克; R·普法勒尔
Original assignee: Eurocopter Deutschland GmbH
Current assignee: Air Passenger helicopter Germany Co., Ltd
Priority date: 2003-04-08
Filing date: 2004-04-06
Publication date: 2008-11-26
Anticipated expiration: 2024-04-06
Also published as: DE10316095A1; WO2004089748A1; EP1613534A1; CN1774366A; US20060216151A1; US7275913B2; EP1613534B1; DE502004001167D1; DE10316095B4; ATE335655T1

Abstract

本发明涉及一种旋翼，其具有至少一个可以连接到一旋翼毂(2)上的旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)，其分别具有一个带有一虚拟冲击关节的桨叶片颈部(8)，所述虚拟冲击关节的形状是一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段的形式，其中在桨叶片颈部(8)的一桨叶片接头区域(12，14；16；30，32)内设置两个相对一旋翼半径(R)在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的径向纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节(H1，H2)，基本在它们之间设置所述虚拟冲击关节并且桨叶片颈部(8)在冲击运动时可以在它们之间弯曲弹性和弧形地变形。旋翼飞机，特别是直升机，特别是翻转旋翼直升机，具有至少一个这样的旋翼。

Description

旋翼以及具有这种旋翼的旋翼飞机

技术领域

本发明涉及一种旋翼以及具有这种旋翼的旋翼飞机，特别是直升机。

背景技术

旋翼飞机特别是直升机的旋翼的产生浮力的旋翼桨叶片在旋翼工作过程中旋翼桨叶片特别是通过冲击以及摆动运动被朝各个方向偏转并且由此强烈受载。如今旋翼桨叶片主要采用纤维复合材料制成。

如图14所示，在现有技术的无轴承旋翼中无轴承的旋翼桨叶片通常通过一个旋翼毂薄板固定在旋翼毂上。旋翼毂薄板具有对应于旋翼桨叶片数量构成的旋翼毂侧的桨叶片接头，其分别与一旋翼桨叶片的一结构元件连接。这个结构元件142在旋翼桨叶片的相对于旋翼圆盘在径向内部的一端，即指向旋翼毂的一端，构成一旋翼毂侧的桨叶片接头144，它可以与旋翼毂连接。从桨叶片接头144到产生浮力的旋翼桨叶片区域的过渡是桨叶片颈部146。结构元件142把驱动扭矩从一旋翼杆和旋翼毂传递到旋翼桨叶片上。此外结构元件142把旋翼桨叶片的离心力传递到旋翼毂上。为了使得结构元件142可以单独制造并且在损坏时可以轻易更换，通常在结构元件142和旋翼桨叶片之间构造一个单独的分离部位。产生浮力的旋翼桨叶片区域从这个分离部位出发一直延伸至旋翼桨叶片的最外端，即旋翼桨叶片的顶端。例如至少两个螺栓用作分离部位，它们嵌接在桨叶片以及旋翼毂侧的旋翼接头上。在图14中旋翼桨叶片在旋翼毂侧的旋翼接头144处经由两个螺栓148连接到旋翼毂上。离心力和摆动力矩通过螺栓148消除了。冲击力矩同样通过螺栓148消除，其大多通过结构元件142的一个上面的和一个下面的支承面支承在旋翼毂薄板上。

一无轴承的旋翼桨叶片的结构元件142的桨叶片颈部146通常具有一个摆动软性的区域，该区域允许旋翼桨叶片在摆动方向的运动，所述桨叶片颈部146在本发明中也称为软性梁并且用一所谓的控制袋150(Steuertüte)进行包裹。因此摆动软性区域构成了一个虚构的垂直定向的轴线(也称为虚拟的摆动关节)，旋翼桨叶片围绕该轴线进行前后的摆动运动。此外结构元件142的桨叶片颈部146通常具有一冲击软性的区域，该区域使得桨叶片在垂直方向可以进行冲击。因此冲击软性区域构成了一个虚构的水平定向的轴线(也称为虚拟的冲击关节)，旋翼桨叶片围绕该轴线进行上下的冲击运动。从而旋翼杆的旋翼轴线到虚拟的冲击关节的距离称为冲击关节距离。

在一无轴承的旋翼中该冲击关节距离相对较大。冲击关节距离例如大约为旋翼圆周半径的8％到12％，旋翼圆周半径是在径向方向上从旋翼杆的旋翼轴线出发向外直至桨叶片顶端的距离。无轴承的旋翼的较大的冲击关节距离虽然一方面在工作过程中使得直升飞机高的控制适应性和转向性能，但另一方面特别是导致较大的冲击固有频率。相对较大的冲击固有频率以及由此产生的振动在旋翼没有轴承的情况下对于直升机的飞行特性是不利的，并且导致桨叶片接头144以及桨叶片颈部146受载很大。桨叶片接头144以及桨叶片颈部146因此必须设计成大尺寸的，以便承受所出现的应力。在通常的直升机旋翼中由于上述原因通常追求较小的冲击以及摆动频率。

由于在旋翼没有轴承的情况下旋翼桨叶片以及桨叶片接头受载很大，而且与之相关要确保元件的强度，所以要减小冲击关节距离或者将其降低到一特定值以下都是特别困难的。通常在旋翼没有轴承的情况下一个较小的冲击关节距离会显著减小每个旋翼桨叶片的坚固性和寿命，这是不利的，甚至是危险的。另外一方面，对于各种应用目的而言，较小的冲击关节距离却是值得追求的，因为飞行员、乘务员以及乘客通常认为具有这种旋翼的直升机很舒适。

在特殊的旋翼中，例如翻转旋翼直升机或飞机的翻转旋翼(所谓的倾转旋翼(Tilt-Rotor))，出于各种原因需要特别摆动刚性的旋翼。

发明内容

本发明是以这个目的或技术问题为基础的，即，提供一种旋翼飞机的旋翼，其确保改善了飞行特性、提高了飞行舒适性以及安全性和可靠性。旋翼在至少一个实施方式中适合作为翻转旋翼-旋翼飞机的翻转旋翼。此外还提供了具有这种旋翼的旋翼飞机。

这个目的通过按本发明的旋翼来实现。该旋翼具有至少两个能够连接到一旋翼毂上的旋翼桨叶片，所述旋翼桨叶片具有带虚拟冲击关节的桨叶片颈部，所述虚拟冲击关节是一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段。其特征在于，在桨叶片颈部的桨叶片接头区域内设置了两个相对旋翼半径在旋翼桨叶片的径向纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节，虚拟冲击关节设置在这两个冲击辅助关节之间，并且桨叶片颈部在冲击运动时能够在两个冲击辅助关节之间弯曲弹性和弧形地变形。其中，各个旋翼桨叶片的桨叶片颈部的包含了两个冲击辅助关节以及位于它们之间的虚拟冲击关节的桨叶片接头区域以一个桨叶片接头臂的形式构成；旋翼桨叶片经由它们的接头臂相互连接；彼此相互连接的旋翼桨叶片的桨叶片接头臂至少在局部区域内相互重叠；并且各个冲击辅助关节位于接头臂的重叠区域内。

这种旋翼具有至少一个可以连接到一旋翼毂上的旋翼桨叶片，它具有一个带有一虚拟冲击关节的桨叶片颈部，所述虚拟冲击关节构成为一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段的形式，其中在桨叶片颈部的一桨叶片接头区域内设置两个相对一旋翼半径在旋翼桨叶片的径向的纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节，基本在它们之间设置所述虚拟冲击关节并且桨叶片颈部在冲击运动时可以在它们之间弯曲弹性和拱形地变形或附加变形。根据桨叶片颈部的结构，它可以具有一个对称的或非对称的弯曲线。

冲击辅助关节的轴线或虚拟轴线优选基本上平行于旋翼桨叶片的结构或自然冲击轴线延伸。就是说，冲击辅助关节的轴线优选基本上平行于经由虚拟冲击关节构成的冲击轴线延伸。这两个冲击辅助关节构成了一种两点支承，它把桨叶片颈部铰接地或虚拟铰接地支承在两个在旋翼桨叶片径向方向上彼此隔开的位置上。冲击辅助关节可以至少部分地构成为旋翼桨叶片和/或旋翼毂或其组件的差动结构方式和/或整体的组成部分。

按本发明的解决方案允许提供一种旋翼特别是一种所谓的无关节以及无轴承的旋翼，在这种旋翼中旋翼桨叶片可以弯曲软性地以及在具有一较小的相对于已知的无轴承旋翼而言大大减小的虚拟冲击关节距离的情况下连接到旋翼毂或旋翼杆上。由此可以改善一配备这种旋翼的旋翼飞机的飞机特性和大大提高飞行舒适性。

按本发明的旋翼此外比传统的无轴承的旋翼具有更小的振动，这又有利于飞机特性和旋翼飞机的舒适性并且减小各个旋翼桨叶片的桨叶片接头和桨叶片颈部的负载。由此没有必要将旋翼桨叶片的桨叶片连接区域的尺寸设计得与传统的无轴承的旋翼桨叶片一样大，因为所产生的力和力矩优选和有利地可以被降低。旋翼桨叶片的重量和旋翼的整体重量因此可以被减小。

通过两个冲击辅助关节可以在按本发明的旋翼中附加地大大减小故障以及失灵可能性，下面还要详细阐述的是，冲击辅助关节可以具有消除负载的功能并且因此确保了一冗余。对于旋翼因此可以实现一种失效保险结构。尽管由于较小的冲击关节距离，按本发明的旋翼具有高的耐久性和长的寿命。另外与现有技术不同的是，此外不需要一个位于桨叶片接头和旋翼桨叶片之间的单独的分离部位。按本发明的旋翼方案可以用于具有一个或多个旋翼桨叶片的旋翼和具有偶数或奇数旋翼桨叶片数目的旋翼。

按本发明的旋翼基于下面的事实特别是在翻转旋翼-旋翼飞机中非常有利，即，按本发明的旋翼不仅可以具有较小的冲击关节距离而且在需要时可以具有非常摆动刚性的旋翼桨叶片。因为在一翻转旋翼中虚拟冲击关节必须尽可能设置在中心，即冲击关节距离应当在理想情况下为0％。按本发明的旋翼完全可以满足这个需求。只有通过这种方式才可以避免此外在旋翼桨叶片的冲击运动中由于科氏力引起的摆动变形。在旋翼的一摆动刚性的结构中，不能减小的科氏力使得不能确保旋翼的强度。

在下文中还公开了按本发明旋翼的其它优选和有利的结构特征。

本发明的目的此外通过按本发明的旋翼飞机实现。该旋翼飞机具有至少一个如上所述的旋翼。

借助于本发明的旋翼飞机基本上可以取得同样的优点，如上述已经提及的与按本发明的旋翼相关的优点。特别是这种旋翼飞机可以特别有利地构成为翻转旋翼直升机。

附图说明

本发明的优选的实施例包括附加的结构细节以及其它的优点在下面借助于附图标记进行详细说明和描述。其中：

图1根据一个第一实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图2只示出一个单个旋翼桨叶片的图1旋翼的一个示意性的非常简化的侧视图，其中虚拟的冲击关节距离等于0；

图2a与图2类似的视图，其中虚拟的冲击关节距离小于0；

图2b与图2类似的视图，其中虚拟的冲击关节距离大于0；

图3根据一个第二实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图4根据一个第三实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图5根据一个第四实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图6根据一个第五实施例的按本发明旋翼的一旋翼桨叶片的一桨叶片接头区域的示意性的透视图；

图7根据一个第五实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图8根据一个第六实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图9根据一个第七实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图10根据一个第八实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图11根据一个第九实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图12根据一个第十实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图13根据一个第十一实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图；

图14根据现有技术的无轴承旋翼的旋翼桨叶片的一个主要区域的示意性的透视图。

在下面的说明和附图中为了避免重复，如果不需要进行区分的话，相同的构件和组件用相同的附图标记表示。

具体实施方式

图1示出了根据一个第一实施例的按本发明的无关节旋翼的示意性的透视俯视图。旋翼具有一个旋翼毂2以及四个同类型构成的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4，所述旋翼毂2具有一个平板形的、四臂的以及在冲击方向上弯曲软性的旋翼星4，其旋转固定地嵌接在一旋翼杆6上并且用作扭矩传递元件。为了清晰起见，在附图中没有示出旋翼桨叶片的产生浮力的区域。旋翼桨叶片基本上由纤维复合材料制成。每两个构成旋翼桨叶片对的旋翼桨叶片B1，B3；B2，B4错位180°对置。而构成的两个旋翼桨叶片对相互错位90°布置。每个旋翼桨叶片具有例如一个桨叶片颈部8，它具有弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段。旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4在其桨叶片颈部部段区域内通过旋翼星4旋转固定地连接到旋翼星4上。此外各旋翼桨叶片通过一种下面还要详细叙述的方式和方法相互连接。

图2为图1的旋翼的示意性的非常简化的侧视图。为了简单起见在附图中只示出了一个单个的旋翼桨叶片B1。但是下面的阐述对于其它的旋翼桨叶片来说类似地同样有效。由图2看出，在旋翼桨叶片B1的桨叶片颈部8的一桨叶片接头区域内分别设置两个冲击辅助关节H1，H2，它们相对于旋翼的旋翼半径R在或基本在径向方向，即旋翼桨叶片B1的纵向方向上，彼此隔开。冲击辅助关节H1，H2将桨叶片颈部8铰接地或者仿佛铰接地支承在两个在旋翼径向方向上彼此隔开的位置上。这产生一种两点支承方式。在这两个冲击辅助关节H1，H2之间，旋翼桨叶片B1在冲击运动时是可以弯曲弹性地和弧形地变形的。旋翼桨叶片B1的偏转和桨叶片颈部8的偏转通过一条虚线表示。基于这种构造方式旋翼桨叶片B1在冲击运动中整体上这样表现，即似乎它的冲击关节好像正好位于旋翼轴线A上。虚拟冲击关节的(虚拟的)冲击关节距离DS因此为0(DS＝0)。在下面的附图中为了更加清晰起见，尽可能只示出用于一个单个旋翼桨叶片的辅助关节H1，H2。对于其它的各个旋翼桨叶片而言辅助关节H1，H2的设置是类似的。

图2a用草图示出了一种与图2类似的进行比较的情况，其中(虚拟的)冲击关节距离DS为负值，即小于零(DS＜0)。图2b又用草图示出了一种与图2类似的情况，其中(虚拟的)冲击关节距离DS大于零(DS＞0)，但是与传统的无关节旋翼相比总是非常小，即非常靠近旋翼杆6。

如果在图1的旋翼中从上或从下朝旋翼圆盘平面观察，那么可以特别清楚地看出，各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的桨叶片接头区域构成为一个具有两个(或更多)狭长的条状的或薄板状的接头臂12，14的桨叶片接头叉10，接头臂12，14此外起拉条的作用，所述桨叶片接头区域包含两个冲击辅助关节H1，H2以及位于它们之间的虚拟冲击关节。这两个相对于旋翼圆盘在切向方向上或相对于相应的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4在旋翼桨叶片型材纵深方向上彼此隔开的接头臂12，14基本上在旋翼桨叶片的纵向方向上延伸，并且基本上相互平行地在旋翼杆6或旋翼轴线A附近的左侧和右侧延伸，并且在径向方向上进而越过它。旋翼轴线A也在两个接头臂12，14之间延伸。在这个实施例中接头臂12，14在旋翼桨叶片的冲击方向上的弯曲刚性或平面转动惯量比在摆动方向上小。

一个旋翼桨叶片对的各两个相互对置的旋翼桨叶片B1，B3；B2，B4越过它们的桨叶片接头叉10，即它的接头臂12，14在纵向方向上相互连接。在此，接头臂12，14在它们的纵向方向上至少在一局部区域内重叠，即在当前情况下基本上在其整个长度上。在此，相应的旋翼桨叶片的各两个接头臂12，14上下相叠地延伸。基于这种结构以及相互连接，一个旋翼桨叶片(例如B1)的接头臂12，14承受旋翼桨叶片对的另外一个旋翼桨叶片(例如B3)的离心力。并且离心力在旋翼杆6旁滑过。因此在理想情况下旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的离心力对旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的旋翼杆连接结构不产生任何影响。

如图1进一步示出，第一旋翼桨叶片对的接头臂12，14此外与第二旋翼桨叶片对的接头臂12，14搭接或相互交叉。由此在所产生的交叉区域16内有四个接头臂上下相叠，即每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的一个接头臂。接头臂12，14在交叉区域16处不仅彼此相互连接，而且与旋翼星4连接。在这个实施例中上述连接通过各一个螺栓18来实现，它近乎平行于旋翼轴线A穿过旋翼星4以及各个接头臂12，14延伸。对于在图1中示出的旋翼因此需要四个螺栓18，以便将旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4经由它们的接头臂12，14相互连接以及与旋翼星4连接。

这个结构具有多功能的特征，这从下面的阐述可以看出。

在冲击方向上弯曲软性以及弯曲弹性的接头臂12，14的交叉区域16与螺栓18一起在旋翼星4的各臂之间构成了一冲击辅助关节H1，H2。因此各冲击辅助关节H1，H2位于旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的一个重叠或者交叉区域16内。此外，每个B1，B2，B3，B4分别产生两个在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节H1，H2。因为各个旋翼桨叶片B 1，B2，B3，B4的桨叶片接头叉10具有两个接头臂12，14，所以每个冲击辅助关节H1，H2具有两个侧向并排的铰接区域H1a，H1b；H2a，H2b，并且每个接头臂12，14具有两个在径向上彼此隔开的螺栓18以及两个在切向上彼此隔开的螺栓18。当桨叶片(在此：例如B1)在冲击方向上受载时，两个接头臂12，14可以在两个径向上隔开的螺栓18之间变形或弯曲。在此，旋翼星4的臂同样一起经历一定的变形。这一切都导致一个附加的软性，这又导致较小的冲击关节距离。

在图1中附图标记H1和H2只适用于旋翼桨叶片B1的冲击辅助关节。对于其它的旋翼桨叶片B2，B3，B4而言，上述内容类似地适用。由于这种结构方式以及上述的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的设置，各个具有两个相互对置的旋翼桨叶片B1，B3；B2，B4的旋翼桨叶片对具有两个共同的冲击辅助关节H1，H2并且在一定程度上具有一共同的虚拟冲击关节。

因为旋翼在当前情况下具有两个旋翼桨叶片对，所以所有的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4此外具有共同的冲击辅助关节H1，H2，它们位于一个桨叶片颈部连接区域内，即在各个交叉区域16内。基于接头臂12，14和旋翼星4的弯曲软性，该交叉区域16也可以尽可能地与接头臂12，14一起弯曲，在这时在弯曲线处并不产生过大的不稳定性位置。为了使得接头臂12，14在冲击运动时在交叉区域内或越过这个区域还可以简单地弹性弯曲，例如可能的时，在螺栓18的区域内在接头臂12，14上设置球形的支承面和/或提供相应的中间元件。例如当旋翼星4在冲击方向上比较刚性时，推荐使用最后提到的结构。

正如上面简短所述那样，各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4在两个冲击辅助关节H1，H2的区域内经由旋翼星4和螺栓18与旋翼杆6不可扭转地连接。因此冲击辅助关节H1，H2的螺栓18与旋翼星一起同时用在扭矩传递元件。该扭矩传递元件在此嵌接在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4上的一个部段上，在该部段处多个接头臂12，14相互重叠并且至少一个冲击辅助关节H1，H2位于此部段内。

正如图1中用附图标记20所示那样，桨叶片颈部8此外在一区域上具有另外一个弯曲软性和冲击软性的桨叶片颈部部段20，所述区域相对于旋翼半径R以及旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的纵向方向朝着旋翼桨叶片顶端(未示出)连接到两个冲击辅助关节H1，H2的径向外端。这个部段20附加地改善了接头臂12，14在一冲击运动中的弯曲以及变形特性。

此外要强调的是，在按本发明的结构中两个冲击辅助关节H1，H2或其部分用作消除离心力元件。因此各个旋翼桨叶片B 1，B2，B3，B4的冲击辅助关节H1，H2的螺栓18为每个接头臂12，14构成两个在桨叶片纵向方向或离心力方向上彼此隔开的接连设置的消除离心力元件。这些螺栓18接受了至少一个出现在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的离心力并且将它导入各个接头臂12，14中。每个离心力分支，即桨叶片接头的每个接头臂12，14，在离心力方向上通过各两个螺栓18双重支承或固定。在此完全足够的是，但当然不是绝对必要的是，即，两个螺栓18或支承中的一个接受了离心力。如果第一个径向外端的螺栓18承担上述任务，那么在两个冲击辅助关节H1，H2之间的区域在旋翼工作过程中是没有离心力的，这又增大了这个区域的挠度和冲击软性。这种构造提供了一个有利的冗余，因为在两个螺栓18中的一个失灵时离心力始终还可以通过第二个螺栓18接受。

此外需注意的是，在按本发明的旋翼中单个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4总共通过四个支承点或螺栓18支承和固定。各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4由于桨叶片接头叉10具有两个接头臂12，14，它们分别具有两个支承点或螺栓18。这特别是对于改善在摆动方向的安全性很重要。一旦四个螺栓18中的一个掉落的话，各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4还可以力矩固定地固定并且仍然可以传递旋翼杆6和旋翼星4的扭矩。因此一个螺栓的失灵对于飞机机械系统的影响没有在根据现有技术的传统结构(见图4)中那么严重，在现有技术的传统结构中当两个螺栓中的一个失灵时旋翼桨叶片在摆动方向上就不再力矩固定地支承，而是可以转动了。总体上借助于按本发明的旋翼因此可以以相对简单和有效的方式和方法实现一种提供高安全性的失效保险结构。

因为旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4在其冲击辅助关节H1，H2的区域内相互连接，所以每个旋翼桨叶片(例如B1)的每个冲击辅助关节H1，H2或其一部分，即螺栓18同时也构成了至少一个另外的旋翼桨叶片(例如B3)的消除离心力元件。由此旋翼所需要的构件数量大大减小。

每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的接头臂12，14在径向方向上向外过渡到一个宽的薄板状的梯形的基段22，其在俯视图上观察径向向外缩小并且通向一个条形的远端的(即背离旋翼杆)桨叶片颈部区域24，旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的产生浮力的型材区域连接到所述桨叶片颈部区域24。不仅接头臂12，14而且基段22以及条形的远端的桨叶片颈部区域24都是扭转软性的，从而以简单的方式和方法可以实现用于无轴承桨叶片角度调节的一扭转软性的桨叶片颈部。本身相对平坦的桨叶片颈部区域此外可以以非常简单的方式和方法空气动力学有利地构造或包裹。基于这种结构方式和情况，即，每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的两个接头臂12，14从侧面绕过旋翼轴线A或旋翼杆6并且因此各螺栓18也相对于旋翼圆盘在切向方向上相对较远地彼此隔开，产生了其它的优点。

由于这种结构导致了一种旋翼桨叶片接头，其具有比传统旋翼高的摆动刚性。在此，在摆动运动中在摆动方向上轻微弹性弯曲的接头臂12，14、螺栓18以及必要时旋翼星4的臂承担了一摆动关节的功能，所述旋翼星4同样可以轻微弹性地弯曲。摆动力矩在此通过螺栓18降低，其构成了一个宽的支承基础并且因此轻微受载。

由图1此外得知，每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的两个接头臂12，14多次向上和向下弯曲，所以两个接头臂12，14或其主要部分在不同的平面内延伸。接头臂12，14具有向下弯曲或向下形成阶梯的自由端部。在附图所示的结构中在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的安装状态下它们的接头臂12，14因此交叉叠插，这使得旋翼毂2的总结构高度非常小。这样选择交叉叠插，使得旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4位于一个共同的旋翼或旋翼桨叶片平面内。考虑到已经提及的特征因此可以实现一个无轴承以及无关节的旋翼，它具有一个虚拟冲击关节、一个刚性的摆动关节以及一个用于无轴承桨叶片角度调节的扭转软性的桨叶片颈部。

原则上每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的两个接头臂12，14也可以在一共同的平面内或与基段和条形的桨叶片颈部区域位于同一个平面内。这样的实施方式在图3中示出了，它示出了一个根据第二实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的一个接头臂12，14的自由端部向上弯曲或形成阶梯，而另外一个接头臂的自由端部向下弯曲或形成阶梯。

图4示出了根据一个第三实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个变型方案大致与图1中的类似。但是旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的接头臂12，14的自由端部分别构成为叉形终端26的形式。在旋翼组装状态下叉形终端26位于一冲击辅助关节H1，H2的区域内并且与一邻接旋翼桨叶片的一个接头臂12，14的位于基段22附近的条形区域相连接。通过叉形终端26可以使得位于冲击辅助关节H1，H2上的连接位置的支承强度提高并且使得旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4在安装时的定位更加容易。

图5示出了根据一个第四实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个变型方案大致与图4中的类似，但是在此涉及到一个具有奇数个旋翼桨叶片的旋翼，即在当前情况下有五个旋翼桨叶片B1至B5。尽管旋翼桨叶片B1至B5并不是分别成对地准确地错位180°对置，但是各旋翼桨叶片可以消除各个与之成一倾斜角对置的旋翼桨叶片的离心力分量。

图6示出了根据一个第五实施例的按本发明旋翼的一旋翼桨叶片B1的一桨叶片接头区域的示意性的透视图。图7示出了根据第五实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。特别是由图6可以看出，在这个旋翼的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4中两个接头臂12，14中的一个分成两个上下设置的彼此隔开的接头臂分支14a，14b。接头臂分支14a，14b在一定程度上上下分层设置。接头臂分支14a，14b的自由端部向上和向下弯曲或形成阶梯，并且一起形成一种接头爪28。另外一个没有划分的接头臂12还是构成为一叉形终端26的形式。

在旋翼桨叶片的安装状态下(见图7)第一旋翼桨叶片对的各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的一个叉形终端26在纵向上嵌入与其恰好对置的旋翼桨叶片的上下布置的接头臂分支14a，14b之间。并且错位90°布置的第二旋翼桨叶片对的旋翼桨叶片的未划分的接头臂12的条形的臂段穿过位于接头臂分支14a，14b之间的叉形终端26延伸。并且与这个臂段对置的接头臂14(具有两个接头臂分支14a，14b)的接头爪28包围第一旋翼桨叶片对的旋翼桨叶片的上面的以及下面的接头分支。这个结构在所有的冲击辅助关节H1，H2处都是相同的。

前面所述的变型方案有助于取得更好的旋翼桨叶片接头的对称性，并且减小了接头刚性，因此减小了各个旋翼桨叶片的冲击刚性。这首先是通过在冲击方向上总体上较小的单个接头臂分支14a，14b的弯曲刚性以及由此引起的接头臂14较小的总体弯曲刚性引起。没有划分的接头臂具有一个相比较而言大的多的弯曲刚性。

图8示出根据一个第六实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个变型方案大致与图1，4，7中的类似。但是从图8可以清楚看出，一个旋翼桨叶片对的相互对置的旋翼桨叶片B1，B3；B2，B4的接头臂12，14侧向并排错位设置。在所有旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的接头臂12，14的各个交叉区域或重叠区域16内始终只有两个接头臂12，14重叠设置。这种结构此外导致，为了将所有接头臂12，14相互连接以及与旋翼星4连接，以及为了将扭矩从旋翼星4传递到螺栓18上，需要总共八个支承点或螺栓18。此外在这个变型方案中一个接头臂12与梯形的基段22以及远端的条形桨叶片颈部区域24处于同一个平面内。另外一个接头臂14相对于这个平面分成多个部段向下(向上同样也是可以的)弯曲或形成阶梯。这个实施方式的优点是在重叠区域或交叉区域16内的较小高度以及由此引起的较大的弯曲软性，对应于旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的软的冲击特性。

图9示出根据一个第七实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。在这个变型方案中各两个旋翼桨叶片B1，B3；B2，B4错位180°恰好对置，旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的各自的接头臂12，14连贯地构成，即没有中断。由此通过接头臂12，14构成的离心力分支同样是连贯的。这具有这样的优点，即，一个旋翼桨叶片(例如B1)的有害的离心力直接通过对置的旋翼桨叶片(例如B3)降低了。同时各个旋翼桨叶片对B1，B3；B2，B4具有两个共同的冲击辅助关节H1，H2和一个共同或不同的虚拟冲击关节。

旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的这种冲击软性的接头也是这样获得的，即，接头臂12，14还可以在冲击辅助关节H1，H2之间再弯曲一次。这导致在接头区域内较大的软性。此外这个结构相当平。相对于其它上述的实施例，旋翼星4的固定点不是直接嵌接在冲击辅助关节H1，H2上，而是在一个转过45°的位置上。该位置分别位于各个旋翼桨叶片对B1，B3；B2，B4的所涉及的接头臂12，14的一个分支的中间部分上。

图10示出根据一个第八实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个旋翼具有四个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4。在这个变型方案中各个旋翼桨叶片不具有含有至少两个接头臂的桨叶片接头叉，而是分别具有一个单独的桨叶片接头臂30。这个旋翼在这个情况下不仅在冲击方向上而且在摆动方向上弯曲软性地构成。在附图中可以清楚看出，各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的单个桨叶片接头臂30在旋翼轴线A旁边延伸并且在它旁边经过。一个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的单个桨叶片接头臂30以其一个端部区域分别与一个邻接的同样构成的旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的桨叶片接头臂30的一个中间部段32连接。这种连接与上述实施例一样通过各一个螺栓18实现。各个单个桨叶片接头臂30的位于各螺栓18之间的部段围绕旋翼轴线A或旋翼杆6构成了一个四边形。

由于上述的构造方式，因此每个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4具有两个在旋翼桨叶片纵向方向上彼此隔开的固定点。旋翼星4的臂也嵌接在这些固定点上，这些固定点分别是两个冲击辅助关节H1，H2，在它们之间设置了虚拟的冲击关节并且在它们之间桨叶片颈部8在冲击运动中可以弯曲弹性地和弧形地变形。因为各个单个桨叶片接头臂30在摆动方向上也是弯曲软性的，所以各个旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的两个冲击辅助关节H1，H2同时也构成了两个在旋翼桨叶片的径向纵向方向上彼此隔开的摆动辅助关节，在它们之间设置一个虚拟的摆动关节并且在它们之间桨叶片颈部8在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的摆动运动中可以弯曲弹性地和弧形地变形。

在旋翼桨叶片B1，B2，B3，B4的连接位置的螺栓18在此同时用作转动关节点，它使得所涉及的单个桨叶片接头臂30在冲击方向上的弯曲变得容易。在图10中一个摆动的旋翼桨叶片通过一条虚线表示。与上述实施例中的实施方式不同，这个旋翼是摆动软性的，因此不大适合翻转旋翼直升机。

图11示出了一个根据一个第九实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个变型方案基本对应于图10的方案，但是它实施成三桨叶片旋翼。各个单个桨叶片接头臂30的位于各螺栓18之间的部段围绕旋翼轴线A或旋翼杆构成了一个等边三角形。

图12和13示出了根据一个第十、第十一实施例的按本发明旋翼的示意性的透视俯视图。这个变型方案基本对应于图10，11的方案，但是它实施成二桨叶片旋翼。这需要例如两个将单个桨叶片接头臂30相互连接的附加的横向连接元件34(见图12)用于将旋翼桨叶片B1，B2不可转动地安装到旋翼杆6上或一个或多个上下设置的、具有合适的彼此隔开的固定点的旋翼毂薄板36上(见图13)。

在上述实施例中描述的按本发明的旋翼应用在具有一个或多个旋翼的飞机中，特别是直升机中。根据图1和图3-10所述的变型方案由于高的摆动刚性特别是适合于翻转旋翼直升机或翻转旋翼飞机。

本发明并不限于上述实施例，它们只用作对本发明核心构思的一般解释。在保护范围的范围内按本发明旋翼还可以采取与上述具体描述的实施例不同的结构形式。旋翼在此特别是具有这样的特征，即所述实施例特征的组合。虽然在实施例中只探讨了多桨叶片旋翼，但是按本发明的原理同样适合于单桨叶片旋翼或具有1至n(1...n)旋翼桨叶片的旋翼。在一个按本发明的旋翼中虚拟冲击以及摆动关节此外可以重合。冲击辅助关节也可以实施成空间关节，其可以具有真实的和/或虚拟的关节。

在按本发明的旋翼中取决于各个旋翼毂的构造以及各个旋翼杆连接，旋翼杆在轴向方向上也可以终止于旋翼桨叶片平面的下方或接头臂的下方。然而接头臂此外可以在侧面在旋翼轴线附近或围绕旋翼轴线延伸。此外在本发明的意义上也可以的是，将基段22构造成非常狭长，并且允许各接头臂以一个非常小的侧向距离并排延伸。此外可以的是，在各接头臂之间的区域内设置一个软性的弹性的中间填充，例如一种弹性的泡沫塑料或类似物，它不阻止接头臂的变形并且附加地也承担包裹、支承以及加固的功能。

原则上也可以替代螺栓使用其它的合适的连接件或消除离心力元件，例如一个在各个接头臂和/或旋翼星或旋翼毂薄板之间的整体连接件或一个围绕旋翼杆和/或一个旋翼毂薄板的旋翼桨叶片接头环。这个环特别是可以这样简单地实现，即，桨叶片接头叉的两个接头臂例如在旋翼杆后面汇成一个环并且彼此整体连接。

在上述实施例中设置在冲击辅助关节区域内的螺栓承担了多重功能。特别是它们与各个重叠的或交叉的桨叶片接头区域一起构成了冲击辅助关节并且同时接受了作用在旋翼桨叶片上的离心力。但也是可以的是，将各个功能分离。例如可能的是，各个冲击辅助关节无离心力地以及无螺栓地构成并且通过一个支承桨叶片颈部的支承装置与弯曲软性的接头臂共同作用而构成。例如在桨叶片颈部上侧的以及下侧的支承元件或夹紧元件可以用作支承装置。它们例如可以构成为支承导轮、球形支承元件、弹性夹紧元件和类似物。这种冲击辅助关节不可以接受离心力。这例如可以通过一个螺栓进行补偿，它仅仅起消除离心力的作用，但不再承担任何冲击辅助关节的功能。在此可以的是，螺栓轴线不是垂直地设置，而是水平地或与旋翼圆盘平面成一角度。

在权利要求书、说明书以及附图中使用的附图标记只用作更好地理解本发明，并不限制本发明的保护范围。

附图标记列表

2 旋翼毂

4 旋翼星

6 旋翼杆

8 弯曲以及冲击软性的桨叶片颈部

10 桨叶片接头叉

12 10的接头臂

14 10的接头臂

14a 14的接头臂分支

14b 14的接头臂分支

16 交叉或重叠区域

18 螺栓

20 附加的弯曲软性的、冲击软性的桨叶片颈部部段

22 基段

24 远端的桨叶片颈部区域

26 叉形终端

28 接头爪

30 单个桨叶片接头臂

32 30的中间部段

34 横向连接元件

36 旋翼毂薄板(n)

142 结构元件

144 旋翼毂侧的桨叶片接头

146 桨叶片颈部

148 螺栓

150 控制袋

A 旋翼轴线

B1 旋翼桨叶片

B2 旋翼桨叶片

B3 旋翼桨叶片

B4 旋翼桨叶片

B5 旋翼桨叶片

H1 冲击辅助关节

H1a H1的关节区域

H1b H1的关节区域

H2 中击辅助关节

H2a H1的关节区域

H2b H1的关节区域

DS 虚拟的冲击关节距离

R 旋翼半径

Claims

1.旋翼，其具有至少两个能够连接到一旋翼毂(2)上的旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4；B5)，所述旋翼桨叶片具有一个带一虚拟冲击关节的桨叶片颈部(8)，所述虚拟冲击关节是一个弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部部段，

在桨叶片颈部(8)的一桨叶片接头区域(12，14；16；30，32)内设置了两个相对一旋翼半径(R)在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的径向纵向方向上彼此隔开的冲击辅助关节(H1，H2)，所述虚拟冲击关节设置在所述两个冲击辅助关节(H1，H2)之间，并且桨叶片颈部(8)在冲击运动时能够在所述两个冲击辅助关节(H1，H2)之间弯曲弹性和弧形地变形，其中

-各个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的桨叶片颈部的包含了两个冲击辅助关节(H1，H2)以及位于它们之间的虚拟冲击关节的桨叶片接头区域以一个桨叶片接头臂(1，14，14a，14b；30)的形式构成；

-旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)经由它们的接头臂(12，14；30)相互连接；

其特征在于，

-彼此相互连接的旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的桨叶片接头臂(12，14，14a，14b；30)至少在局部区域内相互重叠(16)；

-各个冲击辅助关节(H1，H2)位于接头臂(12，14，14a，14b；30)的重叠区域(16)内。

2.如权利要求1所述的旋翼，其特征在于，桨叶片颈部(8)在一区域内具有另外一个弯曲软性和冲击软性的桨叶片颈部区域(22)，所述区域相对于旋翼半径(R)以及旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4；B5)的纵向方向朝着旋翼桨叶片的顶端连接到两个冲击辅助关节(H1，H2)的径向外端。

3.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，所述旋翼是一个无关节旋翼，并且除了具有虚拟冲击关节外还具有一弯曲软性的、弯曲弹性的桨叶片颈部区域(30)形式的虚拟摆动关节。

4.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，所述旋翼是一个无轴承以及无关节的旋翼，并且具有一个虚拟冲击关节、一个虚拟摆动关节以及一个用于无轴承的桨叶片角度调节的扭转软性的桨叶片颈部(12，14，22，24)。

5.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，冲击关节距离大于或等于0。

6.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，冲击关节距离小于0，即为负值。

7.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，虚拟冲击关节位于桨叶片颈部(8)的一处于两个冲击辅助关节(H1，H2)之间的区域内。

8.如权利要求4所述的旋翼，其特征在于，两个冲击辅助关节(H1，H2)同时也构成了两个在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4)的径向纵向方向上彼此隔开的摆动辅助关节，所述虚拟摆动关节设置在所述两个摆动辅助关节之间，并且桨叶片颈部(8；30)能够在所述两个摆动辅助关节之间在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4)的摆动运动中弯曲弹性地和弧形地变形。

9.如权利要求3所述的旋翼，其特征在于，所述虚拟摆动关节是摆动刚性的。

10.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，至少一个冲击辅助关节(H1，H2)具有一个转动关节(18)。

11.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，至少一个冲击辅助关节(H1，H2)由桨叶片颈部(8)的一个弯曲软性的、弯曲弹性的部段(12，14，14a，14b)构成。

12.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，至少一个冲击辅助关节(H1，H2)通过一个在冲击辅助关节(H1，H2)的区域内支承桨叶片颈部(8)的支承装置构成。

13.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，所述至少两个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4；B5)具有共同的冲击辅助关节(H1，H2)，所述共同的冲击辅助关节(H1，H2)位于一个共同的桨叶片连接区域(16，18)内。

14.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，所述至少两个旋翼桨叶片(B1，B3；B2，B4)相对于旋翼圆盘分别错位180°地对置，并且构成一个旋翼桨叶片对(B1，B3；B2，B4)，各旋翼桨叶片对(B1，B3；B2，B4)具有两个共同的冲击辅助关节(H1，H2)和一个共同的虚拟冲击关节。

15.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，各个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4)的桨叶片颈部的包含了两个冲击辅助关节(H1，H2)以及位于它们之间的虚拟冲击关节的桨叶片接头区域是一个单个桨叶片接头臂(30)；

各个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4)的单个桨叶片接头臂(30)在旋翼轴线(A)侧面旁边延伸并经过所述旋翼轴线(A)，并且与各个附近的同样构成的旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4)的一个中间区段(32)连接。

16.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，桨叶片颈部(8)的包含了两个冲击辅助关节(H1，H2)以及位于它们之间的虚拟冲击关节的桨叶片接头区域是一个具有至少两个消除离心力的接头臂(12，14)的桨叶片接头叉(10)。

17.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，在看向旋翼圆盘平面时，旋翼轴线(A)在至少两个接头臂(12，14)之间延伸。

18.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，一旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的至少两个接头臂(12，14，14a，14b)中的至少一个具有一个构成为叉形终端(26)的臂端部，所述臂端部嵌入一个冲击辅助关节(H1，H2)的区域内，并且与另外一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的一个接头臂(12，14)的一接头臂区域连接。

19.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，至少一个接头臂(14)划分成至少两个上下设置的接头臂分支(14a，14b)。

20.如权利要求16所述的旋翼，其特征在于，旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)经由它们的桨叶片接头叉(10)相互连接，并且每一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的桨叶片接头叉(10)的至少一个局部区域(12，14；14a，14b)承受另外一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的离心力。

21.如权利要求20所述的旋翼，其特征在于，经由它们的桨叶片接头叉(10)相互连接的旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的接头臂(12，14)至少在局部区域内重叠(16)。

22.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，一旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的至少两个接头臂(12，14)在不同的平面内延伸。

23.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，接头臂(12，14；14a，14b)是条形或薄板形的。

24.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，至少一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)在两个冲击辅助关节(H1，H2)的区域内通过一个扭矩传递元件(4；18)与一个旋翼杆(6)不可扭转地连接。

25.如权利要求24所述的旋翼，其特征在于，扭矩传递元件(18)嵌接在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)上的一个部段(16)上，在该部段处接头臂(12，14)相互重叠，并且至少一个冲击辅助关节(H1，H2)位于该部段内。

26.如权利要求24所述的旋翼，其特征在于，扭矩传递元件(4)在至少一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的冲击方向上是弯曲软性的。

27.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)在桨叶片接头区域(12，14；16；30)内具有至少两个在纵向或离心力方向上彼此隔开的消除离心力元件(18)，所述至少两个消除离心力元件(18)中的至少一个在旋翼的工作过程中承受出现在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)上的离心力。

28.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，两个在旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的纵向上彼此隔开的冲击辅助关节(H1，H2)中的至少一个或它的一部分是一消除离心力元件。

29.如权利要求1或2所述的旋翼，其特征在于，旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)在它们的冲击辅助关节(H1，H2)区域内彼此连接，并且每一个旋翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的至少一个冲击辅助关节(H1，H2)或它的一部分(18)构成为至少一个另外的翼桨叶片(B1，B2，B3，B4，B5)的消除离心力元件。

30.旋翼飞机，具有至少一个根据权利要求1-29中任一项所述的旋翼。