CN104002965A - 带控制襟翼的旋翼桨叶 - Google Patents

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Abstract

一种旋翼桨叶，该旋翼桨叶具有外壳和至少一个控制襟翼，外壳在翼展和翼弦方向上延伸，该至少一个控制襟翼相对于外壳在大致翼展方向上延伸。负荷传递装置位于至少一个桨叶腔内，该负荷传递装置包括桩式壳体，该桩式壳体各具有一个致动器、一个襟翼驱动器和纵向梁。至少一个桩式壳体包括至少一个上部条板和至少一个下部条板，这些条板基本在翼弦方向上定向在纵向梁和用于至少一个致动器的支承件之间，其中纵向梁位于一侧而该支承件位于另一侧，上部和下部条板中的每个相对于至少两个枢转承载件对称地对准。上部和下部条板在翼弦方向上是刚性的，而在翼展方向上是挠性的。上述旋翼桨叶能尽可能高效地将负载传递给控制襟翼。

Description

带控制襟翼的旋翼桨叶
技术领域
本发明涉及一种带至少一个控制襟翼的旋翼桨叶，该旋翼桨叶具有前面权利要求1中的特征。
背景技术
控制襟翼倾向于能单片桨叶控制。对于带控制襟翼的旋翼桨叶来说，致动器是控制襟翼的必要部件。
文献US5811911A公开了一种压电致动器，该压电致动器具有至少两个盘形的一致的弯曲元件，每个弯曲元件具有由硬弹性材料制造的承载板，压电材料层施加到该承载板一侧或两侧。两个弯曲元件分别通过设置在承载板的圆周上的至少两个弯曲接头彼此连接。
文献DE10017332A1公开了一种压电致动装置，用于控制直升机旋翼桨叶上的襟翼。该装置包括压电元件装置和与其联接的输电机架，该输电机架固定到旋翼桨叶上，并通过改变压电元件装置的长度在承载件和从动元件之间产生动力。所述动力作用在与旋翼桨叶的离心力的方向交叉的方向上。
文献US2002/071767A1公开了一种旋翼桨叶装置，该旋翼桨叶装置具有旋翼桨叶、位于旋翼桨叶中的空心桨叶腔、可拆卸地布置并固定在桨叶腔中的襟翼模块。襟翼模块包括收纳在桨叶腔中的模块外壳、设置在外壳中的致动器、可枢转地设置在外壳边缘的襟翼和将致动器连接于襟翼的动力传递连杆。襟翼可以是后缘襟翼，位于桨叶的后缘。整个襟翼模块能容易地从桨叶中移出，以便调整、检查、维护、维修或替换。
文献EP2514669A1公开了一种格尼型襟翼组件，其中，致动器通过致动器输出和轭组件连接到襟翼。
在文献US6196796B1中有一种致动器，该致动器通过两个电源线(一个用于向上移动襟翼，另一个用于向下移动襟翼)控制襟翼，所以，基于起作用的是哪根电源线，蝶形轴的一定叶瓣增压或降压，从而控制施加在襟翼上的扭矩。
文献EP1035015A2描述了容纳在旋翼桨叶中的致动器。该致动器与“位移放大装置”的四个薄板接触，该位移放大装置的收缩和扩张使这些薄板移动，这再将该“放大的位移”传递给襟翼。
在文献US2002/141867A1中，致动器通过两个平行的张力杆连接到襟翼，这两个张力杆都设置在襟翼本身能伸展的飞机内。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种具有至少一个控制襟翼的轻便旋翼桨叶，该旋翼桨叶尽可能高效地将负载传递给控制襟翼。
本方案由具有至少一个控制襟翼的旋翼桨叶来提供，该旋翼桨叶具有本发明权利要求1所述的特征。
根据本发明，一种旋翼桨叶，具有在翼展和翼弦方向上延伸的外壳，且该旋翼桨叶具有至少一个控制襟翼，控制襟翼相对于所述外壳基本在翼展方向上延伸。本发明的旋翼桨叶优选是直升机主旋翼的一部分。所述至少一个控制襟翼基本在翼弦方向上从所述外壳突出。至少一个位于所述外壳内的桨叶腔具有通向所述至少一个控制襟翼的通道。至少一个位于所述至少一个桨叶腔内的致动器具有襟翼驱动器，该襟翼驱动器通过所述至少一个通道基本在所述翼弦方向上与所述控制襟翼连接。负荷传递装置用于吸收所述至少一个致动器在所述至少一个致动器和所述控制襟翼之间引起的反作用力。所述负荷传递装置包括至少一个桩式壳体和一个襟翼驱动器，桩式壳体内容纳有一个致动器，襟翼驱动器基本在所述翼弦方向上定向。所述负荷传递装置进一步包括纵向梁，该纵向梁固定在所述外壳上，并在所述基本翼展方向上纵向延伸。所述至少一个桩式壳体在所述纵向梁远侧包括中心支承件，用于支承所述至少一个致动器。所述纵向梁包括至少一个或优选两个枢转承载件，用于支承所述至少一个控制襟翼。在至少一个或优选两个枢转承载件附近，即较佳地在桩式壳体的条板固定在纵向梁上的同一区域处，至少一个承载件设置在所述至少一个控制襟翼上，用于通过所述至少一个襟翼驱动器对所述至少一个控制襟翼致动。所述至少一个控制襟翼在所述至少两个枢转承载件中间优选包括所述至少一个承载件，所述至少一个承载件在所述至少一个控制襟翼上。基本在所述翼展方向上定向的扣留装置一端安装在所述外壳上，另一端安装在所述至少一个致动器上，以承载至少一个致动器上作为纯张紧力的任何负荷，所述负荷由旋转产生、即由本发明的旋翼桨叶的离心负荷和/或摆振加速度产生，并为用于桩式壳体内的所述致动器的中心支承件提供低负荷。所述至少一个桩式壳体包括至少一个上部和至少一个下部条板，这些条板基本在所述翼弦方向上定向在所述纵向梁和用于至少一个致动器的支承件之间，其中所述纵向梁在一侧，而用于所述至少一个致动器的支承件在另一侧，所述上部和下部条板中的每个在翼弦方向上相对于本发明旋翼桨叶的至少一个枢转承载件对称地对准。所述至少一个上部和至少一个下部、优选成对上部和成对下部条板在翼弦方向上是刚性的，而在翼展方向上是挠性的。本发明的旋翼桨叶是轻质的，以使致动器与其相关的控制襟翼的连接，从而使得从致动器到控制襟翼的负荷传递和该负荷传递的反应都通过所述至少一个刚性桩式壳体变得尽可能高效。本发明的旋翼桨叶分别包含一个致动器和一个襟翼驱动器，它们位于一个刚性桩式壳体内，在翼弦方向上具有的本发明旋翼桨叶的挠性条板允许清晰的负荷路径，并且使得用于在桩式壳体内的所述致动器的中心支承件不超负荷。在桩式壳体内的致动器的中心支承件使得致动器移动控制襟翼，因为桩式壳体在本发明旋翼桨叶的翼弦方向上是刚性的，以通过襟翼驱动器将致动器的任何推/拉位移高效地传递给控制襟翼。桩式壳体通过翼展方向的纵向梁固定在本发明的旋翼桨叶上，该纵向梁与桩式壳体成一体并且还在控制襟翼附近固定在外壳上。本发明旋翼桨叶的桩式壳体的清晰的负荷路径由所述至少一个致动器的中心支承件、相关的襟翼驱动器与在所述至少一个枢转承载件上的承载件在翼弦方向上的对准以及桩式壳体的条板各自在翼弦方向上相对于所述至少一个枢转承载件的对准产生。当致动器的推/拉力通过襟翼驱动器传递时，各对齐提供了基本上对称的致动力传递，承载件和纵向梁以最短的可能路径直接返回到条板，以反作用在本发明旋翼桨叶的桩式壳体的用于所述致动器的中心支承件上。由于本发明的旋翼桨叶的桩式壳体在条板外侧以及在纵向梁远侧的顶部处横向自由，并且由于纵向梁固定在外壳上，本发明的旋翼桨叶的桩式壳体基本不会产生对控制襟翼的致动力而产生的弯矩。本发明的旋翼桨叶的桩式壳体由离心力和/或本发明旋翼桨叶的超前滞后加速度导致的任何弯矩都保持比较低，因为本发明的旋翼桨叶的桩式壳体设计成通过在翼展方向的挠性条板屈服于所述弯曲。本发明的旋翼桨叶的桩式壳体基本较低的弯矩允许降低桩式壳体的条板的横截面，因此，允许有效致动控制襟翼的轻质的本发明旋翼桨叶。本发明旋翼桨叶允许对离心负荷下的致动器框架的长度进行简单、轻微地补偿，同时通过条板从致动器框架以最短的可能路径将致动力刚性地传递到控制襟翼，这具有避免了负荷路径结构变形导致的能量浪费优点。
根据本发明的一个优选实施例，提供了成对上部和成对下部条板，这些条板在翼弦方向上相对于至少两个枢转承载件和所述至少一个致动器对称地对齐，以基本上对称地传递致动力，基本避免在本发明旋翼桨叶的桩式壳体的条板产生弯矩。
根据本发明的又一个优选实施例，在所述至少一个桨叶腔内的至少一个固定桩式壳体与条板和桩式壳体的顶部分离，并基本平行于所述至少一个桩式壳体定向。所述至少一个固定桩式壳体也与纵向梁一体。所述至少一个固定桩式壳体固定在本发明旋翼桨叶的外壳上。在控制襟翼组装到本发明旋翼桨叶上的过程中，固定桩式壳体允许至少一个致动器预固定。
根据本发明的又一个优选实施例，所述控制襟翼是可分的后缘控制襟翼。
根据本发明的又一个优选实施例，所述致动器是压电致动器。
根据本发明的又一个优选实施例，两个致动器设置在所述至少一个桨叶腔内，每个都有襟翼驱动器，所述襟翼驱动器基本在翼弦方向上连接到所述控制襟翼。两个致动器中的一个设置成在顺时针方向上转动控制襟翼，转出由翼展和翼弦方向确定的平面之外，而两个致动器中的另一个设置成在与所述顺时针方向相反的方向上转动控制襟翼。
根据本发明的又一个优选实施例，至少一个桩式壳体的条板连接到所述外壳，以防止条板相对旋翼桨叶的型面垂直移动，但在翼弦方向上是自由的，以进一步加强条板对抗翼弦方向上的扭转刚度。
本发明的优选实施例结合下面描述和附图详细描述。
附图说明
图1示出了局部剖开具有根据本发明的控制襟翼的直升机旋翼桨叶的示意俯视图，
图2示出了根据本发明的直升机旋翼桨叶的致动器、襟翼驱动器、传递装置和控制襟翼的示意总体视图。
图3示出了图2中传递装置的俯视图，
图4示出了带有根据本发明的直升机旋翼桨叶的传递装置的部分剖视图。
具体实施方式
根据图1、2和3，直升机旋翼桨叶1具有外壳20，该外壳在所述旋翼桨叶1的翼展方向以及与翼展方向垂直的翼弦方向上延伸。旋翼桨叶1的前缘2和后缘3基本上各自沿着所述外壳20的翼展方向延伸。两个基本纵向的控制襟翼4沿着后缘3的一部分在翼展方向上对准，以基本上在直升机旋翼桨叶1的翼弦方向上突出。
旋翼桨叶1具有桨叶腔7，该桨叶腔在前缘2和后缘3之间位于外壳20内，并且在所述旋翼桨叶1的翼展方向上，以容纳沿翼展方向对准的桩式壳体13。每个桩式壳体13包括向上的致动器8或向下的致动器9，所述致动器8、9沿着旋翼桨叶1的前缘2设置，用以在直升机旋翼桨叶1的后缘3处，相对于由翼展和翼弦方向限定的平面顺时针或逆时针枢转控制襟翼4。
每个桩式壳体13包括两个在翼展方向上分离的上部条板14和两个在翼展方向上分离的下部条板14，上部条板14、下部条板14均在基本上翼弦方向上围绕致动器8、9并延伸到纵向梁15，纵向梁15在后缘3处沿着控制襟翼4布置。上部条板14基本位于由翼展和翼弦方向限定的平面的上方，下部条板14基本位于由翼展和翼弦方向限定的平面的下方。在前缘3处，一个桩式壳体13的两个上部、两个下部条板14均通过桩式壳体13的顶部相互连接。在每个桩式壳体13的外侧、自纵向梁15在翼弦方向上，两个上部、两个下部条板14在翼展方向上是自由的。纵向梁15在翼弦方向上几乎与完整的桨叶腔7一样长。
每个相应的致动器8、9包括纤维增强的菱型塑料外壳21。每个所述菱型塑料外壳21通过各自的紧固装置12在翼弦方向上对称固定于其中一个所述桩式壳体13的顶部。所述紧固装置如螺钉。
上部襟翼驱动器10将向上承载件6与向上致动器8连接，下部襟翼驱动器11将相关联控制襟翼4的向下承载件5与向下致动器9连接。
控制襟翼4分别通过两对枢转承载件35、36安装，使所述控制襟翼4绕后缘3枢转到由所述翼展和翼弦方向限定的平面之外。一对枢转承载件35、36在翼展方向上与所述控制襟翼4的另一对枢转承载件35、36是分隔开的。
每个向上承载件6置于由所述翼展和翼弦方向限定的平面之上，并且每个向上承载件6置于两个枢转承载件35、36之间；每个向下承载件5置于由所述翼展和翼弦方向限定的平面之下，并且每个向下承载件5置于两个又一枢转承载件35、36之间。枢转承载件35、36相互之间在翼展方向上的相应距离由相应的向上承载件6或相应的向下承载件5的大小决定。
相应的向上承载件6在翼弦方向上与上部襟翼驱动器10基本对准，并且对应的紧固装置12与相关联的桩式壳体13所述顶部对准；相应的向下承载件5在翼弦方向上与下部襟翼驱动器11基本对准，并且对应的紧固装置12与相关联的桩式壳体13所述顶部对准。两个上部和两个下部条板14在翼展方向上与枢转承载件35、36基本对准，即，两个上部或两个下部条板14之间在翼展方向上的距离分别由对应的向上承载件6或对应的向下承载件5的大小决定。襟翼驱动器10、11各自的宽度与承载件5、6各自的宽度一致。两个上部或两个下部条板14各自的宽度与枢转承载件35、36的宽度一致，或所述宽度比枢转承载件35、36的宽度小，即，襟翼驱动器10、11各自的宽度与两个上部和两个下部条板14各自的宽度远小于襟翼驱动器10、11各自的长度与两个上部和两个下部条板14各自的长度，且宽度与长度的比例<1∶4。
致动器8、9是压电致动器，由相应的纤维增强的菱型塑料外壳21支承。所述压电致动器8、9在各自的菱型塑料外壳21内，基本沿翼展方向定向，以能对各纤维增强的菱型塑料外壳21的在翼展方向上定向的各相对端22、23施加压力。压电致动器8、9具有铰链型的相对端22、23。
通过致动器8、9对各纤维增强的菱型塑料外壳的在翼弦方向上各相对端22、23施加压力，张力被施加到固定在各纤维增强的菱型塑料外壳21的活动顶部24上的各襟翼驱动器10、11，所述活动顶部24在翼弦方向上与各紧固装置12处的固定顶部相对。由DE10017332A1和/或DE10061636A1各自公开的有关致动器8、9的设计已包含在本申请中。
每个桩式壳体13通过纵向梁15与固定桩式壳体16连接，该固定桩式壳体16包括单个上部和单个下部条板25，这些条板在固定桩式壳体16的又一顶部处互相连接。单个上部和单个下部条板25与桩式壳体13的两个上部和两个下部条板14基本平行。固定桩式壳体16通过两个另外的紧固装置17固定在旋翼桨叶1的外壳20上。用于固定桩式壳体16的两个紧固装置17布置在旋翼桨叶1的翼弦方向上。固定桩式壳体16的上部和下部条板25由连接上、下条板25的杆27稳固。
扣留装置、例如条带26设置成基本上沿所述翼展方向定向。每个扣留装置26一端固定在所述两个另外的紧固装置17中的一个上，并固定于外壳20和/或所述至少一个固定桩式壳体16。其中一个扣留装置26的另一端附连于桩式壳体13的顶部，另一个扣留装置26的另一端附连于所述致动器8、9中一个的相应纤维增强的菱型塑料外壳的活动顶部24。两个扣留装置26抵抗在旋翼桨叶1运行过程中的离心力支承其中一个桩式壳体13。
纵向梁15沿着后缘3用螺钉28固定到旋翼桨叶1的外壳20上。纵向梁15与桩式壳体13的成对条板14中的每一个以及固定桩式壳体16的单条板25中的每个成一体。所述控制襟翼4的枢转承载件35、36通过纵向梁15安装在后缘3上。
首先，外壳20在后缘3处是开放的，以允许在旋翼桨叶1的翼弦方向上插入桩式壳体13。沿着后缘3用螺钉28将纵向梁15固定到旋翼桨叶1的外壳20上，该固定将带有桩式壳体13的旋翼桨叶1的外壳20连结于闭合截面，以在旋翼桨叶1的外壳20中有效传递扭矩，所述扭矩主要由运行中的旋翼桨叶1的气动载荷产生。
每个桩式壳体13的条板14、25由碳纤维制造，所述碳纤维基本在翼弦方向上定向。
每个控制襟翼4都由襟翼驱动器10、11和设置在纵向梁15旁边的承载件5、6致动。由致动器的致动引起的、来自襟翼驱动器10在翼弦方向上至控制襟翼4的力，在纵向梁15的水平处传递到两个上部、两个下部条板14，并通过两个上部、两个下部条板14进一步传递给桩式壳体13。桩式壳体13的两个上部、两个下部条板14由连接上部、下部条板14的杆27稳固。两个上部、两个下部条板14通过平面间隔件18相互连接。两个上部、两个下部条板14在翼弦方向上是极具刚性的，即，致动载荷位移相对刚性的任何比率都使得任何条板14的延伸都小于致动载荷位移的50％。
参见图4，相应的特征参照图1-3的附图标记。桩式壳体13的上部条板14、下部条板14、纵向梁15和杆27都由螺钉28固定到旋翼桨叶1的外壳20上。向下致动器9通过紧固装置12固定到桩式壳体13上。
下部襟翼驱动器11经由来自所述桨叶腔7的通道连接于控制襟翼4的所述下部承载件5，以使控制襟翼4相对枢转轴19枢转。
在启动致动器9之后，下部襟翼驱动器11被拉向纵向梁15，以使控制襟翼4相对枢转轴19向下枢转，所产生的反作用力传递给纵向梁15，然后，传递给承受压缩的桩式壳体13的上部、下部条板14。
更进一步，在旋翼桨叶的翼展方向上，相同的控制襟翼4通过上部襟翼驱动器10连接到向上致动器8，该上部襟翼驱动器10在控制襟翼4的枢转轴19之上与向下承载件6链接，以使控制襟翼4相对枢转轴19向上枢转(未示出)。
由于紧固装置12，每个致动器8、9的各活动顶部24、各襟翼驱动器10、11以及各承载件5、6全部在翼弦方向上成一条线，因此，任何由旋翼桨叶1的摆振加速度引起的桩式壳体13的负载和/或由致动器8、9致动引起的力基本都在翼弦方向上。
由于旋翼桨叶1的摆振加速度引起的负载和/或由致动器8、9致动引起的力基本都在翼弦方向上，条板14与各自相关的枢转承载件35、36在翼弦方向上成一条线，所以，所有的负载基本沿着条板14。
任何由旋翼桨叶1的运行引起的在致动器8、9上的离心负荷都由扣留装置26承载，该扣留装置基本在旋翼桨叶1的所述翼弦方向上定向。任何由旋翼桨叶1的运行引起的在桩式壳体13上的离心负荷都由固定在旋翼桨叶1的外壳20上的纵向梁15承载。
因此，每个桩式壳体13基本没有因控制襟翼4的运行和/或因旋翼桨叶1的运行引起的弯曲扭矩。由运行中的相关致动器8、9的变形引起的其中一个桩式壳体13在翼展方向上的任何移动都以低压力沿着相对长的、翼展方向的挠性条板14补偿，所述挠性由小于1/4的所述条板14的宽度与长度比所确定。由运行中的相关致动器8、9的变形引起的其中一个桩式壳体13在翼展方向上的任何所述移动相对各相关枢转承载件35、36没有在翼弦方向上与条板14错开。
附图标记列表
1 旋翼桨叶
2 前缘
3 后缘
4 控制襟翼
5 承载件
6 承载件
7 桨叶腔
8 向上致动器
9 向下致动器
10 上部襟翼驱动器
11 下部襟翼驱动器
12 紧固装置
13 桩式壳体
14 条板
15 纵向梁
16 固定桩式壳体
17 螺钉
18 平面间隔件
19 枢转轴
20 外壳
21 塑料外壳
22 相对端
23 端部
24 活动顶部
25 上、下条板
26 扣留装置
27 杆
28 螺钉
35 枢转承载件
36 枢转承载件

Claims (8)

1.一种旋翼桨叶(1)，具有外壳(20)和至少一个控制襟翼(4)，所述外壳(2)在翼展和翼弦方向上延伸，所述至少一个控制襟翼(4)相对于所述外壳(20)在大致翼展的方向上延伸；特别是一种用于直升机主旋翼的旋翼桨叶(1)，所述用于直升机主旋翼的旋翼桨叶(1)具有外壳(20)和至少一个控制襟翼(4)，所述外壳(2)在翼展和翼弦方向上延伸，所述控制襟翼(4)相对于所述外壳(20)在大致翼展的方向上延伸，所述至少一个控制襟翼(4)在大致翼弦方向上从所述外壳(20)突出，所述旋翼桨叶(1)包括：
一至少一个桨叶腔(7)和至少一个通道，所述至少一个桨叶腔位于所述外壳(20)之内，而所述至少一个通道从所述至少一个桨叶腔(7)通至所述至少一个控制襟翼(4)；
一负荷传递装置，所述负荷传递装置位于所述至少一个桨叶腔(7)内，且所述负荷传递装置包括至少一个桩式壳体(13)，所述至少一个桩式壳体(13)各自具有一个致动器(8，9)、一个襟翼驱动器(10、11)和纵向梁(15)，所述至少一个桩式壳体(13)在所述纵向梁(15)远侧对中地支承所述致动器(8，9)，所述襟翼驱动器(10、11)基本在所述翼弦方向上定向，并与所述致动器(8，9)和所述至少一个控制襟翼(4)驱动连接，所述纵向梁(15)安装到所述外壳(20)并在所述大致翼展方向上纵向延伸；
-至少一个枢转承载件(35、36)，所述至少一个枢转承载件安装在所述纵向梁(15)上，以支承所述至少一个控制襟翼(4)；
-至少一个承载件(5、6)，所述至少一个承载件位于所述至少一个控制襟翼(4)处，用于将所述至少一个控制襟翼(4)连接到所述至少一个襟翼驱动器(10、11)，以及
-扣留装置(26)，所述扣留装置用于每个致动器(8、9)，并且基本在所述翼展方向上定向，所述扣留装置(26)分别在一端(17)处安装在所述外壳(20)上，而在另一端处安装在每个致动器(8，9)上，
其中，所述至少一个桩式壳体(13)包括至少一个上部条板(14)和至少一个下部条板(14)，所述至少一个上部条板(14)和至少一个下部条板(14)基本在所述翼弦方向上定向在所述纵向梁(15)和用于所述至少一个致动器(8、9)的支承件之间，其中所述纵向梁(15)位于一侧而所述用于至少一个致动器(8，9)的支承件位于另一侧，所述上部和下部条板(14)中的每个在翼弦方向上相对于所述至少一个枢转承载件(35、36)和所述至少一个致动器(8，9)对准，所述上部和下部条板(14)在翼弦方向上是刚性的，而在翼展方向上是挠性的。
2.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，具有成对上部条板和成对下部条板(14)，所述条板在翼弦方向上相对于至少两个枢转承载件(35、36)和所述至少一个致动器(8，9)对称地对准。
3.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，位于所述至少一个桨叶腔(7)内的至少一个固定桩式壳体(16)基本平行于所述至少一个桩式壳体(13)定向，所述至少一个固定桩式壳体(16)在一侧与所述纵向梁(15)成一体，在另一侧(17)固定到所述外壳(20)。
4.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，用于所述至少一个致动器(8，9)的支承件由紧固装置(12)提供，所述紧固装置(12)基本定向在所述翼弦方向，并与所述至少一个襟翼驱动器(10、11)和所述至少一个承载件(5、6)对齐。
5.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，所述控制襟翼(4)是可分的后缘控制襟翼。
6.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，所述致动器(8，9)是压电致动器。
7.根据权利要求1所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，对于每个控制襟翼(4)提供两个致动器(8，9)。
8.根据权利要求3所述的旋翼桨叶(1)，其特征在于，所述扣留装置(26)基本在所述翼展方向上定向，且固定到所述至少一个固定桩式壳体(16)上。
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