CN113165738A - 用于能够悬停的飞行器的旋翼 - Google Patents
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Abstract
描述了一种旋翼(3、5)，其包括：浆毂(6、8)；多个桨叶(7、14)；每个桨叶(7、14)沿着轴线(B)延伸并包括：前缘(20)和后缘(21)；顶表面(22)和底表面(23)、将前缘(20)的点和后缘(21)的点接合起来的翼弦(15)；以及由复合材料制成并适于承受沿着桨叶(7、14)的第一轴线(B)定向的扭矩的封闭的壳体(30)；壳体(30)包括彼此分开的第一元件和第二元件(31、32)，该第一元件和第二元件在彼此相对的两侧界定相应的壳体(30)；布置在相关联的前缘(20)侧并插入在相应的第一元件和第二元件(31、32)的第一端部(37、38)之间的第一连接元件(34)；以及与相关联的第一元件和第二元件(31、32)连接并布置在前缘(20)侧的第三元件(80)；第一连接元件(34)与相应的第一面部(100)连接，第三元件(80)与第一元件和第二元件(31、32)的相应的第二面部(101)连接；桨叶(7、14)包括插入在第四元件(80)与第一连接元件(34)之间的第四元件(70)。
Description
相关申请的交叉引用
本专利申请要求于2018年11月30日提交的欧洲专利申请第18209448.2号的优先权，其全部公开内容通过引用合并于此。
技术领域
本发明涉及一种用于能够悬停的飞行器的旋翼，特别是用于推力换向式飞机或直升机的旋翼。
替代地，飞行器可以是旋翼机或旋翼式螺旋桨飞机。
飞行器可以由机组人员驾驶或自行驾驶。
背景技术
众所周知，直升机包括机身、从机身突出并可绕第一轴线旋转的主旋翼以及从机身的尾部突出并可绕横向于第一轴线的第二轴线旋转的尾旋翼。
特别地，主旋翼适于提供将直升机维持在空中并允许直升机向前、向后和侧向运动所需的升力。相反，尾旋翼适于抵消可能由主旋翼的运转引起的直升机的旋转，并允许偏航，即直升机绕第一轴线的旋转。
按已知的方式，主旋翼(或尾旋翼)包括主轴(或驱动轴)、由主轴旋转驱动的浆毂以及铰接在浆毂上并沿着各自的横向于第一轴线的第三轴线延伸的多个桨叶。
在绕第一轴线旋转时，每个桨叶的径向外部末端描绘出一个假想的圆周，称为“旋翼盘”。
每个桨叶又包括：
-前缘和后缘；以及
-顶表面和底表面，它们限定彼此相对的相应的表面并在前缘与后缘之间延伸。
特别地，按照桨叶的向前运动，前缘在后缘之前与空气相互作用。
更精确地，每个桨叶在与相应的第三轴线正交的剖面中必须具有一定的轮廓，以便在与空气相互作用之后产生所需的升力水平。
每个桨叶还必须能够承受由空气动力学作用和离心力产生的负荷。
这些负荷基本上对应于：
-基本上沿着第三轴线定向的轴向负荷；
-基本上平行于第三轴线定向的扭矩；
-与旋翼盘平面正交地定向的第一弯矩，该第一弯矩作用在旋翼的所谓的挥舞平面(flapping plane)中；以及
-在旋翼盘平面中定向的第二弯矩，该第二弯矩作用在旋翼盘的所谓的摆振平面(drag plane)中。
根据传统类型的方案，每个桨叶又包括：
-翼梁，其沿着相应的第三轴线延伸并被设计为支撑轴向负荷、扭矩和弯矩；
-填充物，其由蜂窝材料或Rohacell制成并适于为桨叶提供所需的空气动力学形状；以及
-蒙皮，其限定桨叶的顶表面和底表面。
RU-C-2541574描述了一种用于直升机的没有翼梁的桨叶。
特别地，该桨叶包括：
-敞开的C形的半壳体，其制成单件并与蒙皮接合起来以形成抗扭的壳体，该壳体一直延伸到桨叶的后缘；
-在半壳体的与后缘相对的边缘与桨叶的前缘之间界定的区域；以及
-容纳在半壳体内的填充物。
填充物通常例如由蜂窝材料形成。
除了容纳适于平衡桨叶的质量体的某些区段以外，上述区域都充满了填充物。
桨叶上的应力在到浆毂的安装部分处更大。
在这些浆毂安装部分中，RU-C-2541574中所示的桨叶的半壳体包括一对另外相互平行的插入件。
EP-A-2415665描述了一种用于直升机的没有翼梁的桨叶的另外的方案。
更具体地，在EP-A-2415665中描述的没有翼梁的桨叶包括相对于桨叶的纵向延伸轴线倾斜的多个翼肋，每个翼肋在桨叶的前缘与后缘之间延伸。
在这种方案中，弯矩主要由蒙皮支撑，而翼肋减小了峰值负荷的弹性不稳定性的风险。
行业中意识到需要降低桨叶的整体制造成本。
更详细地，行业中意识到需要减少桨叶的部件的数量。
行业中还意识到需要制造在桨叶的摆振平面中具有高的轴向和挠性刚度并且同时制造简单且成本低廉的桨叶。
EP-A-3293110和US-A-5346367公开了一种具有翼梁的旋翼桨叶。
EP-A-3246248公开了根据权利要求1的前序部分的旋翼。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于能够悬停的飞行器的旋翼，该旋翼以简单且廉价的方式满足上述指定的需要中的至少一个。
上述目的通过本发明来实现，因为本发明涉及权利要求1所限定的用于能够悬停的飞行器的旋翼。
本发明还涉及权利要求2所限定的用于能够悬停的飞行器的旋翼。
附图说明
为了更好地理解本发明，以下通过非限制性例子并参照附图来描述一个优选实施方式，在附图中：
-图1是包括根据本发明的旋翼的直升机的立体图；
-图2是图1的旋翼的桨叶的俯视图；
-图3是图1和图2的桨叶沿着图2的线III-III和IV-IV的分解剖面；
-图4是图1和图2的桨叶沿着图2的线III-III和IV-IV的剖面；以及
-图5是图1和图2的桨叶沿着图2的线V-V的剖面。
具体实施方式
参照图1，附图标记1表示飞行器，特别是能够悬停的飞行器，并且在所示的情况下是直升机。
直升机1基本上包括机身2、布置在机身2的顶部的主旋翼3以及尾旋翼5。
机身2在其相对的两个端部处包括机头17和支撑尾旋翼5的尾梁4。
主旋翼3又包括：
-可绕轴线A旋转的浆毂6；以及
-从浆毂6沿着各自的轴线B延伸并铰接在浆毂6上的多个桨叶7。
类似地，尾旋翼5又包括可绕横向于轴线A的轴线E旋转的浆毂8以及从浆毂8伸出并铰接在浆毂8上的多个桨叶14。
在下面的描述中，将在不失一般性的情况下参考主旋翼3。
重要的是要强调，已知不同类型的旋翼3，每种旋翼考虑了桨叶7在浆毂6上铰接的不同实施方式。
旋翼3的桨叶7具有各自的横向于轴线A的纵向延伸轴线B，并且包括与轴线A相对的相应的末端19。
特别地，在桨叶7在浆毂6上铰接之后并且在绕轴线A的相对旋转期间，每个桨叶的径向外部末端19描绘了被称为“旋翼盘”的假想圆周。
根据旋翼3的类型，每个桨叶7相对于浆毂6具有一个或多个旋转自由度。
这些旋转自由度对应于(图2)：
-倾角(incidence angle)，其与绕轴线B的旋转相关联，以允许改变桨叶7的倾角；
-摆振角(drag angle)，其与绕与轴线A平行并相对于轴线A偏移的轴线C的旋转相关联，以允许桨叶7在旋翼盘平面中的超前-滞后运动；以及
-挥舞角(flap angle)，其与绕横向于轴线A、B和C的轴线D的旋转相关联，以允许桨叶7的与旋翼盘平面正交的挥舞运动。
更具体地，根据旋翼3的类型以及桨叶7在浆毂6上的铰接，上述倾角、摆振角和挥舞角对应于刚性的、半刚性的或通过桨叶7的弹性变形获得的旋转。
在使用中，桨叶7在绕轴线A旋转并与气流发生空气动力学相互作用后受到：
-基本上平行于轴线B并在与轴线A相反的方向上定向的离心力；
-沿着轴线B定向的扭矩；
-沿着挥舞轴线(flap axis)D定向的第一弯矩；以及
-沿着摆振轴线(drag axis)C定向的第二弯矩。
更具体地，由于所有桨叶7都是相同的，因此在下文中将在不失一般性的情况下参考单个桨叶7。
桨叶7又包括：
-彼此相对的前缘20和后缘21；以及
-顶表面22和底表面23，它们限定了彼此相对的相应的表面并且在前缘20与后缘21之间延伸。
特别地，按照桨叶7的向前运动，前缘20在后缘21之前与空气相互作用。
参照桨叶在与轴线B正交的平面中的剖面S(图3和图4)，可以确定桨叶7的翼弦15，即在剖面S中将后缘21的点和前缘20的点接合起来的线段。
参照图2，沿着轴线B在相对于轴线A的径向向外的方向上行进，桨叶7还包括：
-铰接在浆毂6上的根部(图5)；
-具有逐渐增加的翼弦15的过渡部分24；
-具有几乎恒定的翼弦15的主体部分25(图2)；以及
-限定末端19的端部。
更详细地，根部包括一个或多个衬套孔，该衬套孔允许通过螺栓26与铰接在浆毂6上的连接元件(未被示出)刚性连接，从而能够改变桨叶7的倾角、挥舞角和摆振角。
特别地，桨叶7包括薄壁的壳体30，该壳体30被设置为对扭矩、挥舞力矩、摆振力矩和离心力起反作用。
壳体30包括(图3和图4)：
-彼此分开的一对壁31和32，它们在彼此相对的相应的两侧界定壳体30，并布置在顶表面22和底表面23上，并且具有相应的端部37和38，端部37和38布置在前缘20侧并且彼此间隔开；
-连接元件34，其布置在前缘20侧，并插入在相应的壁31的端部37与相应的壁32的端部38之间；
-另外的连接元件80，其与壁31和32连接并布置在前缘20侧；以及
-插入在连接元件80与连接元件34之间的鼻部70。
连接元件34与壁31和32的相应的面部100连接，并且连接元件80与壁31和32的与面部100相对的相应的面部101连接。
壳体30还包括另外的连接元件33，其插入在顶表面22与底表面23之间并且布置在后缘21侧。
更详细地，壁31和32包括布置在后缘21侧并且彼此间隔开的相应的端缘39和40。
壁31的面部101和壁32的面部101分别限定桨叶7的顶表面22和底表面23。
壁31和32的面部100与面部101相对，并且分别布置在桨叶7的顶表面22的相反侧和底表面23的相反侧。
连接元件34在端部37和38侧与壁31和32的面部100连接。
元件80在端部37和38侧与壁31和32的面部101连接。
按照从端缘39和40开始朝着相应的端缘37和38的剖面轮廓，壁31和32起初彼此岔开然后会聚。
壁31和32具有分别与顶表面22的所在平面(lie)和底表面23的所在平面平行的相应的所在平面，并且具有与上述所在平面正交的厚度。
从后缘21开始到前缘20，壁31和32还包括：
-曲率有限的相应的节段35；以及
-曲率更明显的相应的节段36。
在所示的情况下，从后缘21开始朝着前缘20，节段35的厚度对于翼弦15的长度M的65-70％是恒定的。
节段36比相应的节段35厚，并且节段36彼此相对。
更详细地，在剖面S中平行于翼弦15测量的、节段36的与前缘20相对的端部与前缘20之间的距离L等于翼弦15的长度M的30-35％。
壁31和32分别部分地限定桨叶7的顶表面22和底表面23。
此外，参照剖面S，鼻部70沿着平行于翼弦15的方向插入在连接元件34和80之间。
此外，鼻部70占据的空间在一侧由元件80界定，而在另一侧由连接元件34以及相应的壁31和32的端部37和38限定。
在所示的情况下，鼻部70由平行于轴线B层压的复合材料制成。
在所示的情况下，鼻部70是没有空腔的实心主体，并且可能与用作惯性和平衡质量体的分立的金属元件集成在一起。
鼻部70所占据的空间根据桨叶7的轮廓和桨叶7所承受的负荷而沿着轴线B变化。
特别地，鼻部70由以下壁界定：
-壁71，其平行于壁52并叠置在壁52上；以及
-弯曲壁72，其相对于壳体30与壁71相对。
连接元件33布置在后缘21侧，并且与壁31和32的相应的端部39和40连接，以便在后缘21侧封闭壳体30。
在所示的情况下，连接元件33由以下可能并存的元件之一形成：
-一对相互倾斜的(incident)直壁42和43，它们从后缘21岔开；和/或
-C形的连接元件(未被示出)，它们在壳体30的在后缘21侧的端部处。
桨叶7还包括：
-填充物41，其被容纳在壳体30内，并且被设置为使桨叶7具有期望的空气动力学形状；以及
-加强件60，其布置在壳体30的相对于鼻部70的相对侧，即在后缘21侧。
在所示的情况下，填充物41由结构泡沫，特别是ROHACELL制成。替代地，填充物41可以由非金属蜂窝材料制成。
特别地，填充物41包括：
-主体部分55，其插入在壁31和32之间并至少部分地由面部100界定；以及
-末端部分56，其面向前缘20并被容纳在由连接元件34限定的隔室内；以及
-末端部分57，其面向后缘21并被容纳在由连接元件33限定的隔室内。
加强件60在后缘21处被施加到连接元件33上。
桨叶7还包括：
-另外的连接元件80，其在填充物41的相对侧围绕鼻部70并叠置在鼻部70上；
-保护壁81，其限定前缘20，围绕连接元件80并被施加成覆盖连接元件80。
连接元件80和壁81具有薄壁结构。
连接元件80和壁81在剖面S中具有C形结构。
参照剖面S，连接元件80沿着平行于翼弦15的方向插入在壁81与鼻部70之间。元件80由平行于方向B层压的复合材料层，特别是纤维增强树脂层构成。
在一个实施方式中，所述复合材料层与适于加热前缘20的薄壁加热元件(未被示出)集成在一起或结合在一起，以防止在飞行过程中形成冰或有利于冰的融化和分离。每个加热元件特别是由插入在两个复合材料(特别是纤维增强的树脂)的纤维层之间的、由铜或铝制成的导电轨道层形成。
在所示的情况下，壁31和32、连接元件33和34以及加强件60由复合材料，特别是纤维增强的树脂制成。
壁31和32是通过在平行于和横向于轴线B的方向(例如45°)上层压各层而获得的；连接元件33和34以及加强件60是通过在平行于轴线B的方向上层压各层而获得的。
壁81由许多由钛或钢或镍合金制成的元件制成，这些元件可能与由聚氨酯制成的粘合剂外层集成在一起。
因此，桨叶7的顶表面22由壁81的一部分、壁31的一部分和加强件60的一部分限定。
桨叶7的底表面23由壁81的其余部分、壁32的一部分和加强件60的其余部分限定。
前缘20和后缘21分别由壁81的端缘和加强件60限定。
重要的是要强调，桨叶7没有沿着轴线B延伸的翼梁。
作用在桨叶7上的结构负荷以下面的方式被吸收。
壁31和32的较厚的节段36以及鼻部70吸收离心力的绝大部分。
壁31和32的较厚的节段36使壳体30能够吸收沿着挥舞轴线D定向的弯矩的绝大部分。
这是因为较厚的节段36相对于与在挥舞平面中的弯曲相关联的中性轴线彼此相对地布置，从而在由于沿着轴线D定向的弯矩而产生较大的法向应力的区域中强化了桨叶7的剖面S。
鼻部70和加强件60吸收沿着摆振轴线C定向的弯矩的绝大部分。
这是因为鼻部70和加强件60相对于与在摆振平面中的弯曲相关联的中性轴彼此相对地布置，从而在由于沿着轴线C定向的弯矩而产生较大的法向应力的区域中强化了桨叶7的剖面S。
由壁31和32以及连接元件33、34和80形成的壳体30吸收沿着桨叶7的轴线B定向的扭矩的绝大部分。
这是因为壳体30形成了封闭的结构，该结构利用了剖面S的整个区域来承受由扭矩产生的切向应力。
在使用中，主轴绕轴线A转动，从而驱动浆毂6和桨叶7旋转。
下面仅就单个桨叶7来描述旋翼3的功能。
当桨叶7由浆毂6驱动时，桨叶7相对于浆毂6改变其取向。
特别地，在旋翼3运转之后，桨叶7绕浆毂6旋转，并绕轴线B、C和D旋转倾角、摆振角和挥舞角。
与气流的空气动力学相互作用以及绕轴线A的旋转使桨叶7受到：
-基本上平行于轴线B并在与轴线A相反的方向上定向的离心力；
-沿着轴线B定向的扭矩；
-沿着挥舞轴线D定向的第一弯矩；以及
-沿着摆振轴线C定向的第二弯矩。
更具体地说，壁31和32的较厚的节段36以及鼻部70吸收离心力的绝大部分。
壁31和32的较厚的节段36使壁31和32能够吸收沿着挥舞轴线D定向的弯矩的绝大部分。
鼻部70和加强件60吸收沿着摆振轴线C定向的弯矩的绝大部分。
由壁31和32以及连接元件33、34和80形成的壳体30吸收沿着桨叶7的轴线B定向的扭矩的绝大部分。
此外，在旋翼3运转期间，壁81保护桨叶7的鼻部70和前缘20免受由于通常存在于空气中的固体颗粒和水引起的侵蚀。
根据对根据本发明制造的旋翼3的检查，可由其实现的优点是显而易见的。
特别地，壳体30由壁31和32、鼻部70和连接元件33和80形成。
这能够增加桨叶7的轴向刚度以及在与轴线D正交的摆振平面中的挠曲刚度。后者的升高是由于鼻部70被布置成与轴线B间隔开并且布置在桨叶7的前缘20处，即，在抵抗摆振弯矩的距剖面S的中性轴线的最大距离处。这使得能够将鼻部70布置在桨叶70的摆振弯矩产生最大法向应力的区域处。
这样，桨叶7能够在摆振平面中提供期望的轴向和挠曲刚度，而无需使用由木材、金属或复合材料制成的翼梁。
此外，尽管没有翼梁，但是桨叶7在剖面S中不需要与翼弦15平行的增强件。
壳体30由元件80以及连接元件33和34界定，连接元件33和34具有相对于桨叶7的翼弦15对称的敞开的薄壁结构。
这使得能够同时实现以下刚度，而无需使用由木材、金属或复合材料制成的翼梁：
-高抗扭刚度，因为壳体30限定了抵抗扭矩的封闭的薄壁区段；以及
-挥舞平面中的高抗弯刚度。
由于壁31和32的部分35和36布置成与轴线B间隔开，即，在抵抗挥舞弯矩的距剖面S的中性轴线的最大距离处，因此增大了该挠曲刚度。这使得能够将壁31和32的部分35和36的材料布置在桨叶70的挥舞弯矩产生最大法向应力的区域中。此外，壁31和32的部分35和36相对于离心力发展所沿的轴线B对称，这有助于抵抗这种负荷。
此外，连接元件34与壁31和32的面部100连接，而元件80与壁31和32的面部101连接。
这允许增大壁31和32、元件80和连接元件34之间的连接表面，从而相应地增大了可以经由所述连接表面例如通过胶合传递的力。
鼻部70以及壁31和32被制成为不同的且分离的主体。
由于鼻部70和壁31和32在桨叶7的不同剖面S中所呈现的形状，这有利于鼻部70和壁31和32的制造和层压过程，并允许最大的柔性。
实际上，尽管非常适合于手动或通过称为自动纤维铺放(AFP)的自动技术来沉积复合材料，但是也可以在特别容易获得的形状的单种模具中制造鼻部70以及壁31和32。
因此，桨叶7没有任何类型或材料的翼梁，并且壁31和32、连接元件33和34以及加强件60由复合材料制成。
因此，桨叶7几乎完全可以通过使用称为自动纤维铺放(AFP)的技术制成并依次使用模内粘合程序(共固化、共粘合和二次粘合)组装的子元件来制成，从而在桨叶7的制造成本和时间方面具有明显的优势。
壁81保护桨叶7的鼻部70和前缘20免受由于通常存在于空气中的固体颗粒和水引起的侵蚀。
最后，很明显，可以对本文所述的旋翼3进行修改和变型。
特别地，具有桨叶7的旋翼3可以是直升机1的尾旋翼而不是主旋翼。
代替直升机1，旋翼3可以应用于有人驾驶的或遥控的推力换向式飞机或旋翼式螺旋桨飞机。
此外，桨叶7或14可包括局部质量体，该局部质量体被添加用于静态地平衡桨叶7或14。这些质量体仅对于桨叶7的某些剖面S可以占据鼻部70的位置。
最后，连接元件33的壁42和43可以被平缓地连接，而不是在锐利的边缘中接合在一起。
Claims (13)
1.一种用于能够悬停的飞行器(1)的旋翼(3、5)，所述旋翼包括：
-浆毂(6、8)；以及
-铰接在所述浆毂(6、8)上的多个桨叶(7、14)；
每个所述桨叶(7、14)沿着轴线(B)延伸并且又包括：
-彼此相对的前缘(20)和后缘(21)；
-顶表面(22)和底表面(23)，它们彼此相对并且在所述前缘(20)与所述后缘(21)之间延伸；
-翼弦(15)，其在所述桨叶(7、14)的与所述轴线(B)正交的剖面(S)中将所述前缘(20)的点和所述后缘(21)的点接合起来；以及
-封闭的壳体(30)，其由复合材料制成并适于承受沿着所述桨叶(7、14)的第一轴线(B)定向的扭矩；
所述壳体(30)包括：
-彼此分开的第一元件(31)和第二元件(32)，它们在彼此相对的两侧界定相应的所述壳体(30)，并分别布置在相应的所述桨叶(7、14)的所述顶表面(22)和所述底表面(23)处；每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)和所述第二元件(32)包括相应的第一端部(37、38)，所述第一端部(37、38)布置在相关联的前缘(20)侧并且彼此间隔开；
-第一连接元件(34)，其布置在相关联的前缘(20)侧，并插入在相应的第一元件(31)的所述第一端部(37)和相应的第二元件(32)的所述第一端部(38)之间；以及
-第三元件(80)，其与相关联的所述第一元件(31)和相关联的所述第二元件(32)连接并布置在所述前缘(20)侧；
所述第一连接元件(34)与所述第一元件(31)和所述第二元件(32)的相应的第一面部(100)连接；所述第一面部(100)分别布置在所述桨叶(7)的所述顶表面(22)的相对侧和所述底表面(23)的相对侧；
所述桨叶(7、14)还包括插入在所述第三元件(80)与所述第一连接元件(34)之间的第四元件(70)；
其特征在于，所述第三元件(80)与所述第一元件(31)和所述第二元件(32)的与对应的所述第一面部(100)相对的相应的第二面部(101)连接；每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)和所述第二元件(32)分别至少部分地具有与所述桨叶(7、14)的对应的所述顶表面(22)和对应的所述底表面(23)的所在平面基本上平行的所在平面；
每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)和所述第二元件(32)在相对于相应的所述顶表面(22)和相应的所述底表面(23)的所在平面的横向方向上具有厚度；所述第一元件(31)和所述第二元件(32)分别包括第一部分(36)和第二部分(36)，所述第一部分(36)和所述第二部分(36)彼此相对，并且具有大于相应的所述第二元件(31)和相应的所述第三元件(32)的相应的其余部分(35)的厚度；所述部分(36)在所述剖面(S)中平行于所述翼弦(15)的延伸长度(L)在所述翼弦(15)在所述剖面(S)中的长度(M)的30％至35％之间。
2.一种用于能够悬停的飞行器(1)的旋翼(3、5)，所述旋翼包括：
-浆毂(6、8)；以及
-铰接在所述浆毂(6、8)上的多个桨叶(7、14)；
每个所述桨叶(7、14)沿着轴线(B)延伸并且又包括：
-彼此相对的前缘(20)和后缘(21)；
-顶表面(22)和底表面(23)，它们彼此相对并且在所述前缘(20)与所述后缘(21)之间延伸；
-翼弦(15)，其在所述桨叶(7、14)的与所述轴线(B)正交的剖面(S)中将所述前缘(20)的点和所述后缘(21)的点接合起来；以及
-封闭的壳体(30)，其由复合材料制成并适于承受沿着所述桨叶(7、14)的第一轴线(B)定向的扭矩；
所述壳体(30)包括：
-彼此分开的第一元件(31)和第二元件(32)，它们在彼此相对的两侧界定相应的所述壳体(30)，并分别布置在相应的所述桨叶(7、14)的所述顶表面(22)和所述底表面(23)处；每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)和所述第二元件(32)包括相应的第一端部(37、38)，所述第一端部(37、38)布置在相关联的前缘(20)侧并且彼此间隔开；
-第一连接元件(34)，其布置在相关联的前缘(20)侧，并插入在相应的第一元件(31)的所述第一端部(37)和相应的第二元件(32)的所述第一端部(38)之间；以及
-第三元件(80)，其与相关联的所述第一元件(31)和相关联的所述第二元件(32)连接并布置在所述前缘(20)侧；
所述第一连接元件(34)与所述第一元件(31)和所述第二元件(32)的相应的第一面部(100)连接；所述第一面部(100)分别布置在所述桨叶(7)的所述顶表面(22)的相对侧和所述底表面(23)的相对侧；
所述桨叶(7、14)还包括插入在所述第三元件(80)与所述第一连接元件(34)之间的第四元件(70)；
其特征在于，所述第三元件(80)与所述第一元件(31)和所述第二元件(32)的与对应的所述第一面部(100)相对的相应的第二面部(101)连接；每个所述桨叶(7、14)没有翼梁；
每个所述桨叶(7、14)的所述壳体(30)填充有适于为桨叶(7、14)提供期望的形状的泡沫或蜂窝材料(41)。
3.根据权利要求2所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)的所述第四元件(70)由复合材料制成并且平行于所述第一延伸轴线(B)层压而成。
4.根据权利要求2或3所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)的所述第四元件(70)是实心的。
5.根据前述任一项权利要求所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)和所述第二元件(32)具有与所述第一端部(37，39)相对并布置在相关联的后缘(21)侧的相应的第二端部(39、40)；
每个所述桨叶(7、14)的所述第一元件(31)的所述第二端(39)和所述第二元件(32)的所述第二端(40)彼此间隔开。
6.根据权利要求5所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)在相关联的后缘(21)侧包括插入在相应的第一元件(31)的所述第二端部(39)与相应的第二元件(32)的所述第二端部(40)之间的第二连接元件(33)。
7.根据权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述第一连接元件(33)和所述第二连接元件(34)在所述剖面(S)中具有相对于所述翼弦(15)对称的相应的敞开的薄壁轮廓。
8.根据前述任一项权利要求所述的旋翼，其特征在于，所述第三元件(80)布置为抵靠在所述第四元件(70)上。
9.根据权利要求8所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)包括保护元件(81)，所述保护元件限定相关联的所述前缘(20)并且至少部分地叠置在相关联的所述第三元件(80)上。
10.根据前述任一项权利要求所述的旋翼，其特征在于，所述第一元件(31)、所述第二元件(32)和所述第四元件(70)和/或所述第一连接元件(33)和所述第二连接元件(34)中的至少一个由复合材料制成。
11.根据权利要求1和3至10中任一项所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)的所述壳体(30)填充有适于为所述桨叶(7、14)提供期望的形状的泡沫或蜂窝状材料(41)。
12.根据权利要求1和3至11中任一项所述的旋翼，其特征在于，每个所述桨叶(7、14)没有翼梁。
13.一种能够悬停的飞行器(1)，其包括至少一个根据前述任一项权利要求所述的旋翼(3、5)。
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