CN113365916B - 用于直升机的抗扭矩旋翼 - Google Patents

Abstract

描述了一种抗扭矩旋翼，其包括：可围绕第一轴线旋转的主轴；铰接在主轴上并可围绕各自的第二轴线旋转以改变各自的迎角的多片桨叶；相对于主轴沿着第一轴线滑动的控制元件，其可与主轴一起旋转并连接至桨叶以产生围绕第二轴线的旋转；控制机构，其相对于主轴轴向滑动且角度固定；以及插在控制机构与控制元件之间的连接元件，其与控制机构一体地沿着主轴动，控制机构包括第一杆和第二杆；旋翼包括联轴器，其被构造为在第一连接元件围绕第一轴线施加在第二杆上的扭矩大于/小于连接元件发生失效时的阈值时允许/阻止第二杆相对于第一杆进行旋转。

Description

用于直升机的抗扭矩旋翼

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2019年6月25日提交的欧洲专利申请第19182436.6号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及一种用于直升机的抗扭矩旋翼。

背景技术

已知直升机基本上包括机身、定位在机身顶部并可围绕自身的轴线旋转的主旋翼以及设置在机身尾端部的抗扭矩旋翼。

直升机还已知地包括一个或多个动力单元(例如，涡轮机)以及插在涡轮机与主旋翼之间并适于将动力从涡轮机传递至主旋翼自身的传动单元。

更详细地说，抗扭矩旋翼又基本上包括：

-可围绕第一轴线旋转的主轴；

-可围绕第一轴线旋转的桨毂；以及

-铰接在所述桨毂上的多片桨叶，它们以悬臂方式从桨毂突出并且各自沿着横切于第一轴线的相应的第二轴线延伸。

抗扭矩旋翼的主轴通过一组由主传动单元驱动的齿轮驱动旋转。

抗扭矩旋翼的桨叶与主轴一体地围绕第一轴线旋转，并可选择性地围绕第二轴线倾斜，以改变相应的迎角并因此调节抗扭矩旋翼所施加的推力。

为了调节各片桨叶的迎角，抗扭矩旋翼包括：

-杆，其操作性地与可通过飞行员经由机械连接件或电传操纵连杆操作的踏板连接并沿着第一轴线在主轴内滑动，但相对于第一轴线在角度上是固定的；

-控制元件、也称为“星形架(spider)”，其可与主轴一体地围绕第一轴线旋转并配备有多个臂，这些臂在相对于所关联的第二轴线偏心的位置中连接至相应的桨叶；以及

-滚动轴承，其以相对于第一轴线滑动的方式安装、插在杆与控制元件之间并且被构造为将轴向载荷从杆传递至可旋转的元件。

更具体而言，滚动轴承又包括：

-紧固在控制元件上的径向外环；

-紧固在控制杆上的径向内环；以及

-多个滚动体，它们在径向内环和径向外环限定的相应的轨道中滚动。

在轴承的常规操作状态下，滚动体允许外环相对于内环旋转，从而允许控制元件相对于杆旋转。

踏板的操作使控制杆平行于第一轴线滑动。这种滑动经由滚动轴承导致控制元件沿着指定的行进路径平行于第一轴线滑动。

这种滑动导致桨叶围绕关联的第二轴线旋转，从而通过与指定的行进路径关联的相等的量改变相应的迎角。

根据上述内容可以得出，滚动轴承的潜在失效将会产生使抗扭矩旋翼基本上无法控制从而产生直升机的危险情况的风险。

特别地，在滚动体和/或内环或外环的轨道被损坏的情况下，例如由于异物意外地进入到轴承内部、润滑脂缺失、滚动体的轨道或表面损坏，可能发生第一种失效情况。

在这种状态下，滚动轴承不允许控制元件相对于控制杆旋转，而是会逐渐“卡住”并且不适当地将随时间逐渐增大的扭转力矩从外环传递至内环。

这种扭转力矩会被传递至控制杆，从而产生损坏控制杆的风险。

关于该第一种失效情况，业界意识到需要降低这些扭转力矩可能不可逆地损坏控制杆的风险。

在滚动体破裂从而使内环与滚动体分离的情况下，可能发生第二种失效情况。在这种情况下，轴承将不再能平行于第一轴线滑动，并且杆将不再能导致控制元件平移。

业界意识到需要及时检测滚动轴承的失效状态，以使飞行员在直升机完全无法控制之前快速着陆。

业界还意识到即使在滚动轴承失效的情况下也需要确保抗扭矩旋翼的正确可控性。

US-B-9,359,073描述了一种根据权利要求1的前序部分的用于直升机的抗扭矩旋翼。

更详细地说，US-B-9,359,073描述了一种抗扭矩旋翼，其包括主轴、杆以及串联设置的第一轴承和第二轴承。

第一轴承包括可与主轴一起旋转的第一环以及第二环。

第二轴承包括第三环和第四环。

第二轴承的第三环和第一轴承的第一环以不可旋转的方式彼此连接。

该抗扭矩旋翼还包括锁定装置，其插在第三环与第四环之间并适于防止第三环相对于第四环旋转。该锁定装置包括在第一轴承失效的情况下可破裂而在第一轴承正确操作的情况下不可破裂的元件。

US-B-9,359,073中所示的方案特别复杂，因为它需要使用锁定装置并需要将第二轴承的第三环和第一轴承的第一环连接在一起。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够以简单且廉价的方式满足上述至少一种需求的抗扭矩旋翼。

在本发明涉及权利要求1限定的抗扭矩旋翼的情况下，上述目的通过本发明实现。

附图说明

为了更好地理解本发明，下文仅通过非限制性举例的方式并参照附图描述了优选实施方式，在附图中：

-图1是包括根据本发明的抗扭矩旋翼的直升机的立体图；

-图2和图3分别是图1的抗扭矩旋翼的俯视图和立体图；

-图4是沿着图2中的线IV-IV的剖面；以及

-图5是图4的特定细节的放大图。

具体实施方式

参照图1，附图标记1特别是表示直升机，其基本上包括：

-机身2；

-一台或多台涡轮机5；

-主旋翼3，其位于机身2的顶部并可围绕轴线A旋转；以及

-抗扭矩旋翼4，其位于机身2的尾端部并可围绕横切于轴线A的轴线旋转。

直升机1还包括将动力从涡轮机5传递至主旋翼3的传动单元11。

传动单元11又包括：

-齿轮系12，其将动力从涡轮机5传递至主旋翼3；以及

-轴13，其将动力从齿轮系12传递至抗扭矩旋翼4。

根据已知的方式，主旋翼3适于提供使直升机1能够起飞和向前飞行的可定向的推力。

抗扭矩旋翼4产生推力，该推力在机身2上产生反扭矩。

该反扭矩指向与主旋翼3施加的扭矩相对的方向。

因此，根据抗扭矩旋翼4产生的推力的量，可以根据期望的偏航角来定向直升机1，或者根据希望其执行的操纵来改变所述偏航角。

参照图2至图5，抗扭矩旋翼4基本上包括：

-主轴6，其可围绕轴线A旋转并通过已知的方式操作性地连接至轴13；

-多片桨叶8，在所示的例子中为三片，它们以悬臂方式沿着横切于轴线A的相应的轴线B延伸；以及

-在外部紧固到主轴6的一部分上的桨毂9，其可与主轴6一体地围绕轴线A旋转并且将桨叶8铰接在其上。

更具体而言，桨叶8铰接在桨毂9上，从而：

-可与桨毂9和主轴6一体地围绕轴线A旋转3；并且

-可围绕它们各自的轴线B以相同的角度并在时间上同时地倾斜，从而改变各自的迎角。

特别地，桨毂9包括相对于轴线A在径向上突出以连接至相应的桨叶8的多个连接元件27。每片桨叶8还包括根部14，其相对于轴线A在径向上向内设置并且铰接在桨毂9的关联的连接元件27上。

为了改变上述迎角，抗扭矩旋翼4还包括：

-可由飞行员操作的飞行控制器15(仅在图1中示意性示出)，例如踏板；

-控制机构10，其平行于轴线A滑动并可通过飞行控制器15借助于机械连接件或电传操纵方法进行操作；

-元件16，其可与主轴6一体地围绕轴线A旋转，并以相对于关联的轴线B偏心的方式连接至桨叶8；以及

-轴承17，其可与控制机构10一起平行于轴线A滑动，并且在径向上插在控制机构10与元件16之间并进行滑动。

更具体而言，主轴6是中空的。

主轴6还包括(图4和图5)：

-轴向端部20；

-轴向端部21，其是打开的并与端部20相对；以及

-主体部22，其插在轴向端部20和21之间并且将桨毂9装配在其上。

主体部22还限定了适于从轴13接收动力的凸缘19。

更具体而言，主轴6在凸缘19处具有最大直径，并且从凸缘19开始朝向端部20和21具有逐渐减小的直径。

控制机构10被部分地容纳在主轴6内。

元件16又包括(图4)：

-管状体40，其被部分地容纳在主轴6中并以相对于轴线A滑动的方式连接至主轴6；

-凸缘42，其与轴线A正交地延伸，并紧固到管状体40的与主轴6相对的端部上；以及

-多个杠杆43，它们围绕横切于轴线A的相应的轴线C被铰接在凸缘42上，并且在相对于关联的轴线B偏心的位置中铰接在相应的桨叶8上。

凸缘42和轴承17被装在主轴6外部。

更具体而言，凸缘42和轴承17相对于端部21设置在与端部20相对的端部上。

凸缘42通过单个波纹管联轴器44连接至主轴6，该波纹管联轴器沿着轴线A滑动并保护管状体40的一部分。

杠杆43大体相对于轴线A倾斜并从凸缘42朝向端部20延伸。

控制机构10沿着轴线A的平移经由轴承17导致元件16平移。

随着元件16沿着轴线A滑动，杠杆43以彼此相同的角度改变它们相对于轴线A的倾斜度，从而导致桨叶8围绕它们各自的轴线B同时地旋转彼此相等的角度。

特别地，杠杆43铰接在相应的桨叶8的根部14上。

轴承17能够在两个方向上传递平行于轴线A的轴向载荷。

换言之，轴承17被构造为使得机构10沿着轴线A在两个方向上的平移导致元件16在与之相同的方向上平移。

因此，轴承17限定了一种传动单元，其将控制机构10和元件16以相对于轴线A在轴向上形成为一体并且可成角度地移动的方式连接起来。

轴承17又包括：

-可与元件16一体地旋转的外环30；

-与机构10一体地滑动的内环31；以及

-在由相应的环30和31限定的相应的轨道33和34上滚动的多个滚动体32，在所示的例子中为双环滚珠。

在所示的例子中，环31在彼此相对的两侧上具有一对肩部35和36，它们朝向环30在径向上突出并限定了用于滚动体32的相应的轴向抵靠表面。特别地，滚动体32在轴向上插在肩部35和36之间。

此外，环31在所示的例子中被形成为设置成彼此在轴向上接触的两个半环。

环30包括在轴向上插在肩部35和36之间的肩部37，其朝向环31在径向上突出并限定了用于滚动体32的相应的抵靠表面。肩部37在轴承17的径向上相对于轴线A对称的平面上在轴向上插在滚动体32之间。

此外，外环30在相对于轴线A的径向方向上在与凸缘42相对的一侧上紧固在元件16的管状体40上。

控制机构10又有利地包括：

-由飞行控制器15操作的杆60；以及

-连接至轴承17的杆61。

抗扭矩旋翼4还包括联轴器70，其使杆60和61能够彼此一体地沿着轴线A滑动。

联轴器70还被构造为：

-当轴承17围绕轴线A施加在杆61上的扭矩大于轴承17失效情况下的阈值时允许杆61相对于杆60旋转；并且

-当轴承17施加在杆61上的扭矩小于上述阈值时阻止杆61相对于杆60旋转。

更详细地说，杆61被固定在轴承17的环31上。

重要的是要强调，在常规操作状态下，轴承17允许环30相对于环31围绕轴线A自由旋转，即允许元件16相对于杆61自由旋转。换言之，轴承17不会将任何扭转力矩传递至杆61。

轴承17失效的一个原因是轴承17逐渐“卡住”而造成的。在这种情况下，轴承的环31围绕轴线A的旋转逐渐受到滚动体32的拉动。

因此，由于失效状态，轴承17不适当地将扭转力矩传递至杆61。

更详细地说，联轴器70包括(图4和图5)：

-由高摩擦材料制成的环72；以及

-插在杆60和61之间的滚动轴承71。

环72在径向上插在杆60和61之间。

环72的材料的摩擦系数使得轴承17施加在杆61上的扭矩小于阈值并且对杆60和61的正确操作基本上还没有产生危害时抵消该扭矩。

在这种情况下，联轴器70保持杆60和61都相对于轴线A在角度上固定。因此，杆60和61都承受轴承17传递的扭转力矩。

在轴承17传递至杆61的扭矩大于阈值并因此对杆60和61的正确操作明显产生危害时，该扭矩不再能被环72抵消。因此，联轴器70使杆61可与失效轴承17一体地围绕轴线A相对于杆60旋转。在这种情况下，杆61自由地旋转。因此，杆60和61不会承受失效轴承17不适当地传递的超过阈值的扭矩。

此外，轴承17、因此还有元件16相对于沿着轴线A的平移而保持一体地连接至杆60和61，从而即使在轴承17失效的情况下也保持能够对桨叶8的迎角进行调节。

在所示的例子中，环72由弹性材料制成。与轴承17类似，轴承71能够在两个方向上传递平行于轴线A的轴向载荷。

换言之，轴承71被构造为使得杆60在两个方向上的平移经由飞行控制器15的操作而导致杆61在相同方向上对应地平移。

因此，轴承71将杆60和61以可相对于轴线A成角度地移动并相对于轴线A在轴向上固定的方式连接起来。

轴承71又包括：

-连接至杆60的径向外环75；

-连接至杆61的径向内环76；以及

-在由相应的环75和76限定的相应的轨道78和79上滚动的多个滚动体77，在所示的例子中为双环滚珠。

在所示的例子中，环76在轴向上彼此相对的两侧上具有一对肩部80和81，它们朝向环76在径向上突出并限定了用于滚动体77的相应的轴向抵靠表面。特别地，滚动体77在轴向上插在肩部80和81之间。

此外，环76在所示的例子中被形成为设置成彼此在轴向上接触的两个半环。

轴承71的环75包括在轴向上插在肩部80和81之间的肩部82，其朝向环76在径向上突出并限定了用于滚动体77的相应的抵靠表面。肩部82在轴承71的径向上相对于轴线A对称的平面上在轴向上插在滚动体77之间。

杆60又包括：

-可由飞行控制器15操作的主体部25；以及

-设置在轴承17那一侧上的环形端环26。

主体部25又包括：

-与轴承17相对的轴向端部23，其适于接收随着飞行控制器15的操作产生的轴向位移，并界定主体部23(图4)；以及

-与端部23相对的轴向端部的突起部24，其限定了用于接收轴承71的腔体45。

突起部24又包括：

-在轴向上展开的表面91；以及

-在径向上延伸的肩部90，其直径小于表面91。

环26又包括：

-在径向上展开的头部85，其设置在轴承17那一侧上并且在径向上存在间隙的情况下被杆61从其中穿过；以及

-在轴向上延伸的部分86，其以悬臂方式在面向轴承17的一侧上从部分85突出并环绕突起部24。

特别地，部分85包括在轴向上分离的一对臂88，它们在彼此之间限定了环形承座89。

突起部24和杆60的部分86优选螺纹接合在一起。

杆61又包括：

-端部95，其设置在主轴6的外部并在轴承17那一侧上在轴向上界定杆61；

-与端部95相对的端部96，其被容纳在突起部24和环26内；以及

-在端部95和96之间延伸的主体部97。

特别地，主体部97被部分地容纳在主轴6内。

特别地，端部96包括：

-截头锥形节段101，其朝向端部95逐渐变细，并且在有间隙的情况下被部分85从其中穿过；

-直径大于节段101的直径的圆柱形节段102；

-直径小于节段102的直径的圆柱形节段103；以及

-直径小于节段103的直径的圆柱形节段108。

端部96还包括：

-插在节段102和103之间的径向肩部104；以及

-插在节段103和108之间的径向肩部105。

轴承71被容纳在承座120中，该承座通过突起部24和杆60的环26在轴向上界定并且通过杆61的端部96和杆60的突起部24在径向上界定。

轴承71的环75在轴向上被阻挡在通过突起部24限定且在轴向上和环26相对的肩部90与环26的部分85之间。

此外，环75被紧固到在轴向上展开并具有大于肩部90的直径的突起部24的表面91上。

更详细地说，环76在轴向上被阻挡在肩部104与锁定元件106之间，该锁定元件被紧固在与肩部104在轴向上相对的一侧上的肩部105上。

此外，环76被紧固在径向上位于杆61的节段103的内侧的位置中。

各个杆60和61的主体部25和97至少部分地容纳在主轴6内。

在所示的例子中，节段102部分地界定承座89。

环72被容纳在承座89内。

凸缘42和轴承17被装在主轴6外部并环绕杆61的一部分。

抗扭矩旋翼4还包括传感器50，其适于产生与轴承17的失效、特别是轴承17将高于阈值的扭矩传递至杆61的情况相关联的信号。

特别地，传感器50包括元件65，其插在杆60和61之间，并且在轴承17传递至杆61的扭矩超过阈值时可随着杆61相对于杆60的旋转而破裂。

在所示的例子中，元件65插在杆60的环26与杆61的节段101之间。

在使用中，主旋翼3的运转产生推力，该推力能够将直升机1维持在空中并使直升机1能够向前飞行。

主旋翼3的运转还在机身2上产生扭矩，该扭矩通过抗扭矩旋翼4的推力所产生的反扭矩来平衡。

为了控制直升机1的偏航角，飞行员操作飞行控制器15，以调节抗扭矩旋翼4的桨叶8的桨距，从而调节抗扭矩旋翼4所产生的推力。

在抗扭矩旋翼4的运转过程中，主轴6通过轴13驱动从而围绕轴线A旋转，并拉动桨毂9、元件16和桨叶8围绕轴线A进行旋转。

飞行控制器15的操作导致杆61和62所形成的控制机构10沿着轴线A进行平移。

这种平移导致轴承17和元件16一体地沿着轴线A平移。

因此，元件16远离(或靠近)桨叶8移动，并改变杠杆43相对于轴线B的倾斜度，从而增加(或减小)桨叶8的迎角。

杠杆43的这种运动导致桨叶8围绕关联的轴线B同时旋转相等的角度，从而调节桨叶8的迎角。

下面从轴承17正确地起作用并且不围绕轴线A向杆61传递任何扭矩的状态开始描述抗扭矩旋翼4的操作。

在这种状态下，环30与元件16一体地围绕轴线A旋转，而环31与杆60和61不围绕轴线A旋转。

因此，轴承71的环75和76不围绕轴线A旋转，并且轴承71保持基本不动。

在轴承17失效的情况下，滚动体32逐渐拉动环31进行旋转，并因此在杆61上施加围绕轴线A的扭转力矩。

当该扭转力矩的值低于阈值时，联轴器70阻止杆61相对于杆60旋转，从而保持轴承71不动。

特别地，环72在杆61上施加摩擦扭矩，该摩擦扭矩与轴承17施加在杆61上的扭矩相等且方向相反。

因此，杆61旋转固定并承受等于轴承17传递至杆61的扭矩值的扭转力矩。

然而，该扭转力矩不足以损坏杆60和61。

即使在轴承17部分地失效时，控制机构10也继续成功地调节桨叶8的迎角。

轴承17逐渐严重地失效导致从轴承17传递至杆61的扭转力矩逐渐增大，直到超过阈值。

在完全卡住的情况下，轴承17不适当地将最大扭转力矩值传递至杆61。

当轴承17传递至杆61的扭转力矩值超过阈值时，联轴器70允许杆61相对于杆60旋转，但其相对于轴线A保持角度固定。

这是因为环72无法在杆61上施加大于阈值(即，等于施加的扭矩)的扭矩。

杆61围绕轴线A相对于杆60的旋转通过轴承71来实现。更具体而言，这种旋转通过与杆61成一体的环76相对于与杆60成一体的环75进行旋转来实现。

杆61自由旋转并与杆60成角度地分离。

在这种情况下，飞行控制器15的操作仍然导致杆60和61、轴承17、因此还有元件16的一体平移，从而即使在轴承17失效的情况下也保持能够调节桨叶8的迎角。

传感器50通过元件65的破裂来检测杆61相对于杆60的旋转，并因此通知机组人员轴承17的失效以及快速着陆的需求。

通过对根据本发明的抗扭矩旋翼4的特性的检查，由此可以实现的优点是显而易见的。

特别地，当轴承17施加在杆61上的扭矩超过阈值时，联轴器70允许杆60和61彼此一体地沿着轴线A滑动并允许杆61相对于杆60旋转。

以这种方式，在导致向杆61传递高扭矩值的轴承17失效的情况下，杆60和61损坏的风险被显著降低。

同时，在轴承17失效的情况下，机构10继续沿着轴线A有效地移动，从而继续确保对桨叶8的迎角进行所需的调节。

摩擦环72以简单而有效的方式将可从轴承17传递至杆61的扭矩的最大值限制为阈值。

同时，轴承71在轴向上约束杆60和61，并在从轴承17传递至杆61的扭矩超过阈值时允许杆61相对于杆60旋转。

因此，相对于本说明书的背景技术部分中提到的已知方案，抗扭矩旋翼4的制造和维护特别简单。

传感器50通过元件65随着杆61相对于杆60旋转而发生的破裂来检测轴承17传递至杆61的扭矩何时超过了阈值。

以这种方式，传感器50迅速通知机组人员轴承17的失效和着陆的紧急需求。

最后，很明显，在不脱离权利要求所限定的范围的情况下，可以对本文描述和图示的抗扭矩旋翼4做出修改和变型。

Claims (15)

1.一种用于直升机(1)的抗扭矩旋翼(4)，其包括：

-主轴(6)，其可围绕第一轴线(A)旋转；

-多片桨叶(8)，它们铰接在所述主轴(6)上、沿着与所述第一轴线(A)横切的各自的第二轴线(B)延伸并且可围绕各自的所述第二轴线(B)旋转以改变各自的迎角；

-控制元件(16)，其相对于所述主轴(6)沿着所述第一轴线(A)滑动、可与所述主轴(6)一体地旋转并且被操作性地连接至所述桨叶(8)，从而随着所述控制元件(16)沿着所述第一轴线(A)的平移而使得所述桨叶(8)围绕各自的所述第二轴线(B)进行旋转；

-控制机构(10)，其相对于所述主轴(6)沿着所述第一轴线(A)在轴向上滑动并且角度相对于所述第一轴线(A)是固定的；以及

-连接元件(17)，其插在所述控制机构(10)与所述控制元件(16)之间、与所述控制机构(10)一体地相对于所述主轴(6)沿着所述第一轴线(A)滑动并且被构造为在正确的操作构造下允许所述控制元件(16)围绕所述第一轴线(A)相对于所述控制机构(10)相对地旋转，

其特征在于，所述控制机构(10)包括：

-第一杆(60)；以及

-连接至所述连接元件(17)的第二杆(61)，

所述旋翼(4)还包括联轴器(70)，其允许所述第一杆(60)和所述第二杆(61)彼此一体地沿着所述第一轴线(A)滑动，

所述联轴器(70)被构造为在所述连接元件(17)在使用中围绕所述第一轴线(A)施加在所述第二杆(61)上的扭矩大于所述连接元件(17)发生失效时的阈值时允许所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)进行旋转；

所述联轴器(70)被构造为在所述连接元件(17)在使用中施加在所述第二杆(61)上的所述扭矩小于所述阈值时阻止所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)进行旋转。

2.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)包括摩擦元件(72)，其在径向上插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间并且被构造为在所述扭矩小于所述阈值时保持所述第一杆(60)和所述第二杆(61)彼此成角度地形成为一体。

3.根据权利要求2所述的旋翼，其特征在于，所述摩擦元件(72)由可弹性变形的材料制成。

4.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，其包括传感器(50)，其被构造为产生与所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)围绕所述第一轴线(A)的旋转关联的信号。

5.根据权利要求4所述的旋翼，其特征在于，所述传感器(50)包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的元件(65)，所述元件(65)可以随着所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)的旋转而破裂。

6.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)还包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的第一滚动轴承(71)。

7.根据权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述第一滚动轴承(71)能够将沿着所述第一轴线(A)指向两个方向的载荷从所述第一杆(60)传递至所述第二杆(61)，并且

其特征在于，所述第一滚动轴承(71)包括：

-紧固到所述第一杆(60)上的第一环(75)；

-紧固到所述第二杆(61)上的第二环(76)；以及

-多个滚动体(77)，它们在使用中在分别由所述第一环(75)和所述第二环(76)限定的第一轨道(78)和第二轨道(79)上滚动。

8.根据权利要求1所述的旋翼，其特征在于，所述第一杆(60)包括：

-管状体(24)，其具有使所述第二杆(61)的第一节段(103)从其中穿过的开口的轴向端部(45)；以及

-被设置为封闭所述管状体(24)的所述轴向端部(45)的环形盖(26)，所述第二杆(61)的第二节段(102)从其中穿过。

9.根据权利要求8所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)包括摩擦元件(72)，其在径向上插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间并且被构造为在所述扭矩小于所述阈值时保持所述第一杆(60)和所述第二杆(61)彼此成角度地形成为一体，

所述摩擦元件(72)插在所述环形盖(26)与所述第二杆(61)的所述第二节段(102)之间。

10.根据权利要求8所述的旋翼，其特征在于，其包括传感器(50)，其被构造为产生与所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)围绕所述第一轴线(A)的旋转关联的信号，

所述传感器(50)包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的元件(65)，所述元件(65)可以随着所述第二杆(61)相对于所述第一杆(60)的旋转而破裂，

可破裂的所述元件(65)插在所述环形盖(26)与所述第二杆(61)之间。

11.根据权利要求8所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)还包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的第一滚动轴承(71)，

所述管状体(24)、所述环形盖(26)和所述第二杆(61)限定了用于所述第一滚动轴承(71)的第二承座(120)。

12.根据权利要求8所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)还包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的第一滚动轴承(71)，

所述第一滚动轴承(71)能够将沿着所述第一轴线(A)指向两个方向的载荷从所述第一杆(60)传递至所述第二杆(61)，并且

所述第一滚动轴承(71)包括：

-紧固到所述第一杆(60)上的第一环(75)；

-紧固到所述第二杆(61)上的第二环(76)；以及

-多个滚动体(77)，它们在使用中在分别由所述第一环(75)和所述第二环(76)限定的第一轨道(78)和第二轨道(79)上滚动，

所述第一杆(60)的所述管状体(24)限定了第一肩部(90)，其被设置为抵靠所述第一滚动轴承(71)的所述第一环(75)，

所述第一环(75)在所述第一轴线(A)的径向方向上被固定到所述管状体(24)上，

所述环形盖(26)使所述第二杆(61)从其中穿过，并在与所述第一肩部(90)在轴向上相对的一侧上限定了与所述第一环(75)接触的在径向上展开的抵靠表面(85)。

13.根据权利要求8至12中任一项所述的旋翼，其特征在于，所述联轴器(70)还包括插在所述第一杆(60)与所述第二杆(61)之间的第一滚动轴承(71)，

所述第一滚动轴承(71)能够将沿着所述第一轴线(A)指向两个方向的载荷从所述第一杆(60)传递至所述第二杆(61)，并且

所述第一滚动轴承(71)包括：

-紧固到所述第一杆(60)上的第一环(75)；

-紧固到所述第二杆(61)上的第二环(76)；以及

-多个滚动体(77)，它们在使用中在分别由所述第一环(75)和所述第二环(76)限定的第一轨道(78)和第二轨道(79)上滚动，

所述第二环(76)被紧固到所述第二杆(61)的所述第一节段(103)上，

所述第二杆(61)包括：

-第二肩部(104)，其在径向上从所述第二节段(102)突出并且在轴向上与所述第一滚动轴承(71)的所述第二环(76)配合，

所述联轴器(70)还包括锁定元件(106)，其在与所述第二肩部(104)在轴向上相对的位置处紧固在所述第二杆(61)上，并且在轴向上与所述第一滚动轴承(71)的所述第二环(76)配合。

14.根据权利要求6所述的旋翼，其特征在于，所述连接元件(17)是第二滚动轴承，

所述第二滚动轴承又包括：

-第三环(30)，其可与所述控制元件(16)一体地围绕所述第一轴线(A)旋转；

-第四环(31)，其相对于所述第一轴线(A)在径向上位于所述第三环(30)内，并沿着所述第一轴线(A)与所述控制机构(10)的所述第二杆(61)形成为一体；以及

-多个另外的滚动体(32)，它们插在所述第三环(30)与所述第四环(31)之间，并适于在所述第三环(30)和所述第四环(31)各自的另外的轨道(33、34)上滚动，

所述第二滚动轴承和所述第一滚动轴承(71)被设置在所述第二杆(61)的相应的轴向端部(95、96)处。

15.一种直升机，其包括：

-机身(2)；

-主旋翼(3)；以及

-根据权利要求1所述的抗扭矩旋翼(4)。