CN114040873B - 用于直升机的抗扭矩旋翼 - Google Patents

Abstract

本发明描述了一种抗扭矩旋翼，其包括：能围绕第一轴线旋转的主轴；沿各自的第二轴线延伸的多个桨叶；相对于主轴沿第一轴线滑动的控制元件，该控制元件能与所述主轴一体地旋转，并与所述桨叶连接；沿第一轴线轴向滑动并相对于所述第一轴线在角度上固定的控制杆；插入在控制杆与控制元件之间的连接元件，该连接元件与控制杆一体地沿第一轴线滑动，并被构造为能使所述控制元件相对于控制杆围绕第一轴线相对地旋转；以及可在激活构造或非激活构造中使用的传动单元；传动单元又包括：与控制杆在轴向上和在角度上成一体且从控制杆径向突出的环形的脊部；以及与脊部接合并与控制元件在角度上成一体的座部。

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17日提交的欧洲专利申请第19180445.9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、位于机身的顶部并可围绕其自身的轴线旋转的主旋翼以及位于机身的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到主旋翼的传动单元。

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叶毂；以及

-铰接在所述叶毂上的多个桨叶，它们以悬臂方式从叶毂突出并且各自沿各自的横向于第一轴线的第二轴线延伸。

抗扭矩旋翼的主轴被一组由主传动单元驱动的齿轮驱动得旋转。

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，以能改变相应的迎角并因此调节抗扭矩旋翼所施加的推力。

为了调节各桨叶的迎角，抗扭矩旋翼包括：

-杆，其可操作地与可由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，这些臂在相对于相关联的第二轴线偏心的位置与相应的桨叶连接；以及

-减摩轴承，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被构造为将轴向载荷从杆传递到控制元件。

更具体而言，减摩轴承又包括：

-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滚道中滚动。

踏板的操作使控制杆平行于第一轴线滑动。这种滑动经由滑动减摩轴承导致控制元件沿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相关联的第二轴线旋转，从而将相应的迎角改变与指定的行进路径相关联的相等的量。

根据上述内容可以得出，减摩轴承的潜在故障将会产生使抗扭矩旋翼有效地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/或内环或外环的滚道被损坏的情况下，例如由于异物意外地进入到轴承内部、润滑脂缺失或滚动体的滚道或表面损坏，可能发生第一种故障情况。

在这种状态下，减摩轴承不允许控制元件相对于控制杆旋转，而是会不适当地将随时间逐渐增大的扭转力矩从外环传递到内环。

这种扭转力矩会被传递到控制杆，从而产生损坏控制杆的风险。

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

业内意识到需要及时检测减摩轴承的故障状态，以使飞行员在直升机完全无法控制之前快速着陆。

业内还意识到即使在减摩轴承发生故障的情况下也需要确保抗扭矩旋翼的正确控制。

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故障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，不允许在第二种故障情况下(即，在滚动体破裂从而使内环与滚动体分离的情况下)保持抗扭矩旋翼的可控性。

EP-A-3,216,696公开了根据权利要求1和11的前序部分的抗扭矩旋翼。

US-A-5,407,386公开了一种故障安全、分段式的驱动轴系统，其包括分段支撑组件，该分段支撑组件包括：用于主要旋转的滚珠轴承，该滚珠轴承设置在用于辅助旋转的轴颈轴承内，轴颈轴承设置在弹性阻尼器内，该阻尼器具有放置在其中用于故障检测的振动探头；以及耦合组件，该耦合组件包括用于分段之间的主要柔性耦合的柔性膜片以及用于在柔性膜片发生故障时接合以进行辅助耦合的齿轮齿。齿与旋转轴线不同心，因此振动就表明主要柔性耦合出现故障。

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。

上述目的通过本发明实现，因为本发明涉及权利要求1和11限定的抗扭矩旋翼。

附图说明

为了更好地理解本发明，下文仅通过非限制性例子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第一实施方式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是沿图2中的线IV-IV的剖面；

-图5是图4的特定细节的放大图；并且

-图6以高度放大的比例示出了根据图1至图5中的抗扭矩旋翼的另外的实施方式的抗扭矩旋翼的进一步的细节。

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的尾端部并可围绕其自身横向于轴线A的轴线旋转。

直升机1还包括将动力从涡轮机5传递到主旋翼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传递到旋翼3；以及

-轴13，其将动力从齿轮系12传递到旋翼4。

根据已知的方式，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。

旋翼4产生推力，该推力在机身2上产生反扭矩。

该反扭矩指向与旋翼3施加的扭矩相反的方向。

因此，根据旋翼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，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可操作地与轴13连接；

-多个桨叶8，在所示的例子中数量为三个，它们以悬臂方式沿各自的横向于轴线A的轴线B延伸；以及

-在外部紧固到主轴6的一部分上的叶毂9，叶毂9可与主轴6一体地围绕轴线A旋转并且桨叶8铰接在叶毂9上。

更具体而言，桨叶8铰接在叶毂9上，从而：

-可与叶毂9和主轴6一体地围绕轴线A旋转；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，叶毂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。每个桨叶8还包括根部14，根部14相对于轴线A设置在径向内侧并且铰接在叶毂9的相关联的连接元件27上。

为了改变上述迎角，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；

-控制杆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；

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

-轴承17，其插入在杆10与元件16之间并与杆10一起平行于轴线A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，该主体部22插入在轴向端部20和21之间并且叶毂9装配在该主体部22上。

主体部22还限定了被设计为从轴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。

杆10部分被容纳在主轴6内。

杆10还包括：

-端部23；

-与端部23轴向相对的端部24；以及

-穿过主轴6的端部20和21的主体25。

端部23和24分别在主轴6的端部20侧和端部21侧的外部。

主体25通过杠杆机构(未被示出)或通过无线控制连杆可操作地与飞行控制器15连接。

元件16又包括(图5)：

-管状体40，其部分被容纳在主轴6中并以相对于轴线A滑动的方式连接至主轴6，并部分地容纳杆10；

-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(图4)，它们围绕各自的横向于轴线A的轴线C被铰接在凸缘42上，并且在相对于相关联的轴线B偏心的位置铰接在相应的桨叶8上。

凸缘42和轴承17被装在主轴6外部并围绕杆10。

更具体而言，凸缘42和轴承17设置在关于端部21和24的与端部20和23相对的端部上。

凸缘42通过环形的长度可变的波纹管联轴器44连接至主轴6，该波纹管联轴器能够沿轴线A滑动。

杠杆43大体相对于轴线A倾斜并从凸缘42朝向端部20和23延伸。

杆10沿轴线A的平移经由轴承17导致元件16平移。

随着元件16沿轴线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被构造为使得杆10沿轴线A在两个方向上的平移导致元件16在相同的方向上平移。

因此，轴承17限定了一种传动单元，其将杆10和元件16以相对于轴线A在轴向上形成为一体并且可在角度上移动的方式连接起来。

轴承17又包括：

-与元件16一体地旋转的外环30；

-与杆10一体地滑动的内环31；以及

-在由相应的环30和31限定的相应的滚道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在彼此相对的轴向两侧上具有两个肩部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在所示的例子中被制成两个半环，这两个半环设置为在轴向上彼此接触。

环30包括在轴向上插在肩部35和36之间的肩部37，该肩部37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的相对于轴线A的径向的对称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相对的一侧紧固在元件16的管状体40上。

旋翼4还包括可操作地与杆10和元件16连接的另外的动力传动单元45。

传动单元45可用于：

-激活构造，在该激活构造中，随着所述杆10沿轴线A平移，该传动单元导致元件16沿轴线A滑动；或者

-非激活构造，在该非激活构造中，该传动单元与元件16脱离。

更详细而言，在轴承17发生故障的情况下，传动单元45被设置在激活构造中。

在本说明书的下文中，术语轴承17出“故障”是指轴承17不再能够将轴向载荷从杆10传递到元件16(即，随着杆10的轴向平移，不再能够导致元件16在两个方向上的轴向平移)的任何操作情况。

作为非限制性例子，当轴承17的内环31被滚动体32驱动得旋转并由于摩擦而在杆10上产生扭转力矩时，发生第一“故障”操作情况。

当轴承17的滚动体32破裂从而杆10变得可相对于元件16轴向移动时，发生第二“故障”操作情况。

否则，当轴承17正确地允许元件16相对于杆10的相对旋转并防止元件16和杆10之间的任何相对平移时，传动单元45被设置在非激活构造中。

旋翼4还包括检测装置50，其包括：

-适于产生与轴承17出故障相关联的第一信号的传感器51；和/或

-适于产生与传动单元45处于激活构造相关联的第二信号的传感器52。

传动单元45又有利地包括：

-与杆10在轴向上成一体并从杆10径向突出的环形的脊部61；以及

-与脊部61接合并与元件16在角度上和在轴向上成一体的座部64。

更详细而言，传动单元45基本上包括(图4和图5)：

-套筒60，其在所示的情况下为螺母，与杆10成一体并且包括从与杆10相对的一侧径向突出的环形的脊部61；以及

-环63，其与元件16成一体并设有向轴线A打开并与脊部61接合的座部64。

脊部61在轴向方向上由彼此相对的两个壁65和66界定。

在所示的情况下，脊部61具有梯形轮廓并且包括插入在壁65和66之间的另外的壁67。特别地，壁67平行于轴线A延伸。

特别地，壁65和66相对于轴线A彼此倾斜，位于相对于杆10在轴线A的相对侧会聚的相应平面上，并且相对于轴线A的径向平面对称地延伸。

座部64在轴向方向上由彼此相对的两个壁71和72界定。

在所示的情况下，座部64也具有梯形轮廓并且包括在轴向上插入在壁71和72之间的另外的壁73。特别地，壁73平行于轴线A延伸。

类似于壁65和66，壁71和72相对于轴线A彼此倾斜，位于相对于杆10在轴线A的相对侧会聚的相应的平面上，并且相对于轴线A的径向平面对称地延伸。

脊部61以相对于轴线A存在轴向和径向的游隙的方式接合座部64。

更具体而言，当传动单元45被设置在非激活构造中时，脊部61在轴向上被设置为与座部64分开，即脊部61的壁66和67均被设置为与座部64的相应的壁71和72分开，如图5所示。

相反，当传动单元45被设置在激活构造中时，脊部61与座部64轴向接触。更具体而言，壁71与壁65接触，或壁72与壁66接触，从而确保杆10在平行于轴线A的两个方向上的滑动导致元件16在两个方向上滑动。

此外，座部64的壁73在径向上被设置为与脊部61的壁67分开。

特别地，套筒60通过螺纹连接件80连接至杆10。

传动单元45还包括锁紧螺母81，该锁紧螺母81被拧在杆10上并被设置为在与轴承17轴向相对的端部上轴向抵靠套筒60。

特别地，锁紧螺母81被拧在杆10的端部24上。

环63由彼此轴向接触的两个半环82和83形成。

更具体而言，半环83在轴向上插入在半环82与轴承17之间。

半环83也与轴承17轴向接触。

半环82和83限定座部64的相应的部分。

特别地，脊部61和座部64涂覆有低摩擦材料150。

更确切地说，将低摩擦材料150沉积在脊部61的壁66和67以及座部64的壁71和72上。

更具体而言，壁71与壁65接触，或壁72与壁66接触。

优选地，旋翼4还包括管状元件90，该管状元件90在径向上插入在环31与杆10之间并且在轴向上插入在杆10与套筒60之间。

更详细而言，管状元件90与杆10同轴地延伸。

管状元件90基本上包括：

-主体91；以及

-轴向端部脊部92，其具有大于主体91的直径并且从主体91从与轴线A相对的一侧朝向元件16径向突出。

更详细而言，主体91包括：

-与轴承17的环31接触的径向外表面93；以及

-与杆10的相对于轴线A在径向外部的表面18接触的径向内表面94。

脊部92限定管状元件90的轴向端部，该轴向端部面向杆10的端部23并且被设置为抵靠杆10的环形肩部121。

套筒60包括端表面140，其径向延伸并被设置为与环31接触。

优选地，旋翼4包括由减摩材料制成的面接部120，其插入在杆10与轴承17之间，以允许整个轴承17相对于杆10围绕轴线A旋转。

面接部120包括减摩材料制成的第一涂层，其轴向延伸并被设置在管状元件90的表面94和杆10的表面18上。

面接部120还包括第二涂层，其在肩部121上和在脊部92的与肩部121接触并与轴承17的环31轴向相对的表面122上径向延伸。

面接部120适于防止杆10围绕轴线A的不希望的旋转。如果在轴承17发生故障情况之后，滚动体32将扭转力矩传递到环31并因此通过摩擦而传递到管状元件90，则可能发生这种不希望的旋转。

在所示的情况下，管状元件90由钢制成并且表面93和94涂覆有硬氧化物，更具体地为钨。

替代地，管状元件90由青铜制成并且具有带有腔体的结构，该腔体截留润滑剂。

表面18和表面93和94的材料的摩擦系数使得，在上述故障情况下避免管状元件90的不希望的旋转，这种不希望的旋转将足以引起杆10的不希望的旋转的扭转力矩传递到杆10。

面接部120还包括沉积在与轴承17的环31接触的表面140的表面上的第三涂层。

轴承17的环30通过彼此轴向相对的相应的部分在轴向上固定在元件16的管状体40与环63之间。

轴承17的环31通过彼此轴向相对的相应的部分在轴向上固定在管状元件90的脊部92与套筒60之间。

检测装置50还包括适于产生与管状元件90围绕轴线A的旋转相关联的第三信号的传感器53。

此外，传感器51适于检测轴承17和/或管状元件90的温度和加速度中的至少一种。

在使用中，旋翼3的操作产生推力，该推力能够将直升机1保持在空中和保持直升机1的向前飞行。

旋翼3的运行还会在机身2上产生扭矩，该扭矩通过旋翼4的推力产生的反扭矩进行平衡。

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

在旋翼4的运行期间，主轴6被轴13驱动得围绕轴线A旋转，并且驱动叶毂9、元件16和桨叶8围绕轴线A旋转。相反，杆10相对于轴线A保持角度固定。

下面从轴承17正确地工作并且传动单元45因此设置在非激活构造中的状态开始描述旋翼4的操作。

在这种情况下，飞行控制器15的操作导致杆10在沿轴线A的指定方向上平移。

这种平移导致轴承17和元件16一体地沿轴线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。

杠杆43的这种移动导致桨叶8围绕相关联的轴线B同时旋转相等的角度，并因此调节桨叶8的迎角。

如果在轴承17发生故障之后，滚动体32不适当地将扭转力矩传递到环31并因此传递到管状元件90，则面接部120的第一涂层和第二涂层防止杆10被驱动得旋转。

更具体地，表面94和18的形成第一涂层以及表面122和肩部121的形成第二涂层的减摩材料防止管状元件90的不希望的旋转将足以引起杆10的不希望的旋转的扭转力矩传递到杆10。

沉积在表面140上的面接部120的第三涂层的减摩材料防止轴承17的环31的不希望的旋转导致环63和杆10发生不希望的旋转。

此外，传感器51检测轴承17和管状元件90的温度和加速度，并且在这些值暗示轴承17出故障的情况下，产生第一信号。

此外，在上述情况下，脊部61的壁65和66在轴向上设置为与座部64的相应的壁71和72分开，如图5所示。

因此，由套筒60和环63形成的传动单元45在从杆10到元件16的移动传递中没有起到积极作用。

在发生故障的情况下，轴承17不再能够将轴向载荷从杆10传递到元件16，即，不再能导致杆10和元件16平行于轴线A的一体平移。

传感器53产生第三信号，该第三信号将危险情况通知给飞行员。

在这种情况下，传动单元45被启用，这使得至少在预定的时间内能够保持抗扭矩旋翼4的可控性。

更详细而言，飞行控制器15的操作导致杆10和环63平移到脊部61与环63的座部64轴向接触的位置。

更具体而言，脊部61的壁65(66)首先与环63的座部64的壁71(72)接触，然后轴向推动该壁71(72)。

以这种方式，传动单元45处于激活构造，并且杆10的平移通过套筒60和环63继续引起元件16的平移。

传动单元45的启用在元件16上产生少量游隙，该游隙对应于为了使脊部61抵靠座部64而杆10必须覆盖的超程。

传感器52产生第二信号，该第二信号将传动单元45处于激活构造通知给飞行员。

参照图6，附图标记4’表示根据本发明的第二实施方式的抗扭矩旋翼。

旋翼4’与旋翼4类似，下面仅针对与旋翼4的不同之处进行说明；在可能的情况下，旋翼4和4’的相同或等效部分将用相同的附图标记表示。

特别地，旋翼4’与旋翼4的不同之处在于，为了减小脊部61与座部64之间的摩擦，它包括：

-插入在脊部61的壁65与座部64的壁71之间的轴承100；以及

-插入在脊部61的壁66与座部64的壁72之间的轴承101。

优选地，轴承100和101是滚柱轴承或滚珠轴承或滚针轴承。

特别地，每个轴承100(101)包括：

-紧固在壁66(67)上的环103；

-紧固在壁71(72)上的环104；以及

-插入在环103和104之间的多个滚动体105。

在所示的情况下，环103和104是截头锥形的。

在所示的情况下，滚动体105是具有相对于轴线A倾斜的相应的轴线的滚针。

旋翼4’的操作类似于旋翼4的操作，因此不进行详细描述。

根据对根据本发明的旋翼4和4’的特性的检查，由此可以实现的优点是明显的。

特别地，在滚动体32的损坏导致环31和30物理分离的情况下，杆10的平移使脊部61抵靠座部64。这样，确保了元件16的正确平移，从而确保了桨叶8和旋翼4和4’的迎角的可控性。

因此，传动单元45的脊部61和座部64限定了相对于轴承17从杆10到元件16的附加和冗余的控制传递路径。

这样，即使在轴承17发生故障的情况下，传动单元45也确保桨叶8的迎角的可控性。

一旦脊部61抵靠座部64，传感器52就产生第二信号，其将传动单元45处于激活构造通知给飞行员。这样，通知飞行员建议最好尽快着陆。

如果在轴承17发生故障后，滚动体32不适当地将扭转力矩传递到环31和管状元件90上，导致它们旋转，则面接部120实质上限制了该扭转力矩被传递到杆10的风险。

这样，杆10被该扭转力矩损坏而旋翼4或4’因此变得无法控制的风险实质上被限制。

传感器53产生第三信号，其将危险情况通知给飞行员并建议尽快着陆。

最后，很明显，在不脱离权利要求限定的范围的情况下，可以对本文描述和图示的旋翼4和4’进行修改和变型。

Claims (18)

1.一种用于直升机(1)的抗扭矩旋翼(4’)，其包括：

-主轴(6)，该主轴能围绕第一轴线(A)旋转；

-多个桨叶(8)，该多个桨叶铰接在所述主轴(6)上，沿各自的横向于所述第一轴线(A)的第二轴线(B)延伸，并能围绕各自的所述第二轴线(B)旋转以改变相应的迎角；

-控制元件(16)，该控制元件相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，与所述主轴(6)一体地旋转，并且可操作地与所述桨叶(8)连接，以随着所述控制元件(16)沿所述第一轴线(A)的平移，导致所述桨叶(8)围绕各自的所述第二轴线(B)旋转；

-控制杆(10)，该控制杆相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)轴向地滑动并且相对于所述第一轴线(A)在角度上是固定的；

-第一轴承(17)，该第一轴承插入在所述控制杆(10)与所述控制元件(16)之间，与所述控制杆(10)一体地相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，并且被构造为使所述控制元件(16)能够围绕所述第一轴线(A)相对于所述控制杆(10)相对地旋转；以及

-传动单元(45)，该传动单元可操作地与所述控制杆(10)和所述控制元件(16)连接；

所述传动单元(45)可选择性地在以下构造中使用：

-激活构造，在该激活构造中，所述传动单元导致所述控制元件(16)随着所述控制杆(10)的平移而沿所述第一轴线(A)滑动；或者

-非激活构造，在该非激活构造中，所述传动单元与所述控制元件(16)脱离；

其中，在其中所述第一轴承(17)不再能够将轴向载荷从所述控制杆(10)传递到所述控制元件(16)的所述第一轴承(17)出故障的情况下，所述传动单元(45)被设置在所述激活构造中，随着所述控制杆(10)的轴向平移，导致所述控制元件(16)在两个方向上的轴向平移；并且当所述第一轴承(17)正确地允许所述控制元件(16)和所述控制杆(10)的相对旋转并防止所述控制元件(16)和所述控制杆(10)之间的任何相对平移时，所述传动单元(45)被设置在所述非激活构造中；

所述传动单元(45)又包括：

-环形的脊部(61)，该脊部与所述控制杆(10)在轴向上成一体且从所述控制杆(10)径向突出；以及

-座部(64)，该座部与所述脊部(61)接合并与所述控制元件(16)在角度上和在轴向上成一体；

其特征在于，所述抗扭矩旋翼(4’)包括插入在所述脊部(61)与所述座部(64)之间的第二轴承(100、101)；

所述抗扭矩旋翼(4’)还包括检测装置(50)；

所述检测装置(50)又包括第一传感器(52)，所述第一传感器适于产生与所述传动单元(45)处于所述激活构造的事实相关联的信号。

2.根据权利要求1所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述脊部(61)和所述座部(64)在包含所述第一轴线(A)的平面中具有各自的梯形轮廓。

3.根据权利要求1所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述传动单元(45)包括：

-同轴地安装在所述控制杆(10)上的套筒(60)，所述脊部(61)从所述套筒(60)的与所述控制杆(10)径向相对的一侧突出；以及

-安装在所述控制元件(16)上的环(64)，所述环(64)限定朝向所述脊部(61)打开的所述座部(64)。

4.根据权利要求3所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述第一轴承(17)是第一减摩轴承；

所述第一轴承(17)又包括：

-第一环(30)，该第一环与所述控制元件(16)一体地围绕所述第一轴线(A)旋转；以及

-第二环(31)，该第二环在所述第一环(30)的相对于所述第一轴线(A)的径向内部，并且与所述控制杆(10)一体地沿所述第一轴线(A)滑动。

5.根据权利要求4所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述抗扭矩旋翼包括：

-由减摩材料制成的面接部(120)，该面接部插入在所述控制杆(10)与所述第一轴承(17)的所述第二环(31)之间，以使所述第一轴承(17)能够相对于所述控制杆(10)围绕所述第一轴线(A)旋转；以及

-管状元件(90)，该管状元件在径向上插入在所述控制杆(10)与所述第二环(31)之间，并与所述控制杆(10)和所述第二环(31)一体地轴向滑动；所述面接部(120)至少包括所述管状元件(90)的第一表面(94)，所述第一表面被设置为与所述控制杆(10)接触，以使所述管状元件(90)能够与第一轴承(17)一起相对于所述控制杆(10)旋转。

6.根据权利要求5所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述面接部(120)包括所述控制杆(10)的第二表面(18)，所述第二表面具有轴向延伸部并被设置为与所述第一表面(94)接触。

7.根据权利要求5所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述第二环(31)在轴向上被阻挡在所述套筒(60)与所述管状元件(90)的径向突出的脊部(92)之间。

8.根据权利要求7所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述检测装置(50)包括：

-适于检测所述管状元件(90)的旋转的第二传感器(53)；和/或

-适于检测所述第一轴承(17)和/或所述管状元件(90)的温度和加速度中的至少一个的第三传感器(51)。

9.一种用于直升机(1)的抗扭矩旋翼，其包括：

-主轴(6)，该主轴能围绕第一轴线(A)旋转；

-多个桨叶(8)，该多个桨叶铰接在所述主轴(6)上，沿各自的横向于所述第一轴线(A)的第二轴线(B)延伸，并能围绕各自的所述第二轴线(B)旋转以改变相应的迎角；

-控制元件(16)，该控制元件相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，与所述主轴(6)一体地旋转，并且可操作地与所述桨叶(8)连接，以随着所述控制元件(16)沿所述第一轴线(A)的平移，导致所述桨叶(8)围绕各自的所述第二轴线(B)旋转；

-控制杆(10)，该控制杆相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)轴向地滑动并且相对于所述第一轴线(A)在角度上是固定的；

-第一轴承(17)，该第一轴承(17)插入在所述控制杆(10)与所述控制元件(16)之间，与所述控制杆(10)一体地相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，并且被构造为使所述控制元件(16)能够围绕所述第一轴线(A)相对于所述控制杆(10)相对地旋转；以及

-传动单元(45)，该传动单元可操作地与所述控制杆(10)和所述控制元件(16)连接；

所述传动单元(45)可选择性地在以下构造中使用：

-激活构造，在该激活构造中，所述传动单元导致所述控制元件(16)随着所述控制杆(16)的平移而沿所述第一轴线(A)滑动；或者

-非激活构造，在该非激活构造中，所述传动单元与所述控制元件(16)脱离；

其中，在其中所述第一轴承(17)不再能够将轴向载荷从所述控制杆(10)传递到所述控制元件(16)的所述第一轴承出故障的情况下，所述传动单元(45)被设置在所述激活构造中，随着所述控制杆(10)的轴向平移，导致所述控制元件(16)在两个方向上的轴向平移；并且当所述第一轴承(17)正确地允许所述控制元件(16)和所述控制杆(10)的相对旋转并防止所述控制元件(16)和所述控制杆(10)之间的任何相对平移时，所述传动单元(45)被设置在所述非激活构造中；

所述传动单元(45)又包括：

-环形的脊部(61)，该脊部与所述控制杆(10)在轴向上成一体且从所述控制杆(10)径向突出；以及

-座部(64)，该座部与所述脊部(61)接合并与所述控制元件(16)在角度上和在轴向上成一体；

其特征在于，所述抗扭矩旋翼还包括检测装置(50)，

所述检测装置(50)又包括第一传感器(52)，所述第一传感器适于产生与所述传动单元(45)处于所述激活构造的事实相关联的信号；

当所述传动单元(45)处于所述非激活构造时，所述脊部(61)以存在轴向游隙的方式与所述座部(64)接合；

当所述传动单元(45)处于所述激活构造时，所述脊部(61)在使用中与所述座部(64)接触。

10.根据权利要求9所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述脊部(61)和所述座部(64)中的至少一个至少部分地涂覆有减摩材料。

11.一种用于直升机(1)的抗扭矩旋翼(4、4’)，其包括：

-主轴(6)，该主轴能围绕第一轴线(A)旋转；

-多个桨叶(8)，该多个桨叶铰接在所述主轴(6)上，沿各自的横向于所述第一轴线(A)的第二轴线(B)延伸，并能围绕各自的所述第二轴线(B)旋转以改变相应的迎角；

-控制元件(16)，该控制元件相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，与所述主轴(6)一体地旋转，并且可操作地与所述桨叶(8)连接，以随着所述控制元件(16)沿所述第一轴线(A)的平移，导致所述桨叶(8)围绕各自的所述第二轴线(B)旋转；

-控制杆(10)，该控制杆相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)轴向地滑动并且相对于所述第一轴线(A)在角度上是固定的；

-连接元件，该连接元件插入在所述控制杆(10)与所述控制元件(16)之间，与所述控制杆(10)一体地相对于所述主轴(6)沿所述第一轴线(A)滑动，并且被构造为使所述控制元件(16)能够围绕所述第一轴线(A)相对于所述控制杆(10)相对地旋转；以及

-传动单元(45)，该传动单元可操作地与所述控制杆(10)和所述控制元件(16)连接；

所述传动单元(45)可选择性地在以下构造中使用：

-激活构造，在该激活构造中，所述传动单元导致所述控制元件(16)随着所述控制杆(10)的平移而沿所述第一轴线(A)滑动；或者

-非激活构造，在该非激活构造中，所述传动单元与所述控制元件(16)脱离，

所述传动单元(45)又包括：

-环形的脊部(61)，该脊部与所述控制杆(10)在轴向上成一体并从所述控制杆(10)径向突出；以及

-座部(64)，该座部与所述脊部(61)接合并与所述控制元件(16)在角度上和在轴向上成一体；

在所述连接元件发生故障的情况下，所述传动单元(45)被设置在所述激活构造中；

当所述连接元件正确地使所述控制元件(16)能够相对于所述控制杆(10)相对地旋转时，所述传动单元(45)被设置在所述非激活构造中；

所述抗扭矩旋翼(4、4’)还包括检测装置(50)；

所述检测装置(50)又包括第一传感器(52)，所述第一传感器适于产生与所述传动单元(45)处于所述激活构造的事实相关联的信号；所述连接元件包括第一轴承(17)；

所述第一轴承(17)又包括：

-第一环(30)，该第一环与所述控制元件(16)一体地围绕所述第一轴线(A)旋转；以及

-第二环(31)，该第二环在所述第一环(30)的相对于所述第一轴线(A)的径向内部，并且与所述控制杆(10)一体地沿所述第一轴线(A)滑动；

当所述连接元件的滚动体(32)在使用中破裂而使得所述控制杆(10)变得能相对于所述控制元件(16)轴向移动时，或者当所述连接元件的所述第二环(31)在使用中被所述滚动体(32)驱动得旋转并且由于摩擦而在使用中在所述控制杆(10)上产生扭转力矩时，所述传动单元(45)被设置在所述激活构造中；

当所述连接元件在使用中正确地允许所述控制元件(16)相对于所述控制杆(10)的相对旋转并防止所述控制元件(16)和所述控制杆(10)之间的任何相对移动时，所述传动单元(45)被设置在所述非激活构造中；其特征在于，所述抗扭矩旋翼(4、4’)包括：

-由减摩材料制成的面接部(120)，该面接部插入在所述控制杆(10)与所述第一轴承(17)的所述第二环(31)之间，以使所述第一轴承(17)能够相对于所述控制杆(10)围绕所述第一轴线(A)旋转；以及

-管状元件(90)，该管状元件径向插入在所述控制杆(10)与所述第二环(31)之间，并与所述控制杆(10)和所述第二环(31)一体地轴向滑动；所述面接部(120)至少包括所述管状元件(90)的第一表面(94)，所述第一表面被设置为与所述控制杆(10)接触，以使所述管状元件(90)能够与所述第一轴承(17)一起相对于所述控制杆(10)旋转；

所述面接部(120)包括所述控制杆(10)的第二表面(18)，所述第二表面(18)具有轴向延伸部并被设置为与所述第一表面(94)接触；

所述检测装置(50)包括：

-适于检测所述管状元件(90)的旋转的第二传感器(53)；和/或

-适于检测所述第一轴承和/或所述管状元件(90)的温度和加速度中的至少一个的第三传感器(51)。

12.根据权利要求11所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，当所述传动单元(45)处于所述非激活构造时，所述脊部(61)以存在轴向游隙的方式与所述座部(64)接合；

当所述传动单元(45)处于所述激活构造时，所述脊部(61)在使用中与所述座部(64)接触。

13.根据权利要求11所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述脊部(61)和所述座部(64)在包含所述第一轴线(A)的平面中具有各自的梯形轮廓。

14.根据权利要求11所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，其包括插入在所述脊部(61)与所述座部(64)之间的第二轴承(100、101)。

15.根据权利要求11所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述脊部(61)和所述座部(64)中的至少一个至少部分地涂覆有减摩材料。

16.根据权利要求11所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述传动单元(45)包括：

-同轴地安装在所述控制杆(10)上的套筒(60)，所述脊部(61)从所述套筒(60)的与所述控制杆(10)径向相对的一侧突出；以及

-安装在所述控制元件(16)上的环(64)，所述环(64)限定朝向所述脊部(61)打开的所述座部(64)。

17.根据权利要求16所述的抗扭矩旋翼，其特征在于，所述第二环(31)在轴向上被阻挡在所述套筒(60)与所述管状元件(90)的径向突出的脊部(92)之间。

18.一种直升机，其包括：

-机身(2)；

-主旋翼(3)；以及

-根据权利要求1-17中任一项所述的抗扭矩旋翼。