旋翼飞行器的旋翼系统的制作方法
【专利摘要】一种旋翼飞行器的旋翼系统，诸如直升飞机之类的飞行器，该旋翼系统具有旋翼主轴、旋翼毂(1)、至少四个角向基本上均匀分布的旋翼桨叶(2、3)及用于桨距和随后拍动控制的倾斜盘支撑件(15)。桨叶分别相对于彼此零偏移地、以不易摆振且拍动的方式成对安装于具有中空支承件(20)的旋翼毂，支承件其内部有至少一个附加支承件(21)，第一对旋翼桨叶安装在可沿基本上垂直于转动轴线的第一拍动方向(23)枢转的支承件中，第二对旋翼桨叶在支承件内部安装在内部附加支承件上，内部附加支承件可沿第二拍动方向(22)且独立于第一对旋翼桨叶枢转，第二拍动方向基本上垂直于第一拍动方向及转动轴线。该旋翼系统构造复杂性低、更具成本效率且可靠性高。
【专利说明】旋翼飞行器的旋翼系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种飞行器的旋翼系统，尤其涉及重量轻于1.5吨的旋翼飞行器或者旋翼无人机。
【背景技术】
[0002]用于直升飞机的旋翼系统、尤其是那些具有高性能和低噪声特性的旋翼系统出于它们的开发、制造以及认证方面的考虑而极为昂贵。尤其是考虑到直升飞机和旋翼系统的动态行为，该直升飞机和旋翼系统暗含了较高的潜在风险。当将复合结构和阻尼器施加在旋翼头部中时，旋翼系统的制造和认证尤为昂贵。
[0003]文献US4131391A(Robinson)和 US3347320A(Cresap)披露了双桨叶旋翼，该双桨叶旋翼通过轭架将两个彼此相对的对于拍动和摆振刚性的旋翼桨叶连接于旋翼毂，其中该轭架能绕一轴线摇动，该轴线垂直于旋翼主轴并且还垂直于两个纵向的旋翼桨叶轴线。
[0004]文献US3804552A (Covington)披露了一种在水平飞行中行进以在一种“重力(g) ”条件下操作的直升飞机；也就是说，旋翼产生与交通工具重量相等的升力。在装备有无法将旋翼力矩传递至主轴头部的万向摇动旋翼的直升飞机中，通过使旋翼且由此使旋翼的推力矢量倾斜来获得绕飞行器重心的控制力矩，并满足对于命令飞行器姿态变化的需求。因此，控制力矩是旋翼推力和倾斜角的函数。如果通过通常的直升飞机控制系统致使旋翼具有周期变距，则旋翼能够产生力矩。该力矩可传递经过万向节、沿支承旋翼主轴向下传递，以借助弹性体毂弹簧绕直升飞机的重心施加控制力矩，该弹性体毂弹簧将万向摇动毂连接于旋翼主轴。该弹簧附连于作为旋翼毂轭架一部分的第一凸缘和螺栓连接于支承主轴的第二凸缘。
[0005]文献US4695227A(Head)披露了一种用在直升飞机的节锥旋翼系统中的万向接头，该万向接头包括交叉的提升梁，其中一个提升梁联接于旋翼毂，而另一个提升梁联接于驱动旋翼轴。这两个交叉提升梁通过十字形壳体彼此联接。该十字形壳体再借助多个挠性件联接于各个交叉提升梁。挠性件和十字形壳体由复合纤维材料支承，且挠性件足够软以允许交叉梁相对于彼此的角向和平移变位，由此趋于平缓并减小旋翼轴和旋翼系统之间的旋翼速度突变，并由此趋于致使旋翼速度更为均匀。交叉的提升梁进一步通过可挠曲的弹性体抗拉连接件在提升梁的交叉中心处联接在一起，当旋翼在地面上以及在飞行中产生负提升载荷时，该抗拉连接件在两个提升梁之间传导旋翼载荷。将中空的层叠弹性体压缩配件在提升梁的中心处放置在提升梁之间，以在提升梁之间传递旋翼提升力。
[0006]现有技术的信息公开还包括如下文献:US2007084962ZIENTEK (齐恩特克)、US2009214:M2BRINDEJ0NC (布兰德容)以及 US2012201678HUNTER(亨特)。
【发明内容】
[0007]本发明的目的是提供一种用于飞行器的噪声较小的旋翼系统，该旋翼系统具有两个以上的桨叶并且与传统的双桨叶旋翼相比具有较高的效率，并且与传统的旋翼相比具有较小的构造复杂性、更具成本效率并且具有较高的可靠性。
[0008]通过具有如权利要求1所述特征的旋翼系统来提供该方案。
[0009]根据本发明，飞行器的旋翼系统包括旋翼主轴、旋翼毂、至少四个角向基本上均匀分布的旋翼桨叶以及倾斜盘支撑件，该旋翼主轴将纵向轴线作为转动轴线，旋翼毂共轴地设置在所述旋翼主轴处，而该倾斜盘支撑件安装于所述旋翼桨叶中的各个上用以桨距和随后的拍动控制。所述旋翼桨叶分别相对于彼此零偏移地、以不易摆振且不易拍动的方式成对地安装于所述旋翼毂，用以绕所述转动轴线在基本上同一转动平面中转动。所述旋翼桨叶分别彼此相对地成对连接成第一对和第二对，并且关于旋翼毂基本上对称。旋翼毂设有中空支承件，该中空支承件在内部具有附加支承件，所述中空支承件和所述内部附加支承件分别设置成与所述转动轴线成一直线以实现零偏移。第一对所述旋翼桨叶借助第一轭架安装在中空支承件上，该中空支承件可绕基本上垂直于所述转动轴线的第一拍动方向枢转，而第二对所述旋翼桨叶借助第二轭架在中空支承件内部安装在附加支承件上，该附加支承件可绕第二拍动方向并且独立于所述第一对所连接的旋翼桨叶枢转，该第二拍动方向基本上垂直于所述第一拍动方向和所述转动轴线。本发明提出了一种“零偏移”旋翼，即如下一种旋翼:其中，每个桨叶的拍动运动围绕与旋翼主轴相交的轴线。在施加周期变距的同时，零偏移旋翼系统并不在旋翼主轴上传递弯矩。本发明提供以下优点:
[0010]本发明的旋翼系统以较低的开发和制造花费就消除了振动问题和续航问题。
[0011]经复杂开发和制造的组合件在本发明旋翼系统的旋翼毂中并非是必要的。
[0012]本发明的旋翼系统的四桨叶旋翼如同“摇动旋翼系统”那样具有均匀且平缓的飞行性能，仅仅将较小的弯矩传递给旋翼主轴，使得本发明旋翼系统的旋翼主轴能设计成相对较轻。
[0013]当装备有四个旋翼时具有瘦长且较短旋翼桨叶的本发明旋翼系统比双桨叶旋翼更为有效且噪声较小。
[0014]本发明旋翼系统适用于直升飞机的主旋翼和/或尾部旋翼并且适用于自转旋翼机。本发明旋翼系统能用作双桨叶旋翼的替代，以增大有效载荷或性能储备。由于旋翼桨叶与旋翼毂的连接不易摆振，因而本发明旋翼系统适合于用在倾斜旋翼直升飞机中。此外，本发明旋翼系统能用在航空无人驾驶飞机中，以与双桨叶旋翼相比增大有效载荷。
[0015]由于本发明旋翼系统使一对相对的旋翼桨叶与另一对相对的旋翼桨叶分别地且独立地摇动的能力，因而通过所述相应的成对旋翼桨叶分别拍动的能力能减缓暴露于"Cor1lis (科里奥利)”力的问题，并且因此在旋翼毂中无需组合件和/或弹性体部件。
[0016]根据本发明的较佳实施例，提供控制装置，该控制装置较佳地通过所述控制装置中用于四个旋翼桨叶的共用倾斜盘来控制旋翼桨叶的迎角。相对于旋翼毂地设置并且通过所述第一和第二轭架中的一个以不易摆振且不易拍动的方式彼此连接的每个相应的成对旋翼桨叶连接于所述控制装置的倾斜盘支撑件，该倾斜盘支撑件各自沿着基本上平行于转动轴线的致动轴线致动。相应的成对旋翼桨叶中的每个旋翼桨叶可由所述倾斜盘支撑件控制该旋翼桨叶的摇动角。每个所述倾斜角支撑件都控制特定的旋翼桨叶的迎角。摇动角是指一对相对的旋翼桨叶绕相关联的轭架轴线相对于旋翼主轴的倾斜度。在周期变距施加于旋翼桨叶时，摇动角由于空气动力学和离心力的平衡而产生。
[0017]根据本发明的又一较佳实施例，每个倾斜盘支撑件的致动轴线基本上行进通过所致动的旋翼桨叶的相应轭架的轴线，并且由此行进通过四桨叶旋翼结构中相邻旋翼桨叶的径向延伸轴线。
[0018]每个轭架都可绕所述第一拍动方向或所述第二拍动方向中的一个方向关于相关联的成对旋翼桨叶枢转，该第一拍动方向或第二拍动方向基本上垂直于旋翼主轴和另一对旋翼桨叶的纵向轴线。每个轭架可独立于另一轭架转动。
[0019]根据本发明的又一较佳实施例，中空支承件和内部附加支承件的相应轴线的相交部基本上位于轭架、旋翼桨叶以及轭架和旋翼桨叶之间的所有部件的重心内，从而在施加有周期变距的同时，将惯性所触发的振动减小至最低。
[0020]根据本发明的又一较佳实施例，中空支承件和内部附加支承件的轴线的相应位置被如下限定:
[0021]位置I在旋翼系统的重心下方、位于旋翼桨叶的支承件轴线的相交部与重心之间距离的50%处。位置I在旋翼桨叶的支承件轴线的相交部的下方，此外，位置I在旋翼主轴的转动轴线上、位于中空支承件和内部附加支承件的相应轴线的相交部下方达到1cm的位置处。
[0022]位置2在旋翼系统的重心上方、位于旋翼桨叶的支承件轴线的相交部与重心之间距离的50%处，且该位置2在旋翼主轴的转动轴线上、位于中空支承件和内部附加支承件的相应轴线的相交部上方达到45cm的位置处。
[0023]根据本发明的又一较佳实施例，中空支承件的中心件位于旋翼毂的中心处，该旋翼毂附连于旋翼主轴。该中空支承件的中心件限定了中空支承件和内部附加支承件的拍动方向，对于四桨叶旋翼而言，所述拍动方向大致彼此垂直。
[0024]根据本发明的又一较佳实施例，对于每个轭架提供杆件和控制套筒，以将来自倾斜盘支撑件的任何力矩传递至桨叶保持件的杆件的支承件。控制套筒是圆形支承件。另一对旋翼桨叶的纵向轴线行进通过每个圆形支承件的中空内圈。尤其是在施加周期变距时，中空内圈的尺寸允许旋翼桨叶和/或相关联的轭架在中空内圈内部具有抗拉构件，使得所有所需的拍动运动不会与该控制套筒发生碰撞。在施加桨距时，杆件和控制套筒相对于中空支承件或内部附加支承件的相应轴线的位置改变，而所述改变用于使得一对旋翼桨叶基本上与另一对旋翼桨叶的任何拍动运动脱开联系。
[0025]根据本发明的又一较佳实施例，控制套筒包括两个圈，这两个圈由控制套筒的支承件连接，较佳地将衬套、弹性体、辊子或球轴承选作控制套筒的支承件。
[0026]根据本发明的又一较佳实施例，对于每个旋翼桨叶提供桨叶保持件，并且对于每个桨叶保持件提供一个以上的桨叶保持件螺栓，以加强旋翼桨叶与旋翼毂的连接。
[0027]根据本发明的又一较佳实施例，旋翼桨叶相对于旋翼毂成二面角，以减小传递至轭架的弯矩。
[0028]根据本发明的又一较佳实施例，旋翼桨叶的桨距调节基本上绕旋翼桨叶的纵向轴线并且由杆件致动，该杆件连接于具有转动中心的桨叶保持件，用以基本上沿相应的轴线进行控制，且相应的轭架绕该相应的轴线枢转。
[0029]根据本发明的又一较佳实施例，至少一个抗扭刚度较小而抗拉刚度较强的抗拉构件设置在带有桨叶保持件的相应旋翼桨叶及其相关联的轭架之间，用以传递至少部分的离心力。
[0030]根据本发明的又一较佳实施例，至少一个作为抗扭刚度较小而抗拉刚度较强的抗拉构件的轴向支承件设置在相应旋翼桨叶及其相关联的轭架之间，用以吸收旋翼桨叶的离心力。轴向支承件允许以具有较小轭架和控制套筒的简化构造来将旋翼桨叶的离心力传递至相应的轭架，同时控制套筒和轭架之间的合适间隙仍可防止发生碰撞。由于轴向支承件、即滚珠轴承出于它们安装尺寸的考虑无法传递与抗拉扭转构件一样高的轴向力，因而轴向支承件的应用局限于旋翼，其中，旋翼桨叶的离心力不会超过相当低的数值，即对于具有15mm轴直径的滚珠轴承而言，所传递的离心力是大约12kN。
[0031]根据本发明的又一较佳实施例，轭架是中空的，以至少部分地封围抗扭刚度较小但抗拉强度较强的抗拉构件。
【专利附图】
【附图说明】
[0032]通过参照附图的下文描述借助示例来概括本发明的较佳实施例。
[0033]图1示出根据本发明的旋翼系统的俯视图，
[0034]图2示出根据图1的旋翼系统的剖视图，
[0035]图3示出垂直于图2的旋翼系统剖视图，以及
[0036]图4示出根据本发明的又一旋翼系统的剖视图，
【具体实施方式】
[0037]参见图1，旋翼系统具有四个旋翼桨叶2、3，这些旋翼桨叶分别以旋翼毂I为中心彼此相对地成对设置。旋翼桨叶2、3中的各个借助第一轭架4和第二轭架5以及相应的桨叶保持件6安装于旋翼毂1，且相邻的桨叶2、3之间成90°角度。两个相对的第一旋翼桨叶2形成第一对旋翼桨叶，而两个相对的第二旋翼桨叶3形成第二对旋翼桨叶。第一对旋翼桨叶的两个相对的第一旋翼桨叶2沿着第一轴线22从旋翼毂I径向地延伸，而第二对旋翼桨叶的两个相对的第二旋翼桨叶3沿着第二轴线23从旋翼毂I径向地延伸，所述第二轴线23基本上相对于所述第一轴线22垂直。
[0038]每对旋翼桨叶的相应两个旋翼桨叶2、3通过两个轭架4、5中的一个以不易拍动和摆振的方式连接于彼此。旋翼桨叶2、3的金属连接部件的拍动刚度且尤其是摆振刚度高于5kNm2，以使得旋翼桨叶的布置能以超危急状态中所有产生的旋翼频率操作，从而排除由于向后急转产生的地面共振并使得任何附加的阻尼器都是非必需的。桨叶保持件6借助桨叶保持件螺栓7将各个旋翼桨叶2、3与两个轭架4、5中的一个连接起来。抗拉构件的螺栓9安装于每个轭架4、5并且安装于每个桨叶保持件6。抗拉构件8、桨叶保持件6以及桨叶保持件螺栓7在相应连接的旋翼桨叶2、3之间传递离心力，该抗拉构件抗扭刚度较小但抗拉刚度较强，例如是衬套、弹性体、辊子和/或球轴承之类，尤其用于直径约为3m的较小旋翼的构件。最低扭转柔度取决于作为旋翼桨叶质量和旋翼直径的函数的旋翼频率，而旋翼桨叶质量和旋翼直径则与离心力、杠杆传动比以及控制振幅的装置相对应。最低的抗拉构件强度足以承受低于150kN的旋翼桨叶离心力，而不会发生失效。对于直径约为1m的较大旋翼而言，抗扭刚度低于5Nm/deg。衬套、弹性体、辊子和/或球轴承结合在桨叶保持件6的支承件10中。
[0039]抗拉构件8的扭转柔度允许倾斜盘支撑件能容易地在所有旋翼状况中改变相应旋翼桨叶的迎角。支承件10和桨叶保持件6在相应连接的旋翼桨叶2、3之间传递弯曲力。
[0040]抗拉构件8沿着各个相应轭架4、5的外周缘设置。抗拉构件8是一件式薄板或者由若干薄板构成，该薄板具有0.0lmm至5mm的厚度并且例如由钢制成以具有最低抗扭刚度。
[0041]各个旋翼桨叶2、3的桨距可经由桨叶保持件6借助桨叶保持件的相应相关联杆件11所控制。双圈式控制套筒12通过桨叶保持件的杆件的支承件14连接于各个杆件11。各个轭架4、5与其相应的抗拉构件8 一起关于相应的外围控制套筒12对中。
[0042]旋翼毂I设有中空支承件20和内部支承件21，该中空支承件和内部支承件分别与旋翼毂I的所述转动轴线成一直线地对中。中空支承件20与第一轭架4成一体，而内部支承件21与第二轭架5成一体。
[0043]参见图2，相对应的特征采用与图1相同的附图标记来表示。顶部设有旋翼毂I的旋翼主轴19设有中心件18、即中空支承件20的螺栓支承件16。该中心件18关于旋翼毂I的所述转动轴线对中，并且为第一轭架4绕第一拍动方向拍动提供拍动轴线，该第一拍动方向基本上垂直于带有旋翼毂I的旋翼主轴19的所述转动轴线，并且基本上垂直于所述第一轴线22。第一轭架4适配于螺栓支承件16，以允许所述第一轭架4与所述第一对旋翼桨叶2 —起沿所述第一拍动方向绕旋翼毂I的螺栓支承件16枢转。
[0044]中空支承件20与内部附加支承件21的轴线在图2上的相应位置I和2如下文所述被限定成:
[0045]标为Pl的位置I在旋翼系统的重心下方、位于旋翼桨叶的支承件轴线的相交部与重心之间距离的50%处。称为Pl的位置I位于旋翼桨叶的支承件轴线的相交部的下方。此外，位置I在旋翼主轴19的转动轴线上、位于中空支承件20和内部附加支承件21的相应轴线之间的相交部下方达到1cm的位置处。
[0046]标为P2的位置2是在旋翼系统的重心上方、旋翼桨叶的支承件轴线10的相交部与重心之间距离的50%处。此外，位置2在旋翼主轴19的转动轴线上、位于中空支承件20和内部附加支承件21的相应轴线之间的相交部上方达到45cm的位置处。
[0047]控制套筒12分别与第一轭架4隔开，以允许相应的控制套筒支承件13在不干涉任一第一轭架4的情形下运动，这些控制套筒12使其相应的控制套筒支承件13连结于它们的相应倾斜盘支撑件15。倾斜盘支撑件15分别位于由沿着所述第一对旋翼桨叶2的第一轴线和旋翼主轴19的所述转动轴线所限定的平面中。控制套筒12通过桨叶保持件的杆件支承件14连接于桨叶保持件的杆件11，以控制第二对旋翼桨叶中两个第二旋翼桨叶3的桨距。
[0048]旋翼桨叶2相对于旋翼毂I的旋翼主轴19成二面角。
[0049]参见图3，相对应的特征利用图1、2所示的附图标记来表示。在中空支承件20的中心件18内部设有中心通道24，该中心通道具有沿着所述第二轴线23的轴线，该第二轴线基本上垂直于轴线22。内部支承件21安装于关于旋翼毂I的所述转动轴线对中的螺栓17，并且为第二轭架5绕第二拍动方向拍动提供轴线，该第二拍动方向基本上垂直于带有旋翼毂I的旋翼主轴19的所述转动轴线并且基本上垂直于第一拍动方向。该内部支承件21允许所述第二对旋翼桨叶3沿第二拍动方向绕旋翼毂I并且独立于所述第一对所连接的旋翼桨叶2枢转。
[0050]控制套筒12分别与第二轭架5隔开，以允许相应的控制套筒支承件13在不干涉任一第二轭架5的情形下运动，这些控制套筒12使其相应的控制套筒支承件13连结于它们的相应倾斜盘支撑件15。倾斜盘支撑件15分别位于由沿着所述第二对旋翼桨叶3的第二轴线23和旋翼主轴19的所述转动轴线所限定的平面中。控制套筒12通过桨叶保持件的杆件支承件14连接于桨叶保持件的杆件11，以控制第一对旋翼桨叶中两个第一旋翼桨叶2的桨距。抗拉构件的螺栓9安装于各个轭架4、5并且安装于每个桨叶保持件6。
[0051]轴向支承件25、即辊子轴承或球轴承施加于所述较小的旋翼，用以将较低的轴向/离心力从旋翼桨叶2、3传递至相应的轭架4、5，即具有15mm的支承件轴直径的轴向支承件用于具有小于约12kN的旋翼，且与抗扭刚度较小但抗拉刚度较强的抗拉构件8相比，所述轴向支承件25体积较小。
[0052]旋翼桨叶3相对于旋翼毂I的旋翼主轴19成二面角。
[0053]参见图4，相对应的特征利用图1-3所示的附图标记来表示。从中空支承件20的螺栓支承件16朝向桨叶保持件6，轭架4是中空的。这些轭架4沿着它们朝向桨叶保持件6的大部分延伸部封围抗拉构件8。
[0054]控制套筒12分别与第一轭架4隔开，以允许相应的控制套筒支承件13在不干涉任一第一轭架4的情形下运动，这些控制套筒12使其相应的控制套筒支承件13连结于它们的相应倾斜盘支撑件15。
[0055]一个以上的桨叶保持件螺栓7可用于每个旋翼桨叶2，以固定于用于刚性的旋翼桨叶组件的旋翼保持件6。
[0056]抗拉构件8沿着各个相应轭架4、5的内周缘设置，以改进刚度和制造性能。
[0057]附图标记列表
[0058]I 旋翼毂
[0059]2，3旋翼桨叶
[0060]4，5 轭架
[0061]6 -桨叶保持件
[0062]7 -桨叶保持件的螺栓
[0063]8 -抗拉构件
[0064]9-抗拉构件的螺栓
[0065]10桨叶保持件的支承件
[0066]11桨叶保持件的杆件
[0067]12控制套筒
[0068]13控制套筒的支承件
[0069]14桨叶保持件的杆件的支承件
[0070]15倾斜盘的支撑件
[0071]16用于拍动方向的轴线
[0072]17用于拍动方向的轴线
[0073]18中心件
[0074]19旋翼主轴
[0075]20中空支承件
[0076]21附加支承件
[0077]22第一拍动方向
[0078]23第二拍动方向
[0079]24中心通道
[0080]25轴向支承件
[0081]Pl位置 I
[0082]P2位置 2
【权利要求】
1.一种旋翼飞行器的旋翼系统，所述旋翼系统具有旋翼主轴(19)、旋翼毂(I)、至少四个角向基本上均匀分布的旋翼桨叶(2、3)以及倾斜盘支撑件(15)，所述旋翼主轴将纵向轴线作为转动轴线，所述旋翼毂(I)共轴地设置在所述旋翼主轴(19)处，而所述倾斜盘支撑件安装于所述旋翼桨叶(2、3)中的各个上用以桨距和随后的拍动控制， 所述旋翼桨叶(2、3)分别以零偏移相对于彼此以不易摆振且不易拍动的方式成对地安装于所述旋翼毂(I)，以绕所述转动轴线在基本上同一旋翼平面中转动，且所述旋翼桨叶(2,3)彼此相对地连接并且关于所述旋翼毂(I)基本上对称， 其特征在于: 所述旋翼毂(I)设有中空支承件(20)，所述中空支承件具有至少一个内部附加支承件(21)，所述至少一个内部附加支承件分别设置成与所述转动轴线成一直线， 第一对旋翼桨叶借助第一轭架(4)安装在所述中空支承件上，所述中空支承件可绕第一拍动方向(23)枢转,且所述第一拍动方向基本上垂直于所述转动轴线，以及 至少第二对旋翼桨叶(3)借助第二轭架(5)在所述中空支承件(20)内部安装在所述至少一个附加支承件(21)上，所述至少一个附加支承件可绕第二拍动方向(22)并且独立于所述第一对旋翼桨叶(2)枢转，所述第二拍动方向基本上垂直于所述第一拍动方向(23)以及所述转动轴线。
2.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，还设有控制装置(11-15)，所述控制装置较佳地通过共用于相应的成对旋翼桨叶的倾斜盘来控制所述旋翼桨叶(2、3)的迎角，且所述控制装置包括倾斜盘支撑件(15)，所述倾斜盘支撑件各自沿着致动轴线致动，所述致动轴线基本上平行于所述转动轴线并且穿过相邻的成对旋翼桨叶(2、3)的纵向轴线。
3.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，所述中空支承件(20)和所述内部附加支承件(21)的相应轴线的相交部基本上位于所述轭架(4、5)、所述旋翼桨叶(2、3)以及所述轭架和所述旋翼桨叶之间所有部件的重心内。
4.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，所述中空支承件(20)和所述内部附加支承件(21)的轴线的相应位置(P1、P2)被如下限定: 位置I(Pl)在所述旋翼系统的重心下方、位于所述旋翼桨叶的支承件轴线的相交部与所述重心之间距离的50%处，此外，所述位置I(Pl)在所述旋翼主轴(19)的转动轴线上、位于所述中空支承件(20)和所述内部附加支承件(21)的相应轴线的相交部下方达到1cm的位置处， 位置2(P2)在所述旋翼系统的重心上方、位于所述旋翼桨叶的支承件轴线(10)的相交部与所述重心之间距离的50%处，此外，所述位置2(P2)在所述旋翼主轴(19)的转动轴线上、位于所述中空支承件(20)和所述内部附加支承件(21)的相应轴线的相交部上方达到45cm的位置处。
5.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，所述中空支承件(20)的中心件(18)位于所述旋翼毂(I)的中心，且所述旋翼毂附连于所述旋翼主轴(19)。
6.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，对于每个轭架(4、5)提供杠杆(11)和控制套筒(12)，以将任何力矩从所述倾斜盘支撑件(15)传递至相应的轭架(4、5)。
7.如权利要求6所述的旋翼系统，其特征在于，所述控制套筒(12)包括两个圈，所述圈由控制套筒的支承件(13)连接，且从衬套、弹性体、辊子或球轴承中选取构件来作为所述控制套筒的支承件(13)。
8.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，对于每个旋翼桨叶(2、3)提供旋翼保持件(6)，并且对于每个旋翼保持件(6)提供一个以上的螺栓(7)。
9.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，所述旋翼桨叶(2、3)相对于所述旋翼毂(I)成二面角。
10.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，所述旋翼桨叶(2、3)的桨距调节基本上绕所述旋翼桨叶(2、3)的纵向轴线并且由所述杆件(11)致动，所述杆件连接于带有转动中心的桨叶保持件￠)，用以基本上沿相应的轴线(16/23、17/22)进行控制，且所述轭架(4、5)绕所述相应的轴线进行相应地枢转。
11.如权利要求1所述的旋翼系统，其特征在于，至少一个抗扭刚度较小但抗拉刚度较强的抗拉构件(8)设置在带有桨叶保持件(6)的相应旋翼桨叶(2、3)以及所述旋翼桨叶的相关联轭架(4、5)之间。
12.如权利要求11所述的旋翼系统，其特征在于，至少一个轴向支承件(25)设置在相应的旋翼桨叶(2、3)和所述旋翼桨叶的相关联轭架(4、5)之间。
13.如权利要求11所述的旋翼系统，其特征在于，所述轭架(4、5)是中空的，以至少部分地封围所述抗扭刚度较小但抗拉刚度较强的抗拉构件(8)。
【文档编号】B64C27/32GK104229135SQ201410282878
【公开日】2014年12月24日 申请日期:2014年6月23日 优先权日:2013年6月24日
【发明者】K·冯-威尔默斯基 申请人:空客直升机德国有限公司