用于能够悬停的航空器的旋翼的制作方法

用于能够悬停的航空器的旋翼
1.相关申请的交叉引用
2.本专利申请要求于2020年6月25日提交的欧洲专利申请第20182377.0号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
3.本发明涉及一种垂直起落换向式飞机。
4.本发明还涉及一种直升机。


背景技术：

5.更详细地，已知类型的垂直起落换向式飞机基本上包括：
[0006]-机身，其沿着第一纵向轴线延伸；
[0007]-一对半翼，它们以悬臂方式从机身的彼此相对的相应的部分突出，并且具有与机身相对的相应的自由端部，所述自由端部沿着与第一纵向轴线基本上正交的第二横向轴线对准；以及
[0008]-承载相应的动力单元的一对吊舱，每个动力单元由相应的马达和相应的螺旋桨形成。
[0009]
每个螺旋桨能围绕相关的第三轴线旋转。
[0010]
垂直起落换向式飞机还能够选择性地呈现：
[0011]
‑“
飞机”构造，其中螺旋桨设置成相应的第三轴线基本上平行于垂直起落换向式飞机本身的第一轴线，并限定垂直起落换向式飞机本身的相应的动力单元；或者
[0012]
‑“
直升机”构造，其中螺旋桨设置成相应的第三轴线基本上是竖直的并且横向于垂直起落换向式飞机的第一轴线。
[0013]
每个螺旋桨以已知的方式包括：
[0014]-控制轴，其由相关的马达驱动成围绕相关的第三轴线旋转；
[0015]-桨毂，其可操作地与控制轴连接并且能围绕相关的第四轴线旋转；以及
[0016]-多个桨叶，它们铰接在控制轴上并由桨毂承载，特别是围绕从相应的吊舱突出的控制轴的自由端部周向分布。
[0017]
每个螺旋桨还包括铰接接头，例如插置在控制轴与桨毂之间的球形类型的弹性体接头。
[0018]
这种情况发生是因为与通常在直升机中使用的方案不同，垂直起落换向式飞机的桨毂相对于控制轴自由地摆动前述的角度。
[0019]
所述铰接接头允许桨毂的第四轴线与控制轴的第三轴线之间摆动达到一定的最大角度，例如12度。
[0020]
所述摆动是由于作用在桨叶上的空气动力学的不完全对称的力造成的，例如，由于阵风或由于桨叶本身的周期桨距的变化。替代地，所述摆动在垂直起落换向式飞机在“飞机”构造和“直升机”构造之间转换的情况下产生，或者在扰动作用于桨叶上的情况下产生
陀螺力。
[0021]
在例如来自ep-b-1088755和ep-b-276945的已知类型的方案中，铰接接头是同动的(homokinetic)，即，桨毂和控制轴的角速度之间的比率不取决于桨毂和控制轴的角位置。
[0022]
更具体地，已知类型的铰接接头包括多个刚性元件，它们彼此被铰接成允许传递高扭矩值，同时允许桨毂的相应的第四轴线与控制轴的相应的第三轴线之间偏移。
[0023]
此外，在本领域中感到需要减少铰接部件的数量并且尽可能简化垂直起落换向式飞机的旋翼的同动接头。
[0024]
基本上包括机身、位于机身顶部并且能围绕其自身的第五轴线旋转的主旋翼和设置在机身的机尾端部处的反扭矩旋翼的直升机也是已知的。
[0025]
以已知的方式，直升机还包括一个或多个马达构件(例如，涡轮机)，以及插置在涡轮机与主旋翼之间并且适于将运动从涡轮机传递到主旋翼本身的传动装置组。
[0026]
更详细地，反扭矩旋翼又包括：
[0027]-能围绕第六轴线旋转的控制轴；
[0028]-能围绕第六轴线旋转的桨毂；以及
[0029]-铰接在桨毂上的多个桨叶，它们以悬臂方式从桨毂本身突出并且各自沿着横向于第六轴线的相应的第七轴线延伸。
[0030]
直升机还包括：
[0031]-中间轴，其与传动装置组的动力输出器连接并且能围绕相对于第六轴线倾斜的第八轴线旋转；以及
[0032]-彼此啮合的一对锥形齿轮，它们插置在中间轴与反扭矩旋翼的控制轴之间。
[0033]
在本领域中感到需要用同动的耦合元件连接中间轴和反扭矩旋翼的控制轴，该耦合元件允许承载能力和扭转刚性高，同时弯曲和轴向刚性低。
[0034]
us-a-2018/023631公开了一种柔性耦合件，其包括具有第一端部和第二端部的柔性膜片主体。构件固定到柔性膜片主体的第一端部上。花键构件固定到柔性膜片主体的第二端部上。花键构件被配置为响应于通过柔性耦合件互连的可旋转构件的轴向位移，相对于可旋转地固定到花键构件上的可旋转构件移位。内径与外径的比率被选择为允许将柔性耦合件封装在受限空间中。
[0035]
us-b-10364848公开了具有同轴的第一端部适配器和第二端部适配器的驱动耦合件。第一组至少两个同轴的螺旋元件具有附接至第一端部适配器的每个元件的第一端部，并且每个元件的第二端部耦合至第二端部适配器。至少一个偏置装置使所述端部适配器相对于彼此偏置。施加到一个端部适配器的扭矩通过第一组螺旋元件传递到另一个端部适配器，螺旋元件允许端部适配器在操作期间偏移。
[0036]
gb-a-2113349公开了一种等速万向接头，包括通过扭矩传递构件的中间件与输出元件连接的输入元件，所述扭矩传递构件是波纹管的形式，所述波纹管由柔性丝状材料制成，所述柔性丝状材料由能够弹性地适应由输入元件和输出元件的旋转轴线之间的角位移引起的应变的粘合剂增强。接头优选地通过这样一种方法来制成，即，该方法包括通过将丝状材料围绕内部波纹管成形形成器施加并将可流动但可固化的增强粘合剂施加到丝状材料来形成波纹管。形成器可以由波纹形柔性材料制成，在丝状材料缠绕在其上时经受内部
流体压力并且在形成之后留在波纹管内部。波纹管可包括多个互连的盘状元件。
[0037]
gb-a-2082730公开了一种重量轻的复合耦合件，其能够承载高扭转载荷，同时适应邻接的轴之间的角度和轴向偏移。


技术实现要素：

[0038]
本发明的目的是实现一种用于能够悬停的航空器的旋翼，其允许以简单且经济的方式满足以上指出的至少一个需求。
[0039]
根据本发明，上述目的通过权利要求1所述的垂直起落换向式飞机来实现。
[0040]
本发明还涉及权利要求13所述的直升机。
附图说明
[0041]
为了更好地理解本发明，下面仅通过举例的方式并且借助于附图来描述七个优选的非限制性实施方式，在附图中：
[0042]-图1是处于“直升机”构造的垂直起落换向式飞机的侧视图，其包括根据本发明的第一实施方式的要求实现的一对旋翼；
[0043]-图2以放大和部分剖开的比例示出了图1的旋翼的一些部件，为了清楚起见，一些部分被移除；
[0044]-图3和图4以进一步放大的比例示出了处于相应的不同操作位置的图2的旋翼的接头，为了清楚起见，一些部分被移除；
[0045]-图5以剖面示出了图1的垂直起落换向式飞机的旋翼的第二替代实施方式的一些部件；
[0046]-图6示出了图1的垂直起落换向式飞机的旋翼的第三实施方式的一些部件的立体图；
[0047]-图7以立体图和具体放大比例示出了图2至图4的旋翼的部件；
[0048]-图8是根据本发明的第四实施方式的包括反扭矩旋翼的直升机的侧视图；
[0049]-图9以大大放大的比例示出了图8的反扭矩旋翼的传动线的一些部件；
[0050]-图10是根据本发明的第四实施方式的包括反扭矩旋翼的直升机的大大放大比例的局部剖开的侧视图，为了清楚起见，一些部分被移除；
[0051]-图11示出了根据本发明的第五实施方式的反扭矩旋翼的一些部件；
[0052]-图12是根据本发明的第六实施方式的包括旋翼的直升机的大大放大比例的局部剖开的侧视图，为了清楚起见，一些部分被移除；以及
[0053]-图13示出了根据本发明的第七实施方式的反扭矩旋翼的一些部件。
具体实施方式
[0054]
参照图1至图7，1表示能够悬停的航空器，特别是垂直起落换向式飞机。
[0055]
垂直起落换向式飞机1基本上包括：
[0056]-机身2，其具有纵向延伸轴线a；
[0057]-一对半翼3，它们以悬臂方式从机身2的彼此相对的相应的部分横向于轴线a延伸；以及
[0058]-一对吊舱4，它们容纳相应的动力单元组5并且能围绕与轴线a正交的轴线g相对于机身2倾斜。
[0059]
机身2还包括沿着轴线a彼此相对的机头12和机尾部分13，机头12设置在前部。
[0060]
半翼3具有平行于与轴线a正交的轴线g的相应的纵向延伸方向。
[0061]
应当注意，术语“前”、“机尾的”、“纵向”、“侧向”、“上方”和“下方”等在本说明书中参照垂直起落换向式飞机1在向前飞行中的正常前进方向。
[0062]
在本说明书的下文中，描述了单个动力单元组5，动力单元组5彼此相同。
[0063]
动力单元组5基本上包括(图2)：
[0064]-马达6，其具有能围绕与轴线g正交的轴线b旋转的输出轴7；
[0065]-螺旋桨8，其能围绕平行于轴线b的轴线c旋转；以及
[0066]-传动装置组11，其插置在马达6的输出轴7与螺旋桨8的控制轴10之间。
[0067]
在所示的情况下，轴线b、c彼此平行并且彼此偏移。
[0068]
垂直起落换向式飞机1可以被选择性地设置成：
[0069]
‑“
直升机”构造(在图1中可见)，其中螺旋桨8的轴线与轴线a正交；以及
[0070]
‑“
飞机”构造(未被示出)，其中螺旋桨8的轴线c平行于轴线a。
[0071]
垂直起落换向式飞机1在“直升机”构造和“飞机”构造之间的转换通过使螺旋桨8围绕轴线g倾斜来实现。
[0072]
在所示的情况下，螺旋桨8在前述的转换期间与吊舱4和动力单元组5一体地围绕轴线g倾斜。
[0073]
螺旋桨8又包括：
[0074]-接头20，其插置在控制轴10与桨毂15之间；
[0075]-桨毂15，其具有轴线d；以及
[0076]-被约束到元件17的多个桨叶，元件17又被约束在桨毂15上，桨毂15通过多个弹性轴承19的插置而铰接在控制轴10上。
[0077]
在所示的情况下，接头20是被配置为仅传递驱动扭矩的同动接头。
[0078]
接头20也是被配置为允许桨毂15的轴线d相对于控制轴10的轴线c摆动的弹性柔性接头。
[0079]
在图4中可以看出，控制轴10和桨毂15具有相对于相应的轴线c、d在径向且正交的相应的轴线e、f。
[0080]
接头20被配置为允许轴线d围绕轴线c并因此允许轴线f围绕轴线e以可变角度α摆动，可变角度α包括在0度(图3)和在所示的示例中的+/-12度(图4)之间。
[0081]
有利地，接头20由至少一个波纹元件限定，该波纹元件由弹性可变形材料制成；波纹元件允许通过接头20本身的弹性变形进行轴线d、c之间的倾斜。
[0082]
换句话说，接头20的波纹允许获得弹性弯曲形变能力，以便允许轴线d相对于轴线c摆动。
[0083]
因此，虽然接头20没有彼此铰接的部件，但其表现得像铰接接头。
[0084]
在本说明书的下文中，术语“波纹”是指在某些拉伸部中的持续继续或是连续的以及围绕轴线c的环形脊和凹槽的周期性连续。
[0085]
在包含轴线c的剖面(图4和图5)中，波纹具有：
[0086]-纵向延伸方向，脊和凹槽沿着该纵向延伸方向周期性地重复；以及
[0087]-与延伸方向正交的横向方向，脊和凹槽沿着该横向方向彼此相距一定距离延伸。
[0088]
沿着纵向方向的两个连续的脊(凹槽)之间的最大距离被称为波纹的间距p。
[0089]
脊和凹槽之间沿着横向方向的距离称为波纹的高度h。
[0090]
接头20关于轴线c对称。
[0091]
参照图2，接头20基本上包括：
[0092]-一对头部元件21、22，它们分别与控制轴10和桨毂15连接；以及
[0093]-元件25，其插置在元件21、22之间并与元件21、22本身连接。
[0094]
元件21、22是盘状的并且围绕相应的轴线c、d延伸。
[0095]
元件21、22是波纹形的并且具有相应的波纹23、24，波纹23、24具有径向于轴线c的纵向延伸方向和平行于轴线c的厚度。
[0096]
元件25是管状的并且具有波纹26，波纹26具有平行于轴线c的纵向延伸方向和径向于轴线c的厚度。
[0097]
元件21、22的波纹23、24包括(图7)相应的多个环29、30。
[0098]
环29、30在相对于轴线c的径向上彼此交替，并且限定对应的波纹23、24的彼此相对的相应的轴向端部。
[0099]
环29设置在距桨毂15的第一轴向距离处。
[0100]
环30设置在距桨毂15的第二轴向距离处，该第二轴向距离小于前述的第一轴向距离。
[0101]
环29(30)全部设置在相同的第一(第二)轴向距离处。
[0102]
波纹23、24各自具有多个连接拉伸部31，每个连接拉伸部31插置在相应的环29和与其相邻的相应的环30之间。
[0103]
每个拉伸部31从相应的环29开始朝向与其相邻的相应的环30以逐渐增加的轴向和径向距离延伸。
[0104]
在所示的示例中，波纹23、24在平行于轴线b的剖面中具有线圈形状。
[0105]
环29、30位于与轴线b正交的相应的平面上。
[0106]
波纹26包括相应的多个环35、36。
[0107]
环35、36平行于轴线c彼此交替，并且限定波纹26的彼此相对的相应的径向端部。
[0108]
环35设置在距轴线c的第一径向距离处。
[0109]
环36设置在距轴线c的第二径向距离处，该第二径向距离小于前述的第一径向距离。
[0110]
环35(36)全部设置在距轴线c相同的第一(第二)径向距离处。
[0111]
波纹26具有多个连接拉伸部37，每个连接拉伸部37插置在相应的环35和与其相邻的相应的环36之间。
[0112]
每个拉伸部37从相应的环35开始朝向相应的环36以逐渐增加的轴向和径向距离延伸。
[0113]
波纹26在平行于轴线c的剖面中具有线圈形状。
[0114]
波纹26关于轴线c对称。
[0115]
环35、36位于与轴线c正交的相应的平面上。
[0116]
波纹23、24包括相应的端部33、34，端部33、34在径向内部并且与控制轴10和桨毂15连接。
[0117]
特别地，端部33、34围绕相应的轴线c、d连续且均匀地延伸。
[0118]
波纹23、24还包括相应的端部39、40，端部39、40在径向外部并且与对应的端部33、34相对。
[0119]
波纹26包括相对的轴向端部41、42，轴向端部41、42彼此相对并且与对应的波纹23、24的相应的端部39、40连接。
[0120]
特别地，接头20由复合材料制成，特别是纤维增强层压材料。
[0121]
替代地，接头20可由不同的弹性材料制成，例如金属或多种材料的组合。
[0122]
在使用中，垂直起落换向式飞机1以“直升机”构造着陆和起飞，并且以“飞机”构造前进。
[0123]
在悬停期间或低速的“直升机”构造中，支撑垂直起落换向式飞机1所需的升力由设置成相应的轴线c与轴线a、e正交的螺旋桨8提供(图1)。
[0124]
在未被示出的“飞机”构造中，支撑垂直起落换向式飞机1所需的升力大部分由半翼3提供。
[0125]
马达6驱动螺旋桨8围绕相应的轴线d旋转。
[0126]
更具体地，每个马达6驱动相关的控制轴10围绕相关的轴线c旋转。
[0127]
控制轴10通过接头20驱动桨毂15围绕轴线d旋转。
[0128]
更详细地，接头20是同动的，即，控制轴10围绕轴线c的旋转速度和桨毂15围绕轴线d的旋转速度之间的比率对于控制轴10或桨毂15相对于相应的轴线c、d的每个角位置都是恒定的，在所示的示例中等于1。
[0129]
这是因为端部33、34围绕相应的轴线b、c连续且均匀地延伸而获得的。因此，不会相对于轴10产生桨毂15的“急动”移动。
[0130]
由于波纹23、24；26的存在以及接头20由纤维增强复合层压材料制成这一事实，接头20还允许轴线d相对于轴线c摆动，从而允许轴线e相对于轴线f的摆动等于角度α，该角度α包括在0度(图3)和在所示的示例中的12度(图4)之间。
[0131]
接头20因其自身的弯曲弹性变形而允许所述摆动，同时它确保扭矩通过其自身的扭转刚性而从轴10传递到桨毂15。
[0132]
这种摆动是由于作用在桨叶16上的空气动力学力几乎从未完全对称这一事实造成的，例如由于阵风或由于桨叶16本身的周期桨距的变化。
[0133]
这样的不对称的力也在垂直起落换向式飞机1在“飞机”构造和“直升机”构造之间的转换期间产生，或者由于在扰动作用于桨叶16上的情况下产生的陀螺力而产生。
[0134]
参照图5，8’表示根据本发明的第二实施方式的螺旋桨。
[0135]
螺旋桨8’类似于螺旋桨8，将在下文中仅就其与螺旋桨8的不同之处进行描述；在可能的情况下，螺旋桨8、8’的相同或等效部分将用相同的附图标记标示。
[0136]
螺旋桨8’与螺旋桨8的不同之处在于，桨毂15的接头20’不包括元件21、22，并且仅由元件25形成。
[0137]
螺旋桨8’与螺旋桨8的不同之处还在于，波纹26’是螺旋形的。
[0138]
螺旋桨8’的环35、36位于与轴线b正交的相应的平面上。
[0139]
螺旋桨8’的操作类似于螺旋桨8的操作，因此不详细进行描述。
[0140]
参照图6，8”表示根据本发明的第三实施方式的螺旋桨。
[0141]
螺旋桨8”类似于螺旋桨8，将在下文中仅就其与螺旋桨8的不同之处进行描述；在可能的情况下，螺旋桨8、8”的相同或等效部分将用相同的附图标记标示。
[0142]
螺旋桨8”与螺旋桨8的不同之处在于，接头20”由平行于轴线c彼此叠加以形成波纹的多个成形的盘52”形成。
[0143]
盘52”彼此连接，特别是通过胶合或焊接。
[0144]
每个盘52”基本上包括：
[0145]-限定了盘52”本身的径向内端部边缘的相应的拉伸部53”；
[0146]-限定了盘52”本身的径向外端部边缘的相应的拉伸部54”；以及
[0147]-在拉伸部53”、54
”’
之间的中间的相应的拉伸部55”。
[0148]
每个盘52”的拉伸部53”、54”、55”被成形为像相应的圆形冠部。
[0149]
每个盘52”的拉伸部55”具有比相应的拉伸部53”、54”大的径向延伸。
[0150]
拉伸部53”、54”、55”彼此轴向偏移。
[0151]
特别地，每个盘52”的拉伸部55”在距相同的盘52”的拉伸部53”的第一轴向距离处。每个盘52”的拉伸部54”在距相同的盘52”的拉伸部53”的第二轴向距离处，该第二轴向距离大于第一距离。
[0152]
在所示的示例中，每个盘52”还包括：
[0153]-拉伸部56”，其是弯曲的并且径向地插置在相关的拉伸部53”、55”之间；以及
[0154]-拉伸部57”，其是弯曲的并且径向地插置在相关的拉伸部55”、54”之间。
[0155]
接头20”包括多对58”盘52”。
[0156]
每对58”的盘52”的拉伸部53”彼此连接。
[0157]
彼此相邻的对58”的盘52”的拉伸部54”彼此连接。
[0158]
特别地，每对58”的盘52”从相应的拉伸部53”直至对应的拉伸部54”以逐渐增加的轴向距离延伸。
[0159]
盘52”的拉伸部53”、54”、55”限定了波纹60”。
[0160]
波纹60”具有平行于轴线c的纵向延伸方向和在轴线c的径向的厚度。
[0161]
更确切地说，连续的对58”的相邻的盘52”的彼此连接的拉伸部55”限定波纹60”的脊。
[0162]
同一对58”的盘52”的彼此连接的拉伸部53”限定波纹60”的凸部。
[0163]
波纹60”的h/p比率大于1。在需要特别高的h/p比率(对于此，对单件的层压板进行波纹化是不可行的)时，图6所示的方案可能是有利的。
[0164]
螺旋桨8”的操作类似于螺旋桨8的操作，因此不详细进行描述。
[0165]
参照图8至图10，100表示根据本发明的第四实施方式的包括反扭矩旋翼106
”’
的直升机。
[0166]
直升机100基本上包括：
[0167]-机身102；
[0168]-一个或多个涡轮机105；
[0169]-主旋翼103，其被放置在机身105的顶部并且能围绕第一轴线旋转；以及
[0170]-反扭矩旋翼106
”’
，其被放置在机身102的机尾端部处并且能围绕其自身的轴线h旋转，该轴线h横向于旋翼103的轴线。
[0171]
直升机100还包括传动装置组111，该传动装置组111将运动从涡轮机105传递到主旋翼103和旋翼106”。
[0172]
传动装置组件111有限地被示出为辅助输出轴108，该辅助输出轴108能围绕轴线i旋转并且可操作地与反扭矩旋翼106连接，这将在下面更详细地描述。
[0173]
旋翼106
”’
产生推力，该推力在机身102上产生明显扭矩。
[0174]
所述明显扭矩定向在与旋翼103施加在机身102上的扭矩相反的方向上。
[0175]
根据旋翼106
”’
产生的推力值，因此可以根据期望的偏航角来定向直升机100，或者根据要执行的飞行动作来调整前述偏航角。
[0176]
更详细地，旋翼106
”’
基本上包括：
[0177]-控制轴112，其能围绕轴线j旋转并且可操作地与轴108连接；以及
[0178]-多个桨叶109，在所示的情况下为两个桨叶109，这些桨叶能围绕轴线h旋转并且以悬臂方式沿着横向于轴线j的相应的轴线延伸。
[0179]
反扭矩旋翼106
”’
还包括插置在轴112与轴108之间的接头20
”’
。
[0180]
接头20
”’
类似于接头20，将在下面仅就其与接头20的不同之处进行描述；在可能的情况下，接头20、20
”’
的相同或等效部分将用相同的附图标记标示。
[0181]
接头20
”’
被配置为在轴108与轴112之间传递扭矩，轴108和轴112具有相对于彼此倾斜恒定角度β的相应的轴线i、j。
[0182]
接头20
”’
是沿着弯曲轴线k轴向对称的并且连接轴线i、j。
[0183]
接头20
”’
基本上包括(图8至图10)：
[0184]-一对元件120
”’
、121
”’
，它们彼此连接并且分别与轴112和轴108连接；以及
[0185]-多个支撑元件115
”’
、116
”’
、117
”’
，在所示的示例中为3个支撑元件，它们插置在接头20
”’
与机身102之间并且适于支撑接头20
”’
，允许其围绕轴线k弹性地旋转。
[0186]
直升机100还包括(图12)：
[0187]-插置在轴108与元件120
”’
之间的接头200；以及
[0188]-插置在元件121
”’
与轴112之间的接头201。
[0189]
更详细地，元件120
”’
、121
”’
限定了相应的波纹124
”’
、125
”’
。
[0190]
每个波纹124
”’
、125
”’
具有弯曲的且平行于轴线k的纵向延伸方向和沿着与轴线k正交的方向的厚度。
[0191]
每个波纹124
”’
、125
”’
包括相应的多个环126
”’
、127
”’
。
[0192]
环126
”’
、127
”’
平行于曲线轴线k彼此交替，并且限定相应的波纹124
”’
、125
”’
的彼此相对的相应的径向端部。
[0193]
环126
”’
设置在距轴线k的第一径向距离处。
[0194]
环127
”’
设置在距轴线k的第二径向距离处，该第二径向距离小于前述的第一径向距离。
[0195]
环126
”’
(127
”’
)全部设置在距轴线k相同的第一(第二)径向距离处。
[0196]
波纹124
”’
、125
”’
具有多个连接拉伸部128
”’
，每个连接拉伸部128
”’
插置在相应的环126
”’
和与其相邻的相应的环127
”’
之间。
[0197]
每个拉伸部128
”’
从相应的环126
”’
开始朝向相应的环127
”’
以逐渐增加的轴向和径向距离延伸。
[0198]
在所示的示例中，波纹124
”’
、125
”’
在平行于轴线k的平面中获得的剖面中具有线圈形状。
[0199]
波纹124
”’
、125
”’
关于轴线k对称。
[0200]
环126
”’
、127
”’
位于与轴线k正交的相应的平面上。
[0201]
元件120
”’
、121
”’
包括相应的凸缘129
”’
。
[0202]
在所示的示例中，支撑元件115
”’
包括双列滚动轴承130
”’
。
[0203]
轴承130
”’
基本上包括：
[0204]-内环，其能与接头200和元件120
”’
的一个凸缘129
”’
一体地旋转；以及
[0205]-固定到机身102上的外环。
[0206]
在所示的示例中，支撑元件116
”’
包括带有锥形滚子的滚动轴承131
”’
。
[0207]
轴承131
”’
基本上包括：
[0208]-内环，其能与元件120
”’
的另一个凸缘129
”’
和元件121
”’
的一个凸缘129
”’
一体地旋转；以及
[0209]-固定到机身102上的外环。
[0210]
支撑元件117
”’
包括滚动轴承132
”’
，在所示的示例中，滚动轴承132
”’
具有锥形滚子。
[0211]
轴承132
”’
基本上包括：
[0212]-内环，其能与元件120
”’
的另一个凸缘129
”’
和接头201一体地旋转；以及
[0213]-固定到机身102上的外环。
[0214]
在使用中，涡轮机105驱动传动装置组111。
[0215]
传动装置组111驱动主旋翼103和辅助轴108围绕轴线i旋转。
[0216]
辅助轴108通过能围绕轴线i旋转的轴108和接头20
”’
驱动反扭矩旋翼106旋转。
[0217]
更详细地，接头20
”’
的元件120
”’
、121
”’
允许轴线i、j之间偏移固定角度(图10)。
[0218]
由于接头20
”’
自身在包含轴线i、j、k的平面中的弹性弯曲变形，接头20
”’
允许所述偏移。
[0219]
更确切地说，由于提供扭转刚性并且同时提供弯曲柔性的波纹124
”’
、125
”’
的存在以及接头20
”’
由纤维增强复合层压材料制成这一事实，接头20
”’
弯曲地弹性变形以将轴线i、j之间的角度保持恒定。
[0220]
参照图11，106
””
表示根据本发明的第五实施方式的反扭矩旋翼。
[0221]
旋翼106
””
类似于旋翼106
”’
，将在下文中仅就其与旋翼106
”’
的不同之处进行描述；在可能的情况下，旋翼106
”’
、106
””
的相同或等效部分将用相同的附图标记标示。
[0222]
旋翼106
””
与旋翼106
”’
的不同之处在于，它包括具有相应的波纹124
””
、125
””
、123
””
的三个元件120
””
、121
””
、122
””
，并且它包括具有相应的轴承130
””
、131
””
、132
””
、133
””
的四个支撑元件115
””
、116
””
、117
””
、118
””
。
[0223]
旋翼106
””
的操作类似于旋翼106
”’
的操作，因此不详细进行描述。
[0224]
参照图12，106
””’
表示根据本发明的第六实施方式的反扭矩旋翼。
[0225]
旋翼106
””’
类似于旋翼106
”’
，在下文中仅就其与旋翼106
”’
的不同之处进行描
述；在可能的情况下，旋翼106
””’
、106
”’
的相同或等效部分用相同的附图标记标示。
[0226]
旋翼106
””’
与旋翼106
”’
的不同在于，波纹124
””’
、125
””’
相对于轴线k是螺旋形的，并且环126
””’
、127
””’
位于与轴线k正交的相应的平面上。
[0227]
参照图13，106
”””
表示根据本发明的第七实施方式的反扭矩旋翼。
[0228]
旋翼106
”””
类似于旋翼106
””
，将在下面仅就其与旋翼106
””
的不同之处进行描述；在可能的情况下，旋翼106
”””
、106
””
的相同或等效部分用相同的附图标记标示。
[0229]
旋翼106
”””
与旋翼106
””
的不同之处在于，波纹124
”’
、125
”’
、123
”’
相对于轴线k是螺旋形的，并且环126
”’
、127
”’
位于与轴线k正交的相应的平面上。
[0230]
在未被示出的另外的实施方式中，接头20
”’
的元件120
”’
、121
”’
；120
””
、121
””
可由金属(例如，钛)制成并且可选地涂覆有玻璃纤维或其他纤维增强材料的护套。
[0231]
所述另外的实施方式的前述的元件120
”’
、121
”’
；120
””
、121
””
也可以容易地借助增材制造技术制造。以这种方式，避免了移除对于制造复合产品的其他方法是必须的内部心轴的问题。
[0232]
从根据本发明的垂直起落换向式飞机1的螺旋桨8、8’、8”和直升机100的反扭矩旋翼106
”’
、106
””
、106
””’
、106
”””
的特性，本发明能够获得的优点是显而易见的。
[0233]
特别地，螺旋桨8、8’、8”和反扭矩旋翼106
”’
、106
””
、106
”””
分别包括具有相应的波纹23、24、26、26’；124
”’
、125
”’
、124
””
、125
””
、123
”’
；124
””’
、125
””’
；124
”””
、125
”””
、123
”””
的接头20、20’、20”；20
”’
。
[0234]
所述波纹23、24、26、26’；124
”’
、125
”’
、124
””
、125
””
、123
”’
；124
””’
、125
””’
；124
”””
、125
”””
、123
”””
使接头20、20’、20”、20
”’
具有与扭转载荷的高传递能力相关联的高弯曲弹性形变能力。
[0235]
换句话说，波纹23、24、26、26’；124
”’
、125
”’
、124
””
、125
””
、123
”’
；124
””’
、125
””’
；124
”””
、125
”””
、123
”””
允许将刚性和载荷路径分离。
[0236]
端部33、34围绕相应的轴线c、d、k连续且均匀地延伸。这允许保证接头20、20’、20”、20
”’
的同动操作。
[0237]
重要的是强调，与在本说明书的介绍性部分中讨论的已知类型的方案不同，这些特性是在不需要使用彼此铰接的多个部件的情况下获得的，具有明显的重量减轻和构造简化的优点。
[0238]
以这种方式，接头20、20’、20”允许在控制轴10与桨毂15之间传递运动，从而能够在垂直起落换向式飞机1的操作期间在轴线e、f之间实现可变的摆动，该摆动在所示的示例中在0和12度之间。
[0239]
更详细地，波纹23、24、26、26’使接头20、20’、20”具有非常高的扭转载荷能力(即，非常高的将轴线b的扭矩力矩从控制轴10传递到桨毂15的能力)，同时具有在包含轴线c、d的平面中的高弯曲柔性和允许轴线c、d之间的前述摆动的轴向柔性。
[0240]
接头20
”’
允许在具有相应的轴线i、j的轴12、16之间传递运动，轴线i、j相对于彼此倾斜恒定角度。
[0241]
换句话说，接头20
”’
允许通常设置在反扭矩旋翼106
”’
、106
””
、106
””’
、106
”””
的前述的轴108、112之间的锥形齿轮被有效地且重量/成本降低地替换。
[0242]
波纹23、26’；124
””’
、125
””’
；124
”””
、125
”””
、123
”””
的螺旋构造能够提高一个方
向上的扭转阻力。由于作用于接头20、20’；20”、20
”’
上的最大扭矩始终指向一个方向，因此这是特别有利的。
[0243]
在另外的实施方式中，元件120
”’
、121
”’
；120
””
、121
””
可以由金属(例如，钛)制成并且涂覆有玻璃纤维或纤维增强复合材料的护套。以这种方式，将在产生将导致失效的裂纹的情况下避免接头20
”’
的灾难性失效。
[0244]
最后，由于由盘52”形成的接头20”不产生移除对于其他制造方法是必要的内部心轴的问题这一事实，接头20”允许获得特别高的h/p比率。
[0245]
可以通过适当地选择元件21、22、25、120
”’
、121
”’
、120
””
、121
””
的纤维增强材料的层压顺序来优化接头20、20’、20”、20
”’
的所述特性。
[0246]
显然，可以对本文所述和所示的垂直起落换向式飞机1的螺旋桨8、8’、8”和直升机100的反扭矩旋翼106
”’
、106
””
、106
””’
进行修改和变形，而不因此脱离权利要求所限定的保护范围。
[0247]
特别地，波纹23、24、26也可以是螺旋形的。
[0248]
反扭矩旋翼106
”’
可以包括接头20”，代替插置在轴112与轴108之间的接头20
”’
。
[0249]
波纹23、24、26、26’；124
”’
、125
”’
、124
””
、125
””
、123
”’
；124
””’
、125
””’
；124
”””
、125
”””
、123
”””
中的一个或多个可以至少部分地成形为彼此接合和/或具有弯曲拉伸段的多个断开的分段，或者它们可以成形为弧状。

技术特征：
1.一种垂直起落换向式飞机(1)，其包括：机身(2)，其沿着第一轴线(a)延伸；一对半翼(3)，它们沿着相应的第二轴线(b)从所述机身(2)的彼此相对的相应的侧带延伸；一对旋翼(8、8’、8”)，它们与所述半翼(3、3’)相关联，能围绕相应的第三轴线(d)旋转并且能在以下位置之间围绕与所述第二轴线(b)和所述第一轴线(a)正交的第四轴线(g)倾斜：第一位置，在所述第一位置中，所述第三轴线(d)平行于所述第一轴线(a)，当所述垂直起落换向式飞机(1)在使用中处于飞机构造时到达所述第一位置；以及第二位置，在所述第二位置中，所述第三轴线(d)与所述第一轴线(a)正交，当所述垂直起落换向式飞机(1)在使用中处于直升机构造时到达所述第二位置；每个所述旋翼(8、8’、8”)包括：能围绕相应的第五轴线(c)旋转的输入轴(10)；能围绕相应的所述第三轴线(d)旋转的输出构件(15)；耦合元件(20、20’、20”)，所述耦合元件(20、20’、20”)功能地插置在所述输入轴(10)与所述输出构件(15)之间，并且适于将运动从所述输入轴(10)传递到所述输出构件(15)；所述耦合元件(20、20’、20”)被配置为在使用中允许相应的所述第五轴线(c)和相应的所述第三轴线(d)之间倾斜可变角度；其特征在于，所述耦合元件(20、20’、20”)包括由可弹性变形材料制成的至少一个第一波纹元件(21、22、25)；所述第一波纹元件(21、22、25)允许通过弹性变形进行所述倾斜；所述输入轴(10)是能围绕相应的所述第五轴线(c)旋转的相应的所述螺旋桨(8、8’、8”)的控制轴；所述输出构件(15)是桨毂(15)，相应的多个桨叶(16)铰接在所述桨毂(15)上并且能围绕相应的所述第三轴线(d)旋转；所述耦合元件(20)被配置为在使用中允许相应的所述第五轴线(c)和相应的所述第三轴线(d)之间的所述可变摆动角度(α)。2.根据权利要求1所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述耦合元件(20、20’、20”)是同动的；和/或其特征在于，所述耦合元件(20、20’、20”)在与所述第五轴线(c)和所述第三轴线(d)正交的平面中是扭转刚性的，并且在与所述第五轴线(c)和所述第三轴线(d)平行的至少一个平面中弯曲屈服。3.根据权利要求1或2所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述第一波纹元件(25)围绕第六轴线(c)轴向对称并且具有第一波纹(26、26’)；所述第一波纹(26、26’)具有与所述第六轴线(c)平行的延伸方向和相对于所述第六轴线(c)的径向厚度。4.根据权利要求3所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述第一波纹(26、26’)包括至少一个第一环(35)，所述第一环(35)在相对于所述第六轴线(c)的径向外部并且轴向地插置在在相对于所述第五轴线(c)本身的径向内部的两个第二环(36)之间；
所述第一环(35)和所述第二环(36)由单个所述第一波纹元件(25)限定。5.根据权利要求2至4中任一项所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，其包括至少一个第二波纹元件(21、22)；所述第二波纹元件(21、22)是盘状的并且包括第二波纹(23、24)，所述第二波纹具有径向于所述第五轴线(c)的延伸方向和相对于所述第五轴线(c)的平行厚度。6.根据权利要求3至5中任一项所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述第一波纹(26’)是螺旋形的；和/或其特征在于，所述第五轴线(c)和所述第六轴线(c)彼此重合。7.根据前述任一项权利要求所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述耦合元件(20”)包括彼此叠加且彼此连接的多个轴向波纹形的盘(52”)；所述盘(52”)包括第一径向内端部(53”)和相对于所述第一径向内端部(53”)轴向偏移的第二径向外端部(54”)。8.根据权利要求7所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，每个所述盘(52”)包括径向和轴向地插置在相应的所述第一端部(53”)和相应的所述第二端部(54”)之间的拉伸部(55”)。9.根据权利要求7或8所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，彼此轴向连续的所述盘(52”)包括彼此连接的相应的所述第一径向内端部(53”)和/或彼此连接的相应的第二径向外端部(54”)。10.根据前述任一项权利要求所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述至少一个第一波纹元件(21、22、25)由纤维增强复合材料制成。11.根据权利要求2至10中任一项所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述耦合元件(20、20’、20”)包括分别与所述输入轴(10)和所述输出构件(15)连接的第一端部边缘(33)和第二端部边缘(34)；所述第一端部边缘(33)和所述第二端部边缘(34)是圆形的且是周向连续的以使所述耦合元件(20、20’、20”)是同动的。12.根据权利要求1至9或11中任一项所述的垂直起落换向式飞机，其特征在于，所述至少一个第一波纹元件(21、22、25)由涂覆有玻璃纤维护套的金属材料制成。13.一种直升机(100)，其包括：机身(102)；马达构件(105)；传动装置组(111)；以及由所述传动装置组(111)驱动的反扭矩旋翼(106
”’
、106
””
、106
””’
、106
”””
)；所述反扭矩旋翼(106
”’
、106
””
、106
””’
、106
”””
)包括：由所述传动装置组(111)驱动的第一轴(108)，所述第一轴(108)限定所述输入轴(108)并且能围绕所述第一轴线(i)旋转；相对于所述第一轴(108)倾斜的第二轴(112)，所述第二轴(112)限定所述输出构件(112)并且能围绕相对于所述机身(102)固定的所述第二轴线(j)旋转；以及铰接在所述第二轴(112)上的多个桨叶(109)；所述第一轴线(i)和所述第二轴线(j)相对于彼此倾斜恒定角度；所述反扭矩旋翼(106
”’
、106
””
、106
””’
、106
”””
)包括：
能围绕第一轴线(i)旋转的输入轴(108)；能围绕第二轴线(j)旋转的输出构件(112)；耦合元件(20
”’
)，所述耦合元件(20
”’
)功能地插置在所述输入轴(108)与所述输出构件(112)之间，并且适于将运动和驱动扭矩从所述输入轴(10、108)传递到所述输出构件(112)；所述耦合元件(20
”’
)被配置为在使用中允许相应的所述第一轴线(i)和相应的所述第二轴线(j)之间倾斜所述恒定角度；其特征在于，所述耦合元件(20
”’
)包括由可弹性变形材料制成的至少一个第一波纹元件(120
”’
、121
”’
；120
””
、121
””
、122
””
)；所述第一波纹元件(120
”’
、121
”’
、120
””
、121
””
、122
””
)允许通过弹性变形进行所述倾斜。14.根据权利要求13所述的直升机，其特征在于，所述耦合元件(20
”’
)沿着在所述第一轴线(i)和所述第二轴线(j)之间延伸的第三曲线轴线(k)延伸。

技术总结
描述了一种用于航空器(1、100)的旋翼(8、8’、106


技术研发人员：路易吉
受保护的技术使用者：列奥纳多股份公司
技术研发日：2021.05.26
技术公布日：2023/4/5