机翼的制作方法

专利名称：机翼的制作方法
技术领域：
本发明涉及机翼，更具体地，但不排他地，涉及旋翼或桨叶。

发明内容
本发明特别开发用于直升机的桨叶，即飞机的抗扭矩旋翼或尾部旋翼的桨叶，和主升力维持旋翼系统的桨叶，但是本发明可用于其他机翼，仅举例来说，用于风力涡轮叶片。根据本发明的第一方面，我们提供一种机翼，其具有机翼截面(aerofoil cross section)的主体部分；翼展方向上的内侧根端，所述机翼在使用时在该内侧根端处固定到支撑结构上；叶尖区，其位于所述主体部分的外侧的翼展方向上的最外端处，且处在叶尖起始部位之外，所述叶尖区包括叶尖边缘，所述叶尖边缘的平面结构(planform configuration)位于由至少四个控制点P1,P2,P3和P4构建的第一贝塞尔曲线上,所述控制点P1，P2，P3和P4中的每一个位于界定了所述叶尖区的边界的多边形的周边上；贝塞尔控制点Pl位于机翼前缘上、叶尖起始部位处，其处在介于93. 5% R和95. 9% R之间的翼展位置处，所述多边形的第一和第二边在控制点Pl处相交；所述第一边在所述叶尖起始部位处且垂直于桨叶参考轴线延伸，所述桨叶参考轴线沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸；所述第二边为所述机翼的前缘在控制点Pl处的切线，其在控制点Pl和在所述叶尖边缘外侧的、定界多边形的第二边与第三边的相交位置之间延伸；所述第三边平行于所述第一边，并且在所述第三边与所述第二边的相交位置和所述第三边与所述第四边的相交位置之间延伸；控制点P2位于所述第二边上的与Pl的距离为沿所述第二边的30%和80%之间的位置处；控制点P3位于所述第三边上的与所述第二和第三边相交处的距离为沿所述第三边的30%和90%之间的位置处；并且控制点P4位于机翼后缘处的最外叶尖边缘点处；其中，R 为有效翼展(effective aerofoil span)。在固定式机翼的情况下，所述有效翼展R为从根端到最外叶尖边缘点的距离。然而在例如桨叶等旋翼的情况下，旋转系统的扫掠直径有时被称为翼展，在该说明书中，在机翼被称为例如桨叶等旋翼的情况下，所述有效翼展为从与根端相邻的旋转轴线到最外叶尖边缘点的扫掠半径。本发明便于使用CAD软件来设计机翼的叶尖边缘结构。还在向前(边缘朝前的) 飞行中实现了由任何这样的叶尖边缘形状带来的有益效果，在向前飞行中，限制承载能力和直升飞机速度的失速边界和可压缩边界可能被推后。以本发明的方式成形叶尖边缘还提供声学方面的有益效果。理想地，所述叶尖区的叶尖边缘的平面结构位于其上的贝塞尔曲线是由四个控制点定义的三次贝塞尔曲线。但是，可构建更复杂的贝塞尔曲线，其将需要不止四个控制点。有利地，所述定界多边形为梯形，不过其他典型的四边的多边形也可限定叶尖区的边界。在每一种情况下，最外叶尖边缘点(因而控制点P4)可位于多边形的第三边上一例如，在一个实施例中，位于第三边与第四边相交处；或在另一个实施例中，位于控制点P3和定界多边形的第三和第四边相交处之间。在一个实施例中，定界多边形的第四边是机翼后缘的在第一边和后缘相交处的切线，并且第四边在第一边与后缘相交处和第四边与第三边相交处之间延伸。第二和第四边可以是平行的，或不必平行。所述机翼的叶尖边缘具有圆滑前缘拐角，所述拐角延伸到基本上沿气流方向 (streamwise)延伸的边缘部分,从而所述叶尖边缘具有从位于前缘上、叶尖起始部位处的所述控制点Pl开始的后掠结构。优选地，机翼的叶尖区处的后缘的平面结构位于第二贝塞尔曲线上。在一个实施例中——例如在可用于尾部旋翼时，机翼的在叶尖区处的后缘平面结构位于由至少两个另外的控制点P5，P8构建的第二贝塞尔曲线上，控制点P5位于定界多边形的第一边和后缘相交处，控制点P8位于最外叶尖边缘点处。因而，在控制点P5和P8之间的第二贝塞尔曲线可以是大体上平行于所述桨叶参考轴线的直线。在另一个实施例中，后缘的在叶尖区处的平面结构不是直线，而是由三个控制点 P5，P6和P8构建的曲线，所述控制点P6位于第一和第二后缘控制点参考线的相交处，所述第一后缘控制点参考线是所述叶尖起始部位内侧的后缘在控制点P5处的切线，所述第一后缘控制点参考线相对于所述桨叶参考轴线以一定掠角延伸，所述第二后缘控制点参考线为经过所述最外叶尖边缘点处的控制点P8，并且相对于所述桨叶参考轴线以零到I. 5倍所述掠角、优选在零和所述掠角之间的角度延伸的直线(line)。在另一个实施例中，所述第二贝塞尔曲线可由四个控制点P5，P6，P7和P8构建， 所述控制点P6沿第一后缘控制点参考线定位，所述第一后缘控制点参考线为所述叶尖起始部位内侧的后缘在控制点P5处的切线，所述第一后缘控制点参考线相对于所述桨叶参考轴线以一定掠角延伸，所述控制点P7沿第二后缘控制点参考线定位，所述第二后缘控制点参考线为经过在所述最外叶尖边缘点处的点P8，并且相对于所述桨叶参考轴线以在零和 I. 5倍所述掠角之间、优选在零和所述掠角之间的角度延伸的直线。因而所述机翼的在所述叶尖区处的后缘可以类似于叶尖边缘位于三次贝塞尔曲线上。所述控制点P6可以沿所述第一后缘控制点参考线定位，且位于与控制点P5的距离为所述叶尖区的翼展长度(spanwise extent)的10%和33%之间的位置处，但期望在翼展方向上并不定位到所述第一和第二后缘控制点参考线的相交处的外侧。所述控制点P7 可以沿所述第二后缘控制点参考线定位，且位于与控制点P5的距离为所述叶尖区的翼展长度的66%和90%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二后缘控制点参考线相交处的内侧。通过将相应控制点定位于所限定的位置中构建所述第一和第二贝塞尔曲线，机翼的叶尖区可更容易地设计成具有期望的特征以实现特定的性能。而且，在参数测试过程中可容易地对叶尖区结构进行改变。对于大部分旋翼应用而言,选择在零和30°之间的掠角(sweep angle)。对于具有笔直后缘的尾部旋翼，掠角可以是零，但是对于主升力维持旋翼系统的桨叶，在机翼的叶尖经受高马赫数的情况下，掠角可在20°和30°之间。
对于所描述的每一个实施例，如果需要的话，所述机翼的叶尖区可具有上反角。通常，所述机翼具有弦面，所述弦面在所述机翼上、于所述机翼的至少主体部分的前缘和后缘之间延伸。所述上反角在垂直于所述弦面的竖直平面中可以遵循一曲线，所述曲线在所述叶尖区、所述机翼的压力面和吸力面之间。所述曲线可以是由在所述竖直平面中的至少三个控制点P9、P10和P12构建的第三贝塞尔曲线。控制点P9可以沿所述机翼的翼展方向位于所述叶尖起始部位处，并且在所述弦面上；控制点P12可以位于最外叶尖边缘点处，并且中间控制点PlO位于第一和第二上反角控制点参考线相交处，所述第一上反角控制点参考线与所述弦面重合，所述第二上反角控制点参考线经过控制点P12，并且相对于所述弦面以4°和30°之间的叶尖上反角延伸。但是在另一个示例中，上反角遵循的曲线为由在竖直平面中的至少四个控制点 P9、P10、P11和P12构建的第三贝塞尔曲线。控制点P9沿所述机翼的翼展方向可以位于所述叶尖起始部位处，并且在所述弦面上；而控制点P12可以位于所述最外叶尖边缘处，第一中间控制点PlO沿与所述弦面重合的第一上反角控制点参考线定位，第二中间控制点Pll 位于第二上反角控制点参考线上，所述第二上反角控制点参考线经过控制点P12，并且相对于所述弦面以4°和30°之间的叶尖上反角延伸。在后一种情况下，所述第一中间控制点PlO可以沿所述第一上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的20%和55%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二上反角控制点参考线的相交处的外侧，所述第二中间控制点Pll沿所述第二上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的55%和90%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二上反角控制点参考线相交处的内侧。更具体地，优选所述第一中间控制点PlO沿所述第一上反角控制点参考线定位， 且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的约33%的位置处，并且第二中间控制点Pll沿所述第二上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离在所述叶尖区的翼展长度的约66%的位置处。虽然所述上反角的角度即叶尖上反角可根据需要选择，但是通常上反角在4. 4° 和25。之间。应意识到，特别地，但不是绝对地，对于直升飞机尾翼桨叶或主升力维持桨叶，所述叶尖区将沿翼展方向延伸总有效翼展的相对小的比率。例如，所述机翼的主体部分可从所述支撑结构沿翼展方向延伸至少所述总有效翼展的75%。沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸的所述桨叶参考轴线典型地在所述机翼的主体部分的平均厚度中点处。如果需要，至少所述机翼的主体部分沿其自身具有绕着所述桨叶参考轴线在0°和16°之间的扭度。虽然根据本发明的机翼可以是固定机翼(fixed aerofoil),所述固定机翼的意思是相对于例如机身等支撑结构并不旋转的机翼，但是本发明可特别用于所述机翼在根端固定到旋转支撑结构的机翼的情况，例如用于直升飞机的桨叶的情况。但是在每一种情况下机翼可包括位于所述机翼的主体部分和叶尖区之间的叶尖板(tip panel),所述叶尖板沿翼展方向向外从在85% R和88% R之间的叶尖板起始部位延伸到所述叶尖起始部位。
在所述桨叶参考轴线位于O. 25C处(其中，C是所述机翼的主体部分的弦长)并且所述叶尖板具有前缘且所述前缘从所述叶尖板起始部位后掠延伸到所述叶尖起始部位的情况下，所述机翼的在所述叶尖起始部位处的前缘可以位于所述桨叶参考轴线与所述前缘相交处或在该相交处的后方。在所述机翼的叶尖板和主体部分之间可以存在过渡区，在所述过渡区处，所述主体部分的前缘和后缘与所述叶尖板的相应前缘和后缘过渡成为一体，所述过渡区从在约 75% R处的过渡区起始位置(blend region station)沿翼展方向向外延伸到所述叶尖板起始部位(tip panel station)。如果需要的话,所述过渡区和所述叶尖板的每一个的前缘的至少一部分可以在所述机翼的主体部分的前缘的前方延伸。理想地，所述过渡区和所述叶尖板中的每一个的前缘的至少一部分位于由控制点构建的一个或多个贝塞尔曲线上。根据本发明的第二方面，我们提供一种提供机翼的方法，所述机翼包括机翼截面的主体部分；翼展方向上的内侧根端，所述机翼在使用时在该内侧根端处固定到支撑结构上；叶尖区，其位于所述主体部分的外侧的翼展方向上的最外端处，且处在叶尖起始部位之外，所述叶尖区包括叶尖边缘，所述叶尖边缘的平面结构位于由至少四个控制点Pl，P2，P3 和P4构建的第一贝塞尔曲线上，所述控制点P1，P2，P3和P4中的每一个位于界定了所述叶尖区的边界的多边形的周边上，贝塞尔控制点Pl位于机翼前缘上、叶尖起始部位处，其处在介于93. 5% R和95. 9% R之间的翼展位置处，所述多边形的第一和第二边在控制点Pl 处相交；所述第一边在所述叶尖起始部位处且垂直于桨叶参考轴线延伸，所述桨叶参考轴线沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸；所述第二边为所述机翼的前缘在控制点Pl处的切线，其在控制点Pl和在所述叶尖边缘外侧的、定界多边形的第二边与第三边的相交位置之间延伸；所述第三边平行于所述第一边，并且在所述第三边与所述第二边的相交位置和所述第三边与所述第四边的相交位置之间延伸；控制点P2位于所述第二边上的与Pl的距离为沿所述第二边的30%和80%之间的位置处；控制点P3位于所述第三边上的与P2的距离为沿所述第三边的30%和90%之间的位置处；并且控制点P4位于机翼后缘处的最外叶尖边缘点处；其中，R为有效翼展；所述方法包括将所述叶尖边缘的平面结构成形为遵循所述第一贝塞尔曲线。


现在将参照附图描述本发明的实施例，附图中图I是具有抗扭矩尾部旋翼系统和主升力维持旋翼系统的直升飞机的示例性视图，所述尾部旋翼系统包括四旋翼桨叶，其每一个为根据本发明的旋翼桨叶，所述主升力维持旋翼系统包括四旋翼桨叶，其每一个为根据本发明的旋翼桨叶；图2是图I的直升飞机的抗扭矩尾部旋翼系统的桨叶的示例性立体视图；图3是图2的桨叶的中部和叶尖的局部更详细平面视图；图4是图2的桨叶外端的后视图；图5是沿图3的线A-A的剖视图，显示了桨叶中部的翼剖面；图6是沿图3的线B-B的剖视图，显示了桨叶的中部和叶尖交汇处的翼剖面；图7是图I的主升力维持旋翼系统的旋翼桨叶的局部平面视9
图8a和8b是显示了图7的桨叶的叶尖区处的上反角的可替代实施例；图9a_9d示出根据本发明的机翼的可替代后缘。
具体实施例方式参照附图的图1，直升飞机10包括机身11，其安装有主升力维持旋翼系统12，所述主升力维持旋翼系统包括多个旋翼桨叶12a、12b、12c、12d(在该示例中为四个桨叶)，所述桨叶围绕第一大体上竖直的旋转轴线V旋转，以产生升力；还包括抗扭矩或尾部旋翼系统 14，其包括四个旋翼桨叶14a、14b、14c、14d，所述四个旋翼桨叶围绕第二大体上水平的旋转轴线H旋转。本发明可应用于如将在下面特别参照图7所述的主升力维持旋翼系统12的桨叶 12a、12b、12c、12d，但是首先将结合抗扭矩尾部旋翼系统14的桨叶14a进行描述。参照图2到图5，可看到桨叶14a的在桨叶14a的至少主体部分16上的翼剖面，所述主体部分16沿翼展方向在内根端17和叶尖区20之间。在内根端17处，桨叶14a固定到支撑结构18，所述支撑结构18在使用中通过动力装置例如直升飞机10的引擎E经由本领域公知的适当的传动装置围绕轴线H旋转。翼剖面的弯度(camber)在桨叶14a的主体部分16上大体恒定，如图5中所示，但是朝向桨叶14a的叶尖区20，弯度减小，如图5和6中所示。图6以剖视图示出主体部分 16和叶尖区20交汇位置处即由图3中B-B线标示的叶尖起始部位处的弯度。图4显示出，在桨叶14a的沿翼展方向的外侧端处，即叶尖区20处，桨叶14a的厚度减小到最小。该示例中，主体部分16的机翼结构设计成用于在中亚音速马赫数下提供高升力， 并且主体部分16的恒定的翼剖面沿桨叶14a的翼展方向延伸，并且在该示例中沿着桨叶 14a延伸到约87%的位置处，所述位置为靠近产生最大桨叶载荷处的位置。在本发明用于作为尾部旋翼系统14的桨叶14a的机翼10的示例中，该位置等于约87% R，其中R是有效
翼展(effective aerofoil span)-即在该示例中从旋转轴线H到桨叶14a的最外叶尖
边缘点33的扫掠半径。从87% R处沿翼展方向向外，机翼弯度朝向叶尖区20减小并且在叶尖区20上减小。在该示例中，主体部分16和叶尖区20在被称为“叶尖起始部位(tip station) ” (线B-B)的位置处交汇,所述叶尖起始部位在约94% R处。桨叶14a至少沿主体部分16具有沿着弦面(chordal plane) 34在桨叶14a主体部分16上的桨叶14a的前缘25和桨叶14a的后缘26之间的翼弦(chord) C，所述弦面34在机翼14a的吸力面31和压力面32之间。在该示例中，翼弦C的长度为约R/5. 409091，BP, 叶尖区20沿翼展方向延伸翼弦的32. 45%。因而，主体部分16和叶尖区20的交汇处的径向位置，即叶尖起始部位B-B也可表述为在距离最外叶尖边缘点33约6% R宽度处，所述最外叶尖边缘点33位于约100% R处。但是在另一个示例中，R和C之间可能存在不同的关系。叶尖区20的翼展不是6% R，而是可从约20% C到35% C改变，或甚至对于另一种类型的机翼更大，例如，达50% C。虽然这从附图上看不是很明显，但是桨叶14a沿着沿翼展方向延伸的桨叶参考轴线L具有一定的扭度(twist)，所述桨叶参考轴线L沿桨叶14a的主体部分16纵向延伸。桨叶参考轴线L是径向线(如果没有弦向滞后偏移的话)，并且通常位于1/4C处，且位于桨叶12a的主体部分16上的翼剖面的平均厚度(mean thickness)的中央处。提供这样的扭度意味着叶尖区20比根端17更朝下(nose down)。但是,在该示例中，该扭度并未在桨叶 14a的整个翼展上延伸，而是仅延伸至约94% R，即达到主体部分16和叶尖区20交汇的叶尖起始部位B-B处。扭度的大小可以是围绕桨叶参考轴线L的0°和16°之间的任意角度，更优选地， 是0°和12°之间的任意角度，并且在该示例中为约8°。桨叶14a的前缘25从根端17延伸到叶尖区20，并且，该示例中的后缘26在桨叶 14a的整个翼展上从根端17径直延伸到最外叶尖边缘点33。叶尖区20在其外侧端具有叶尖边缘28，叶尖边缘28从前缘25上的叶尖起始部位B-B (主体部分16和叶尖区20在此处交汇)延伸到桨叶14a的后缘26的最外叶尖边缘点33。叶尖边缘28具有前方的前缘拐角29，前方的前缘拐角29从前缘25上的叶尖起始部位B-B(主体部分16和叶尖区20在此交汇)延伸。前方的前缘拐角29是圆滑的，并且平滑过渡(至其他部分)。因而，叶尖边缘28是圆滑的，并且通过前缘拐角29后掠至沿近似流向/沿近似气流方向的(near streamwise)边缘部分30,到达桨叶14a的最外叶尖边缘点33。该沿近似气流方向的边缘部分30的切线方向可与桨叶参考轴线L正交，或可保持期望的后掠曲线直到后掠的最外叶尖边缘点33，以最大化声学优点。用于尾部桨叶14a应用的叶尖区20设计(例如在参照图2到图5所述的实施例中)是在悬停和低速飞行中的中马赫数下的高俯仰、与前进桨叶(advancing blade)上的较高马赫数条件下的较低迎角的折中方案。所述实施例的桨叶14a的叶尖区20的形状提供不同要求之间的良好折中。在前述情况下，通过使曲线适当圆滑，前方的前缘拐角29的设计避免了等压线聚成一团，缓解了可能导致过早分离和阻力的其他严重不良压力梯度。其还允许叶尖涡围绕外叶尖边缘28整齐地滚动，以获得最佳悬停效率(通过使叶尖涡尽可能远地在外侧向上滚动，确保最小诱导功率，同时引起最小的粘滞损失)。为了适合前进桨叶 14a上的条件,叶尖区20设计成通过如下措施来减小冲击使桨叶14a的横截面朝向叶尖区20变薄并且在叶尖区20上变薄，并且还采用在87% R处的12%的厚度到94% R处的叶尖起始部位B-B处的9. 4%的厚度的机翼过渡。对于具有低R/C比的桨叶而言，叶尖区20 的大体上后掠形状(如果需要的话，叶尖边缘28可能具有一定的后掠角)总体上足以避免冲击范围扩大超出叶尖区20。桨叶14a的另一个特征是,在叶尖区20处提供上反角(anhedral),这仅在图4中明显。该上反角有利地改变叶尖区20处的桨叶14a局部载荷，并且提高直升飞机10的悬停效率。上反角通过在叶尖区20远离吸力面31、朝向桨叶14a的压力面32弯曲桨叶弦面34形成。在该示例中，这样的弯曲开始于(就翼展方向而言)叶尖区起始处——在约 94% R处，在叶尖起始部位B-B处，并且持续到叶尖边缘28。该示例中采用的上反角的大小为约-O. 014C(负号表明向下弯曲)，其是一个小的值，但在另一个示例中，可采用更大或更小上反角角度。如上所述，在该示例中，如图3以平面视图最佳示出，叶尖边缘28在其靠近最外叶尖边缘点33时与边缘部分30融合到一起，边缘部分30是笔直的，即沿近似流向/沿近似气流方向或大体上垂直于桨叶纵轴线L。在另一个示例中，整个叶尖边缘28可从前方的前缘拐角29开始处、即从前缘25处的叶尖起始部位B-B弯曲到外叶尖边缘33。根据本发明，叶尖边缘28的实际(平面)形状例如遵循三次贝塞尔曲线(cubic Bezier curve)，其在该示例中使用四个控制点P1、P2、P3和P4绘制。从图3可看到，第一控制点Pl沿翼展方向位于机翼前缘25上、叶尖起始部位B-B 处，即桨叶14a主体部分16的前缘25的外点(outer point)处，即前缘25上的主体部分 16和叶尖区20交汇处(例如该示例中在约94% R处，并且通常在93. 5% R和95. 9% R之间，其中R是机翼的有效翼展)的点。在附图中所示的尾部旋翼14a的示例中，有效翼展为从与根端17相邻的旋转轴线到最外叶尖边缘点33的扫掠半径。在机翼14a的叶尖区20和主体部分16交汇处的叶尖起始部位处的线B-B沿限定叶尖区20边界的虚拟多边形的第一边SI延伸，该第一边SI垂直于桨叶参考轴线L延伸。 该示例中，所述定界多边形是具有第二边S2、第三边S3和第四边S4的矩形——尽管仅需要该多边形的第一、第二和第三边S1、S2和S3用于定位四个控制点P1-P4，但是通常，该多边形可以是四边形，并且通常为梯形或类似梯形的形状。定界多边形的第二边S2沿机翼前缘25在第一控制点Pl处的切线延伸，在该示例中沿着翼展方向延伸超出叶尖边缘28，并延伸到所述第二边与第三多边形边S3相交处。第三多边形边S3平行于第一多边形边SI，并且延伸到所述第三边S3与第四多边形边S4相交处。在该示例中，第四多边形边S4是机翼14a的后缘26在所述定界多边形的第一边SI和后缘26相交位置处的切线。第二控制点P2沿定界多边形的第二边S2设置，并且更具体地，位于与第一控制点 Pl的距离为沿第二边的长度的30%和80%之间的位置处。因而，第二控制点P2超出叶尖边缘28定位在定界多边形上。第三控制点P3沿定界多边形的第三边S3设置，更具体地，位于与第二边S2和第三边S3相交处的距离为沿第三多边形边S3的长度的30%和90%之间的位置处。第四控制点P4位于定界多边形上最外叶尖边缘点33处。应意识到，在机翼14a的使用CAD/CAM系统设计过程中，至少第二和第三控制点 P2和P3的位置可容易地改变来获得特定机翼叶尖边缘28结构。在该示例中，第二控制点 P2被显示为处在沿着定界多边形的第二边S2距第一控制点Pl约40%的位置处，而第三控制点P3在该示例中被显示为处在沿虚拟多边形的第三边S3的约50%的位置处。在该示例中，第二控制点P2沿翼展方向向外位于95. 3 % R和98. 8 % R之间，并且优选地，在约 98. 035% R处，并且第三控制点P3位于叶尖边缘28的沿翼展方向的外侧，在该示例中位于约 99. 0366% R 处。通过仔细设置四个贝塞尔控制点P1、P2、P3和P4，叶尖边缘28能够以具有期望切向特征的平滑三次贝塞尔曲线绘制。如果需要，可构建将会需要额外控制点的更复杂的贝塞尔曲线。但是在每一种情况下，叶尖边缘28的形状将遵循由四个或更多个控制点P1-P4构建的贝塞尔曲线。虽然在图2和图3的示例中，机翼14a的主体部分16的前缘25笔直延伸到叶尖区20，但是在另一个示例中，如下面将参照图7描述的，可能在主体部分16和叶尖区20之间存在中间叶尖板(intervening tip panel),以使叶尖区20开始处的叶尖起始部位B-B 处的前缘不必如图3中示例那样使虚拟定界多边形的第二边S2平行于桨叶参考轴线L。在截止目前所描述的示例中，最外叶尖边缘点33位于第三和第四定界多边形边 S3和S4交汇处，之所以这样是由于在该示例中叶尖区20的后缘26基本上笔直。在另一个示例中(同样将在下面所述)并且总体上，最外叶尖边缘33将位于定界多边形的第三边 S3上，并且控制点P4将位于第三多边形边S3上且在P3和最外叶尖边缘点33之间。叶尖区20上的后缘39的结构也可设计成遵循使用控制点绘制的贝塞尔曲线。在附图的图3中所示的示例中，叶尖区20上的后缘39基本上笔直，并且可使用两个控制点P5和P8绘制，P5和P8每一个均位于定界多边形的第四边S4上。叶尖区20上的笔直后缘39因而遵循可以被视作是特殊类型的贝塞尔曲线。叶尖区20上的后缘39不必一定要如图所示笔直，而是可以是弯曲的，并且遵循由不止两个控制点P5，P8——例如三个或四个控制点——构建的贝塞尔曲线。不过在该示例中，控制点P5沿桨叶14a的翼展方向位于93. 5% R和95. 9% R之间，例如优选在后缘39上的定界多边形的第一边SI和第四边S4交汇处的叶尖起始部位 B-B处(在94% R处)。控制点P8在该示例中位于最外叶尖边缘点33处，并且因而控制点 P8在该示例中沿桨叶14a的翼展方向位于基本上100% R处，例如在99. 0366% R处，并且在定界多边形的第三边S3和第四边S4的交汇处。因而在该示例中，在叶尖区20上的后缘 39是笔直的情况下，即大体平行于桨叶参考轴线L的情况下，用于构建叶尖边缘28遵循的贝塞尔曲线的第四控制点P4与用于构建用于叶尖区20上的后缘39的(特殊的笔直的) 贝塞尔曲线的控制点P8重合。虽然在该示例中第四控制点P4和控制点P8重合，但是其在另一个实施例中不必重合。在根据图4的侧视图中，叶尖区20的上反角可在垂直于弦面34的竖直平面中遵循另一个贝塞尔曲线。图4是图3的尾部旋翼桨叶14a的后视图，在该示例中，该竖直平面 (在叶尖区20上的后缘39在该竖直平面中是笔直的)与机翼14a的主体部分16的后缘 26和叶尖区20上的后缘39重合。图4的示例中的上反角从约94% R处的叶尖起始部位B-B处开始。上反角曲线遵循的贝塞尔曲线在该示例中由三个上反角控制点P9、PlO和P12构建，不过贝塞尔曲线可如将在下面描述的那样由四个控制点构建。在各种情况下，沿翼展方向位于最内侧的上反角控制点P9位于弦面34上、叶尖起始部位B-B处，并且因而在翼展方向上的位置与控制点Pl和P5重合。在该示例中，沿翼展方向位于最外侧的上反角控制点P12其沿翼展方向的位置与最外叶尖边缘点33重合，并且因而与控制点P4和P8重合。应意识到，上反角(即最外叶尖边缘点33定位于弦面34下方(在该示例中))的角度将根据机翼14a的设计功能标准来确定。参照图8a，总体上，上反角的角度或上反角 α是第一上反角控制点参考线36a与第二上反角控制点参考线36b之间的角度；第一上反角控制点参考线36a在该示例中与弦面34重合；第二上反角控制点参考线36b在沿翼展方向位于最外侧的上反角控制点P12处穿过最外叶尖边缘点33，并且穿过弦面34。这样的第二上反角控制点参考线36b相对于弦面34形成了在4°和30°之间优选在4. 4°和25°之间的上反角α。在图8a中，在沿翼展方向位于最内侧的上反角控制点P9和沿翼展方向位于最外侧的上反角控制点P12之间的上反角控制点PlO被示出为处于第一和第二上反角控制点参考线36a，36b相交处，其在本示例中在第二上反角控制点参考线36b和弦面34相交处。使用三个这样定位的控制点P9、PlO和P12，可绘制贝塞尔曲线，该贝塞尔曲线为上反角遵循的曲线。如果需要，上反角遵循的贝塞尔曲线可由不止三个控制点构建。在图8b的示例中，使用四个控制点P9、P10、P11和P12，沿翼展方向位于最内侧和最外侧的控制点P9，P12 如在示例8a中那样定位。但是，第一中间上反角控制点PlO位于第一上反角控制参考线 36a上，而第二中间上反角控制点Pll位于第二上反角控制点参考线36b上，两者均不在第二上反角控制参考线36b与第一上反角控制点参考线36a相交处。进一步地，在该示例中，第一中间上反角控制点PlO沿与弦面34重合的第一上反角控制点参考线36a位于与叶尖起始部位B-B的距离为叶尖区20的翼展长度的20%和 55%之间并且优选为该翼展长度的约33%的位置处。但是，第一中间上反角控制点PlO的位置优选不沿翼展方向向外超出第一和第二上反角控制点参考线36a，36b相交处。第二中间控制点Pll沿第二上反角控制点参考线36b位于与叶尖起始部位B-B的距离为叶尖区20的翼展长度的55%和90%之间并且优选在该翼展长度的约66%的位置处，其中所述第二上反角控制点参考线36b以4°和30°之间优选在4. 4°和25°之间的上反角处经过最外叶尖边缘点33。但是，该第二中间上反角控制点Pll的位置优选不沿翼展方向向内超过第一和第二上反角控制点参考线36a，36b相交处。虽然在所述示例中尾部旋翼14a设置有关于桨叶参考轴线L的扭度，但是这并非必须如此，并且旋翼14a可以是直的。如上面所述的贝塞尔控制点Pl到P12的设置使得能够获得独特设计的机翼叶尖区20的结构。而且可以容易地使用CAD软件来根据所述的这些控制点Pl到P12生成贝塞尔(或更准确地B样条曲线或NURBS)面。使用贝塞尔控制点来确定桨叶14a的叶尖边缘28、(叶尖区20处的)后缘39和上反角结构并且使用3D绘图软件包，方便了对相应表面的修改或重新定义以优化叶尖区 20结构——这通过在由本申请的权利要求所限定的参数范围内改变各个贝塞尔控制点来实现，从而方便了使用计算机空气动力学性能评估。参照图7，示出可替代机翼，其为图I的直升飞机的主升力维持旋翼系统12的主桨叶12a_12d中的一个即主桨叶12a。该桨叶可根据需要具有或者不具有围绕桨叶参考轴线 L的扭度。主桨叶12a的与已经描述的尾部桨叶14a类似的部分使用相同的附图标记标示。 由于主桨叶12a是旋翼系统12的机翼(类似于前述图的尾部桨叶14a)，因此有效翼展R为从旋转轴线V到最外叶尖边缘点33的扫略半径。图7的主桨叶12a具有主体部分16，主体部分16从根端17朝向叶尖区20延伸， 但是与之前描述的尾部桨叶14a不同，主桨叶12a在桨叶12a的主体部分16和叶尖区20之间具有叶尖板TP。叶尖板TP从位于约85% R到88% R处的位置处的叶尖板起始部位D-D 沿翼展方向向外延伸到如之前那样位于约94% R处并且更通常可位于93. 5% R到95. 9%R处的叶尖起始部位B-B。叶尖板TP具有前缘25a，前缘25a从叶尖板起始部位D-D后掠延伸到叶尖起始部位B-B，但是叶尖板起始部位D-D处的叶尖板TP的前缘25a在主桨叶12a的主体部分16的前缘25的前方。在该示例中，叶尖起始部位B-B处的前缘25a位于叶尖板起始部位D-D的前缘25a的后方。这通过在主旋翼桨叶12a的在其主体部分16上的前缘25 (所述主体部分在主旋翼桨叶12a的整个翼展的至少约75%上延伸)和在叶尖板起始部位D-D处的前缘25a之间提供过渡区G来实现。因而，过渡区G从约75% R延伸到约85% R到88% R，并且过渡区G 处的前缘以及叶尖板TP的前缘25a的一部分在桨叶12a的主体部分16上的前缘25的前方延伸。叶尖板TP的后缘26a从叶尖板起始部位D-D向后延伸到叶尖起始部位B_B，但是至少在该示例中，在桨叶主体部分16和叶尖板起始部位D-D之间的过渡区G的后缘大体笔直，并且对应于桨叶12a的主体部分16上的后缘26。当然，本发明可应用于具有与所示尺寸不同尺寸的叶尖板TP (或不具有叶尖板 TP)的桨叶。过渡区G的前缘和/或叶尖板TP的前缘25a遵循的曲线的形状可使用控制点构建成一个或多个贝塞尔曲线，叶尖板TP的后缘26遵循的曲线也可以同样如此，但是以其他方式构建的这些曲线也在本发明的范围内。根据本发明，叶尖区20的叶尖边缘28遵循以与上面针对尾部桨叶14a的叶尖区 20的叶尖边缘28描述的相同方式、由四个控制点P1、P2、P3和P4以贝塞尔曲线构建的曲线。但是，在该示例中，例如，控制点Pl到P4位于其上的定界多边形具有与图3中示出的矩形不同的结构。限定主桨叶12a的叶尖区20的边界的定界多边形同样是梯形，第一和第三边SI 和S3平行并且正交于桨叶参考轴线L。在该示例中，第二和第四边S2和S4彼此平行，但是以相对于桨叶参考轴线L的后掠角β延伸，但是在另一个实施例中，第二和第四边S2和 S4不必平行。第一控制点Pl位于定界多边形上叶尖起始部位B-B处的前缘25a处，并且控制点 P4位于主桨叶12a的最外叶尖边缘点33处。第一中间控制点P2沿定界多边形的第二边S2位于第二边S2与第一和第三定界多边形边SI和S3相交处之间，且处在与第一控制点Pl的距离为第二边S2的长度的30% 和80%之间的位置。第二定界多边形边S2是在叶尖起始部位B-B处的第一控制点Pl处的前缘25a的切线。第三控制点P3沿定界多边形的第三边S3位于第三边S3与第二和第四多边形边相交处之间，且处在与定界多边形的第三边S3与第二边S2相交处的距离为第三边长度的 30%和90%之间的位置处。因而，与尾部桨叶14a的叶尖边缘29 —样，主桨叶12a的叶尖边缘28更易于使用 CAD/CAM系统设计，以获得期望的设计功能。主桨叶12a的叶尖区20的后缘39遵循由分别位于翼展方向最内侧和翼展方向最外侧的两个控制点P5和P8和一个或两个中间控制点P6和P7构建的贝塞尔曲线。图7中，使用四个控制点P5到P8，沿翼展方向位于最内侧的控制点P5位于叶尖起始部位B-B处的后缘26a上，沿翼展方向位于最外侧的控制点P8位于最外叶尖边缘点33处。第一中间控制点P6沿第一后缘控制点参考线39a定位，所述参考线39a为后缘 26a的在叶尖起始部位B-B处的切线。更具体地，该切线是叶尖板后缘26a在叶尖起始部位 B-B处的切线。该第一后缘控制点参考线39a相对于桨叶参考轴线L具有一角度，该角度是后掠角β。因此，在图7的该示例中，第一后缘控制点参考线39a与用于构建叶尖边缘28 处的第一贝塞尔曲线的控制点Pl到P4位于其上的定界多边形的第四边一致(congruity)。掠角β通常相对于桨叶参考轴线L高达30°。当然，在参照图3描述的尾部桨叶14a的示例中，掠角β为零，即叶尖区20处的后边缘39与桨叶参考轴线L形成的角度为零。通常，掠角β可以是在零和约30°之间的任何角度。叶尖区20的前、后边缘的后掠角β可不同，以适应叶尖板的逐渐变细。控制点Ρ6优选位于与叶尖起始部位B-B的距离为叶尖区20的翼展长度的10%和 33%之间的位置处，但是其沿翼展方向并不向外超出第一后缘控制点参考线39a与控制点 P7沿其设置的第二后缘控制点参考线39b相交处。第二后缘控制点参考线39b经过最外叶尖边缘点33，并且因此经过控制点P8，并且相对于桨叶参考轴线L形成一角度，该角度在零和掠角β之间，或更通常地，该角度在零和I. 5倍掠角β之间。第二中间控制点Ρ7沿第二后缘控制点参考线39b位于与叶尖起始部位B-B的距离为叶尖区20的翼展长度的66%和90%之间的位置处，但是不位于沿翼展方向向内超过与第一后缘控制点参考线36a的相交处。图9b和9d示出可替代的后缘39结构，其将根据最外后缘点33的位置(因而根据控制点P8的位置)、以及中间控制点P6和P7沿其相应后缘控制点参考线39a，39b的定位而改变。图9a和9c示出可替代后缘39的结构，其中，仅使用一个中间控制点P6来构建后缘39所遵循的贝塞尔曲线。图9a中可看到，(一个)中间控制点P6位于两个后缘控制点参考线39a，39b的相交处。在该示例中，相邻叶尖板TP的后缘26a是弯曲的，并且最外叶尖边缘点33定位成使得叶尖起始部位B-B处的切线——即第一后缘控制点参考线39a——与第二后缘控制点参考线39b在使用这三个控制点P5、P6和P8构建的贝塞尔曲线的弦向向外、向后的位置处相交。将该结构与图9c中所示结构相对比在该布置方式中，最外叶尖边缘点33的位置沿弦向进一步向外、向后，不过叶尖板TP的相邻后缘26a的曲线与图9a中类似。然而，这样的结果是，第一和第二后缘控制点参考线39a，39相交在使用三个控制点P5，P6和P8构建的贝塞尔曲线的弦向向内位置处。这样，在图9c中可看出，机翼的后缘在叶尖板TP的后缘26a上在一个方向上弯曲，并且在叶尖区20上的后缘39上改变其弯曲方向。在图9b中，同样地，第一和第二后缘控制点参考线39a，39b的相交点在使用四个控制点P5，P6，P7和P8构建的贝塞尔曲线的弦向向外、向后处，而在图9d，如在图9c中所示的情况那样，相交点在使用四个控制点P5到P8构建的贝塞尔曲线的弦向向内处。在叶尖区20上的后缘39所遵循的第二贝塞尔曲线是由四个控制点构建的三次贝塞尔曲线的情况下，如果需要的话，第一中间后缘贝塞尔控制点P6可沿桨叶12a的翼展方向位于94. 6% R和96. 5% R之间，例如在95. 44% R处，并且第二中间后缘贝塞尔控制点P7可沿桨叶14a的翼展方向位于96. 5% R和98. 4% R之间，例如在97. 47% R处。结合图7描述的主桨叶12a可在叶尖区20上具有上反角，所述上反角以与结合上面所述的尾部桨叶14a的上反角完全相同的方式在竖直平面中遵循一曲线。因而，图8a的图示(其示出了上反角曲线可怎样遵循由三个控制点P9、P10和P12构建的贝塞尔曲线的) 可适用于给主桨叶12a提供上反角，图Sb的可替代结构同样如此。在该后一布置方式中，主桨叶12a的上反角曲线遵循使用四个上反角控制点P9、 P10、P11、P12，而不是图8a的三个控制点构建的又一个贝塞尔曲线。沿翼展方向位于最内侧的上反角控制点P8位于弦面34与叶尖起始部位B-B相交处，并且沿翼展方向位于最外侧的控制点P12位于最外叶尖边缘点33处，其位置被确定为基本桨叶设计问题。从上面所述应意识到，根据相应的四个控制点的所选的定位，可以制造出具有变化结构的叶尖边缘的多种机翼，但是在所有情况下，叶尖边缘形状将遵循第一贝塞尔曲线。优选地，叶尖区20上的后缘39和/或上反角形状可构造成遵循相应的第二和/或另一贝塞尔曲线，不过通过遵循贝塞尔曲线可获得多种不同的后缘和/或上反角结构。而且，本发明可应用到尾部旋翼、主旋翼，并且事实上还可用于多种其他机翼；所述其他机翼可以是固定的机翼，即相对于例如飞机机身等支撑结构固定；也可以是由旋转系统例如旋翼、涡轮等支撑的机翼。本申请中所述的示例性桨叶14a和12a的计算机评估表明，该桨叶14a, 12a结构在悬停效率(桨叶14a、12a安装到其的直升飞机的)方面和发生失速时延迟动力提升方面提供优于已知桨叶的显著有益效果。前面具体实施方式
或下面的权利要求或附图公开的以其特定形式表达的特征，或在用于执行所公开功能的装置或用于实现所公开结果的方法或过程方面的特征，可根据需要单独地使用或以这些特征的任意组合进行使用，从而以其多种形式实现本发明。
1权利要求
1.一种机翼，其具有由机翼截面构成的主体部分；翼展方向上的内侧根端，所述机翼在使用时在该内侧根端处固定到支撑结构上；叶尖区，其位于所述主体部分的外侧的翼展方向上的最外端处，且处在叶尖起始部位之外，所述叶尖区包括叶尖边缘，所述叶尖边缘的平面结构位于由至少四个控制点Pl，P2， P3和P4构建的第一贝塞尔曲线上，所述控制点Pl，P2，P3和P4中的每一个位于界定了所述叶尖区的边界的多边形的周边上，贝塞尔控制点Pl位于机翼前缘上、叶尖起始部位处，其处在介于93. 5% R和95. 9% R 之间的翼展位置处，所述多边形的第一和第二边在控制点Pl处相交；所述第一边在所述叶尖起始部位处且垂直于桨叶参考轴线延伸，所述桨叶参考轴线沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸；所述第二边为所述机翼的前缘在控制点Pl处的切线，其在控制点Pl和在所述叶尖边缘外侧的、定界多边形的第二边与第三边的相交位置之间延伸；所述第三边平行于所述第一边，并且在所述第三边与所述第二边的相交位置和所述第三边与所述第四边的相交位置之间延伸；控制点P2位于所述第二边上的与Pl的距离为沿所述第二边的30%和80%之间的位置处；控制点P3位于所述第三边上的与所述第二和第三边相交处的距离为沿所述第三边的 30%和90%之间的位置处；并且控制点P4位于机翼后缘处的最外叶尖边缘点处；其中，R为有效翼展。
2.根据权利要求I所述的机翼，其中，所述叶尖区的叶尖边缘的平面结构位于其上的贝塞尔曲线是三次贝塞尔曲线。
3.根据权利要求I或权利要求2所述的机翼，其中，所述定界多边形为梯形。
4.根据权利要求3所述的机翼，其中，所述定界多边形的第四边为所述机翼的后缘在所述第一边与所述后缘相交处的切线，所述第四边在所述第一边与所述后缘相交处和所述第四边与所述第三边相交处之间延伸。
5.根据权利要求I或权利要求2或权利要求3所述的机翼，其中，所述最外叶尖边缘点位于所述第三边上。
6.根据权利要求5所述的机翼，其中，所述最外叶尖边缘点位于所述第三边上、所述第三边与所述第四边相交处。
7.根据权利要求5所述的机翼，其中，所述最外叶尖边缘点位于所述第三边上、控制点 P3和所述定界多边形的第三边与第四边相交处之间。
8.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述机翼的叶尖边缘具有圆滑前缘拐角，所述拐角延伸到基本上沿气流方向延伸的边缘部分，从而所述叶尖边缘具有从所述控制点Pl开始的后掠结构。
9.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述机翼在所述叶尖区处的后缘的平面结构位于由至少两个另外的控制点P5和P8构建的第二贝塞尔曲线上，控制点P5位于所述定界多边形的第一边与所述后缘相交处，控制点P8位于所述最外叶尖边缘点处。
10.根据权利要求9所述的机翼，其中，所述第二贝塞尔曲线在所述控制点P5和P8之间是大体上平行于所述桨叶参考轴线的直线。
11.根据权利要求9所述的机翼，其中，所述第二贝塞尔曲线由三个控制点P5，P6和P8 构建，所述控制点P6位于第一后缘控制点参考线和第二后缘控制点参考线的相交处，所述第一后缘控制点参考线是所述叶尖起始部位的内侧的后缘在控制点P5处的切线，所述第一后缘控制点参考线相对于所述桨叶参考轴线以一定的掠角延伸，所述第二后缘控制点参考线为经过所述最外叶尖边缘点处的控制点P8、并且相对于所述桨叶参考轴线以零到I. 5 倍所述掠角之间的角度延伸的直线。
12.根据权利要求9所述的机翼，其中，所述第二贝塞尔曲线由四个控制点P5，P6，P7 和P8构建，所述控制点P6沿第一后缘控制点参考线定位，所述第一后缘控制点参考线为所述叶尖起始部位的内侧的后缘在控制点P5处的切线，所述第一后缘控制点参考线相对于所述桨叶参考轴线以一定的掠角延伸，所述控制点P7沿第二后缘控制点参考线定位，所述第二后缘控制点参考线为经过所述最外叶尖边缘点处的控制点P8、并且相对于所述桨叶参考轴线以零到I. 5倍所述掠角之间的角度延伸的直线。
13.根据权利要求12所述的机翼，其中，所述控制点P6沿所述第一后缘控制点参考线定位，且位于与控制点P5的距离为所述叶尖区的翼展长度的10%和33%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二后缘控制点参考线的相交处的外侧；所述控制点 P7沿所述第二后缘控制点参考线定位，且位于与控制点P5的距离为所述叶尖区的翼展长度的66%和90%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二后缘控制点参考线相交处的内侧。
14.根据权利要求11到13中任一项所述的机翼，其中，所述第二后缘控制点参考线相对于所述桨叶参考轴线以在零和所述掠角之间的角度延伸。
15.根据权利要求11到14中任一项所述的机翼，其中，所述掠角在零和30°之间。
16.根据权利要求12到15中任一项所述的机翼，在从属于权利要求12的情况下，其中，所述机翼的在叶尖区处的后缘位于其上的第二贝塞尔曲线是三次贝塞尔曲线。
17.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述叶尖区具有上反角。
18.根据权利要求17所述的机翼，其中，所述机翼具有弦面，所述弦面在所述机翼上、 于所述机翼的至少主体部分的前缘和后缘之间延伸，并且所述上反角在垂直于所述弦面的竖直平面中遵循一曲线，所述曲线在所述叶尖区、所述机翼的压力面和吸力面之间，并且所述曲线为由在所述竖直平面中的至少三个控制点P9、P10和P12构建的第三贝塞尔曲线，并且其中，控制点P9沿所述机翼的翼展方向位于所述叶尖起始部位处，并且在所述弦面上； 控制点P12位于最外叶尖边缘点处，并且控制点PlO位于第一和第二上反角控制点参考线相交处，所述第一上反角控制点参考线与所述弦面重合，所述第二上反角控制点参考线经过控制点P12，并且相对于所述弦面以4°和30°之间的叶尖上反角延伸。
19.根据权利要求17所述的机翼，其中，所述机翼具有弦面，所述弦面在所述机翼上、 于所述机翼的至少主体部分的前缘和后缘之间延伸，并且所述上反角在垂直于所述弦面的竖直平面中遵循一曲线，所述曲线在所述叶尖区、所述机翼的压力面和吸力面之间，并且所述曲线为由在竖直平面中的至少四个控制点P9、P10、P11和P12构成的第三贝塞尔曲线，并且其中，控制点P9沿所述机翼的翼展方向位于所述叶尖起始部位处，并且在所述弦面上， 控制点P12位于所述最外叶尖边缘处，第一中间控制点PlO沿与所述弦面重合的第一上反角控制点参考线定位，第二中间控制点PU位于第二上反角控制点参考线上，所述第二上反角控制点参考线经过控制点P12，并且相对于所述弦面以4°和30°之间的叶尖上反角延伸。
20.根据权利要求19所述的机翼，其中，所述第一中间控制点PlO沿所述第一上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的20%和55%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二上反角控制点参考线的相交处的外侧，所述第二中间控制点Pll沿所述第二上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的55%和90%之间的位置处，但在翼展方向上并不定位到所述第一和第二上反角控制点参考线相交处的内侧。
21.根据权利要求20所述的机翼，其中，所述第一中间控制点PlO沿所述第一上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离为所述叶尖区的翼展长度的约33%的位置处， 并且第二中间控制点Pll沿所述第二上反角控制点参考线定位，且位于与控制点P9的距离在所述叶尖区的翼展长度的约66%的位置处。
22.根据权利要求19到21中任一项所述的机翼，其中，经过控制点P12的所述第二上反角控制点参考线相对于所述弦面以4. 4°和25°之间的叶尖上反角延伸。
23.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述机翼的主体部分从所述支撑结构沿翼展方向延伸总有效翼展的至少75%。
24.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述桨叶参考轴线在所述机翼的主体部分的平均厚度中点处沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸，并且至少所述机翼的主体部分沿着其自身具有绕着所述桨叶参考轴线的在0°和16°之间的扭度。
25.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述机翼在所述根端处固定到旋转支撑结构。
26.根据前述权利要求中任一项所述的机翼，其中，所述机翼包括位于所述机翼的主体部分和所述叶尖部分之间的叶尖板，所述叶尖板从在85% R和88% R之间的叶尖板起始部位沿翼展方向向外延伸到所述叶尖起始部位。
27.根据权利要求26所述的机翼，其中，所述桨叶参考轴线位于O.25C处，其中，C是所述机翼的主体部分的弦长，并且其中，所述叶尖板具有前缘，所述前缘从所述叶尖板起始部位后掠延伸到所述叶尖起始部位，所述机翼的在所述叶尖起始部位处的前缘位于所述桨叶参考轴线与所述前缘相交处或在该相交处的后方。
28.根据权利要求26或权利要求27所述的机翼，其中，在所述机翼的叶尖板和主体部分之间存在过渡区，在所述过渡区处，所述主体部分的前缘和后缘与所述叶尖板的相应前缘和后缘过渡成为一体，所述过渡区从在约75% R处的过渡区起始位置沿翼展方向向外延伸到所述叶尖板起始部位。
29.根据权利要求28所述的机翼，其中，所述过渡区和所述叶尖板的每一个的前缘的至少一部分在所述机翼的主体部分的前缘的前方延伸。
30.根据权利要求28或权利要求29所述的机翼，其中，所述过渡区和叶尖板中的每一个的前缘的至少一部分位于由控制点构建的一个或多个贝塞尔曲线上。
31.一种基本上如上文中参照所述附图描述的机翼。
32.—种提供机翼的方法,所述机翼包括由机翼截面构成的主体部分；翼展方向上的内侧根端，所述机翼在使用时在该内侧根端处固定到支撑结构上； 叶尖区，其位于所述主体部分的外侧的翼展方向上的最外端处，且处在叶尖起始部位之外，所述叶尖区包括叶尖边缘，所述叶尖边缘的平面结构位于由至少四个控制点Pl，P2， P3和P4构建的第一贝塞尔曲线上，所述控制点Pl，P2，P3和P4中的每一个位于界定了所述叶尖区的边界的多边形的周边上，贝塞尔控制点Pl位于机翼前缘上、叶尖起始部位处，其处在介于93. 5% R和95. 9% R 之间的翼展位置处，所述多边形的第一和第二边在控制点Pl处相交；所述第一边在所述叶尖起始部位处且垂直于桨叶参考轴线延伸，所述桨叶参考轴线沿所述机翼的主体部分的翼展方向延伸；所述第二边为所述机翼的前缘在控制点Pl处的切线，其在控制点Pl和在所述叶尖边缘外侧的、定界多边形的第二边与第三边的相交位置之间延伸；所述第三边平行于所述第一边，并且在所述第三边与所述第二边的相交位置和所述第三边与所述第四边的相交位置之间延伸；控制点P2位于所述第二边上的与Pl的距离为沿所述第二边的30%和80%之间的位置处；控制点P3位于所述第三边上的与P2的距离为沿所述第三边的30%和90%之间的位置处；并且控制点P4位于机翼后缘处的最外叶尖边缘点处；其中，R为有效翼展；所述方法包括将所述叶尖边缘的平面结构成形为遵循所述第一贝塞尔曲线。
33.一种提供基本上如上文中参照所述附图描述并且显示在所述附图中的机翼的方法。
34.任何在本文中和/或在所述附图中描述的新颖的特征或新颖的特征组合。
全文摘要
一种机翼，其叶尖边缘的平面结构位于由至少四个控制点P1，P2，P3和P4构建的第一贝塞尔曲线上，所述控制点P1，P2，P3和P4中的每一个位于界定了所述叶尖区的边界的多边形的周边上，贝塞尔控制点P1位于机翼前缘上、叶尖起始部位处，其处在介于93.5％R和95.9％R之间的翼展位置处，控制点P2位于第二边上的与P1的距离为沿所述第二边的30％和80％之间的位置处；控制点P3位于第三边上的与所述第二和第三边相交处的距离为沿所述第三边的30％和90％之间的位置处；并且控制点P4位于机翼后缘处的最外叶尖边缘点处；其中，R为有效翼展。
文档编号A47G19/26GK102582831SQ20111039501
公开日2012年7月18日 申请日期2011年12月2日 优先权日2010年12月2日
发明者A·布罗克赫斯特 申请人:阿加斯塔西部有限公司