JP6068792B2 - 翼 - Google Patents

Description

本発明は、翼に関し、より特定には排他的にではないが回転翼または回転翼羽根に関する。

本発明は、ヘリコプターの回転翼羽根、即ち、トルク平衡回転翼または尾部回転翼の回転翼羽根、および航空機の主要維持回転翼システムの回転翼羽根、のために特定に開発されているが、本発明は、例えとしてだけだが風力タービン翼などのその他の翼にも適用され得る。

本発明の第一の側面によると、我々は、翼型断面の主要部と、翼が使用中には支持構造にしっかり取り付けられる内側翼幅方向付け根端と、先端ステーション、先端領域を越えた、主要部の翼端寄りの最外側翼幅方向端とを有し、先端領域は先端エッジを含み、先端エッジのプラットフォーム構成は少なくとも４つの制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４から構築された第一のベジエ曲線上に横たわり、制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４の各々は先端領域に境界を与える多角形の周縁上に横たわり、ベジエ制御ポイントＰ１はそこで多角形の第一および第二のサイドが出会うところの９３．５％Ｒと９５．９％Ｒの間の翼幅方向の位置にある先端ステーションにおいて翼の前縁上に位置しており、第一のサイドは、翼の主要部の翼幅方向に伸びる羽根参照軸まで垂直に伸びている先端ステーションにあり、第二のサイドは、制御ポイントＰ１と、先端エッジの外向きの位置において第二のサイドが境界多角形の第三のサイドと出会うところの位置の間に伸びる、制御ポイントＰ１における翼の前縁の接線であり、第三のサイドは、第一のサイドを平行であり、第三のサイトが第二のサイドと出会うところの位置と第三のサイドが第四のサイドと出会うところの間に伸びており、制御ポイントＰ２は、Ｐ１から第二のサイドに沿って３０％と８０％の間の位置において第二のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ３は、第二と第三のサイドが出会うところから第三のサイドに沿って３０％と９０％の間の位置において第三のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ４は、翼の後縁における最外側先端エッジポイントに位置しており、ここでＲは実効翼幅である、翼を提供する。

固定翼の場合には、実効翼幅Ｒは付け根端から最外側先端エッジポイントまでの距離である。回転翼羽根のような回転翼の場合には、回転システムのスウィープされた直径が時々翼幅と呼ばれるが、翼が回転翼羽根のような回転翼として言及されるこの明細書では、実行翼幅は、付け根端に隣接する回転軸から最外側先端エッジポイントまでのスウィープされた半径である。

本発明は、翼の先端エッジ構成を設計するためのＣＡＤソフトウェアの使用を容易にする。あらゆるそのような先端エッジ形状からの恩恵はまた、ヘリコプターの荷重搬送能力と速度を制限する失速限界と圧縮可能性限界が押し戻され得るところの、前方（エッジ方向の）飛行中に実現される。本発明のやり方で先端エッジを成形することはまた、音響的恩恵も提供する。

望ましくは、先端エッジのプラットフォーム構成がその上に横たわるところのベジエ曲線は、４つの制御ポイントで規定された立方ベジエ曲線である。但し、４つよりも多くの制御ポイントを要求するであろうより複雑なベジエ曲線が構築されても良い。

従来は、境界多角形は不等辺四辺形であるが、別の典型的には四辺の多角形が先端領域に境界を与えても良い。各場合において、最外側先端エッジポイントと、よって制御ポイントＰ４は、例えば、一実施形態では、第三のサイドが第四のサイドと出会うところで、あるいは別の実施形態では、制御ポイントＰ３と、境界多角形の第三と第四のサイドが出会うところの間で、多角形の第三のサイド上に横たわっていても良い。

一実施形態では、境界多角形の第四のサイドは、第一のサイドが後縁に出会うところで翼の後縁の接線であり、第四のサイドは、第一のサイドが後縁と出会うところと第四のサイドが第三のサイドと出会うところの間に伸びている。

第二と第四のサイドは、平行であっても良いが、そうである必要はない。

先端エッジが、先端ステーションにおいて前縁上の制御ポイントＰ１からのスウェプトバック構成のものであるように、翼の先端エッジは、実質的に流れ方向に伸びるエッジ部分まで伸びる、丸められた前縁コーナーを有しても良い。

好ましくは、先端領域における翼の後縁のプラットフォーム構成は、第二のベジエ曲線上に横たわる。

たとえば尾部回転翼に適用可能な、一実施形態では、先端領域における翼の後縁のプラットフォーム構成は、少なくとも２つの更なる制御ポイントＰ５およびＰ８から構築された第二のベジエ曲線上に横たわり、制御ポイントＰ５は境界多角形の第一のサイドが後縁と出会うところに位置しており、制御ポイントＰ８は最外側先端エッジポイントに位置している。

よって、制御ポイントＰ５とＰ８の間の第二のベジエ曲線は、羽根参照軸と全体的に平行に伸びる直線であっても良い。

別の実施形態では、先端領域における後縁のプラットフォーム構成は、直線ではなく、３つの制御ポイントＰ５、Ｐ６およびＰ８から構築された曲線であり、制御ポイントＰ６は、第一と第二の後縁制御ポイント参照ラインの交点に位置しており、第一の後縁制御ポイント参照ラインは、制御ポイントＰ５において、先端ステーションの機体寄りの後縁の接線であり、第一の後縁制御ポイント参照ラインは、羽根参照軸に対してスウィープ角で伸びており、第二の後端制御ポイント参照ラインは、最外側先端エッジポイントにおいて制御ポイントＰ８を通過し、羽根参照軸に対して０とスウィープ角の１．５倍までの間の、好ましくは０とスウィープ角の間の、角度で伸びるラインである。

もっと別の実施形態では、第二のベジエ曲線は、４つの制御ポイントＰ５、Ｐ６、Ｐ７およびＰ８から構築されても良く、制御ポイントＰ６は、制御ポイントＰ５において、先端ステーションの機体寄りの後縁の接線である第一の後縁制御ポイント参照ラインに沿って位置しており、第一の後縁制御ポイント参照ラインは羽根参照軸に対してスウィープ角で伸びており、Ｐ７は最外側先端エッジポイントにおいてポイントＰ８を通過し、羽根参照軸に対して０とスウィープ角の１．５倍までの間の、好ましくは０とスウィープ角の間の、角度で伸びるラインである第二の後縁制御ポイント参照ラインに沿って位置する。

よって、先端領域における翼の後縁は、先端エッジ同様に、立方ベジエ曲線上に横たわっていても良い。

制御ポイントＰ６は、制御ポイントＰ５から先端領域の翼幅方向の大きさの１０％と３３％の間の位置においてだが、望ましくは第一と第二の後縁制御ポイント参照ラインの交点の翼幅方向に外向きにではなく、第一の後縁制御ポイント参照ラインに沿って位置していても良い。制御ポイントＰ７は、制御ポイントＰ５から先端領域の翼幅方向の大きさの６６％と９０％の間の位置においてだが、第一と第二の後縁制御ポイント参照ラインの交点の翼幅方向に内向きにではなく、第二の後縁制御ポイント参照ラインに沿って位置していても良い。

規定された通りの位置にそれぞれの制御ポイントを位置させることによって第一と第二のベジエ曲線を構築することにより、翼の先端領域は、実現されるべき特定の性質のために望ましい特徴を有するようにより容易に設計され得る。しかも、パラメトリック試験中の先端領域構成への変更は容易になすことができる。

ほとんどの回転翼応用については、０と３０°の間のスウィープ角が選択される。真っ直ぐな後縁をもった尾部回転翼については、スウィープ角は０であっても良いが、主要維持回転翼システムの回転翼羽根については、スウィープ角は、翼の先端が高いマッハ数に曝される２０°と３０°の間であっても良い。

記載された実施形態の各々について、もし望ましければ、翼の先端領域は下反りを有していても良い。

典型的には、翼は、少なくとも翼の主要部上の前縁と後縁の間の翼に渡って伸びる翼弦平面を有する。下反りは、翼弦平面と垂直な垂直平面中の曲線に追従しても良く、曲線は先端領域上の翼の圧力および吸引表面の間にある。曲線は垂直平面中の少なくとも３つの制御ポイントＰ９、Ｐ１０およびＰ１２から構築された第三のベジエ曲線であっても良い。制御ポイントＰ９は先端ステーションにおいて翼の翼幅方向に且つ翼弦平面上に位置しても良く、一方制御ポイントＰ１２は最外側先端エッジポイントに位置しても良く、中間制御ポイントＰ１０は第一と第二の下反り制御ポイント参照ラインの交点に位置しており、第一の下反り制御ポイント参照ラインは翼弦平面と一致しており、第二の下反り制御ポイント参照ラインは制御ポイントＰ１２を通過しており翼弦平面に対して４°と３０°の間の先端下反り角で伸びている。

別の例ではしかし、下反りによって追従される曲線は垂直平面中の少なくとも４つの制御ポイントＰ９、Ｐ１０、Ｐ１１およびＰ１２から構築された第三のベジエ曲線である。制御ポイントＰ９は先端ステーションにおいて翼の翼幅方向に且つ翼弦平面上に位置しても良く、一方制御ポイントＰ１２は最外側先端エッジに位置しても良く、第一の中間制御ポイントＰ１０は翼弦平面と一致している第一の下反り制御ポイント参照ラインに沿って位置しており、第二の中間制御ポイントＰ１１は制御ポイントＰ１２を通過し翼弦平面に対して４°と３０°の間の先端下反り角で伸びる第二の下反り制御ポイント参照ライン上に位置している。

後者の場合には、第一の中間制御ポイントＰ１０は、制御ポイントＰ９から先端領域の翼幅方向の大きさの２０％と５５％の間の位置においてだが、第一と第二の下反り制御ポイント参照ラインの交点の翼幅方向に外向きにではなく、第一の下反り制御ポイント参照ラインに沿って位置していても良く、第二の中間制御ポイントＰ１１は、制御ポイントＰ９から先端領域の翼幅方向の大きさの５５％と９０％の間の位置においてだが、第一と第二の下反り制御ポイント参照ラインの交点の翼幅方向に内向きにではなく、第二の下反り制御ポイント参照ラインに沿って位置する。

より特定には、好ましくは、第一の中間制御ポイントＰ１０は、制御ポイントＰ９から先端領域の翼幅方向の大きさのおよそ３３％における位置において第一の下反り制御ポイント参照ラインに沿って位置し、第二の中間制御ポイントＰ１１は、制御ポイントＰ９から先端領域の翼幅方向の大きさのおよそ６６％における位置において第二の下反り制御ポイント参照ラインに沿って位置する。

下反りの度合い、即ち先端下反り角は、要求された通りに選ばれても良いが、典型的には下反り角は４．４°と２５°の間である。

ヘリコプターの尾部または主要維持回転翼羽根については特にだが排他的にではなく、先端領域は、全体的な実効翼幅の相対的にマイナーな部分について翼幅方向に伸びることが理解されるであろう。例えば、翼の主要部は、全体的な翼の実効翼幅の少なくとも７５％について支持構造から翼幅方向に伸びていても良い。

翼の主要部の翼幅方向に伸びる羽根参照軸は、典型的には翼の主要部の平均厚みの真ん中にある。もし要求されれば、翼の少なくとも主要部は、羽根参照軸の周りに、そこに沿って０°と１６°の間の捻りを有する。

本発明に従った翼は、固定翼であっても良く、これにより我々は航空機胴体のような支持構造に対して回転しない翼を意味するが、翼が回転支持構造に付け根端においてしっかり取り付けられる、例えば翼がヘリコプターのための回転翼羽根であるところで、本発明は特に適用可能である。

各場合においてはしかし、翼は、翼の主要部と先端領域の間に位置する先端パネルを含んでいても良く、先端パネルは、先端ステーションまで８５％Ｒと８８％Ｒの間において先端パネルステーションから翼幅方向に外向きに伸びている。

羽根参照軸が０．２５Ｃに位置し、ここでＣは翼の主要部の翼弦長であるところで、先端パネルが、先端パネルステーションから先端ステーションまで後ろ向きにスウィープする前縁を有するところでは、先端ステーションにおける翼の前縁は、羽根参照軸が前縁と交差するところにおいてかまたはその後ろ向きに位置していても良い。

先端パネルと翼の主要部の間に、主要部の前縁と後縁がそれぞれ先端パネルの前縁と後縁と混ざり合うブレンド領域があっても良く、ブレンド領域は先端パネルステーションまでおよそ７５％Ｒにおいてブレンド領域ステーションから翼幅方向に外向きに伸びている。ブレンド領域と先端パネルの各々の前縁の少なくとも部分は、もし望ましければ、翼の主要部の前縁の前向きに伸びていても良い。

望ましくは、ブレンド領域と先端パネルの各々の前縁の少なくとも部分は、制御ポイントから構築された１つ以上のベジエ曲線上に横たわる。

本発明の第二の側面によると、我々は、翼型断面の主要部と、翼が使用中には支持構造にしっかり取り付けられる内側翼幅方向付け根端と、先端ステーション、先端領域を越えた、主要部の翼端寄りの最外側翼幅方向端とを含み、先端領域は先端エッジを含み、先端エッジのプラットフォーム構成は少なくとも４つの制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４から構築された第一のベジエ曲線上に横たわり、制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４の各々は先端領域に境界を与える多角形の周縁上に横たわり、ベジエ制御ポイントＰ１はそこで多角形の第一および第二のサイドが出会うところの９３．５％Ｒと９５．９％Ｒの間の翼幅方向の位置にある先端ステーションにおいて翼の前縁上に位置しており、第一のサイドは、翼の主要部の翼幅方向に伸びる参照軸まで垂直に伸びている先端ステーションにあり、第二のサイドは、制御ポイントＰ１と、先端エッジの外向きの位置において第二のサイドが境界多角形の第三のサイドと出会うところの位置の間に伸びる、制御ポイントＰ１における翼の前縁の接線であり、第三のサイドは、第一のサイドを平行であり、第三のサイトが第二のサイドと出会うところの位置と第三のサイドが第四のサイドと出会うところの間に伸びており、制御ポイントＰ２は、Ｐ１から第二のサイドに沿って３０％と８０％の間の位置において第二のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ３は、Ｐ２から第三のサイドに沿って３０％と９０％の間の位置において第三のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ４は、翼の後縁における最外側先端エッジポイントに位置しており、ここでＲは実効翼幅である、翼を提供する方法であって、第一のベジエ曲線に追従するように先端エッジのプラットフォーム構成を成形することを含む方法を提供する。

本発明の第二の側面の方法は、本発明の第一の側面の翼の特徴のいずれかを提供することを含んでいても良い。

本発明の実施形態がここで同伴する図面を参照して記載される。

各々が本発明に従った４つの回転翼羽根を含んだトルク平衡尾部回転翼システムと、各々が本発明に従った４つの回転翼羽根を含んだ主要維持回転翼システムと、を有するヘリコプターの描写的図。 図１のヘリコプターのトルク平衡尾部回転翼システムの回転翼羽根の描写的斜視図。 図２の回転翼羽根の中央部と先端の部分のより詳細なプラットフォーム図。 図２の回転翼羽根の外側端の後面図。 回転翼羽根の中央部の翼型断面を示した、図３のラインＡ−Ａに沿った断面図。 回転翼羽根の中央部と先端が出会うところの翼型断面を示した、図３のラインＢ−Ｂに沿った断面図。 図１のヘリコプターの主要支持回転翼システムの回転翼羽根の部分のプラットフォーム図。 図７の羽根の先端領域における下反りを示した代替的実施形態図。 図７の羽根の先端領域における下反りを示した代替的実施形態図。 本発明に従った翼の代替的な後縁を描いた図。 本発明に従った翼の代替的な後縁を描いた図。 本発明に従った翼の代替的な後縁を描いた図。 本発明に従った翼の代替的な後縁を描いた図。

図面の図１を参照すると、ヘリコプター１０は、第一の全体的に直立した回転軸Ｖの周りを回転してリフトを成し遂げる、複数の回転翼羽根１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、この例では４つ、を含んだ主要維持回転翼システム１２を載置した本体１１と、第二の全体的に水平な回転軸Ｈの周りを回転する４つの回転翼羽根１４ａ、１４ｂ、１４ｃ、１４ｄを含んだトルク平衡または尾部回転翼システム１４とを含む。

本発明は、特に図７を参照して以下に記載されるように主要維持回転翼システム１２の回転翼羽根１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄに適用されても良いが、まず最初にトルク平衡尾部回転翼システム１４の回転翼羽根１４ａとの関係で記載される。

図２から５を参照すると、回転翼羽根１４ａは、内側付け根端１７と先端領域２０の間に翼幅方向にある、羽根１４ａの少なくとも主要部１６に渡った翼型断面のものであることを見ることができる。内側付け根端１７において、羽根１４ａは支持構造１８にしっかりと取り付けられ、それは使用中には、当該技術で周知のように、好適なトランスミッションを介して、ヘリコプター１０のエンジンＥのようなパワーユニットによって軸Ｈの周りを回転させられる。

翼型断面の上反りは、図５に描かれているように羽根１４ａの主要部１６に渡って全体的に一定であるが、図５および６に描かれているように、羽根１４ａの先端領域２０に向かって上反りは減少する。図６は、主要部１６と先端部２０が出会うところの位置における、即ち、図３中のラインＢ−Ｂによって指し示された先端ステーションにおける、上反りを、断面で、描いている。

図４は、羽根１４ａの翼幅方向の翼端寄りの端、即ち、先端領域２０において、翼羽根１４ａの厚みが最小にまで減少することを示す。

例の中の主要部１６の翼型構成は、中度亜音速のマッハ数において高いリフトを提供するように設計されており、主要部１６の一定の翼型断面は、ピーク羽根負荷が発生させられるところに近い位置である、この例では羽根１４ａに沿っておよそ８７％の位置まで、羽根１４ａの翼幅方向に伸びる。尾部回転翼システム１４の回転翼羽根１４ａである翼１０に本発明が適用されるところの例では、この位置はおよそ８７％Ｒに等しく、ここでＲは実効翼幅、つまりこの例では、回転軸Ｈから羽根１４ａの最外側先端エッジポイント３３までのスウィープされた半径である。翼幅方向に外向きに８７％Ｒから、先端領域２０に向けておよび渡って、翼上反りは減少する。

例では、主要部１６と先端領域２０は、およそ９４％Ｒである、先端ステーション（ラインＢ−Ｂ）と呼ばれる位置において出会う。

少なくとも主要部１６に沿って、回転翼羽根１４ａは、翼１４ａの吸引３１および圧力３２表面の間にある翼弦平面３４に沿って、羽根１４ａの主要部１６に渡って羽根１４ａの前縁２５と羽根１４ａの後縁２６の間に翼弦Ｃを有する。この例での翼弦Ｃは、およそＲ／５．４０９０９１の長さを有し、即ち、先端領域２０は３２．４５％の翼弦について翼幅方向に伸びる。よって、主要部１６と先端領域２０が出会うところの放射状位置、即ち先端ステーションＢ−Ｂはまた、およそ１００％Ｒにある最外側先端エッジポイント３３からおよそ６％Ｒの幅においてとして表現されることができる。

別の例ではしかし、ＲとＣの間の異なる関係が優勢であっても良い。先端領域２０の翼幅は、６％Ｒである代りに、およそ２０％Ｃから３５％Ｃまでか、別の種類の翼についてはそれ以上でさえ、例えば５０％Ｃまで、変動しても良い。

これは図面からは容易に明らかではないが、回転翼羽根１４ａは、羽根１４ａの主要部１６の縦方向に伸びている、翼幅方向に伸びている羽根参照軸Ｌに沿っていくらかの捻りを有する。羽根参照軸Ｌは放射状ラインであり（もし翼弦方向のラグオフセットがなければ）、通常１／４Ｃにおいて羽根１４ａの主要部１６に渡る翼セクションの平均厚みの真ん中に位置している。そのような捻りの提供は、先端領域２０が付け根端１７よりももっと「ノーズダウン」であることを意味する。しかしながら、例では、この捻りは羽根１４ａの翼幅全体に渡っては伸びず、およそ９４％Ｒまで、即ち、主要部１６と先端領域２０が出会うところの先端ステーションＢ−Ｂまで、だけ伸びる。

捻りの量は、羽根参照軸Ｌの周りに０°と１６°の間の何であっても良く、より好ましくは０°と１２°の間であり、例では、およそ８°である。

回転翼羽根１４ａの前縁２５は、付け根端１７から先端領域２０まで伸び、例の後縁２６は、付け根端１７から真っ直ぐに羽根１４ａの翼幅全体に渡って最外側先端エッジポイント３３まで伸びる。先端領域２０は、その翼端寄りの端において、主要部１６と先端領域２０が出会うところの前縁２５上の先端ステーションＢ−Ｂから、羽根１４ａの後縁２６の最外側先端エッジポイント３３まで伸びる、先端エッジ２８を有する。

先端エッジ２８は、主要部１６と先端領域２０が出会うところの前縁２５上の先端ステーションＢ−Ｂから伸びる前方前縁コーナー２９を有する。前方前縁コーナー２９は、丸められており、滑らかにブレンドされる。よって、先端エッジ２８は丸められており、前縁コーナー２９を通してほぼ流れ方向のエッジ部分３０へ、羽根１４ａの最外側先端エッジポイント３３まで、スウィープバックする。このほぼ流れ方向のエッジ部分３０の接線は、羽根参照軸Ｌに直交しても良く、または音響的恩恵を最大化するためにスウィープされた最外側先端エッジポイント３３への望ましいスウィープを保持しても良い。

例えば図２から５を参照して記載された実施形態における、尾部回転翼１４ａ適用のための先端領域２０デザインは、空中静止飛行および低速飛行中の中度マッハ数における高いピッチと、前進する羽根上のより低い投射とより高いマッハ数の条件の間の妥協である。実施形態の羽根１４ａの先端領域２０形状は、変動する要求の間で良好な妥協を供する。前者の場合、前方前縁コーナー２９のデザインは、曲線を適切に丸めることにより、等圧線が束になることを避け、早過ぎる剥離および抗力に繋がるであろうそうでなければ激しい逆の圧力勾配を解放する。それはまた、先端渦巻が、外側先端エッジ２８の周りをきれいに巻くことを許容して、最良の空中静止飛行効率を与える（最小の粘性損失を招きながら、出来る限り翼端寄りに離れて巻き上がる先端渦巻を通して最小の誘導パワーを確かなものとすることによって）。前進する羽根４ａ上の条件に適合するために、先端領域２０は、先端領域２０に向かっておよび渡って羽根１４ａの断面を薄くすることと、また８７％Ｒにおける１２％の厚みから９４％Ｒにおける先端ステーションＢ−Ｂにおける９．４％の厚みまでの翼のブレンドを採用することによって、衝撃を軽減するように設計されている。もし必要あれば恐らく先端エッジ２８のいくらかのスウィープをもった、先端領域２０の全体的なスウィープバック形状は、低いＲ／Ｃ比をもった羽根について先端領域２０を越えた衝撃の非局在化を避けるのに一般的に十分である。

回転翼羽根１４ａの別の特徴は、先端領域２０における下反りの提供であり、それは図４でのみ明らかである。

この下反りは先端領域２０において荷重している局所羽根４ａを好意的に変形し、ヘリコプター１０の空中静止飛行効率を向上する。下反りは、先端領域２０における羽根翼弦平面３４を羽根１４ａの圧力表面３２に向けて、吸引表面３１から離して、「曲げる」ことによって形成される。例では、そのような曲げは、先端ステーションＢ−Ｂにおけるおよそ９４％Ｒにおいて、先端領域２０の開始から（翼幅方向に）始まり、先端エッジ２８まで続く。例で適用された下反りの量はおよそ−０．０１４Ｃ（マイナス符号は下向きの曲げを示している）であり、それは少量であるが、別の例ではより多くのまたは少ない度合いの下反りが適用されても良い。

上述したように、例では、図３に最も良く見られるように、プラットフォーム図において、先端エッジ２８は、それが最外側先端エッジポイント３３に近づくにつれて、真っ直ぐな、即ち、ほぼ流れ方向かまたは羽根縦軸Ｌに全体的に垂直である、エッジ部分３０と溶け合う。別の例では、先端エッジ２８全体が、前方前縁コーナー２９の始まりから、即ち、前縁２５における先端ステーションＢ−Ｂから、外側先端エッジ３３まで、彎曲されても良い。

本発明に従って、先端エッジ２８の実際の（プラットフォーム）形状は、例えば、立方ベジエ曲線に追従し、それは例では４つの制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４を使って描かれている。

第一の制御ポイントＰ１は、先端ステーションＢ−Ｂにおける翼の前縁２５上に翼幅方向に、即ち、羽根１４ａの主要部１６の前縁２５の外側ポイントにおいて、即ち、主要部１６と先端領域２０が出会うところの前縁２５に沿ったポイントにおいて、例えば、例ではおよそ９４％Ｒにおいて、そして一般的には９３．５％Ｒと９５．９％Ｒの間において、ここでＲは翼の実効翼幅、位置することが図３から見ることができる。図面中に示された尾部回転翼１４ａの例では、実効翼幅は、付け根端１７に隣接する回転軸から最外側先端エッジポイント３３までのスウィープされた半径である。

翼１４ａの先端領域２０と主要部１６が出会うところの先端ステーションにおけるラインＢ−Ｂは、先端領域２０に境界を与える仮想多角形の第一のサイドＳ１に沿って伸び、第一のサイドＳ１は羽根参照軸Ｌに垂直に伸びている。この例での境界多角形は、第二のサイドＳ２、第三のサイドＳ３および第四のサイドＳ４を有する長方形であるが、一般的には多角形は４つのサイドをもつものであって、典型的には不等辺四角形または不等辺四角形状の形状であっても良いけれども、４つの制御ポイントＰ１−Ｐ４を位置付けするためには多角形の第一、第二および第三のサイドＳ１。Ｓ２、Ｓ３のみが要求される。

境界多角形の第二のサイドＳ２は、第一の制御ポイントＰ１における翼の前縁２５の接線に沿って、例では先端エッジ２８を超えて翼幅方向に、第二のサイドが第三の多角形サイドＳ３と交差するところの位置まで、伸びる。第三の多角形サイドＳ３は、第一の多角形サイドＳ１と平行であり、第三のサイドＳ３が第四の多角形サイドＳ４と交差するところの位置まで伸びる。例では、第四の多角形サイドＳ４は、境界多角形の第一のサイドＳ１と後縁２６が出会うところの位置における翼１４ａの後縁２６の接線である。

第二の制御ポイントＰ２は、境界多角形の第二のサイドＳ２に沿って、より特定には、第一の制御ポイントＰ１から第二のサイドに沿った距離の３０％と８０％の間の位置において、位置する。よって、第二の制御ポイントＰ２は、境界多角形上の先端エッジ２８を越えて位置する。

第三の制御ポイントＰ３は、境界多角形の第三のサイドＳ３に沿って、より特定には、第二のサイドＳ２と第三のサイドＳ３が出会うところから第三の多角形サイドＳ３に沿った距離の３０％と８０％の間の位置において、位置する。

第四の制御ポイントＰ４は、最外側先端エッジポイント３３において境界多角形上に位置する。

翼１４ａの設計中に、ＣＡＤ／ＣＡＭシステムを使って、特定の翼先端エッジ２８構成を達成するために、少なくとも第二と第三の制御ポイントＰ２およびＰ３の位置は容易に変更され得ることが理解されるであろう。例では、第二の制御ポイントＰ２は、第一の制御ポイントＰ１から境界多角形の第二のサイドＳ２に沿っておよそ４０％の位置において示されている一方、第三の制御ポイントＰ３は、仮想多角形の第三のサイドＳ３に沿っておよそ５０％の位置において例では示されている。例では、第二の制御ポイントＰ２は９５．３％Ｒと９８．８％Ｒの間において、好ましくはおよそ９８．０３５％Ｒにおいて、外向きに翼幅方向に位置しており、第三の制御ポイントＰ３は、この例では、およそ９９．０３６６％Ｒにおいて、先端エッジ２８の外向きに翼幅方向に位置している。

４つのベジエ制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４の注意深い配置によって、先端エッジ２８は、望ましい接線をもったスムーズな立方ベジエ曲線として描かれることができる。もし望ましければ、追加の制御ポイントを要求するであろうより複雑なベジエ曲線が構築されても良い。

各場合ではしかし、先端エッジ２８の形状は、４つ以上の制御ポイントＰ１からＰ４から構築されたベジエ曲線のそれに追従する。

図２および３の例では、翼１４ａの主要部１６の前縁２５は先端領域２０まで真っ直ぐ伸びるが、別の例では、先端領域２０が始まるところの先端ステーションＢ−Ｂにおける前縁は、図３の例においてのように、仮想境界多角形の第二のサイドＳ２が羽根参照軸Ｌと平行であるようなものになっている必要がないように、図７を参照して以下に記載されるように、主要部１６と先端領域２０の間に仲介する先端パネルがあっても良い。

ここまでに記載された例では、最外側先端エッジポイント３３は、第三と第四の境界多角形サイドＳ３およびＳ４が出会うところに位置しているが、これがそうであるのは、この例では、先端領域２０の後縁２６が実質的に真っ直ぐであるからである。別の例では、再度以下で記載されるように、一般的には、最外側先端エッジポイント３３は境界多角形の第三のサイドＳ３上に横たわり、制御ポイントＰ４はＰ３と最外側先端エッジポイント３３の間で第三の多角形サイドＳ３上にある。

先端領域２０に渡った後縁３９構成もまた、制御ポイントを使って描かれたベジエ曲線に追従するように設計されることができる。

図面の図３に示された例では、先端領域２０に渡った後縁３９は実質的に真っ直ぐであり、各々が境界多角形の第四のサイドＳ４上に位置する２つの制御ポイントＰ５およびＰ８を使って描かれることができる。

先端領域２０に渡った真っ直ぐな後縁３９はよって、特別な種類のベジエ曲線と考えられることができるものに追従する。先端領域２０に渡った後縁３９は、示されたように真っ直ぐである必要はなく、彎曲されて、２つの制御ポイントＰ５、Ｐ８よりも多く、例えば３つか４つの制御ポイントから構築されたベジエ曲線に追従しても良い。

例ではしかし、制御ポイントＰ５は、９３．５％Ｒと９５．９％Ｒの間において、例えば、好ましくは境界多角形の第一のサイドＳ１と第四のサイドＳ４が出会うところの後縁３９上の（９４％Ｒにおける）先端ステーションＢ−Ｂにおいて、羽根１４ａの翼幅方向に位置する。制御ポイントＰ８は例では、最外側先端エッジポイント３３に位置し、よって例での制御ポイントＰ８は、実質的に１００％Ｒにおいて、例えば、９９．０３６６％Ｒであって境界多角形の第三のサイドＳ３と第四のサイドＳ４が出会うところにおいて、羽根１４ａの翼幅方向に位置する。よって、先端領域２０に渡った後縁３９が真っ直ぐである、即ち、羽根参照軸Ｌと全体的に平行であるところの例では、先端エッジ２８が追従するベジエ曲線を構築するための第四の制御ポイントＰ４は、先端領域２０に渡った後縁３９のための（特別に真っ直ぐな）ベジエ曲線を構築するための制御ポイントＰ８と一致している。

例では、第四の制御ポイントＰ４と制御ポイントＰ８は一致しているが、それらは別の例ではそうである必要はない。

先端領域２０の下反りは、図４でのような側面図では、別のベジエ曲線に追従しても良いが、翼弦平面３４に垂直な垂直平面中にある。図４は、図３の尾部回転翼羽根１４ａの後面図であり、先端領域２０に渡った後縁３９が真っ直ぐであるところのこの例での垂直平面は、翼１４ａの主要部１６の後縁２６および先端領域２０に渡った後縁３９と一致している。

下反りは、図４の例では、およそ９４％Ｒにおける先端ステーションＢ−Ｂから始まる。

下反り曲線が追従するベジエ曲線は、例では、３つの下反り制御ポイントＰ９、Ｐ１０およびＰ１２から構築されるが、以下に記載されるように、ベジエ曲線は４つの制御ポイントから構築されても良い。

各場合において、翼幅方向に最も内側である下反り制御ポイントＰ９は、先端ステーションＢ−Ｂにおける翼弦平面３４上に位置し、よって制御ポイントＰ１およびＰ５と翼幅方向の位置的には一致する。翼幅方向に最も外側の下反り制御ポイントＰ１２は、例では、最外側先端エッジポイント３３と、よって制御ポイントＰ４およびＰ８と、翼幅方向で一致するように位置する。

下反りの度合い、即ち、翼弦平面３４の下（この例では）の最外側先端エッジポイント３３の位置付けは、翼１４ａの設計機能的判断基準に依存して決定されることが理解されるであろう。図８ａを参照すると、一般的に、下反りの度合い、または下反り角αは、この例では翼弦平面３４と一致している第一の下反り制御ポイント参照ライン３６ａと、翼幅方向で最外側の下反り制御ポイントＰ１２における最外側先端エッジポイント３３と翼弦平面３４を通過する第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂの間の角度である。そのような第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂは、翼弦平面３４に対して４°と３０°の間の、好ましくは４．４°と２５°の間の角度において、下反り角αをなす。

翼幅方向で最内側のＰ９と翼幅方向で最外側のＰ１２の下反り制御ポイントの中間にある下反り制御ポイントＰ１０は、図８ａでは、本例では第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂが翼弦平面３４と交差するところである、第一と第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ａ、３６ｂが交差するところにあるように示されている。

３つのそのように位置付けされた制御ポイントＰ９、Ｐ１０およびＰ１２を使って、下反りによって追従される曲線であるベジエ曲線が描かれることができる。

もし望ましければ、下反りが追従するベジエ曲線は、３つより多くの制御ポイントから構築されても良い。図８ｂの例では、４つの制御ポイントＰ９、Ｐ１０、Ｐ１１およびＰ１２が使われ、翼幅方向に最内側と最外側の制御ポイントＰ９、Ｐ１２は図８ａの例においてのように位置付けされている。しかし、第一の中間下反り制御ポイントＰ１０は、第一の下反り制御ポイント参照ライン３６ａ上に位置する一方、第二の中間下反り制御ポイントＰ１１は、第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂ上に位置しており、どちらも第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂが第一の下反り制御ポイント参照ライン３６ａと交差するところではない。

寧ろこの例では、第一の中間下反り制御ポイントＰ１０は、先端ステーションＢ−Ｂから先端領域２０の翼幅方向の大きさの２０％と５５％の間、好ましくはこの翼幅方向の大きさのおよそ３３％、の位置において、翼弦平面３４と一致する第一の下反り制御ポイント参照ライン３６ａに沿って位置する。但し、第一の中間下反り制御ポイントＰ１０は、好ましくは第一と第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ａ、３６ｂが交差するところを超えて翼幅方向に外向きには位置していない。

第二の中間制御ポイントＰ１１は、先端ステーションＢ−Ｂから先端領域２０の翼幅方向の大きさの５５％と９０％の間、好ましくはこの翼幅方向の大きさのおよそ６６％、の位置において、４°と３０°の間、好ましくは４．４°と２５°の間の下反り角で、最外側先端エッジポイント３３を通過する第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ｂに沿って位置する。但し、第二の中間下反り制御ポイントＰ１１は、好ましくは第一と第二の下反り制御ポイント参照ライン３６ａ、３６ｂが交差するところを超えて翼幅方向に内向きには位置していない。

記載された例では、尾部回転翼１４ａは、羽根参照軸Ｌの周りの捻りを備えているが、これは本質的ではなく、翼１４ａは真っ直ぐであることができる。

上述したようなベジエ制御ポイントＰ１からＰ１２の配置は、翼の先端領域２０構成が固有に設計されることを可能とする。しかも、ＣＡＤソフトウェアが、記載されたようなそれらの制御ポイントＰ１からＰ１２からベジエ（あるいはより正確にはＢ−ＳｐｌｉｎｅまたはＮＵＲＢＳ）表面を生成するのに容易に使われることができる。

３Ｄ製図ソフトウェアパッケージを使った、回転翼羽根１４ａの先端エッジ２８と（先端領域２０における）後縁３９と下反り構成を決定するためのベジエ制御ポイントの使用は、この出願の請求項によって規定されたパラメータ内で様々なベジエ制御ポイントの位置を変更することによる、先端領域２０構成の最適化のためのそれぞれの表面の準備の出来た変形または再定義を提供し、よって計算的空気力学的性能評価の使用を容易にする。

図７を参照すると、図１のヘリコプターの主要維持回転翼システム１２の主要回転翼羽根１２ａ―１２ｄの１つ、即ち主要回転翼羽根１２ａである、代替的翼を描写している。これは、要求される通りに、羽根参照軸Ｌの周りの捻りを有していても有していなくても良い。

既に記載された尾部回転翼羽根１４ａと同様の主要回転翼羽根１２ａの部分は、同じ参照符号でラベル付けされている。主要回転翼羽根１２ａは（前の図面の尾部回転翼羽根１４ａと同様に）回転翼システム１２の翼であるので、実効翼幅Ｒは、回転軸Ｖから最外側先端エッジポイント３３までのスウィープされた半径である。

図７の主要回転翼羽根１２ａは、羽根先端領域２０に向けて付け根端１７から伸びる主要部１６を有するが、前に記載された尾部回転翼羽根１４ａとは異なり、主要回転翼羽根１２ａは、羽根１２ａの主要部１６と先端領域２０の間に先端パネルＴＰを有する。先端パネルＴＰは、およそ８５％Ｒから８８％Ｒにおける位置で先端パネルステーションＤ−Ｄから、前のようにおよそ９４％Ｒにおいて位置し、より一般的には９３．５％Ｒから９５．９％Ｒにおいて位置し得る、先端ステーションＢ−Ｂまで、翼幅方向に外向きに伸びる。

先端パネルＴＰは、先端パネルステーションＤ−Ｄから先端ステーションＢ−Ｂまで後ろ向きにスウィープする後縁２５ａを有するが、先端パネルステーションＤ−Ｄにおける先端パネルＴＰの後縁２５ａは、主要回転翼羽根１２ａの主要部１６の後縁２５の前向きである。例では、先端ステーションＢ−Ｂにおける後縁２５ａは、先端パネルステーションＤ−Ｄにおける後縁２５ａの後ろ向きに位置付けされる。

これは、主要回転翼羽根１２ａの全体翼幅の少なくともおよそ７５％に渡って伸びる、羽根１２ａの主要部１６に渡った主要回転翼羽根１２ａの前縁２５と、先端パネルステーションＤ−Ｄにおける前縁２５ａの間に、ブレンド領域Ｇを設けることによって達成される。よって、ブレンド領域Ｇは、およそ７５％Ｒからおよそ８５％Ｒから８８％Ｒまで伸び、ブレンド領域Ｇにおける前縁と先端パネルＴＰの前縁２５ａの部分は、羽根１２ａの主要部１６に渡って前縁２５の前向きに伸びている。

先端パネルＴＰの後縁２６ａは、先端パネルステーションＤ−Ｄから先端ステーションＢ−Ｂまで後ろ向きに伸びるが、少なくとも例では、羽根の主要部１６と先端パネルステーションＤ−Ｄの間のブレンド領域Ｇの後縁は、全体的に真っ直ぐであり、羽根１２ａの主要部１６に渡った後縁２６に対応する。

勿論、本発明は、示されたものに対して変動する寸法の先端パネルＴＰをもった（またはもたない）回転翼羽根に適用されても良い。ブレンド領域Ｇの前縁および／または先端パネルＴＰの前縁２５ａが追従する曲線の形状は、制御ポイントを使った１つ以上のベジエ曲線のように構築されることができ、先端パネルＴＰの後縁２６ａが追従する曲線もそうできるが、それらの曲線がそうではなく構築されることも本発明の範囲内である。

本発明に従って、先端領域２０の先端エッジ２８は、尾部回転翼羽根１４ａの先端領域２０の先端エッジ２８について上述されたのと同じやり方で、４つの制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４からベジエ曲線として構築された曲線に追従する。但し、この例では、その上に制御ポイントＰ１からＰ４が横たわる境界多角形は、例えば図３に描写された場合においての長方形とは異なる構成のものである。

主要回転翼羽根１２ａの先端領域２０に境界を与える境界多角形は、再度不等辺四辺形であり、第一と第三のサイドＳ１とＳ３は平行であり、羽根参照軸Ｌと直交している。第二と第四のサイドＳ２とＳ４は、例では、お互いに平行であるが羽根参照軸Ｌに対してスウィープ角βで伸びるが、別の実施形態では、第二と第四のサイドＳ２とＳ４は平行である必要はない。

第一の制御ポイントＰ１は、先端ステーションＢ−Ｂにおける前縁２５ａにおいて境界多角形上に位置し、制御ポイントＰ４は、主要回転翼羽根１２ａの最外側先端エッジポイント３３において位置する。

第一の中間制御ポイントＰ２は、第一の制御ポイントＰ１から第二のサイドＳ２の大きさの３０％と８０％の間の位置において、第二のサイドＳ２が第一と第三の境界多角形サイドＳ１およびＳ３と交差するところの間で、境界多角形の第二のサイドＳ２に沿って位置する。

第二の境界多角形サイドＳ２は、先端ステーションＢ−Ｂにおいて第一の制御ポイントＰ１における前縁２５ａの接線である。

第三の制御ポイントＰ３は、境界多角形の第三のサイドＳ３と第二のサイドＳ２の交点から、第三のサイドの大きさの３０％と９０％の間の位置において、第三のサイドＳＳが第二と第四の多角形サイドと交差するところの間で、境界多角形の第三のサイドＳ３に沿って位置する。

よって、尾部回転翼羽根１４ａの先端エッジ２８でのように、主要回転翼羽根１２ａの先端エッジ２８は、望ましい設計機能性を達成するようにＣＡＤ／ＣＡＭシステムを使ってより容易に設計される。

主要回転翼羽根１２ａの先端領域２０の後縁３９は、それぞれ翼幅方向に最内側と翼端方向に最外側に位置する２つの制御ポイントＰ５およびＰ８と、１つか２つの中間制御ポイントＰ６およびＰ７から構築されたベジエ曲線に追随する。図７では、４つの制御ポイントＰ５からＰ８が使われ、翼幅方向に最内側の制御ポイントＰ５は、先端ステーションＢ−Ｂにおける後縁２６ａ上に位置しており、翼幅方向に最外側の制御ポイントＰ８は、最外側先端エッジポイント３３において位置している。

第一の中間制御ポイントＰ６は、先端ステーションＢ−Ｂにおける後縁２６ａの接線である第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａに沿って位置している。より特定には、接線は先端ステーションＢ−Ｂにおける先端パネル後縁２６ａへのものである。この第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａは、スウィープ角βである羽根参照軸Ｌに対する角度をなす。図７の例では、第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａはよって、その上に先端エッジ２８における第一のベジエ曲線を構築するための制御ポイントＰ１からＰ４が位置する境界多角形の第四のサイドと一致する。

スウィープ角βは典型的には、羽根参照軸Ｌに対して３０°までである。勿論図３を参照して記載された尾部回転翼羽根１４ａの例では、スウィープ角βは０である、即ち、先端領域２０における後縁３９は、羽根参照軸Ｌに対して０の角度をなす。一般的には、スウィープ角βは、０とおよそ３０°の間の何であっても良い。

先端領域２０の前縁および後縁のスウィープ角βは、先端パネルの先細りを収容するために異なっていても良い。

制御ポイントＰ６は、好ましくは、先端ステーションＢ−Ｂから先端領域２０の翼幅方向の大きさの１０％と３３％の間においてだが、第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａがそれに沿って制御ポイントＰ７が位置する第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ｂと交差するところを超えて翼幅方向に外向きではなく、位置する。

第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ｂは最外側先端エッジポイント３３とよって制御ポイントＰ８を通過し、羽根参照軸Ｌに対して、０とスウィープ角βの間の角度かまたはより一般的には０とスウィープ角βの１．５倍の間の角度をなす。第二の中間制御ポイントＰ７は、先端ステーションＢ−Ｂから先端領域２０の翼幅方向の大きさの６６％と９０％の間の位置において第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ｂに沿ってだが、第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａとの交点を越えて翼幅方向に内向きにではなく、位置する。

図９ｂと９ｄは、最外側先端ポイント３３の位置と、よって制御ポイントＰ８の位置と、中間制御ポイントＰ６およびＰ７のそれらそれぞれの後縁制御ポイント参照ライン３９ａ、３９ｂに沿った位置付けに従って変動する、代替的後縁３９構成を描写している。図９ａと９ｃは、後縁３９によって追従されるベジエ曲線を構築するのに１つの中間制御ポイントＰ６だけが使われるところの代替的後縁３９構成を描写している。

図９ａでは、（単一の）中間制御ポイントＰ６は、２つの後縁制御ポイント参照ライン３９ａ、３９ｂの交点において位置することを見ることができる。この例では、先端ステーションＢ−Ｂにおける接線、即ち、第一の後縁制御ポイント参照ライン３９ａが、これら３つの制御ポイントＰ５、Ｐ６およびＰ８を使って構築されたベジエ曲線の翼弦方向に外向きで後ろ向きの位置において、第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ｂと交差するように、隣接する先端パネルＴＰの後縁２６ａが彎曲され、最外側先端エッジポイント３３が位置付けされる。

これを図９ｃに示された構成と対比させると、この配置では、先端パネルＴＰの隣接する後縁２６ａの曲線は図９ａのものと同様であるが、最外側先端エッジポイント３３は翼弦方向に更に外向きに後ろ向きに位置付けされる。但し、結果として、第一と第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ａ、３９ｂが、３つの制御ポイントＰ５、Ｐ６およびＰ８を使って構築されたベジエ曲線の翼弦方向に内向きの位置において交差する。翼の後縁はよって、先端パネルＴＰの後縁２６ａ上である意味で彎曲し、先端領域２０上の後縁３９上でその彎曲の方向を反転することが、図９ｃに見ることができる。

図９ｂでは、再度第一と第二の後縁制御ポイント参照ライン３９ａ、３９ｂの交点は、４つの制御ポイントＰ５、Ｐ６、Ｐ７およびＰ８を使って構築されたベジエ曲線の翼弦方向に外向きで後ろ向きであるのに対し、図９ｄでは、交点は、図９ｃに描写された場合でのように、４つの制御ポイントＰ５からＰ８を使って構築されたベジエ曲線の翼弦方向に内向きである。

先端領域２０に渡った後縁３９が追従する第二のベジエ曲線が４つの制御ポイントから構築された立方ベジエ曲線である場合には、もし望ましければ、第一の中間後縁ベジエ制御ポイントＰ６は、９４．６％Ｒと９６．５％Ｒの間において、例えば９５．４４％Ｒにおいて、羽根１２ａの翼幅方向に位置していても良く、第二の中間後縁ベジエ制御ポイントＰ７は、９６．５％Ｒと９８．４％Ｒの間において、例えば９７．４７％Ｒにおいて、羽根１２ａの翼幅方向に位置していても良い。

図７との関係で記載された主要回転翼羽根１２ａは、上述した尾部回転翼羽根１４ａの翼との関係で記載されたものと全く同じやり方で、垂直平面中の曲線に追従する先端領域２０に渡った下反りを有していても良い。よって、どのように下反り曲線が３つの制御ポイントＰ９、Ｐ１０およびＰ１２から構築されたベジエ曲線に追従しても良いかを示した図８ａの描写は、図８ｂの代替的構成でのように、主要回転翼羽根１２ａに下反りを提供するために適用可能である。

この後者の配置では、主要羽根１２ａの下反り曲線は、図８ａの３つではなく４つの下反り制御ポイントＰ９、Ｐ１０、Ｐ１１、Ｐ１２を使って構築された更なるベジエ曲線に追従する。

翼幅方向に最内側の下反り制御ポイントＰ８は、翼弦平面３４が先端ステーションＢ−Ｂと交差するところに位置し、翼幅方向に最外側の制御ポイントＰ１２は、最外側先端エッジポイント３３において位置し、その位置は根本的な羽根設計の事項として決定される。

上記から、広い範囲の翼が、それぞれの４つの制御ポイントの選択された位置付けに依存して変動する構成の先端エッジをもって、作成されても良いことと、だが各場合において、先端エッジ形状は第一のベジエ曲線に追従することが理解されるであろう。

好ましくは、先端領域２０に渡った後縁３９および／または下反り形状は、それぞれの第二および／または更なるベジエ曲線に追従するように構成されても良いが、広い範囲の異なる後縁および／または下反り構成が、ベジエ曲線に追従することによって達成されても良い。しかも、本発明は、尾部回転翼、主要回転翼、および実際に広い種類のその他の翼、それは固定翼、即ち、航空機胴体のような支持構造に対して固定されたものでも、および回転翼、タービン等のような回転システムによって支持された翼でも良い、に適用されても良い。

この出願に記載された例示的回転翼羽根１４ａと１２ａの計算的評価は、この羽根１４ａ、１２ａ構成が、（それに回転翼羽根１４ａ、１２ａが装備されたヘリコプター１０の）空中静止飛行効率と失速の始まりにおける遅延パワー上昇について、既知の回転翼羽根を超えた顕著な恩恵を供することを示す。

それらの特定の形でまたは開示された機能を行うための手段としてまたは開示された結果を達するための方法またはプロセスとして適宜表現された、前述した記載または以下の請求項または同伴する図面に記載された特徴は、別々に、またはそのような特徴のあらゆる組み合わせで、本発明をその多様な形で実現するために利用され得る。

Claims (5)

1. 翼型断面の主要部と、翼が使用中には支持構造にしっかり取り付けられる内側翼幅方向付け根端と、先端ステーション、先端領域を越えた、主要部の翼端寄りの最外側翼幅方向端とを含み、先端領域は先端エッジを含み、先端エッジのプランフォームの構成は少なくとも４つの制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４から構築された第一のベジエ曲線上に横たわり、制御ポイントＰ１、Ｐ２、Ｐ３およびＰ４の各々は先端領域に境界を与える多角形の周縁上に横たわり、ベジエ制御ポイントＰ１はそこで多角形の第一および第二のサイドが出会うところの９３．５％Ｒと９５．９％Ｒの間の翼幅方向の位置にある先端ステーションにおいて翼の前縁上に位置しており、第一のサイドは、翼の主要部の翼幅方向に伸びる参照軸まで垂直に伸びている先端ステーションにあり、第二のサイドは、制御ポイントＰ１と、先端エッジの外向きの位置において第二のサイドが境界多角形の第三のサイドと出会うところの位置の間に伸びる、制御ポイントＰ１における翼の前縁の接線であり、第三のサイドは、第一のサイドと平行であり、第三のサイドが第二のサイドと出会うところの位置と第三のサイドが第四のサイドと出会うところの間に伸びており、制御ポイントＰ２は、Ｐ１から第二のサイドに沿って３０％と８０％の間の位置において第二のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ３は、Ｐ２から第三のサイドに沿って３０％と９０％の間の位置において第三のサイド上に位置しており、制御ポイントＰ４は、翼の後縁における最外側先端エッジポイントに位置しており、ここでＲは実効翼幅である、翼を提供する方法であって、第一のベジエ曲線に追従するように先端エッジのプランフォームの構成を成形することを含む、方法。
2. 前記翼は、前記翼の主要部と前記先端領域の間に位置する先端パネルを含み、前記先端パネルは、前記先端ステーションまで８５％Ｒと８８％Ｒの間において先端パネルステーションから翼幅方向に外向きに伸び、
   羽根参照軸は０．２５Ｃに位置し、ここでＣは翼の主要部の翼弦長であり、先端パネルは、先端パネルステーションから先端ステーションまで後ろ向きにスウィープする前縁を有し、先端ステーションにおける翼の前縁は、羽根参照軸が前縁と交差するところにおいてかまたはその後ろ向きに位置している、請求項１に記載の方法。
3. 先端パネルと翼の主要部の間に、主要部の前縁と後縁がそれぞれ先端パネルの前縁と後縁と混ざり合うブレンド領域があり、ブレンド領域は先端パネルステーションまでおよそ７５％Ｒにおいてブレンド領域ステーションから翼幅方向に外向きに伸びている、請求項１または請求項２に記載の方法。
4. ブレンド領域と先端パネルの各々の前縁の少なくとも部分は、翼の主要部の前縁の前向きに伸びる、請求項３に記載の方法。
5. ブレンド領域と先端パネルの各々の前縁の少なくとも部分は、制御ポイントから構築された１つ以上のベジエ曲線上に横たわる、請求項３または請求項４に記載の方法。

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