用于飞机旋翼的具有后掠翼梢的桨叶 本发明涉及一种用于飞机旋翼的浆叶，其具有一后掠翼梢，该飞机对高速飞行来说是最佳的。
在盘旋飞行和向前飞行中，旋翼飞机的旋翼性能，特别是直升飞机的旋翼性能由下列现象来限定：
—高速飞行中，推进的桨叶的负压面和压力面上形成的冲击波；
—当直线飞行中有升举要求时，在飞机后倾桨叶的负压面上，由于边界层的消失而失速；
—由前桨叶和后桨叶产生的涡流相互作用，导致在盘旋飞行中能量大致分解成两种形式：在其外廓上形成动力和阻力。
除了存在性能下降外，还存在由冲击不定位性(高速飞行中)或当边界涡流直接撞击桨叶(降落中)中升力脉冲的变化，冲击及桨叶——涡流相互作用也产生脉冲噪声形式的声音问题。
也可以发现飞机旋翼的桨叶性能大致取决于与桨叶结构有关的参数，例如：a)桨叶面积地径向分布；b)桨叶翼梢的后掠；c)外廓的相对厚度变化；d)外廓折弯的分布；e)桨叶翼梢的倾斜；
下面详细述说这些参数对旋翼桨叶性能的影响。a)桨叶面积的径向分布
由于旋翼飞机的旋翼的基本截面或外廓均与同一升力系数CZ有关，该线性升力随局部弦长L(r)及局部速度的平方而变化，其直接与截面的半径(径向位置)r成正比。其意味着桨叶的总升力与平均弦长L成正比例变化，该平均弦长L由半径r的平方律加权来确定：
其中Ro表示桨叶根部端桨叶起始处的半径r，而R表示桨叶全长半径。
通常作法是，在该平均弦长L基础上，比较桨叶不同形状的性能。
与通常矩形的桨叶相比，计算结果已示出而且实践也已证实；尤其在高速时，减少桨叶外侧端(锥形)的弦长能改进其性能。通过翼梢弦长减短来减少外廓阻力，来达到改进其性能。在翼梢区域上的冲击作用在一较小的面积上，而未受冲击的桨叶中央部位提供了大部分具有最大空气动力利用率的升力：此处升力/阻力比为最大值。
沿桨叶其余长度方向上的弦长增加，需要保持平均弦长为一常数，但是应注意平均弦长是r2加权得来的。这样使得旋翼大大加重。然而，将桨叶朝翼梢方向上削失，且通常与桨叶翼梢后掠相结合，是普遍采用改进性能的方法如专利FR-2 617 118和FR-2 473 983所示。
专利FR-2 311 713提出了另外一种非常不同的结构，在其它的特别特征中，在位于桨叶总半径R的约87％的部分内存在着明显加宽弦长。特别是当桨叶后倾时，该装置促使激烈且恒定的阻止失速的涡流产生。然而这种想法是将桨叶面积集中在翼梢处，等于将旋翼的有效部分减少到周边圈上。这样使得诱导流很少均匀一致，而且诱导功率增加，这是飞行中的一特别难题。
避免弦长急剧变化及有关缺陷的桨叶设计形成专利FR-2 689 852的主题，该专利是申请人公司的申请。在该设计中，最大的弦长仍接近于翼梢，同样提出了增加升力量。然而这种设计不适合中等升力的高速飞行，因为在此条件下，接近翼梢的长弦长截面受到了由于空气压缩因素而增加的阻力，同时具有最大空气动力率(升力/阻力比)的区间远离翼梢。利用具有最大的空气动力率的这种桨叶中央区间只占桨叶面积的很小比例。b)桨叶的翼梢后掠
另外，为了限制冲击波的出现范围和其冲击密度，桨叶翼梢向后弯是非常有利的。后掠角∧由压力中心线(大约在弦长四分之一前一点)来确定，并且可调间隔轴减弱有效马赫数，因此后掠的桨叶翼梢构成了减少空气压缩带来的不利影响的有效结构，特别是当出现冲击波时。
这类后掠的桨叶翼梢特别描述在专利FR-2 311 713，RF-2 433 983和FR-2 617 118上，并实际运用在一些直升飞机上。
然而，后掠角的大小及上面提到的翼梢占用的桨叶半径数目，事实上是由空气动力的升力和向后偏移的重心产生的扭力来确定的。
专利FR-2 311 713提出了将桨叶部分前移，以平衡桨叶翼梢向后偏移。这样可以使后掠区间延伸到桨叶半径的较大部分上。然而向前偏移的前沿部分及桨叶内侧部分之间的连接不连贯，而且这样的相连产生的涡流引起接近旋翼桨毂处外廓过早失速。高速时，在连接点处前沿的凹形集中并局部增强了有害冲击波的减小乃至抵消后掠翼梢有利的作用。
专利FR-2 397 328也建议把前沿往后移，但这是因为不同的缘故，这里不存在减少扭力的问题，而是认为在有利操纵方式下带来了桨叶的弹性变形。
然而，如果后掠角超过45°的话，高速飞行时的后掠角变成了不利的因素。当桨叶后掠且在高速直线飞行中，其位于旋翼转盘的后扇形部位上时，空气流动特别平行于桨叶前沿：这样暂时地减少翼梢空气动力升力而增加了其阻力，从而导致了性能上的整体降低，专利FR-2 689 852提出的后掠桨叶也遇到了这类问题。c)外廓的相对厚度的变化
桨叶横截面的相对厚度是由绝对厚度与外廓的弦长之比来确定的，即e/L，该外廓是构成该截面的外型线。
传统的桨叶，在其绝大部分半径长度上是一固定的弦长，通常使用在桨叶根部端，外廓的相对厚度为10％至14％，其给出了足够的扭力刚度，但没给出高速时足够好的性能。
例如在专利FR-2 689 852中，减少桨叶根部的弦长很可能改进高速性能，由于空气动力入射变化非常大并且在称之为“横向—流圈”的区间内，后沿受到外廓的不良，因此桨叶根部的空气动力率不好。然而，减少弦长则极易减少桨叶的刚度，并且通过将翼梢偏置于可调间隔轴也使扭力变形更加重了，其假设前提是振幅大到减弱其性能，或者交替地来改进如上所述那么多内容。d)外廓折弯的分布
另外弦长的径向分布及桨叶翼梢的后掠，桨叶的基本截面折弯的分布也在改进该桨叶中起着作用。该桨叶折弯由变化的角度构成，其外廓沿桨叶半径而设置，在此情形下，外侧端或桨叶翼梢在相对低的入射角下迎着空气流，而桨叶根部在高入射角下迎着空气流。这样使得升力在整个旋翼面积上分布更加均匀一致，从而使得所吸收功率在盘旋飞行中更加均匀一致。
因此该折弯的特征在于在该桨叶的两端之间的角度设置不同。然而，当旋翼飞机高速飞行，而桨叶向前倾时，已知高度折弯可能引起桨叶外侧端产生负(向下)升力。从而性能下降，而且振动明显增加。
因此，折弯选择应兼顾下面两者：一方面，盘旋飞行且低速时需要高度折弯，另一方面，向前飞行时，需要一更合适的折弯量。
为了简便起见，折弯的径向分布往往是线性的，其意味着总折弯是需要确定所有的基本截面角度设置的集合。
然而，为了改进性能，专利FR-2 636 593提出了一非线性折弯，该折弯位于桨叶的外侧端，例如在位于桨叶总半径R的85％和100％之间附加一额外的折弯量。这作用是对于一给定升力量而言减少边界涡流的强度，以至抵消它，这样改善了低速性能，并减弱降落时桨叶/涡流相互作用的噪音。然而，该装置不可能阻止失速限制，及在高速时功率节省下降。
专利FR-2 689 852提出了在桨叶半径约45％和80％之间的中央区间中增加折弯量。这类型的修改的目的在于提高升力量，而对提高高速时效率的旋翼来说不是最佳的。e)桨叶翼梢倾斜角
通常，桨叶是这样构造的，其外廓的压力中心一般确定在四之一弦长前的中间厚度点处，并或多或少保持在可调间隔轴上，且沿桨叶半径整个长度都如此。此外，桨叶翼梢后掠一般是通过变换确定平面上的压力中心来达到，一方面，通过可调间隔轴变换，另一方面，通过翼梢区间的外廓弦长方向来变换。
专利FR-2 617 618描述了一种相对这传统结构的改进装置，其包括使压力中心线位于穿过可调间隔轴的平面上，但与弦成一角度，从而桨叶翼梢处外廓压力中心约低于桨叶的内侧部分。因此由一桨叶外侧端产生的边界流远离了下一桨叶，这样的结果是减弱了相互作用的强度，特别是在盘旋飞行时如此。这导致特别是在盘旋飞行和低速飞行时旋翼吸收功率明显减少。
这个接近意思即使在专利FR-2 617 118中也是用“mise en diedre[drooping]”来表示，压力中心渐进变化(抛物线方式)，而不是如专利FR-2 689852中简单的“break”。
因此，可以看出上述没有一件文档所述结构总体是无缺陷的。在本发明文本中涉及一用于旋翼的桨叶，有一后掠翼梢，其设计的几何形状对保证最好性能来说是最佳的，特别是在高速飞行时如此。
至此，用于飞机旋翼的有一后掠翼梢的桨叶，其桨叶用来构成旋翼的一部分，旋翼的桨毂与所述的桨叶相连，桨叶能绕所述的桨毂的轴旋转，所述的桨叶有一前沿和一后沿，是由连续的基本横截面的构成，其截面由从所述的桨毂的旋转轴到每一截面的距离r确定，每一截面有一确定的弦长外廓及偏离可调间隔轴的压力中心，可调间隔轴垂直于所述截面，决定了所述的桨叶的后掠，是非常明显，按照本发明，即，将所述的桨叶沿其径向长度细分成四个区间，即第一区间，其从桨叶的内侧边沿延伸到位于约桨叶总长度距离66％的第一截面上，从桨毂的旋转轴算起，第二区间，其从第一截面延伸到位于约桨叶总长度距离85％的第二截面上，第三区间，其从第二截面延伸到位于约桨叶总长度距离的93％和97％之间的第三截面，而第四区间，其从第三截面延伸到外侧自由边沿，在所述的第一区间内弦长L以或多或少线性方式增加，其在所述的第二区间内到达最大且为常数，在所述的第三区间内以线性下降，在所述第四区间内以抛物线形式下降，且在与第三区间相接合边界应满足弦长变化率连续的条件，在所述的第一区间内压力中心偏离可调节间隔轴的偏移量Y’f是正的且与距离r成正比例增加，在所述的第二区间内达到最大且为常数，在所述的第三区间内呈线性下降且变成负的，因此后掠角∧保持为一常数约等于25°，在所述的第四区间以抛物线形式下降，且在与所述第三区间相接合的边界上应满足后掠角∧连续的条件，直至在翼梢处达到最低的负值。
因而如上限定的桨叶的几何形状对于旋翼飞机，特别是直升飞机而言可从保证最佳性能，其中升力由桨叶组成的旋翼提供，例如飞行在315km/h和350km/h之间的高巡航速度下，有一最合适升力量，表现出外廓平均升力系数Czm位于0.3和0.5之间。
更具体地说，事实上按照本发明沿着桨叶半径上将最大弦长位置转换到接近桨叶半径中间部位，可以获得更高速度量，可以得到更长的朝向翼梢的弦长减少的区间。该装置也可以缩短朝向桨叶根部的弦长减少区间，其使得结构坚固，减少不良的扭力变形。
而且，记住压力中心在此定义为一点，其位于前沿与后沿之间四分之一前的每一截面上，其偏移量Y’f是在弦长方向上的可调间隔和压力中心之间的距离，当载面变化发生在朝向前沿上时，其偏移量Y’f是正的。后掠角定义为从上看的位于截面压力中心相连曲线的切线与可调间隔轴之间的夹角。后掠在桨叶翼梢处笔直向后。该角∧能从控制Y’f变化的规律中直接导出：
∧(r)＝arctan(dY’f/dr)
后掠角的有利作用是减少冲击波强度，获得的后掠角的总角度值在30°和45°之间，仅在桨叶翼梢尖处达到最大值45°。由于弦长渐进地下降，与沿置于最宽弦长和翼梢之间在整个桨叶部分的后沿相结合，因此本发明可以将翼梢处的角度∧限定到最大值45°。
本新装置的另一有利影响寓于这样作用中，尤其是和专利FR-2 689 852中的情况相比，相对可调节间隔轴的翼梢处压力中心的后偏移量减小，这能减少桨叶的扭力变形。
控制弦长变化规律应最好置于两者之间：
—下限ABCDE，这样点A，B，C，D和E的坐标如下： r/R L/L A 0 0.55 B 0.66 1.1 C 0.85 1.1 D 0.93 0.73 E 1 0.25
连接这些点的线构成了如下的ABCDE的范围： X L/L AB (r-Ra)/(Rb-Ra) 0.55+0.55x BC (r-Rb)/(Rc-Rb) 1.1 CD (r-Rc)/(Rd-Rc) 1.1-0.37x DE (r-Rd)/(Re-Rd) 0.73-0.32375x-0.15625x2
Ra，Rb，Rc，Rd和Re表示A，B，C，D和E沿桨叶的相应位置，及
—上限FGHIJ，其点F，G，H，I和J的坐标如下： r/R L/L F 0 0.65 G 0.66 1.2 H 0.85 1.2 I 0.97 0.83 J 1 0.45
连接这些点的线构成了如下FGHIJ的范围： X L/L FG (r-Rf)/(Rg-Rf) 0.65+0.55x GH (r-Rg)/(Rh-Rg) 1.2 HI (r-Rh)/(Ri-Rh) 1.2-0.37x IJ (r-Ri)/(Rj-Ri) 0.83-0.0925x-0.2875x2
Rf，Rg，Rh，Ri和Rj表示F，G，H，I和J沿桨叶的相应位置。
位于下限ABCDE和上限FGHIJ之间的一优选曲线，由点P，Q，R，S和T构成，其坐标如下： r/R L/L P 0.20223 0.7784 Q 0.66 1.168864 R 0.85 1.168864 S 0.95 0.779222 T 1 0.351538
连接这些点的线构成了这样的PQRST曲线： X L/L PQ (r-Rp)/(Rq-Rp) 0.778400+0.390464x QR (r-Rq)/(Rr-Rq) 1.168864 RS (r-Rr)/(Rs-Rr) 1.168864-0.389642x ST (r-Rs)/(Rt-Rs) 0.779222-0.194821x-0.232863x2
Rp，Rq，Rr，Rs和Rt表示沿桨叶相应点P，Q，R，S和T沿桨叶的相应位置。
另外，控制压力中心偏移量变化的规律应最好置于两者之间：
—下限A’B’C’D’E’，其点A’，B’，C’，D’和E’的坐标如下： r/R Y’r/R A’ 0 0 B’ 0.66 +0.005 C’ 0.85 +0.005 D’ 0.93 -0.053 E’ 1 -0.105
连接这些点的线构成了如下A’B’C’D’E’的范围： X Y’f/R A’B’ (r-Ra’)/(Rb’-Ra’) +0.005x B’C’ (r-Rb’)/(Rc’-Rb’) +0.005 C’D’ (r-Rc’)/(Rd’-Rc’) +0.005-0.058x D’E’ (r-Rd’)/(Re’-Rd’) -0.053-0.05075x-0.00125x2
Ra’，Rb’，Rc’，Rd’和Re’表示点A’，B’，C’，D’及E’沿桨叶的相应位置，及
—上限F’G’H’I’J’，其点F’，G’，H’，I’和J’的坐标如下： r/R Y’f/R F’ 0 0 G’ 0.66 +0.030 H’ 0.85 +0.030 I’ 0.97 -0.013 J’ 1 -0.050
连接这些点的线构成了如下F’G’H’I’J’的范围： X Y’f/R F’G’ (r-Rf’)/(Rg’-Rf’) 0.03x G’H’ (r-Rg’)/(Rh’-Rg’) +0.03 H’I’ (r-Rh’)/(Ri’-Rh’) +0.03-0.043x I’J’ (r-Ri’)(Rj’-Ri’) -0.013-0.01075x-0.02625x2
Rf’，Rg’，Rh’，Ri’和Rj’表示点F’，G’，H’，I’和J’沿桨叶的相应位置。
在下限A’B’C’D’E’和上限F’G’H’I’J’之间的一优选曲线由点P’，Q’，R’，S’和T’构成，其坐标如下： r/R Y’f/R P’ 0.20223 +0.003396 Q’ 0.66 +0.011083 R’ 0.85 +0.011083 S’ 0.95 -0.035547 T’ 1 -0.072113
连接这样点的线构成了如下P’Q’R’S’T’的曲线： X Y’f/R P’Q’ (r-Rp’)/(Rq’-Rp’) +0.003396+0.007687x Q’R’ (r-Rq’)/(Rr’-Rq’) +0.011083 R’S’ (r-Rr’)/(Rs’-Rr’) +0.011083-0.046630x S’T’ (r-Rs’)/(Rt’-Rs’) -0.035547-0.023315x-0.013251x2
Rp’，Rq’，Rr’，Rs’和Rt’表示点P’，Q’，R’，S’和T’沿桨叶的相应位置。
更好地，在沿所述的径向长度方向控制变化的规律及在每一所述区间上的参数，一方面是相对应于平均弦长L的每一截面的弦长L，另一方面每一截面压力中心偏离可调间隔轴的偏移量Y’f，这些参数应保证所述的桨叶的整个压力中心或多或少地置于所述的可调间隔轴上。
控制压力中心Zv/R在垂直轴上变化的规律也应使得在桨叶翼梢的外廓压力中心明显低于桨叶的内侧部分。因而由一桨叶外侧端产生的边界涡流远离下一个桨叶，其结果是在盘旋飞行时减少了相互作用强度。这导致旋翼吸收的功率明显减少，特别是在盘旋和低速飞行时如此。
最好，控制压力中心在垂直轴上变化的规律置于两者之间：
—下限A”B”C”D”E”，其点坐标如下： r/R Zv/R A” 0 -0.001 B” 0.66 -0.001 C” 0.85 -0.001 D” 0.93 -0.001 E” 1 -0.015
连接这些点的线构成如下A”B”C”D”E”的范围： X Zv/R A”B” (r-Ra”)/(Rb”-Ra”) -0.001 B”C” (r-Rb”)/(Rc”-Rb”) -0.001 C”D” (r-Rc”)/(Rd”-Rc”) -0.001 D”E” (r-Rd”)/(Re”-Rd”) -0.001-0.014x2
Ra”，Rb”，Rc”，Rd”和Re”表示点A”，B”，C”，D”和E”沿桨叶的相应位置，及
—上限F”G”H”I”J”，其点F”，G”，H”，I”和J”坐标如下： r/R Zv/R F” 0 +0.001 G” 0.66 +0.001 H” 0.85 +0.001 I” 0.97 +0.001 J” 1 -0.005
连接这些点的线构成了如下F”G”H”I”J”的范围： X Zv/R F”G” (r-Rf”)/(Rg”-Rf”) +0.001 G”H” (r-Rg”)/(Rh”-Rg”) +0.001 H”I” (r-Rh”)/(Ri”-Rh”) +0.001 I”J” (r-Ri”)/(Rj”-Ri”) +0.001-0.006x2
Rf”，Rg”，Rh”，Ri”和Rj”表示点F”，G”，H”，I”和J”沿桨叶的相应位置。
位于下限A”B”C”D”E”和上限F”G”H”I”J”的一优选曲线，其由点P”，Q”，R”，S”和T”构成，其坐标如下： r/R Zv/R P” 0.20223 0 Q” 0.66 0 R” 0.85 0 S” 0.95 0 T” 1 0.009050
连接这样点的线构成了如下的曲线P”Q”R”S”T”： X Zv/R P”Q” (r-Rp”)/(Rq”-Rp”) 0 Q”R” (r-Rq”)/(Rr”-Rq”) 0 R”S” (r-Rr”)/(Rs”-Rr”) 0 S”T” (r-Rs”)/(Rt”-Rs”) -0.00905x2
Rp”，Rq”，Rr”，Rs”和Rt”表示点P”，Q”，R”，S”和T”沿桨叶的相应位置。
另外，控制截面相对厚度e/L的变化规律可以置于两者之间：
—下限UVW，其点U，V和W坐标如下： r/R e/L U 0 0.14 V 0.4 0.14 W 1 0.06
连接这些点的线构成UVW如下的范围： X e/L UV (r-Ru)/(Rv-Ru) 0.14 VW (r-Rv)/(Rw-Rv) 0.14-0.08x
Ru，Rv和Rw表示点U，V，W沿桨叶的相应位置，及
—上限XYZ，其点X，Y和Z的坐标如下： r/R e/L X 0 0.16 Y 0.4 0.16 Z 1 0.08
连接这些点的线构成XYZ如下的范围： X e/L XY (r-Rx)/(Ry-Rx) 0.16 YZ (r-Ry)/(Rz-Ry) 0.16-0.08x
Rx，Ry和Rz表示点X，Y和Z沿桨叶相应的位置。
位于下限UVW和上限XYZ之间的优选曲线，由点K，L和M构成，其坐标如下： r/R e/L K 0.20223 0.15 L 0.4 0.15 M 1 0.07
连接这些点的线构成KLM如下的范围： X e/L KL (r-Rk)/(Rl-Rk) 0.15 LM (r-Rl)/(Rm-Rk) 0.15-0.08x
Rk，Rl和Rm表示点K，L和M沿桨叶相应的位置。
通过附图能更加清楚理解本发明所达到的目的，在这些附图中，相同的标号代表相似的部件。
图1是按照本发明的直升飞机旋翼桨叶的轮廓透视图。
图2表示，从上面看，按照本发明的桨叶的一实施例。
图3是一曲线图，示出了沿桨叶径向间隔的弦长变化。
图4是一曲线图，示出了沿桨叶径向间隔的压力中心偏移量的变化。
图5是一曲线图，示出了在立轴上的弯曲中心相对于结构平面的关系，如下面所限定一样。
图6是一曲线图，示出了桨叶横截面的厚度变化。
如图1所示，按照本发明有后掠翼梢的桨叶构成了旋翼的一部分，旋翼的桨毂2完全用图表说明，而对旋翼的另外桨叶不予描述。该桨叶1通过桨叶铰节及保持件3与桨毂2相连，特别是一可调间隔的铰节，用来调节桨叶绕轴4的间隔，轴4是一如传统所述的公知的可调间隔轴。
而且，桨叶1有一前沿5和一后沿6，桨叶1是由连续的基本横截面构成。截面7是图1所指的一个截面。每一基本截面7由从桨毂的转动轴2A到所述的截面的距离r来确定，并有一确定的弦长L和一压力中心(该点在空气动力升力作用中是变化的)，该压力中心“曲线”沿桨叶的径向间隔如图2中8所示。压力中心与正交于所述的连续截面7的可调间隔轴4之间的偏移量决定了桨叶后掠，从图2中可更清楚地看到。
按照本发明精确确定的桨叶1的允许面积的几何结构将描述如下。
该结构参考构架被选作一正交的三维空间体，其原点O是该旋翼的中心。
轴OX是该可调间隔的轴4，其意味着第一坐标与从转动中心O量起的半径r相同，第二轴OY，正交于轴OX，其构成指向前沿5的用于表述角度及点的参考方向设定。第三轴OZ垂直于轴OX和OY限定的平面，其朝上(朝向该外廓的负压面)，用于表述点。如果旋翼逆时钟方向转动，该三维坐标系以标准方式向上。也应该清楚地理解当旋翼是顺时钟转动时，其仍然有效。
平面OX，OY称之为结构平面或参考平面。选择平面OX，OY与桨叶的零升力平面一致。桨叶面积(桨叶外壳)由基本横截面7集合而成，该基本截面7相互平行，且平行于平面OX，OZ及垂直于可调间距轴OX。
每一基本截面由它的半径r来确定，半径r(从轴OY到该截面的距离)是位于RO(实际桨叶部分的起始点)和R(桨叶翼梢或外侧端)之间的距离。
确定桨叶1的任一基本截面7的形状的参数通常由专利FR-2 689 852可知。
本发明所论述的桨叶细分成将要描述的四个区间，其不取决于弯曲及需要特别细分的截面的相对厚度。这四个区间如下：
—第一区间，其从与实际桨叶部分起始点相应的节点RO延伸至位于约总半径R66％的节点R1处；
—第二区间，其从节点R1处延伸至位于约总半径85％的节点R2处；
—第三区间，其从节点R2处延伸于位于总半径的93％和97％之间的节点R3处；
—第四区间，其从节点R3处延伸至桨叶的翼梢(半径R)。
按照本发明，在所述的第一区间中，该弦长L一般以线性增长，在所述的第二区间中，到达最大且为常量，在所述的第三区间中，以线性下降，在所述的第四区间中按抛物线函数下降，在该区间与第三区间相接合的边界上应满足弦长变化率连续的要求，在所述的第一区间压力中心从可调轴的偏移量Y’f是正的，且相对于距离r成比例增加，在所述的第二区间中到达最大且为常量，在所述的第三区间中呈线性下降且变成负的，这样后掠角∧向后保持一常数值，约等于25°，在所述的第四区间中根据抛物线函数下降，在该区间与第三区间相接合的边界上应满足后掠角∧连续的规律，直至在翼梢处达到最低负值为止。
如图3所示，控制弦长变化的规律最好置于两者之间：
—下限ABCDE，这些点A，B，C，D和E的坐标如下： r/R L/L A 0 0.55 B 0.66 1.1 C 0.85 1.1 D 0.93 0.73 E 1 0.25
连接这些点的线构成了如下的ABCDE的范围： X L/L AB (r-Ra)/(Rb-Ra) 0.55+0.55x BC (r-Rb)/(Rc-Rb) 1.1 CD (r-Rc)/(Rd-Rc) 1.1-0.37x DE (r-Rd)/(Re-Rd) 0.73-0.32375x-0.15625x2
Ra，Rb，Rc，Rd和Re表示A，B，C，D和E沿桨叶的相应位置，并且
—上限FGHIJ，这些点F，G，H，I和J的坐标如下： r/R L/L F 0 0.65 G 0.66 1.2 H 0.85 1.2 I 0.97 0.83 J 1 0.45
连接这些点的线构成如下的FGHIJ的范围： X L/L FG (r-Rf)/(Rg-Rf) 0.65+0.55x GH (r-Rg)/(Rh-Rg) 1.2 HI (r-Rh)/(Ri-Rh) 1.2-0.37x IJ (r-Ri)/(Rj-Ri)0.83-0.0925x-0.2875x2
Rf，Rg，Rh，Ri和Rj表示F，G，H，I和J沿桨叶的相应位置。
如图3所示，位于下限ABCDE和上限FGHIJ之间的一优选曲线，由点P，Q，R，S和T构成，其坐标如下： r/R L/L P 0.20223 0.7784 Q 0.66 1.168864 R 0.85 1.168864 S 0.95 0.779222 T 1 0.351538
连接这些点的线构成了如下的PQRST曲线： X L/L PQ (r-Rp)/(Rq-Rp) 0.778400+0.390464x QR (r-Rq)/(Rr-Rq) 1.168864 RS (r-Rr)/(Rs-Rr) 1.168864-0.389642x ST (r-Rs)/(Rt-Rs) 0.779222-0.194821x-0.232863x2
Rp，Rq，Rr，Rs和Rt表示点P，Q， R，S和T沿桨叶的相应位置。
另外，如图4所示，控制压力中心偏移量的规律最好是位于下述两者之间：
—下限A’B’C’D’E’，其点A’，B’，C’，D’和E’的坐标如下： r/R Y’f/R A’ 0 0 B’ 0.66 +0.005 C’ 0.85 +0.005 D’ 0.93 -0.053 E’ 1 -0.105
连接这些点的线构成了A’B’C’D’E’如下的范围： X Y’f/R A’B’ (r-Ra’)/(Rb’-Ra’) +0.005x B’C’ (r-Rb’)/(Rc’-Rb’) +0.005 C’D’ (r-Rc’)/(Rd’-Rc’) +0.005-0.058x D’E’ (r-Rd’)/(Re’-Rd’) -0.053-0.05075x-0.00125x2
Ra’，Rb’，Rc’，Rd’和Re’表示点A’，B’，C’，D’及E’沿桨叶的相应位置，且
—上限F’G’H’I’J’，其点F’，G’，H’，I’和J’的坐标如下： r/R Y’f/R F’ 0 0 G’ 0.66 +0.030 H’ 0.85 +0.030 I’ 0.97 -0.013 J’ 1 -0.050
连接这些点的线构成了F’G’H’I’J’如下的范围： X Y’f/R F’G’ (r-Rf’)/(Rg’-Rf’) +0.03x G’H’ (r-Rg’)/(Rh’-Rg’) +0.03 H’I’ (r-Rh’)/(Ri’-Rh’) +0.03-0.043x I’J’ (r-Ri’)/(Rj’-Ri’) -0.013-0.01075x-0.02625x2
Rf’，Rg’，Rh’，Ri’和Rj’表示点F’，G’，H’，I’和J’沿桨叶的相应位置。
如图4所示，位于下限A’B’C’D’E’和上限F’G’H’I’J’之间的一优选曲线，由点P’，Q’，R’，S’和T’构成，其坐标如下： r/R Y’f/R P’ 0.20223 +0.003396 Q’ 0.66 +0.011083 R’ 0.85 +0.011083 S’ 0.95 -0.035547 T’ 1 -0.072113
连接这些点的线构成了如下的P’Q’R’S’T’曲线： X Y’f/R P’Q’ (r-Rp’)/(Rq’-Rp’) +0.003396+0.007687x Q’R’ (r-Rq’)/(Rr’-Rq’) +0.011083 R’S’ (r-Rr’)/(Rs’-Rr’) +0.011083-0.046630x S’T’ (r-Rs’)/(Rt’-Rs’) -0.035547-0.023315x-0.013251x2
Rp’，Rq’，Rr’，Rs’和Rt’表示点P’，Q’，R’，S’和T’沿桨叶的相应位置。
如上所述，沿所述的径向长度和所述的每一区间上控制变量的规律参数也是有益的，一方面，每一截面的弦长L和平均弦长相对应，另一方面，每一截面的压力中心偏离可调间隔轴的偏移量Y’f，保证了所述的桨叶的总压力中心或多或少置于所述的可调间隔轴上。
而且，从图5中能看出，控制压力中心Zv/R在垂直轴上变化的规律也置于下述两者之间：
—下限A”B”C”D”E”，这样点A”，B”，C”，D”和E”的坐标如下： r/R Zv/R A” 0 -0.001 B” 0.66 -0.001 C” 0.85 -0.001 D” 0.93 -0.001 E” 1 -0.015
连接这些点的线构成了如下的A”B”C”D”E”的范围： X Zv/R A”B” (r-Ra”)/(Rb”-Ra”) -0.001 B”C” (r-Rb”)/(Rc”-Rb”) -0.001 C”D” (r-Rc”)/(Rd”-Rc”) -0.001 D”E” (r-Rd”)/(Re”-Rd”) -0.001-0.014x2
Ra”，Rb”，Rc”，Rd”和Re”表示点A”，B”，C”，D”和E”沿桨叶的相应位置。且
—上限F”G”H”I”J”，这样点F”，G”，H”，I”和J”的坐标如下： r/R Zv/R F” 0 +0.001 G” 0.66 +0.001 H” 0.85 +0.001 I” 0.97 +0.001 J” 1 -0.005
连接这些点的线构成了如下F”G”H”I”J”的范围： X Zv/R F”G” (r-Rf”)/(Rg”-Rf”) +0.001 G”H” (r-Rg”)/(Rh”-Rg”) +0.001 H”I” (r-Rh”)/(Ri”-Rh”) +0.001 I”J” (r-Ri”)/(Rj”-Ri”) +0.001-0.006x2
Rf”，Rg”，Rh”，Ri”和Rj”表示点F”，G”，H”，I”和J”沿桨叶的相应的位置。
如图5所示，位于下限A”B”C”D”E”和上限F”G”H”I”J”之间的一优选曲线，由点P”，Q”，R”，S”和T”构成，其坐标如下： r/R Zv/R P” 0.20223 0 Q” 0.66 0 R” 0.85 0 S” 0.95 0 T” 1 -0.009050
连接这些点的线构成如下的曲线P”Q”R”S”T”： X Zv/R P”Q” (r-Rp”)/(Rq”-Rp”) 0 Q”R” (r-Rq”)/(Rr”-Rq”) 0 R”S” (r-Rr”)/(Rs”-Rr”) 0 S”T” (r-Rs”)/(Rt”-Rs”) -0.00905x2
Rp”，Rq”，Rr”，Rs”和Rt”表示点P”，Q”，R”，S”和T”沿桨叶的相应的位置。
而且，建议的桨叶形状可以给出一个线性的空气动力弯角，在旋翼中心和桨叶的翼梢之间，该弯角或多或少地在-8°～-14°的范围内。按照通常的做法，当外侧部分前沿比紧靠中心的部分低时，该弯角被说成负的，为了获得每一截面的几何角度，测量相应的参考弦长，所述外形的零升力的发生需要附加空气动力弯角，如文献FR-A-2 689 852详细所述。
当在根部如本发明所建议那样减少其弦长时，已证明需要增加多于14％的相对厚度，以便维持至少等于传统桨叶的扭力刚度。然而，相对厚度不应超过16％，这是为了避免升力量的任何降低，及不增加空气动力阻力。在弦长仍很小的区间上，相对厚度需要保持在14％和16％之间。然而，超出旋翼半径40％的部分，其弦长变大，同时相对厚度开始降低，以便减少空气压缩度的不利影响。
在翼梢端，在高速飞行中，当桨叶向上时，需减小冲击波的密度。按照本发明的形状采用在该端点上不超过8％的相对厚度的外廓。然而，该厚度不必减少到6％，这是为了当该翼梢后倾时，保持足够的升力量。
在翼梢和40％的旋翼半径之间，相对厚度应或多或少地呈线性下降。将桨叶只分解成两个区间足够说明这一变化。
从图6中可以看出，控制截面相对厚度的变化规律e/L也应置于如下两者之间：
—下限UVW，这样点U，V，W的坐标如下： r/R e/L U 0 0.14 V 0.4 0.14 W 1 0.06
连接这些点的线构成了如下的UVW范围： X e/L UV (r-Ru)/(Rv-Ru) 0.14 VW (r-Rv)/(Rw-Rv) 0.14-0.08x
Ru，Rv和Rw表示点U，V，W沿桨叶的相应位置，且
—上限XYZ，这样点X，Y和Z的坐标如下： r/R e/L X 0 0.16 Y 0.4 0.16 Z 1 0.08
连接这些点的线构成了如下的XYZ范围： X e/L XY (r-Rx)/(Ry-Rx) 0.16 YZ (r-Ry)/(Rz-Ry) 0.16-0.08x
Rx，Ry和Rz表示点X，Y和Z沿桨叶相应的坐标。
如图6所示，位于下限UVW和上限XYZ之间的一优选曲线，由点K，L和M构成，其坐标如下： r/R e/L K 0.20223 0.15 L 0.4 0.15 M 1 0.07
连接这些点的线构成了如下的KLM范围： X e/L KL (r-Rk)/(Rl-Rk) 0.15 LM (r-Rl)/(Rm-Rk) 0.15-0.08x
Rk，Rl和Rm表示点K，L，M沿桨叶的相应的位置。