本公開一般涉及飛行器技術領域，尤其涉及一種機翼。

背景技術：

機翼是飛機的重要部件之一，安裝在機身上，其最主要作用是產生升力。受目前機翼外形的影響，機翼的升力不夠、失速攻角小。

技術實現要素：

鑒于現有技術中的上述缺陷或不足，期望提供一種具有高升力、失速攻角大的機翼。

本申請提供了一種機翼，包括自翼根到翼稍并排設置的多個截面翼型，所述機翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多個截面翼型為控制面建立的貝塞爾曲面的外表面形狀；從所述翼根翼型到所述翼稍翼型，各個翼型的扭轉角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小。

優選的，從所述翼根到所述翼稍之間設有五個截面翼型，分別距離所述翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距離。

優選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭轉角依次為：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。

優選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的扭轉角依次為：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。

優選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦長依次為：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。

優選的，自所述翼根到所述翼稍的方向，所述翼根翼型、五個所述截面翼型、所述翼稍翼型的弦長依次為：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。

本申請所提供的機翼，通過限定機翼的各翼型的扭轉角和弦長，大大改善整機的升阻比，使得飛機不易失速，提高飛機的續航時間。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本申請的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：

圖1為本發明實施例提供的機翼的主視圖；

圖2為圖1的A-A端面圖；

圖3為圖1的B-B斷面圖；

圖4為圖1的C-C斷面圖；

圖5為圖1的D-D斷面圖；

圖6為圖1的E-E斷面圖；

圖7為圖1的F-F斷面圖；

圖8為圖1的G-G端面圖。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本申請作進一步的詳細說明。可以理解的是，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋相關發明，而非對該發明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與發明相關的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本申請。

如圖1-圖8，本發明實施例提供的機翼，包括自翼根1到翼稍2并排設置的多個截面翼型，機翼具有以翼根翼型、翼稍翼型以及多個截面翼型為控制面建立的貝塞爾曲面的外表面形狀；從翼根翼型到翼稍翼型，各個翼型的扭轉角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小。圖1中A-A面為翼根處的端面，對應于翼根翼型1-1；G-G面為翼稍處的端面，對應于翼稍翼型1-7。

本申請提供的機翼，通過貝塞爾曲面形成機翼的表面，從翼根到翼稍，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉角度逐漸減小，且各個翼型的弦長逐漸減小，也即通過對各翼型扭轉角以及弦長的限定，使得該機翼具有良好的氣動性能，升力得到顯著提高，且降低了阻力，因此采用該機翼可以提高飛機有效載荷、并提升續航能力。

進一步地，從翼根1到翼稍2之間設有五個截面翼型，分別距離翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％的展向距離。圖1中每個剖切位置為一個截面翼型，自翼根1至翼稍2之間的五個截面翼型依次為第一截面翼型1-2、第二截面翼型1-3、第三截面翼型1-4、第四截面翼型1-5、第五截面翼型1-6。實際使用中，翼型可以采用升阻系數大的翼型，例如自翼根至翼稍之間的五個截面翼型可以為GOE227、NACA5402，NACA7403，NACA7408，NACA6401，當然，翼型的選擇不僅僅局限于該五種，亦可以根據實際需要選用其它型號的翼型，這里列舉的五個僅僅是用以舉例說明。當然根據實際需要，還可以設置其它數量的截面翼型。

進一步地，自翼根1到翼稍2的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉角α依次為：0.5°～1.5°、0.2°～0.7°、-0.2°～0.2°、-0.8°～-0.5°、-1.5°～-1.0°、-2.2°～-1.2°、-3.5°～-2.6°。這里所說的扭轉角α為翼型前緣點與后緣點連線與水平面的夾角。通過該扭轉角的設定，可以更好地提升升力，降低阻力。

進一步地，自翼根1到翼稍2的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的扭轉角α依次為：1°、0.5°、0°、-0.65°、-1.35°、-2°、-3°。各翼型處的扭轉角據此設計，可以極大的提高機翼的勝利，降低阻力。

進一步地，自翼根1到翼稍2的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的弦長依次為：P、0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。也即，翼根翼型的弦長為P，分別距離翼根翼型0％、22％、50％、70％、80％、100％的展向距離處的翼型的弦長分別為0.80P～0.85P、0.72～0.76P、0.58P～0.62P、0.5P～0.55P、0.46P～0.49P、0.3P～0.35P。通過設定弦長，可以更好地提升升力，降低阻力。

進一步地，自翼根1到翼稍2的方向，翼根翼型、五個截面翼型、翼稍翼型的弦長依次為：P、0.83P、0.75P、0.6P、0.53P、0.48P、0.33P。各翼型處的弦長據此設計，可以極大的提高機翼的勝利，降低阻力。

以上描述僅為本申請的較佳實施例以及對所運用技術原理的說明。本領域技術人員應當理解，本申請中所涉及的發明范圍，并不限于上述技術特征的特定組合而成的技術方案，同時也應涵蓋在不脫離所述發明構思的情況下，由上述技術特征或其等同特征進行任意組合而形成的其它技術方案。例如上述特征與本申請中公開的(但不限于)具有類似功能的技術特征進行互相替換而形成的技術方案。