技術(shù)特征：

1.一種航空器機(jī)翼和其翼尖上的小翼，所述小翼具有內(nèi)端部和外端部，所述小翼在從其內(nèi)端部延伸到其外端部時具有變化的曲率半徑(R)，其特征在于，所述小翼的曲率半徑：

(i)在第一距離(d₁)上沿所述小翼減小，所述第一距離沿所述小翼從所述內(nèi)端部到第一部位；

(ii)在第二距離(d₂)上保持不變，所述第二距離沿所述小翼從所述第一部位到第二部位；并且

(iii)沿所述小翼在第三距離(d₃)上增加，所述第三距離沿所述小翼從所述第二部位到第三部位，并且

其中，所述第一距離和第三距離的總和(d₁+d₃)大于所述第二距離(d₂)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，在所述第一距離(d₁)上，所述曲率半徑根據(jù)方程R＝k₁/dⁿ變化，其中k₁是常數(shù)，d是沿所述小翼沿向外方向測量的距離，并且n>0。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述距離d從所述小翼的內(nèi)端部處的起始點(diǎn)被測量，使得所述小翼的內(nèi)端部是基本上平面的。

4.根據(jù)權(quán)利要求1到3中的任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，在所述第三距離(d₃)上，所述曲率半徑根據(jù)方程R＝k₂/dⁿ變化，其中k₂是常數(shù)，d是沿所述小翼沿向內(nèi)方向測量的距離，并且n>0。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述距離d從定位成超過所述第三部位的起始點(diǎn)被測量，使得所述小翼在所述第三部位處彎曲。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述距離d從所述第三部位處的起始點(diǎn)被測量，使得所述小翼在所述第三部位處是基本上平面的。

7.根據(jù)權(quán)利要求2到6中的任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，0.5≤n≤1.5。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，n＝1，使得所述小翼在所述第一距離(d₁)上和/或所述第三距離(d₃)上呈歐拉螺線彎曲。

9.根據(jù)前述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述第三部位處于所述小翼的外端部處。

10.根據(jù)權(quán)利要求1到8中的任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述第一距離、第二距離和第三距離的總和(d₁+d₂+d₃)是從所述小翼的內(nèi)端部到外端部的距離的至少90％。

11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述小翼從所述第三部位到所述小翼的外端部是基本上平面的。

12.根據(jù)前述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述第二距離(d₂)不超過所述第一距離和第三距離的總和(d₁+d₃)的20％。

13.根據(jù)權(quán)利要求12所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述第二距離(d₂)基本上為零。

14.根據(jù)前述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，所述小翼的尾緣是所述機(jī)翼的尾緣的延續(xù)，并且所述小翼的前緣是所述機(jī)翼的前緣的延續(xù)。

15.根據(jù)前述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述小翼的外端部是基本上豎直的。

16.根據(jù)前述任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的航空器機(jī)翼和小翼，其中，所述小翼向上延伸。

17.用作權(quán)利要求1到16中的任一項(xiàng)權(quán)利要求所述的小翼的小翼，所述小翼具有內(nèi)端部和外端部，并且所述小翼在從其內(nèi)端部延伸到其外端部時彎曲，其特征在于，所述小翼的曲率半徑(R)：

(i)在第一距離(d₁)上沿所述小翼減小，所述第一距離沿所述小翼從所述內(nèi)端部到第一部位；

(ii)在第二距離(d₂)上保持不變，所述第二距離沿所述小翼從所述第一部位到第二部位；并且

(iii)沿所述小翼在第三距離(d₃)上增加，所述第三距離沿所述小翼從所述第二部位到第三部位，并且

其中，所述第一距離和第三距離的總和(d₁+d₃)大于所述第二距離(d₂)。

18.一種設(shè)計(jì)用來配合到航空器機(jī)翼的小翼的方法，所述方法包括以下步驟：

產(chǎn)生配合到機(jī)翼的小翼的模型，所述小翼具有第一曲率；

模擬在使用期間所述機(jī)翼的端部和所述小翼中的應(yīng)力分布；

修改所述小翼在第一距離(d₁)上的曲率，所述第一距離沿所述小翼從所述小翼的內(nèi)端部到第一部位，所述曲率被修改用來改善在使用期間在所述小翼和所述機(jī)翼之間的應(yīng)力分布。

19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中，所述曲率被修改用來在使用期間在所述小翼和所述機(jī)翼之間提供更平滑的應(yīng)力分布。

20.根據(jù)權(quán)利要求18或權(quán)利要求19所述的方法，其中，所述小翼的曲率半徑在所述第一距離(d₁)上減小，并且所述曲率通過改變所述曲率半徑的減小速率而被修改。