JP2002173093A - 航空機の翼端装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 巡航状態において発生する揚力が比較的小さ
な航空機に対しても有効に作用して、翼端渦により生じ
る誘導抵抗を効率的に低減する航空機の翼端装置を提供
する。 【解決手段】 小型飛行機の主翼４の翼端部４ａに設け
られた後退翼状の翼端装置１０の前縁（直線部）１１ｂ
は、所定の後退角θを有する。小型飛行機が巡航状態に
ある際、前縁１１ａ，１１ｂ前方の気流は、吹き上げ効
果（現象）により、上向きの迎え角を付加されることに
なる。この迎え角の付加により、揚力が飛行方向前方に
傾き、その水平分力が推力として機能する。また、直線
部１１ｂが所定の後退角θを有することで、翼端１１ｃ
の翼弦長が短く形成され、翼端渦自体の強度が低減され
る。さらに、翼端装置１０が主翼４に対してなす上半角
δが所定範囲以内で相当に小さく設定されているため、
翼端装置１０及び主翼４間の接合部位において干渉抵抗
がほとんど発生しない。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、低亜音速で巡航す
る小型航空機の主翼に設けられ、その主翼の誘導抵抗を
好適に低減する航空機の翼端装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、航空機の主翼はその翼上面にお
ける圧力を翼下面における圧力より低い状態に保持する
ことで揚力を生み出すため、例えば図８に示すように、
その翼端部５０では、翼下面から翼上面に向かって気流
が回り込み、渦（翼端渦）を形成するようになる。この
翼端渦は、航空機の飛行に伴って後方に流されつつ、主
翼に対して当該航空機の飛行方向とは逆向きに作用する
抵抗力（誘導抵抗）を引き起こすようになる。

【０００３】誘導抵抗の低減を図るべく翼端部に設けら
れる装置（以下、翼端装置という）として、例えばウイ
ングレットが知られている。ウイングレットは、翼の翼
端部において翼上面側若しくは翼下面側に直立するよう
に形成される小翼である。

【０００４】例えば、図９及び図１０は、航空機の主翼
に設けられるウイングレットについて、２種の代表的な
形態を概略的に示す斜視図である。

【０００５】図９に示すように、ウイングレット１０１
は、航空機１１０の主翼１１１の翼端部から、翼上面に
対し垂直に近い角度をなして直立する小翼である。ウイ
ングレット１０１は、主翼１１１の翼下面から翼上面に
流れ込む気流（誘導流れ）を積極的に活用して翼端部近
傍に推力を発生させ、しかも翼端渦自体の発生を抑制す
ることにより、誘導抵抗を減少させる機能を発揮する。

【０００６】また、図１０に示すウイングレット２０１
のように、航空機（図示略）の主翼２１１の翼端部か
ら、翼下面および翼上面各々の側に直立する２つの小翼
から形成されるタイプのものもある。

【０００７】上記ウイングレット１０１，２０１のよう
な翼端装置を設けた航空機の翼では、誘導抵抗の低減が
図られる他、翼端渦の吹き下ろし作用によって生じる揚
力損失も抑制され、揚力（揚力係数）が好適に高められ
ることとなる。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】ところで、上記のよう
なウイングレットを翼に付加すると、翼の発生する誘導
抵抗が低減される一方で、ウイングレット自体が有害抵
抗（干渉抵抗、摩擦抵抗、形状抵抗等）を新たに発生す
るようになることも避け得ない。

【０００９】巡航状態において機体に作用する揚力（揚
力係数）の大きな航空機、例えば大型或いは中型の旅客
機等の場合には、ウイングレットを適用することで得ら
れる誘導抵抗の低減効果が、ウイングレットと主翼との
間に発生する干渉抵抗（有害抵抗）の抗力作用を十分上
回るため、ウイングレットは有効に機能することができ
る。

【００１０】ところが、巡航状態において機体に作用す
る揚力（揚力係数）が小さな航空機、例えば小型のプロ
ペラ機等の場合には、ウイングレットを適用することで
得られる誘導抵抗の低減効果が相対的に小さくなり、ウ
イングレットと主翼との間に発生する干渉抵抗（有害抵
抗）の抗力作用を下回ってしまう為、ウイングレットの
ような構造を有する翼端装置は有効に機能することがで
きなかった。

【００１１】本発明は、このような実情に鑑みてなされ
たものであって、その目的とするところは、巡航状態に
おいて発生する揚力が比較的小さな航空機に対しても有
効に作用して、翼端部で生じる誘導抵抗を効率的に低減
する航空機の翼端装置を提供することにある。

【００１２】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、航空機の主翼の翼端に延設される後退翼
状の翼端装置であって、所定角以上の後退角をなす前縁
を有してなることを要旨とする。ここで、とくに前記主
翼に対し当該翼端装置のなす上半角は、所定範囲内にあ
るのがよい。また、このような構成により、当該航空機
に有意な推力を発生させるのがよい。

【００１３】さらに付言すれば、上記構成を有する翼端
装置は、巡航状態における揚力係数が「０．３」以下で
ある小型航空機に主翼として備えられるテーパ翼、セミ
テーパ翼、又は矩形翼に適用するのが好適である。

【００１４】飛行状態にある航空機の翼は、翼上面の圧
力が翼下面の圧力よりも低い。このため、特に翼端部で
は、翼下面から翼上面に向かって回り込んだ気流が渦
（翼端渦）を形成し、これが誘導抵抗を発生させる。

【００１５】本発明は、この誘導抵抗を低減させるもの
である。その作用を説明するに際し、先ず、前記航空機
の飛行方向前方から、前記翼端装置の前縁部に向かって
流れる気流に関し、当該翼端装置の翼幅方向に微小距離
離れた二本の平行な気流（流線）について考える。ここ
で、便宜上、主翼の翼端側（翼端装置の付け根側）にあ
る流線をＶi-1とし、翼端装置の翼端側にある流線をＶi
と称する。

【００１６】当該二本の流線Ｖi-1，Ｖiのうちいずれの
流線も、前記翼端装置の前縁に達すると、当該翼端装置
の翼上面に向かう上昇流と、翼下面に向かう下降流とに
分流されることとなる。ただし、当該翼端装置の前縁部
が所定角より大きな後退角を有している為、流線Ｖi-1
が前縁部に達した時点では、流線Ｖiは前縁部にまだ達
していない。航空機用の一般的な翼の前縁部では、上昇
流の方が数倍速い。このため、流線Ｖiは、前縁部に達
する以前に流線Ｖi-1の分流（上昇流）に誘引され、上
向きの流れとなって、前縁部に当たることとなる（吹き
上げ現象）。従って、翼（翼端装置）に作用する揚力は
航空機の進行方向に傾き、その水平分力が前記主翼の誘
導抵抗に対抗する推力として作用する（第１の作用）。

【００１７】次に、前記翼端装置の翼端は、前縁部が大
きな後退角を有している為、翼弦長が短く形成されるこ
ととなる。これにより、翼下面から翼上面に向かって回
り込む気流の量が低減し、翼端渦自体の強度が弱まるこ
とになり、翼端渦に起因した誘導抵抗も低減する（第２
の作用）。

【００１８】以上説明した２つの作用により、実質上、
主翼に作用する誘導抵抗値の低減が図られることにな
る。

【００１９】さらに、同構成によれば、当該翼端装置の
前記主翼に対する取り付け上反角が小さい為、その接合
部位近傍に発生する干渉抵抗は非常に小さくなり、前記
主翼に作用する抵抗の総体値は一層低減されるようにな
る。

【００２０】とくに、設計揚力係数が小さな小型飛行機
においては、前記翼端装置を適用することで得られる誘
導抵抗の低減効果自体が小さくなるが、当該翼端装置を
取り付けることにより発生する干渉抵抗が、誘導抵抗の
低減効果に比し非常に小さいため、当該誘導抵抗の低減
効果が干渉抵抗により減じられることもほとんどない。
すなわち、誘導抵抗の低減効果が有効に活用され、当該
飛行機に作用する総体的な抵抗値が効果的に低減される
ようになる。

【００２１】また、上記各構成において、当該翼端装置
は、その全翼幅において前記主翼と相似の翼型を有して
もよい。

【００２２】このような簡易な構成によっても前記主翼
の誘導抵抗に対抗する推力は有意に発生し、しかも当該
装置の設計や製造が容易に行われるようになる。

【００２３】また、前記前縁の後退角は５０°以上６５
°以下であるのがよい。

【００２４】同構成によれば、誘導抵抗と相反する推力
として作用する水平分力が有意に発生し、且つ、翼端渦
強度の弱化も効果的に図られるようになる。

【００２５】また、前記主翼の翼面に対し、−２０°以
上２０°以下の上反角をなす翼面を有するのがよい。

【００２６】同構成によれば、当該翼端装置と前記主翼
の翼端部との境界部位（接合部位）近傍に発生する干渉
抵抗が最小化され、前記主翼に対し当該航空機の飛行方
向と相反する方向に働く抵抗の総体値が、一層低減され
るようになる。

【００２７】

【発明の実施の形態】以下、本発明にかかる翼端装置を
プロペラ推進の小型飛行機に適用した一実施の形態につ
いて、図面を参照して説明する。

【００２８】図１は、本実施の形態にかかる小型飛行機
の外観を概略的に示す斜視図である。

【００２９】同図に示すように、飛行機１は、操縦室２
を内部に有する胴体３に、主翼４の他、水平尾翼５及び
垂直尾翼６を備えた低翼機である。胴体３の先端部にあ
たる機首３ａには、レシプロエンジン（図示略）により
トルクを得て回転するプロペラ７が備えられており、機
体に推力を付与する。主翼４は、飛行機１の運動を制御
するとともに、機体に揚力を発生させる機能を有する。
また、主翼４の両翼端部４ａには、翼端装置１０が設け
られている。水平尾翼５及び垂直尾翼６は、飛行機１の
運動を制御する他、機体の横揺れや縦揺れに関し適度な
安定性を与える機能を有する。

【００３０】図２は、飛行機１を、主翼４の翼上面に向
かってみた平面図（上視図）である（線分Ｃは、機体の
中心線に相当する）。

【００３１】同図２に示すように、飛行機１の主翼４
は、胴体３との結合部４ｂから翼端部４ａにかけて徐々
に先細った形状を有するテーパ翼である。翼端部４ａに
設けられた翼端装置１０は、主翼４と同一の翼型を有す
る小翼であり、主翼４の翼端部４ａから翼幅方向に延設
される。

【００３２】図３（ａ）は、先の図２に示した飛行機１
の主翼４のうち、一方の翼端装置１０を、この翼端装置
１０が設けられた翼端部４ａと併せ示す拡大図であり、
図３（ｂ）は、図３（ａ）の翼端装置１０及び翼端部４
ａを、主翼４の後縁側からみた図である。なお、図３
（ａ）中に示す一点鎖線Ｐは、翼端装置１０と翼端部４
ａとの境界線（接合部位）に相当し、飛行機１の機体の
中心線Ｃ（図２参照）と平行をなす。

【００３３】先ず、図３（ａ）に示すように、主翼４の
前縁４ｃ（端部Ａ）から後縁４ｄ（端部Ｂ）に亘って形
成される翼端装置１０の外形線１１は、端部Ａから端部
Ｂにかけて前縁（円弧部）１１ａ、前縁（直線部）１１
ｂ、翼端１１ｃ、及び後縁１１ｄに区分される。翼端装
置１０の最前部にあたる円弧部１１ａは、所定の曲率半
径Ｒを有する。円弧部１１ａ後方に続く直線部１１ｂ
は、境界線Ｐと直角をなす線分Ｑに対し所定の角度（以
下、翼端装置１０の後退角という）θをなす。直線部１
１ｂ後方に続く翼端１１ｃは、主翼４の最翼端に位置
し、概ね飛行機１の飛行方向に沿う直線形状を有する。
翼端１１ｃ後方に続く後縁１１ｄは、直線形状の外縁で
あり、主翼４本体の後縁４ｄが、端部Ｂよりそのまま延
長されたかたちをなす。言い換えると、同図３（ａ）の
ように主翼４の平面形を示す平面上で、翼端装置１０の
後縁１１ｄ及び主翼４の後縁４ｄがその境界（端部Ｂ）
においてなす角度は、概ね「１８０°」である。

【００３４】なお、本実施の形態において、翼端装置１
０の付け根部分の長さ（端部Ａ及び端部Ｂ間の距離）Ｌ
ｅと翼端１１ｃの長さＣｅとの関係、円弧部１１ａの曲
率半径Ｒ、及び翼端装置１０の後退角θは、各々以下の
ように設定されている。 Ｃｅ ＝ ０．１３×Ｌｅ …（１） Ｒ ＝ ０．２９×Ｌｅ …（２） θ ＝ ５８° …（３） また、図３（ｂ）に示すように、主翼４の後縁４ｄから
みた場合にも、翼端装置１０は、主翼４の最翼端部とし
て同主翼４本体が端部Ｂよりそのまま延長された形をな
し、翼端装置１０の後縁１１ｄと主翼４本体の後縁４ｄ
とが境界（端部Ｂ）においてなす角度（以下、翼端装置
の上反角という）δは、概ね「０°」である。この角度
δの絶対値は所定値以下に設定してしておくことで、翼
端装置１０の翼面と主翼４の翼面との間に干渉抵抗を発
生させることなく、有害抵抗の最小化を図ることができ
る。

【００３５】次に、このように構成された主翼４の翼端
装置１０の作用について説明する。

【００３６】図４（ａ）、（ｂ）及び（ｃ）は、翼端装
置１０の前縁１１ａ，１１ｂ各部において発生する吹き
上げ現象と、当該吹き上げ現象による推力発生のメカニ
ズムとを説明する模式図である。

【００３７】ここで、図４（ａ）は、任意の検査面（た
だし、翼端装置１０の翼型を含む）Ｓi上を流れる流線
Ｖiと、胴体３側に微小距離Δｙだけ離間し且つ検査面
Ｓiと平行をなす検査面Ｓi-1内を流れる流線Ｖi-1とを
併せ示す斜視図である。なお、この２つの検査面は、図
２中、飛行機１の中心線Ｃを含む中心垂直面に対して平
行に置かれている。また、図４（ｂ）は、図４（ａ）に
示す翼端装置１０を各検査面Ｓi-1，Ｓiに直交する矢指
方向Ｄに向かってみた平面図であり、当該検査面Ｓi-
1，Ｓi上の翼型の周辺に発生する気流の作用を模式的に
示す。さらに図４（ｃ）は、とくに検査面Ｓi上の翼型
周辺に発生する気流と、当該気流に起因して発生する空
気力とを模式的に示す。

【００３８】図４（ａ）及び図４（ｂ）において、飛行
機１の飛行方向前方から、翼端装置１０の前縁に向かっ
て流れ、当該翼端装置の翼幅方向に微小距離Δｙ離れた
二本の平行な気流（流線）Ｖi-1，Ｖiについて考える。
これら流線Ｖi-1，Ｖiは、各々翼端装置１０の前縁に達
すると、当該翼端装置１０の翼上面に向かう上昇流と、
翼下面に向かう下降流とに分流されることとなる。

【００３９】先ず、検査面Ｓi-1上における流線Ｖi-1
は、前縁上の点Ｘi-1において、翼端装置１０の翼上面
に向かう上昇流と、翼下面に向かう下降流（破線）とに
分かれた状態となっている。ところが、Ｘi-1とＸ方向
において同一座標位置にある検査面Ｓi上の点Ｘiを見れ
ば、当該翼端装置１０の前縁１１が所定角より大きな後
退角θを有している為、この時点では、流線Ｖiは未だ
前縁１１に達していない。

【００４０】ここで、航空機用の一般的な翼については
周知のように、前縁における分岐流（上昇流及び下降
流）を比較した場合、下降流に比べ上昇流の方が数倍速
度が大きい。このため、流線Ｖiは流線Ｖi-1の上昇流に
誘引され、翼端装置１０の前縁に達する時点で、既に上
向きの迎え角（吹き上げ角）α_uiを有する気流となる
（吹き上げ現象）。

【００４１】次に、図４（ｃ）に示すように、翼端装置
１０に対して入射する流線（Ｖi）が上向きの吹き上げ
角（入射角）α_uiを有する為、揚力Ｌiは同吹き上げ角
α_uiだけ前縁方向に傾く。よって翼端装置１０は、前縁
方向に働く水平分力ｆi、すなわち推力を得ることとな
る。

【００４２】以上、任意の検査面Ｓiについて発生する
推力ｆiについて説明したが、この推力ｆiを翼端装置１
０の前縁１１の全域に亘り積分したものが翼端装置によ
る発生推力ｆとなる。なお、吹き上げ角α_uiは、翼端１
１ｃに近い部位ほど大きくなる。主翼４本体との境界か
ら翼端１１ｃにかけ、上述した誘引作用が累積されるた
めである。

【００４３】ところで、翼端装置１０が効果的に推力ｆ
を発生するか否かは、概ね外形線１１の形状、とくに翼
端装置１０の後退角θの大きさに依存する。すなわち、
当該後退角θが大きすぎたり、小さすぎたりすると、誘
導抵抗を低減するために有意な効果を発揮する推力を得
ることはできない。本実施の形態にかかる翼端装置１０
の後退角θに「５８°」を採用したことは上述した通り
であり、当該翼端装置１０（飛行機１）については、こ
の程度の後退角θを採用することで誘導抵抗を抑制する
推力ｆを最も効果的に発生させるようになることが認め
られた。

【００４４】ちなみに、こうした後退角θの最適値（範
囲）は当該翼端装置１０の適用される主翼の特性や飛行
状態（例えば、飛行速度）等にもよるが、同翼端装置１
０の適用対象となる航空機が揚力係数が「０．３」以下
の状態で飛行する場合、当該後退角θを「５０°」以上
「６５°」以下の範囲内に設定することで、上記推力ｆ
の発生による誘導抵抗の低減に関し、本実施の形態と同
等若しくはこれに準ずる効果の得られることが発明者に
よって確認されている。

【００４５】また、例えば翼端装置が設けられていない
テーパ翼や矩形翼のように、翼端部の翼弦長が比較的大
きな場合、翼下面から翼上面に向かって回り込む気流が
大量に発生し、強力な翼端渦が形成されて、大きな誘導
抵抗を生じさせることとなる。本実施の形態では、飛行
機１の飛行方向に沿った直線形状の翼端１１ｃの長さＣ
ｅが、翼端装置１０の付け根部分の長さＬｅとの関係に
おいて十分小さく設定されている。このため、上記のよ
うな翼端１１ｃにおいて翼下面から上面に向かって回り
込む気流が少なくなる為、翼端渦の強度が効果的に低減
され、もって誘導抵抗が減少する。

【００４６】さらに、この翼端渦の強度低減効果によ
り、主翼に当たる気流の吹き下ろし作用に起因する揚力
損失も抑制され、揚力（揚力係数）も好適に高められ
る。

【００４７】ちなみに、こうした翼端１１ｃの長さＣｅ
の最適値（範囲）は、主翼及び翼端装置の平面形や翼型
等にもよるが、当該翼端１１ｃの長さＣｅを、翼端装置
１０の付け根部分の長さＬｅとの関係で（０．２５×Ｌ
ｅ）以下となるように設定することで、本実施の形態と
同等若しくはこれに準ずる効果が奏せられることが発明
者により確認されている。

【００４８】また、上述したように、翼端装置１０の翼
型は、その全翼幅において主翼４の翼型と相似の翼型を
有し、且つ捩りのない構成を有している。すなわち、本
実施の形態によれば、簡易な構成によって主翼の誘導抵
抗に対抗する推力を発生させることができるため、誘導
抵抗の低減化が容易に、且つ安価なコストで実現される
ようになる。

【００４９】次に、図５には、本実施の形態に係る翼端
装置１０を備えた航空機主翼（テーパ翼）と、先の従来
技術において説明したウイングレット２０１（図１０参
照）を備えた航空機主翼（テーパ翼）とに関し、揚力係
数ＣLが異なる飛行状態において、各々にどの程度誘導
抵抗の低減効果が得られるか、風洞実験を行うことによ
って比較した結果を示す。なお、同図中において、縦軸
上に示す誘導抵抗係数減少量ΔＣDiは、翼端装置１０
（若しくはウイングレット２０１）を備えた航空機主翼
（テーパ翼）についての誘導抵抗係数ＣDiを、翼端装置
１０及びウイングレット２０１の何れも備えていない航
空機主翼（テーパ翼）についての誘導抵抗係数ＣDiから
減じた値に相当する。また、同じく同図中において、翼
端装置１０を備えた航空機主翼に関する誘導抵抗係数減
少量ΔＣDiは実線で示し、ウイングレット２０１を備え
た航空機主翼に関する誘導抵抗係数減少量ΔＣDiは一点
鎖線で示す。なお、この風洞実験に用いた主翼に関して
は、翼端装置１０を備えた主翼、ウイングレット２０１
を備えた主翼、何れも備えていない主翼とも同一のアス
ペクトレシオを有する。

【００５０】同図５に示すように、揚力係数ＣLが比較
的小さな領域（例えば「ＣDi＜０．３」）においては、
翼端装置１０を採用する航空機主翼の方が、ウイングレ
ット２０１を採用する航空機主翼よりも大きな誘導抵抗
係数減少量ΔＣDi（誘導抵抗の低減効果）を奏する。と
くに、揚力係数ＣLが「０．３」を下回ると、ウイング
レット２０１を採用する航空機主翼では、誘導抵抗係数
減少量ΔＣDiが負の値を示す。言い換えると、揚力係数
ＣLが「０．３」を下回る飛行状態においては、ウイン
グレット２０１を採用することで、却って誘導抵抗が増
してしまうこととなる。

【００５１】これに対し、翼端装置１０を採用する航空
機主翼では、揚力係数ＣLが「０．３」を下回る領域に
おいても、誘導抵抗係数減少量ΔＣDiは正の値に保持さ
れる。すなわち、誘導抵抗の低減に関し有意な効果が奏
されるようになる。

【００５２】なお、先の図３（ｂ）において説明したよ
うに、本実施の形態における翼端装置１０の上反角δは
概ね「０°」となるように設定したが、例えば図６
（ａ）や図６（ｂ）に示すように、「−２０°≦δ≦＋
２０°」の範囲内で正負の上反角δを設けても、翼端装
置１０の翼面と主翼４の翼面との間に有意な干渉抵抗を
発生させることなく、本実施の形態に準ずる効果を奏す
ることができる。

【００５３】さらに、図７（ａ）や図７（ｂ）に示す翼
端装置１０’若しくは翼端装置１０''のように、主翼４
の平面形を示す平面上で、翼端装置１０’（１０''）の
後縁１１ｄ’（１１ｄ''）と、主翼４の後縁４ｄとがそ
の境界（端部Ｂ）においてなす角度を、「１８０°」以
下、或いは「１８０°」以上に設定しても、本実施の形
態に準ずる効果を奏することはできる。

【００５４】また、本実施の形態にかかる翼端装置１０
では、前縁部（円弧部）１１ａの曲率半径Ｒを翼端装置
１０の付け根部分の長さＬｅとの関係で、（０．２９×
Ｌｅ）となるように設定した。こうした前縁部（円弧
部）１１ａの曲率半径Ｒの最適値（範囲）は、主翼及び
翼端装置の平面形や翼型等にもよるが、当該前縁部（円
弧部）１１ａの曲率半径Ｒを、（０．１１×Ｌｅ）以上
となるように設定することで、本実施の形態と同等若し
くはこれに準ずる効果を奏することはできる。

【００５５】また、本実施の形態において、翼端装置１
０の翼型は、その全翼幅において主翼４の翼型と相似の
翼型を有し、且つ捩りのない構成を有することとした。
このような簡易な構成によっても主翼の誘導抵抗に対抗
する推力は有意に発生し、しかも当該装置の設計や製造
が容易に行われるが、例えば主翼の揚力特性や失速特性
を変更すべく翼端装置の翼幅方向各部位おける翼型を変
更したり、捩りを加えてもよい。

【００５６】また、本実施の形態では、テーパ翼を主翼
として備える航空機（飛行機）に本発明の翼端装置を適
用することとしたが、矩形翼やセミテーパ翼等、テーパ
翼以外の翼を主翼として備える航空機に本発明を適用し
てもよい。さらに、本実施の形態では、低翼機に本発明
の翼端装置を適用することとしたが、中翼機や高翼機等
に本発明を適用してもよい。

【００５７】また、本実施の形態では、本発明を小型飛
行機１に適用することとしたが、飛行状態（とくに巡航
状態）において比較的小さな揚力係数（例えば「０．
３」以下）を得る他の航空機に適用してもよい。

【００５８】また、船舶に設けられる翼、例えば水中翼
船の水中翼や、潜水艦の水平翼の翼端に本発明を適用す
ることもできる。

【００５９】

【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
翼端装置の前縁部に当たる気流の吹き上げ現象により、
翼に作用する揚力が航空機の進行方向に傾き、その水平
分力が前記主翼の誘導抵抗に対抗する推力として機能す
る。また、同翼端装置の前縁部の所定角より大きな後退
角を有していることにより、翼端の翼弦長が短く形成さ
れることになり、翼下面から上面に向かって回り込む気
流の量が低減して翼端渦自体の強度が弱まる。すなわ
ち、翼端渦に起因する誘導抵抗も低減する。

【００６０】従って、実質上、主翼に作用する誘導抵抗
値の低減が図られることになる。

【００６１】さらに、当該翼端装置の前記主翼に対する
取り付け上反角が小さい為、その接合部位近傍に発生す
る干渉抵抗が非常に小さくなり、前記主翼に作用する抵
抗の総体値が一層低減されるようになる。

【００６２】とくに、設計揚力係数が小さな小型飛行機
においては、前記翼端装置を適用することで得られる誘
導抵抗の低減効果自体が小さくなるが、当該翼端装置を
取り付けることにより発生する干渉抵抗は誘導抵抗の低
減効果に比し非常に小さいため、当該翼端装置による誘
導抵抗低減効果が減じられることなく有効に機能するよ
うになる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施の形態にかかる小型飛行機の外
観を概略的に示す斜視図。

【図２】同実施の形態にかかる飛行機をその主翼の翼上
面に向かってみた平面図。

【図３】同実施の形態にかかる翼端装置と、その翼端装
置が設けられた主翼の翼端部とを併せ示す拡大図。

【図４】同実施の形態にかかる翼端装置について、前縁
部における吹き上げ現象による推力発生のメカニズムを
説明する模式図。

【図５】揚力係数と誘導抵抗の低減効果との関係を示す
グラフ。

【図６】同実施の形態にかかる翼端装置の変形例を示す
略図。

【図７】同実施の形態にかかる翼端装置の変形例を示す
略図。

【図８】航空機の主翼翼端に翼端渦が形成される様子を
模式的に示す略図。

【図９】従来の翼端装置を概略的に示す斜視図。

【図１０】従来の翼端装置を概略的に示す斜視図。

【符号の説明】

１ 小型飛行機（航空機） ２ 操縦室 ３ 胴体 ３ａ 機首 ４ 主翼 ４ａ 翼端部 ４ｂ 結合部 ４ｃ 前縁 ４ｄ 後縁 ５ 水平尾翼 ６ 垂直尾翼 ７ プロペラ １０ 翼端装置 １１ 翼端装置（外形線） １１ａ 翼端装置前縁（円弧部） １１ｂ 翼端装置前縁（直線部） １１ｃ 翼端装置翼端 １１ｄ 翼端装置後縁 １０１，２０１ ウイングレット

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 航空機の主翼の翼端に延設される後退翼
   状の翼端装置であって、 所定角以上の後退角をなす前縁を有してなることを特徴
   とする航空機の翼端装置。
2. 【請求項２】 前記前縁の後退角は５０°以上６５°以
   下であることを特徴とする請求項１記載の航空機の翼端
   装置。
3. 【請求項３】 前記主翼の翼面に対し、−２０°以上２
   ０°以下の上反角をなす翼面を有してなることを特徴と
   する請求項２又は３記載の航空機の翼端装置。