JP2013212834A - 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法 - Google Patents

Abstract

【課題】翼の撓みを増加させずに翼の誘導抗力を減少させることができるウィングレットシステムを提供する。
【解決手段】航空機１０の翼用のウイングレットシステムが、翼端に装着された上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００を備え得る。下側ウイングレットは、地上静止荷重を翼が受けたとき静止位置を有し得る。下側ウイングレットは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲すると、下側ウイングレットが静止位置から飛行中の位置へ移動し、その結果、翼に相対翼幅増加が生じるように構成され得る。
【選択図】図２

Description

本開示は、一般に空気力学に関し、より詳細には、航空機の翼などのための翼端装置に関する。

誘導抗力は、翼が空気中を移動するとき、揚力の発生に際し空気の方向を変えることによって、航空機の翼により発生する。空気の方向変化は、翼の下面に沿ってほぼ外弦方向に翼端に向かう翼幅方向の流れを含み、次いで翼端で、その空気は、翼端を越えて上方に流れる。翼端を越えた流れは、翼上の空気の翼弦方向の流れと合流し、その結果、翼端渦を形成する。翼端渦には、翼の後縁によって放出される他の渦が加わる。翼から尾を引く渦の吹き下しが、翼の有効迎角を減少させ、その結果、発生揚力の減少に至る。

ウイングレットは、翼の後縁の長さを有効に増加させることなどによって誘導抗力の悪影響を減少させる手段をもたらす。後縁の長さを有効に増加させることにより、誘導抗力による損失を減少可能な渦の分布を外へ広げることができる。この点で、ウイングレットは、誘導抗力の著しい減少を実現することができ、それにより、航空機の性能を改善することができる。さらに、ウイングレットは、翼の前縁の長さを増加させずに、有効に後縁の長さを増加させることができる。加えて、従来の方式で翼端を延長することによって翼幅を増加させる代わりに、翼にウイングレットを追加することによって、前縁の揚力増強装置（たとえば、スラット、クルーガフラップ）の長さを延ばすことに関する重量、コストおよび複雑さの増加さを回避することができる。

しかし、従来のウイングレットは、翼端での空力荷重を増加させ、それによって、高揚力状態では翼の撓みが増加する結果になり得る。翼撓みの増加は、翼構造の強化または高剛性化を必要とし、それは、重量を増加させ、ウイングレットによってもたらされる抗力減少の利点を相殺しかねない。さらに、従来のウイングレットの重心は、翼の捩り軸から比較的遠い距離に位置し、それは、翼のフラッタ特性に影響することがある。従来のウイングレットの慣性作用を打ち消す試みとして、翼端の前縁にバラストを加えることができる。残念ながら、バラストの付加は、ウイングレットによってもたらされる抗力減少の利点をある程度相殺しかねない。従来のウイングレットは、また、低速度を含む高負荷状態で生じることがある流れの剥離による空力効率の低下を被ることがある。

理解され得るように、当技術分野では、翼の撓みを増加させずに翼の誘導抗力を減少させることができる翼端装置に対する必要性が存在する。さらに、当技術分野では、翼のフラッタ特性への影響を最小限に抑える翼端装置に対する必要性が存在する。さらに、当技術分野では、翼のフラッタ特性へのウイングレットの慣性作用を克服するバラストの付加を必要としない翼端装置に対する必要性が存在する。

従来のウイングレットに関する上記に指摘した１つまたは複数の必要性のいずれも、翼端に装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを備える航空機翼用ウイングレットシステムを提供する本開示によって、具体的に対処され改善される。下側ウイングレットは、地上静止荷重を翼が受けたとき静止位置を有し得る。下側ウイングレットは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲すると、下側ウイングレットが静止位置から飛行中の位置へ移動し、その結果、翼に相対翼幅増加が生じるように構成することができる。

また、１対の翼を有し、各翼が翼端を有する航空機が開示されている。航空機は、それぞれの翼端に装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを備え得る。下側ウイングレットは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲すると翼に相対翼幅増加が生じるように寸法が決められ且つ配向される。

さらに別の実施形態では、翼に上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを設けるステップを含む航空機の性能を向上させる方法が開示される。下側ウイングレットは、地上静止荷重を翼が受けたとき静止位置を有し得る。その方法は、約１ｇの飛行荷重下で翼を上方へ撓曲させることをさらに含み得る。さらに、その方法は、翼の上方への撓曲に際し、下側ウイングレットを静止位置から飛行中の位置へ移動させることを含み得る。その方法は、また、下側ウイングレットを静止位置から飛行中の位置へ移動させるとき、翼に相対翼幅増加を生じさせることを含み得る。

ウイングレットシステムは、翼に装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを備えることができ、下側ウイングレットは、地上静止荷重を翼が受けたとき静止位置を有し、下側ウイングレットは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲すると、下側ウイングレットが静止位置から飛行中の位置へ移動し、その結果、翼に相対翼幅増加が生じるように構成されている。ウイングレットシステムは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲しているとき、約１５度以上の下半角で配向される下側ウイングレットを備え得る。

上側ウイングレットは、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲しているとき、少なくとも約６０度の上半角で配向され得る。

ウイングレットシステムは、圧力中心を有する下側ウイングレットを備えることができ、翼は翼捩り軸を有し、下側ウイングレットの圧力中心は翼捩り軸の後方に位置する。ウイングレットシステムは、翼端翼弦をもつ翼端を有する翼を備えることができ、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットはそれぞれ根元翼弦を有し、上側ウイングレット根元翼弦および下側ウイングレット根元翼弦は、それぞれ、翼端翼弦の少なくとも約５０パーセントの長さを有する。上側ウイングレット根元翼弦および下側ウイングレット根元翼弦は、それぞれ、翼端翼弦の長さの約６０〜１００パーセントの長さを有し得る。

ウイングレットシステムは、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットそれぞれとの翼端の連結箇所に装着された前縁根元グローブを有する上側ウイングレットおよび下側ウイングレットの少なくとも１つを有し得る。下側ウイングレットは、上側ウイングレットの長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有し得る。上側ウイングレットおよび下側ウイングレットは、約０．１５〜０．５０の範囲の先端翼弦対根元翼弦のテーパ比を有し得る。上側ウイングレットおよび下側ウイングレットは、約２０〜７０度の前縁後退角を有し得る。

翼は翼捩り軸を有しることができ、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットは、組合せウイングレット面積と、翼捩り軸から縦軸方向に偏位して位置する組合せ重心とを有し、上記縦軸方向偏位が、組合せウイングレット面積と実質的に等しいウイングレット面積を有し、上側ウイングレットの前縁後退角と実質的に等しい前縁後退角を有する単独の上側ウイングレットの重心の縦軸方向偏位より小さくなるように、上側ウイングレットおよびウイングレットは構成されている。

本発明の一実施形態は、翼端をそれぞれが有する１対の翼と、翼端のそれぞれに装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットとを備え、下側ウイングレットが、約１ｇの飛行荷重下で翼が上方へ撓曲すると翼に相対翼幅増加が生じるように寸法が決められ且つ配向される航空機を備える。

航空機の性能を向上させる一方法は、翼に上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを設けるステップであって、翼が地上静止荷重を受けるとき下側ウイングレットが静止位置を有するステップと、約１ｇの飛行荷重下で翼を上方へ撓曲させるステップと、翼の上方への撓曲に際し、下側ウイングレットを静止位置から飛行中の位置へ移動させるステップと、下側ウイングレットを静止位置から飛行中の位置へ移動させるとき、翼に相対翼幅増加を生じさせるステップと含み得る。その方法は、また、約１ｇの飛行荷重に際し、下側ウイングレットを上方に撓曲するステップと、下側ウイングレットの上方への撓曲に際し、有効翼幅を増加させるステップとをさらに含み得る。

さらに性能を向上させるために、その方法は、翼の上方への撓曲に際し、約１５度以上の下半角で下側ウイングレットを配向するステップを含み得る。その方法は、翼の上方への撓曲の際、少なくとも約６０度の上半角で上側ウイングレットを配向するステップをさらに含み得る。空力性能を向上するために、その方法は、圧力中心が翼捩り軸の後方になるように下側ウイングレットを配置するステップと、突風荷重に際し、下側ウイングレットの揚力を増加させるステップと、下側ウイングレットの揚力の増加を受けて翼端に機首下げモーメントを加えるステップとをさらに含み得る。効率を向上するために、その方法は、翼端空力荷重を上側ウイングレットと下側ウイングレットとの間に分割するステップであって、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットが、それぞれ、翼端翼弦の少なくとも約５０パーセントの長さをもつ根元翼弦を有するステップをさらに含み得る。性能を改善するために、その方法は、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットの少なくとも１つに前縁根元グローブを使用することによって、航空機の有害抗力を最小限に抑えるステップをさらに含み得る。空力性能を向上するために、その方法は、上側ウイングレットおよび下側ウイングレットに、組合せウイングレット面積と、翼捩り軸から縦軸方向に偏位する組合せ重心とを設定するステップと、組合せウイングレット面積と実質的に等しいウイングレット面積を有し、且つ上側ウイングレットの前縁後退角と実質的に等しい後退角を有する単独の上側ウイングレットの重心の縦軸方向偏位より小さな量だけ、組合せ重心を縦軸方向に偏位させることによって、翼のフラッタを低減させるステップとをさらに含み得る。

今まで論じられてきた特徴、機能、および利点は、本開示の様々な実施形態において単独で達成することができ、またはさらに他の実施形態に組み合わせてもよく、それらのより詳細は、以下の説明および添付図面を参照して理解することができる。

本開示のこれらおよび他の特徴は、全体を通して類似の番号は類似の部品を示す諸図面を参照することによりさらに明らかになる。

翼の各翼端に装着されたウイングレットシステムを有する航空機の透視図である。 各翼端に装着されたウイングレットシステムが備える上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを示す、航空機の前視図である。 図２の線３に沿って視た１つのウイングレットシステムの側視図であり、翼端に装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを示す図である。 図３の線４に沿って視た上側ウイングレットの上視図であり、上側ウイングレットに適宜取り入れることができる捩り角または捩り下げを示す図である。 図３の線５に沿って視た下側ウイングレットの上視図であり、下側ウイングレットに適宜取り入れることができる捩り角を示す図である。 治具形状、下方に撓曲した地上静止荷重形状、および上方に撓曲した１ｇの飛行荷重（たとえば１ｇの翼荷重）形状における１つの翼の概略前視図である。 図６に示した３つの異なる形状における翼に関する上側および下側ウイングレットの相対位置の概略図である。 翼が地上静止荷重を受けている静止位置から、翼が約１ｇの飛行荷重を受けている飛行中の位置まで各翼端上の下側ウイングレットが移動するところを示し、下側ウイングレットが静止位置から飛行中の位置まで移動することに応じて生じる有効翼幅の増加をさらに示す航空機の前視図である。 翼の捩じり軸から縦軸方向に偏位して位置する重心を有する単独の上側ウイングレットの実施形態の側視図である。 上側と下側ウイングレットの組合せにより、単独の上側ウイングレットにおける捩り軸に対するより大きな縦軸方向偏位に比較して、減少した縦軸方向偏位で組合せ重心が位置することになり、それによって、有利には、翼のフラッタへのウイングレットシステムの慣性効果が最小限に抑えられる、本明細書に開示されたウイングレットシステムの側視図である。 上側ウイングレットおよび下側ウイングレットの後縁が、翼の後縁とほぼ位置が揃っているウイングレットシステムの別の実施形態の側視図である。 上側ウイングレットおよび下側ウイングレットのそれぞれへの翼端の連結箇所に装着された前縁根元グローブを有するウイングレットシステムのさらに別の実施形態の側視図である。 下側ウイングレットの比較的大きい後退角、および下側ウイングレットの比較的小さい下半角によって翼捩り軸の後方に配置された、下側ウイングレットの圧力中心を示すウイングレットシステムの実施形態の透視図である。 図１３の線１４に沿って視たウイングレットシステムの側視図であり、突風荷重に応答する下側ウイングレットの揚力の増加を受けて翼端に加わる機首下げモーメントを示す図である。 航空機を操縦する方法に含まれ得る１つまたは複数の操作を有するフロー図である。

ここで、本開示の様々な実施形態を例示するために示されている図面を参照すると、図１に示されているのは、胴体１２を有する航空機１０の透視図である。胴体１２は、乗客および航空機搭乗員のためにキャビンを備え得る。胴体１２は、航空機１０の前端部２４の機首から、胴体１２の後端部２６の尾部１８まで延在し得る。尾部１８は、航空機１０を制御するための垂直安定板２２および／または水平安定板２０などの１つまたは複数の尾翼面を備え得る。航空機１０は、１対の翼５０と、１つまたは複数の推進ユニット１６と、機首および主着陸装置１４（図２）とをさらに備え得る。翼５０は、本明細書に開示される１つまたは複数のウイングレットシステム９８を備え得る。各ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００を備えることができ、それらは、翼５０の翼端５６に装着することができる。

本開示のウイングレットシステム９８が、図１に示される胴体と翼からなる航空機１０のような固定翼旅客航空機１０の場合について説明されているが、様々なウイングレットシステム９８の実施形態のいずれも、それに限定されることなく、いずれの構成のいずれの航空機にも適用することができることに留意されたい。たとえば、ウイングレットシステム９８は、任意の民間、商用、または軍用航空機にも適用することができる。さらに、本明細書に開示されたウイングレットシステム９８の実施形態は、別の航空機構成に適用することができ、図１に示された胴体と翼からなる航空機１０に限定されない。たとえば、開示された実施形態は、ハイブリッドウイングボディ航空機またはブレンデッドウイング航空機に適用することができる。

ウイングレットシステム９８は、また、翼５０以外の空力面または揚力面に適用することもできる。たとえば、ウイングレットシステム９８は、カナード、水平安定板のような制御面、または誘導抗力の悪影響を緩和しかつ／または空力性能を向上することが望まれるあらゆる他の揚力面に適用することができる。有利には、本明細書に開示された上側および下側ウイングレット１００、２００は、比較的長い根元翼弦ならびに比較的大きい後退角および／またはテーパを有する比較的大きい寸法で実現することができる。下側ウイングレット２００は、有利には、翼５０が、巡航中、約１ｇの飛行荷重７８（図６）下などで空力弾性的に上方へ撓曲したとき、有効翼幅８０（図８）を増加させる比較的限定された量の下反角２２４（図８）によって設けられる。さらに、下側ウイングレット２００は、また、約１ｇの飛行荷重７８下で空力弾性的に上方へ撓曲するように構成することができ、その結果、相対翼幅増加８４（図７）を生じることができ、図６〜８に示され、より詳細に以下に説明されるように、翼５０の有効翼幅８０（図７）を増加させる方向に寄与することができる。有利には、翼５０の上方への撓曲および／または下側ウイングレット２００の上方への撓曲により有効翼幅８０を増加させることによって、航空機１０の揚抗性能を向上させることができる。

図１において、ウイングレットシステム９８の航空機１０への設置は、縦軸２８、横軸３０、垂直軸３２を有する座標システムに関して定めることができる。縦軸２８は、前端部２４と後端部２６との間の胴体１２のほぼ中心を通って延在するものとして定めることができる。横軸３０は、縦軸２８に対して直交して方向付けることができ、胴体１２の中心に対して外弦方向にほぼ翼５０に沿って延在し得る。垂直軸３２は、縦軸２８および横軸３０に対して直交して方向付けることができる。図１に示される航空機１０の翼５０のそれぞれは、根元翼弦５４を有する翼根５２から先端翼弦５８を有する翼端５６まで延在し得る。各翼５０は、上面６４および下面６６を有することができ、翼前縁６０および翼後縁６２を備え得る。図示の実施形態では、翼前縁６０は、翼後退角６８で形成することができる。各翼５０は、上半角７０で上方に延出することができる。ただし、ウイングレットシステム９８を装着することができる翼５０は、任意の幾何学形状で設けることができ、図１に示された航空機１０に関する上記の構成に限定されない。

図２は、着陸装置１４によって支持されている航空機１０の前視図であり、各翼の翼端５６に装着されたウイングレットシステム９８を示す。翼５０は、航空機１０の製造中に組立工具によって翼５０が制約を受けるときに生じ得るような、翼５０が比較的直線的である治具形状７４（図６）で示されている。一例では、治具形状（たとえば治具形状７４−図６）は、弾性部材（たとえば翼５０）の平衡状態（たとえば無負荷状態）として定めることができる。より詳細に以下に示すように、航空機１０が着陸装置１４によって支持されているとき、翼５０は、翼５０の質量、推進ユニット１６の質量、および／または翼５０によって支持されている他のシステムの質量に働く重力による地上静止荷重７６（図６）を受けて、通常、僅かに下方に撓曲した形状を取り得る。

各翼端５６は、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００を備えるウイングレットシステム９８を具備することができる。上側ウイングレット１００は、翼端５６で翼５０に固定されまたは他の方法で接合される上側ウイングレット根１０２を有することができる。上側ウイングレット１００は、上側ウイングレット先端１０６に向かう比較的直線的な部材として延出することができる。同様に、下側ウイングレット２００は、翼端５６で翼５０に固定され得る下側ウイングレット根２０２を有することができる。一実施形態では、下側ウイングレット根２０２は、翼端５６で上側ウイングレット根１０２と交差または結合し得る。下側ウイングレット２００は、下側ウイングレット先端２０６に向かう比較的直線的な部材として延出することができる。ただし、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００は、非直線的な形状で設けることができ、且つ湾曲形状または自由輪郭形状を有していてもよく、さらに、直線形状、湾曲形状、および自由輪郭形状の組合せを有していてもよい。

上側ウイングレット１００は、上側ウイングレット根１０２から上側ウイングレット先端１０６まで延在する上側ウイングレット長さ１１８（たとえば部分翼幅）を有し得る。図示の実施形態では、上側ウイングレット長さ１１８は、下側ウイングレット２００の下側ウイングレット長さ２１８より長くてもよい。一実施形態では、下側ウイングレット２００は、上側ウイングレット１００の上側ウイングレット長さ１１８の少なくとも約５０パーセントの下側ウイングレット長さ２１８を有し得る。別の実施形態では、下側ウイングレット２００は、上側ウイングレット１００の上側ウイングレット長さ１１８の約５０〜８０パーセントの範囲の下側ウイングレット長さ２１８を有し得る。商用輸送航空機１０の一実施形態では、上側ウイングレット１００は、約５０〜１５０インチの上側ウイングレット長さ１１８で設けることができる。たとえば、上側ウイングレット１００は、９０〜１１０インチの上側ウイングレット長さ１１８で設けることができる。下側ウイングレット長さ２１８は、下側ウイングレット根２０２から下側ウイングレット先端２０６まで延出することができ、約３０〜１００インチの下側ウイングレット長さ２１８で設けることができる。たとえば、下側ウイングレット２００は、約５０〜７０インチの下側ウイングレット長さ２１８で設けることができる。ただし、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、任意の長さで設けることができ、上記の長さ範囲に限定されない。さらに、図示されていないが、ウイングレットシステム９８は、下側ウイングレット２００が上側ウイングレット１００より長い実施形態で設けることができる。さらに、１つまたは複数の実施形態では、下側ウイングレット１００は、下側ウイングレット先端２０６が、下記のように、ゲート翼幅制限３８（図６）とロールおよびピッチ間隙線４２（図６）とのほぼ交点に位置するように構成することができる。

図３に、翼５０の翼端５６に装着されたウイングレットシステム９８の側視図が示される。上側ウイングレット根１０２は、翼−上側ウイングレット連結箇所１５０で翼端５６に結合されている。同様に、下側ウイングレット根２０２は、翼−下側ウイングレット連結箇所１５２で翼端５６に結合されている。例示では、上側ウイングレット根１０２と下側ウイングレット根２０２とはそれぞれ、翼端５６の上側部分と下側部分とに装着されているところを示しているが、ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレット１００が、上側ウイングレット−下側ウイングレット連結箇所１５４で、少なくとも部分的に下側ウイングレット２００と交差するように構成することができる。これに関し、上側ウイングレット根１０２と下側ウイングレット根２０２とは、相互にいかなる垂直位置でも翼端５６に装着することができる。さらに、本開示の諸図は、上側ウイングレット根１０２と下側ウイングレット根２０２とが、上側ウイングレット根１０２および下側ウイングレット根２０２の翼端５６との連結箇所において、互いにほぼ整列しているように示しているが、上側ウイングレット根１０２は、上側ウイングレット根１０２が下側ウイングレット根２０２の前方に位置するように翼端５６と結合される。別の方法では、下側ウイングレット根２０２は、下側ウイングレット根２０２が上側ウイングレット根１０２の前方に位置するように、翼端５６と結合される。これに関し、上側ウイングレット根１０２は、上側ウイングレット前縁１１０が下側ウイングレット前縁２１０の前方に位置するように、またはその逆に、翼端５６と結合される。同様に、上側ウイングレット根１０２は、上側ウイングレット後縁１１２が下側ウイングレット後縁２１２の前方に位置するように、またはその逆に、翼端と結合される。

さらに、本開示は、上側ウイングレット根１０２と下側ウイングレット根２０２とが、横方向に（たとえば、横軸３０に平行な方向に沿って−図２）ほぼ互いに位置が揃っているように例示しているが、上側ウイングレット根１０２（図３）と下側ウイングレット根２０２（図３）とは、上側ウイングレット根１０２が下側ウイングレット根２０２より外弦側に（たとえば、翼根５２からより遠くに−図１）配置されるように、翼端５６と結合することができる。あるいは、下側ウイングレット根２０２は、上側ウイングレット根１０２より外弦側に配置することができる。これに関し、翼端５６は、翼根５２（図１）から翼端５６（図１）までの翼５０の長さの最も外側のほぼ１０パーセントとして定めることができる。上側ウイングレット根１０２および下側ウイングレット根２０２は、翼端５６の最も外側の末端で翼５０に結合されることに限定されない。たとえば、上側ウイングレット１００の上側ウイングレット根１０２および下側ウイングレット２００の下側ウイングレット根２０２は、航空機１０（図８）の両側に配置された翼端５６（図８）上の両下側ウイングレット２００（図８）が、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８（図８）を受けたとき有効翼幅８２（図８）を定めるように任意の位置で翼（複数可）５０に結合することができる。一実施形態では、上側ウイングレット根１０２および／または下側ウイングレット根２０２は、翼端５６の最も外側の末端から翼５０の長さの最も外側の１０パーセント位置までの任意の位置で、翼５０と結合することができる。

図３では、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、後傾することが可能であり、さらに、対応する根元翼弦１０４、２０４に対して先端翼弦１０８、２０８がテーパ比を有するように形成される。一実施形態では、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００のテーパ比は、約０．１５〜０．５０の範囲とすることができる。たとえば、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００のテーパ比は、約０．２０〜０．２５の範囲とする。ただし、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００は、０．１５〜０．５０の範囲を外れるテーパ比によって形成することもでき、そのテーパ比は、以下に示すように所望の荷重分布を得るために上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００に適宜与えることができる捩り角１２２または捩り下げと関連して選択することができる。

上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、それぞれ前縁１１０、２１０および後縁１１２、２１２を有する。一実施形態では、上側ウイングレット前縁１１０および／または下側ウイングレット前縁２１０の翼端５６との交点は、翼端５６での翼前縁６０の後方に位置付けることができ、それにより、ある飛行状態での流れの剥離を最低限に抑えることができる。図３に示される実施形態では、上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００とは、上側ウイングレット前縁１１０が翼前縁６０の後方の位置で下側ウイングレット前縁２１０と交差するように、構成されている。上側ウイングレット前縁１１０および／または下側ウイングレット前縁２１０の翼端５６との交点を、翼前縁６０とほぼ一致させ、またはその近傍に配置することが考えられる。上側ウイングレット後縁１１２および／または下側ウイングレット後縁２１２は、図３の実施形態に示されるように、翼後縁６２の前方の位置で翼端５６と結合しまたは交差することができる。ただし、上側ウイングレット後縁１１２および／または下側ウイングレット後縁２１２は、翼後縁６２よりさらに後方の位置では、翼端５６と結合または交差することはできない。

またさらに、代替実施形態では、ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレット後縁１１２および／または下側ウイングレット後縁２１２が、以下に示すように、翼後縁６２とほぼ一致する位置、または翼後縁６２の大略後方の位置で翼端５６と交差することができるように設けることができる。本明細書に開示されているいずれの実施形態でも、ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレットの根元翼弦１０４および／または下側ウイングレットの根元翼弦２０４が、翼端翼弦５８より長くなり得るように構成することができる。さらに、ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレットの根元翼弦１０４および／または下側ウイングレットの根元翼弦２０４が、翼端翼弦５８より短くなり得るように構成することができる。一実施形態では、ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレットの根元翼弦１０４および／または下側ウイングレットの根元翼弦２０４の一部分が、翼前縁６０の前方へ延出するように構成することができる。同様に、ウイングレットシステムは、上側ウイングレットの根元翼弦１０４および／または下側ウイングレットの根元翼弦２０４の一部分が、翼後縁６２の後方へ延出するように構成することができる。

図３では、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００それぞれが翼端５６に結合する位置に、根元翼弦１０４、２０４をそれぞれ有する。翼端５６は翼端翼弦５８を有する。ウイングレットシステム９８は、上側ウイングレット根元翼弦１０４が、翼端翼弦５８の長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有するように構成することができる。同様に、下側ウイングレット２００は、下側ウイングレット根２０２の翼弦が、翼端翼弦５８の長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有するように構成することができる。一実施形態では、上側ウイングレット根元翼弦１０４および／または下側ウイングレット根元翼弦２０４が、それぞれ翼端翼弦５８の長さの約６０〜１００パーセントの範囲またはそれ以上の長さを有し得る。上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００の比較的長い根元翼弦から生じる付加的有害抗力を、翼端５６への上側ウイングレット１００の連結箇所１５０および／または翼端５６への下側ウイングレット２００の連結箇所１５２に前縁根元グローブ１３８、２３８（図１２）を備えることによって、緩和することができる。

前縁根元グローブ１３８、２３８は、下記のように、上側および下側ウイングレット根元翼弦１０４、２０４の長さがそれぞれの上側および下側ウイングレット先端１０６、２０６までの全体に及ぶとする必要性を回避することによって、翼端５６とそれらの連結箇所で比較的長い上側および下側ウイングレット根元翼弦１０４、２０４によって生成される付加的有害抗力を最小限に抑えることができる。有利には、上側ウイングレット根元翼弦１０４および／または下側ウイングレット根元翼弦２０４が翼端翼弦５８の長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有するように上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００の寸法を決めることにより、単独のウイングレット２８０（図９）が翼端５６の空力荷重全体を担持するために設けられる構成とは対照的に、翼端５６の空力荷重を、上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００との間で分割することができる。

１．０の断面揚力係数を有し、且つ上側ウイングレット根元翼弦１０４および下側ウイングレット根元翼弦２０４の長さが翼端翼弦５８の長さと実質的に等しいことを特徴とする翼端５６について、図３の実施形態の一例では、上側ウイングレット根１０２が０．５の断面揚力係数を受け持ち、下側ウイングレット根２０２が０．５断面揚力係数を受け持つ。対照的に、下側ウイングレット無しに、単独の上側ウイングレット２８０（図９）が設けられている構成では、単独の上側ウイングレット２８０は、１．０の断面揚力係数全体を受け持つ。単独の上側ウイングレット２８０におけるより高い断面揚力係数は、巡航および／または高揚力状態で生じるように流れの剥離をより起こしやすくなる。そのような流れの剥離は、単独の上側ウイングレット２８０の効果を結果的に減少させ、バフェットまたは他の望ましくない特性に至ることもある。単独の上側ウイングレット２８０に代わる、本開示の上側および下側ウイングレット１００、２００の組合せのさらに別の利点は、単独の上側ウイングレット２８０では、翼が１ｇの翼荷重を受けて上方に撓曲したとき、単独の上側ウイングレット先端は内側へ（たとえば、機体の反対側の翼に装着された反対側の上側ウイングレット先端に向かって）移動するので、翼幅の有効な増加を実現し得ないことである。

図４は、翼端５６に装着された上側ウイングレット１００の上視図である。上側ウイングレット前縁１１０は、約２０〜７０度の前縁後退角１１４で配向される。図４および５の後退角１１４、２１４は、航空機１０（図１）の横軸３０（図１）に対して測定することができる。上側ウイングレット前縁１１０は、適宜、２０〜７０度の範囲を外れる前縁後退角１１４で提供される。図４は、上側ウイングレット１００に適宜取り入れることができる上側ウイングレット捩り角１２２または捩り下げをさらに示す。捩り角１２２は、上側ウイングレット１００に沿う荷重分布を制御する手段として、上側ウイングレット１００に取り入れることができる。図４において、上側ウイングレット１００に沿う任意の点の上側ウイングレット捩じり角１２２は、上側ウイングレット根１０２の下面の入射角を表す根元翼弦下面基準線１０５に対して定めることができる。一実施形態では、上側ウイングレット１００は、約−７度までの上側ウイングレット捩り角１２２によって形成でき、上側ウイングレット先端１０６は、上側ウイングレット根１０２より大きな負の入射角で配向できる。たとえば、上側ウイングレット１００は、約−３〜−５度の上側ウイングレット捩り角１２２で提供される。上側ウイングレット根１０２から上側ウイングレット先端１０６までの間、上側ウイングレット捩り角１２２は、上側ウイングレット長さ１１８に沿って一定の割合を有し得る。ただし、上側ウイングレット捩り角１２２は、上側ウイングレット長さ１１８に沿って割合を変化させて適用されてもよい。

図５は、翼端５６に装着された下側ウイングレット２００の上視図である。前縁後退角２１４は２０〜７０度の範囲より大きくても小さくてもよいが、下側ウイングレット前縁２１０は、約２０〜７０度の比較的大きい前縁後退角２１４で配向され得る。有利には、下側ウイングレット２００の比較的大きい前縁後退角２１４は、下側ウイングレット２００に、下側ウイングレット２００の圧力中心２３０（図１４）を翼５０の捩り軸７２（図１４）から比較的離れた後方に設置する傾斜した配置を提供する。より詳細に以下に説明されるように、突風４６（図１４）など、ある飛行状態では、下側ウイングレット２００の圧力中心２３０を翼５０の捩り軸７２の後方の点に位置付けることによって、有利には、捩り軸７２（図９）の周りの機首下げ方向に翼端５６を有効に回転させる機首下げモーメント２５０（図１４）がもたらされ、翼端５６での有効入射角４８（図１４）を一時的に減少させる。翼端５６での有効入射角４８が減少することによって、そうでなければ翼５０に負荷される曲げ荷重が減少する。

さらに、下側ウイングレット２００の比較的厚い前縁の翼型（図示せず）と組み合わされた下側ウイングレット２００の比較的大きい前縁後退角２１４は、良好な形の安定な渦（図示せず）を下側ウイングレット２００に発生させ、それによって、低速、高揚力状態での流れの剥離およびバフェットの可能性を減らすことができる。上側ウイングレット１００に関して上記に示したように、下側ウイングレット２００にも捩り角２２２を与えることができる。図５において、下側ウイングレット２００上の任意の点の下側ウイングレット捩り角２２２も、下側ウイングレット根２０２の下面の入射角を表す線である根元翼弦下面基準線２０５に対して定めることができる。下側ウイングレット２００には、約−３〜−４度の捩り角２２２など、約−７度までの捩り角２２２が提供され、それは、下側ウイングレット２００の長さに沿う荷重分布を制御する手段を提供することができる。

図６は、上側および下側ウイングレット１００、２００の寸法および配向を規定する制約を示す３つの異なる形状の１つにおける翼５０を示す、航空機１０の概略前視図である。航空機の翼５０が、上記のように航空機１０の製造中など、組立工具によって制約を受けるときの翼５０の理論的形状を表す治具形状７４において、実線で示されている。翼５０が、また、航空機１０が空港ターミナルのゲートに駐機したときなどに翼５０が取りうる下方に撓曲した地上静止荷重７６形状において、二点鎖線で示されている。翼５０の地上静止荷重７６形状は、翼５０、推進ユニット１６（図１）、および／または他のシステムの質量に働く重力に応じる。翼５０は、また、航空機１０が、水平巡航状態であり、空力揚力荷重を受けているときに生じるような、上方に撓曲した１ｇの飛行荷重７８形状（たとえば１ｇの翼荷重）において、二点鎖線で示されている。

図６は、典型的な航空機１０のウイングレットシステム９８の艤装または構成を示し、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００が、いくつかの制約の下に最大外弦位置に配置されている。たとえば、航空機１０は、ターミナルの近くのゲートで航空機１０がその上に駐機し得る空港のランプ（図示せず）を表す静止地表線４０上に支持されている。航空機１０は、図６の垂直二点鎖線によって表されるゲート翼幅制限３８を受け得る。ゲート翼幅制限３８は、予め定められる制限である。たとえば、ゲート翼幅制限は、空港ターミナルでのゲート配置の幾何学的制約内で安全に運行することができる、またはその制約に適合することができる航空機の最大翼幅として、監督機関によって予め定められる。ゲート翼幅制限３８は、最大翼幅に基づいてグループまたはコードに分類することができる。これに関し、連邦航空局（ＦＡＡ）および国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）は、航空機をグループＩ〜グループＶＩ（ＦＡＡ）の１つ、またはコードＡ〜コードＦ（ＩＣＡＯ）の１つとして分類する。たとえば、コードＣの航空機は、３６メートル未満のゲート翼幅制限を有する。本開示の場合について、本明細書に開示されたウイングレットシステム９８を有するコードＣの航空機は、翼５０が地上静止荷重７６下にあるとき、下側ウイングレット先端２０６上の最も外側の点と点の間の有効翼幅８０（図７）が３６メートル未満である空港ゲートでの操縦に制限される。

また、図６に示されているのは、離陸および／または着陸の際などに、翼端５６の先端接触を避ける間隙を航空機１０の翼５０に対して設けるために、着陸装置１４からある角度で上方に延在する線として示されるロール及びピッチ間隙線４２である。上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、上側ウイングレット１００も下側ウイングレット２００もゲート翼幅制限３８に侵犯（たとえばそれを越えて延出）しないように寸法が決められ、配向される。上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、翼５０が地上静止荷重７６下にあるとき、上側ウイングレット先端１０６および下側ウイングレット先端２０６が、ゲート翼幅制限３８で、ほぼ同じ側方位置を終端とするように構成することができる。下側ウイングレット２００は、また、ロールおよびピッチ間隙線４２への侵犯を回避するように寸法が決められ、配向される。一実施形態では、下側ウイングレット２００は、下側ウイングレット先端２０６がゲート翼幅制限３８とロールおよびピッチ間隙線４２とのほぼ交点に位置するように寸法が決められ構成することができる。図６は、巡航飛行中の翼形状を表す１ｇの飛行荷重７８下での翼５０の上方への撓曲をさらに示す。

図７は、翼５０が、地上静止荷重７６形状から約１ｇの飛行荷重７８形状へ移動したとき、下側ウイングレット２００によってもたらされ得る絶対翼幅増加８６を示す。図７は、上側ウイングレット１００に対する下側ウイングレット２００の相対翼幅増加８４をさらに示す。一実施形態では、下側ウイングレット２００は、ほぼ１ｇの飛行荷重７８下の翼５０の上方への撓曲が下側ウイングレット２００を静止位置２４０から飛行中の位置２４２へ移動させ、その結果、翼５０の相対翼幅増加８４をもたらすように構成することができる。図７に示される一実施形態では、翼５０の地上静止荷重７６下で、上側ウイングレット先端１０６が、下側ウイングレット先端２０６と、ゲート翼幅制限３８位置などで実質的に垂直に位置が揃い得る。相対翼幅増加８４は、下側ウイングレット２００が飛行中の位置２４２にあるとき、上側ウイングレット先端１０６と下側ウイングレット先端２０６との水平方向距離として定めることができる。

ウイングレットシステム９８は、また、翼５０が地上静止荷重７６下にあるとき、上側ウイングレット先端１０６が下側ウイングレット先端２０６と垂直方向に整列しない（図示せず）実施形態で提供することもでき、その場合、相対翼幅増加８４は、下側ウイングレット２００が静止位置２４０にあるときの上側ウイングレット先端１０６と下側ウイングレット先端２０６との水平方向距離と、下側ウイングレット２００が飛行中の位置２４２にあるときの上側ウイングレット先端１０６と下側ウイングレット先端２０６との水平方向距離との差になる。有利には、下側ウイングレット２００の配向および寸法は、翼端５６（図８）のそれぞれに装着された単独の上側ウイングレット２８０（図９）によって生じる有効翼幅の減少に対して、約１ｇの飛行荷重７８下で翼５０が上方へ撓曲する際に有効翼幅８０の増加をもたらす。本明細書に開示されたウイングレットシステム９８は、また、相対翼幅増加８４または有効翼幅８０の増加が、少なくとも部分的に、下側ウイングレット２００の空力曲げもしくは撓み、および／または翼端５６との下側ウイングレット根の連結箇所での下側ウイングレット２００の動き（たとえば枢動）によるように構成することもできる。

図８は、翼５０が地上静止荷重７６を受けている静止位置２４０から、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８を受けている飛行中の位置２４２へ動いた各翼端５６上の下側ウイングレット２００を示す航空機１０の前視図である。飛行中の位置２４２は、下側ウイングレット先端２０６が静止位置２４０から図６に示された弧に沿って上方、外側へ移動した結果とされる。また、図８に示されているのは、地上静止荷重７６状態での翼５０の有効翼幅８０、および約１ｇの飛行荷重７８での翼５０の有効翼幅８２である。翼幅の増加は、下側ウイングレット２００が図６に示された弧に沿って静止位置２４０から飛行中の位置２４２へ移動することに応じて起こる。有効翼幅８２は、航空機１０の両側の翼端５６上の下側ウイングレット先端２０６の最も外側の位置間で測定される。

また、図８において、下側ウイングレット２００は、有利には、約１ｇの飛行荷重７８下の翼５０の上方撓曲に際し約１５度以上の下半角２２４で配向される。さらに別の実施形態では、下側ウイングレット２００は、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８下にあるとき、下半角２２４が約１５度〜約３０度の範囲になるように構成することができる。ただし、下側ウイングレット２００は、それに限定されることなく、任意の下半角２２４で配向することができる。上側ウイングレット１００は、約１ｇの飛行荷重７８下の翼５０の上方撓曲に際し少なくとも約６０度の上半角１２４で配向することができる。ただし、上側ウイングレット１００は、それに限定されることなく、任意の上半角１２４で配向することができる。

図９および１０を参照すると、単に図１０のウイングレットシステム９８との比較のために用意された単独の上側ウイングレット２８０が、図９に示されている。これに関し、単独の上側ウイングレット２８０は、本明細書に開示されたウイングレットシステム９８の実施形態の表示ではない。図９の単独の上側ウイングレット２８０は、翼端５６に装着され、ウイングレット面積２９０と、翼５０の捩り軸７２から比較的大きく縦軸方向に偏位２８６し、比較的大きく半径方向に偏位２８８して位置する重心２８４とを有する。図９の単独の上側ウイングレット２８０は、図１０の上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００とを組み合わせた高さ２５２と実質的に同じ高さ２８２を有する。さらに、図９の単独の上側ウイングレット２８０は、図１０の上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００とを組み合わせたウイングレット面積２６０を有し、上側ウイングレット１００の後退角１１４と実質的に等しい前縁後退角２９２を有する。

図１０は、重心１２６を有する上側ウイングレット１００と、重心２２６を有する下側ウイングレット２００とを有する本明細書に開示されたウイングレットシステム９８の一実施形態を示す。上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、組合せ高さ２５２を有する。有利には、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、組合せウイングレット面積と、図９の単独の上側ウイングレット２８０の縦軸方向偏位２８６に比較して、翼の捩り軸７２からの縦軸方向偏位２５６および半径方向距離２５８が減少して位置する組合せ重心２５４とを有する。図１０の上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００は、組合せ重心２５４の縦軸方向偏位２５６が、図９の単独の上側ウイングレット２８０の上側ウイングレット重心２８４の縦軸方向偏位２８６より小さくなるように構成されている。有利には、図１０の本開示のウイングレットシステム９８の組合せ重心２５４の縦軸方向偏位２５６の量が減少することにより、図９に示される単独の上側ウイングレット２８０より好ましいフラッタ特性をもたらすことができる。たとえば、図１０の本開示のウイングレットシステム９８は、翼５０の構造の高剛性化や、単独の上側ウイングレット２８０の慣性作用を打ち消すために翼前縁６０にバラスト重量（図示せず）を付加するなど、図９の単独の上側ウイングレット２８０によって必要とされ得る翼５０の修正または調整の必要性を最小限に抑えることができる。

図１１は、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００の後縁１１２、２１２が翼後縁６２とほぼ整合するまたは一致して示されるウイングレットシステム９８の代替実施形態を示す。ただし、上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００とは、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００の後縁１１２、２１２が、翼後縁６２に対していかなる位置で翼端５６と交わってもよく、また、上記のように、翼後縁６２を越えて延在してもよいものとして構成することができる。さらに、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００には、上側ウイングレット１００または下側ウイングレット２００を翼端５６へ移行させ、抗力の増加を生じ得る急激な形状または形の変化を回避するために後縁フェアリング（図示せず）を設けることができる。

図１２は、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００のそれぞれが、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００の翼端５６との連結箇所に装着された前縁根元グローブ１３８、２３８を備えるウイングレットシステム９８のさらに別の実施形態を示す。前縁グローブ１３８、２３８は、上側および下側ウイングレット１００、２００の上側および下側ウイングレット前縁１１０、２１０に近接した位置に装着することができる。上記のように、前縁根元グローブ１３８、２３８は、最小限の面積増加で上側および下側ウイングレット前縁１１０、２１０に翼弦を追加することができ、それによって、航空機１０の有害抗力を最小限に抑えることができる。上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００は、それぞれ上側ウイングレット根元翼弦１０４および下側ウイングレット根元翼弦２０４が、翼端翼弦５８の長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有するように構成することができる。たとえば、上側ウイングレット１００および／または下側ウイングレット２００は、それぞれ上側ウイングレット根元翼弦１０４および下側ウイングレット根元翼弦２０４が、翼端翼弦５８の長さの約６０〜１００パーセントまたはそれ以上の範囲にあるように構成することができる。

図１３および１４は、下側ウイングレット２００の空力圧力中心２３０が、翼端５６との翼捩り軸７２の交点から比較的大きいモーメントアーム２３４で位置するように、下側ウイングレット２００が配向されたウイングレットシステム９８の一実施形態を示す。これに関し、下側ウイングレット２００には、下側ウイングレット２００を翼捩り軸７２の後方に位置させることになる比較的大きい前縁後退角２１４（図５）が与えられる。たとえば、図１３は、下側ウイングレット２００および上側ウイングレット１００が、下側ウイングレット先端２０６の最後方の点２３６が上側ウイングレット先端１０６の最後方の点１３６の後方に位置するように配置されているウイングレットシステム９８の一実施形態を示す。

図１４は、翼５０に作用し、その結果、突風４６時の下側ウイングレット２００の揚力増分を増加させる突風４６を示す。翼５０が約１ｇの飛行荷重７８下にあるときの下側ウイングレット２００の比較的小さい下半角２２４（たとえば３０度未満−図８）によって、突風荷重は、下側ウイングレット２００の下側ウイングレット揚力増加２３２を生じ、それによって、翼端５６に機首下げモーメント２５０が生じる。上側ウイングレット１００もまた、突風荷重によって上側ウイングレットの圧力中心１３０に上側ウイングレットの揚力増加１３２を発生し得る。上側ウイングレットの揚力増加１３２は、比較的短いモーメントアーム１３４について加えられることができ、それが、翼端５６に機首下げモーメント２５０を引き起こし得る。ただし、上側ウイングレットの揚力増加１３２の量は、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８下にあるとき、上側ウイングレット１００の比較的大きい上半角１２４（たとえば少なくとも６０度−図８）によって、下側ウイングレットの揚力増加２３２に比較して小さくなり得る。

図１５は、本明細書に開示されたウイングレットシステム９８を使用して、航空機１０を運用し、または航空機１０の性能を改善する方法３００のフロー図である。

方法３００のステップ３０２は、翼５０に上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００を設けることを含み得る。図７に示されるように、下側ウイングレット２００は、翼５０が地上静止荷重７６を受けているとき、静止位置２４０を有する。上記のように、翼５０は、翼５０ならびにそれに取り付けられた構造体およびシステムに働く重力によって、地上静止荷重７６下では、全体的に下方に撓曲した形状を取り得る。

方法３００のステップ３０４は、翼５０（図１）を上方へ空力的に撓曲することを含み得る。たとえば、翼５０は、航空機１０の巡航飛行中、定常状態、約１ｇの翼荷重下で上方に撓曲し得る。翼５０が撓曲する程度は、翼５０の可撓性に依存し得る。これに関し、上側ウイングレット１００（図１）および下側ウイングレット２００（図１）の寸法および配向は、部分的に、約１ｇの翼荷重下での翼端５６（図１）の垂直方向の撓みの程度に基づき得る。

方法３００のステップ３０６は、図７に示されるように、翼５０の上方への撓曲に際し、下側ウイングレット２００の静止位置２４０から下側ウイングレット２００の飛行中の位置２４２へ下側ウイングレット２００を移動させることを含み得る。翼５０の上方撓曲は、また、下側ウイングレット２００の空力弾性的上方撓曲（図示せず）を含みることができ、それにより、下側ウイングレット２００の有効翼幅が増加し得る。相対翼幅増加８４または有効翼幅８０の増加は、また、少なくとも部分的に、翼端５６との下側ウイングレット根２０２の連結箇所での下側ウイングレット２００の動き（たとえば枢動）によってもたらされ得る。

方法３００のステップ３０８は、翼５０（図８）が約１ｇの飛行荷重７８（図８）下で上方へ撓曲したとき、約１５度以上の下半角２２４（図８）に、下側ウイングレット２００（図８）を配向することを含み得る。たとえば、下側ウイングレット２００は、翼５０が約１ｇの翼飛行荷重７８下にあるとき、約１５度〜３０度の下半角２２４に配向することができる。ただし、下側ウイングレット２００は、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８下にあるとき、それに限定されることなく、任意の下半角２２４に配向することができる。

方法３００のステップ３１０は、下側ウイングレット２００を静止位置２４０（図７）から飛行中の位置２４２（図７）へ移動させたとき、翼５０の有効翼幅８０を増加させることを含み得る。たとえば、図８は、翼５０が地上静止荷重７６下にあるとき有効翼幅８０を有する翼５０を示す。図８は、また、翼５０が約１ｇの飛行荷重７８下にあるとき、翼５０の増加した有効翼幅８２を示す。

有利には、翼５０（図８）および／または下側ウイングレット２００（図８）の上方撓曲による有効翼幅８０（図８）の増加の結果として、上側ウイングレット１００（図８）および下側ウイングレット２００によって生じる誘導抗力の減少による航空機１０（図８）の揚抗性能の改善が得られる。さらに、ウイングレットシステム９８は、有利には、翼端５６の翼端５６空力荷重を、上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００とで分担し、または分け合う。上側および下側ウイングレット根元翼弦１０４、２０４（図３）が翼端翼弦５８（図３）の約５０パーセントより長いことにより、上側ウイングレット１００と下側ウイングレット２００との間での翼端５６空力荷重の分割または分担が、翼５０が高迎角になったときなどの流れの剥離の可能性を減少させる。

さらに、下側ウイングレット２００の比較的小さい下半角２２４（図８）が、翼５０（図８）への突風荷重の際、翼端５６（図８）に機首下げモーメント２５０（図１４）を加える受動的手段を提供し、有利には翼の撓みを最小限に抑える。さらに、上記の通り、下側ウイングレット２００（図５）の比較的大きい前縁後退角２１４（図５）は、下側ウイングレット２００での定常渦（図示せず）の発生を助長することができ、それによって、低速、高揚力状態での流れの剥離およびバフェットを減少することができる。またさらに、単独の上側ウイングレット２８０（図９）を設ける代わりに、本ウイングレットシステムでは上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００（図１０）を備えることによって、組合せ重心２５４から翼捩り軸７２（図１０）までの縦軸方向偏位２５６（図１０）が、等しい面積の単独の上側ウイングレット２８０（図９）のより長い縦軸方向偏位によるより大きい慣性作用によって生じる翼フラッタに比較して、上側ウイングレット１００および下側ウイングレット２００の慣性作用による翼フラッタを減少させる。

本開示の追加の変更および改善が、当業者にとって明らかであろう。したがって、本明細書に記載され例示された部品の特定の組合せは、単に、本開示の一部の実施形態を示すものであり、本開示の主旨および範囲内での代替実施形態または装置を限定しようとするものではない。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 主着陸装置
１６ 推進ユニット
１８ 尾部
２０ 水平安定板
２２ 垂直安定板
２４ 前端部
２６ 後端部
２８ 縦軸
３０ 横軸
３２ 垂直軸
３８ ゲート翼幅限界
４０ 静止地表線
４２ ロールおよびピッチ間隙線
４６ 突風
４８ 有効入射角
５０ 翼
５２ 翼根
５４ 根元翼弦
５６ 翼端
５８ 翼端翼弦
６０ 翼前縁
６２ 翼後縁
６４ 上面
６６ 下面
６８ 翼後退角
７０ 上半角
７２ 捩り軸
７４ 治具形状
７６ 地上静止荷重
７８ 約１ｇの飛行荷重
８０ 有効翼幅
８２ 有効翼幅
８４ 相対翼幅増加
８６ 絶対翼幅増加
９８ ウイングレットシステム
１００ 上側ウイングレット
１０２ 上側ウイングレット根
１０４ 根元翼弦
１０５ 根元翼弦下面基準線
１０６ 上側ウイングレット先端
１０８ 先端翼弦
１１０ 上側ウイングレット前縁
１１２ 上側ウイングレット後縁
１１４ 前縁後退角
１１８ 上側ウイングレット長さ
１２２ 上側ウイングレット捩り角
１２４ 上半角
１２６ 重心
１３０ 上側ウイングレットの圧力中心
１３２ 上側ウイングレットの揚力増加
１３４ モーメントアーム
１３６ 上側ウイングレット先端の最後方の点
１３８ 前縁根元グローブ
１５０ 翼−上側ウイングレット連結箇所
１５２ 翼−下側ウイングレット連結箇所
１５４ 上側ウイングレット−下側ウイングレット連結箇所
２００ 下側ウイングレット
２０２ 下側ウイングレット根
２０４ 根元翼弦
２０５ 根元翼弦下面基準線
２０６ 下側ウイングレット先端
２０８ 先端翼弦
２１０ 下側ウイングレット前縁
２１２ 下側ウイングレット後縁
２１４ 前縁後退角
２１８ 下側ウイングレット長さ
２２２ 下側ウイングレット捩り角
２２４ 下反角
２２６ 重心
２３０ 下側ウイングレットの圧力中心
２３２ 下側ウイングレットの揚力増加
２３４ モーメントアーム
２３６ 下側ウイングレット先端の最後方の点
２３８ 前縁根元グローブ
２４０ 静止位置
２４２ 飛行中の位置
２５０ 機首下げモーメント
２５２ 組合せ高さ
２５４ 組合せ重心
２５６ 縦軸方向偏位
２５８ 半径方向距離
２６０ 組合せウイングレット面積
２８０ 単独の上側ウイングレット
２８２ 高さ
２８４ 単独の上側ウイングレットの重心
２８６ 縦軸方向偏位
２８８ 半径方向偏位
２９０ ウイングレット面積
２９２ 前縁後退角

Claims (20)

1. 翼に装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレット
   を備え、
   前記下側ウイングレットが、前記翼が地上静止荷重を受けたときに静止位置を有し、
   前記下側ウイングレットが、約１ｇの飛行荷重下で前記翼が上方へ撓曲すると、前記下側ウイングレットが前記静止位置から飛行中の位置へ移動し、その結果、前記翼に相対翼幅増加が生じるように構成されている、
   ウイングレットシステム。
2. 前記下側ウイングレットが、前記約１ｇの飛行荷重下で前記翼が上方へ撓曲しているときに、約１５度以上の下半角で配向される、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
3. 前記上側ウイングレットが、前記約１ｇの飛行荷重下で前記翼が上方へ撓曲しているときに、少なくとも約６０度の上半角で配向される、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
4. 前記下側ウイングレットが圧力中心を有し、
   前記翼が翼捩り軸を有し、
   前記下側ウイングレットの前記圧力中心が前記翼捩り軸の後方に位置する、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
5. 前記翼が、翼端翼弦をもつ翼端を有し、
   前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットがそれぞれ根元翼弦を有し、
   前記上側ウイングレット根元翼弦および前記下側ウイングレット根元翼弦が、それぞれ、前記翼端翼弦の少なくとも約５０パーセントの長さを有する、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
6. 前記上側ウイングレット根元翼弦および前記下側ウイングレット根元翼弦が、それぞれ、前記翼端翼弦の長さの約６０〜１００パーセントの長さを有する、
   請求項５に記載のウイングレットシステム。
7. 前記上側ウイングレットおよび下側ウイングレットの少なくとも１つが、前記上側ウイングレットおよび下側ウイングレットそれぞれとの翼端の連結箇所に装着された前縁根元グローブを有する、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
8. 前記下側ウイングレットが、前記上側ウイングレットの長さの少なくとも約５０パーセントの長さを有する、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
9. 前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットが、それぞれ、約０．１５〜０．５０の範囲の先端翼弦対根元翼弦のテーパ比を有する、
   請求項１に記載のウイングレットシステム。
10. 前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットが、約２０〜７０度の前縁後退角を有する、
    請求項１に記載のウイングレットシステム。
11. 前記翼が翼捩り軸を有し、
    前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットが、組合せウイングレット面積と、前記翼捩り軸から縦軸方向に偏位して位置する組合せ重心とを有し、
    前記縦軸方向偏位が、前記組合せウイングレット面積と実質的に等しいウイングレット面積を有し、前記上側ウイングレットの前縁後退角と実質的に等しい前縁後退角を有する単独の上側ウイングレットの重心の縦軸方向偏位より小さくなるように、前記上側ウイングレットおよび下側ウイングレットが構成されている、
    請求項１に記載のウイングレットシステム。
12. 翼端をそれぞれが有する１対の翼と、
    前記翼端のそれぞれに装着された上側ウイングレットおよび下側ウイングレットと
    を備え、
    前記下側ウイングレットが、約１ｇの飛行荷重下で前記翼が上方へ撓曲すると前記翼に相対翼幅増加が生じるように寸法が決められおよび配向される、
    航空機。
13. 航空機の性能を向上させる方法であって、
    翼に上側ウイングレットおよび下側ウイングレットを設けるステップであって、前記翼が地上静止荷重を受けるときに前記下側ウイングレットが静止位置を有するステップと、
    約１ｇの飛行荷重下で前記翼を上方へ撓曲させるステップと、
    前記翼の上方への撓曲に際し、前記下側ウイングレットを前記静止位置から飛行中の位置へ移動させるステップと、
    前記下側ウイングレットを前記静止位置から前記飛行中の位置へ移動させるときに、前記翼の相対翼幅増加を生じさせるステップと
    を含む方法。
14. 前記約１ｇの飛行荷重に際し、前記下側ウイングレットを上方に撓曲するステップと、
    前記下側ウイングレットの上方への撓曲に際し、有効翼幅を増加させるステップと
    をさらに含む、請求項１３に記載の方法。
15. 前記翼の前記上方への撓曲に際し、約１５度以上の下半角で前記下側ウイングレットを配向するステップ
    をさらに含む、請求項１３に記載の方法。
16. 前記翼の前記上方への撓曲の際、少なくとも約６０度の上半角で前記上側ウイングレットを配向するステップ
    をさらに含む、請求項１３に記載の方法。
17. 圧力中心が翼捩り軸の後方になるように前記下側ウイングレットを配置するステップと、
    突風荷重に際し、前記下側ウイングレットの揚力を増加させるステップと、
    前記下側ウイングレットの前記揚力の増加を受けて翼端に機首下げモーメントを加えるステップと
    をさらに含む、請求項１３に記載の方法。
18. 翼端空力荷重を前記上側ウイングレットと前記下側ウイングレットとの間に分割するステップであって、前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットが、それぞれ、翼端翼弦の少なくとも約５０パーセントの長さをもつ根元翼弦を有するステップ
    をさらに含む、請求項１７に記載の方法。
19. 前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットの少なくとも１つに前縁根元グローブを使用することによって、前記航空機の有害抗力を最小限に抑えるステップ
    をさらに含む、請求項１８に記載の方法。
20. 前記上側ウイングレットおよび前記下側ウイングレットに、組合せウイングレット面積と、翼捩り軸から縦軸方向に偏位する組合せ重心とを設定するステップと、
    前記組合せウイングレット面積と実質的に等しいウイングレット面積を有し、前記上側ウイングレットの前縁後退角と実質的に等しい前縁後退角を有する単独の上側ウイングレットの重心の縦軸方向偏位より小さな量だけ、前記組合せ重心を縦軸方向に偏位させることによって、翼のフラッタを低減させるステップと
    をさらに含む、請求項１８に記載の方法。

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