JP2019189215A - 航空機の翼および翼端装置 - Google Patents

Abstract

【課題】翼端装置を備える改良された航空機の翼を提供する。【解決手段】航空機の翼は、主翼（３）と、該主翼（３）の先端に翼端装置（４）と、を備え、翼端装置（４）は、翼端装置（４）上の流れの分離が該翼端装置（４）の外側領域（Ｏ）で最初に発生するように、前縁ドループが展開された翼幅方向位置について変化している。翼端装置（４）の前縁ドループは、該翼端装置の外側領域（Ｏ）で最大となり得る。【選択図】図３

Description

本発明は、翼端装置を有する航空機の翼および該翼端装置に関する。本発明はまた、翼端装置を有する航空機の翼を備える航空機に関する。本発明はまた、翼端装置、航空機の翼および航空機の設計方法および製造方法に関する。

翼端装置は、主に揚力誘起抗力を減少させることによって、固定翼機の性能を改善するために使用されている。これによって翼形抗力が増加する可能性はあるが、全体的な揚抗比が増加する。これは、旅客機で特に重要な燃料効率を向上させる。

翼端装置は、設計して構築するのが比較的複雑な構造である。それらは、主に高速性能を改善するように設計されている。しかしながら、それらは、次善の低速性能およびハンドリング特性を提供することができる。

本発明は、上述の問題の少なくともいくつかに対処し、あるいはそれらを軽減しようとするものである。代替的に、あるいは付加的に、本発明は、翼端装置を備える改良された航空機の翼を提供しようとするものである。代替的に、あるいは付加的に、本発明は、航空機の翼で使用するための改良された翼端装置を提供しようとするものである。代替的に、あるいは付加的に、本発明は、翼端装置を有する翼を備える改良された航空機を提供しようとするものである。代替的に、あるいは付加的に、本発明は、翼端装置、航空機の翼または翼端装置を有する航空機の改良された設計方法を提供しようとするものである。代替的に、あるいは付加的に、本発明は、翼端装置、航空機の翼または翼端装置を有する航空機の改良された製造方法を提供しようとするものである。

本発明の第１の態様によれば、主翼と、該主翼の先端の翼端装置と、を備える、航空機の翼が提供され、該翼端装置は、翼端装置上の流れの分離が翼端装置の外側領域で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置について変化している。

翼端装置上の流れの分離が翼端装置の外側領域で最初に発生するように翼端装置の前縁ドループを変化させることは、流れの分離の開始と、翼端装置上の流れが完全に分離される点と、の間の期間を延ばすことができる点で有利である。

これにより、低速でのより良性で対称的な操作特性とともに、航空機の操縦フライトエンベロープの大部分にわたって広がる低速抗力の改善がもたらされ得る。

これはまた、流れの分離が発生し始める迎え角を大きくし得る。

翼端装置の「内側（インボード）」および「外側（アウトボード）」領域への言及は、翼端装置の展開された翼幅に関連するものである。同様に、「内側」および「外側」への言及は、翼端装置に関連するものであり、該翼端装置の展開された翼幅に沿った内側および外側をいう。

当業者は、「展開された翼幅」という用語を、非平面の翼端装置の文脈において理解するであろう。展開された翼幅方向位置は、Ｙ−Ｚ平面に平行な平面（すなわち、航空機のＹおよびＺ座標軸の両方に平行な平面）上に投影されたときの、翼端装置の前縁に沿った（翼端装置の内側端からの）距離として測定されることが確認されている。

本発明の実施形態において、外側領域は、展開された翼端装置の外側半分であり、すなわち、０．５＜η≦１である。この点において、外側領域は、翼端装置の展開された翼幅に沿って半分に位置する位置である、展開された半翼幅位置の外側の領域である。

内側領域は、展開された翼端装置の内側半分であり、すなわち、０≦η＜０．５である。この点において、内側領域は、展開された半翼幅位置の内側の領域である。

本発明の実施形態において、前縁ドループの変化は、翼端装置上の流れの分離が、該翼端装置の展開された外側半分で最初に発生するようになっている。

任意に、前縁ドループの変化は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するようになっている。

翼端装置の先端の近位領域は、翼端装置の０．７≦η≦１の領域とすることができ、好ましくは０．８≦η≦１、より好ましくは０．９≦η≦１、さらに好ましくは０．９５≦η≦１の領域とすることができる。

任意に、前縁ドループの変化は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端で最初に発生するようになっている。

任意に、流れの分離が、翼端装置の外側領域で、好ましくは翼端装置の先端の近位領域で最初に発生するように、翼端装置の前縁ドループは、展開された翼幅方向位置で最大となる。

任意に、翼端装置の前縁ドループは、該翼端装置の外側領域において最大である。

これは、流れの分離が翼端装置の外側領域で最初に発生することを促進し得る点で有利である。この点において、これは、流れの分離が、前縁ドループが最大である位置の外側の領域で最初に発生することを促進し得る。

任意に、最大の前縁ドループは、η≧０．６である展開された翼幅方向位置にある。

本発明の実施形態において、前縁ドループは、翼端装置の先端より内側の位置で最大となる。任意に、前縁ドループは、η≦０．９、好ましくはη≦０．８である展開された翼幅方向位置で最大である。任意に、最大の前縁ドループは、０．６≦η≦０．９、好ましくは０．６≦η≦０．８である展開された翼幅方向位置にある。

任意に、前縁ドループは、その最大値から外側に、翼端装置の先端に向かって縮小している。任意に、前縁ドループは、前縁ドループが最大である位置で、その最大値から外側に、翼端装置の先端に向かって縮小している。

これは、有利には、流れの分離が、翼端装置の先端に向かって最初に発生することを促進し得る。

任意に、前縁ドループは、その最大値から、翼端装置の先端まで減少している。

本発明の実施形態において、翼端装置の先端の前縁ドループは、前縁ドループの最大値よりも小さい。

本発明の実施形態において、前縁ドループは、その最大値から、翼端装置の先端まで、連続的に縮小している。

任意に、翼端装置の先端の前縁ドループは、翼端装置の前縁ドループの最小値である。

任意に、前縁ドループの変化は、翼端装置の迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が内側に移動するようになっており、好ましくは、迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が徐々に内側に移動するようになっている。

任意に、前縁ドループは、その最大値から内側に、翼端装置の内側端に向かって縮小している。

本発明の実施形態において、翼端装置の内側端の前縁ドループは、前縁ドループの最大値よりも小さい。

任意に、翼端装置は、その内側端から延びる移行領域を含み、該移行領域における前縁ドループは、内側方向に、主翼の外側端の前縁ドループに近づいている。

これは、翼端装置の前縁ドループが主翼の先端の前縁ドループに滑らかに調和することを可能にし、それによって、前縁ドループが不連続になる（したがって、その位置の空力特性が不連続になる）のを回避できる点で有利である。

任意に、翼端装置の内側端の前縁ドループは、主翼の先端の前縁ドループと同じ、あるいはそれよりも小さい。

任意に、移行領域の外側端の前縁ドループは、最大の前縁ドループよりも小さい。

本発明の実施形態において、移行領域の外側端は、翼端装置の内側領域にある。任意に、移行領域の外側端は、０＜η≦０．３、好ましくは０＜η≦０．２である翼幅方向位置にある。

任意に、翼端装置は、外側方向に増加する上反角を有する。

任意に、翼端装置は、その先端に向かって上向きに湾曲している。好ましくは、翼端装置は、湾曲した非平面の翼端装置である。前縁ドループの変化は、湾曲した非平面の翼端装置と併用した場合に特に有利である。

任意に、翼端装置は後退している。

任意に、平面視において前縁が湾曲しているように、翼端装置の前縁後退角度が外側方向に増加している。

本発明の実施形態において、翼端装置の前縁ドループの最大位置から該翼端装置の先端まで延びる翼端装置の領域が、先端領域である。

本発明の実施形態において、移行領域の外側端から前縁ドループの最大位置まで延びる翼端装置の領域が、中間領域である。

好ましくは、中間領域が翼端装置の主領域であり、移行領域および先端領域は副領域である。この点において、好ましくは、中間領域は、移行領域および先端領域のそれぞれよりも、展開された翼幅が大きい。

好ましくは、中間領域の展開された翼幅の、先端領域の展開された翼幅に対する比は、１．５以上である。好ましくは、中間領域の展開された翼幅の、移行領域の展開された翼幅に対する比は、２．５以上である。

好ましくは、中間領域の前縁の掃引角は、（平面視において）前縁が湾曲するように外側方向に増加している

好ましくは、中間領域の上反角は、前縁が上向きに湾曲するように外側方向に増加している。

好ましくは、先端領域は先端形状と調和し、例えば、丸みを帯びた端またはキュッヘマン翼端（Ｋｕｃｈｅｍａｎｎ ｔｉｐ）を形成している。

好ましくは、翼端装置はウイングレットである。好ましくは、翼端装置は、湾曲した非平面のウイングレットである。

好ましくは、翼端装置は、例えば、スラットまたはフラップなどのいずれの高揚力装置も有していない。

本発明の第２の態様によれば、翼端装置が提供され、該翼端装置は、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置について変化している。

本発明の第２の態様の翼端装置は、本発明の第１の態様における翼端装置として使用され得る。本発明の第２の態様の翼端装置は、本発明の第１の態様における翼端装置の任意の特徴を有し得る。

本発明の第３の態様によれば、主翼と、該主翼の先端の翼端装置と、を備える、航空機の翼が提供され、該翼端装置は、該翼端装置の前縁ドループが、該翼端装置の外側領域で最大となるように、展開された翼幅方向位置について前縁ドループが変化している。

本発明の第３の態様の航空機の翼は、本発明の第１の態様の航空機の翼の任意の特徴を有し得る。本発明の第３の態様における翼端装置は、本発明の第１の態様における翼端装置の任意の特徴を有し得る。

本発明の第４の態様によれば、翼端装置が提供され、該翼端装置は、該翼端装置の外側領域において該翼端装置の前縁ドループが最大となるように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置についての変化している。

本発明の第４の態様の翼端装置は、本発明の第３の態様における翼端装置として使用され得る。本発明の第４の態様の翼端装置は、本発明の第１の態様における翼端装置の任意の特徴を有し得る。

本発明の第５の態様によれば、本発明の前述の態様のいずれかに従う航空機の翼または翼端装置を備える航空機が提供される。

本発明の実施形態において、航空機は、一対の航空機の翼を備える。

好ましくは、航空機は、多数の乗客、好ましくは５０人を超える乗客を収容するための座席ユニットの複数の行および列を含む客室を有する、旅客機である。好ましくは、航空機は、動力付きの航空機であり、航空機を推進するために翼に取り付けられた一対のエンジンを備える。

本発明の第６の態様によれば、航空機の翼の一部として使用される翼端装置の設計方法が提供され、当該方法は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置について変化している翼端装置を設計するステップを含む。

任意に、当該方法は以下のステップを含む：
（ｉ）高速設計要件を満たすように、その展開された翼幅にわたって前縁ドループを有しない翼端装置を設計するステップ；
（ｉｉ）翼端装置の上記設計に、展開された翼幅方向位置について前縁ドループの変化を適用して、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ。

本発明の第７の態様によれば、主翼と、該主翼の先端の翼端装置と、を備える、航空機の翼の設計方法が提供され、当該方法は、本発明の第６の態様に従って翼端装置を設計するステップを含む。

本発明の第８の態様によれば、本発明の第７の態様に従って航空機の翼を設計するステップを含む、航空機の設計方法が提供される。

本発明の第９の態様によれば、本発明の第６の態様に従って翼端装置を設計するステップと、その設計に従って翼端装置を製造するステップと、を含む、翼端装置の製造方法が提供される。

本発明の第１０の態様によれば、本発明の第７の態様に従って航空機の翼を設計するステップと、その設計に従って航空機の翼を製造するステップと、を含む、航空機の翼の製造方法が提供される。

本発明の第１１の態様によれば、本発明の第８の態様に従って航空機を設計するステップと、その設計に従って航空機を製造するステップと、を含む、航空機の製造方法が提供される。

好ましくは、前縁ドループは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥによって定義される。この点について、前縁ドループへの言及は、好ましくは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥをいい、前縁ドループの上記で定義された変化およびその相対量は、好ましくは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥの対応する変化および相対量をいう。

展開された翼幅方向位置のそれぞれにおけるＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、後縁点と、基準の翼弦方向位置における局所的な翼型断面の上面と下面との間の中点に位置する基準点と、を通る基準線から下面に向かう、該基準線に垂直な線に沿った前縁点のオフセット距離を、局所的な翼弦長さで割った値である。

基準の翼弦方向位置は、それが「非ドループの」断面にあるのに十分に後方の翼型断面内にあるように選択される。

好ましくは、基準点は、前縁点から後方に局所的な翼弦長さの０．３以上（すなわち、ｘ／ｃ≧０．３）離れて位置している。

好ましくは、基準点は、前縁点から後方に局所的な翼弦長さの０．３（すなわち、ｘ／ｃ＝０．３）だけ離れて位置している。

好ましくは、翼端装置は、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥが、展開された翼幅方向位置について変化している。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置についての変化している。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置についての変化している。

任意に、翼端装置のＤｒｏｏｐ_ＬＥは、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で、好ましくは該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置で最大となる。

任意に、翼端装置のＤｒｏｏｐ_ＬＥは、翼端装置の外側領域で最大である。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、η≧０．６である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。

本発明の実施形態において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、翼端装置の先端より内側の位置で最大値をとる。任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、η≦０．９、好ましくはη≦０．８である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、０．６≦η≦０．９、好ましくは０．６≦η≦０．８である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、その最大値から外側に、翼端装置の先端に向かって減少する。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、その最大値から、翼端装置の先端まで減少する。

本発明の実施形態において、翼端装置の先端のＤｒｏｏｐ_ＬＥは、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値よりも小さい。

本発明の実施形態において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、その最大値から、翼端装置の先端まで徐々に減少する。

任意に、翼端装置の先端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、翼端装置のＤｒｏｏｐ_ＬＥの最小値である。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、翼端装置の迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が内側に移動するように、好ましくは、該迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が内側に徐々に移動するように変化している。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥは、その最大値から内側に、翼端装置の内側端に向かって減少する。

本発明の実施形態において、翼端装置の内側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値より小さい。

任意に、移行領域において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの値は、主翼の外側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値に近づいている。

任意に、翼端装置の内側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、主翼の先端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値と同じか、あるいはそれよりも小さい。

任意に、移行領域の外側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値よりも小さい。

好ましくは、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値の、翼端装置の先端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値に対する比は、２以上である。任意に、翼端装置の先端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、０．０２以下である。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値の、翼端装置の内側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値の比は、１．５以上である。

本発明の実施形態において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥが最大値をとる位置から翼端装置の先端まで延びる翼端装置の領域が、先端領域である。本発明の実施形態において、移行領域の外側端からＤｒｏｏｐ_ＬＥが最大値をとる位置まで延びる翼端装置の領域が、中間領域である。

好ましくは、本発明の第６の態様の方法は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥが、展開された翼幅方向位置について変化している翼端装置を設計するステップを含む。

任意に、この方法は以下のステップを含む：
（ｉ）高速設計要件を満たすように、その展開された翼幅にわたってＤｒｏｏｐ_ＬＥがゼロである翼端装置を設計するステップ；
（ｉｉ）翼端装置の上記設計に、展開された翼幅方向位置についてＤｒｏｏｐ_ＬＥの変化を適用して、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ。

代替的に、あるいは付加的に、前縁ドループは、パラメータＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}によって定義され得る。この点において、前縁ドループへの言及は、好ましくは、パラメータＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}をいい、前縁ドループの上記で定義された変化およびその量は、好ましくは、パラメータＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の対応する変化および量をいう。

展開された翼幅方向位置のそれぞれにおけるＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、翼弦線と垂直であり、かつ前縁点の後方に局所的な翼弦長さの０．０５だけ離れた位置（すなわち、ｘ／ｃ＝０．０５）で翼弦線と交差する線に沿った、局所的な翼弦線からの局所的な翼型断面の上面の距離を、局所的な翼弦長さで割った値である。

好ましくは、翼端装置は、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}が、展開された翼幅方向位置について変化している。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように変化している。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端で最初に発生するように変化している。

任意に、翼端装置のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、流れの分離が翼端装置の外側の領域で、好ましくは翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置で最大となる。

任意に、翼端装置のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、該翼端装置の外側領域で最大である。

任意に、翼端装置のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、η≧０．６である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。

本発明の実施形態において、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置の先端より内側の位置で最大値をとる。
任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、η≦０．９、好ましくはη≦０．８である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、０．６≦η≦０．９．好ましくは０．６≦η≦０．８である展開された翼幅方向位置で最大値をとる。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、その最大値から外側に、翼端装置の先端に向かって減少している。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、その最大値から外側に、翼端装置の先端まで減少している。

本発明の実施形態において、翼端装置の先端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値よりも小さい。

本発明の実施形態において、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、その最大値から、翼端装置の先端まで徐々に減少している。

任意に、翼端装置の先端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、該翼端装置のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最小値である。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置の迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が内側に移動するように、好ましくは、該迎え角が大きくなるにつれて、流れの分離が内側に徐々に移動するように変化している。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、その最大値から内側に、翼端装置の内側端に向かって減少している。

本発明の実施形態において、翼端装置の内側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値よりも小さい。

任意に、移行領域において、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、主翼の外側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に近づいている。

任意に、翼端装置の内側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、主翼の先端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値と同じであるか、あるいはそれよりも小さい。

任意に、移行領域の外側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値よりも小さい。

好ましくは、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の、先端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する比は、１．３以上である。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の、翼端装置の内側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する比は、１．３以上である。

任意に、翼端装置の先端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、０．０４以下である。

任意に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の、移行領域の外側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する比は、１．１以上である。

本発明の実施形態において、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}が最大値をとる位置から翼端装置の先端まで延びる翼端装置の領域が、先端領域である。本発明の実施形態において、移行領域の外側端からＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}が最大値をとる位置まで延びる翼端装置の領域が、中間領域である。

好ましくは、本発明の第６の態様の方法は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}が、展開された翼幅方向位置について変化している翼端装置を設計するステップを含む。

任意に、この方法は以下のステップを含む：
（ｉ）高速設計要件を満たすように、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値が、翼端装置がその展開された翼幅にわたって前縁ドループを有しないような値である翼端装置を設計するステップ；
（ｉｉ）翼端装置の上記設計に、展開された翼幅方向位置についてＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の変化を適用することによって、前縁ドループに変化を適用して、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ。

好ましくは、前縁ドループは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の組合せによって定義される。この点において、前縁ドループへの言及は、好ましくは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の両方をいい、前縁ドループの上記で定義された変化およびその相対量は、好ましくは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の両方の対応する変化および相対量をいう。

好ましくは、翼端装置は、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}が、展開された翼幅方向位置について変化している。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置について変化している。

任意に、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置について変化している。

任意に、翼端装置のＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、流れの分離が翼端装置の外側領域で、好ましくは該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置で最大となる。

任意に、翼端装置のＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼端装置の外側領域で最大である。

好ましくは、本発明の第６の態様の方法は、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、展開された翼幅方向位置についてＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}が変化している翼端装置を設計するステップを含む。

任意に、この方法は以下のステップを含む：
（ｉ）高速設計要件を満たすように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥが、その展開された翼幅にわたってゼロであり、かつＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値が、その展開された翼幅にわたって前縁ドループを有しないような値である、翼端装置を設計するステップ；
（ｉｉ）翼端装置の上記設計に、展開された翼幅方向位置についてＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}に変化を適用して、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ。

本発明の上記の態様はいずれも、本発明の他の態様の特徴のいずれかと組み合わせることができる。例えば、上記の態様のいずれの方法も、本発明の他の態様のいずれかの航空機の翼または翼端装置の特徴を含むことができ、またその反対も同様である。

本発明の他の好適かつ有利な特徴は、以下の説明から明らかになるであろう。

添付の図面を参照して、本発明の実施形態を例示的にのみ説明する。

本発明の一実施形態に従う航空機の正面図である。 図１に示す航空機の、上から見た平面図である。 図１および２に示す航空機の、右側のウイングレットを上から見た平面図である。 図３に示すウイングレットの背面図である。 図３および４に示すウイングレットの斜視図である（例示的な局所的な翼型が点線で示されている）。 図３〜５に示すウイングレットの局所的な翼型の概略図であり、ウイングレットの前縁ドループの義定に使用されるパラメータを示す図である。 ウイングレットに沿って展開された翼幅方向位置（η）についての、前縁ドループのパラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の変化を示す図である。 本発明の他の実施形態による、航空機の翼の設計方法および製造方法のステップを示すフローチャートである。

図１は、本発明の一実施形態に従う航空機１を示す。航空機１は、一対の翼２を備える民間ジェット機である。航空機１は、多数の乗客、本実施形態では５０人を超える乗客を収容するための座席ユニットの複数の行および列を含む客室を備える、旅客機である。航空機１は、動力付きの航空機であり、航空機１を推進するために翼２の下に取り付けられた一対のエンジンを備えている。

図１および２を参照すると、航空機１は、航空機の重心を原点として該航空機１の胴体の中心線（ＣＬ）と平行に前方に向かう縦（ロール）軸（Ｘ）と、同じく航空機の重心を原点として該航空機１の翼端から翼端まで引いた線に平行（すなわち、翼幅方向に平行）に、該航空機１の右（右側）に向かう横（ピッチ）軸（Ｙ）と、同じく航空機の重心を原点として、縦軸（Ｘ）および横軸（Ｙ）の両方に垂直に、該航空機１の底に向かう上下（ヨー）軸（Ｚ）と、を有する。

各翼２は、主翼３と、主翼３の外側先端６に取り付けられたウイングレット４の形態の翼端装置と、を備える。各翼２は同一であるため、以下では、一方の翼（右舷翼）２だけを説明する。この翼２の説明は、他方の翼（左舷翼）２にも同様に適用されることが理解されよう。

航空機１は、総翼幅（ｂ）を有し、各翼２は、半翼幅（ｓ）を有する。

各翼２について、主翼３は、航空機の胴体との交点に位置する根元５から先端６まで、翼幅方向外側に延びている（図２参照）。主翼３は、先細りに後退している。この点について、主翼３は、それぞれ後退している前縁３１および後縁３２を有し、後縁３２は前縁３１よりもわずかに小さく後退している。

図３〜５を参照すると、各ウイングレット４は、主翼３の外側先端６に取り付けられた内側端７から先端８まで外側に延びている。ウイングレット４はまた、前縁９から後縁１０へ翼弦方向に延びている。

ウイングレット４は、非平面であり、先端８に向かって外側に延びるにつれて上向きに湾曲している。局所的な上反角の曲度は、主翼３の外側端またはその付近で、低角度またはほぼゼロの角度から増加し、外側方向で大きくなる。ウイングレット４の先端８は、ほぼ垂直であるが、垂直面に対して小さな角度で傾斜している。

ウイングレット４は後退している。この点について、ウイングレット４の前縁９は湾曲しており、ウイングレット４が翼幅方向外側に延びるにつれて、ウイングレット４の前縁の掃引角は増加している。ウイングレット４の後縁１０もまた、ウイングレット４が翼幅方向外側に延びるにつれて、ウイングレット４の後縁１０の掃引角はわずかに増加している。

ウイングレット４の前縁９および後縁１０は、主翼３の前縁３１および後縁３２から連続している。さらに、ウイングレット４の上面１９および下面２０（以下、参照）は、主翼３の上面および下面から連続している。したがって、主翼３からウイングレット４に滑らかに移行している。

主翼３とウイングレット４との間の接合部に掃引またはねじれの変化があったとしても、滑らかに移行し得ることが理解されよう。しかしながら、主翼３とウイングレット４との間の接合部が不連続でないことが好ましい。

ウイングレット４は、翼２上の揚力誘起抗力を減少させるために使用され、燃費の向上および炭素排出量の削減につながる。説明中の実施形態において、ウイングレット４は、主翼３に固定されている。

ウイングレット４は、該ウイングレット４の上面１９および下面２０（図４参照）を形成する、上側スキンおよび下側スキンを含む。上面１９および下面２０は、飛行中に気流にさらされる上側および下側の空力面である。

ウイングレット４に沿う展開された翼幅方向位置を定義するために、無次元パラメータ「η」を使用する。この点について、
η＝ｙ_Ｗ／ｓ_Ｗ
ここで：
ｙ_Ｗ＝Ｙ−Ｚ平面（すなわち、航空機のＹ軸およびＺ軸の両方に平行な平面）に平行な平面上に投影したときの（ウイングレットの内側端からの）ウイングレットの前縁に沿った距離；
ｓ_Ｗ＝Ｙ−Ｚ平面に平行な平面上におけるウイングレットの前縁の投影の端から端までの全長。

この点において、「ｓ_Ｗ」は、ウイングレットの「展開された翼幅」、すなわちウイングレットが平坦に展開されたときの該ウイングレットの翼幅であり、「ｙ_Ｗ」は、ウイングレットの展開された翼幅に沿った距離である。さらに、「η」は、外側方向に展開された翼幅に沿う（展開された翼幅の）割合である（η＝０は、ウイングレット４の内側端７に対応し、η＝１は、ウイングレット４の先端８に対応する）。

この点において、ηは、ウイングレット４に沿う展開された翼幅方向の位置に対応している。

なお、ｙ_Ｗおよびｓ_Ｗは、距離の単位が同一であり（同一である限り、任意の単位を有することができ）、よってηは無次元パラメータであることが理解されよう。

ウイングレットが（実際に）フラットである場合、その「展開された」翼幅は、ウイングレットの実際の翼幅であることも理解されよう。

ウイングレット４は、内側領域（図３では、「Ｉ」と表示されている）および外側領域（図３では、「Ｏ」と表示されている）を含む。「内側」および「外側」領域への言及は、ウイングレット５の展開された翼幅に関連している。同様に、ウイングレット４に関連する「内側」および「外側」への言及は、該ウイングレット４の展開された翼幅に沿う内側方向および外側方向をいう。

内側領域（Ｉ）は、ウイングレット４の展開された半翼幅位置（Ｍ）の内側の領域であり、当該位置（Ｍ）は、ウイングレット４の展開された翼幅に沿って半分の位置（Ｍ）である。この点において、内側領域（Ｉ）は、展開されたウイングレット４の内側半分であり、すなわち、０≦η＜０．５である。外側領域（Ｏ）は、展開された半翼幅位置（Ｍ）の外側の領域である。この点において、外側領域（Ｏ）は、展開されたウイングレット４の外側半分であり、すなわち、０．５＜η≦１である。

図３を参照すると、ウイングレット４は、移行領域２１、中間領域２２および先端領域２３を含む。移行領域２１は、ウイングレット４の内側端７（ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置Ａに位置する）から外側端（ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置Ｂに位置する）まで延びている。移行領域において、ウイングレット４は、主翼３の先端６に調和している。

中間領域２２は、移行領域２１の外側端から、ウイングレット４の展開された翼幅方向位置Ｃに位置する外側端まで延びている。

先端領域２３は、中間領域２２の外側端から、ウイングレット４の先端８（ウイングレット４の展開された翼幅方向位置Ｄに位置する）にある外側端まで延びている。

現在説明している実施形態において、移行領域２１の外側端（展開された翼幅方向位置Ｂ）は、η＝０．２に位置し、中間領域２２の外側端（展開された翼幅要綱位置Ｃ）は、η＝０．７に位置している。

ここで、ウイングレット４の形状、特に、展開された翼幅方向位置を有するウイングレット４の前縁ドループにおける変化を定義するための様々なパラメータについて説明する。

図５を参照すると、各翼幅方向位置での局所的な翼型（ローカルエアフォイル）４０’が、ウイングレット４と、Ｙ−Ｚ平面に平行な平面（すなわち、航空機のＹ軸およびＺ軸の両方に平行な平面）上における４半分の翼弦線の投影（すなわち、ｘ／ｃ＝０．２５；図５においてｘ／ｃ＝０．２５と表示された破線を参照）の局所方向に垂直な平面との交差によって形成される断面形状として定義されている。

局所的な翼型４０’の全体の組み合わせにより、ウイングレット４の外形が画定される。

図６は、ウイングレット４の局所的な翼型４０’の（概念的に展開された翼幅方向での）概略図である。図６は、概略図であり、縮尺通りではないことが理解されよう。

各局所的な翼型４０’は、前縁点９’、後縁点１０’および局所的な翼弦線（ｃ）を有する。後縁点１０’は、そのような固有の点が存在するとすれば局所的な翼型４０’の最後方点として、そうでなければすべての最後方点の重心として定義される。前縁点９’は、後縁点１０’から最も離間した、局所的な翼型４０’上の点として定義される。局所的な翼弦線（ｃ’）は、前縁点９’と後縁点１０’とをつなぐ直線である。局所的な翼弦（ｃ）は、翼弦線（ｃ’）の（すなわち、前縁点９’と後縁点１０’との間の）長さである。

また、図６に示すように、局所的な翼型の最大厚ｔ_ｍａｘは、局所的な翼型４０’の上面１９’と下面２０’との間の、翼弦線（ｃ’）に垂直な最大距離として定義される。

説明中の実施形態において、ウイングレット４の迎え角は、飛行方向（Ｆ）とウイングレット４のルートコード（Ｃ_ｒｏｏｔ）との間の角度（α）である（図５参照）。しかしながら、ウイングレット４上の任意の適切な基準線が使用され得ることが理解されよう。

ウイングレット４上の流れの分離が、該ウイングレット４の先端８の領域で最初に生じるように、ウイングレット４は、該ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置に対して前縁ドループが変化している。

ウイングレット４は、例えば、スラットまたはフラットなどの、いずれの可動式高揚力装置も有していない。

図６はまた、前縁ドループを定義および定量化するために使用される様々なパラメータを示している。説明中の実施形態において、前縁ドループは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}によって定義および定量化される。

ウイングレット４に沿った翼幅方向位置のそれぞれにおけるパラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥは、後縁点１０’と、基準の翼弦方向位置における局所的な翼型断面の上面１９’と下面２０’との間の中点に位置する基準点Ｇと、を通る基準線（ｅ）から下面２０’に向かう、該基準線（ｅ）に垂直な線に沿った前縁点９’のオフセット距離（Ｄｒ）を、局所的な翼弦長さ（ｃ）で割ったものである。

基準の翼弦方向位置は、それが「非ドループの」断面にあるのに十分に後方の翼型断面内にあるように選択される。説明中の実施形態において、基準点Ｇは、前縁点９’の後方に０．３ｃ（すなわち、局所的な翼弦長さ（ｃ）の０．３）だけ離れて位置している。この位置は、ｘ／ｃ＝０．３として定義され、ｘは、前縁点９’からの（後縁点１０’に向かう）翼弦線（ｃ’）に沿った距離であり、ｃは、局所的な翼弦長さである。

基準の翼弦方向位置は、それが翼型の「非ドループの」断面にあるように、前縁点９’から十分に後方の、いずれの翼弦方向位置に位置していてもよい。好ましくは、基準点Ｇは、前縁点９’の後方に局所的な翼弦長さの０．３以上（すなわち、ｘ／ｃ≧０．３）、位置している。より好ましくは、基準点Ｇは、前縁点９の後方に局所的な翼弦長さ（ｃ）の０．３（すなわち、ｘ／ｃ＝０．３）だけ離れて位置している。

図６を再び参照すると、パラメータＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}は、翼弦線（ｃ’）と垂直であり、かつ前縁点９’の後方に０．０５ｃだけ離れた位置（すなわち、ｘ／ｃ＝０．０５）で翼弦線（ｃ’）と交差する線に沿った、局所的な翼弦線（ｃ’）からの局所的な翼型断面４０’の上面１９’の距離を、局所的な翼弦長さ（ｃ）で割ったものである。

図７において、下側の線（「Ｄｒｏｏｐ_ＬＥ」で表されている）は、ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置（η）に対するＤｒｏｏｐ_ＬＥの変化を示す。ｘ軸（すなわち、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥ＝０）は、ゼロ前縁ドループでのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値を表している。

上側の線（「Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}」で表されている）は、ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置（η）に対するＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の変化を示す。水平の破線Ｎは、ゼロ前縁ドループでのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値を表している。

Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、η＝０，０．２，０．７および１である展開された翼幅方向位置で示されている。これらの値間の一般的な変化を示すために、これらの点をつなぐ直線も示されている。しかしながら、これらの点の間の値は、これらの直線上にない場合もあることが理解されよう。

前縁ドループが増加すると、翼型部のノーズ半径が増加してドループを収容する。

ウイングレット４は、該ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレット４の外側領域（Ｏ）で最初に生じるように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置（η）について変化している。この点において、ウイングレット４は、該ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレット４の外側領域（Ｏ）で最初に生じるように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}が、展開された翼幅方向位置（η）について変化している。

説明中の実施形態において、前縁ドループは、ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレットの先端８の近位領域で最初に生じるように、展開された翼幅方向位置（η）について変化している。この点において、説明中の実施形態では、η＝０．９５である翼幅方向位置（Ｔ）で、流れの分離が最初に生じる。

前縁ドループは、該前縁ドループがウイングレット４の外側領域（Ｏ）において、該ウイングレット４の先端８の近位位置で最大であるように、展開された翼幅方向位置について変化している。この点において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、ウイングレット４の外側領域（Ｏ）において最大である。

より詳細には、本実施形態において、前縁ドループは、η＝０．７である展開された翼幅方向位置（Ｃ）において最大である。この点において、図７に示すように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値（Ｐ１）は、η＝０．７で生じる。Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値（Ｐ１’）もまた、η＝０．７で生じる。説明中の実施形態において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値（Ｐ１）は０．０４１であり、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値（Ｐ１’）は、０．０４８である。

前縁ドループがウイングレット４の外側領域（Ｏ）で最大となる特徴は、それによって流れの分離がウイングレット４の外側領域（Ｏ）で最初に生じるのを促進し得る点で有利である。この点において、この特徴は、流れの分離が、前縁ドループが最大である位置の外側の領域で最初に生じるのを促進し得る。

前縁ドループは、前縁ドループが最大である位置での、その最大値から外側に、ウイングレット４の先端に向かって縮小している。有利なことに、これは、流れの分離をウイングレット４の先端８に向かって最初に発生させ得る。

この点において、ウイングレット４の先端８での前縁ドループは、前縁ドループの最大値よりも小さく、前縁ドループは、前縁ドループが最大である位置での、その最大値から、ウイングレット４の先端８まで、連続的に減少している。

図７に示すように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの値は、前縁ドループが最大である位置での、その最大値（Ｐ１）から、ウイングレット４の先端８まで、連続的に減少している。同様に、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、前縁ドループが最大である位置での、その最大値（Ｐ１’）から、ウイングレット４の先端８まで、連続的に減少している。

ウイングレット４の先端８での前縁ドループは、ウイングレット４の前縁ドループの最小値である。この点において、図７に示すように、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、ウイングレット４の先端８でそれぞれ最小である。先端８での、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの値は０．０１７であり、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は０．０３６である。

好ましくは、先端８でのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値に対する、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値の比は、２以上である。好ましくは、先端８でのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の比は、１．３以上である。

ウイングレット４の迎え角（α）が大きくなるにつれて、流れの分離が、該流れの分離が最初に発生する位置（Ｔ）から内側に徐々に移動するように、前縁ドループは、展開された翼幅方向位置について変化している。

「内側に徐々に移動する」とは、流れの分離が最初に発生した場所（Ｔ）から該流れの分離が伝播することを意味しており、これは、流れの分離が、その伝播している流れの分離から離れた場所で瞬間的に発生することとは対照的である（例えば、翼端装置の全翼幅にわたって瞬間的に発生することとは対照的である）ことが理解されよう。

この点において、前縁ドループは、展開された翼幅位置（Ｃ）でのその最大値から内側に、（展開された翼幅位置（Ａ）での）ウイングレット４の内側端７に向かって縮小している。

この点において、ウイングレット４の内側端７での前縁ドループは、前縁ドループの最大値よりも小さい。この点において、内側端７におけるＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、それらの最大値よりも小さい。

本実施形態において、ウイングレット４の内側端７でのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、０．０２８である。

本実施形態において、ウイングレット４の内側端７でのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、０．０３８である。

移行領域２１の外側端（Ｂ）は、η＝０．２である翼幅方向位置にある。移行領域２１では、前縁ドループが、内側方向に、主翼３の先端６での前縁ドループに近づいている。この点において、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、主翼３の先端６でのＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に近づく。これは、ウイングレット４の前縁ドループが、主翼３の先端６での前縁ドループと滑らかに調和することを可能にする点で有利であり、これによって、前縁ドループが不連続になること（したがって、その場所における空力特性が不連続になること）を回避することができる。

説明中の実施形態において、ウイングレット４の内側端７での前縁ドループは、主翼３の先端６での前縁ドループと同じである。あるいは、ウイングレット４の内側端７での前縁ドループは、主翼３の先端６での前縁ドループよりも小さくてもよい。

移行領域の外側端の前縁ドループは、最大の前縁ドループよりも小さい。この点において、移行領域の外側端のＤｒｏｏｐ_ＬＥの値は、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値よりも小さい。同様に、移行領域の外側端のＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値は、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値よりも小さい。本実施形態において、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値（Ｐ２）は、０．０３である。Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値の、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値に対する比は、１．３７である。好ましくは、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥの最大値の、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＤｒｏｏｐ_ＬＥの値に対する比は、１．３以上である。本実施形態において、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値（Ｐ２’）は、０．０４１である。Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する比は、１．１７である。好ましくは、Ｙ５_{Ｕｐｐｅｒ}の最大値の、移行領域２１の外側端（Ｂ）でのＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の値に対する比は、１．１以上である。

本発明のさらなる実施形態によれば、航空機の翼２（すなわち、本発明の上記の実施形態における航空機の翼２）の設計方法１０５が提供される。この方法は、本発明のさらなる実施形態にしたがって、ウイングレット４を設計するステップを含む。この方法は、ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレット４の外側領域（Ｏ）で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置に対して変化しているウイングレット４を設計するステップを含む。

この点において、図８を参照すると、この方法は以下のステップを含む：
（ｉ）高速設計要件を満たすように、その展開された翼幅にわたって前縁ドループを有しない翼端装置を設計するステップ（ステップ１０１）；
（ｉｉ）翼端装置の上記の設計に、展開された翼幅方向位置について前縁ドループの変化を適用して、翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ（ステップ１０２）。

高速要件は、例えば、航空機１の運航速度での揚力誘起抗力を一定量低減するためのものであってもよい。

航空機の翼２の製造方法（１０６）は、上記の方法（１０５）に従って航空機の翼を設計するステップと、当該設計に従って航空機の翼を製造するステップ（ステップ１０３）と、を含む。ウイングレット４の製造方法は、上記の方法に従ってウイングレットを設計するステップと、ウイングレットをその設計に製造するステップと、を含むことが理解されよう。

本発明のさらなる実施形態にしたがう、航空機１の設計方法は、上記の方法（１０５）に従う航空機の翼を設計するステップを含み、該航空機の翼は、航空機の設計の一部である。

本発明のさらなる実施形態にしたがう、航空機１の製造方法は、上記の方法に従って航空機を設計するステップと、その設計にしたがって航空機を製造するステップと、を含む。

要約すると、本発明の実施形態において、ウイングレット４の前縁ドループの、展開された翼幅方向位置についての変化は、ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレットの外側領域内の場所で、特には、ウイングレット４の先端に向かう場所で最初に発生するようになっている。

インボードの失速の進行と進展が遅れる。これは、ウイングレット低速特性を改善する。この点において、それは、ウイングレット上の流れが分離し始める航空機の発生率を増大させ、かつウイングレット上の流れの分離の開始と、ウイングレット上の流れが完全に分離される点と、の間の期間を延ばす。これは、より良性で対称的な操作特性とともに、航空機の操縦フライトエンベロープの大部分にわたって広がる低速抗力の改善をもたらす。

したがって、これは、高速（例えば、運航速度）でのウイングレット４の性能に重大な影響を与えることなく、改善された低速操縦特性を提供する。

特定の実施形態を参照して本発明を例示説明してきたが、当業者であれば、本発明は、本明細書に具体的に例示されていない多くの異なる変形形態に役立つことが理解されよう。

説明中の実施形態において、前縁ドループは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥとＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}との組み合わせによって定義される。前縁ドループは、これらのパラメータの１つだけによって定義されてもよく、例えば、前縁ドループは、Ｄｒｏｏｐ_ＬＥまたはＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}だけによって定義されてもよい。しかしながら、好ましくは、前縁ドループは、パラメータＤｒｏｏｐ_ＬＥおよびＹ５_{Ｕｐｐｅｒ}の組み合わせによって定義される。

説明中の実施形態において、前縁ドループは、ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレット４の先端８の領域内で最初に発生するように、ウイングレット４に沿って展開された翼幅方向位置に対して変化している。代替的に、あるいは付加的に、前縁ドループは、ウイングレット４上の流れの分離が該ウイングレット４の外側領域（Ｏ）内のいずれの場所でも最初に発生するように、変化していてもよい。しかしながら、流れの分離は、ウイングレット４の先端８の領域内で最初に発生することが好ましい。

説明中の実施形態において、翼端装置は、湾曲した非平面のウイングレットである。しかしながら、翼端装置は、他のタイプのウイングレットまたは翼端装置であってもよく、例えば、レイクド・ウイングチップであってもよい。

説明中の実施形態において、ウイングレット４は、主翼３に対して固定されている。代替的に、ウイングレット４は、主翼３に対して可動であってもよい。この点において、ウイングレット４は、主翼３に対して、飛行中に使用するための飛行構成と、地上での作業中に使用するための地上構成と、の間で回転可能であり、翼２の幅が縮小される。

航空機は、有人機またはＵＡＶなどの、任意の飛行機を含む、任意のタイプの航空機とすることができる。しかしながら、航空機は、好ましくは旅客機である。

前述の説明において「または」が使用されている場合、これは、「および／または」を意味するものと解釈されたい。

前述の説明において、既知の、明らかな、または予測可能な均等物を有する整数または要素が言及されている場合、そのような均等物は、あたかも個別に記載されているかのように本明細書に組み込まれる。本発明の真の範囲を決定するためには特許請求の範囲を参照するべきであり、特許請求の範囲は、そのような均等物を包含するように解釈されるべきである。また、好ましい、有利である、都合がよいなどとして記載されている本発明の整数または特徴は任意選択であり、独立請求項の範囲を制限しないことも読者には理解されよう。さらに、そのような任意の整数または特徴は、本発明のいくつかの実施形態では可能性のある利益となるが、他の実施形態では望ましくない可能性があるため、他の実施形態には存在しない可能性があることを理解されたい。

Claims (20)

1. 翼端装置であって、該翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置について変化している、翼端装置。
2. 主翼と、該主翼の先端の請求項１に記載の翼端装置と、を備える、航空機の翼。
3. 前記前縁ドループは、前記翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の先端または該先端の近位領域で最初に発生するように変化している、請求項２に記載の航空機の翼。
4. 前記翼端装置の前記前縁ドループは、該翼端装置の外側領域において最大である、請求項２または３に記載の航空機の翼。
5. 前記前縁ドループは、その最大値から外側に、前記翼端装置の前記先端に向かって縮小している、請求項４に記載の航空機の翼。
6. 前記前縁ドループは、前記翼端装置の迎え角が大きくなるにつれて、前記流れの分離が内側に移動するように変化している、請求項４または５に記載の航空機の翼。
7. 前記前縁ドループは、その最大値から内側に、前記翼端装置の内側端に向かって縮小している、請求項６に記載の航空機の翼。
8. 前記翼端装置がその内側端から延びる移行領域を含み、該移行領域における前記前縁ドループは、内側方向に、前記主翼の外側端の前記前縁ドループの値に近づいている、請求項２〜６のいずれか一項に記載の航空機の翼。
9. 前記移行領域の外側端の前記前縁ドループが、最大の前縁ドループよりも小さい、請求項８に記載の航空機の翼。
10. 前記翼端装置が外側方向に増加する上反角を有する、請求項２〜９のいずれか一項に記載の航空機の翼。
11. 前記翼端装置が後退しており、任意に、平面視において前記前縁が湾曲しているように、前記翼端装置の前縁後退角度が外側方向に増加している、請求項２〜１０のいずれか一項に記載の航空機の翼。
12. 前記翼端装置がウイングレットである、請求項２〜１１のいずれか一項に記載の航空機の翼。
13. 請求項１〜１２のいずれか一項に記載の航空機の翼または翼端装置を備える、航空機。
14. 航空機の翼の一部として使用する翼端装置の設計方法であって、前記翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するように、前縁ドループが、展開された翼幅方向位置について変化している翼端装置を設計するステップを含む、方法。
15. 以下のステップ：
    （ｉ）高速設計要件を満たすように、その展開された翼幅にわたって前縁ドループを有しない翼端装置を設計するステップ；
    （ｉｉ）前記翼端装置の前記設計に、展開された翼幅方向位置について前縁ドループの変化を適用して、前記翼端装置上の流れの分離が該翼端装置の外側領域で最初に発生するようにするステップ；を含む、請求項１４に記載の方法。
16. 主翼と、該主翼の先端の翼端装置と、を備える、航空機の翼の設計方法であって、請求項１４または１５に記載の翼端装置を設計するステップを含む、方法。
17. 請求項１６に記載の航空機の翼を設計するステップを含む、航空機の設計方法。
18. 請求項１４または１５に記載の翼端装置を設計するステップと、当該設計に従って翼端装置を製造するステップと、を含む、翼端装置の製造方法。
19. 請求項１６に記載の航空機の翼を設計するステップと、当該設計に従って航空機の翼を製造するステップと、を含む、航空機の翼の製造方法。
20. 請求項１７に記載の航空機を設計するステップと、当該設計に従って航空機を製造するステップと、を含む、航空機の製造方法。