JP2622670B2 - 超音速航空機の主翼 - Google Patents
超音速航空機の主翼Info
- Publication number
- JP2622670B2 JP2622670B2 JP6266329A JP26632994A JP2622670B2 JP 2622670 B2 JP2622670 B2 JP 2622670B2 JP 6266329 A JP6266329 A JP 6266329A JP 26632994 A JP26632994 A JP 26632994A JP 2622670 B2 JP2622670 B2 JP 2622670B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- winglet
- drag
- supersonic aircraft
- supersonic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
- B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
- B64C23/072—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips the wing tip airfoil devices being moveable in their entirety
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
- B64C23/065—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips
- B64C23/069—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices at the wing tips using one or more wing tip airfoil devices, e.g. winglets, splines, wing tip fences or raked wingtips
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、超音速航空機の主翼に
係り、特に翼端部にウイングレットを備えた主翼に関す
るものである。
係り、特に翼端部にウイングレットを備えた主翼に関す
るものである。
【０００２】
【従来の技術】一般に、航空機の抗力は、機体の揚力発
生に伴う抗力（揚力依存抗力）と、揚力に無関係な抗力
（零揚力抗力）に分けられる。亜音速航空機の場合は、
零揚力抗力は空気の粘性に基づく摩擦抗力、揚力依存抗
力は翼後方に吐き出される渦に基づく渦抗力から構成さ
れる。
生に伴う抗力（揚力依存抗力）と、揚力に無関係な抗力
（零揚力抗力）に分けられる。亜音速航空機の場合は、
零揚力抗力は空気の粘性に基づく摩擦抗力、揚力依存抗
力は翼後方に吐き出される渦に基づく渦抗力から構成さ
れる。
【０００３】一方、超音速航空機の場合は、零揚力抗力
は摩擦抗力の他に、機体の体積に基づく造波抗力が加わ
り、また揚力依存抗力にも渦抗力の他に揚力発生に伴う
造波抗力が加わる。
は摩擦抗力の他に、機体の体積に基づく造波抗力が加わ
り、また揚力依存抗力にも渦抗力の他に揚力発生に伴う
造波抗力が加わる。
【０００４】一般に、亜音速の翼理論によると、揚力依
存抗力換言すれば渦抗力を低減するためには主翼を横方
向（流れに直角な方向）に長い翼とすることが有効であ
る。従って、空力的には限りなく横に細長い主翼が最も
効率の良い翼となる。しかし、実際にはその構造的な問
題により、翼幅には制限が与えられる。
存抗力換言すれば渦抗力を低減するためには主翼を横方
向（流れに直角な方向）に長い翼とすることが有効であ
る。従って、空力的には限りなく横に細長い主翼が最も
効率の良い翼となる。しかし、実際にはその構造的な問
題により、翼幅には制限が与えられる。
【０００５】そこで、通常の亜音速旅客機では、さらに
渦抗力を低減する方法の１つとして、翼端に小翼を取り
付け、それを上方側或いは下方側に折り曲げて、翼幅の
延長を軽減し、これにより翼根部の曲げモーメントに関
する構造的な制限を満たしつつ、空力的には翼幅延長と
同等な効果を生み出すウイングレットが開発され、既に
実機にも採用されている（先行技術文献として、航空機
技術水準の向上に関する研究調査（１９７９年３月）Ｎ
ｏ．４小型機のウイングレット方式適用に関する研究
（Ｐ．１〜９）社団法人 日本航空宇宙工業会、流体力
学ハンドブック（Ｐ．２４８〜２４９）日本流体力学会
編 丸善株式会社、応用空気力学「次世代航空機をめざ
して」（Ｐ．３６〜３９）相原康彦・森下脱生著 東京
大学出版会等がある）。
渦抗力を低減する方法の１つとして、翼端に小翼を取り
付け、それを上方側或いは下方側に折り曲げて、翼幅の
延長を軽減し、これにより翼根部の曲げモーメントに関
する構造的な制限を満たしつつ、空力的には翼幅延長と
同等な効果を生み出すウイングレットが開発され、既に
実機にも採用されている（先行技術文献として、航空機
技術水準の向上に関する研究調査（１９７９年３月）Ｎ
ｏ．４小型機のウイングレット方式適用に関する研究
（Ｐ．１〜９）社団法人 日本航空宇宙工業会、流体力
学ハンドブック（Ｐ．２４８〜２４９）日本流体力学会
編 丸善株式会社、応用空気力学「次世代航空機をめざ
して」（Ｐ．３６〜３９）相原康彦・森下脱生著 東京
大学出版会等がある）。
【０００６】尚、ここで注意すべき点は、ウイングレッ
トは空力，構造の両面を考慮して、その有効性が発揮さ
れるものであるという点である。つまり、空力的観点だ
けでは翼端延長に勝るものはないからである。
トは空力，構造の両面を考慮して、その有効性が発揮さ
れるものであるという点である。つまり、空力的観点だ
けでは翼端延長に勝るものはないからである。
【０００７】然し乍ら、超音速航空機の場合には、新た
に造波抗力が加わるため、このウイングレット付き主翼
形状に大幅な変更が余儀なくされる。なぜなら、一般
に、この造波抗力は超音速理論によると、主翼を縦方向
（流れ方向）に長くするほど低減されることが判ってい
るからである。即ち、超音速航空機の揚力依存抗力を低
減するためには、その主翼は横に長く、且つ縦にも長
い、相矛盾する要求を満たす工夫が必要となる。
に造波抗力が加わるため、このウイングレット付き主翼
形状に大幅な変更が余儀なくされる。なぜなら、一般
に、この造波抗力は超音速理論によると、主翼を縦方向
（流れ方向）に長くするほど低減されることが判ってい
るからである。即ち、超音速航空機の揚力依存抗力を低
減するためには、その主翼は横に長く、且つ縦にも長
い、相矛盾する要求を満たす工夫が必要となる。
【０００８】このようなことから、一般の設計技術で
は、超音速航空機の主翼には、先ず亜音速航空機に比べ
て縦に細長い翼を採用し、横に長くという要求を犠牲に
するのが普通である。但し、その平面形の工夫によって
は、渦抗力をある程度低減することも可能で、これまで
のＮＡＳＡを始めとする研究から、やじりに似たアロー
翼と言われる平面形が有望視されている。しかし、この
翼は外翼部だけを取り出すと、その部分は横に長い翼と
等価になるため、構造的には外翼部付け根の曲げモーメ
ントがきつくなる傾向がある。そのため、さらに翼端延
長を行うことはできない。
は、超音速航空機の主翼には、先ず亜音速航空機に比べ
て縦に細長い翼を採用し、横に長くという要求を犠牲に
するのが普通である。但し、その平面形の工夫によって
は、渦抗力をある程度低減することも可能で、これまで
のＮＡＳＡを始めとする研究から、やじりに似たアロー
翼と言われる平面形が有望視されている。しかし、この
翼は外翼部だけを取り出すと、その部分は横に長い翼と
等価になるため、構造的には外翼部付け根の曲げモーメ
ントがきつくなる傾向がある。そのため、さらに翼端延
長を行うことはできない。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明は、超音
速航空機に特有の縦に細長い翼の抗力低減をさらに進め
るために、翼端延長せずに、翼端延長同等の渦抗力低減
効果を生み出せるウイングレットを備えた超音速航空機
の主翼を提供しようとするものである。
速航空機に特有の縦に細長い翼の抗力低減をさらに進め
るために、翼端延長せずに、翼端延長同等の渦抗力低減
効果を生み出せるウイングレットを備えた超音速航空機
の主翼を提供しようとするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明の超音速航空機の主翼は、マッハ１〜５の超音
速航空機の主翼の翼端部に後縁を一致させて非平面的に
ウイングレットが取り付けられていて、このウイングレ
ットの平面形は低アスペクト比の台形タイプとなし、前
縁後退角ΛLE. winglet をΛLE. winglet ≧ΛM ≡ COS
-1（１／Ｍ）とし、キャント角φを９０°＞φ≧７０の
範囲とし、取付角θを０〜１°とし、ウイングレットの
翼根部翼弦長Ｃr.w を主翼翼端部の翼弦長Ｃｔより小さ
くその半分より大きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲と
し、ウイングレットの翼根部翼弦長Ｃr.w と翼端翼弦長
Ｃt.w との比λを 0.5≧λ≧0.2 の範囲とし、ウイング
レットに捩り分布を設けない形状としたことを特徴とす
るものである。
の本発明の超音速航空機の主翼は、マッハ１〜５の超音
速航空機の主翼の翼端部に後縁を一致させて非平面的に
ウイングレットが取り付けられていて、このウイングレ
ットの平面形は低アスペクト比の台形タイプとなし、前
縁後退角ΛLE. winglet をΛLE. winglet ≧ΛM ≡ COS
-1（１／Ｍ）とし、キャント角φを９０°＞φ≧７０の
範囲とし、取付角θを０〜１°とし、ウイングレットの
翼根部翼弦長Ｃr.w を主翼翼端部の翼弦長Ｃｔより小さ
くその半分より大きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲と
し、ウイングレットの翼根部翼弦長Ｃr.w と翼端翼弦長
Ｃt.w との比λを 0.5≧λ≧0.2 の範囲とし、ウイング
レットに捩り分布を設けない形状としたことを特徴とす
るものである。
【００１１】かかる構造の超音速航空機の主翼は、前記
ウイングレットのキャント角φを可変可能とし、超音速
飛行時９０°＞φ≧７０°とし、亜音速飛行時φ＝０°
としたものもある。主翼自体の形状は、デルタ翼、アロ
ー翼でも良いが、クランクト・アロー翼が好ましい。
ウイングレットのキャント角φを可変可能とし、超音速
飛行時９０°＞φ≧７０°とし、亜音速飛行時φ＝０°
としたものもある。主翼自体の形状は、デルタ翼、アロ
ー翼でも良いが、クランクト・アロー翼が好ましい。
【００１２】本発明の超音速航空機の主翼に於いて、主
翼の翼端部に後縁を一致させて非平面的にウイングレッ
トを取り付けている理由は、翼端渦を拡散し、フラップ
無しの主翼の誘導抵抗を減少するためである。
翼の翼端部に後縁を一致させて非平面的にウイングレッ
トを取り付けている理由は、翼端渦を拡散し、フラップ
無しの主翼の誘導抵抗を減少するためである。
【００１３】また、このウイングレットの平面形を低ア
スペクト比の台形タイプとした理由は、まず造波抗力を
低減すること、次にもしクランクト・アロー翼タイプと
した場合、構造的に厳しくなるからである。
スペクト比の台形タイプとした理由は、まず造波抗力を
低減すること、次にもしクランクト・アロー翼タイプと
した場合、構造的に厳しくなるからである。
【００１４】また、このウイングレットの前縁後退角Λ
LE. winglet をΛLE. winglet ≧ΛM ≡ COS-1（１／
Ｍ）とした理由は、前縁をマッハ円錐の内側に入れるこ
とで、局所的には前縁に垂直方向の流入速度が亜音速に
なり、その結果前縁での衝撃波の発生が抑制され、造波
抗力の増加を抑えることができるためである。
LE. winglet をΛLE. winglet ≧ΛM ≡ COS-1（１／
Ｍ）とした理由は、前縁をマッハ円錐の内側に入れるこ
とで、局所的には前縁に垂直方向の流入速度が亜音速に
なり、その結果前縁での衝撃波の発生が抑制され、造波
抗力の増加を抑えることができるためである。
【００１５】また、このウイングレットのキャット角φ
を９０°＞φ≧７０の範囲とした理由は、超音速航空機
でのウイングレット部分の迎角を小さく抑えることによ
って揚力に伴う造波抗力の増加を抑えるためである。
を９０°＞φ≧７０の範囲とした理由は、超音速航空機
でのウイングレット部分の迎角を小さく抑えることによ
って揚力に伴う造波抗力の増加を抑えるためである。
【００１６】また、ウイングレットの取付角θを０〜１
°とした理由は、前面投影面積を少なくし、超音速流へ
の擾乱をできるだけ小さくすることで造波抗力の増加を
緩和するためである。
°とした理由は、前面投影面積を少なくし、超音速流へ
の擾乱をできるだけ小さくすることで造波抗力の増加を
緩和するためである。
【００１７】また、ウイングレットの翼根部翼弦長Ｃr.
w を主翼翼端部の翼弦長Ｃｔより小さくその半分より大
きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲とした理由は、まず
上限についてはウイングレットの取り付け部分の確保の
観点からであり、次に下限についてはウイングレット効
果を最大限に生かす観点からあまり小さいウイングレッ
トでは不適当となるためである。
w を主翼翼端部の翼弦長Ｃｔより小さくその半分より大
きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲とした理由は、まず
上限についてはウイングレットの取り付け部分の確保の
観点からであり、次に下限についてはウイングレット効
果を最大限に生かす観点からあまり小さいウイングレッ
トでは不適当となるためである。
【００１８】また、ウイングレットの翼根部翼弦長Ｃr.
w と翼端翼弦長Ｃt.w との比λを0.5 ≧λ≧0.2 の範囲
とした理由は、ウイングレットの前縁後退角に関する条
件を満たし易くし、かつ構造的にも厳しくならないよう
にするためである。
w と翼端翼弦長Ｃt.w との比λを0.5 ≧λ≧0.2 の範囲
とした理由は、ウイングレットの前縁後退角に関する条
件を満たし易くし、かつ構造的にも厳しくならないよう
にするためである。
【００１９】また、ウイングレットに捩り分布を設けな
い形状とした理由は、ウイングレットの構造上の複雑さ
を緩和するためである。
い形状とした理由は、ウイングレットの構造上の複雑さ
を緩和するためである。
【００２０】然してまた、本発明の超音速航空機の主翼
に於いて、ウイングレットのキャント角φを可変可能と
し、超音速飛行時９０°＞φ≧７０°とし、亜音速飛行
時φ＝０°とした理由は、超音速航空機といえども離着
陸時と陸地上空に於いては、亜音速飛行を行うので、全
体の経済性を考慮した場合、亜音速飛行時の空力特性を
向上させるためである。即ち、亜音速飛行時では、揚力
依存抗力は渦抗力しか存在しないので、渦抗力を低減す
る最も有効な方法は翼幅を伸ばすことである。そのた
め、亜音速飛行時にはウイングレットを倒して、翼端延
長状態にすることで、渦抗力低減効果を取り出すように
している。
に於いて、ウイングレットのキャント角φを可変可能と
し、超音速飛行時９０°＞φ≧７０°とし、亜音速飛行
時φ＝０°とした理由は、超音速航空機といえども離着
陸時と陸地上空に於いては、亜音速飛行を行うので、全
体の経済性を考慮した場合、亜音速飛行時の空力特性を
向上させるためである。即ち、亜音速飛行時では、揚力
依存抗力は渦抗力しか存在しないので、渦抗力を低減す
る最も有効な方法は翼幅を伸ばすことである。そのた
め、亜音速飛行時にはウイングレットを倒して、翼端延
長状態にすることで、渦抗力低減効果を取り出すように
している。
【００２１】
【作用】上記のように構成された本発明の超音速航空機
の主翼は、翼端延長せずに、翼端延長同等に渦抗力を低
減でき、超音速航空機特有の縦に細長い翼の抗力低減を
進めることができる。即ち、超音速航空機の場合、造波
抗力の存在のため翼幅を際限なく大きくすれば良いとは
限らず、最適な翼幅が予想される。このことは、純粋に
空力的観点だけからも翼端にウイングレットを付加した
ことにより、単に翼幅方向に延長した場合よりも有効で
あり、しかもウイングレットの形状を前述のように限定
したことにより、翼端渦が効率良く低減されると共に拡
散が大きくなり、渦抗力が低減される。従って、誘導抗
力が減少するので揚抗比を高く改善することができる。
また、構造的観点からも超音速航空機の最適な主翼とい
われるアロー翼にとっては、外翼部の構造的に厳しい翼
端延長を回避できる。そして、ウイングレットのキャン
ト角φを可変可能とし、超音速飛行時９０°＞φ≧７０
°とし、亜音速飛行時φ＝０°とした本発明の他の超音
速航空機の主翼は、構造重量の増加をさほど招くことな
く、離着陸時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性
が向上する。
の主翼は、翼端延長せずに、翼端延長同等に渦抗力を低
減でき、超音速航空機特有の縦に細長い翼の抗力低減を
進めることができる。即ち、超音速航空機の場合、造波
抗力の存在のため翼幅を際限なく大きくすれば良いとは
限らず、最適な翼幅が予想される。このことは、純粋に
空力的観点だけからも翼端にウイングレットを付加した
ことにより、単に翼幅方向に延長した場合よりも有効で
あり、しかもウイングレットの形状を前述のように限定
したことにより、翼端渦が効率良く低減されると共に拡
散が大きくなり、渦抗力が低減される。従って、誘導抗
力が減少するので揚抗比を高く改善することができる。
また、構造的観点からも超音速航空機の最適な主翼とい
われるアロー翼にとっては、外翼部の構造的に厳しい翼
端延長を回避できる。そして、ウイングレットのキャン
ト角φを可変可能とし、超音速飛行時９０°＞φ≧７０
°とし、亜音速飛行時φ＝０°とした本発明の他の超音
速航空機の主翼は、構造重量の増加をさほど招くことな
く、離着陸時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性
が向上する。
【００２２】
【実施例】本発明の超音速航空機の主翼の実施例を図に
よって説明する。図１はマッハ１〜５の超音速旅客機
（ＳＳＴ）の主翼で、超音速巡航での揚抗比を極限まで
高めた形態としてのクランクト・アロー翼１を示す。こ
のクランクト・アロー翼１の翼端部に図２のａ，ｂ，ｃ
に示すように後縁を一致させて非平面的にウイングレッ
ト２が取り付けられている。このウイングレット２の平
面形は低アスペクト比（ＡＲ）１〜２、本例の場合ＡＲ
＝１．５の台形タイプであり、前縁後退角がΛLE. wing
let ≧９０−（マッハ角）≡ COS-1（１／Ｍ）、本例の
場合５５度とし、キャント角φはウイングレット２の非
平面性を示す角度として、通常の主翼の上反角及び下反
角に対応（φ＝０°はウイングレット２を倒した状態、
φ＝９０°は上方に直角に曲げた状態）するもので、こ
こでは９０°＞φ≧７０°の範囲、本例では８０°に定
めている。ウイングレット２の取付角θは０〜１°、本
例の場合１°とし、ウイングレット２の翼根部翼弦長Ｃ
r.w を主翼１の翼端部の翼弦長Ｃｔより小さく、その半
分より大きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲、本例の場
合Ｃr.w ＝Ｃｔ／２とし、ウイングレット２の翼根部翼
弦長Ｃr.w と翼端部翼弦長Ｃt.w との比λ＝Ｃt.w ／Ｃ
r.w を 0.5≧λ≧0.2 の範囲、本例ではλ＝0.4 とし、
そしてウイングレット２の捩り分布を設けない捩り無し
の形状とした。
よって説明する。図１はマッハ１〜５の超音速旅客機
（ＳＳＴ）の主翼で、超音速巡航での揚抗比を極限まで
高めた形態としてのクランクト・アロー翼１を示す。こ
のクランクト・アロー翼１の翼端部に図２のａ，ｂ，ｃ
に示すように後縁を一致させて非平面的にウイングレッ
ト２が取り付けられている。このウイングレット２の平
面形は低アスペクト比（ＡＲ）１〜２、本例の場合ＡＲ
＝１．５の台形タイプであり、前縁後退角がΛLE. wing
let ≧９０−（マッハ角）≡ COS-1（１／Ｍ）、本例の
場合５５度とし、キャント角φはウイングレット２の非
平面性を示す角度として、通常の主翼の上反角及び下反
角に対応（φ＝０°はウイングレット２を倒した状態、
φ＝９０°は上方に直角に曲げた状態）するもので、こ
こでは９０°＞φ≧７０°の範囲、本例では８０°に定
めている。ウイングレット２の取付角θは０〜１°、本
例の場合１°とし、ウイングレット２の翼根部翼弦長Ｃ
r.w を主翼１の翼端部の翼弦長Ｃｔより小さく、その半
分より大きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲、本例の場
合Ｃr.w ＝Ｃｔ／２とし、ウイングレット２の翼根部翼
弦長Ｃr.w と翼端部翼弦長Ｃt.w との比λ＝Ｃt.w ／Ｃ
r.w を 0.5≧λ≧0.2 の範囲、本例ではλ＝0.4 とし、
そしてウイングレット２の捩り分布を設けない捩り無し
の形状とした。
【００２３】このように構成した実施例の超音速旅客機
のクランクト・アロー翼１は、翼端延長せずに、翼端に
ウイングレットを取り付けているので、翼端延長した場
合と同等に渦抗力を低減でき、超音速航空機特有の縦に
細長い翼の抗力低減を進めることができる。しかもウイ
ングレットの形状を実施例のように限定したことによ
り、翼端渦が効率良く低減されると共に拡散が大きくな
り、渦抗力が低減される。従って、誘導抗力が減少する
ので、揚抗比を高く改善することができる。また構造上
クランクト・アロー翼１にとって外翼部の厳しい翼端延
長を回避できる。
のクランクト・アロー翼１は、翼端延長せずに、翼端に
ウイングレットを取り付けているので、翼端延長した場
合と同等に渦抗力を低減でき、超音速航空機特有の縦に
細長い翼の抗力低減を進めることができる。しかもウイ
ングレットの形状を実施例のように限定したことによ
り、翼端渦が効率良く低減されると共に拡散が大きくな
り、渦抗力が低減される。従って、誘導抗力が減少する
ので、揚抗比を高く改善することができる。また構造上
クランクト・アロー翼１にとって外翼部の厳しい翼端延
長を回避できる。
【００２４】本発明の超音速航空機の主翼の他の実施例
は、前記実施例のクランクト・アロー翼１に於けるウイ
ングレット２のキャント角φを可変可能とし、超音速飛
行時図３のａに示すように９０°＞φ≧７０°とし、亜
音速飛行時図３のｂに示すようにφ＝０°としたもので
ある。
は、前記実施例のクランクト・アロー翼１に於けるウイ
ングレット２のキャント角φを可変可能とし、超音速飛
行時図３のａに示すように９０°＞φ≧７０°とし、亜
音速飛行時図３のｂに示すようにφ＝０°としたもので
ある。
【００２５】このように構成した実施例の超音速旅客機
のクランクト・アロー翼１は、構造上翼端部でのウイン
グレット２の可変機構の付加にさほどの重量増加を招く
ことがなく、キャント角φを０°とすることにより離着
陸時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性が向上す
る。超音速飛行時にはキャント角φを９０°＞φ≧７０
°の範囲で適宜変化させることにより、適切に造波抗力
を低減し、誘導抗力も減少できる。
のクランクト・アロー翼１は、構造上翼端部でのウイン
グレット２の可変機構の付加にさほどの重量増加を招く
ことがなく、キャント角φを０°とすることにより離着
陸時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性が向上す
る。超音速飛行時にはキャント角φを９０°＞φ≧７０
°の範囲で適宜変化させることにより、適切に造波抗力
を低減し、誘導抗力も減少できる。
【００２６】尚、上記実施例は超音速航空機の主翼が、
クランクト・アロー翼１であるが、これに限るものでは
なく、デルタ翼やアロー翼の場合でも略同様に造波抗力
が低減され、誘導抗力も減少する。
クランクト・アロー翼１であるが、これに限るものでは
なく、デルタ翼やアロー翼の場合でも略同様に造波抗力
が低減され、誘導抗力も減少する。
【００２７】
【発明の効果】以上の説明で判るように本発明の超音速
航空機の主翼は、超音速航空機特有の縦に細長い翼の抗
力低減をさらに進めるために翼端延長せずに特定の形状
にウイングレットを備えたので、翼端を延長したと同等
の渦抗力低減効果が得られ、従って、誘導抗力が減少す
るので、揚抗比を高く改善することができる。また、上
記ウイングレットを可変化した主翼にあっては、可変機
構の付加にさほどの重量増加を招くことなく、キャント
角φを０°とすることにより、翼端延長によって離着陸
時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性が向上す
る。
航空機の主翼は、超音速航空機特有の縦に細長い翼の抗
力低減をさらに進めるために翼端延長せずに特定の形状
にウイングレットを備えたので、翼端を延長したと同等
の渦抗力低減効果が得られ、従って、誘導抗力が減少す
るので、揚抗比を高く改善することができる。また、上
記ウイングレットを可変化した主翼にあっては、可変機
構の付加にさほどの重量増加を招くことなく、キャント
角φを０°とすることにより、翼端延長によって離着陸
時と陸地上空に於ける亜音速飛行の空力特性が向上す
る。
【図１】クランクト・アロー翼の超音速旅客機を示す平
面図である。
面図である。
【図２】図１のクランクト・アロー翼にウイングレット
を設けた本発明の超音速航空機の主翼の一実施例に於け
る要部を示すもので、ａは正面図、ｂは側面図、ｃは平
面図である。
を設けた本発明の超音速航空機の主翼の一実施例に於け
る要部を示すもので、ａは正面図、ｂは側面図、ｃは平
面図である。
【図３】可変可能なウイングレットを設けた本発明の超
音速航空機の主翼の他の実施例を示すもので、ａは超音
速飛行時の状態、ｂは亜音速飛行時の状態である。
音速航空機の主翼の他の実施例を示すもので、ａは超音
速飛行時の状態、ｂは亜音速飛行時の状態である。
１ クランクト・アロー翼（主翼） ２ ウイングレット
Claims (2)
- 【請求項１】 マッハ１〜５の超音速航空機の主翼に於
いて、該主翼の翼端部に後縁を一致させて非平面的にウ
イングレットが取り付けられ、該ウイングレットの平面
形は低アスペクト比の台形タイプとなし、前縁後退角Λ
LE. wingletをΛLE. winglet ≧ΛM ≡ COS-1（１／
Ｍ）とし、キャント角φを９０°＞φ≧７０の範囲と
し、取付角θを０〜１°とし、ウイングレットの翼根部
翼弦長Ｃr.w を主翼翼端部の翼弦長Ｃｔより小さくその
半分より大きいＣｔ≧Ｃr.w ≧Ｃｔ／２の範囲とし、ウ
イングレットの翼根部翼弦長Ｃr.w と翼端翼弦長Ｃt.w
との比λを 0.5≧λ≧0.2 の範囲とし、ウイングレット
に捩り分布を設けない形状としたことを特徴とする超音
速航空機の主翼。 - 【請求項２】 請求項１記載の超音速航空機の主翼に於
いて、ウイングレットのキャント角φを可変可能とし、
超音速飛行時９０°＞φ≧７０°とし、亜音速飛行時φ
＝０°としたことを特徴とする超音速航空機の主翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6266329A JP2622670B2 (ja) | 1994-10-05 | 1994-10-05 | 超音速航空機の主翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6266329A JP2622670B2 (ja) | 1994-10-05 | 1994-10-05 | 超音速航空機の主翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08104296A JPH08104296A (ja) | 1996-04-23 |
| JP2622670B2 true JP2622670B2 (ja) | 1997-06-18 |
Family
ID=17429422
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6266329A Expired - Fee Related JP2622670B2 (ja) | 1994-10-05 | 1994-10-05 | 超音速航空機の主翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2622670B2 (ja) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2602948A1 (en) * | 2005-05-19 | 2006-11-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Concept of a variable winglet for lateral load reduction for combined lateral and vertical load reduction, and for improving the performance of means of locomotion |
| DE102005028688A1 (de) | 2005-05-19 | 2006-11-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Konzept eines variablen Winglets zur lateralen Lastenreduktion zur kombinierten lateralen und vertikalen Lastenreduktion und zur Performanceverbesserung von Fortbewegungsmitteln |
| US8544800B2 (en) * | 2005-07-21 | 2013-10-01 | The Boeing Company | Integrated wingtip extensions for jet transport aircraft and other types of aircraft |
| DE102007059455A1 (de) * | 2007-12-10 | 2009-06-25 | Airbus Deutschland Gmbh | Flügelspitzenverlängerung zur Reduktion von Wirbelschleppen bei Flugzeugen |
| JP5588629B2 (ja) * | 2009-06-02 | 2014-09-10 | 啓二 繁宮 | 飛行機の垂直尾翼 |
| US20110127383A1 (en) | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Guida Associates Consulting, Inc. | Active winglet |
| US9162755B2 (en) | 2009-12-01 | 2015-10-20 | Tamarack Aerospace Group, Inc. | Multiple controllable airflow modification devices |
| JP2016097863A (ja) * | 2014-11-25 | 2016-05-30 | 直美 菊池 | 航空機の飛行方法 |
| GB2546246A (en) * | 2016-01-05 | 2017-07-19 | Airbus Operations Ltd | An aircraft wing with a movable wing tip device for load alleviation |
-
1994
- 1994-10-05 JP JP6266329A patent/JP2622670B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08104296A (ja) | 1996-04-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10252793B2 (en) | Split blended winglet | |
| US11851164B2 (en) | Wing tip device | |
| CN107428410B (zh) | 与机身集成的螺旋桨驱动的推进系统 | |
| JP3802209B2 (ja) | 航空機回転翼のための後退翼端付きの羽根 | |
| US4813633A (en) | Airfoil trailing edge | |
| US8342456B2 (en) | Wing tip device | |
| US8128035B2 (en) | Winglets with recessed surfaces, and associated systems and methods | |
| EP2905222B1 (en) | Curved wing tip | |
| US20150217851A1 (en) | Wing configuration | |
| US7644892B1 (en) | Blended winglet | |
| US8382041B1 (en) | Rakelet | |
| US10933970B2 (en) | Aircraft with strut-braced wing system | |
| US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
| US8651427B1 (en) | Wing tip device with recess in surface | |
| JP2622670B2 (ja) | 超音速航空機の主翼 | |
| WO2018103803A1 (en) | A wind turbine blade having a truncated trailing edge | |
| US20040126241A1 (en) | Forward swept high efficiency airplane propeller blades | |
| CN107848619B (zh) | 机翼的流体流动控制 | |
| JP4676633B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| EP0103478A1 (en) | Airfoil | |
| US9637225B1 (en) | Aircraft winglet | |
| JP2002173093A (ja) | 航空機の翼端装置 | |
| EP3551878B1 (en) | A wind turbine blade having a truncated trailing edge | |
| JP2005335621A (ja) | ヘリコプタのロータブレード | |
| US20060060696A1 (en) | Link between the wing and canard for flutter reduction |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090411 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100411 Year of fee payment: 13 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110411 Year of fee payment: 14 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120411 Year of fee payment: 15 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |