JP3005526B1 - 航空機の翼および翼形状の決定方法 - Google Patents

Abstract

【要約】 【課題】 自然層流化を実現して揚抗比の改善された航
空機の翼および翼形状の決定方法を提供する。 【解決手段】 後退翼である翼５は巡航時の翼上面にお
ける圧力分布が、境界層外縁の流線方向に垂直な横方向
に沿う圧力が一定となり、かつ流線方向に沿う圧力勾配
ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が前縁８から後縁９に向かうにつ
れて低くなる自然層流化を実現するように翼形状が決定
される。この横方向に沿う圧力が一定となることによっ
て横流れ不安定が抑制され、また後縁９に向かうにつれ
て低くなるように圧力勾配をもたせることによって流線
方向に伝播するＴ−Ｓ波型不安定を抑制することができ
る。これによって境界層の遷移を遅らせて揚抗比が改善
される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、翼の抗力を低減し
て揚抗比を改善する航空機の翼および翼形状の決定方法
に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に航空機は主翼に発生する揚力と抗
力の比である揚抗比を改善することによって飛行効率を
向上することができる。そのための手法の１つとして抗
力を低減する方法がある。主翼上面の空気の流れが層流
から乱流に遷移すると、摩擦抗力が増加し、これによっ
て抗力は急激に増加する。したがって、巡航時における
翼上面の境界層の層流から乱流への遷移（以下、境界層
遷移と称する）を後縁側へ遅らせることによって、抗力
を低減して揚抗比を改善することができる。

【０００３】境界層遷移を遅らせる手法として、境界層
吸込みによる能動的な層流制御が知られている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな境界層吸込みによって境界層遷移を遅らせる手法の
場合、複雑なシステムを必要とし、翼の構成の大形化な
どの問題を有する。

【０００５】したがって、複雑なシステムを必要とせ
ず、巡航時における翼上面の境界層が安定するように圧
力分布を最適化して境界層遷移を遅らせることができる
翼の実現が望まれている。このように圧力分布を最適化
する手法を自然層流化と呼ぶ。

【０００６】自然層流化を実現するためには、境界層を
不安定にする要因を抑制する必要がある。境界層を不安
定にする要因としては横流れ不安定およびＴ−Ｓ波型不
安定などが知られている。横流れ不安定とは、翼上面の
境界層内に、翼面に平行で境界層外縁の流線に直交する
方向の速度成分（横流れ成分）が生じることによって、
境界層が不安定となることをいう。また、主流方向に擾
乱が伝播して境界層遷移が生じやすくなる状態をＴ−Ｓ
波型不安定という。

【０００７】図２５は、従来の航空機の翼１の上面の圧
力分布を示す図であり、上段は主翼直上から見たときの
圧力分布を模式的に示す図であり、下段は主翼を側方か
ら見たときの圧力分布を示す図である。なお、超音速に
おいて揚力がほとんど生じない条件を前提とした場合、
境界層外縁の流線方向と主流Ｕ方向とはほぼ一致し、そ
れぞれ翼弦方向に平行となる。図２５はこのような場合
を想定している。

【０００８】なお、図２５では右翼のみ示す。また、胴
体に平行な方向を前後方向ｘとし、胴体に垂直な方向を
左右方向ｙとする。また下段の図における圧力の係数Ｃ
_pは、一様流れの圧力を基準にとった無次元の圧力を示
す値であり、図２５では上方に行くに従い圧力が低下す
るように図示してある。ライン２，３はそれぞれ主翼１
上の圧力分布において、左右方向ｙに異なる位置ｐ１，
ｐ２での流線方向、すなわち主流Ｕ方向に沿う圧力を示
す。

【０００９】図２５から分かるとおり、主流Ｕ方向に沿
う各ライン２，３の勾配が等しい場合であっても、側方
から見ると、ライン２，３は上下にずれている。これは
翼１が後退翼であることから生じ、前縁４の後退角が大
きくなるにつれてライン２，３のずれは拡大する。

【００１０】このように側方から見たときにライン２，
３が上下にずれるということは、翼上面の圧力分布にお
いて主流方向に垂直な横方向、すなわち左右方向ｙにも
圧力勾配が生じていることを示している。

【００１１】図２６は、このときの主翼上面の境界層の
速度分布を３次元で示す図である。図２６において参照
符Ｂは境界層を示し、参照符Ｇは主流域を示し、参照符
ｕは主流Ｕ方向に沿う速度成分であり、参照符ｖは主流
方向に直角な横方向、すなわち左右方向ｙに沿う速度成
分（横流れ成分）を示し、参照符Ｆは境界層外縁を示
す。

【００１２】図２６に示されるように、翼１の境界層Ｂ
には境界層Ｂ底流において横流れ成分ｖが発生してい
る。このような横流れ成分は前記したように、横方向に
圧力勾配が生じることから起こる。このような横流れ成
分ｖが発生することによって境界層Ｂは不安定となり、
境界層遷移が発生する原因となる。

【００１３】航空機では一般に巡航速度が増加するのに
伴い前縁後退角は増加することになる。また、前述した
ように前縁後退角が大きくなるほど横方向に圧力勾配が
大きくなるので、超音速機においては境界層遷移の発生
原因としてＴ−Ｓ波型不安定よりも横流れ不安定が早期
に境界層遷移を誘発することが多い。

【００１４】本発明の目的は、横流れ不安定およびＴ−
Ｓ波型不安定を抑制するように圧力分布を最適化して自
然層流化を図り、境界層遷移を遅らせることができる航
空機の翼および翼形状の決定方法を提供することであ
る。

【００１５】

【課題を解決するための手段】請求項１記載の本発明
は、翼端に向かうにつれて前方または後方に傾斜する前
縁を有する翼平面形状を有する航空機の翼において、巡
航時の翼上面における圧力が、翼上面における境界層外
縁の流線に直交する方向にほぼ一定であることを特徴と
する航空機の翼である。

【００１６】本発明に従えば、後退翼または前進翼など
の前縁が傾斜する翼において、巡航時の翼上面の圧力分
布は、翼面に平行で境界層外縁の流線に直交する方向に
沿う圧力がほぼ一定となるので、横方向に圧力勾配が生
じず横流れ不安定による境界層遷移を遅らせる自然層流
化が実現できる。これによって揚抗比が改善されて飛行
効率が向上する。

【００１７】請求項２記載の本発明の前記翼上面におけ
る圧力分布は、流線方向に沿う圧力が、前縁から後縁に
向かうにつれて低くなる圧力勾配を有することを特徴と
する。

【００１８】本発明に従えば、巡航時における翼上面の
圧力は、流線方向に沿う圧力勾配が前縁から後縁に向か
うにつれて低くなるので、翼上面上の流れは圧力が低く
なる後縁に向けて加速されることになる。これによって
流線に沿って伝播するＴ−Ｓ波型不安定が抑制される。
このようにしてＴ−Ｓ波型不安定も抑制した自然層流化
が実現でき、境界層遷移をさらに遅らせることが可能と
なる。

【００１９】請求項３記載の本発明の前記翼は、翼根側
が後退翼であり、翼端側が前進翼であることを特徴とす
る。

【００２０】本発明に従えば、横流れ成分が発生しない
後退翼は、翼端が捩り上がることになり、また横流れ成
分が発生しない前進翼は逆に翼端が捩り下がることにな
る。したがって、翼根側を後退翼とし、翼端側を前進翼
とすることによって翼が大きく捩れることなく横流れ不
安定による境界層遷移を遅らすことが可能となる。

【００２１】請求項４記載の本発明は、翼端に向かうに
つれて前方または後方に傾斜する前縁を有する翼平面形
状を有する航空機の翼形状決定方法において、巡行時の
翼上面における圧力が、翼上面における境界層外縁の流
線に直交する方向にほぼ一定となるように翼形状を決定
することを特徴とする。

【００２２】本発明に従えば、翼面に平行で境界層外縁
の流線に直交する方向に沿う圧力がほぼ一定となるよう
に翼形状を決定することによって、この横流れ不安定を
抑制した翼形状を容易に決定することが可能となる。

【００２３】

【発明の実施の形態】自然層流化を実現する翼形状を決
定するために、まず巡航時における翼上面の最適な圧力
分布を決定する。

【００２４】図１は、本発明の実施の一形態である翼５
のコンセプトを模式的に示す図であり、上段は翼５を直
上から見た図であり、下段は翼５を側方から見た図であ
る。なお図１において、胴体に沿う方向を前後方向ｘと
し、胴体に垂直な方向を左右方向ｙとする。Ｌは翼５の
最前端から最後端にわたる前後方向ｘに沿う距離を示
し、下段の図の縦軸のＣ_pは一様流れの圧力を基準値と
して±０にとった無次元の圧力係数を示す。

【００２５】超音速において揚力がほとんど発生しない
条件を前提とした場合、翼上面における境界層外縁の流
線方向は主流Ｕ方向に一致、すなわち翼弦方向に一致
し、また翼面に平行で境界層外縁の流線に直交する方向
は左右方向ｙに一致する。本実施形態では、このような
超音速飛行を想定している。図１においてライン６，７
はそれぞれ翼５の左右方向ｙに異なる位置ｐ１，ｐ２で
の主流Ｕ方向に沿う圧力を示している。また参照符８，
９はそれぞれ翼５の前縁および後縁を示し、参照符１
０，１１はそれぞれ翼５の翼根および翼端を示してい
る。

【００２６】図１の下段に示されるように、側方から見
たときライン６およびライン７が重なった状態にある。
すなわち、主流Ｕ方向に垂直な横方向、すなわち図１の
下段においては紙面に垂直な方向に圧力が等しいことに
なる。このような圧力分布を呈することによって、横方
向には圧力勾配が存在せず、横流れ成分が存在しないこ
とになる。

【００２７】このように巡航時の翼上面における圧力分
布が、翼面に平行で境界層外縁の流線に直交する方向に
沿う圧力がほぼ一定となるように翼形状にを決定するこ
とによって、横流れ不安定を抑制した自然層流化を実現
する翼を得ることができる。

【００２８】次にＴ−Ｓ波型不安定を抑制する主流方向
に沿う圧力勾配を決定する。図２は主流方向に沿う圧力
勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）と遷移位置ｘ／ｃとの関係を
示すグラフである。ここでｃは局所翼弦長を示す。図２
に示されるように、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が負
になると遷移位置ｘ／ｃが急激に後退することが分か
る。これは、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）を負、すな
わち翼上面における主流方向に沿う圧力が、前縁８から
後縁９に向かうにつれて低くなることによって翼上面の
流れが加速され、主流Ｕ方向に伝播するＴ−Ｓ波型不安
定が抑制されるためである。

【００２９】図３は、遷移パラメータＴＵＲＢと遷移位
置ｘ／ｃとの関係を示すグラフである。遷移パラメータ
ＴＵＲＢは、０の場合が層流で、１の場合が完全乱流を
示し、０．０＜ＴＵＲＢ＜１．０が遷移域を表してい
る。なお、図２，３ではマッハ２．０，ｃを代表長とし
たレイノルズ数Ｒｅが８×１０⁶ での計算結果を示して
いる。

【００３０】図３においてライン１５，１６，１７，１
８はそれぞれ圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．１
０，−０．０３，−０．０２，０．１０の値を示す。こ
のグラフから明らかに分かるように、圧力勾配ｄＣ_p／
ｄ（ｘ／ｃ）が増加するにつれて境界層の遷移が起こり
やすくなり、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が−０．０
３以下では完全乱流には達せず、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ
（ｘ／ｃ）が−０．０２以上では完全乱流に達してしま
う。

【００３１】以上の結果より圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／
ｃ）を、ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＜０に選び、好ましくは
ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）≦−０．０３に選ぶことによって
Ｔ−Ｓ波型不安定も抑制した自然層流化を実現できるこ
とが分かる。

【００３２】次に上記した横流れ不安定およびＴ−Ｓ波
型不安定を抑制する自然層流化を実現する翼５の翼形状
を決定する。図４は、翼５の翼平面形状を示す図であ
る。翼５は前縁８および後縁９の後退角θが４５°の単
純後退翼であり、最前端から最後端にわたる翼の前後方
向ｘに沿う長さＬは２．０ｍとし、翼根１０から翼端１
１にわたる翼５の左右方向ｙの長さｂは１．０ｍとし、
翼弦長さｄは１．０ｍとする。また迎え角αは０°と
し、マッハ数Ｍは２．０とし、飛行高度Ｈは１５，００
０ｍとし初期形状は捩りやキャンバのない２次元翼断面
とした。このような条件の下で、まず圧力勾配ｄＣ_p／
ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．０３を目標圧力勾配とした３次元
ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析を行い、
翼５の翼形状を決定する。なお、本検討ではＬ＝２ｃの
関係となる。

【００３３】図５は、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＝
−０．０３に設定した本発明の実施の一形態の翼５の翼
形状を示す図である。図５において各翼断面５ａ〜５ｋ
はそれぞれ翼５の翼根１０から翼端１１に向かう左右方
向ｙに沿って等間隔に切断したときの翼断面を示す。な
お、参照符ｚは翼厚方向の高さを示す。図５に示される
ように、翼５は翼根１０から翼端１１に向かうにつれて
わずかに捩り上がった翼形状となる。次にこのようにし
て決定された翼形状の圧力分布が翼面に平行で流線に直
交する方向に沿う圧力がほぼ一定であり、かつ流線方向
に沿う圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が−０．０３とな
っているかを検証する。

【００３４】図６は、図５に示される翼形状の翼上面の
圧力分布を示すグラフである。なお図６において横軸は
ｘ／Ｌであり、縦軸は圧力計数Ｃ_pであり、縦軸は上方
に向かうにつれて圧力計数Ｃ_pが低下するように示して
ある。

【００３５】ライン３０〜３５はそれぞれｙ／ｂ＝０，
０．２，０．４，０．６，０．８，０．９５の位置での
前後方向（翼弦方向）ｘに沿う翼上面の圧力勾配ｄＣ_p
／ｄ（ｘ／ｃ）を示し、また各丸印は目標圧力勾配ライ
ンＴＣ１を示す。グラフから明らかに分かるように各ラ
イン３０〜３５は目標圧力勾配ラインＴＣ１に沿って延
び、目標とする圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．
０３にほぼ一致している。

【００３６】また、各ライン３０〜３５はそれぞれ翼５
の前縁２１からほぼ垂直に立上がり、目標とする圧力係
数に達すると、屈曲して目標圧力勾配ラインＴＣ１に沿
って延び、各ライン３０〜３５が上下にずれていないこ
とが分かる。このことから流線方向に垂直な横方向ｙに
は圧力勾配がほとんど生じていないことが確認できる。

【００３７】また各ライン１０〜１５は、前縁８から急
激に立上がって目標圧力係数ラインＴＣ１に達すると急
激に屈曲して目標圧力勾配ラインＴＣ１に沿って延びる
といった特性を示している。このように不連続に立上が
る圧力分布は超音速飛行している超音速前縁を有する翼
に発生する特有の現象であり、このような現象を利用す
ることによって流線方向に沿う圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ
／ｃ）をすべて目標圧力勾配ラインＴＣ１上に乗せると
いったことを比較的容易に達成することが可能となる。

【００３８】次に翼５の上面で横流れ成分が発生してい
るか否かを検証する。このために図７に示すように翼５
上に任意の５点Ａ〜Ｅをとり、各点Ａ〜Ｅでの速度分布
を計算によって求める。なお、点Ａはｘ／ｄ＝０．１，
ｙ／ｂ＝０．２５の点であり、点Ｂはｘ／ｄ＝０．５，
ｙ／ｂ＝０．２５の点であり、点Ｃはｘ／ｄ＝０．５、
ｙ／ｂ＝０．５の点であり、点Ｄはｘ／ｄ＝０．１，ｙ
／ｂ＝０．７５の点であり、点Ｅはｘ／ｄ＝０．８，ｙ
／ｂ＝０．７５の点であり、図８は点Ａでの速度分布を
示すグラフであり、図９は点Ｂでの速度分布を示すグラ
フであり、図１０は点Ｃでの速度分布を示すグラフであ
り、図１１は点Ｄでの速度分布を示すグラフであり、図
１２は点Ｅでの速度分布を示すグラフである。なおｘは
前縁８からの距離を示し、ｙは翼根１０からの距離を示
す。

【００３９】これらの翼５上での各点Ａ〜Ｅにおいて横
流れ成分が発生しているか否を検証するために各図８〜
図１２においてそれぞれ図５で決定した翼形状を示す翼
５と、捩れていない初期状態の翼形状のそれぞれにおい
て、流線方向に沿う速度分布および翼面に平行で境界層
外縁の流線に直交する方向に沿う速度分布を図示する。
各図８〜図１２において実線および丸で示すラインＬ１
は初期状態の翼での流線方向に沿う速度分布を示し、破
線および丸で示すラインＬ２は初期状態の翼における翼
面に平行で境界層外縁の流線に直交する方向に沿う速度
分布を示し、三角および実線で示すラインＬ３は自然層
流化を実現した翼５での流線方向に沿う速度分布を示
し、三角および破線で示したラインＬ５は翼５での境界
層外縁の流線に直交する方向に沿う速度分布を示す。各
図８〜図１２の横軸はラインＬ１およびラインＬ３に対
しては主流Ｕに対する流線方向の速度成分ｕをｕ／Ｕと
して示し、ラインＬ２およびラインＬ４に対しては主流
Ｕに対する横方向の速度成分ｖを５倍に拡大して５ｖ／
Ｕとして示してある。なお、縦軸は翼厚方向ｚの高さを
示す。

【００４０】図８〜図１２に示されるように、初期状態
の翼と自然層流化を実現した翼５とではラインＬ１およ
びラインＬ３を比較してわかるとおり、流線方向に沿う
速度分布はほとんど変化しないが、翼面に平行で境界層
外縁の流線に直交する方向に沿う速度分布においては初
期状態の翼ではラインＬ２から横流れ成分が発生してい
ることが明瞭にわかるが、自然層流化を実現した翼５で
は各ラインＬ４に示すようにほとんど横流れ成分が発生
していない。このように図５に示す翼５では横流れ成分
が発生しないことが確認できた。

【００４１】以上の結果からＣＦＤ解析で決定した図５
に示されるような翼端１１に向かうにつれて捩り上がる
翼形状を有する後退翼５は横流れ不安定およびＴ−Ｓ波
型不安定を抑制する自然層流化を実現できる翼であるこ
とが検証された。

【００４２】次に巡航時における翼上面の圧力分布が、
流線方向に沿って圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が−
０．１となり、かつ横方向に沿う圧力が一定となる本発
明の実施の他の形態の翼４０について検証する。図３に
関して述べたように、圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）が
低いほどＴ−Ｓ波型不安定を抑制できるので、ｄＣ_p／
ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．１とした翼４０は、上述した翼５
よりもＴ−Ｓ型不安定を抑制することが可能である。図
１３は目標圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．１と
してＣＦＤ解析によって得られた翼４０の翼形状を示す
図である。なお図１３において４０ａ〜４０ｋはそれぞ
れ翼根１０から翼端１１に向かって左右方向ｙに等間隔
に翼弦方向に切断した横断面を示す。

【００４３】次にこのようにして設計した翼４０の巡航
時における圧力分布について検証する。

【００４４】図１４は、翼４０の圧力分布を計算した結
果を示すグラフである。図１４において各ライン４１〜
４６はそれぞれｙ／ｂ＝０．０，０．２，０．４，０．
６，０．８，０．９５での圧力分布を示し、各丸印は目
標圧力係数ＴＣ２を示す。図１４から分かるように、各
ライン４１〜４６はそれぞれ上下方向にずれることなく
目標圧力係数ＴＣに乗っている。この結果から圧力勾配
ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）＝−０．１での自然層流化を実現
した翼４０においても横流れ不安定およびＴ−Ｓ波型不
安定を抑制できることが検証された。

【００４５】このように翼４０では翼５よりも低い圧力
勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）を実現することによって翼５
に比べてさらにＴ−Ｓ波型不安定を抑制することが可能
となるが、図１３に示されるように翼形状は翼根１０側
では下方に向き、翼根１０から翼端１１に向かうにつれ
て上方に捩れ、特に翼端１１側で大きく上方に捩り上が
ってしまう。

【００４６】このような問題を解消するために図１５に
示す本発明の実施の他の形態である翼５０においては翼
端に前進翼部分５１を形成した。

【００４７】自然層流化を実現するために主流方向に沿
う圧力勾配を低下させるとＴ−Ｓ波型不安定を抑制する
ことができるが、図５と図１３とを比較して分かるとお
り、圧力勾配を低下させると翼端１１が大きく捩り上が
ってしまう。このように捩り上がる原因は前縁８が後退
することから生じるので、逆に前進翼とすると翼端１１
は逆に捩り下がることになる。したがって、翼５０にお
いて翼根側を後退翼５３とし、翼端側に前進翼５１を設
けることによって翼根側の後退翼５３では上方に捩れ、
翼端側の前進翼５１では下方に捩れる構成となり、翼５
０全体での捩りを抑制することが可能となる。また翼５
０では後退翼から前進翼に切換わる部分にキンク５２が
形成され、飛行時においてこのキンク５２から後方に楔
状の乱流域Ｓ１が生成することになる。このようなキン
ク５２から発生する乱流域Ｓ１はすべてを後退翼とする
場合には図１５で領域Ｓ２で示す部分まで乱流が生じる
ことになるが、翼端側を前進翼とすることで領域Ｓ２部
分での乱流域を減少することができ、これによって摩擦
抗力が減少して揚抗比が改善されることになる。

【００４８】なお本発明の前進翼部分５１は胴体に対し
て垂直な左右方向ｙに延びる翼も含む。また後退翼５３
と前進翼５１とが切換わる位置は、ｙ／ｂ＝０．４〜
０．６程度の位置に選ばれる。

【００４９】また翼根側を前進翼とし、翼端側を後退翼
とする翼平面形状であってもよく、キンクを複数設け、
前進翼と後退翼とが複数連なる翼平面形状としてもよ
い。

【００５０】次に図１６〜図２４に本発明の実施のさら
に他の形態である翼６０〜６８を示す。なお図１６〜図
２４において上段は各翼６０〜６８を直上から見たとき
の圧力分布を模式的に示す図であり、下段は側方から見
たときの圧力分布を示す図である。なお下段において縦
軸の圧力計数Ｃ_pは上方にいくにつれて低下している。

【００５１】図１６に示される本発明の他の形態である
翼６０は、図１で検証した翼１に比べて横幅方向がさら
に延びた後退翼である。このような翼であっても翼面に
平行で境界層外縁の流線に直交する方向の圧力がほぼ一
定となりかつ流線方向に沿う圧力勾配が前縁から後縁に
なるにつれて低下するような圧力分布を呈するように翼
６０の形状を決定することによって横流れ不安定および
Ｔ−Ｓ波型不安定を抑制した自然層流化を実現した翼と
することができる。

【００５２】また図１７に示される翼６１では前進翼で
ある。前進翼であっても翼面に平行で流線に直交する方
向に沿う圧力がほぼ一定でかつ流線方向に沿って前縁か
ら後縁に向かうにつれて圧力が低下するような圧力勾配
を有する圧力分布を呈するような翼形状とすることで横
流れ不安定およびＴ−Ｓ波型不安定を抑制した自然層流
化を実現した翼とすることが可能である。

【００５３】図１８に示す翼６２は翼根側が後退翼であ
り、翼端側が前進翼である。このような翼平面形状とす
ることによって、翼端が大きく捩り上がることなく自然
層流化を実現することが可能となる。

【００５４】また圧力勾配は図１６〜図１８に示される
ように直線に限らず、図１９〜図２１に示される翼６３
〜６５に示されるように、上方に凸に湾曲した曲線であ
ってもよい。このような曲線であっても前縁から後縁に
向かうにつれて圧力が低下するような圧力勾配とするこ
とによってＴ−Ｓ波型不安定を抑制して自然層流化を実
現することが可能である。

【００５５】またさらに流線方向に沿う圧力勾配は図２
２〜図２４に示される翼６６〜翼６８に示すように変曲
点が存在する滑らかな曲線であってもよい。このような
圧力分布であっても前縁から後縁に向かうにつれて圧力
が低下するような圧力勾配とすることでＴ−Ｓ波型不安
定を抑制した自然層流化を実現することができる。

【００５６】なお図１９および図２２に示される翼６
３，６６は図１６に示される翼６０と同様に後退翼であ
り、図２０および図２３に示される翼６４，６７は図１
７に示される翼６１と同様に前進翼であり、図２１およ
び図２４に示される翼６５，６８は図１８に示される翼
６２と同様に翼根側が後退翼であり、翼端側が前進翼と
なる翼平面形状を有する。

【００５７】また以上の各実施形態で説明した各翼は、
巡航速度が超音速である翼を想定したが、自然層流化を
実現する本発明の翼は、巡航速度が超音速未満となる翼
であっても充分実現が可能である。この場合、翼に発生
する揚力によって境界層外縁の流線方向は主流方向に対
して傾斜した方向となるが、この場合であっても翼面に
平行で境界層外縁の流線に直交する方向に沿う圧力をほ
ぼ一定とすることで、横流れ不安定を抑制して自然層流
化を実現することが可能である。

【００５８】

【発明の効果】請求項１記載の本発明によれば、翼面に
平行で境界層外縁の流線に直交する方向に沿う圧力がほ
ぼ一定となるような圧力分布を呈する翼形状とすること
で、横流れ不安定を抑制した自然層流化を実現すること
が可能である。

【００５９】請求項２記載の本発明によれば、流線方向
に沿う圧力勾配が前縁から後縁に向かうにつれて低くな
るような圧力分布を呈する翼とすることによって、流線
方向に伝播するＴ−Ｓ波型不安定をも抑制する自然層流
化が可能となり、さらに揚抗比を改善することができ
る。

【００６０】請求項３記載の本発明によれば、翼根側を
後退翼とし、翼端側を前進翼とすることによって翼端が
大きく捩り上がることを防いで自然層流化を実現するこ
とができる。

【００６１】請求項４記載の本発明によれば、巡航時に
おける圧力分布が、翼面に平行で流線に直交する方向に
沿う圧力がほぼ一定となるように翼形状を決定すること
によって、自然層流化を実現し、揚抗比が改善された翼
形状を容易に決定することが可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施の一形態である翼５のコンセプト
を模式的に示す図である。

【図２】圧力勾配ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ）と遷移位置ｘ／
ｃとの関係を示すグラフである。

【図３】圧力勾配と遷移パラメータＴＵＲＢとの関係を
示すグラフである。

【図４】翼５の平面形状を示す図である。

【図５】翼５の翼形状を示す図である。

【図６】翼５の圧力分布を示す図である。

【図７】翼５上の各点Ａ〜Ｅを示す図である。

【図８】点Ａにおける速度分布を示すグラフである。

【図９】点Ｂにおける速度分布を示すグラフである。

【図１０】点Ｃにおける速度分布を示すグラフである。

【図１１】点Ｄにおける速度分布を示すグラフである。

【図１２】点Ｅにおける速度分布を示すグラフである。

【図１３】本発明の実施の他の形態である翼４０の翼形
状を示す図である。

【図１４】翼４０の圧力分布計算した結果を示すグラフ
である。

【図１５】本発明の実施のさらに他の形態である翼５０
の平面形状を示す図である。

【図１６】本発明の他の形態である翼６０の圧力分布を
示す図である。

【図１７】本発明の実施の他の形態である翼６１の圧力
分布を示す図である。

【図１８】本発明の実施の他の形態である翼６２の圧力
分布を示す図である。

【図１９】本発明の実施の他の形態である翼６３の圧力
分布を示す図である。

【図２０】本発明の実施の他の形態である翼６４の圧力
分布を示す図である。

【図２１】本発明の実施の他の形態である翼６５の圧力
分布を示す図である。

【図２２】本発明の実施の他の形態である翼６６の圧力
分布を示す図である。

【図２３】本発明の実施の他の形態である翼６７の圧力
分布を示す図である。

【図２４】本発明の実施の他の形態である翼６８の圧力
分布を示す図である。

【図２５】従来の翼１の圧力分布を示す図である。

【図２６】従来の上面における境界層の速度分布を３次
元で示す図である。

【符号の説明】

５，４０，５０，６０〜６８ 翼 ８ 前縁 ９ 後縁 １０ 翼根 １１ 翼端 Ｌ 前後方向ｘに沿う翼の距離 Ｃ_p 圧力計数 ｄＣ_p／ｄ（ｘ／ｃ） 圧力勾配 ｘ 前後方向 ｙ 左右方向

Claims (4)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 翼端に向かうにつれて前方または後方に
   傾斜する前縁を有する翼平面形状を有する航空機の翼に
   おいて、 巡航時の翼上面における圧力が、翼上面における境界層
   外縁の流線に直交する方向にほぼ一定であることを特徴
   とする航空機の翼。
2. 【請求項２】 前記翼上面における圧力分布は、流線方
   向に沿う圧力が、前縁から後縁に向かうにつれて低くな
   る圧力勾配を有することを特徴とする請求項１記載の航
   空機の翼。
3. 【請求項３】 前記翼は、翼根側が後退翼であり、翼端
   側が前進翼であることを特徴とする請求項１または２記
   載の航空機の翼。
4. 【請求項４】 翼端に向かうにつれて前方または後方に
   傾斜する前縁を有する翼平面形状を有する航空機の翼形
   状決定方法において、 巡行時の翼上面における圧力が、翼上面における境界層
   外縁の流線に直交する方向にほぼ一定となるように翼形
   状を決定することを特徴とする翼形状の決定方法。