JP5490097B2 - 表面に凹所を有するウィングレット、及びそれに関連するシステムと方法 - Google Patents

Description

以下の開示内容は、概して、表面に凹所を有するウィングレットと、それに関連するシステム及び方法とに関するものである。

航空機の翼に掛かる誘導抗力を低減するためにウィングレットを使用するという構想は、１９７０年代に、ＮＡＳＡのウィットコム（Richard Whitcomb）によって研究された。それ以来、この構想の多数の変形形態に特許が付与されている（例えば、Ishimitsuによる特許文献１、及びGoldhammerらによる特許文献２を参照）。加えて、多数の翼端デバイスの変形形態が現在使用されている。このようなデバイスには、様々な角度で上方又は下方に傾けることができる水平な翼幅拡張部及び後退翼幅拡張部が含まれる。このようなデバイスは、全く新しい航空機の初期設計段階の間に新品の翼に追加することができるか、或いは既存の翼にレトロフィットとして又は派生モデルの開発中に追加することができる。

翼又は翼／ウィングレットの組み合わせの誘導抗力は、常套的な「トレフツ平面理論」を用いて、妥当な精度で算出することができる。この理論によれば、航空機の翼の誘導抗力は、翼の正面又は後方から直接見た場合の、「揚力システム」（即ち、翼＋翼端デバイス）の後縁の軌跡と、「スパンロード」のみによって決まる。スパンロードとは、翼の後縁の軌跡に垂直な空力負荷の分布である。空気力学では、この空力負荷を「揚力」と言うことが多いが、後縁の軌跡が水平面に対して傾いているときはこの負荷は鉛直でない。ウィングレット、又はその他の翼端デバイスを翼に加えることにより、後縁の軌跡（即ち、「トレフツ平面形状」及びスパンロードが共に変化する。その結果、そのようなデバイスを加えることによって、翼に掛かる誘導抗力も変化する。

所与のトレフツ平面形状と所与の総垂直揚力には、通常、誘導抗力を可能な限り小さくする一のスパンロードが存在する。これを「理想スパンロード」と呼び、理想スパンロードにより生じる誘導抗力が「理想誘導抗力」である。トレフツ平面形状が水平線である平坦な翼の場合、理想スパンロードは楕円形状である。ウィングレットを有さない従来の航空機の翼は、理想スパンロードが楕円形状に極めて近いトレフツ平面内で平坦に十分に近い。鉛直又は鉛直に近いウィングレットを有する従来の航空機の翼（非平面的な揚力システム）の場合、理想スパンロードは、通常楕円形状ではないが、従来の翼理論により容易に算出することができる。

従来の航空機の翼は、理想スパンロード又は楕円形状のスパンロードを有するように設計されていない。代わりに、そのような翼は、翼に掛かる構造的な曲げ負荷を低減させる妥協的な「三角形」のスパンロードを有するように設計されている。このような設計は、誘導抗力をやや増大させる代わりに機体重量を低減する。妥協の程度は航空機のモデルによって大きく異なる。このような三角形のスパンロードを生成するためには、通常翼端を捩じって「捩り下げ」を生成する。捩り下げとは、前縁より後縁が上方に動くように、翼が外側に向かって捩れていることを言う。翼端をこのように捩り下げることにより、翼端の迎え角が翼付け根より小さくなり、揚力配分が翼端に向かって減少する。

米国特許第４２０５８１０号明細書 米国特許第５２７５３５８号明細書

新規な翼の設計、及び新規な翼の関連工具の開発には費用が掛かる。したがって、幾つかの航空機製造者は、少なくとも部分的に初期設計に基づいた派生的な翼設計の開発を行なっている。このような設計は、開発費を削減できるが、通常は性能に関して少なくとも幾らか妥協せざるをえない。したがって、コストを削減できる改良型の翼開発プロセスが依然として必要とされている。

本発明の開示内容は、概して、表面に凹部を有するウィングレットと、関連のシステム及び方法とを目的としている。特定の一実施形態によるシステムは、胴体寄りの部分及び外側寄りの部分を有する翼と、翼の外側寄りの部分に連結されたウィングレットとを含んでいる。ウィングレットは、少なくとも部分的に胴体の方に向く第１表面と、少なくとも部分的に外側に向く第２表面とを有し、第１表面は陥没領域を含んでいる。陥没領域は、第１表面の隣接領域からへこんでいてよく、この隣接領域は、ウィングレットの翼弦方向に沿って陥没領域の両側の領域と、翼幅の軸に沿って翼から離れて位置する領域とを含むことができる。

本発明の他の態様は、航空機のシステムの設計方法を目的としている。そのような一の方法は、翼の胴体寄りの領域から外側寄りの領域までの翼型を含む翼の設計を提供することを含む。この方法は、更に、翼の翼型の全体的な形状を変化させること無く、翼に使用されるウィングレットを設計することを含む。このウィングレットは、概ね胴体の方に向く第１表面と、第１表面とは反対側の概ね外側に向く第２表面とを有する。ウィングレットの設計は、ウィングレットの第１表面に凹形の陥没を設計することにより、少なくとも、翼とウィングレットとの接合領域における流れが性能に与える影響を小さくすることを含む。

図１は、本発明の一実施形態による翼及び翼端デバイスを有する航空機の部分的に図式的な等角図である。 図２は、本発明の特定の一実施形態による外側寄りの翼部分と陥没領域を有するウィングレットとの部分的に図式的な等角図である。 図３は、図２の翼及びウィングレットの部分の背面（前方を見た場合）を示す。 図４は、図２の翼及びウィングレットの部分の前面（後方を見た場合）を示し、特定のウィングレットの型が示されている。 図５Ａ−Ｆは、図４に示されたウィングレット型の断面図である（縮尺は正確でない）。 図６は、図５Ａ−Ｆのウィングレット型の複合図であり、説明のために鉛直方向の寸法が強調されている。 図７は、図５Ａ−Ｆに示すウィングレットの反り曲線の複合図であり、説明のために鉛直方向の寸法が強調されている。 図８は、本発明の特定の一実施形態による方法を示すフローチャートである。

後述の開示内容では、表面に凹所を有するウィングレット、及びそれに関連するシステムと方法について説明する。本発明の種々の実施形態の完全な理解のために、特定の詳細を後述及び図１〜８において説明している。航空機及び航空機の翼に多くの場合関連する周知の構造及びシステムを説明するその他の詳細は、種々の実施形態の説明を不要に不明瞭にすることを避けるために、後述の説明には記載しない。

図面に示す詳細、寸法、角度及びその他の仕様の多くは、特定の実施形態を例証しているにすぎない。したがって、他の実施形態は、本発明から逸脱することなく、他の詳細、寸法、角度及びその他の仕様を有することができる。加えて、他の実施形態は、後述の詳細の幾つかを含まなくとも実施可能である。

図１は、本発明の一実施形態により構成された翼／ウィングレットの組み合わせ１０５を有する航空機１００の上面等角図である。この実施形態の一態様では、航空機１００は、胴体１０２から外側に向かって伸びる翼１１０のような揚力面を含む。胴体１０２は、長手軸１０１に沿っており、複数の乗客（図示しない）を輸送するように構成された客室１０３を含むことができる。一実施形態では、客室１０３は、少なくとも５０名の乗客を輸送するように構成することができる。別の実施形態では、客室１０３は、少なくとも１５０名の乗客を輸送するように構成することができる。更なる実施形態では、客室１０３は、それ以外の数の乗客を輸送するように構成することができ、また別の実施形態（例えば軍用の実施形態）では、客室１０３を省略することができるか、又は貨物を輸送するように構成することができる。

翼１１０は、翼の付け根を含む胴体寄りの部分１１１と、翼端を含む外側寄りの部分１１２とを有する。翼１１０は、ウィングレット１３０も含む。場合によっては、ウィングレット１３０を既存の翼設計に追加することができ、また別の構成では、翼１１０とウィングレット１３０とを一緒に設計することができる。いずれの場合も、ウィングレット１３０は、翼１１０の設計に関連する制約を補償するように特に選択及び／又は構成することができる。

図示の実施形態のウィングレット１３０は翼と組み合わせられているが、他の実施形態では、ウィングレット１３０は、他の種類の揚力面と組み合わせられて、空力抵抗を低減する、及び／又は他の目的のために機能することができる。例えば、他の一実施形態では、ウィングレット１３０は、前進翼又は先尾翼と組み合わせることにより、先尾翼にかかる空力抵抗を低減することができる。更なる実施形態では、ウィングレット１３０は鉛直とすることができ、他の実施形態では、ウィングレットは鉛直方向から傾斜していてよい。ウィングレットが鉛直か、又は少なくとも水平方向から上方に傾斜している実施形態は、空港のゲートにおいて航空機１００が占有する空間を低減するために特に有用でありうる。

図２は、ウィングレット１３０を伴う翼１１０の外側寄りの部分１１２を部分的に図式的に示す等角図（概ね後方やや外側寄りを見た場合）である。翼１１０は、上面１２６を含み、翼幅の軸１１３に沿って外側に、及び翼弦の軸１１４に沿って翼の前縁１１５と後縁１１６との間に、それぞれ延びている。翼１１０の外側寄りの部分１１２は、翼１１０がウィングレット１３０へと遷移する翼／ウィングレット接合部１１７を含む。特定の一実施形態では、接合部１１７は、全体に湾曲していることができる、及び／又は翼１１０とウィングレット１３０との間の流れの干渉作用を徐々に低減することができる。他の実施形態では、接合部１１７は、他の形状及び／又は構成を有することができ、例えばコーナーを鋭角にする、及び／又はコーナーの半径を小さくする（コーナーを深くする）ことができる。本明細書において使用する場合、鋭角のコーナーとは、表面の不連続性及び／又は形状の急激な変化、例えばスロープの非漸進的な変化を含むコーナーを意味する。このような実施形態のいずれにおいても、ウィングレット１３０は、第１の（例えば胴体側を向く）表面１３１と、第２の（例えば外側を向く）表面１３２とを含む。ウィングレット１３０は、ウィングレットの翼幅の軸１３３に沿って翼１１０から離れる方向に延び、ウィングレットの翼弦の軸１３４に沿って前方と後方とに延びている。

ウィングレット１３０は、更に、第１表面１３１に陥没領域１５０を含む。この陥没領域１５０は、翼／ウィングレット接合部１１７の領域において翼１１０とウィングレット１３０との間に発生しうる干渉効果を補償する（例えば、低減又は排除する）ための特定の大きさ及び位置を有することができる。特定の一実施形態では、陥没領域１５０は、陥没していない隣接領域１５１により画定されている。このような隣接領域１５１は、前方隣接領域１５１ａと、後方隣接領域１５１ｂと、上部又は遠位隣接領域１５１ｃと、下部又は近位隣接領域１５１ｄとを含むことができる。隣接領域１５１は、凹形の陥没領域１５０とは反対に凸形とすることができる。

図２に示す特定の一実施形態では、陥没領域１５０は全体的に洋ナシ形状である。したがって、陥没領域１５０の弦方向の範囲は、ウィングレットの幅方向の軸１３３に沿って上方／下方へ向かって減少させることができる。図示の陥没領域１５０は、概ね、最前点１５２ａ、最後点１５２ｂ、最上点１５２ｃ、及び最下点１５２ｄからなる四点１５２により、画定されている。他の実施形態では、陥没領域１５０は、他の形状及び／又は境界線を有することができる。

代表的な一実施形態では、最前点１５２ａは、ウィングレット１３０の局所的翼弦長の約２０％〜約４０％のいずれかに配置することができ、最後点１５２ｂは、局所的翼弦長の約４５％〜約６５％のいずれかに配置することができる。特定の一実施形態では、陥没領域は、局所的翼弦長の約２５％〜同約６５％に相当する幅方向の範囲に亘る。最上点１５２ｃは、ウィングレット１３０の翼幅方向の寸法の約２０％〜約４０％のいずれか（例えば、約３０％）に配置することができ、最下点１５２ｄは、ウィングレットの翼幅の寸法の約０％〜約２０％のいずれかに配置することができる。このような配置は、特定の設備、翼１１０に対するウィングレット１３０の方向、及び／又は他の設計、及び／又は動作特性に応じて、他の値及び他の実施形態で行うことができる。

図３は、図２に示す翼１１０及びウィングレット１３０の一部分の背面図（前方を見た場合）である。したがって、図３は、後部から見た陥没領域１５０を示しており、陥没領域１５０の全体的な形状と、ウィングレット１３０（ウィングレットの後縁１３６を含む）及び翼１１０の両方に対する陥没領域の位置とを示している。

図４は、図２および３に示す翼１１０及びウィングレット１３０の前面図（後方を見た場合）であり、代表的な翼型１１８と、代表的なウィングレット型１３７（最初の六つのウィングレット型１３７ａ−１３７ｆを示す）とを示している。第１のウィングレット型１３７ａは、陥没領域１５０から下方／胴体寄りに位置する領域にあり、第６のウィングレット型１３７ｆは陥没領域１５０の上方／外側寄りの位置にある。中間のウィングレット型１３７ｂ−１３７ｅは陥没領域１５０を横断している。これについては図５Ａ−７を参照して後述で更に詳しく説明する。

図５Ａ−Ｆは、それぞれ、前パラグラフで図４を参照して始めに説明した弦方向のウィングレット型１３７ａ−１３７ｆを示している。図示の弦方向のウィングレット型１３７ａ−１３７ｆの前縁部分は、種々の実施形態において異なりうる代表的な形状を有している。図５Ａ−Ｆに更に示されるように、弦方向のウィングレット型１３７ａ−１３７ｆは反り曲線１３８を含んでおり、それはそれぞれ第１〜６の反り曲線１３８ａ−１３８ｆとして図示されている。図５Ａ−Ｆに明らかなように、弦方向の各型の反りの分布は非単調であり、弦方向の反りの分布は、陥没領域１５０において、ウィングレット１３０の幅方向の軸に沿って非単調に変化する。具体的には、反り曲線は、通常、陥没領域１５０の下方／胴体寄りでは平坦であり（反り曲線１３８ａ参照）、陥没領域１５０においては凹形となるか、又は凹形のへこみが大きくなり（反り曲線１３８ｂ〜１３８ｅ）、次いで陥没領域１５０の上方／外側寄りの幅方向に沿った遠位部では概ね平坦になるか凹型のへこみが小さくなる（反り曲線１３８ｆ参照）。ウィングレット１３０の第１表面１３１は、型が幅方向の軸に沿って遠位方向に進行するにつれて、同様の非単調な変化を有する。したがって、本明細書では、非単調という用語は、向き又は方向の変化を示すために使用され、例えば、当初は大きかった凹型のへこみがその後小さくなるというような変化を指すために使用される。

図６は、六つのウィングレット型１３７ａ−１３７ｆを重ねて示しており、陥没領域１５０の存在を強調するために鉛直方向の寸法が誇張されている。図７は、六つの反り曲線１３８ａ−１３８ｆを重ねて示しており、陥没領域における反り曲線の変化を示している。図６は、陥没領域１５０におけるウィングレットの第１表面１３１の形状の非単調な変化を示しており（弦方向の型１３７ａ−１３７ｆ参照）、図７は、それに対応する、陥没領域１５０における反り曲線１３８ａ−１３８ｆの形状の非単調な変化を示している。

図２に戻ると、陥没領域１５０を含むウィングレット１３０の実施形態に予測される一の利点は、陥没領域１５０により、ウィングレット１３０と翼１１０とが並列していることにより生じる流れの干渉効果を低減又は排除できることである。具体的には、陥没領域１５０が無いと、翼／ウィングレット接合部１１７に分離した流れが発達する可能性があり、それにより抗力が増大する、及び／又は揚力が低下し、いずれの場合も航空機性能に悪影響を与えうる。陥没１５０は、この領域における「二重衝撃」圧力場発生の可能性も低減又は排除することができる。具体的には、陥没１５０は、接合領域１１７における空力圧縮を低減することにより、そのような衝撃パターンを低減又は排除することができる。これは、次いで、航空機１００（図１）の抗力を低減することができ、そのような特徴を持たないウィングレットを含む翼と比較した場合、翼１１０の高速バフェット限界を改善することができる。一般に、翼／ウィングレット１１７のコーナーの半径が小さくなる程、陥没領域１５０の潜在的利点は増大する。したがって、陥没領域１５０は、既存の翼に追加されるウィングレット１３０に組み込まれると抗力を低減するという特定の利点を有するが、修正された翼の翼幅方向の範囲に対する制約により、利点が得られるためには、翼／ウィングレット接合部１１７が半径の小さい又は鋭角のコーナーを有することが必要である。

上述の構成の別の特定の利点は、翼の上面１２６に影響を与えることなく翼１３０に陥没領域１５０を適用できることである。具体的には、翼の上面１２６は、上述の空力的利点を提供するためにウィングレット１３０の陥没１５０が少なくとも十分であるので、平坦な領域又は凹所又は陥没領域を含む必要はない。したがって、このような構成の利点は、ウィングレット１３０を、既存の翼及び／又は空力的に最適化された翼１１０に後から取り付けることができることである。

図８は、ウィングレットを設計するための代表的なプロセス１６０を示す。本プロセス１６０は、翼の胴体寄りの領域から外側寄りの領域まで延びる翼型（例えば、図４に示す翼型１１８）を含む翼の設計を提供すること（プロセス１６１）を含む。本方法は、更に、翼の翼型の全体的な形状を変えることなく、翼に使用されるウィングレットを設計すること（プロセス１６５）を含む。ウィングレットは、概ね胴体側に向く第１表面と、概ね第１表面とは反対側を向く第２表面とを有することができる。ウィングレットを設計することは、少なくとも、ウィングレットの第１表面に凹形の陥没を設計することにより、翼とウィングレットとの接合領域における流れが性能に与える影響を低減することを含む。凹形の陥没は、様々な方法によって画定することができ、例えば、陥没領域において既存の翼型のラインを変更することにより、及び／又は陥没領域の外側において既存の翼型のラインを変更することにより（例えば、陥没領域の外側に領域を「ビルドアップ」することにより）画定できる。

特定の実施形態では、ウィングレットの形状を開発するプロセスは反復性とすることができ、最初のウィングレットロフトを開発すること（プロセス１６６）、及びロフトの性能を分析すること（プロセス１６７）を含むことができる。プロセス１６８では、ロフトを分析することにより、そのロフトが標的とする性能レベルに達しているかどうかを決定することができる。例えば、コンピュティショナルフリュイドダイナミックス（ＣＦＤ）ツール及び／又は風胴テストを用いてロフトを評価することにより、事前に選択された標的性能レベルが達成されているかどうかを決定することができる。標的性能レベルが達成されていない場合、同レベルが達成されるまで最初に開発されたロフトを修正し（プロセス１６６）、達成時点でプロセスを終了することができる。

本明細書では、本発明の特定の実施形態は、説明を目的として記載されており、他の実施形態において種々の修正が可能である。例えば、ウィングレットは、図面に具体的に特定されたものとは異なる傾斜角、異なる翼幅方向及び／又は翼弦方向の範囲、及び／又は異なる構成を有することができる。このような構成には、翼の上方及び下方に延びるウィングレット、及び／又はらせん状のウィングレット、及び／又は翼端機構が含まれる。陥没領域も、特定の設備に応じて、異なる位置及び／又は範囲を有することができる。特定の実施形態として記載した本発明の特定の態様は、他の実施形態と組み合わせることも、他の実施形態では排除することもできる。更に、特定の実施形態に関連する利点について、そのような実施形態に照らして説明したが、他の実施形態もそのような利点を呈することが可能であり、全ての実施形態が、本発明の範囲に含まれるために必ずしもそのような利点を呈さなければならないというわけでもない。したがって、本発明は、上述で具体的に記載されなかった又は示されなかった他の実施形態を含みうる。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
胴体寄りの部分と外側寄りの部分とを有する翼、及び
翼の外側寄りの部分に連結されたウィングレットであって、少なくとも部分的に胴体の方に向く第１表面と、少なくとも部分的に外側に向く第２表面とを有し、第１表面が陥没領域を含んでいるウィングレット
を備える航空機システム。
（態様２）
陥没領域が第１表面の隣接領域からへこんでおり、隣接領域が、弦方向には陥没領域の両側に位置する領域を含み、幅方向には翼とは反対側に位置する領域を含む、態様１に記載のシステム。
（態様３）
ウィングレットが前縁及び後縁を有しており、ウィングレットの第１表面が、前縁近傍と後縁近傍では凸形であり、前縁と後縁の間では凹形である、態様１に記載のシステム。
（態様４）
陥没領域が、弦方向に沿って最前点と最後点とを有し、幅方向に沿って、翼に最も近い近位点と、翼から最も遠い遠位点とを有している、態様１に記載のシステム。
（態様５）
最前点が、最前点と交差するウィングレットの弦長の約２０％〜約４０％に位置している、態様４に記載のシステム。
（態様６）
最後点が、最後点と交差するウィングレットの弦長の約４５％〜約６５％に位置している、態様４に記載のシステム。
（態様７）
遠位点が、ウィングレットの幅長の約２０％〜約４０％に位置している、態様４に記載のシステム。
（態様８）
航空機システムの抗力を低減する方法であって、
翼の胴体寄りの領域から外側寄りの領域までの翼型を含む翼を供給することと、
翼の外側寄りの領域の翼の翼型の全体的な形状を変更することなく翼に使用されるウィングレットであって、概ね胴体の方に向く第１表面と、概ね第１表面とは反対の外側に向く第２表面とを有するウィングレットを供給することと
を含み、このウィングレットが、少なくとも、翼と、第１表面に陥没領域を有するウィングレットとの接合領域における流れの性能への影響を低減する、方法。
（態様９）
ウィングレットが、弦方向に沿って最前点と最後点とを有する凹形の陥没を含み、凹形の陥没が、幅方向に沿って、翼に最も近い近位点と、翼から最も遠い遠位点とを含む、態様８に記載の方法。
（態様１０）
最前点を、最前点と交差するウィングレットの弦長の約２０％〜約４０％に配置する、態様９に記載の方法。
（態様１１）
最後点を、最後前点と交差するウィングレットの弦長の約４５％〜約６５％に配置する、態様９に記載の方法。
（態様１２）
凹形の陥没が、既存のウィングレットロフトへの陥没を含む、態様８に記載の方法。
（態様１３）
凹形の陥没が、ウィングレットの前方領域及び後方領域に、既存のウィングレットロフトのビルトアップ領域を含む、態様８に記載の方法。

Claims (13)

1. 胴体寄りの部分と外側寄りの部分とを有する翼、及び
   翼の外側寄りの部分の翼幅方向に湾曲した接合部に連結されたウィングレットであって、少なくとも部分的に胴体の方に向く略平面の第１表面と、少なくとも部分的に外側に向く第２表面とを有し、第１表面が陥没領域を含んでいるウィングレット
   を備える航空機システム。
2. 陥没領域が第１表面の隣接領域からへこんでおり、隣接領域が、弦方向には陥没領域の両側に位置する領域を含み、幅方向には翼とは離れて位置する２つの領域を含む、請求項１に記載のシステム。
3. ウィングレットが前縁及び後縁を有しており、ウィングレットの第１表面が、前縁近傍と後縁近傍では凸形であり、前縁と後縁の間では凹形である、請求項１に記載のシステム。
4. 陥没領域が、弦方向に沿って最前点と最後点とを有し、幅方向に沿って、翼に最も近い近位点と、翼から最も遠い遠位点とを有している、請求項１に記載のシステム。
5. 最前点が、最前点と交差するウィングレットの弦長の約２０％〜約４０％に位置している、請求項４に記載のシステム。
6. 最後点が、最後点と交差するウィングレットの弦長の約４５％〜約６５％に位置している、請求項４に記載のシステム。
7. 近位点が、ウィングレットの幅長の約０％〜約２０％に位置し、遠位点が、ウィングレットの幅長の約２０％〜約４０％に位置している、請求項４に記載のシステム。
8. 航空機システムの抗力を低減する方法であって、
   翼の胴体寄りの領域から外側寄りの翼幅方向に湾曲した領域までの翼型を含む翼を供給することと、
   翼の外側寄りの領域の翼の翼型の全体的な形状を変更することなく翼に使用されるウィングレットであって、概ね胴体の方に向く略平面の第１表面と、概ね第１表面とは反対の外側に向く第２表面とを有するウィングレットを供給することと
   を含み、
   このウィングレットが、少なくとも、翼と、第１表面に陥没領域を有するウィングレットとの接合領域における流れの性能への影響を低減する、方法。
9. ウィングレットが、弦方向に沿って最前点と最後点とを有する凹形の陥没を含み、凹形の陥没が、幅方向に沿って、翼に最も近い近位点と、翼から最も遠い遠位点とを含む、請求項８に記載の方法。
10. 最前点を、最前点と交差するウィングレットの弦長の約２０％〜約４０％に配置する、請求項９に記載の方法。
11. 最後点を、最後前点と交差するウィングレットの弦長の約４５％〜約６５％に配置する、請求項９に記載の方法。
12. 凹形の陥没が、既存のウィングレットロフトへの陥没を含む、請求項８に記載の方法。
13. 凹形の陥没が、ウィングレットの前方領域及び後方領域に、既存のウィングレットロフトのビルトアップ領域を含む、請求項８に記載の方法。

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