JP5919266B2

JP5919266B2 - 翼端装置

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Publication number: JP5919266B2
Application number: JP2013519037A
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Inventors: ライトクリストファー; ケイチュジェームス; ヒミッシュジャン
Original assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Priority date: 2010-07-14
Filing date: 2011-07-07
Publication date: 2016-05-18
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Description

本発明は、翼の外側端部に取付ける翼端装置に関する。さらに、翼端装置を備える翼、翼端装置を備える翼を有する航空機、翼端装置の翼への取付方法または交換取付方法、現有の翼端装置の改修方法、翼端装置を有する翼の操作方法に関する。

翼端装置は、翼への誘導抗力を低減するために翼の外側端部に取付けられる。例えば、航空機の翼の場合には、燃費効率の向上と二酸化炭素放出量の減少をもたらす。翼端装置は、様々な形状を取り得る。

ウィングレットは、翼端部から伸びる翼状要素である。ウィングレットは翼端部から上に向かって、又は、下に向かって伸びる。非特許文献１には、（翼端部から上に向かって伸びる）上側ウィングレットの前方に（翼端部から下に向かって伸びる）下側ウィングレットを有する翼端装置が記載されている。これらの端部装置の寸法形状について、非特許文献２に推奨されている。

翼端フェンスは、翼端部の上下両側に垂直に伸びる翼端装置の特別な形状である。翼端フェンスについては、特許文献１に記載されている。

翼端装置の別の例として、非平面的な翼端伸張部がある。即ち、翼端装置が、取付けられた翼面から伸び出している。ウィングレットは、非平面的な翼端伸張部の特別な例と考えられる。特許文献２には、非平面的な翼端伸張部について記載されている。これは、連続的に増加する局所的上反角の曲率と、（前縁及び後縁の両方での）連続的に増加する後退角と、外側方向に向かって連続的に減少する翼弦とを有する。

特許文献３に記載されているような技術によれば、ウィングレットは、湾曲した遷移部によって翼端部に取付けられて融合されたウィングレット（以下、融合ウィングレットと表記）を形成する実質的に平面的な部位を含んでもよい。遷移部は一定の曲率半径を有する。指定された融合形状は、翼端部における干渉抗力効果を低減すると言われる。

あるいはまた、特許文献４に記載されているような技術によれば、ウィングレットは、非平面的な翼端伸張部によって翼に取付けられた、実質的に平面的な部位を含んでもよい。非平面的な翼端伸張部は、外側方向に向かって局所的上反角の曲率が増加する。この翼端伸張部は、一定曲率半径の遷移部を有する融合ウィングレットと比較して、更に、干渉抗力効果を低減すると言われる。

翼端装置の別の例として、特許文献５に記載されている後退角を有する翼端部の様な、実質的に平面的翼端伸張部がある。これは実質的に翼面から外に延伸しない。後退角を有する翼端部はウィングレットと同等の抗力の低下を達成することができる。

例えば空港適合性ゲート制限による、又は航空機の種別による飛行制限による、航空機の翼幅の制限は、後退角を有する翼端部よりもむしろ、ウィングレット又は非平面的な翼端伸張部を、翼上の誘導抗力を低減するために選択する必要があることを意味する。ウィングレット（更に一般的には非平面的な翼端伸張部）は、それが取付けられた翼の面から外に延伸するので、実質的に翼幅を増大させることなく、翼のアスペクト比を効果的に増大させる（それが翼上の渦に起因する誘導抗力を低減する）。

翼幅制限の課題は、翼幅制限が適用される（燃料を一杯に積んだ）地上での形状で、航空機の翼の全長を最適化して翼幅制限に適合させることによって慣例上解決される。しかしながら、飛行中の空力弾性的効果によって翼の形状が曲がるために、結果として生じる飛行中の形状での翼幅は、たいてい減少されてもはや最適では無くなる。従って、この慣例的な方法は性能不足をもたらす。この課題は、構造重量を削減するために比較的フレキシブルな翼を多く用いるため、より固い構造と比較すると空力負荷下で翼の曲がりが増大する結果となり、更に明らかになる。

米国特許第４７１４２１５号米国特許第２００２／０１６２９１７号米国特許第５３４８２５３号国際特許第２００８／０６１７３９号米国特許第６０８９５０２号

Whitcomb, R.T.,1976：NASA TN D-8260、"A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Results at High SubsonicSpeeds for Wing-Tip Mounted Winglets" RT Jones and TA Lasinski,1980： NASA TM 81230"Effect of Winglets on the Induced Drag of Ideal WingShapes"

本発明は、前述した問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とすることは、翼の翼端部に取付けられる翼端装置等を提供することである。

前述の課題を解決するために本発明の第１の態様は、翼面を規定する翼の外側端部に取付けられる翼端装置であって、前記翼面に対して上方に突出し且つ後縁を有する上側翼状要素と、前記上側翼状要素に対して取り付けられ且つ根部翼弦と後縁とを有する下側翼状要素と、を備え、前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、前記下側翼状要素が実質的に平面形状であり、前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側となるように、前記下側翼状要素の根部翼弦は、前記上側翼状要素の前記遷移部と重なり、前記下側翼状要素は重複部から下方に突出し、前記上側翼状要素は前記下側翼状要素より大きく、前記下側翼状要素の後縁は重複部において前記上側翼状要素の後縁に近接しており、前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下である、ことを特徴とする翼端装置である。

本発明の第２の態様は、外側端部と、その外側端部に取り付けられた第１の態様に係る翼端装置とを有する翼を提供する。

本発明の第３の態様は、第２の態様に係る翼を有する航空機を提供する。

本発明の第４の態様は、翼端装置を翼に取付ける方法、又は交換取付けする方法であって、翼の外側端部に第１の態様に係る翼端装置を取付けるステップを含む方法を提供する。

本発明の第５の態様は、翼の外側端部に取付けられた、または取付けるための翼端装置を改修する方法であって、前記翼は翼面を規定し、現有の翼端装置は、前記翼面に対して上方に突出し後縁を有する上側翼状要素を備え、前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、前記方法は、前記上側翼状要素より小さく且つ根部翼弦と後縁とを有し、実質的に平面形状である下側翼状要素を提供するステップと、前記下側翼状要素を前記上側翼状要素に、前記下側翼状要素の根部翼弦が前記上側翼状要素の前記遷移部と重なって、前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側にあり、且つ前記下側翼状要素は重複部から下方に突出するように、また前記下側翼状要素の後縁は、重複部において前記上側翼状要素の後縁と近接し、また前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下であるように取り付けるステップ、を含むことを特徴とする方法を提供する。

本発明の第６の態様は、翼の外側端部に取付けられた翼端装置を有する翼を操作する方法であって、前記翼は翼面を規定し、前記翼端装置は、前記翼面に対して上方に突出し且つ後縁を有する上側翼状要素と、前記上側翼状要素に対して取付けられ且つ根部翼弦と後縁とを有する下側翼状要素と、を備え、前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、前記下側翼状要素が実質的に平面形状であり、前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側となるように、前記下側翼状要素の根部翼弦は、前記上側翼状要素の前記遷移部と重なり、前記下側翼状要素は重複部から下方に突出し、前記上側翼状要素は前記下側翼状要素より大きく、前記下側翼状要素の後縁は重複部において前記上側翼状要素の後縁に近接しており、前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下であって、前記方法は、前記翼を空力荷重に曝し、前記翼の形状が空力弾性的変形を受けて、前記翼の曲がりが翼根部を中心とする翼端装置の回転を引き起し、その結果前記下側翼状要素の先端部が前記上側翼状要素の先端部より翼幅方向外側に伸張するような状態になるステップを含むことを特徴とする方法を提供する。

本発明は、下側翼状要素が、飛行時の空力弾性的変形によって発生する翼幅の低減の少なくともある程度を相殺するために作用する点で有利である。一方で、上側及び下側翼状要素は、地上での形状において適用され得る如何なる翼幅制限にも適合するように最適化されたままであろう。上側翼状要素（例えば、ウィングレット）のみを備える翼端装置に下側要素を付加すると、上側要素だけである場合と比較して渦抗力が約２５％から４０％低減され、全体で更に約１．９％、翼と翼端装置の組合せに対する抗力が低減されることが示されている。

上側要素の後縁と下側要素の後縁とがほぼ一致していることは、後流撹乱効果を避けるために重要である。後縁は完全に一致している必要は無いが、重複部において一方の要素の後流がもう一方の要素の上の流れに衝突するのを避けるために、近接している必要がある。

重複部における上側及び下側翼状要素間の角度は、下側要素が飛行中の形状において翼幅の増大をもたらすために重要である。下側要素の傾斜角度（即ち、垂直ｘ−ｚ平面と要素間の角度）は、重複部における干渉効果を最小化するように十分考慮されると共に、飛行中の形状において最大の翼幅増大を達成するように最適化される。翼端フェンスは、垂直な上側及び下側要素間の角度が約１８０°であるため、下側要素がもたらす飛行中の形状における翼幅の増大は無視できることは注意すべきである。

上側翼状要素は、下側翼状要素より大きい。下側翼状要素は上側翼状要素の平面領域の約２５％より小さい平面領域を有する。各要素の平面領域は、翼の平面領域の平面とは異なる平面中で見られることに注意すべきである。下側要素の平面領域は、巡航による粘性抗力の不利益を最小化しながら、要求される翼幅荷重を生みだし、良好な低速高揚力の性能をもたらすように設計されるであろう。地上高制限によって、下側要素の大きさが限定される。

下側翼状要素は上側翼状要素に対して取付けられる。翼端装置は翼に対して取り付けられる。本発明は、可動式翼端装置とは関係がない。可動式は一般に固定式装置よりも重く、重いことは如何なる性能利益をも相殺するからである。また、翼幅制限の課題を解決することは可動式翼端装置においてはいくらか些細なことである。

翼面と下側翼状要素との間の角度は少なくとも１１０°であればよい。それゆえ、下側要素は翼の外側端から外側に伸張し、翼の下側表面と下側要素間の干渉効果が最小化される。

重複部において上側及び下側翼状要素の間の角度は少なくとも８０°であればよく好ましくは少なくとも９０°である。これは、上側と下側要素間の重複部における干渉効果の最小化を助けることとなる。

下側要素は垂直ｘ-ｚ平面に対して、トー角を有してもよい。

下側要素は、後退角を有してもよい。特に、下側要素は、後退角を有する前縁を備えてもよい。下側要素の前縁の後退角は、上側要素の前縁の後退角と同程度であってよい。

遷移部は、弧状の遷移部であってもよい。上側翼状要素は、融合ウィングレットであり、遷移部は一定の曲率を有する。融合することによって、翼端部における干渉抗力効果を低減する効果が得られる。

さらに別の実施形態においては、遷移部は、非平面的で湾曲した翼端伸張部でもよい。上側要素は、非平面的翼端伸張部によって翼に融合されるウィングレットでもよい。非平面的な翼端伸張部は、外側方向に局所的な上反角の曲率の増加を有してもよい。翼端伸張部は、一定曲率の遷移部を有する融合ウィングレットと比較して、更なる干渉抗力低減効果が得られるのを助ける。

上側翼状要素は、後退角を有してもよい。特に上側要素は後退角を有する前縁を備えてもよい。上側要素の前縁の後退角は、下側要素の前縁の後退角と同程度であってよい。

下側要素の根部翼弦は、重複部における上側要素の局所的な翼弦の一部のみに沿って伸張してもよい。

航空機が地上にあって、翼が燃料を一杯に積載することによって下向きに撓んでいる場合、下側翼状要素の先端部は上側翼状要素の先端部より翼幅方向にさらに外側に伸張しなくてもよい。この場合に、上側及び下側要素の両端部間が、例えば空港のゲート制限にあたることになろう。

航空機が地上にあって、翼が燃料を一杯に積載することによって下向きに撓んでいる場合、下側翼状要素の先端部の翼幅方向への伸張は、上側翼状要素の先端部の翼幅方向の伸張と実質的に等しくなってよい。または、上側要素の先端部間の長さが実質的に空港のゲート制限より短い場合には、下側翼状要素の先端部の翼幅方向への伸張は、上側翼状要素の先端部の翼幅方向の伸張より大きくてよい。

航空機が飛行中、下側翼状要素の先端部は、翼の形状の空力弾性的変形によって、上側翼状要素の先端部より翼幅方向に伸張していてもよい。

本発明によれば、翼の翼端部に取付けられる翼端装置等を提供することができる。

本発明に係る実施形態は、以下の図を参照して、次に記載される。

従来技術による上側ウィングレットを有する航空機の翼の、ａ）地上での形状および、ｂ）飛行中の形状を示す図である。図１の詳細Ａであって、地上における最大翼幅と、空力荷重下で翼が変形することによる翼幅の減失とを示す図である。上側の平面形ウィングレットと下側の平面形ウィングレットとを有する第１の実施形態に係る航空機の翼と翼端装置を示し、ａ）は地上での形状でありｂ）は飛行中の形状であって、飛行中の形状において下側のウィングレットから得られる翼幅の増大を説明する図である。第１の実施形態に係る（地上での形状における）航空機の翼と翼端装置の詳細を示す図である。第１の実施形態に係る下側のウィングレットによる更なる抗力の低減を示すグラフである。第１の実施形態に係る下側のウィングレットによる更なる抗力の低減を示すグラフである。上側の平面的ウィングレットと下側の非平面的ウィングレットとを備える第２の実施形態に係る(地上での形状における)航空機の翼と翼端装置を示す図である。上側の融合ウィングレットと下側の平面的ウィングレットとを備える第３の実施形態に係る(地上での形状における)航空機の翼と翼端装置を示す図である。非平面的な翼端伸張部で翼に融合された上側ウィングレットと、下側の平面的ウィングレット（非平面的下側ウィングレットを装着してもよい）とを備える第４の実施形態に係る（地上での形状における）航空機の翼と翼端装置を示す図である。第４の実施形態に係る翼と翼端装置の斜視図である。第４の実施形態に係る翼と翼端装置の平面図である。非平面的な（上側）翼端伸張部と平面的下側ウィングレットとを備える第５の実施形態に係る航空機の翼と翼端装置を示す図である。第５の実施形態に係る翼端装置の斜視図である。

図１は、機体側の翼根２と外側の外側端部３を有する従来技術による航空機の翼１を示す図である。上方に伸びるウィングレット４を含む翼端装置は、翼１の外側端部３に取付けられる。翼１は、図１のａ）において、地上での形状（即ち、航空機が地上にあって、翼に燃料を一杯に積んでいる状態）と、ｂ）において、飛行中の形状（即ち、空力荷重による変形を伴う）とが示されている。

図２は、図１の詳細Ａを示し、破線５は、例えば空港適合性ゲート制限又は航空機種別による飛行制限によって航空機にもたらされる翼幅制限を示す。最大翼幅５は、図２のａ）に示される地上での形状に適用される。図２のｂ）は、飛行中の形状における変形のために生じる翼幅の減少６を示す。翼幅の減少６は約３％までに至る可能性がある。

図３は、上側の平面的ウィングレット１０４と下側の平面的ウィングレット１０７とを有する第１の実施形態における航空機の翼１０１を示す。上側ウィングレット１０４は翼１０１の外側端部１０３に取付けられる。翼１０１は、翼面１０８を規定する。上側ウィングレット１０４は翼面１０８に対して上方に突出する。上側ウィングレット１０４は先端部１０９と根部１１０とを有する。下側ウィングレット１０７は先端部１１１と根部１１２とを有する。下側ウィングレットの根部翼弦１１２は、上側ウィングレット１０４と重なり、下側ウィングレッ１０７はこの重複部から下側に突出する。上側ウィングレット１０４と下側ウィングレット１０７とは、それぞれ前縁部と後縁部を有し、後縁部は重複部で近接している。図３ａ）は、上側ウィングレット１０４の先端部１０９と下側ウィングレット１０７の先端部１１１とが共に最大翼幅１０５にある、地上における翼１０１の形状を示す。図３ｂ）は、変形した飛行中の翼１０１の形状を示し、上側ウィングレット１０４による翼幅１０６の潜在的減失が、下側ウィングレット１０７から得られる幅１１３の増加によって軽減される様子を示す。下側ウィングレット１０７による幅１１３の増加は約２％である。

図４は、第１の実施形態における航空機の翼１０１を、更に詳細に示す図である。下側ウィングレット１０７は、下側ウィングレット１０７と上側ウィングレット１０４との重複部における干渉効果を最小限にする一方で、飛行中の形状における翼幅の増大を最大限にするように、寸法と方向が決められる。更に、地面と下側ウィングレット１０７の先端部１１１との間の最低地上高Ｇが考慮される。結果として得られる幾何学的形状は、上側と下側の翼要素間の角度が約１３２°で、翼面１０８と下側ウィングレット１０７との間の角度が１２８°となる。下側ウィングレット１０７は、上側ウィングレット１０４のウィングレット平面形領域の約２０％のウィングレット平面領域を有する。下側ウィングレット１０７が比較的小さい寸法であることによって、必要とされる最適な翼幅荷重をもたらしながら、巡航中の粘性抗力による損失を最小化する。

図５と図６は、下側ウィングレット１０７の付加による翼１０１の揚力と渦抗力特性への効果をグラフに示す図である。図５と図６とにおいて、○印のラインは、翼端装置を有せず、課された最大翼幅近傍に先端部を有する翼１０１に該当する参考翼を示す。×印のラインは、上側ウィングレット１０４（寸法は、上述の非特許文献２で推奨されている）のみを有する翼１０１を示す。□印のラインは、上側ウィングレット１０４と下側ウィングレット１０７の両方を有する翼１０１を示す。

図５は、揚力係数（以下、ＣＬと表記することもある。）と抗力係数（以下、ＣＤと表記することもある。）の関係を示し、上側と下側の両方のウィングレット１０４と１０７を有する翼１０１の揚力抗力比の上昇を、参考翼および上側ウィングレットのみを有する翼と比較して示す。図６は、上側ウィングレット１０４のみを有する翼に対して、巡航時の中間重量での揚力係数（ＣＬ＝０．５）において、下側ウィングレット１０７の付加によって約１．９％の抗力発生を抑える効果があることを示す。下側ウィングレット１０７によってもたらされる渦抗力の減少は、更に約２５％から４０％の減少となる。

図７は、平面的上側ウィングレット２０４と非平面的下側ウィングレット２０７とを有する第２の実施形態に係る航空機の翼２０１を示す。翼２０１は翼面２０８を規定し、上側ウィングレット２０４は翼面２０８に対して上方に突出する。上側ウィングレット２０４は翼２０１の外側端部２０３に取り付けられる。下側ウィングレット２０７は上側ウィングレット２０４と重なる根部翼弦２１２を有する。下側ウィングレット２０７は、重複部から下側に突出する。上側ウィングレット２０４は、先端部２０９と根部２１０とを有する。下側ウィングレット２０７は先端部２１１を有し、先端部２１１と先端部２０９は共に翼幅方向において最大翼幅２０５の位置にある。上側ウィングレット２０４と下側ウィングレット２０７はそれぞれ前縁部と後縁部とを有し、それぞれの後縁部は重複部において近接している。図７において、翼２０１は最大翼幅２０５を強いられる地上での形状が図示されている。

下側ウィングレット２０７は根部２１２から先端部２１１へと増大する局所的下反角の曲率を有する。下側ウィングレット２０７は、端部装置の低速性能を最適化するために、トーイン角またはトーアウト角を有してもよい。

翼２０１のための翼端装置は、下側ウィングレット２０７と翼２０１の下側表面との間の干渉効果と上側ウィングレット２０４と下側ウィングレット２０７との間の干渉効果を最小化しながら、飛行時の空力荷重下で翼幅の増大を最大化するよう最適化されている。結果的に最適化された幾何学的形状は、上側ウィングレット２０４と下側ウィングレット２０７とがなす角度を約１２０°とし、翼面２０８と下側ウィングレット２０７とがなす角度を約１３８°としている。飛行中の形状において、翼１０１の下側ウィングレット１０７と比較して、下側ウィングレット２０７は翼幅の増大が大きい。これは主に、下側ウィングレット２０７の根部２１２から先端部２１１までの高さが増大したことと、飛行荷重下で真っ直ぐになる下側ウィングレット２０７の柔軟性による。

図８は、上側融合ウィングレット３０４と平面的な下側ウィングレット３０７とを有する第３の実施形態に係る航空機の翼３０１を示す。翼３０１は、上側融合ウィングレット３０４が取付けられた外側端部３０３を有する。上側ウィングレット３０４は先端部３０９と根部３１０とを有する。上側ウィングレット３０４はその根部３１０を介して翼３０１の外側端部３０３に取付けられる。上側ウィングレット３０４は実質的平面部位３１４と弧状の遷移部３１５とを有する。遷移部３１５は、翼３０１の外側端部３０３を、滑らかに実質的平面部３１４に融合するように適合されている。弧状の遷移部３１５は、実質的に一定の曲率半径Ｒを有する。

下側ウィングレット３０７は、上側ウィングレット３０４の遷移部３１５の下側表面に取付けられる。下側ウィングレット３０７は先端部３１１と根部３１２とを有する。下側ウィングレット３０７の根部翼弦は上側ウィングレット３０４と重なって、下側ウィングレット３０７はその重複部から下に向かって突出する。上側ウィングレット３０４と下側ウィングレット３０７はそれぞれ前縁部と後縁部を有し、両後縁部は重複部で近接している。遷移部３１５は実質的平面部３１４と翼３０１との間の干渉効果を低減するのを助ける。

上側ウィングレット３０４の先端部３０９は、実質的に下側ウィングレット３０７の先端部３１１と共に最大翼幅３０５における垂直ｘ−ｚ平面内にある。上側ウィングレット３０４と下側ウィングレット３０７とがなす角度は、重複部において約８４°である。この角度は、上側ウィングレット３０４と下側ウィングレット３０７との間の干渉効果を避けるように、少なくとも８０°であることが好ましい。重複部は、上側融合ウィングレットの遷移部３１５の下側表面にあるので、この角度は、遷移部の下側接面と下側ウィングレット３０７との間で測定される。翼面３０８と下側ウィングレット３０７とがなす角度は約１２５°である。上側ウィングレット３０４の実質的平面部３１４は、垂直ｘ−ｚ平面に対して約７°から１５°傾斜した角度を有する。

下側ウィングレット要素３０７は、上側ウィングレット要素３０４の平面領域の約２５％の平面領域を有する。下側ウィングレット３０７は実質的に平面であるが、根部３１２から先端部３１１にかけていくらかの翼のねじれを有していてもよい。下側ウィングレット３０７は、低速性能を最適化するために、付加的に又は代替的にトーインまたはトーアウト角を有しても良い。同様に、上側ウィングレット３０４はいくらか湾曲してもよく、またトーインまたはトーアウト角を有しても良い。下側ウィングレット３０７は後退角を有し、特に前縁部は後退している。上側ウィングレット３０４も後退していて、後退する前縁部と後退する後縁部とを有する。

最低地上高が許せば、下側ウィングレット３０７は、図７を参照して上述したものと同様な非平面的な下側ウィングレットと交換しても良い。

図９は、翼４０１と、上側融合ウィングレット４０４と、平面的な下側ウィングレット４０７とを含む航空機の翼と翼端装置の組合せを示す図である。翼４０１は外側端４０３を有し、翼面４０８を規定する。上側ウィングレット４０４は、実質的平面部４１４と融合された遷移部４１５とを含む。遷移部４１５は、翼４０１の外側端部４０３を上側ウィングレット４０４の実質的平面部４１４に滑らかに融合する。遷移部４１５は、局所的上反角の連続的に増加する曲率と、連続的に増加する後退角（前縁部と後縁部共に）と、外側に向かって連続的に減少する翼弦とを有する非平面的な湾曲した翼端伸張部である。非平面的な湾曲した翼端伸張部４１５は、上側ウィングレット４０４の抗力性能を、図８に示された上側融合ウィングレット３０４と比較して改善させる。

上側ウィングレット４０４は、根部４１０と先端部４０９とを有する。上側ウィングレット４０４の実質的平面部４１４は垂直ｘ−ｚ平面に対して７°傾斜した角度を有する。実質的平面である下側ウィングレット４０７は、上側ウィングレット４０４の非平面的な湾曲した翼端伸張部４１５の下側表面に取付けられる。下側ウィングレット４０７は、先端部４１１と根部４１２とを有する。下側ウィングレット４０７の根部翼弦は上側ウィングレット４０４と重なり、下側ウィングレット４０７は重複部から下側に突出する。

上側ウィングレット４０４と下側ウィングレット４０７とが重複部においてなす角度は、約８６°である。重複部は、上側ウィングレット４０４の非平面的な湾曲した翼端伸張部４１５の下側表面上にあるので、この角度は、重複部において非平面的な湾曲した翼端伸張部４１５の下側表面に対する局所接面から測定されたものである。この角度は、上側ウィングレット４０４と下側ウィングレット４０７との間の干渉効果を避けるために８０°以上であることが好ましい。翼面４０８と下側ウィングレット４０７とがなす角度は、約１２４°である。上側ウィングレット４０４の先端部４０９と下側ウィングレット４０７の先端部４１１とは、実質的に共に最大翼幅４０５における垂直ｘ−ｚ平面内にある。

図１０と図１１はそれぞれ、第４の実施形態に係る翼と翼端装置の組み合わせの斜視図と平面図である。図１０から特に、上側ウィングレット４０４の後縁部４１６と、下側ウィングレット４０７の後縁部４１７とが、重複部において実質的に近接していることがわかる。後縁部４１６及び４１７は、下側ウィングレット４０７からの後流が上側ウィングレット４０４上の流れに実質的に干渉しない程度に、十分に接近している。上側ウィングレット４０４は後方に伸びる前縁部４１８を有し、下側ウィングレット４０７も後方に伸びる前縁部４１９を有する。上側ウィングレット４０４の後縁部４１６は後方に伸び、下側ウィングレット４０７の後縁部４１７もまた後方に伸びる。

図１１において、平面図（即ち、上から見下ろしたｘ−ｙ平面図）は、上側ウィングレット４０４が下側ウィングレット４０７の少なくとも一部をどのように「覆う」かを示す。これは、上側ウィングレット４０４の先端部４０９と下側ウィングレット４０７の先端部４１１とが同じ垂直ｘ−ｚ平面内にあることによる。図１０に最もよく示されるように、重複部においては、下側ウィングレット４０７の根部翼弦４１２は重複部における上側ウィングレット４０４の局所翼弦の一部のみを占める。そして後縁４１６と後縁４１７とがほぼ一致するために、下側ウィングレット４０７の前縁４１９は、上側ウィングレット４０４の前縁４１８の機尾側に位置することになる。

図１２は、上側の非平面的な翼端伸張部５０４と下側の平面的ウィングレット５０７を有する翼端装置を備える翼５０１を含む、第５の実施形態に係る航空機の翼と翼端装置の組み合わせを示す図である。翼５０１は外側端部５０３を有し、翼面５０８を規定する。非平面的な翼端伸張部５０４は根部５１０と先端部５０９とを有し、根部５１０によって翼５０１の外側端部５０３に取付けられる。湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４は、局所的上反角の連続的に増加する曲率と、（前縁５１８、後縁５１６の両方において）連続的に増加する後退角と、外側方向（ｙ方向）に向かって連続的に減少する翼弦とを有する。

湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４は、根部５１０から先端部５０９まで実質的に非平面形状である。先端部５０９は垂直ｘ−ｚ平面に対して約８°の傾斜角を形成する。下側ウィングレット５０７は先端部５１１と根部５１２とを有し、根部翼弦は湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４と重なり、重複部からは下側ウィングレット５０７が下向きに突出している。非平面的な翼端伸張部５０４と下側ウィングレット５０７とが重複部においてなす角度は約８２°である。この角度は、下側ウィングレット５０７と、湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４の下側表面の重複部における局所接面との間で測定される。翼面５０８と下側ウィングレット５０７とがなす角度は約１２６°である。湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４の先端部５０９と下側ウィングレット６０７の先端部５１１は、実質的に共に最大翼幅５０６における垂直ｘ−ｚ平面内にある。

図１３は、第５の実施形態に係る翼端装置の斜視図であり、重複部おいて、湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４の後縁５１６が、下側ウィングレット５０７の後縁５１７とほぼ一致することを明示する。湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４と下側ウィングレット５０７は共に後退角を有し、後縁５１６、後縁５１７、前縁５１８、前縁５１９もそれぞれの後退角を有する。

下側ウィングレット５０７は実質的に平面形状であれば良く、根部から先端部に向かってウィングレットのねじれを形成しても、自由気流に対してトーインまたはトーアウト角を形成しても良い。同様に、湾曲した非平面的な翼端伸張部５０４は翼のねじれを形成しても、自由気流に対してトーインまたはトーアウト角を形成しても良い。下側ウィングレット５０７は、最低地上高が許せば、図７を参照して上述されたものと同様の非平面的で湾曲した下側ウィングレットに交換しても良い。

図７から図１３を参照して上述された第２から第５の実施形態のそれぞれは、それぞれの地上での形状における翼と翼端装置の組み合わせによって示されている。飛行中の翼に掛かる空力荷重によって翼が変形して、翼の根部を中心とする翼端装置の回転を引き起こし、下側翼状要素の先端部が上側翼状要素の先端部より更に翼幅方向に外側に伸張する。従ってそれぞれの実施形態における下側翼状要素は、それぞれの場合において上側翼状要素のみを有する翼端装置と比較して翼幅の増加をもたらす。

先の第１〜第５の実施形態において説明された翼端装置は、翼端装置を有さない翼を有する航空機の場合でも、現有の翼端装置を取り換えるような場合でも、航空機の翼の外側端部に、取付けられるか又は交換取付される。更に、下側翼状要素は、本発明に係る翼端装置を形成するように、上側翼状要素のみを有する現有の翼端装置に対する追加取付による改修として提供されても良い。

本発明は１又は複数の好適な実施形態を参照して記述されたが、添付の特許請求の範囲に規定される本発明の範囲から逸脱しないで、種々の変形又は修正がなされると解される。

１、１０１、２０１、３０１、４０１、５０１……翼
２…………………………………………………………翼根
３、１０３、２０３、３０３、４０３、５０３……翼の外側端部
４、１０４、２０４、３０４、４０４、５０４……外側ウィングレット
５、１０５、２０５、３０５、４０５、５０６……最大翼幅
１０７、２０７、３０７、４０７、５０７…………下側ウィングレット
１０８、２０８、３０８、４０８、５０８…………翼面
１０９，２０９．３０９，４０９，５０９…………上側ウィングレット先端部
１１０、２１０、３１０、４１０、５１０…………上側ウィングレット根部
１１１、２１１、３１１、４１１、５１１…………下側ウィングレット先端部
１１２、２１２、３１２、４１２、５１２…………下側ウィングレット根部
３１４，４１４……………………………………上側ウィングレットの平面部
３１５、４１５……………………………………上側ウィングレットの遷移部
４１６、５１６……………………………………上側ウィングレットの後縁部
４１７、５１７……………………………………下側ウィングレットの後縁部
４１８、５１８……………………………………上側ウィングレットの前縁部
４１９、５１９……………………………………下側ウィングレットの前縁部

Claims

航空機の翼面を規定する翼の外側端部に取付けられる翼端装置であって、
前記翼面に対して上方に突出し且つ後縁を有する上側翼状要素と、
前記上側翼状要素に対して取り付けられ且つ根部翼弦と後縁とを有する下側翼状要素と、を備え、
前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、
前記下側翼状要素が実質的に平面形状であり、
前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側となるように、前記下側翼状要素の根部翼弦は、前記上側翼状要素の前記遷移部と重なり、
前記下側翼状要素は重複部から下方に突出し、
前記上側翼状要素は前記下側翼状要素より大きく、前記下側翼状要素の後縁は重複部において前記上側翼状要素の後縁に近接しており、
前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下であり、
前記航空機の飛行中に、前記下側翼状要素の先端部が、前記翼の形状の空力弾性的変形によって、翼幅方向に前記上側翼状要素の先端部よりさらに外側に伸張することを特徴とする翼端装置。
前記下側翼状要素が前記上側翼状要素の平面領域の２５％より小さい要素平面領域を有することを特徴とする請求項１に記載の翼端装置。
前記翼面と前記下側翼状要素とがなす角度が少なくとも１１０°であることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の翼端装置。
前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度が少なくとも８０°であることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載の翼端装置。
前記下側翼状要素が後退角を有することを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の翼端装置。
前記遷移部は、弧状の遷移部であることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載の翼端装置。
前記遷移部は、非平面形状の湾曲した翼端伸張部であることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載の翼端装置。
前記上側翼状要素が後退角を有することを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか１項に記載の翼端装置。
外側端部と、当該外側端部に取付けられた請求項１から請求項８のいずれか１項に記載の翼端装置と、を有する翼。
請求項９に記載の翼を有する航空機。
前記航空機が地上にあって、前記翼が燃料を一杯に積載することによって下方に撓んでいる場合に、前記下側翼状要素の先端部は前記上側翼状要素の先端部よりさらに翼幅方向の外側には伸張しないことを特徴とする請求項１０に記載の航空機。
前記航空機が地上にあって、前記翼が燃料を一杯に積載することによって下方に撓んでいる場合に、前記下側翼状要素の先端部の翼幅方向の位置は、前記上側翼状要素の先端部の翼幅方向の位置に実質的に等しいことを特徴とする請求項１１に記載の航空機。
地上の形状における翼幅が、空港適合性ゲート制限に実質的に等しいことを特徴とする請求項１１又は請求項１２に記載の航空機。
翼端装置を翼に取付ける方法であって、
翼の外側端部に請求項１から請求項８のいずれか１項に記載の翼端装置を取付けるステップを含むことを特徴とする方法。
航空機の翼の外側端部に取付けられた、または取付けるための翼端装置を改修する方法であって、
前記翼は翼面を規定し、現有の翼端装置は、前記翼面に対して上方に突出し後縁を有する上側翼状要素を備え、前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、
前記方法は、
前記上側翼状要素より小さく且つ根部翼弦と後縁とを有し、実質的に平面形状である下側翼状要素を提供するステップと、
前記下側翼状要素を前記上側翼状要素に、前記下側翼状要素の根部翼弦が前記上側翼状要素の前記遷移部と重なって、前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側にあり、且つ前記下側翼状要素は重複部から下方に突出するように、また前記下側翼状要素の後縁は、重複部において前記上側翼状要素の後縁と近接し、また前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下であるように取り付けるステップと、
前記航空機の飛行中に、前記下側翼状要素の先端部を、前記翼の形状の空力弾性的変形によって、翼幅方向に前記上側翼状要素の先端部よりさらに外側に伸張させるステップと、
を含むことを特徴とする方法。
翼の外側端部に取付けられた翼端装置を有する翼を使用する方法であって、
前記翼は翼面を規定し、
前記翼端装置は、前記翼面に対して上方に突出し且つ後縁を有する上側翼状要素と、前記上側翼状要素に対して取付けられ且つ根部翼弦と後縁とを有する下側翼状要素と、を備え、
前記上側翼状要素が実質的な平面的部位を含み、更に、前記翼の外側端部を前記上側翼状要素の実質的な平面的部位に滑らかに融合するように適合された遷移部を含み、
前記下側翼状要素が実質的に平面形状であり、
前記下側翼状要素と前記上側翼状要素との重複部が翼の外側端部の外側となるように、前記下側翼状要素の根部翼弦は、前記上側翼状要素の前記遷移部と重なり、
前記下側翼状要素は重複部から下方に突出し、
前記上側翼状要素は前記下側翼状要素より大きく、前記下側翼状要素の後縁は重複部において前記上側翼状要素の後縁に近接しており、
前記上側翼状要素と前記下側翼状要素とが重複部においてなす角度は１６０°以下であって、
前記方法は、前記翼を空力荷重に曝し、前記翼の形状が空力弾性的変形を受けて、前記翼の曲がりが翼根部を中心とする翼端装置の回転を引き起し、その結果前記下側翼状要素の先端部が前記上側翼状要素の先端部より翼幅方向外側に伸張するような状態になるステップを含むことを特徴とする方法。