JP5992332B2 - 超音速及び高亜音速巡航航空機の為に最適化された層流流れ翼 - Google Patents

Description

この発明は、広い自然層流流れ（ＮＬＦ：natural laminar flow）の為に設計されている翼（wing）を伴っている超音速航空機の設計構造に一般的に関係しており、そしてより詳細には、このような超音速航空機の為の、翼厚さ（wing thickness）と胴体横断面相互関係基準の最適化に関係している。

超音速自然層流流れ翼（wing）構造は、効率的な超音速巡航の為に望ましい。主要な特徴は、低い掃引（sweep），鋭い（実際には非常に薄い）前縁，そして、厚さの故に増大されている抗力（体積造波抵抗（volume wave drag））を相殺する以上に、ＮＬＦに対応している減少された表面摩擦抗力の結果として超音速巡航抗力利得を提供する薄い両凸状型翼形状（airfoil）である。抗力減少の期間における層流境界層（ＢＬ：laminar boundary layer）流れの重要性は、典型的な超音速巡航飛行状況の為に、同じ量の表面積で、層流表面摩擦抗力は従来の超音速掃引（swept）又はデルタ（delta）翼（wing）に対応している乱流表面摩擦抗力よりも略１０の要素で低いという事実から見ることが出来る。ＮＬＦ翼（wing）はまた、高亜音速速度での巡航効率において、そして、離陸及び着陸性能において、従来の超音速掃引（swept）又はデルタ（delta）翼（wing）を越える更なる利益を提供する。更に、ＮＬＦ翼（wing）は、高速亜音速航空機において典型的に使用されている掃引（swept）翼（wing）よりも、実質的により高い亜音速マッハ数でその最も良い効率を達成することが出来る。

超音速ＮＬＦ翼（wing）は低い掃引（sweep）を有していなければならず、そして従って、同様な寸法及び厚さの良く設計されているデルタ翼（wing）よりもより大きな体積造波抵抗（volume wave drag）（厚さに関係している）を引き起こす。従って、純粋に空気力学的な基礎に基づいて、低掃引（sweep）ＮＬＦ翼（wing）は、体積造波抵抗（volume wave drag）を減少させる為には、出来る限り薄くなければならない。他方、より薄い翼（wing）は、翼（wing）厚さが減少するとともに構造的な重量が増大するので、重量の不利を引き起こし、その結果として翼弦に対する厚さの比（ｔ／ｃ）の選択がこのような航空機の性能を最適化する為の鍵である。

我々の従来の設計研究においては、翼（wing）は、層流表面摩擦対乱流表面摩擦からの結果として生じる抗力削減よりも体積造波抵抗（volume wave drag）が小さいことが好ましかった厚さ−翼弦比に限定されていた。この考察は、米国特許５，３２２，２４２；５，５１８，２０４；５，８９７，０７６「高効率超音速航空機（High Efficiency Supersonic Aircraft）」の為の有る基礎を形成しており、これらの米国特許は引用によりここに組み込まれている。示される如く、この基準は、マッハ１．５速度が考慮される為の、翼（wing）の平均ｔ／ｃの為の上限として、略２％（０．０２）の選択を導いている。上述されていた如く、これら従来の特許は略２％以下のｔ／ｃを請求しているが、設計巡航マッハ数Ｍでの変動を何も規定していない。図６の曲線は、その変動の典型であり、

により概算されることが出来る。

それにもかかわらず、多くの考慮が、例えより大きな体積造波抵抗（volume wave drag）の代価があるにしろ、最適な厚さをより高い値へと追いやっている。例えば、層流境界層を安定させる好ましい圧力勾配は翼（wing）ｔ／ｃと伴に増大し、そして注目されている如く、構造的な重量が厚さを増大させることにより減少する。さらには、翼（wing）のせいと考えられる体積造波抵抗（volume wave drag）は、翼（wing）の近傍における胴体の輪郭決め（contouring）により減少されることが出来る。最後に、翼（wing）表面の大きな面積上でのＮＬＦの達成は、（ａ）翼（wing）の悪影響を受けている表面上での適切な圧力勾配を達成すること、そして（ｂ）適切な前縁寸法及び形状によっている。これらの圧力勾配は部分的な翼形状（airfoil）形（shape）にのみに従うのではなく、翼（wing）に隣接している、そして翼（wing）の前方の胴体輪郭（contour）により超音速速度で非常に影響される。従って、このような航空機に於いては改良の必要があり、そして特に両凸型翼形状（airfoil）形（shape）及び厚さの適切化が、翼（wing）表面上に渡る体積造波抵抗（volume wave drag）及びＮＬＦ範囲の両方に悪影響を与えている胴体輪郭とともに、改良の必要がある。

この発明は、２次元非線形空気力学コードを使用した翼（wing）厚さ，翼形状（airfoil）形（shape），及び胴体輪郭（contour）の最適化、そして完全な航空機構造に適用される如きコンピュータによる最適化技術における改良に関係している。１つの予測されていない結果は、翼幅（span）に渡る最適な翼（wing）厚さ−翼弦比及びその変動が実質的に再規定される必要があることである。見られる如く、結果としての超音速翼（wing）は、従来提案されているよりもより大きなｔ／ｃ比を具体化しており、そして、対応している胴体は従来の超音速航空機の為に以前提案されていなかった基準に従って形作られている。我々は従来の技術文書、Ｐ．Ｓｔｕｒｄｚａ，Ｖ．Ｍａｎｎｉｎｇ，ＩＫｒｏｏ，そしてＲ．ＴｒａｃｙによるＡＩＡＡ−９９−３１０４，「超音速流れ中の翼（wing）の予備設計の為の境界層計算（Boundary Layer Calculations for Preliminary Design of Wings in Supersonic Flow）」中で、ＮＬＦ翼上の望ましくない翼幅―方向（span-wise）圧力勾配及び対応している境界層交差流れ（boundary layer cross-flow）を、胴体との翼（wing）前縁交点での局所的な胴体造形（shaping）により、受け入れ可能なレベルまで限定させることが出来ることを目にしており、これらの文書は引用によりここに組み込まれている。見られる如く、ここに記載されている造形（shaping）は、翼（wing）前縁近くの胴体のみならず、この交点から比較的離れた面積もまた、含む。

もう１つの目的は、設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する、翼幅（wing span）に沿った翼形状（airfoil）厚さ，翼弦，そして形状（shape）の値を提供することであり、ここにおいては翼幅（wing span）に沿った翼形状（airfoil）厚さ，翼弦，そして形状（shape）の値は以下の考慮によって決定されている如くであり：
ｉ）航空機抗力及び重量，そして結果としての航空機航続距離が多数の翼形状（airfoil）変動の為に決定されている工程、そして
ｉｉ）他の航空機特徴である。

このような他の航空機特徴は、製造コスト，運用コスト，機器設置，接近及び整備の容易を含む。またこのような特徴は、例えば高亜音速速度の如き、設計巡航マッハ数以外の速度での航空機航続距離を含んで良く；及び／又は特定の任務又は複数の任務の選択された混合の為の航空機燃料効率を含んで良く；及び／又は航空機着陸及び離陸性能、そしてそれに関連している取扱い品質を含んで良い。

更なる目的は、個々の翼幅方向（spanwise）位置での翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有している両凸状型翼形状（airfoil）を伴っている改良された翼（wing）を提供することであり、ここにおいては、翼幅（span）に沿い選択されたｔ／ｃ比の平均が選択されている設計マッハ数に従属している。例えば、見えるようになる如く、以下に規定されている如き胴体影響の区域の外側寄りの最大に最適にされている、翼弦に対する翼（wing）厚さ比は、翼幅（span）に沿った平均として表現され、

によって指摘されている如く限定されるよう規定されていて、ここにおいてＭ＝設計巡航マッハ数である。胴体影響の区域は胴体接合の近傍の翼（wing）の面積であって、そこでは、翼（wing）のその部分の体積造波抵抗（volume wave drag）が胴体仕立て（tailoring）により、即ち、胴体横断面積を局部的に減少させることにより、部分的に相殺されることが出来る。このような仕立て（tailoring）又は「面積統制（area-ruling）」は工業分野において知られていて、そして、米国特許６，１４９，１０１中では２％ｔ／ｃＮＬＦ翼（wing）との組み合わせが以前から記載されており、この米国特許は引用によりここに組み込まれている。この目的の為に、この区域は最も低い超音波設計巡航マッハ数で規定されていて、そして、翼（wing）の延長されている前縁及び後縁と対称の平面の交点において始まるマッハ線の交点により規定されている翼（wing）の場所の内側寄りの翼（wing）の部分である。マッハ線は、１／Ｍのアークサイン（arcsine）と等しい、飛行方向に関する角度を有しているとして規定されている。

前の式に従うと、このような翼（wing）は、胴体影響の外側寄りの翼幅（span）に沿った平均としての最適な翼弦に対する翼（wing）厚さ比を有しており、マッハ１．３の設計超音速巡航速度の為に略０．０２７以下であり、略マッハ２．８の設計巡航速度の為に略０．０４０以下へとマッハ数増加と伴に略線状に増大している。

胴体影響の区域中の翼（wing）の部分の造形（shaping）、そして、翼（wing）の近傍において胴体それ自身を輪郭決め（contouring）すること、は、２つの主要な考慮に従った全体の性能及び設計の最適化に対し決定的である。その第１は組み合わされた翼（wing）−胴体システムの体積造波抵抗（volume wave drag）の減少であり、第２はその層流流れの範囲の増大による翼（wing）上の表面摩擦抗力の減少である。

後者は、局所的な翼形状（airfoil）形そして超音速飛行における翼（wing）に隣接した及び前方の胴体形の両方に従っている、翼（wing）上の圧力分布の関数である。胴体区域の外側寄りの翼（wing）上における圧力分布は、この技術においてこのような用語が理解されているように、このような圧力分布が「好都合（favorable）」，「不都合（adverse）」，又は「交差流れ（crossflow）」であるかどうかによって、翼（wing）表面上のＮＬＦを容易にできるか又はそれを抑制できるかのいずれかである。設計最適化の目的は、翼（wing）の表面摩擦抗力が低抗力層流流れにより特徴付けされているその表面の量に従っていることに注目して、造波抵抗＋表面摩擦抗力の合計を最小にする胴体形との組み合わせにおける翼形（wing shape）を開発することである。翼（wing）の残りは、胴体の大部分と同様に、乱流に対応してより高い表面摩擦抗力を有する。その設計目標が最大の後続距離である航空機の為には、この造形（shaping）は、翼幅（span）に沿った幾つかの選択された翼（wing）厚さ分布の為に行われ、個々のこのような厚さ分布は対応している翼（wing）重量を有していて、その結果として、全体の設計の最適は、航空機航続距離を決定する中で抗力及び重量の両方を考慮して、決定されることが出来る。所定の航空機全体の離陸重量の為に空重量を増大させることは燃料重量を相殺し、そしてそれにより航続距離を減少させる、ことは、この技術分野において良く理解されている。

この発明のこれ等及び他の目的及び利点は、全ての図示されている実施形態の詳細と同様に、以下の明細書及び図面からより十分に理解される。

図１は、超音速航空機の斜視図であり； 図２は、図１の航空機の平面図であり； 図３ａは、図２中の線Ａ−Ａ上で取られた翼弦横断面であり； 図３ｂは、図２中の線Ｂ−Ｂ上で取られた翼弦横断面であり； 図３ｃは、図２中の線Ｃ−Ｃ上で取られた翼弦横断面であり； 図４は、胴体影響を示している胴体に対するそれの取り付けにおける翼（wing）の断片の平面図であり； 図５は、グラフであり； 図６は、グラフであり； 図７は、グラフであり； 図８は、グラフであり； 図９Ａは、種々の翼（wing）前縁形状（leading edge shape）上の圧力分布の典型であり； 図９Ｂは、種々の翼（wing）前縁形状（leading edge shape）上の圧力分布の典型であり； 図９Ｃは、１つの前縁形状（leading edge shape）に対応している安定性（Ｎ−要因）のグラフであり； 図９Ｄは、飛行試験における部分翼（partial wing）の写真であり； 図１０Ａは、翼（wing）−胴体−輪金（strake）の組み合わせ上における圧力及び境界層過渡位置の典型であり； 図１０Ｂは、翼（wing）−胴体−輪金（strake）の組み合わせ上における圧力及び境界層過渡位置の典型であり； 図１０Ｃは、翼（wing）−胴体−輪金（strake）の組み合わせ上における圧力及び境界層過渡位置の典型であり；そして、 図１０Ｄは、翼（wing）−胴体−輪金（strake）の組み合わせ上における圧力及び境界層過渡位置の典型である。

図１及び２中において、超音速航空機１０は、胴体（fuselage）１１，翼（wing）１２及び１３，輪金（strake）１４，そして尾翼（tail）１５を有している。２つのエンジン収容部（engine nacell）１６及び１７が胴体の正反対の側に配置されていて、そして翼後縁１２ａ及び１３ａの後方に突出している。客室及び操縦室は夫々２８及び２９で示されている。

図３ａ，３ｂ，そして３ｃは、翼幅（span）に沿った翼（wing）両凸状表面１３０及び１３１を示している。また、翼形状翼弦（airfoil chord）ｃ及び厚さ寸法ｔは以下の如く示されていて：
Ａ−Ａでは、Ｃ_Ａ及びｔ_Ａ
Ｂ−Ｂでは、Ｃ_Ｂ及びｔ_Ｂ
Ｃ−Ｃでは、Ｃ_Ｃ及びｔ_Ｃ
図４は、翼（wing）―胴体交差領域を示していて、ここに於いては、胴体中心線３０との後縁線１３ａの交点が３１で指摘されていて;そして、翼（wing）が前縁１８を有していて、１９で指摘されている、胴体中心線との突出されている縁線１８ａの交点を伴っている。１９及び３１から突出されているマッハ線２０及び２１が２２で交差している。示されている如く、翼弦線（chord line）２３が２２と交差している。翼弦線２３の外側寄りの翼（wing）範囲２４は、胴体影響の区域の外側寄りであると考えられている。胴体は、その正反対の側で、凹形状線又は縁２６及び２７に沿い凹まされている。

それは既に発見されていることであるが、対応している長手方向場所での翼（wing）体積の部分を補う為に胴体横断面を減少させる（面積統制（area-ruling））ことにより、全抗力不利を引き起こさせることなく、より厚い翼（wing）断面を胴体近傍に採用することが出来る。例えば、内側寄りの翼（wing）の部分は、上で与えられた最大平均ｔ／ｃ基準（マッハ１．３で０．０２７マッハ２．８で０．０４０まで増大する）よりも実質的により厚いことが出来、比例している体積造波抵抗（volume wave drag）不利を引き起こすことなく、増大された翼（wing）厚さ内側寄りを補うまでに長く胴体横断面が仕立てられている（tailored）。これ等の取引に取り組みそして数量化する為の方法がまた、前述された米国特許６，１４９，１０１「航空機翼及び胴体輪郭（Aircraft Wing and Fuselage Contours）」中で取り組まれている。

最適化方法における最近の進展は、最大ｔ／ｃ、翼幅（span）に沿った翼（wing）厚さ変動，翼形状輪郭（airfoil profile），そして翼平面形状（wing plan view shape）における翼（wing）構造重量の増大の如きパラメーター上への影響の評価を可能にしている。このような評価は、前述した如く、翼（wing）上のＮＬＦ範囲上への圧力勾配の影響を含む、組み合わされている造波抗力及び表面摩擦抗力を最小にするのに最適な翼（wing）及び胴体形状（shape）の選択を採用している。このような形状（shape）は、空気力学的に最適化されていると考えられているが、全体設計最適化は、より厚い翼（wing）のより大きな空気力学的抗力不利がその減少された重量により相殺されるよう、重量への翼（wing）厚さの翼幅方向（spanwise）分配の影響を含まなければならない。

さらなる要因が、所定のマッハ数でのより大きな翼（wing）厚さの為でさえ議論する。例えば、より厚い翼（wing）はより多くの燃料を運ぶことが出来るが、その他にはより大きな胴体体積を要求する。さらには、より厚い翼（wing）は同じ強度及び剛性の為により小さな重量を有するので、それは製造の為の費用を少なくする。また、フラップ（flap）及び制御動作器（control actuator），着陸装置，その他の為のより大きな空間の如き、より大きな厚さのより少なく数量化可能な利点がある。図５は、マッハ１．５の為に設計されている翼（wing）の場合の為のこのようなより大きな厚さを図示している。下方の曲線は、略２％以下の翼（wing）影響の区域の外側寄りの平均ｔ／ｃを伴っている、上に引用されている従来技術の典型であり、上方の（実線）曲線は、今回提案されたｔ／ｃ最適結果を指摘している。

ここに提案されているＮＬＦ翼（wing）構造はまた、より高いマッハ数の為に設計されている航空機に対し適用可能であり、そしてそれは、設計巡航マッハ数を増大させることがより大きな最適なｔ／ｃを許容することを示すことが出来る。図６は、７０％層流比での両凸状翼形状の厚さ−翼弦比のマッハ数での変動を示している、この影響の一例であり、この為に体積造波抵抗（volume wave drag）＋摩擦抵抗が、零体積造波抵抗（volume wave drag）を伴った翼形状（airfoil）の乱流摩擦抗力の５０％である（この議論の為には５０％の抗力比（Drag Ratio）として規定されている。零体積造波抵抗（volume wave drag）の前提は、高い掃引（swept）又はデルタ翼（wing）の最適な理想形であり、そして従ってこの目的の為には保守的である。図６はまた、マッハ１．５でのｔ／ｃの為の限界として略２％の以前言及した選択の為の基礎を示している。

図７は、固定されている翼（wing）重量における厚さの影響が最適化の中に含まれている時の、翼幅（span）の関数としての翼（wing）ｔ／ｃ比の幾つかの変動のマッハ１．５巡航速度での、概略的なＮＬＦ航空機構造の為の予測されている航続距離上への影響を示している。比較の為の基線（厚さ要因が１に等しい）は、マッハ１．５の為に空気力学的に最適化されている設計であるが、定まっている翼（wing）重量を伴っている。それは、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅（span）に渡る平均として略０．０２のｔ／ｃを有している。図７のグラフ上の個々の地点は、翼幅（span）に沿った特定のｔ／ｃ変動により、再度−最適化された設計を表わしている。個々の地点の「厚さ要因（thickness factor）」は、胴体影響区域の外側寄りの翼幅（span）に沿った再−最適化されているｔ／ｃ分布の平均の比対「基線（baseline）」翼（wing）のそれを表わしている。個々の地点は、造波抵抗及び摩擦抗力（翼（wing）の層流比を含んでいる）の両方上における再度−最適化された胴体輪郭作り（contouring）及び翼翼形状形（wing airfoil shape）の影響を、厚さ変化に対応している翼（wing）重量変動とともに、表わしている。厚さの増大は、前に記載された如き胴体影響の区域の外側寄り翼幅（span）に沿った平均である。明確に、最適な平均厚さは、この比較的低いマッハ数の為でさえ、胴体影響の区域の外側寄りの、０．０２の基線ｔ／ｃよりも大きい。そして、この最適は、製造コスト，燃料容積，機器位置及び接近，その他の影響を無視しており、これらの全ては依然としてより大きな厚さの為に議論する。

結論は、最適ｔ／ｃは上述した如き幾つかの要因に従っているということであり、そして、純粋な空気力学的な考慮よりも好ましくはより大きいことが示唆されているということである。図８は、マッハ数 対、空気力学的抗力及び構造重量の数量化可能な影響の組み合わせ＋燃料容量及び動作器空間（actuator space）の如き数量化可能な影響の減少からの結果である、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅（span）に渡り平均化されている有益な厚さ−翼弦比の予想されている上限を示している。下方の曲線は、７０％層流流れ、及び、典型的なレイノズル数での１．０の抗力比（Drag Ratio）（零厚さの理想化されている掃引（swept）又はデルタ翼（wing）のＮＬＦ翼（wing）体積造波抵抗（volume wave drag）＋全体の乱流の摩擦抗力に等しい表面摩擦抗力）を伴っているＮＬＦ翼形状（airfoil）の為のｔ／ｃ比のマッハ数での変動である。この曲線は、最適なｔ／ｃ上への数量化可能な影響の組み合わせの為の代理として使用されている。上方の曲線（破線）は、以前に言及されていた厚さの非数量化可能利得の予想される影響を考慮した後の、有益なＮＬＦ翼の為の上方限界を表わしている。図８は従って、最大翼（wing）厚さの為の２つの基準のマッハ数での変動を指摘していて：（ａ）下方の曲線：その零揚力抗力（lift drag）が全体の乱流の零−厚さ翼形（airfoil）のそれと等しい７０％層流流れを伴っている翼形（airfoil）により代表されている、最適なＮＬＦ翼（wing）の外側寄りの部分の為のｔ／ｃの上方限界上への予想された数量化可能影響；そして（ｂ）上方の曲線：厚さの数量化可能及び非数量化可能利得の両方の影響を考慮している、最適なＮＬＦ翼（wing）の為のｔ／ｃの予想されている上方限界。この上方曲線限界ｔ／ｃは以下の式：

により規定されている。

従って、略マッハ１．３の示されている最も低い超音速巡航速度の為には、胴体影響の区域の外側寄り翼幅−方向（span-wise）平均としての、最適な翼（wing）厚さは、略０．０２７と等しいか又はそれ以下であり、マッハ２．８の設計巡航速度での略０．０４０までマッハ数と伴に略線状に増大する。前に記載されていた如く、これらのマッハ数は図示されたものに限定されずそれ以外でもあって良い。

個々の特定の構造の為の特別な最適な厚さは、適切な多数の−規律的な（multi-disciplinary）最適化を行う為に決定される多数の設計パラメーターに従っている。この最適化は、我々の従来特許において記載されている如く翼（wing）の最も近い場所における翼形状（airfoil）及び胴体輪郭（contour）における変動のみならず、翼（wing）前縁の前方の胴体の長さの大部分に渡る胴体輪郭（contour）における変動もまた、含まれなければならない。さらには、最適な厚さ分布は、上に記載されている如き翼（wing）厚さ分配を選択することにおける翼（wing）及び胴体の両方の輪郭（contour）の空気力学的及び重量の最適化のみならず、以前に説明されていた如き製品価値及び経済に悪影響をする数量化可能な要因を減少させる他の影響を考慮することを、要求する。最終的な設計はまた、高亜音速速度での動作を必然的に考慮に入れ、そこではＮＦＬ翼（wing）は、亜音速航空機の為に典型的に設計された掃引翼（swept wing）よりもマッハ１により近い効率的な巡航を有する。マッハ１近傍のこのような動作は、一般的には幾つかの亜音速巡航をマッハ１を貫く加速とともに要求する、全ての任務の側面（profile）の一部分である。翼（wing）設計におけるさらなる考慮はまた、数ある中でも、翼面積（wing area）及び翼幅（span）の如きパラメーターの最終選択に悪影響することが出来る、離陸及び着陸での航空機性能に与えらなければならない。

翼（wing）前縁（ＬＥ）寸法及び形状（shape）は開始（initiating）に於いて、即ち、考慮された型の超音速ＮＬＦ翼（wing）の為の層流流れに影響することに於いて、重要である。如何なる適切に設計されているＬＥも、翼（wing）表面の大部分に渡るＬＦ範囲上にわずかしか影響しない。他方では、正しくないＬＥ設計は、下流表面に渡る如何なるＬＦを除外するＬＦの即時の損失を生じさせることが出来る。非常に薄いＬＥ、即ちナイフ状に鋭い（knife-sharp）ＬＥでさえ、空気力学的な観点から望ましく、しかし、作るのは難しく、そして使用には実際的でない。さらには、詳細に制御しているＬＥ輪郭形状（profile shape）は、その厚さが減少されることにより困難が増大する。他方、過剰に大きなＬＥは、造波抵抗に対する重要な貢献するものとなり、そしてまた、（１）ＬＥに沿った翼幅−方向（span-wise）流れに対応している停滞線不安定（stagnation line instability），（２）ＬＥの下流直下の局所的な逆圧力勾配（adverse pressure gradient）により生じる、いわゆるＴｏｌｌｍｉｅｎ−Ｓｃｈｌｉｃｔｉｎｇ（Ｔ−Ｓ）不安定（instability），又は（３）もしも逆圧力勾配（adverse pressure gradient）が十分に厳しいのであれば境界層剥離：の３つの仕組みのいずれかから、ＬＥでの、又はＬＥ近傍の層流から乱流流れへの早期の移行を引き起こすことが出来る。従って、前縁の形状（shape）及び寸法（size）が、超音速航空機の為のＮＬＦ翼（wing）設計においては重要な要因である（この発明は、比較的鋭利な前縁を伴っている低掃引翼（low sweep wing）に限定されていて、その結果、ＬＥ圧力勾配により生じされる交差流れ不安定（cross-flow instability）に関連している移行は生じない）。

局所的な逆圧力勾配（adverse pressure gradient）（下流距離での増大した圧力の区域）を小さくするためには、ＮＬＦ翼（wing）ＬＥは好ましくは、隅又は曲線における急な変化を有さないという意味で滑らかでなければならない。一例は、両凸状型翼形状（airfoil）の最も前方の上方及び下方表面に対し接している（ＬＥが伸びる方向とは直角な平面における）円形状要素ＬＥである。この場合には、外部の隅は無いが、両凸状表面の非常により大きな半径に対する円形状要素ＬＥの非常に小さな半径の接線で湾曲が突然に変化する。上方及び下方両凸状表面に対し接している楕円形状要素ＬＥは、接触の場所での半径における変化が減少していて、そして、抗力及びＮＬＦの観点の両者から、一般的に良好な前縁と考えられている。しかしながら、楕円形状要素ＬＥは、円形状要素ＬＥよりもＬＥの先端でより小さな半径を有し、そして従ってより損傷しやすい。他の好ましいＬＥ形状（shape）は、楕円形状型の如くＮＦＬに対し好ましいような圧力分布を有しており、しかし所定のＬＥ厚さの為の楕円形状又は円形状型のいずれよりも丸くされている（blunter）前方表面が従って作用においてより優れている。しかしながら、このような形状（shape）は、円形状又は楕円形状のいずれよりも所定の寸法の為により大きな抗力を有し、そしてより大きな製造の困難さを提供している。さらなる考慮は、粒子及び昆虫の残留の蓄積、そしてＮＬＦに対するそれらの影響に対する、種々のＬＥ形状（shape）及び寸法の傾向である。ＬＥ選択は、上の考慮の全てを考慮しなければならない。

図９Ａは、自由流れ単位（free stream unit）レイノズル数（１５，０００，０００／ｆｔ）×ＬＥ直径（０．０１２ｉｎ＝０．００１ｆｔ）に基づく、マッハ１．３５及びレイノズル数１５，０００での円形状要素ＬＥの分析の結果を示している。両凸状翼形状（airfoil）の円形状要素と上方表面との間の接点が５０で示されている。

図９Ｂは、マッハ１．３５での３つの凸状ＬＥ形状（shape）、即ち、円形状要素５３，３：１の短軸に対する長軸の比を伴った楕円形状要素５２，そして最適化されている（丸くされている先端（blunted nose））形状（shape）５４、の圧力分布を示している。円形状要素ＬＥ圧力分布に対応している比較的大きな吸引力頂５１及び強力な逆勾配５１ａが、楕円形状要素ＬＥのより厳しくない圧力分布及び丸くされている先端（blunted nose）を伴っている最適化されているＬＥのそれと対比している。図９Ｂ中のグラフの下方部分中では、図示されている丸くされている（blunted）前縁５２が円形状５３と楕円形状５４前縁要素との間で前方に最適に延出しており、そしてそこでは、前記前縁の全てが、５０で翼形状（airfoil）の同じ両凸状表面部分に対し実質的に接している。

叙述した状況の為の円形状要素ＬＥの接点５０の下流の表面近傍の速度の詳細な調査は、ＢＬが、上述した局部的な逆圧力勾配のお蔭による分離の境界にあることを指摘している。分離は、分離長さが数ミリメートルでさえＢＬ移行及びその地点の下流の全翼弦に渡るＮＬＦの損失を生じさせることができるので、受け入れることが出来ない。

これらの形状（shape）に関連した圧力はまた分析され、そして、典型的な超音速巡航飛行状況の為の比較的大きな寸法までＮＬＦが共存できることが発見された。例えば、図９Ｃは、上のそれら、即ちマッハ１．５及びＲｅＬＥ＝１５，０００、と同じ状況の下での円形状要素ＬＥでのＢＬの為に計算されているＴ−Ｓ不安定レベルを図示している。選択された周波数の為の不安定レベルは、中立乱れ振幅（neutral disturbance amplitude）の倍数（multiple）として、ＢＬに沿った個々の地点でのＢＬ乱れ振幅（disturbance amplitude）の安定しない成長の対数、いわゆるＮ−要素により表わされている。多数の試験に基づき、ＢＬは、略９以下のＴ−Ｓ Ｎ要素の間に層流が維持されることが期待され、そして図９Ｃ中の実線振幅曲線（amplification curve）の包み（envelope）がその限度内に良く見られる。要するに、ＮＬＦを開始させる、即ちＮＬＦに影響させる、ＬＥの為には、それがＮ−要素の限界値よりも大きくしないし、ＢＬ分離もさせない、ことが本質である。図９ｃはまた、円形状要素ＬＥと完全に鋭利なＬＥとの間の比較を提供している。円形状ＬＥはＬＥに非常に近くより高いＮ−値を有するが、Ｎ−値下流数ミリメートルが理想の鋭利なＬＥの為のそれらに接近し、それがＬＥ近傍での乱流への早すぎる移行を生じさせない限りＬＥ影響が重要でないことを示している。

マッハ１．５及び４７，０００ｆｔの典型的な超音速巡航状況では、単位（unit）レイノズル数は１フィート当たり略２，０００，０００である。前の分析は、円形状要素ＬＥの為の直径に基づく安全ＬＥレイノズル数，ＲｅＬＥ，は最大が略１５，０００までであることを示唆している。上の典型的な巡航状況の為には、これは略０．０９インチのＬＥ直径に対応している。より大きな円形状要素ＬＥは、分離及びＮＬＦの損失の危険にさらすことが出来る。しかしながら、半径のより急でない変化を伴った形状（shape）が図９Ｂ中に示されている如き減少された逆圧力勾配を有し、そして従ってより大きな寸法でさえ分離の傾向を減じる。このような場合においては、幾分大きな寸法が受け入れ可能なＢＬ安定性を有し、そして従ってまた満足にＮＬＦを開始させる、即ち影響させる。

停滞線（stagnation line）不安定の危険は、ＬＥ寸法及び掃引（sweep）で増大する。上で考慮されたＬＥ直径の為に行われた計算、及び、考慮されたＮＬＦ翼（wing）の型に関係している低掃引（low sweep）は、より大きな寸法の為でさえ、典型的な巡航状況での停滞線不安定の危険が無い、ことを示している。従って、停滞線不安定は一般的には、考慮した翼（wing）の型の為のＬＥ寸法及び形状（shape）の選択において限定要素ではない。

図９Ｄは、０．０６から０．０９インチ厚さまで変化している近似的な円形状要素ＬＥを伴っている、下位尺度半分−翼（subscale half-wing）（４６インチ根元翼弦（root chord），２０インチ先端翼弦（tip chord），３１インチ半−翼幅（semi-span））の最大マッハ数１．８及び４０，０００フィート高度までの超音速飛行試験の間に得られた赤外線ビデオの１つの画像を示している。試験の単位（unit）レイノズル数は、超音速巡航の為の典型として上に言及した水準の略２倍である。明るい領域は層流ＢＬを伴っているより冷たい表面であり、そして、暗い灰色のより暖かい領域は乱流ＢＬを有している。先端でのＬＥ近傍の５５ａ及び５５ｂでの２つの灰色三角形は他の所での層流を確実にしている、明確な「乱流楔（turbulent wedge）」を生じさせる為に意図的に置かれている「外し（trip）」により生じさせられている。上に記載されていたＮ−要素を使用している、予言されているＢＬ不安定レベルは、より明るい領域５６により指摘されている乱流ＢＬの局所領域の如き、試験結果と良く一致している。このような試験の多数が行われ、そして、上に記載されていたＬＥ効果のいずれの結果としてＮＬＦの早すぎる損失は見られない。これらの飛行試験及び幾つかのＬＥ分析が最大で略マッハ２までの速度で行われ、これらの両方は、マッハ数とともに許容可能なＲｅＬＥが増加することを指摘している。従って、マッハ数略１．３５及び円形状よりも滑らかな形（shape）の両方の為の１５，０００のＬＥレイノズル数基準は、保守的である。

所定の寸法ＬＥの造波抵抗上への影響の推測は、ＬＥ有効厚さ（effective thickness）ｈに基づきＬＥ抗力係数Ｃｄｈを計算することにより、行われることが出来る。有効厚さは、ＬＥ要素そして上方及び下方両凸状型翼（wing）表面の接点での厚さとして規定されている。局所的な翼（wing）翼弦ｃに基づくより役立つ抗力係数に関して、前縁抗力は（ｈ／ｃ）×Ｃｄｈである。円形状要素ＬＥの為には、抗力係数Ｃｄｈは超音波マッハ数の為の１（unity）に近く、そして局所的な翼弦に基づくそのＬＥ抗力係数ＣｄＬＥは略ｈ／ｃである。線形化されている（linearized）超音速流れ理論に従えば、円弧翼形状（airfoil）の体積造波抵抗（volume wave drag）は、

であり、ここで、

である。

従って、両凸状翼形状（airfoil）の体積抗力（volume drag）の比（fraction）ＦとしてのＬＥ抗力は、略

である。

マッハ数の関数として最大に予測された翼（wing）厚さの為に以前提案されていた方程式を使用して、前縁高さは、ＬＥ抗力比（fraction）Ｆに関して、略

として表現されることが出来る。

もしも前縁抗力比Ｆが両凸状翼形状（airfoil）体積造波抵抗（volume wave drag）の１／３（３３％）以下に要請されたならば、その時は最大ｈ／ｔは概略

になる。

上の最大ＬＥ有効厚さ比ｈ／ｔは、マッハ１．３での略０．０４５からマッハ２．８での略０．０２５までの範囲である。より小さな厚さはより低い抗力及びＮＬＦに悪影響を与える危険の低減を有し、製造及び動作の実際的な考慮が満足されると推測される。

例えば、マッハ１．４（ベータ（beta）＝略１（about unity））での０．１インチのＬＥ有効厚さ及び６インチの翼形状（airfoil）厚さ（典型的には、２０フィートの平均翼弦及び２．５％のｔ／ｃ）を伴った翼（wing）が、１３％のＬＥ抗力比を有する。

薄い円形状要素ＬＥのより典型的な例として、ＬＥ抗力比Ｆが、マッハ１．４で２０フィートの翼弦を伴っている同じ２．５％両凸状翼形状（airfoil）の体積抗力（volume drag）の３％に限定されていると仮定すると、その時にはｈ／ｔが略０．００４３で、そして、ｈが略０．０２６インチである。

交差流れ（cross-flow）及び流れ方向（stream-wise）圧力勾配の両方における好ましい変化の結果として、胴体圧力分布が翼（wing）上の圧力勾配及び結果としてＢＬ安定性に悪影響を与える。図１０は、マッハ１．４及び４５，０００フィートでのＬＦ超音速ビジネスジェット設計の翼（wing）−胴体−輪金（strake）の場合の為のこの影響を図示している。輪金（strake），翼（wing）前縁，そして胴体からの乱れは、翼（wing）圧力分布において見ることが出来、そして、層流から乱流ＢＬ流れへの移行の位置に悪影響を与える、波を生じさせる。さらに、胴体の詳細な造形（shaping）が次に、試行錯誤により又は好ましくは最適なアルゴリズムにより、組み合わされた造波抵抗及び摩擦抗力が最小になるまで、行われる。図１０Ａは、層流流れが最適化される以前の、胴体１１及び５６ａ，輪金（strake）１４，そして翼１２及び１３の下側を示しており、そして図１０Ｂはその後である。最初の胴体形状（shape）は５６ａで指摘されていて、最適後は５６ｂ及び５６ｃである。最適化は、輪金（strake）１３ａ及び１３ｂとの翼（wing）前縁及び後縁の交差部位で概略的に整列されている５６ｂ及び５６ｃで示されている如き２つの場所での下方胴体の側方狭め（lateral narrowing）の結果となる。これらの変更は、ＬＦ最適化以前の５７ａで指摘された、そして、後の５７ｂで指摘された、如き、等圧輪郭によって示されている如く翼（wing）上の圧力変化を生じさせる。ＬＦ最適化後の圧力勾配は、５８ｂでの如きＢＬ移行位置対５８ａでの初期位置により指摘されている如くより大きな層流流れの程度という結果になる。同様な結果は、ＬＦ最適以前の図１０Ｃ中の、及びＬＦ最適化後の図１０Ｄ中の、上側の為に示されている。胴体輪郭は、以前が５９ａで、後が５９ｂで、等圧が６０ａ及び６０ｂで、そして移行前方位置が６１ａ及び６１ｂで、夫々見られ、増大された層流流れ範囲を示している。この例においては、最初の構造は造波抵抗のみを最小にするよう最適化されていて、これは従来技術の典型であり、時には「面積統制（area-ruling）」として引用され、しかるに、ＬＦ範囲上への胴体輪郭の影響を強調する為に、最大ＬＦ範囲の為に最終的な構造が最適化されていた。この発明に従えば、最終的な最適化は、この例中において行われた如きＬＦ範囲よりもむしろ、全抗力を典型的には最小にする。図１０は、この発明の２つの更なる概念を図示している。第１には、減少された造波抵抗の為に最適化された時、輪金（strake）との翼（wing）前縁及び後縁の交差の間の領域において、翼（wing）下方の胴体幅は翼（wing）上方のこれらよりも大きい。第２には、より大きな層流流れの為に最適化された時、胴体は、輪金（strake）との翼（wing）前縁及び後縁の交差の近傍において、これらの位置の近傍の胴体幅に比較して、翼（wing）下方で減少された幅を有している。従って、図１０Ｂ中においては、胴体が、左側及び右側の輪金（strake）の内側寄りに配置されている、より小さく細長くされている範囲７０を有していることが注目される。胴体は、前記輪金（strake）との翼（wing）前縁及び後縁の交差１３ａ及び１３ｂの内側よりの位置５６ｂ及び５６ｃで、そして前記位置５６ｂと５６ｃとの間の長さ方向（lengthwise）位置７０ａでの胴体幅に比較して、減少された幅を有していて、それにより航空機超音波速度での翼層流境界層流れ（wing laminar boundary layer）を最適化する手助けをする。

この発明は、超音速巡航での翼層流流れを延ばす為に構成された翼（wing）及び胴体に関係していて、（ａ）設計巡航速度での付着衝撃（attached shock）を維持するとともに交差流（cross-flow）圧力勾配をＮＬＦを維持するのと矛盾しない水準まで限定する為の、低い翼掃引（low wing sweep），（ｂ）

によって与えられた性能及び製品値（performance and product value）の為に選択された、胴体影響の領域の外側寄りの、翼幅（span）に沿った平均としての、翼弦に対する厚さ変化を伴った両凸状型翼形状（airfoil）、
（ｃ）ＮＬＦに影響するよう選択された凸形状（convex shape）、及び、

により与えられた有効厚さｈを伴っている前縁、そして、
（ｄ）「面積統制（area-ruling）」の結果として、組み合わせにより、全抗力（造波抵抗＋揚力従属（lift-dependent）抗力＋表面摩擦抗力）を減少させるとともに、ＮＬＦの延長面積を可能にする翼（wing）上における圧力分布を同時に達成する、胴体及び翼（wing）輪郭、
によって特徴付けされている。
なおこの明細書には以下の発明が記載されている。
［１］．
設計巡航状況での延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機を提供する方法であって：
ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の値を有している翼両凸状型翼形状を提供する工程、
ｂ）層流に影響するよう構成されている翼前縁を提供する工程、そして、
ｃ）組み合わせにおいて、減少された全造波抵抗を創出するとともに、翼上における層流境界層流れの延長された面積を創出する、胴体及び翼輪郭を提供する工程、
ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）の提供を容易にする翼掃引角度を提供する工程、
によって特徴付けられている方法。
［２］．
両凸状型翼形状が、翼幅位置において、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有しており、前記ｔ／ｃ比は胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿う値を有していて、前記比の平均は、
によって与えられている、ことを特徴とする前記［１］．の方法。
［３］．
胴体影響の区域が、翼の延長されている前縁及び後縁及び対称の航空機長さ方向平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼場所の内側寄りの翼の部分として、最も低い設計巡航マッハ数で規定されている、前記［２］．の方法。
［４］．
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、前記比ｔ／ｃの平均が略０．０４０以下である、前記［３］．の方法。
［５］．
１．３と２．８との間の設計巡航マッハ数Ｍの値の為に、ｔ／ｃの対応している最大値は０．０２７と０．０４０との間の最大値に対し概略的に線形に比例していて、ここでは胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った、ｔは翼形状厚さであり、そしてｃは翼形状翼弦である、前記［１］．の方法。
［６］．
設計超音速巡航速度のＭ略１．３の為に、ｔ／ｃ＜略０．０２７、
設計超音速巡航速度のＭ略２．０の為に、ｔ／ｃ＜略０．０３４、
設計超音速巡航速度のＭ略２．８の為に、ｔ／ｃ＜略０．０４０、
の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、前記［５］．の方法。
［７］．
ｉ）航空機抗力及び重量、そして結果としての航空機航続距離が、多数の翼形状変動の為に決定される工程、そして、
ｉｉ）翼の近傍及び前方における胴体の形状を含む、他の航空機特徴又は要素、
の１つによって決定された、翼幅に沿った翼形状厚さ，翼弦，そして形状の値を提供するよう、前記胴体及び翼の輪郭が組み合わさっている、前記［１］．の方法。
［８］．
前記決定中に含まれている前記他の要素が、製造コスト，機器設置，接近の容易さ，整備，そして運行コストを含む、前記［７］．の方法。
［９］．
前記他の要素が、例えば高亜音速速度の如き、設計巡航マッハ数以外の速度での航空機航続距離を含む、前記［７］．の方法。
［１０］．
前記他の要素が、特別な任務又は複数の任務の選択された混合の為の特別な航続距離に関する、航空機燃料効率を含む、前記［７］．の方法。
［１１］．
前記他の要素が、航空機着陸及び離陸特性、そしてそれらに関連している取り扱い品質を含む、前記［７］．の方法。
［１２］．
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、前記［１］．の方法。
［１３］．
１．３の超音速設計巡航マッハ数の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿ったｔ／ｃ平均が、０．０２７以下である、前記［１２］．の方法。
［１４］．
１．３と２．８との間で設計巡航マッハ数が増大することにより、ｔ／ｃが概略５０％まで増大する、前記［１２］．の方法。
［１５］．
翼がさらに、略０．７の層流比によって特徴付けされている、前記［１］．に規定されている如き方法。
［１６］．
超音速設計巡航マッハ数Ｍでの延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低いが、略２０度以上でない、前縁掃引角度、そして、
ｂ）翼幅に沿った、翼弦ｃに対する厚さｔの比の複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均値が、不等式
により与えられていて、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の延長された前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、設計巡航マッハ数で規定されている、翼両凸状型翼形状、
ｃ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されている有効厚さを有していて、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが略０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
ｄ）組み合わせにより、翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れを提供し、前者は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして後者は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼の輪郭、
により特徴付けられている、航空機。
［１７］．
前記比の平均は、
によって与えられている、ことを特徴とする前記［１６］．の航空機。
［１８］．
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値は、前記比ｔ／ｃの平均が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、略０．０４０以下である、前記［１６］．の航空機。
［１９］．
１．３と２．８との間の設計巡航マッハ数の値の為には、ｔ／ｃの対応している最大値が０．０２７と０．０４０との間の最大値まで略線形に比例していて、ここでは、ｔ及びｃは、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った、翼形状厚さ及び翼形状翼弦である、前記［１６］．の航空機。
［２０］．
設計超音速巡航速度のＭ略１．３の為に、ｔ／ｃ＜略０．０２７、
設計超音速巡航速度のＭ略２．０の為に、ｔ／ｃ＜略０．０３４、
設計超音速巡航速度のＭ略２．８の為に、ｔ／ｃ＜略０．０４０、
の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、前記［１９］．の航空機。
［２１］．
ｉ）多数の翼形状変動の為に決定された、航空機抗力及び重量、そして結果としての航空機航続距離、そして、
ｉｉ）翼の近傍及び前方における胴体の形状を含んでいる、他の航空機特徴又は要素、
の１つによって決定された、翼幅に沿った翼形状厚さ，翼弦，そして形状の値を提供するよう、前記胴体及び翼の輪郭が組み合わさっている、前記［１６］．の航空機。
［２２］．
前記決定中に含まれている前記他の要素が、製造コスト，機器設置，接近の容易さ，整備，そして運行コストを含む、前記［２１］．の航空機。
［２３］．
前記他の要素が、設計巡航マッハ数以外の速度での航空機航続距離を含む、前記［２１］．の航空機。
［２４］．
前記他の要素が、特別な任務又は複数の任務の選択された混合の為の特別な航続距離に関する、航空機燃料効率を含む、前記［２１］．の航空機。
［２５］．
前記他の要素が、航空機着陸及び離陸特性、そしてそれらに関連している取り扱い品質を含む、前記［２１］．の航空機。
［２６］．
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、前記［１６］．の航空機。
［２７］．
略マッハ１．３の超音速設計巡航速度の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿ったｔ／ｃ平均が、０．０２７以下である、前記［２６］．の航空機。
［２８］．
１．３と２．８との間で設計巡航マッハ数が増大することにより、ｔ／ｃが、概略０％まで増大する、前記［２６］．の航空機。
［２９］．
翼がさらに、略０．７の層流比によって特徴付けされている、前記［１６］．に規定されている如き航空機。
［３０］．
前記凸状前縁は、略０．０１インチと略０．１０インチとの間の有効厚さ寸法を有するよう設けられている、前記［１］．の方法。
［３１］．
前記凸状前縁形状が、
ｉ）円形状要素，
ｉｉ）楕円形状要素，
ｉｉｉ）丸くされている円形状要素，
ｉｖ）丸くされている楕円形状要素，
の１つにより特徴付けされている、前記［３０］．の方法。
［３２］．
前記前縁有効厚さ寸法が略０．０１インチと略０．１０インチとの間である、前記［１６］．の航空機。
［３３］．
前記凸状前縁が、円形状前縁要素と楕円形状前縁要素との間で前方に好ましくは延出するよう丸くされており、ここにおいては、前記前縁要素の全てが、翼形状の同じ両凸状表面部分又はその複数の部分に対し実質的に接する、前記[３１]．の方法。
［３４］．
ｈ／ｔが略０．０５以下である、前記［３３］．の方法。
［３５］．
個々の翼前縁要素が、前方対面円形状前縁要素構成と前方対面楕円前縁要素構成との間で前方に好ましくは延出するよう丸くされた構成を有しており、ここにおいては、前記前縁構成の全てが、翼形状の同じ両凸状表面部分又はその複数の部分に対し実質的に接する、前記［１］．の方法。
［３６］．
左側及び右側翼前縁及び後縁の内側寄り下方範囲を有している胴体が、左側及び右側輪金と交差し、前記胴体下方範囲が、前記前縁及び後縁交差の内側寄り位置において前記位置の間の長さ方向の位置の胴体幅に比較し減少された幅を有していて、それによって、航空機超音速速度での翼上の層流空気流れを最適にする手助けをする、前記［１６］．の航空機。
［３７］．
左側及び右側翼前縁及び後縁の内側寄りの上方及び下方範囲を有している胴体が左側及び右側輪金と交差し、前記胴体下方範囲が、前記前縁交差と前記後縁交差との間の位置で、前記位置間の長さ方向位置での胴体上方範囲よりも大きな幅を有しており、それにより、航空機超音速速度での造波抵抗を最適にする手助けをする、前記［１６］．の航空機。
［３８］．
超音速設計巡航マッハ数Ｍでの延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低いが、略２０度以上でない、前縁掃引角度、そして、
ｂ）翼幅に沿った、翼弦ｃに対する厚さｔの比の複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均値が、不等式
により与えられていて、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の延長された前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、設計巡航マッハ数で規定されている、翼両凸状型翼形状、
ｃ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されている有効厚さを有していて、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが略０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
ｄ）組み合わせにより、翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れを提供し、前者は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして後者は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼の輪郭、
により特徴付けられている、航空機。
［３９］．
設計巡航設計巡航状況での延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する、翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の複数の値を有している翼両凸状型翼形状、
ｂ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接点間の距離として規定されている有効厚さｔを有しており、翼幅に沿った個々の位置において、ｈ／ｔは略０．０５以下であり、ここにおいてｔは個々の位置における最大翼厚さである、前縁、
ｃ）翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れの組み合わせを共に提供する輪郭を有し、前者は航空機に対する長手方向位置で全航空機横断面積が滑らかに変化することにより特徴付けされていて、そして、後者は前記翼の近傍及び前方の側の胴体上の傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼、
ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）を容易にする掃引角度を有している翼、
により特徴付けられている、航空機。

Claims (12)

1. 設計巡航状況での層流流れを延長させる為に構成されている胴体及び翼を有している航空機を提供する方法であって：
   ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での最大の航空機航続距離を提供する翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の値を有している翼両凸状型翼形状を提供する工程、
   ｂ）層流に影響するよう構成されている翼前縁を提供する工程、
   ｃ）組み合わせにおいて、減少された全造波抵抗を創出するとともに、翼上における層流境界層流れの延長された面積を創出する、胴体及び翼輪郭を提供する工程、
   ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）の提供を容易にする翼掃引角度を提供する工程、
   によって特徴付けられていて、
   そして、
   ｅ）前記提供された翼両凸状型翼形状が、翼幅位置において、翼形状の翼弦ｃに対する翼形状の最大厚さｔの比ｔ／ｃを有しており、前記比ｔ／ｃは胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿う値を有していて、前記比ｔ／ｃの平均値は、
   として表記され、
   ここでＭ＝超音速設計巡航マッハ数であり、
   ｆ）ここにおいて、１．３と２．８との間の超音速設計巡航マッハ数Ｍの値の為に、前記超音速設計巡航マッハ数Ｍの値に対応している前記比ｔ／ｃの最大値は、胴体影響の前記区域の外側寄りで、０．０２７と０．０４０との間で前記超音速設計巡航マッハ数Ｍに対し比例している、
   方法。
2. 胴体影響の前記区域が、翼の前縁及び後縁及び対称の航空機長さ方向平面の交点で始まるマッハ線の仮想の交点により規定されている翼場所の内側寄りの翼の部分として、最も低い超音速設計巡航マッハ数Ｍで規定されている、請求項１の方法。
3. 翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、前記比ｔ／ｃの平均が０．０４０以下である、請求項２の方法。
4. 超音速設計巡航マッハ数のＭ１．３の為に、前記比ｔ／ｃ＜０．０２７、
   超音速設計巡航マッハ数のＭ２．０の為に、前記比ｔ／ｃ＜０．０３４、
   超音速設計巡航マッハ数のＭ２．８の為に、前記比ｔ／ｃ＜０．０４０、
   の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、請求項１の方法。
5. 翼両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの前記比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記比ｔ／ｃは０．０１５と０．０４７との間に存在する、請求項１の方法。
6. １．３の超音速設計巡航マッハ数の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均が、０．０２７以下である、請求項５の方法。
7. １．３と２．８との間で超音速設計巡航マッハ数Ｍが増大することにより、前記比ｔ／ｃが５０％まで増大する、請求項６の方法。
8. 超音速設計巡航マッハ数Ｍでの層流流れを延長させる為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
   ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低い前縁掃引角度、そして、
   ｂ）翼幅に沿った、翼形状の翼弦ｃに対する翼形状の最大厚さｔの比ｔ／ｃの複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿って、前記比ｔ／ｃの平均値が、
   として表記され、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、超音速設計巡航マッハ数Ｍで規定されている、翼両凸状型翼形状、
   ｃ）凸形状及び有効厚さｈを有していて、有効厚さｈは最も前方の上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されており、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
   ｄ）胴体輪郭は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして翼輪郭は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における今までの急激な変化を避けることにより特徴づけられていて、翼上における造波抵抗を減少させるとともに層流境界層流れを延長する、胴体及び翼の輪郭
   の組み合わせ、
   により特徴付けられている、
   航空機。
9. 翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値は、前記比ｔ／ｃの前記平均値が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、０．０４０以下である、請求項８の航空機。
10. 翼両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記比ｔ／ｃは０．０１５と０．０４７との間に存在する、請求項８の航空機。
11. 前記前縁は、０．０１インチと０．１０インチとの間の有効厚さ寸法を有するよう設けられている、請求項８の航空機。
12. 左側及び右側の翼の前縁及び後縁の内側寄りの下方範囲を有している胴体が、左側及び右側の輪金と交差し、前記胴体の下方範囲が、前記前縁及び後縁との交差の内側寄り位置において前記位置の間の長さ方向の位置の胴体幅に比較し減少された幅を有していて、それによって、航空機の超音速速度での翼上の層流空気流れをより大きくする手助けをする、請求項８の航空機。