JP6452877B1 - 高揚力装置、飛行機の主翼、水中翼船の水中翼、及び飛行機のエンジンカウル - Google Patents

Abstract

【課題】 揚力の増加と抗力の減少を実現する。
【解決手段】 高揚力装置は、後端部が鋭角状に形成された翼本体部と、前記翼本体部の先端側に固体された鋭角部と、備える高揚力装置であって、前記高揚力装置の断面における前記鋭角部の先端点の高さ位置は、前記高揚力装置の投影下端線から前記高揚力装置の投影上下中心線までの間に存在することを特徴とする。
【選択図】図１１

Description

本発明は、例えば、流体によって生じ得る抗力を減少できるようにした高揚力装置、飛行機の主翼、水中翼の水中翼、及び飛行機のエンジンカウルに関する。

従来、亜音速で飛行する飛行機の主翼は、揚力を効率よく発生させ、且つ、抗力を減少させることを目的に形成されている。

図１５は、飛行機の主翼の代表的な従来例であるＮＡＣＡ００１０の断面形状を示している。ＮＡＣＡ００１０は、ＮＡＳＡ（アメリカ航空宇宙局）の前身であるＮＡＣＡ（アメリカ航空諮問委員会）によって定義されたものである。同図に示されるように、ＮＡＣＡ００１０の断面形状（以下、翼型と称する）は、先端部１０１が円弧状、後端部１０２が鋭角に形成された、いわゆる流線形である。

なお、通常、主翼には仰角が設けられており、同図の場合、先端部１０１と後端部１０２とを繋いだ翼中心線（翼弦線）２０４と、主翼に当たる流体（空気）が流れる方向と平行であって、主翼の翼型の最下部分に接する投影下端線２０２とが成す仰角が３°とされている。

また、例えば特許文献１には、主翼の前縁部に設ける可動式の高揚力装置と、飛行機が巡航状態となって該高揚力装置を収容する際に発生し得る抗力の増加を抑止するための渦発生器とが記載されている。

特開２０１３−２３３９２６号公報

上述したように、飛行機の主翼は、従来から揚力の発生と抗力の減少を考慮して形成されている。ただし、抗力の減少に関しては、従来から流線形が最も効率的な翼型であるとされている。しかしながら、本発明者は、流線形よりも抗力を減少できる翼型を見出した。

また、引用文献１に記載の渦発生器は、飛行機が巡航状態となって高い揚力が不要となったときに抗力の増加を抑止し得るものであり、揚力の効率的な発生と同時に抗力を減少させるものではない。

本発明は、このような状況に鑑みてなされたものであり、流線形に比較して揚力の増加と抗力の減少とを同時に実現できる翼型を提案することを目的とする。

本願は、上記課題の少なくとも一部を解決する手段を複数含んでいるが、その例を挙げるならば、以下のとおりである。上記課題を解決すべく、本発明の一態様に係る高揚力装置は、高揚力装置であって、後端部が鋭角状に形成された翼本体部と、前記翼本体部の先端側に固定された鋭角部と、を備え、前記高揚力装置の断面における前記鋭角部の先端点の高さ位置は、前記高揚力装置の投影下端線から前記高揚力装置の投影上下中心線までの間に存在することを特徴とする。

前記鋭角部は、前記翼本体部に対して分離着脱可能に固定されているようにすることができる。

前記断面における前記先端点の高さ位置は、前記高揚力装置の前記投影上下中心線に略一致するようにすることができる。

前記断面における前記鋭角部は、３０°以下に形成されているようにすることができる。

前記断面における前記鋭角部は、略２０°に形成されているようにすることができる。

前記断面における前記先端点と前記高揚力装置の上端部とを繋ぐ上辺は、直線状に形成されているようにすることができる。

前記断面における前記後端部の高さ位置は、前記高揚力装置の前記投影下端線に略一致するようにすることができる。

前記断面における前記先端点と前記翼本体部の前記後端部とを繋ぐ下辺は、直線状に形成されているようにすることができる。

前記断面における前記先端点と前記翼本体部の前記後端部とを繋ぐ下辺は、曲線状に形成されているようにすることができる。

本発明の他の態様に係る飛行機の主翼は、上記した高揚力装置を採用したことを特徴とする。

本発明のさらに他の態様に係る水中翼船の水中翼は、上記した高揚力装置を採用したことを特徴とする。

本発明のさらに他の態様に係る飛行機のエンジンカウルは、上記した高揚力装置における前記鋭角部の断面形状を、先端側の断面形状に採用したことを特徴とする。

本発明によれば、流線形に比較して揚力の増加と抗力の減少とを実現することが可能となる。

上記した以外の課題、構成及び効果は、以下の実施形態の説明により明らかにされる。

翼モデルの揚力及び抗力の測定に用いた測定装置の構成例を示す図である。 抗力の算出方法を説明するための図である。 翼モデルＭ０１〜Ｍ０８を示す図である。 翼モデルＭ０１〜Ｍ０８の仕様と抗力を示す図である。 翼モデルＭ０１〜Ｍ０８の先端角度と抗力との関係を示す図である。 翼モデルＭ１〜Ｍ５の形状を示す図である。 翼モデルＭ６〜Ｍ９の形状を示す図である。 翼モデルＭ１〜Ｍ９の抗力と揚力の測定値を示す図である。 翼モデルＭ１〜Ｍ９の抗力と揚力の測定値をプロットした図である。 翼モデルＭ２〜Ｍ９の評価をまとめた図である。 翼モデルＭ１０〜Ｍ１２の形状を示す図である。 翼モデルＭ１０〜Ｍ１２の抗力と揚力の測定値を示す図である。 翼モデルＭ１０〜Ｍ１２の抗力と揚力の測定値をプロットした図である。 翼モデルＭ１１，Ｍ１２の評価をまとめた図である。 翼型の代表的な従来例であるＮＡＣＡ００１０を示す図である。

以下、本発明に係る一実施の形態を図面に基づいて説明する。なお、一実施の形態を説明するための全図において、同一の部材には原則として同一の符号を付し、その繰り返しの説明は省略する。また、以下の実施の形態において、その構成要素（要素ステップ等も含む）は、特に明示した場合および原理的に明らかに必須であると考えられる場合等を除き、必ずしも必須のものではないことは言うまでもない。また、「Ａからなる」、「Ａよりなる」、「Ａを有する」、「Ａを含む」と言うときは、特にその要素のみである旨明示した場合等を除き、それ以外の要素を排除するものでないことは言うまでもない。同様に、以下の実施の形態において、構成要素等の形状、位置関係等に言及するときは、特に明示した場合および原理的に明らかにそうでないと考えられる場合等を除き、実質的にその形状等に近似または類似するもの等を含むものとする。

＜翼モデルの揚力及び抗力の測定に用いた測定装置の構成例＞
図１は、後述する各翼モデルの揚力及び抗力の測定に用いた測定装置の構成例を示している。ここで翼モデルとは、全長（図面左右方向の長さ）が略１２０ｍｍ、全幅（図面奥行き方向の長さ）が略１００ｍｍであって、全幅方向で同一の翼型に形成されたものである。

該測定装置１０は、可動部１１、水平可動部１３、Ｌ型変換部１５、上下可動部１７、測定部２１，２２、及び送風部２３を備える。

可動部１１には、翼保持点１２（図面奥行き方向の軸）にて、水平方向に対して所定の仰角（例えば、＋３°）が設けられた翼モデル３０が固定されている。可動部１１は、翼モデル３０に生じる揚力及び抗力に応じて上下方向及び水平方向に移動可能とされている。可動部１１の下端は測定部２２に接している。なお、翼モデル３０上の点Ｐは、翼モデル３０の全体に生じる揚力及び抗力の仮想的な作用点を示している。以下、点Ｐを作用点Ｐと称する。

水平可動部１３は、一端が翼保持点１２にて可動部１１と回動自在に接続されており、他端がＬ型変換部１５の一端と回動自在に接続されている。

Ｌ型変換部１５は、その中心が回転軸１６にて固定台２０に回動自在に接続されており、その一端が回転軸１４にて水平可動部１３の他端と回動自在に接続され、その他端が回転軸１８にて上下可動部１７の一端と回動自在に接続されている。上下可動部１７は、その下端が測定部２１に接している。

測定部２１は、下方に移動された上下可動部１７によって押下される力を測定する。なお、測定部２１は、送風部２３から送風が行われていないときの上下可動部１７等の重さを表す測定値を初期値として保持し、送風部２３から送風が行われているときの測定値と該初期値との差を測定値Ｄ_０１または測定値Ｄ_０２として測定する。

測定部２２は、下方に移動された可動部１１によって押下される力を測定する。なお、測定部２２は、無風状態（送風部２３から送風が行われていない状態）の可動部１１等の重さを表す測定値を初期値として保持し、送風部２３から送風が行われているときの測定値と初期値との差を測定値Ｌ_０１または測定値Ｌ_０２して測定する。

送風部２３は、翼モデル３０に対して、水平方向（図面右方向）に所定の風速（例えば１０ｍ／ｓｅｃ）で送風を行う。

測定装置１０を用いた測定では、はじめに図１に示されたように、翼モデル３０を所定の仰角（いまの場合、＋３°）を設けた状態で測定を行う。

図１に示された状態で送風部２３から送風が行われると、翼モデル３０の作用点Ｐには、図中上方向の揚力Ｌ_１と、図中右方向の抗力Ｄ_１が生じる。

翼モデル３０は、揚力Ｌ_１によって図中上方向に移動され、翼モデル３０が固定されている可動部１１も図中上方向に移動される。よって、測定部２２の測定値は、無風状態のときの初期値よりも減少することになる。この減少した測定値と初期値の差分が測定値Ｌ_０１として測定される。

また、翼モデル３０は、抗力Ｄ_１によって図中右方向に移動され、翼モデル３０が固定されている可動部１１とそれに接続されている水平可動部１３も図中右方向に移動される。水平可動部１３の図中右方向への移動により、Ｌ型変換部１５は回転軸１６を中心として図中右回りに移動し、これによって上下可動部１７は図中下方向に移動される。よって、測定部２１の測定値は、無風状態の初期値よりも増加することになる。この増加した測定値と初期値の差分が測定値Ｄ_０１として測定される。

ただし、測定部２１による測定値Ｄ_０１には抗力Ｄ_１だけでなく揚力Ｌ_１も影響しているので、この影響を計算によって打ちけすため、次に、図２に示すように、翼モデル３０の上下を反転し、さらに負の仰角（いまの場合、−３°）を設けた状態で同様の測定を行う。

図２の状態の場合、送風部２３から送風が行われると、翼モデル３０の作用点Ｐには、図中下方向の揚力Ｌ_２（＝−Ｌ_１）と、図中右方向の抗力Ｄ_１が生じる。

翼モデル３０は、揚力Ｌ_２によって図中下方向に移動され、翼モデル３０が固定されている可動部１１も図中下方向に移動される。よって、測定部２２の測定値は、無風状態のときの初期値よりも増加することになる。この増加した測定値と初期値の差分が測定値Ｌ_０２として測定される。

また、翼モデル３０は、抗力Ｄ_１によって図中右方向に移動され、翼モデル３０が固定されている可動部１１とそれに接続されている水平可動部１３も図中右方向に移動される。水平可動部１３の図中右方向への移動により、Ｌ型変換部１５は回転軸１６を中心として図中右回りに移動し、これによって上下可動部１７は図中下方向に移動される。よって、測定部２１の測定値は、無風状態の初期値よりも増加することになる。この増加した測定値と初期値の差分が測定値Ｄ_０２として測定される。

そして、上述した２回の測定結果を用いた計算により、翼モデル３０の揚力及び抗力を取得する。具体的には、以下に説明するとおりである。

まず、図１に示された状態での測定部２１による測定値Ｄ_０１には、次式（１）に示すように、抗力Ｄ_１だけでなく揚力Ｌ_１に基づくモーメントＭ_Ｌが影響している。
Ｄ_０１＝Ｄ_１＋Ｍ_Ｌ／ｂ
・・・（１）

ただし、式（１）におけるモーメントＭ_Ｌは、次式（２）のとおりである。
Ｍ_Ｌ＝ａ×Ｌ_１
・・・（２）

式（２）におけるａは、翼モデル３０の作用点Ｐと翼保持点１２との水平方向の距離である。なお、測定部２２による測定値Ｌ_０１にも、揚力Ｌ_１だけでなく抗力Ｄ_１が影響する。ただし、抗力Ｄ_１が作用する作用点Ｐと翼保持点１２との上下方向距離は、翼保持点１２と測定部２２の距離ｂに比較して十分小さいので、抗力Ｄ_１によるモーメントは無視することができる。よって、次式（３）に示すように、測定部２２による測定値Ｌ_０１を揚力Ｌ_１と見做すことができる。
Ｌ_１＝Ｌ_０１
・・・（３）

次に、図２に示された状態での測定部２１による測定値Ｄ_０２には、次式（４）に示すように、抗力Ｄ_１だけでなく揚力Ｌ_２に基づくモーメントＭ_Ｌが影響している。
Ｄ_０２＝Ｄ_１−Ｍ_Ｌ／ｂ
・・・（４）

ただし、式（４）におけるモーメントＭ_Ｌは、次式（５）のとおりである。
Ｍ_Ｌ＝ａ×Ｌ_２
・・・（５）

次に、次式（６）に示されるように、式（１）と式（４）とを加算して２で除算すれば、抗力Ｄ_１を得る。
（Ｄ_０１＋Ｄ_０２）／２＝（Ｄ_１＋Ｍ_Ｌ／ｂ＋Ｄ_１−Ｍ_Ｌ／ｂ）／２＝Ｄ_１
・・・（６）

よって、抗力Ｄ_１は、測定部２１による２回の測定値Ｄ_０１，Ｄ_０２に基づいて算出することができる。

以上のように、後述する各翼モデルの揚力については、測定装置１０の測定部２２による測定値そのものである。一方、各翼モデルの抗力については、測定装置１０の測定部２１による測定値に基づいて算出した計算値であるが、測定装置１０によって測定した抗力とも記載する。

＜理想的な翼型の決定＞
次に、理想的な翼型について説明する。

図３は、測定装置１０を用いて揚力及び抗力を測定した複数の翼モデル３０の翼型の例を示している。

各翼モデル３０は、同図の（Ａ）に示される、先端側が平坦であって後端側が鋭角状に形成されたベース部３１に、同図の（Ｂ）〜（Ｉ）に示される異なる複数の頭部３２を組み合わせて形成される。各翼モデル３０は、全体として前後に細長く、先端側が円弧状または鋭角に形成され、後端側が鋭角に形成されている。

ベース部３１に対して同図の（Ｂ）に示す先端が円弧状の頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０１と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｃ）に示す先端が鋭角（２０°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０２と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｄ）に示す先端が翼モデルＭ０２よりも大きな鋭角（２９°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０３と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｅ）に示す先端が翼モデルＭ０３よりも大きな鋭角（３７°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０４と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｆ）に示す先端が翼モデルＭ０４よりも大きな鋭角（４４°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０５と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｇ）に示す先端が翼モデルＭ０５よりも大きな鋭角（５０°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０６と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｈ）に示す先端が翼モデルＭ０６よりも大きな鋭角（６１°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０７と称する。

ベース部３１に対して同図の（Ｉ）に示す先端が翼モデルＭ０７よりも大きな鋭角（６６°）に形成された頭部３２を組み合わせた翼モデルを、以下、翼モデルＭ０８と称する。

次に、図４は、翼モデルＭ０１〜Ｍ０８の先端角度[°（度）]、及び測定された抗力[ｇｆ（グラム重）]を示している。

図５は、図４に示された翼モデルＭ０１〜Ｍ０８の先端角度と抗力との関係をプロットしたものであり、横軸が先端角度、縦軸が抗力を示している。

同図において、黒丸は、翼モデルＭ０１〜Ｍ０８から測定された抗力の測定値である。２点鎖線は、黒丸で示された翼モデルＭ０１〜Ｍ０８の測定値から求めた近似曲線である。白丸は、先端角度を２０°，３０°，４０°，５０°，６０°とした仮想的な複数の翼モデルに対して近似曲線を用いて推定した推定値である。

上述した推定値によれば、翼モデルＭ０１と比較した場合、先端角度が２０°の仮想的な翼モデルは、抗力を６３％まで減少させることができる。また、先端角度が３０°の仮想的な翼モデルは、抗力を７１％まで減少させることができる。また、先端角度が４０°の仮想的な翼モデルは、抗力を８２％まで減少させることができる。また、先端角度が５０°の仮想的な翼モデルは、抗力を９５％まで減少させることができる。なお、先端角度が６０°の仮想的な翼モデルは、抗力が増加してしまうことがわかる。

以上の結果より、翼モデルの先端角度を鋭角にして流体（いまの場合、送風部２３からの風）の流れを上下に分けて、流体の淀み点の発生を防ぐことによって抗力を低減でき、さらに、先端の鋭角を小さくするほど抗力を低減できることがわかる。

次に、図６及び図７は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、鋭角に形成された鋭角部３００を設けた複数の翼モデルの翼型の例を示している。

図６の（Ａ）は、鋭角部３００を設けていないＮＡＣＡ００１０の翼型を示している。以下、図６の（Ａ）に示されたＮＡＣＡ００１０を翼モデルＭ１と称する。なお、図６の（Ａ）の場合、翼モデルＭ１は、先端部１０１と後端部１０２とを繋いだ翼中心線（翼弦線）２０４と、主翼に当たる流体（空気）が流れる方向と平行であって、翼モデルＭ１の最下部分に接する投影下端線２０２とが成す仰角が３°とされている。

図６の（Ｂ）は、翼モデルＭ２の翼型を示している。翼モデルＭ２は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。ここで、投影上下中心線２０３とは、主翼に当たる流体（空気）が流れる方向と平行であって、翼モデルＭ１の最上部分に接する投影上端線２０１と投影下端線２０２との中心を通る線を指す。

図６の（Ｃ）は、翼モデルＭ３の翼型を示している。翼モデルＭ３は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が翼中心線２０４と一致し、全長が翼モデルＭ２（図６の（Ｂ））と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。

図６の（Ｄ）は、翼モデルＭ４の翼型を示している。翼モデルＭ４は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さが、後端部１０２の投影下端線２０２からの高さ位置と一致し、全長が翼モデルＭ２（図６の（Ｂ））と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。

図６の（Ｅ）は、翼モデルＭ５の翼型を示している。翼モデルＭ５は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致し、全長が翼モデルＭ２（図６の（Ｂ））よりも短くなるように形成された鋭角部３００が設けられている。

図７の（Ａ）は、翼モデルＭ６の翼型を示している。翼モデルＭ６は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致し、全長が翼モデルＭ２（図６の（Ｂ））よりも長くなるように形成された鋭角部３００が設けられている。

図７の（Ｂ）は、翼モデルＭ７の翼型を示している。翼モデルＭ７は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が後端部１０２の投影下端線２０２からの高さ位置と一致し、全長が翼モデルＭ６（図７の（Ａ））と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。

図７の（Ｃ）は、翼モデルＭ８の翼型を示している。翼モデルＭ８は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の高さ位置が投影下端線２０２と一致し、全長が翼モデルＭ６（図７の（Ａ））と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。

図７の（Ｄ）は、翼モデルＭ９の翼型を示している。翼モデルＭ９は、ＮＡＣＡ００１０の先端部１０１に、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が翼中心線２０４と一致し、全長が翼モデルＭ６（図７の（Ａ））と一致するように形成された鋭角部３００が設けられている。

次に、図８は、翼モデルＭ１〜Ｍ９の先端角度[°]と、揚力及び抗力の測定値[ｇｆ]とを示している。図９は、測定値をプロットしたものであり、横軸が抗力、縦軸が揚力を示している。

同図において、翼モデルＭ１の測定値を基準とすれば、その左側にプロットされている測定値は、抗力に関して翼モデルＭ１よりも減少していることになる。また、その測定値の上側にプロットされている測定値は、揚力に関して翼モデルＭ１よりも増加していることになる。

例えば、翼モデルＭ３は、翼モデルＭ１と揚力はあまり変わらないが、抗力を減少させることができていることがわかる。また、例えば、翼モデルＭ８は、翼モデルＭ１よりも揚力が増加しているが、抗力も増加してしまっていることがわかる。

図１０は、翼モデルＭ１を基準とする翼モデルＭ２〜Ｍ９の評価を示している。

翼モデルＭ２は、翼モデルＭ１に比較して抗力が８４％に減少し、揚力が１４１%に増加しているので、抗力の減少と揚力の増加との両方に効果がある。

翼モデルＭ３は、翼モデルＭ１に比較して抗力が８９％に減少しているが、揚力が９８%に減少しているので、抗力の減少だけに効果がある。

翼モデルＭ４は、翼モデルＭ１に比較して抗力が１１５％に増加し、揚力が１３９%に増加しているので、揚力の増加だけに効果がある。

翼モデルＭ５は、翼モデルＭ１に比較して抗力が９７％に減少し、揚力が１２９%に増加しているので、抗力の僅かな減少と揚力の増加に効果がある。

翼モデルＭ６は、翼モデルＭ１に比較して抗力が７７％に減少し、揚力が１７３%に増加しているので、抗力の減少と揚力の増加との両方に大きな効果がある。

翼モデルＭ７は、翼モデルＭ１に比較して抗力が８４％に減少し、揚力が２２５%に増加しているので、抗力の減少と揚力の増加との両方に大きな効果がある。

翼モデルＭ８は、翼モデルＭ１に比較して抗力が１０８％に増加し、揚力が２８４%に増加しているので、揚力の増加にだけ大きな効果がある。

翼モデルＭ９は、翼モデルＭ１に比較して抗力が７１％に減少しているものの、揚力が３２%に激減しているので飛行不可と判断できる。

以上に説明した翼モデルＭ２〜Ｍ９の評価を総合すると、抗力の減少に関しては、鋭角部３００を有し、その先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致していることが効果的であるといえる。一方、揚力の増加に関しては、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と投影下端線２０２との間にあることが効果的であるといえる。

次に、図１１は、上述した抗力の減少に関して効果的な形状を有する複数の翼モデルの翼型の例を示している。なお、図１１は、各翼モデルの仰角が３°である場合を示している。

図１１の（Ａ）は、後述する翼モデルＭ１１，Ｍ１２の評価の基準となる、ＮＡＣＡ００１０と同様に形成された翼モデルＭ１０の翼型を示している。

図１１の（Ｂ）は、翼モデルＭ１１の翼型を示している。翼モデルＭ１１は、翼モデルＭ１０と全長が等しく翼面積が近づけられたものである。翼モデルＭ１１は、本発明の高揚力装置に相当する。

なお、翼モデルＭ１１は、後端部３０３が鋭角状に形成された翼本体部４００の先端側に、鋭角部３００を固定したものである。ただし、翼本体部４００と鋭角部３００との境界の形状は任意であって図示していない。また、翼モデルＭ１１は、翼本体部４００に対して鋭角部３００を一体的に形成してもよいし、分離着脱可能に形成してもよい。

翼型Ｍ１１の翼型は、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致し、先端点３０１が略２０°の鋭角に形成され、先端点３０１と上端部３０２とを繋ぐ前方上辺が直線状に形成されている。また、翼型Ｍ１１は、先端点３０１と後端部３０３とを繋ぐ下辺が直線状に形成され、後端部３０３の高さ位置が投影下端線２０２に一致するように形成されている。

なお、先端点３０１と上端部３０２とを結ぶ前方上辺と、投影上端線２０１とがなす角度が小さいほど抗力を減少できる。また、該角度は、先端点３０１と後端部３０３とを繋ぐ下辺が直線状に形成されている場合、剛性強度を確保し得る翼厚となるように、略１７°以上が望ましい。さらに、仰角が増加した姿勢であっても流体の剥離が生じないように、上端部３０２と後端部３０３とを後方上辺と投影上端線２０１とがなす角度は１５°以下が望ましい。

図１１の（Ｃ）は、翼モデルＭ１２を示している。翼モデルＭ１２は、翼モデルＭ１０と全長が等しく翼面積が近づけられたものである。翼モデルＭ１２は、本発明の高揚力装置に相当する。

なお、翼モデルＭ１２は、後端部３０３が鋭角状に形成された翼本体部４００の先端側に、鋭角部３００を固定したものである。ただし、翼本体部４００と鋭角部３００との境界の形状は任意であって図示していない。また、翼モデルＭ１２は、翼本体部４００に対して鋭角部３００を一体的に形成してもよいし、分離着脱可能に形成してもよい。

翼型Ｍ１２は、先端点３０１の投影下端線２０２からの高さ位置が投影上下中心線２０３と一致し、先端点３０１が略２０°の鋭角に形成され、先端点３０１と上端部３０２とを繋ぐ前方上辺が直線状に形成されている。また、翼型Ｍ１２は、先端点３０１と後端部３０３とを繋ぐ下辺が曲線状に形成され、後端部３０３の高さ位置が投影下端線２０２に一致するように形成されている。

なお、先端点３０１と上端部３０２とを結ぶ前方上辺と、投影上端線２０１とがなす角度が小さいほど抗力を減少できる。また、該角度は、先端点３０１と後端部３０３とを繋ぐ下辺が曲線状に形成されている場合、該下辺が直線状に形成されている翼型Ｍ１１に比較して、剛性強度を確保するための翼厚を設け易いので、該角度は略１３°以上とすればよい。さらに、仰角が増加した姿勢であっても流体の剥離が生じないように、上端部３０２と後端部３０３とを後方上辺と投影上端線２０１とがなす角度は１５°以下が望ましい。

次に、図１２は、翼モデルＭ１０〜Ｍ１２の揚力及び抗力の測定値[ｇｆ]を示している。同図の（Ａ）は仰角を３°に設定した場合の測定値、同図の（Ｂ）は仰角を５°に設定した場合の測定値である。

図１３は、図１２に示された測定値をプロットしたものであり、横軸が抗力、縦軸が揚力を示している。なお、黒丸は仰角３°の測定値、白丸は仰角５°の測定値である。また、２点鎖線は、従来の翼型に生じると考えられる揚力及び抗力の分布範囲を示している。

図１３において、翼モデルＭ１０の測定値を基準とすれば、その左側にプロットされている測定値は、抗力に関して翼モデルＭ１０よりも減少していることになる。また、その上側にプロットされている測定値は、揚力に関して翼モデルＭ１０よりも増加していることになる。

図１４は、翼モデルＭ１０を基準とする翼モデルＭ１１，Ｍ１２の評価を示しており、同図の（Ａ）は仰角を３°に設定した場合、同図の（Ｂ）は仰角を５°に設定した場合にそれぞれ対応する。

翼モデルＭ１１は、仰角を３°に設定した場合、翼モデルＭ１０に比較して抗力が８４％に減少し、揚力が６１２%に増加している。また、仰角を５°に設定した場合、翼モデルＭ１０に比較して抗力が８２％に減少し、揚力が３６８%に増加している。したがって、翼モデルＭ１１は、抗力の減少と揚力の増加との両方に効果があり、特に揚力増に大きな効果があるといえる。

翼モデルＭ１２は、仰角を３°に設定した場合、翼モデルＭ１０に比較して抗力が６６％に減少し、揚力が２４５%に増加している。また、仰角を５°に設定した場合、翼モデルＭ１０に比較して抗力が６４％に減少し、揚力が１６７%に増加している。したがって、翼モデルＭ１２は、抗力の減少と揚力の増加との両方に効果があり、特に揚力増に大きな効果があるといえる。

したがって、主翼について、揚力の増加を重視する場合には翼モデルＭ１１を採用し、抗力の減少を重視する場合には翼モデルＭ１２を採用するようにすればよい。

＜揚力増加と抗力抑制とのメリット＞
揚力増加と抗力抑制を実現し得る翼モデルＭ１１，Ｍ１２を飛行機の主翼に採用した場合のメリットを以下に列挙する。
（１）従来に比較してより低速度で離着陸可能になり、従来離着陸できなかった短い滑走路が使用できる。
（２）従来に比較して出力が小さい小型軽量のエンジンを採用できるので、巡航時のエネルギ消費量を低減できる。
（３）従来に比較して積載重量を増加させた輸送機を実現できる。
（４）飛行場等における飛行機の取り回しを容易にする目的で、翼を従来よりも小さく設計することができる。
（５）出力が小さいエンジンを搭載した飛行機や人力飛行機等の離陸、巡航を容易にすることができる。

＜飛行機の主翼以外の適用例＞
なお、翼モデルＭ１１，１２は、飛行機の主翼以外にも適用できる。例えば、水中翼船の水中翼に翼モデルＭ１１，１２を適用すれば、水中翼に生じる揚力を増加させるとともに、水による抗力を減少させることができる。

また、翼モデルＭ１１，１２による抗力の減少効果に着目し、翼モデルＭ１１，１２における鋭角部の断面形状を、例えば、飛行機に搭載したジェットエンジンを覆うエンジンカウルの先端側の断面形状に適用すれば、ジェットエンジンに流入する空気の淀み点を無くすことができ、エンジンカウルに生じる抗力を効果的に減少させることができる。また、ジェットエンジンに対して空気を効果的に供給することができる。

本明細書に記載された効果はあくまで例示であって限定されるものではなく、他の効果があってもよい。

本発明は、上記した実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した各実施形態は、本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、本発明が、必ずしも説明した全ての構成要素を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施形態の構成の一部を、他の実施形態の構成に置き換えることが可能であり、ある実施形態の構成に、他の実施形態の構成を加えることも可能である。また、各実施形態の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。

１０・・・測定装置、１１・・・可動部、１２・・・翼保持点、１３・・・水平可動部、１４・・・回転軸、１５・・・Ｌ型変換部、１６・・・回転軸、１７・・・上下可動部、１８・・・回転軸、２０・・・固定台、２１・・・測定部、２２・・・測定部、２３・・・送風部、３０・・・翼モデル、３１・・・ベース部、３２・・・頭部、１０１・・・先端部、１０２・・・後端部、２０１・・・投影上端線、２０２・・・投影下端線、２０３・・・投影上下中心線、２０４・・・翼中心線、３００・・・鋭角部、３０１・・・先端点、３０２・・・上端部、３０３・・・後端部、４００・・・翼本体部

Claims (9)

1. 所定の仰角が設けられた高揚力装置であって、
   後端部が鋭角状に形成された翼本体部と、
   前記翼本体部の先端側に固定された鋭角部と、
   を備え、
   前記高揚力装置の断面における前記鋭角部の先端点の高さ位置は、前記高揚力装置の投影上下中心線に略一致する
   ことを特徴とする高揚力装置。
2. 請求項１に記載の高揚力装置であって、
   前記断面における前記鋭角部は、３０°以下に形成されている
   ことを特徴とする高揚力装置。
3. 請求項１または２に記載の高揚力装置であって、
   前記断面における前記鋭角部は、略２０°に形成されている
   ことを特徴とする高揚力装置。
4. 請求項１〜３のいずれか一項に記載の高揚力装置であって、
   前記断面における前記先端点と前記高揚力装置の上端部とを繋ぐ上辺は、直線状に形成されている
   ことを特徴とする高揚力装置。
5. 請求項１〜４のいずれか一項に記載の高揚力装置であって、
   前記断面における前記先端点と前記翼本体部の前記後端部とを繋ぐ下辺は、直線状に形成されている
   ことを特徴とする高揚力装置。
6. 請求項１〜５のいずれか一項に記載の高揚力装置であって、
   前記断面における前記先端点と前記翼本体部の前記後端部とを繋ぐ下辺は、曲線状に形成されている
   ことを特徴とする高揚力装置。
7. 請求項１〜６のいずれか一項に記載の高揚力装置を採用した
   ことを特徴とする飛行機の主翼。
8. 請求項１〜６のいずれか一項に記載の高揚力装置を採用した
   ことを特徴とする水中翼船の水中翼。
9. 飛行機のジェットエンジンを覆うエンジンカウルであって、
   請求項１〜６のいずれか一項に記載の高揚力装置における前記鋭角部の断面形状を、前記ジェットエンジンに対して空気が流入する先端側の断面形状に採用した
   ことを特徴とする飛行機のエンジンカウル。

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