JPS62160995A - 層流制御翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 この発明は翼に関し、特にジェット輸送機関で用いるた
めの層流制御後退翼に関する。

巡航効率を増加させるために、航空機およびその構成要
素の空気力学的抗力を減少する努力が長年にわたって続
けられてきた。もしも翼上の境界層気流が層状に維持さ
れることができれば、表面摩擦抗力が最小になることは
当業者には公知である。

高レイノルズ数において、また層流が自然に発生するこ
とが期待できる状態を越えた飛行状態において層流を維
持するために、空気力学的表面に適用される吸込を用い
ることもまた、当業者には公知である。これを達成する
ために、様々なスロットアレイ、鋼孔されたまたは多孔
質の外板および関連した吸込ダクトを用いた多くの提案
がなされた。

しかしながら、以前に提案された吸込システムに関して
は、一般に、構造重量や複雑さが過度に付加されること
、建造および維持費用が増加すること等の不利益がある
。加えて、空気力学的表面への吸込の使用は主な翼シス
テムおよび構造と一体にされなければならない新しいシ
ステム、部品、下部構造および構造を含むので、先行の
提案によって要求される新しい、試されていない配置の
機能的信頼性を確立する仕事が大きな関心事でありまた
障害でもあった。

また、航空機の動作環境の可変性は、空気力学的表面上
の層流の維持に一般に不適な状態を課すこともあり得る
。適用された吸込の分布および大きさは動作環境に関す
る成る仮定に基づいており、しばしばあることであるが
、飛行中に乱流、騒音等によって状態が大きく変化すれ
ば、これらの設計の仮定はもはやあてはまらない。この
発明は、その目的の１つとして、大気の状態が仮定値を
越えて変化したときに経験される抗力のペナルティを最
小にしようと努める。

先行の層流制御システムは、スロット、穴、ダクト等を
適応させるために、本質的に従来の翼の建造および形状
との全般的な妥協に基づいていた。

付加の費用、重量および複雑さは、付加されたサブシス
テムの検査および維持のアクセスの困難さとともに、仮
定されたく理想の）飛行状態のもとにおいてさえも、層
流制御を通して求められる利得からずれる傾向があった
。

この発明の目的は先行のシステムの提案の上述の制限お
よび不利な点を最小にし、かつ従来の証明された翼構造
に最小のインターフェイスの問題で、かつ既存の賛の主
構造とそのシステムの確立された信頼性と設計の一体性
とに本質的に何の妨害も崩壊もなしに、組入れることの
できる、層流制御翼を提供することである。

この発明の別の目的は、凹み、腐蝕および虫やほこりの
粒子の蓄積に対して臨界頭部区域（ｃｒｉｔｉｃａｌ　
ｎｏｓｅ　ａｒｅａ）における表面の滑かさを維持する
ための組込み可能性を有する、翼構造配置を提供するこ
とである。これらの要因は層流を抑止または破壊する擾
乱を引き起こすが、前縁吸込の適切な使用によって制御
され得る。

発明の要約 上述のおよび他の目的は、前縁および後縁セクションに
よって表わされる翼の小さい表面区域上に表面吸込の分
布を提供し、これを、翼の大きな表面区域を表わす、介
在する翼の主なボックス領域上にその外形のみによって
達成される自然の層流と組合わせることによって、翼の
表面のほとんどに層状の境界層流を維持する翼を提供す
ることにより、この発明に従って達成される。

この発明に従えば、翼の小さい区域上の境界層の吸込に
よる層流制御（ＬＦＣ）と、買の大きな区域上の自然の
層流（ＮＬＦ）制御とを利用するハイブリッド設計概念
に基づいて、改良された低抗力翼（桑型的には主翼）が
提供される。ここでは主翼に適用されているが、翼の主
要な区域をなす表面を備える翼ボックスは、従来から、
基本の主要荷重キャリアとして働くように、証明された
構造上の一体性を有し、軽量であることおよび最小の費
用であること、また主な燃料コンテナ、すなわちまた最
大の燃料容積となるように付随して設計されたコンテナ
構造として安全に働くように、証明された対漏洩壁一体
性を有すること、といった意図された利点をもって構成
されている。この主翼セクションの上面および下面にわ
たる自然の層流は、航空機の通常の上昇飛行および巡航
速度範囲にわたって層流の助けと゛なる好ましい圧力勾
配を達成する表面形状によって達成される。前縁セクシ
ョンは、一般に頭部での高度に好ましい圧力勾配を含ん
で、吸込空気の要求を最小にし、かつ取付ライン（すな
わち翼の最も前の端縁）での乱流の遷移の傾向を抑制す
る前縁半径を結果としてもたらす圧力分布を提供するよ
うな形状にされている。後縁セクションのそれを含む、
翼の残余の小さい表面区域の補足的な形状は、他の点で
構造的におよび空気力学的に効率的な混成の翼を生み出
す要因に基づいている。これらの表面区域にわたる層流
制御は、滑らかな表面区域にわたっては外板の孔を介し
て、また、より大きな（局部的な）吸込の適用を要求す
る接合部および不連続部分に近接したスロットアレイを
介して吸込を与える、吸込システムの提供によって可能
な範囲まで達成される。

主翼に適用されたこの発明の好ましい実施例では、前縁
および後縁セクシヨンは２重外板パネル構造を用いた部
品を含む。スペーサによって非多孔質の内部外板から分
離された多孔質のまたはスロットされた外部外板が収集
室を形成する。外部外板を通って引き入れられた境界層
の空気は収集室内の通気孔または孔を通って翼の空気収
集システムの一部である下部表面ダクトに入る。前縁フ
ラップが引込められるとき、これは前縁領域下面の一部
を形成する。前縁フラップの前のおよび後の端縁に沿っ
て延びるアレイに形成された吸込スロットは、層流を維
持するために、境界層の空気を抜き取り、このような端
部によって示される急な表面の不連続部分を補償する。

前縁セクシヨンおよび好ましくはまた後縁セフジョンに
焦点を合わせた層流制御の具体化を通して実現される実
際的な利点は、建造費用の減少と動作費用の減少の両方
を含む。翼ボックスの外板構造が孔またはスロットによ
って貫通される必要がないので、主な翼ボックスの全体
は外部も内部も証明された従来の設計であり得る。主要
買ボックス内に層流制御吸込ダクトを組入れる必要がな
いので、ボックス内の燃料タンク領域とＬＦＣ吸込シス
テムとの間には、そのシステムへの燃料の漏洩の危険が
あるような重大なインターフェイスは必要とされない。

さらに、混成の翼に付加されたＬＦＣ補助構造は、翼の
比較的小さい非臨界的な区域のみに限られているので、
最小の重量のペナルティを負わせるだけである。同様の
理由で、これらの補助特性に帰する製造費用の付加も最
小にされ、これに対応してサイズの小さい構成要素は別
々に製造され別々にまたはサブアセンブリとして都合よ
く設置されることができる。同様に、それらの位置が翼
の端部の部分であることと、また含まれるフラップおよ
びスポイラが伸長可能であるためにアクセスが容易なの
で、検査、維持および修理も容易に行なうことができる
。

付加的な特徴として、この発明はＬＦＣの直接の提供と
関連して、その主な目的が翼の揚力の能力を延ばすこと
である完全に引込み可能かつ伸長可能な前縁フラップを
採用する。しかしながら、これはまた離陸および着陸の
間に展開されて、昆虫や、泥および他の粒子による衝撃
から翼の前縁を守るデフレクタでもある。時々起こる腐
蝕や窪みを含んで、これらの蓄積は影響を受けた区域に
おける層流の損失を引起こすことによって大いに抗力を
増加させ、また輿の臨界的な頭部表面区域のＬＦＣ吸込
孔を塞ぐこともあり得る。

宵の後縁部分は完全に伸長可能かつ引込み可能なフラッ
プを含み、通常の上が飛行および巡航飛行におけるこの
主な機能は横方向の制御を与えることである。通常の飛
行包絡線（ｆｌｉｇｈｔ　ｅｎｖｅｌｏｐｅ）を通して
層流を維持するのに必要な翼の圧力分布を調整するため
に、小さなフラップの偏向が用いられる。各々が撓み要
素を含み独立して駆動される上面（すなわちスポイラ）
パネルは、最適の形状を維持するためにフラップの動き
に従うようにプログラムされている。低速飛行では、大
きなフラップの偏向がさらに翼の揚力の能力を増加する
。上述のとおり、横方向の制御Ｉｒｓ能はフラップアク
チュエータへの独立した信号を介してフラップによって
提供され、上面パネルは＠適な翼の形状を維持するため
に絶え間なくフラップに従う。

上面パネルはまた、飛行および地上動作のための通常の
スポイラ機能を提供するために独立して制御される。

翼幅に沿って（ｓｐａｎｗｉｓｅ＞配置され各々が撓み
要素を含む下面パネルは、大きな偏向角度においてフラ
ップの有効性を高めるためにフェアリングとして働く。

上面および下面パネルの両方は吸込表面とシステムを含
み、通常の飛行包絡線内で前縁区域に層流を提供する。

この発明の他の目的と利点は添付゛の図面と関連した以
下の説明を読むことによって当業者に明らかとなるであ
ろう。

好ましい実施例の説明 第１図および第２図において、胴体１２に取付（プられ
た翼１０は３つのセクションまたは領域に分けられる。

すなわち（１）前縁領域１８、（２）主ボックス領域２
０、および（３）後縁領域２２であり、これらは第３図
に示されている。領域１８は、前縁または頭部１４と主
ボックス領域２０の一部をなす前部の主ボックスけた２
６との間に翼弦に沿って（ｃｈｏｒｄｗｉｓｅ　）延び
る。後縁領域２２は後部主ボックス（プた３０から後縁
１６に向がって機尾の方に延びる。この新規なハイブリ
ッドの翼の概念に従えば、前縁領域１８および後縁領域
２２上の流れはそれらの表面を通って与えられる吸込の
助けで層状に保たれ、−力士ボックス領域２０の表面上
の流れは、これらの表面の表面形状を求められる好まし
い圧力勾配を推進するように設計することによって自然
に層状に保たれる。

好ましい圧力分布の特徴を示す第４図において、ハイブ
リッド翼の圧力係数（Ｃｐ　）は巡航速度で頭部または
前縁１４からの変位の関数でプロツ１−されている。Ｃ
ｐは以下の等式で規定される：ここでｐは所与の点×に
おける局部の■−力と等しく、ｐｏｏは大気圧と等しく
、ｑはρのＶ２／２倍に等しく、ρは空気密度に等しく
、また■は自由な流れ速度（ｆｒｅｅ　ｓｔｒｅａｍ　
ｖｅｌｏｃｉｔｙ）に等しい。第４図の曲線Δは翼の上
面のＣＰの変化を示し、曲線Ｂは翼の下面でのＣｐの変
化を表わす。

巡航において、（たとえばマツハ数０．８で）前縁１４
上のよどみ点でのＣＰは約＋１．１である。空気が前縁
領域上面３４上を加速するにつれて、上面ＣＰはそこか
ら迅速に角になる。主ボッされる。このような気流が主
ボックス領域２０を離れ後縁領域上面３８上を後縁１６
まで流れるにつれて、Ｃｐは気流が翼の後縁１６から離
れるまで、負から正の値に増加する。

翼の下面に関しては、Ｃｐは始め前縁１４から増加する
が、その表面の比較的平坦な形状のために前縁領域下面
にわたって正のままである。ＣＰはそれから、空気が前
縁領域下面４２から主ボックス領域下面４４へ流れるに
つれて負になる。ここでもまた、主ボックス領域下面４
４上の気流の方向に好ましい圧力勾配が、表面の形状の
ために自然に維持される。主ボックス領域下面４４から
後縁領域下面４６への遷移区域において、下面のＣＰは
後縁１６に達するまで増加し、この点で下面を流れる空
気は翼の上面を流れる空気と一緒になり、翼１０から離
れる。

第５図に：　オイテ、頭部部分（ｎｏｓｅｐｉｅｃｅ　
）　５４は上部端縁部分５４ａと下部端縁部分５４ｂに
延びるほぼ放物線形の輪郭で形づくられている。翼１０
の長さを延ばして、頭部部分５４は好ましくは一体のチ
タニウムハニカムコア構造である。その後方の端縁は、
これもまた頭部部分の翼幅に沿った長さに延びる、真直
ぐな頭部術５６に接続されている。

これもまた頭部術５６に接続され、頭部部分上面５４ａ
の連続として機尾の方に延びているのは、二重外板パネ
ル３４であって、これは多孔質の（多数の孔があけられ
た）外部外板６０と、翼弦に沿って配向された平行のス
ペーサ６４によって外板６０と平行に維持された、非多
孔質の内部外板６２とを含む（第６図）。パネル３４内
にこのように形成された空間６６は、吸込空気収集室と
、外板６０内の分布された孔または開口部を通って引き
入れられた空気を上面ダクト７０に向かって後方に伝え
る流れ通路を形成する。ダクト７０は、前部けた２６か
ら前に空間をあけられた真直ぐな補助けた７４の下方の
端縁と上部パネル３４との間に延びる対角線状に配向さ
れた隔壁７６より上方にかつその前方に形成されている
。補助けた７４と前部けた２６との間の空間では、内部
外板６２は多数の孔（図示せず）を含み、これらは上面
ダクト７０への吸込空気の流れを計ｆｉするような大き
さにされている。

引き続き第５図を参照すると、前縁領域下面外板パネル
アセンブリ４２は前縁フラップ８０の前記５一 部および後部端縁に形成された、翼幅に沿って延びる吸
込スロット８６および８８の列を含む。スロット列８８
の機尾の方向で、この下面アセンブリ４２は短いプルノ
ーズ（ｂｕｌｌｎｏｓｅ）セクション１０４ａを含み、
これは多孔質のまたは多数の開口部が設けられた外部外
板および内部外板を有する、中空の外板パネル１０４と
連続している。前縁フラップ８０は前縁フラップシステ
ムに典型的な適当な機構８１（その詳細は従来のもので
あってもよい）によって展開されかつ引込められるよう
に設けられている。引込められた巡航設定（第５図）か
ら展開設定（第７図）まで延ばされたとき、前縁フラッ
プ８０は通常の態様で低速動作のために揚力を増加させ
る。さらに、独特の付加的な特徴として、完全に展開さ
れた前縁フラップ８０は頭部５４の前方に位置づけられ
、後ろ向きの傾ぎで配向されている。したがってこれは
前縁翼表面を昆虫やほこりの堆積から、また実質的な程
度までほこり、雨、または霞等による表面の腐食から守
るデフレクタとして働く。このような堆積２６一 や腐食は翼１０の前縁領域にわたる層流の維持を妨害す
る表面の不連続を作り出す。第５図および第７図に示さ
れるように、前縁フラップは前縁領域下面の一部を形成
する主パネルと、それに蝶番で止められた補助フラップ
８２とを含み、この補助フラップは前縁フラップが引込
められているとき前縁領域の内部で受は取られるように
通常は折りたたまれている。前縁フラップ８０が展開さ
れたとき、補助フラップ８２は下方にかつ前方に旋回さ
れ、航空力学の前縁を形成して結果として生じる高揚力
の翼前縁セクシ］ンの形状を完成させる。

収納された巡航位置において前縁フラップ８０の前縁お
よび後縁セクションの下面に作り出された表面のジョグ
（Ｊｏａ）または不連続は、乱流および流れの剥＠　（
５ｅｐａｒａＮｏｎ）を作り出す、初めの要因である。

前に述べられたスロット８６および８８を介してこれら
の不連続に近接して与えられた吸込は、これらの位置で
層流を維持するのに効果的である。これらのスロットを
介して与えられた吸込はまた、翼の前縁または頭部に沿
った交差流（ｃｒｏｓｓｆｌｏｗ　）の不安定さを最小
にする。これはまた、いかなる昆虫やほこりの堆積、ま
た起こるかもしれない表面の腐食の、乱流を引き起こす
効果を最小にする。

スロット８６は、頭部部分の下方の部分５４１１の後方
の端縁と、前縁フラップ８０の前方の端縁との間の空隙
または空間によって形成される。実質的に平らな前部停
止プレート９０が頭部部分の下方の部分５４ｂの後部端
縁に近接して設けられ、フラップが巡航位置に引込めら
れるときに前縁フラップ８０の前部端縁のための停止と
して働く。

一連の下方に配向された突出部９２が、つばさの翼幅に
沿って間隔をあけられ、この前部停止プレートの下面か
ら延びて、実際の停止当接部分として働く。第８図に最
もよく示されるように、突出部９２、停止プレート９０
の下面および前縁フラップ８０の内部表面が前縁前部ス
ロット８６からパージダクト１００へ通過する吸込気流
の入口通路９４を形成する。このダクトは頭部けた５６
、外板パネル６２、補助けた７４および前縁フラップ８
０によって形成されている。スロット８８はパージダク
ト１００に直接間いている。巡航速度において、コンプ
レッサ２ｏ７（第１５図）によって作り出された吸込の
もとで、パージダクト１００はスロット８６および８８
の外側の圧力よりも低い圧力に維持される。

前縁セクション外部外板１０４の前部端縁１０４ａ　　
（第９図）はそのターミナスに向かって内側にかつ後ろ
側に曲げられ、それによって後部スロット８８を含むオ
リフィスの一方の側として、前方に面する凸状の表面を
形成する。前方端縁１０４ａの上側には、一連の前方に
延びるフラップ停止１０６が設けられており、これらは
前縁フラップ８０の後縁によって翼の翼幅に沿って間隔
をあけられた位置に保持されている。前縁フラップ８０
は、フラップがその巡航位置に詰め込まれたときにこれ
らのフラップ停止に対して上向きに当接する。フラップ
８ｏに作用する差圧（ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ　ａｉ
ｒ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　）によッテ助けられタフラップ
アクチュエータ機構が、フラップを、それが一旦このよ
うな機構によって引込められるとその巡航位置にしっか
りと保持するように協働する。

上述のように、また第３図および第５図に示されるよう
に、前縁フラップ８０はしまわれたときには本質的に水
平である。さらに、その露出した表面形状はかなり平坦
である。したがって、そのほとんどの翼弦の長さにわた
るＣＰの値は均一に正のままであり、層流に都合がよい
。ぞの端縁では、吸込スロット８６および８８が流れの
擾乱をなくしまた層流を維持するのに効果的である。

翼の各々は、示されるように端から端まで設けられた一
連の同様の前縁フラップ８０を保持する。

チャンネル形状の撓み性金属シール１０７（第１０図）
がフラップの端の端縁に固定され、このような端部の間
の接続を十分に密封するように協働して、吸込空気のわ
ずかな量を除いてすべてが、それらを通ってパージダク
ト１００に通過することを防ぐ。

第５図ないし第１１図を参照すると、前縁領域下面４２
の残余のパネル１０４は、多孔質の外部外板１０８と、
介在するスペーサ１１２によって間隔をあけられた平行
の関係に帷持された、孔のあいた内部外板１１０とによ
って形成される。外部外板１０８の孔または開口部から
これらの外板の間の通路空間１１４に引き込まれた吸込
空気は、内部外板１１０の穴１１６を通りそこから下面
ダクト１２０へ流れる。このような多数の孔または穴は
外部外板１０８を通る吸込気流を計量するようにおおよ
そ位置づけられそのような大きさにされている。下面ダ
クト１２０は前部けた２６、隔壁７６および前縁下部外
板１０４によって形成されている。

主ボックス領域２０は、第４図に示されるように自然に
層流を引き起こすような、すなわちその表面区域に分布
された表面の孔またはスロワ１−に頼らずに層流を引き
起こすような圧力分布を提供するような形状にされてい
る。したがってこれは、特に主賛セクションの表面にわ
たって適用される時にまた、好ましくは証明された従来
のＩ造的および燃料貯蔵翼セクションを、ある程度まで
少なくとも不可避的に妨害する、層流を達成するための
サブ表面構造と多孔質のまたはスロットされた吸込表面
を用いたダクトの試みの複雑さと重量を増す使用とを避
ける。その翼弦の範囲わたって上面および下面に自然の
層流を達成するために、これらの表面の形状はただ適度
に凸状であるだけである。第３図に簡潔化された一般の
形状で示されるように、主ボックス領域上部外板パネル
３６は前部および後部の主ボックス桁２６および３０の
上部端縁２６ａと３０ａとの間にわたり、−力士ボック
ス領域下面４４は同様にこれらのけたのそれぞれの下部
端縁２６１）と３０ｐとの間にわたる。

図面から省略された環ボックス構造の詳細は従来のもの
であってもよいが、そうである必要はない。

第１２図を参照すると、主ボックス領域２０から機尾に
向かって延びる翼の後縁領域２２は、上面スポイラ１２
４、下面後縁フェアリング１２６および伸長可能な後縁
主フラップ１２８を含む。

主ボックス表面から機尾に向かって進む層状の気流を維
持するのを助けるために、吸込表面パネルが後縁領域２
２内に選択的に用いられる。好ましくは従来の後縁フラ
ップ複合物１２８は、第１のフラップ部材１３２と部材
１３２の前方にそれに固定された関係で設けられ、その
間にスロット１７６を規定する第２のフラップ部材１３
４とを含む。フラップ複合物１２８を装着しまたそれを
その展開されたおよびしまわれた位置の間で動かすため
の連結と駆動手段とは従来のものでありまた従来のもの
であってよいので、ここで図面はそれらの詳細を省略す
ることによって簡潔にされている。

後縁スポイラ１２４は前方の撓み表面セクション１３８
と、それから機尾の方に連続しかつほぼ同じ翼弦範囲を
有する堅いセクション１４０とを含む。撓みセクション
１３８はその前方端縁によって後部けた３０の上部端縁
３０ａと接続されている。セクション１３８に接続され
、堅いセクション１４０はその１１！尾の方向で、フラ
ップのほぼ翼弦の中央の点で終端となり、ここでこれは
フラツブ１３２が巡航位置にしまわれた状態で、フラッ
プ１３８の上部側に近接して重なり、流線形を形成する
。セクション１４０の下面の形状は、フラップがしまわ
れたときにすぐ下に置かれるフラップ１３２の凸状の上
側の形状と適応するように凹状にされている。

この実施例では、撓み表面セクション１３８は吸込表面
として働く多孔質の撓み性の外部外板１４２と、外部外
板１４２からおおよそ平行に内側に間隔をあけられた非
多孔質の、実質的に撓まない内部外板１４４とから形づ
くられている。外部および内部外板の間の空間はスポイ
ラ吸込空気収集ダクト１５０を形成する。外部外板１４
２はその前方の端縁で後部ボックスけた３０の上部端縁
３０ａに固定され、上部表面交差部材１５４に近接した
点まで後方に延びる。内部外板１４４の前方端縁は摺動
継手１６０によってハンガーブラケット１５８の水平フ
ランジの下側に置かれるように装着される。ハンガーブ
ラケット１５８は後部けたの上部端縁３０ａに取付けら
れ、内部外板の前方端縁に近接した点まで下方にかつ後
方に延びる。摺動継手１６０は、スポイラ１２４が翼１
０に関して旋回するにつれて内部外板がブラケット１５
８と関連しで動くのを可能にする。摺動継手を通る空気
の漏洩は、内部外板１４４をブラケット１５８のフラン
ジの下に設置することによって最小にされる。スポイラ
ダクト１５０の内側の空気の圧力は外側の圧力よりも低
いので、内部外板１４４はブラケット１５８に対して上
方に強制される。

後縁スポイラ１２４の堅いセクション１４０は、多孔質
の上部外板１６４と非多孔質の下部外板１６６からなる
。上部外板１６４の前方端縁は上部表面交差部材１５４
によって下部外板１６６の前方端縁から間隔をあけられ
ており、上部および下部外板の後部端縁はスポイラ１２
４の後部端縁で互いに集中する。上部および下部外板１
６４および１６６の間の空間は、後部スポイラ吸込空気
収集室１６８を形成する。上部表面交差部材１５４は、
空気が上部外板１６４から後部スポイラ室１６８へそし
て撓みスポイラダクト１５０へ引き入れられることを可
能にする穴１７０を有する。

第１２図および第１３図に示されるように、撓み性のス
ポイラセクション１３８はフラップが展開された位置に
あるときフラップ１２８となだらかな流線形を維持する
ように曲線１７１でＦ方に曲がるように設計されている
。所望ならば、流れの剥離を最小にしそれによって低速
の能力を増加するために、巡航飛行の間と同様に低速飛
行の間にも、スポイラの多孔質の上部表面にダクト吸込
を与えることもできる。これはここに開示された翼の他
の多孔質のおよびスロットされたーＬ部表面についても
真実である。スポイラアセンブリを動かすためのリンク
およびアクチュエータは標準的な構成要素を用いた簡単
でわかりゃすい設３１のものであり、またはそのような
ものでよいので、ここでは詳細は必要としない。

引き続き第１２図および第１３図を参照すると、後縁フ
ェアリング１２６は前方に曲げることのできる撓み部分
１７２と堅い形状の後部部分１７４とを含む。撓み部分
は多孔質の撓み性外部外板パネル１７８と非多孔質の内
部プレート１８０を含む。外部外板１７８の前方端縁は
後部けた３０の底部端縁３０ｂに固定され、主ボックス
下部外板パネル４４の後方端縁と当接する。内部プレー
ト１８０は外部外板パネル１７８から内側に間隔をあけ
られそれに実質的に平行に配向されている。

内部プレートの前方端縁は摺動継手１８２を介して支持
部材１８４に支持されている。部材１８４はハンガーブ
ラケット１５８の反転されたものであって、部材１８４
の前方部分は後部けた３０の底部端縁３０ｂに固定され
ている。摺動継手１８２は摺動継手１６０と本質的に同
一であり、フェアリング１２６が翼１ｏに関して曲がる
ときにプレート１８０が支持部材１８４に関連して動く
ことを可能にする。外部外板パネル１７８とプレート１
８０との後部端縁は下部表面交差部材１９８によって分
離されている。外部外板パネル１７８と内部プレート１
８０との間の空間は撓み性フェアリングダクト１９０を
形成する。

フェアリング１２６の堅い部分１７４が撓み部分１７２
の後方端部に続く。堅い部分１７４は多孔質の堅い外部
外板パネル１９２と非多孔質の堅い内部パネル１９４か
らなる。部材１９２および１９４と前方端縁は下部表面
交差部材１９８によって間隔をあけられ、交差部材は開
口部１９６を有し、空気が堅い部分１７４内に形成され
た後部フェアリング室２００から撓み部分１７２内に形
成された撓み性フェアリングダクト１９０に流れること
を可能にする。部材１９２および１９４の最も後部の端
縁は一緒に集中してフェアリング１２６の後縁を形成す
る。

撓み性フェアリングダクト１９０は撓み部分１７２の下
部外部外板パネル１７８内の孔と堅い部分１７４の外部
外板１９２内の孔とを通して境界層の空気を引き入れ、
それによって後縁フェアリング１２６上の層流を推進す
る。

後縁フラップが延ばされた低速動作では、フェアリング
表面１２６はそれを第１３図に示される流線形の位置に
位置づける適当なリンク〈図示せ＝３８− ず）を介して、フラップと一致して動くようにされる。

低速の流線形の位置では、フェアリング１２６上を流れ
る空気は後縁フラップ１２８内のスロット１７６に向か
って導かれる。

前縁フラップに関しては、スポイラ１２４とフェアリン
グ１２６は翼の翼幅に沿って端から端まで延びるセクシ
ョンに分けられる。スポイラおよびフェアリングセクシ
ョン内にセクション的に形成された撓み性スポイラダク
ト１５０と撓み性フェアリングダクト１９０はぞれぞれ
、イれらの近接したセクションの端部の間に継目のシー
ルを必要とする。第１４図は２つのスポイラセクション
の端部の間のシールの代表的な形状を図示する。

このシールでは、２つのフランジのある撓み性弾性金属
またはプラスチックのストリップ２０２が上部継目の空
隙２０３にわたって互いに支えられ、完璧なシールが必
要とされてはいないので、空隙を通って起こる空気の流
れのほとんどを十分に除去する。下方の継目の空隙２０
５に沿ってフラッパー型シール２０４が用いられて空隙
を密封する。

シール２０４は撓み性なので、空気がスポイラダクト１
５０を通って引き入れられると、シール２０４は互いに
押しつけられて空気が空隙２０５を通って通過しないよ
うにする。

図示された吸込空気収集システム２０６（第１５図）に
おいては、小さいガスタービンまたは電気モータ２０８
によって駆動されるエアコンプレッサ２０７が吸込マニ
ホルド２０９および２０９ａによって前縁領域ダクト７
０．１２０および１００のすべてを通って空気を引く。

マニホルド２０９は翼幅に沿った上部表面ダク１〜７０
から気流を集め、これをコンプレッサの高圧比セクショ
ンに分配する。マニホルド２０９ａは翼幅に沿った下面
ダクト１２０およびパージダクト１００から気流を集め
、それをコンプレッυの低圧比セクションに分配する。

復縁領域ダクト１５０Ｊｊよび１９０はそれぞれ気流を
コンプレッサの高圧比および低圧セクションに供給する
。コンプレッサの近くの調整可能な制御弁（図示せず）
は流れをコンプレッサの動作状態に整合することを可能
にし、また飛行状態と翼の各々のセクションの対応する
吸込の要求によって必要とされるコンプレッサへの気流
の分布の変化を可能にする。コンプレッサに入るずべて
の吸込空気は排気ダクト２１０を通して自由な流れに放
出される。コンプレッサを駆動するためにガスタービン
（２０８）が用いられているならば、タービンのための
燃焼用空気は入口２１２を通って入り、タービンから結
果として生じる排気ガスは排気ダクト２１４によって出
ていく。

第１６図の実施例では、不連続な位置に置かれたスロッ
トに加えてそれらのセクションの主な表面パネルが多孔
質である、すなわち、多くの孔があけられているような
先の実施例のように、多孔質の、すなわち多くの孔があ
けられた外板パネルによってではなく、むしろスロット
の列２２０によって、吸込が前縁領域１８および後縁領
域２２の外板表面に分布される。

おおよそ平行なスロットの列２２０は、胴体に近接して
始まりほぼ平行の関係で翼の翼幅に沿って延びる。成る
航空機の設計および動作状態のためには、構造的な複雑
さや過度の吸込気流を避けるために吸込区域の翼幅に沿
った程度を制限することが望ましい。こうして、第１６
図においてはスロットは長さを段階的に配列しており、
最も短いものは前縁に近接して位置づけられ、最も長い
ものはそこから機尾の方向に間隔をあけられ、前部主ボ
ックスけた２６（第５図も参照せよ）に近接して位置づ
けられている。堅いパネルのための、スロット２２０の
アレイを形成しかっ吸込を与えるための好ましい方法が
第１７図に示される。スロットのある外部外板パネル２
２２は、流れ分布チャネル２２６を形成する波形を備え
た下にある支持パネル２２４に固定され、これらの波形
はそれぞれのスロットと合わされる。これらのチャネル
の底にある空気抜ぎ穴２２８はヂ１１ネルからの吸込空
気が外部外板パネル２２２と内部外板パネル２３４との
間に形成されたダクト通路２３２に入ることを可能にす
る。撓み性のパネルについては、修正されたＬＦＣスロ
ットシステムが後縁セクション表面と同様の態様で応用
できるだろう。

第１８図がこれを示す。これは外部表面パネル２２３内
のスロット２２１と抜き穴２４４を備えた流れチャネル
２４２を提供する波形を備えた支持パネル２４０と、こ
れらの穴が関連した主吸込ダクト〈図示せず）に導かれ
る配置とを含む。

再び第１６図を参照すると、翼１０の胴体に近い方の上
面上に三角形の形の区域２５０が後部けた３０の後方に
位置づけられている。第１６図に例示されるような平面
形状を有する舅では、区域２５０の表面が吸込表面とな
るだろう。もしも多孔質の外板が用いられるならば、第
６図に例示されたのと同様の構造が採用されるだろう。

第１６図に示されるようにもしも吸込スロットが用いら
れるならば、第１７図に例示されたのと同様の外板の形
状が用いられるだろう。区域２５０の表面を通って引き
入れられた空気はスポイラダクト１５０へ通過する。

上で特に言及されたように、この発明の重要な目的は構
造的な妥協と、翼のボックス区域内の複雑さとを避ける
ような方法で層流を達成することである。これは翼の吸
込分布と圧力分布の特性が広い範囲の動作状態にわたっ
て効果的にかつ調和して層流を維持するような、翼の形
状と翼の前縁および後縁領域における吸込との組合わせ
を通して達成される。

この試みを具体化するために、境界層を妨害する状態の
悪影響を相殺する処置をとる必要がある。

主な関心事は交差流（ｃｒｏｓｓｆｌｏｗ　）　　（Ｘ
　−Ｆ　）、トルミエンーシュリヒティング（Ｔｏｌｌ
ｍｉｅｎ　−８ｃｈｌｌｃｈｔｉｎｇ）　　（Ｔ　−Ｓ
　）および衝撃波の歪みの効果である。これらの状態は
翼の異なった領域に異なった遠度で起こるので、翼の各
々の臨界領域における圧力分布と吸込特性を合わせる必
要がある。

これは発明に従った翼の別の形状を例示する第１９図お
よび第２０図を参照するとよりよく理解され得る。これ
らの図面に示される翼は上述の翼１０と同様のものであ
る。主な相違点は前縁フラップ８０の省略と、翼の頭部
領域における吸込の付加と、第２１図の圧力分布曲線に
よって規定されるような翼の上面および下面の全体の異
なった形状である。共通の構造的構成要素を識別するた
めに同じ参照数字が用いられている。議論をはっきりさ
せるために、補助けた７４（第５図を参照せよ）のよう
な構造の細部は省略されている。第１９図および第２０
図の翼の構造は上述の態様で吸込、ダクト等を提供する
のに必要なすべての構成要素を含むであろうことは理解
されるだろう。

圧力勾配と吸込の適当な組合わせを提供するために、輿
の各翼弦領域に見出される交差流の変化を調整する必要
がある。第１９図において、典型的な流線Ｓから出るＸ
ＦｌないしＸＦ５で示された矢印は、後退角Δを有する
翼における交差流の大きさと方向を図式的に例示する。

端縁１４で始まる翼の頭部領域において、翼の後退は胴
体に近い方に向けられた非常に高い交差流を生み出す。

前縁領域の残余の部分において、ピーク圧力の位置１と
前部けたとの間で、ＸＦ２で示される矢印で示されるよ
うに、交差流は方向を変え比較的弱くなる。前部けた２
６と後部けた３０との間の主ボックス領域において、交
差流は比較的穏やかで、矢印ＸＦ３によって示されるよ
うに胴体に近い方に向けられている。後部けたの機尾に
近い衝撃波領域（３０−４）において、矢印ＸＦ４によ
って示されるように強い交差流が胴体から遠い方に向け
られる。最後に、位置４から後縁１６までの領域では、
矢印ＸＦ５によって示されるようにおだやかな交差流が
胴体から離れる方向に向けられている。

たった今議論された不安定な交差流（Ｘ−Ｆ）およびト
ルミ■ンーシュリヒティング（Ｔ−３）モードを相殺す
るために、第２１図に例示される様々な圧力特性が選択
される。一般に、層状の境界層を安定させるためには吸
込か負の勾配（ｄＣｐ　／　ｄｘ／　ｃ　）のいずれか
が利用できる。特に翼の構造が妥協されてはならない領
域において達成が簡単で゛適用に費用がかからないので
、負の圧力勾配が望ましい。しかしながら、後退翼上で
はいかなる圧力勾配も〈正または負）交差流を生み出し
、これはもしもＸ−Ｆモードがあまりに多くなった４６
一 場合には吸込によって安定されなければならない。

第２１図の図式的な表示は第４図と同様のものであって
、圧力の係数Ｃｐを翼弦の長さＣの１０進法のパーセン
テージ（Ｘ／Ｃ）で目盛を付けた前縁１４からの変位（
Ｘ）の関数としてプロットしている。第２１図の曲線Ｕ
は翼の上面の圧力分布を示し、一方向線りは翼の石面の
分布を示す。

上面において、遷移を、翼の揚力を発展させるために必
要なレベルにするために、圧力は取付ラインＡＬから始
まって迅速に落ちなければならない。これは非常に強い
Ｘ−Ｆを生み出し、これはる表面の湾曲もまたＸ−Ｆを
安定させる助けとなる。安定化の段階を完了しまた乱流
の上流の源から結果として生じるかもしれない流れの汚
染（ＣＯｎｔａｍｔｎａｔ＋ｏｎ　）を相殺するために
、頭部の吸込が付加えて与えられる。当業召は前縁１４
のすぐ機尾の側にピークの圧力位置１があることとその
位置の両刃を認めるであろう。

強い交差流ＸＦＩに付加的な相殺を与えるために、わず
かな正の圧力勾配が、前縁のビーク１のすぐ機尾の側か
ら始まり、前部けた２６まで続いて与えられる。前縁の
交差流を相殺することに加えて、この正の圧力勾配はま
た、前部および後部【プだ、それぞれ２６および３０の
間の領域に下流に発生される交差流を相殺する助けとな
る、前部けた２６を越える残余の効果を提供する。前縁
領域（１−２６）内の交差流モードを相殺する正の勾配
の使用は、トルミエンーシュリヒティングモードを不安
定にする傾向があり、これはさらに主ボックス領域（２
６−３０）において通常予想されるＴ−８増幅をさらに
増加させる。このＴ−Ｓモードを安定化させるために、
前部けた２６の機尾の側に負の圧力勾配が与えられる。

この負の勾配はまた交差流ＸＦ３を生み出し、これは今
や胴体に近い方にでして比較的小さい大きさで導かれる
。過度の交差流の増幅を生み出すほどに大きな圧力勾配
を有することを避けるように注意しなければならない。

レイノルズ数と翼の後退に依存して達成されなければな
らない適当なバランスがあることが認められるであろう
。さらに、巡航マツハ数においては後部けた３ｏの機尾
の側で衝撃波が不可避的に起こることがさらに認められ
るであろう。過度の衝撃損を避けるために、上面の後部
けたのピークの圧力は制限されなければならない。

衝撃を和げるために、領域（２６−３０）における初め
の勾配を後部けたの前の約５０％ないし約７５％減じる
ことが好ましい゛。この勾配の変化が起こる点は前部け
たの機尾の側であり、前部および後部けたの間の距離の
約３分の２である。

衝撃波の後ろにある位置４から、圧力は後縁スポイラ１
２４の堅いセクション１４０の後縁５を過ぎ翼の後縁１
６まで通常通りに回復する。回復の始まりの位置づ【プ
は、剥離や過度の境界層が翼の後縁で作り上げられるこ
とを避けるために、後部けた３０の付近に選択されなけ
ればならない。

第２１図に例示された回復（ｖＲ撃に続いて後Ｒ１６で
正の値への亜音速回復がある）は従来の高速後退翼に典
型的なものであることが観察されるであろう。

曲線りで示されるように、翼の下面の圧力分布は実質的
に上面の圧力分布を反映する。急な負の勾配が取付ライ
ンＡＬから下方の前縁ビーク位置１ａまで上がる。勾配
はそれから前縁領域下面４２にわたってわずかに正に変
わり、それから前部けたで負の勾配に変わる。下面には
衝撃波がないので、前部および後部けたそれぞれ２６お
よび３０の間の主ボックス領域下面４４にわたって勾配
の変化を提供する必要はない。後部けた３０の機尾の方
向で、圧力は後縁フェアリング１２６の後縁８を過ぎて
翼の後縁１６まで通常の正の態様で回復する。

たった今述べられた翼の圧力分布を補足するために、頭
部領域、前縁領域および後縁領域に吸込が与えられる。

ここで用いられるように、頭部領域は頭部けた５６の前
方の前縁領域１８（第２０図および第２３図）の一部を
含む部分である。この頭部領域内で吸込は位置１から前
縁１４を通り位置１ａまで延びる胴体に近い区域上の上
面および下面に与えられる。これを達成するために、第
５図の頭部領域構造は頭部部分５４の代わりに多孔質の
外板パネル（外板パネル３４のような構造のもの）を用
いることによって修正される。頭部けた５６の前方にあ
る０字形のダクトを第１５図の吸込空気収集システムと
相互接続することによって、この多孔性の頭部外板に吸
込が与えられる。

このように与えられた吸込は取付ライン境界層を安定化
しまた翼の後退と関連する翼幅に沿った汚染の効果を相
殺する。以下に第２２図と関連してより詳細に述べられ
るように、頭部吸込は位置Ｔまで部分的に翼幅に延びる
だけである。

上で述べられたように、前縁領域上面３４（ビーク位置
１と前部けた２６の間）上の交差流を相殺するための正
の圧力勾配の使用は、トルミエンーシコリヒティングモ
ードを不安定にする。このＴ−Ｓモードを制御し、交差
流モードを安定化し、前部Ｉづた２６の前の境界層を薄
くするために、前縁領域に吸込が与えられる。好ましく
は、吸込は前縁領域上面３４と前縁領域下面４２の両方
に含まれる。また前縁吸込の翼幅に沿った範囲を終端位
置■（第２２図）の胴体に近い方にある領域のみに制限
することが一般に所望される。

前部【ノたの機尾の方向の主ボックス領域においては吸
込が提供されず、（のため境界層を乱す状態の制御は適
当に選択された圧力勾配の使用を通してのみなされるこ
とが観察されるだろう。後部術３ｏに続く後縁領域にお
いては、後縁スポイラ１２４と後縁フェアリング１２６
上に吸込が与えられてトルミエンーシコリヒディングお
よび交差流モードを安定化しまた上部表面上の速すぎる
剥離を避ける。後縁スポイラ１２４によって覆われる領
域はサブ領域３０−４および４−５に分けられる。吸込
は比較的サブ領域３０−４に集中しており、巡航飛行の
際に通常ここに現われる衝撃波を通して境界層の流れを
安定化させる。サブ領域４−５においては求められる吸
込率はより少ないが、前縁領域上面３４において求めら
れるよりは高い。翼の下面では、衝撃波がなくまた正の
圧力勾配があまり厳しくないので、後縁フェアリング１
２６の表面に求められるのは後縁スポイラ１２４で求め
られるよりも低い吸込率である。

第２２図の影をつ（プられた区域ＮＳ、ＬＥＳおよびＴ
ＥＳはそれぞれ、そこに吸込が与えられる、頭部領域、
前縁領域および後縁領域の好ましい翼幅に沿った区域を
例示する。これらの領域は実質的に上面および下面で同
じである。影をつ【プられていない区域では吸込は与え
られず、したがって層流制御は表面形状のみによって達
成される。もちろん所望ならば、翼の根元から先端まで
翼幅に沿った寸法の全体に吸込が提供され得る。目的は
吸込に伴なう翼の表面の複雑さ、を必要な程度のみにす
ることであり、また特に上面における吸込の必要が興の
胴体から離れる方向において少なくなるので、吸込の翼
幅に沿った制限が一般に好まれる。頭部の吸込は一般に
、取付ラインレイノルズ数ＲθＡＬが１００より少なく
なる位置■で終わる。

確立された方法に従った、Ｗの後退と翼の頭部形状によ
る取付ラインレイノルズ数の定義は当業者には容易に認
められるであろう。前縁および後縁領域における吸込は
一般に翼のｖＡ退の関数である位置■で終わる。一般に
、位置■は翼弦レイノルズ数（Ｒｃ）が次の条件を満た
すような翼幅に沿った位置に対応する。

Δ≧１５°の時　Ｒｃ　（ｓｉｎ△）　ｎ’／２５ｘ　
１０”Δ〈１５°の時　Ｒｃ＝　３８ｘ　１０’高速航
空機の翼の構造を考慮することは後縁の吸込が翼幅に沿
ってどこで終わるかを規定する実際的な強制を負わせる
。たとえば、このような翼の上面後縁の胴体から離れた
領域は典型的には補助翼（ａｔｌｅｒｏｎ　）のような
制御表面を含む。同様に、典型的に含まれているスポイ
ラは翼の先端まで常に延びているわけではない。このこ
とを鑑みて、後縁上の吸込は制御表面〈補助翼）が始ま
るところかまたは最も胴体から離れたスポイラのいずれ
かで通常路わる。

前縁および後縁吸込領域の終端よりも胴体から離れた翼
のセクションでは、自然の層流を推進するために形状の
みが用いられる。これらの領域は胴体に近い部分で用い
られる吸込間とはいくらか異なった圧力分布と形状を有
する。一般に、上面および下面の両方での圧力勾配はく
第２０図の位＠１および１ａで始まる）前縁領域におい
ては後部けた３０まで機尾の方向に連続して負である。

これらの負の勾配はまた後部けたに層流を提供するため
に急であり、通常的、　６＜ｄ　ＣＰ　／ｄｘ／ｃ〈、
８の範囲である。

第２２図の簡潔にされた図では、胴体に近い吸込区域Ｇ
、を翼が胴体１２と結合する根元の翼弦まで機体の方向
にずっと延びて示されている。根元の翼弦に近接した翼
の領域の典型的な境界層の流れ特性がこの区域に層流制
御を与えるのを困難にするまたは不所望にするかもしれ
ないことは、熟練した航空力学の専門家には認められる
であろう。

この発明に従って興を設計する際には、表面形状と吸込
の組合わされた使用を通して翼のできるだけ多くの部分
に第２１図に示される圧力分布を提供することが一般の
目的である。実際の設計の強制は層流制御を、上で議論
された位置で始まり根元の翼弦に近接した胴体に近い位
置で終わる翼の胴体に近いセクションに制限することを
求めるかもしれない。

翼の表面の全翼弦の層流化のために設計することが常に
所望されるわけではなく、またそれが費用の割に有効で
あるとは限らないということもまた指摘されるべきであ
ろう。このような場合、残り区域における層流のための
利益と妥協することなしに、成る区域が考慮から除去さ
れてもよい。

たとえば、後縁の吸込を除去することは後部けたへの層
流を依然として可能にし、一方様々な機構システム、フ
ラップおよび制御によって通常占められる区域での吸込
に関連した複雑さを避ける。

なされる妥協は、当然、航空機の特定の設計要求と指令
とに依存する。

前縁フラップ８０等の前縁素子を組入れることが所望さ
れる、または必要とされるような状況では、翼の吸込お
よび圧力分布は第２３図および第２４図に例示される特
性を提供するために修正される。前縁１４から後縁１６
まで延びる上面については、曲線Ｕで示される特性は第
２０図の非前縁素子形状について第２１図に例示された
特性と本質的には同じである。下面については、前縁フ
ラップ８０の存在が、層流を維持しかつ望ましい揚力特
性を得るために、曲線り一で示される吸込と圧力分布の
特性を修正することを必要とする。

第４図および第２４図は前縁素子を有する翼のための圧
力分布特性の２つの異なった形を例示し、第２４図の特
性は所望される形状のより決定的な仕様を構成する。

第２３図および第２４図を参照すると、頭部領域下面は
取付ラインからピーク位置１ａまで急な負の勾配を提供
するような形状にされており、ピーク位置１ａは頭部部
分下部部分５４ｂの後部端縁と前縁フラップ８０の前部
端縁との間に設けられた吸込スロット８６（第５図を参
照せよ）のすぐ前に位置づけられている。この急な負の
圧力勾配は後退のための交差流モードの激しい増幅を最
小化するために求められる。フラップ８０はピーク位置
１ａから前縁の機尾側のスロット８８までわずかな正の
圧力勾配を提供するような形状にされている。この勾配
は前縁交差流モードを安定化する傾向があり、かつ前線
機尾側のスロット８８と前部（プた２６の間の領域と前
部けたを越えた主ボックス領域において前縁フラップ８
０の下流に現われる交差流を相殺する傾向のある残余の
効果を提供する。主ボックス領域と後縁領域の２つのサ
ブ領域（３０−８および８−１６＞については、制御を
要する境界層の状態は第２０図の翼の形状についてのも
のと同じである。したがって、第２０図および第２１図
の形状に用いられた前部けた２６と後縁１６との間の同
じ圧力分布特性が第２３図および第２４図の形状におい
ても前部けたと後縁との間に用いられる。

上で述べられたように、この発明は層流を維持するため
に吸込の仕様と形状との間の調和したバランスを与える
ことを目的とする。吸込の仕様は必然的に領域の設計を
複雑にしかつ動力を要するので、可能なところでは吸込
の要求を最小にすることが望ましい。こうして、第２３
図の形状においては、後縁フラップ８０そのものの上に
吸込を提供する必要を避けることが望ましい。これは前
縁の前部および後部スロット８６および８８に吸込を提
供することと、取付ラインと後部けた２６の間に段階を
つけられた勾配を用いることによって達成される。頭部
吸込は前縁と下面ピーク位置１ａの間の頭部領域に与え
られ、交差流を安定化しかつ前縁フラップ８０の前方の
境界層を薄くする。ピーク位置１ａに近接して計量され
た吸込の流入が前部スロット８６を通して引き起こされ
て交差流モードを安定化し、かつ、さもなければスロッ
トによって発生されたであろう流れの分裂的な効果を避
ける。前縁フラップにわたって比較的平らな（しかしわ
ずかに正の）勾配が維持され、付加的な吸込の流入が機
尾のス［ｌシト８８を通して引き起こされる。この吸込
は境界層を薄クシかつさもなければ機尾のスロットが引
き起こすであろう流れの分裂的な効果を避ける。加えて
、この機尾のスロットを通る吸込はフラップの後ろの固
定された表面への流れの始まりに好ましい状態を提供す
る。機尾のスロット８８と前部けた２６との間の前縁領
域の残余の部分では（すなわち第５図のパネル１０４上
）、吸込が与えられて交差流モードを安定化しかつ前部
および後部けた２６と３０との間の主ボックス領域下面
４４にわたる自然の層流のために境界層を適切に整える
。後部けた３０と後縁フェアリング１２６の先端８との
間の後縁領域における吸込状態は第２０図の興の形状に
ついてのものと同じである。

第２３図の翼の上面の翼幅に沿った吸込特性は第２２図
に関連して議論された第２０図の興の上面についてのも
のと同様であろう。こうして、頭部領域、前縁領域およ
び復縁領域における吸込は翼の胴体に近いセクションだ
けに制限されることができ、翼の胴体から離れたセクシ
ョンは自然の層流を推進するような形状にされている。

第２３図の形状においては、しかしながら、前縁フラッ
プ８０の存在が下面の胴体から離れた部分の自然の層流
の維持を妨げる。結果として、この形状では頭部領域と
下面の前縁領域の吸込が胴体に近いセクションだけに制
限されず、むしろ翼の先端まで全翼幅にわたって延びる
。

ここで用いられた例示は一般に航空機の翼に応用される
が、基礎となる教示は、制御表面に組入れる区域を含ん
で、尾翼等における航空機の他の翼に似た表面にも同様
によく適用され得る。

発明はその好ましい実施例で説明されてきたが、ここに
おける変化や修正はこの技術分野における前進を表わす
本質的な概念から逸脱することなしになされてもよいこ
とは認められるべきである。

したがっ”で添付の特許請求の範囲はそれらの定義する
用語とその同等物によって制限されることが意図される
。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機の胴体に取付けられた翼の上面の平面図
である。 第２図は航空機の翼の下面の平面図である。 第３図は第１図の切断線３−３に沿った航空機の翼の断
面図である。 第４図は翼の表面の位置と圧力係数（ＣＰ　）の関係を
例示するグラフである。 一６１＝ 第５図は第１図の切断線５−５に沿った翼の前縁領域の
拡大された断面図である。 第６図は第５図の切断線６−６に沿った前縁領域上面の
拡大断面図である。 第７図は前縁フラップが低速位置にある、翼の前縁領域
の拡大された部分断面図である。 第８図は翼の前縁領域の内部表面の拡大斜視図であり、
前縁フラップの前部端縁は前部停止プレートまできてい
る。 第９図は翼の前縁領域の内部表面の拡大斜視図であり、
前縁フラップの後部端縁がフラップ停止まできている。 第１０図は第２図の切断線１０−１０に沿った２つの前
縁フラップ表面の間の継手の拡大された断面図である。 第１１図は第５図の切断線１１−１１に沿った前縁領域
下面の拡大断面図である。 第１２図は第１図の切断線１２−１２に沿った翼の後縁
領域の拡大断面図である。 第１３図は後縁フラップが低速位置にある翼の後縁領域
の斜視図である。 第１４図は第１３図の切断線１４−１４に沿った、２つ
の近接したスポイラセクションの間の継手の断面図であ
る。 第１５図は航空機の翼のための空気収集システムの破断
平面図である。 第１６図はスロットされた吸込表面を組入れた航空機の
翼の上面の平面図である。 第１７図はスロットを組入れた前縁領域吸込表面の断面
図である。 第１８図はスロットを組入れた後縁領域吸込表面の断面
図である。 第１９図はこの発明に従った翼の一形状の上面の簡潔化
された平面図であり、翼の各領域における交差流を図式
的に示す。 第２０図は切断線２０−２０に沿った第１９図の航空機
の翼の簡潔化された断面図である。 第２１図は第１９図の翼の圧力分布特性を例示するグラ
フである。 第２２図は第１９図の翼の翼幅に沿った吸込分布特性を
図式的に示す簡潔化された平面図である。 第２３図は前縁フラップを組入れる翼の構造の修正され
た形の簡潔化された断面図である。 第２４図は第２３図の舅の圧力分布特性を例示するグラ
フである。 図において、１０は翼、１２は胴体、１４は前縁、１６
は後縁、１８は前縁領域、２０は主ボックス領域、２２
は後縁領域、２６は前部主ボックスけた、３０は後部主
ボックスけた、３４は前縁領域上面、３６は主ボックス
上面、４２は前縁領域下面、４４は主ボックス領域下面
、５４は頭部部分、５６は頭部けた、６０は外部外板、
６２は内部外板、７０は上面ダクト、７４は補助けた、
７６は隔壁、８０は前縁フラップ、８２は補助フラップ
、８６および８８は吸込スロット、９０は前部停止プレ
ート、９２は突出部、９４は入口通路、１００はパージ
ダクト、１０４は前縁セクション外部外板、１０６はフ
ラップ停止、１０７は金属シール、１０８は多孔質の外
部外板、１１０は内部外板、１１２はスペーサ、１１４
は通路空間、１２０は下面ダクト、１２４は上面スポイ
ラ、１２６は後縁フェアリング、１２８は後縁主フラッ
プ、１３２は第１のフラップ部材、１３４は第２のフラ
ップ部材、１７６はスロット、１３８は′　　撓み表面
セクション、１４０は堅いセフシコン、１４２は撓み性
の外部外板、１４４は撓まない内部外板、１５０は収集
ダクト、１５８はハンガーブラケット、１６０は摺動継
手、１６４は多孔質の上部外板、１６６ゆ非多孔質の下
部外板、１５４は交差部材、１６８は空気収集室、１７
０は穴、１５０はスポイラダクト、１７２は撓み部分、
１７４は堅い後部部分、１７８は多孔質の撓み性該外板
パネル、１８０は非多孔質内部プレート、１８２は摺動
継手、１８４は支持部材、１９８は交差部材、１９２は
多孔質の堅い外部外板パネル、１９４は非多孔質の堅い
内部パネル、１９６は開口部、１９０はフェアリングダ
クト、２００は後部フェアリング室、２０２はストリッ
プ、２０３は空隙、２０４はフラッパー型シール、２０
５は空隙、２０７はニアコンプレッサ、２０８は電気モ
ータ、２０９はマニホルド、２１０【ま排気ダクト、２
１２は入口、２１４は排気ダクト、２２０はスロット、
２２２はスロットされた外部外板）くネル、２２４は支
持パネル、２２６はチャネル、２２８は穴、２３４は内
部外板パネル、２２１＆まスロット、２２３は外部表面
パネル、２４０Ｇま支持パネル、２４２はチャネル、２
４４【よ穴である。

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. （１）上面、下面、前縁、後縁、先端および根本を有す
   る層流制御翼であって、前記翼は前記翼を前縁領域、主
   ボックス領域および後縁領域に翼弦に沿って分ける前部
   および後部けたを含み、前記前縁領域は前記前縁と前記
   前部けたの間に延び、前記主ボックス領域は前記前縁領
   域の機尾の側に前記前部および後部桁の間に延び、前記
   後縁領域は前記主ボックス領域の機尾の側に前記後部け
   たと前記後縁の間に延びており、前記翼はその内部に前
   記前縁および後縁領域の一部にそこを流れる境界層空気
   を除去するための吸込みを与える吸込手段を含み、前記
   翼の上面および下面の各々は前縁に近接した取付ライン
   位置での正の圧力の値から前記前縁のすぐ機尾の側に位
   置付けられたピークの位置でのピークの負の値まで急に
   上昇する負の勾配と、前記ピークの位置から機尾の側へ
   前記前部けたへの正の勾配と、前記前部けたから機尾の
   側へ前記後部けたまでの負の勾配と、前記後部けたから
   機尾の側へ前記後縁までの正の圧力の回復とを有する翼
   弦に沿った圧力分布を提供するような形状にされている
   、層流制御翼。
2. （２）前記翼の上面の前部および後部けたの間の翼弦に
   沿った圧力分布が、前記前部けたから機尾の側の変化点
   までの第１の勾配と、前記変化点から機尾の側へ前記後
   部けたまでの第２の勾配とを含み、前記第２の勾配が前
   記第１の勾配より約５０ないし７５％少ない、特許請求
   の範囲第１項に記載の翼。
3. （３）前記変化点が前記前部けたの機尾の側に前記前部
   けたと後部けたの間の距離の約３分の２のところに位置
   付けられる、特許請求の範囲第２項に記載の翼。
4. （４）前記前縁領域が頭部領域を有し、前記頭部領域は
   前記前縁を含み、前記吸込手段が：前記前縁領域を流れ
   る境界層空気を除去するための前縁吸込手段を含み、前
   記前縁吸込手段は前記頭部領域を流れる境界層空気を除
   去するための頭部吸込手段を含み：さらに 前記後縁領域を流れる境界層空気を除去するための後縁
   吸込手段を含む、特許請求の範囲第１項に記載の翼。
5. （５）前記前縁吸込手段、前記頭部吸込手段および前記
   後縁吸込手段の各々がそのそれぞれの領域の胴体に近い
   セクションで吸込みを与え、前記胴体に近いセクション
   は前記翼の根本に近接した初めの位置から前記翼の先端
   から胴体に近い方に間隔をあけられた終りの位置まで翼
   幅に沿って延びている、特許請求の範囲第４項に記載の
   翼。
6. （６）前記頭部吸込手段が、取付ラインレイノルズ数が
   約１００より少ない終りの位置を有する前記頭部領域の
   胴体に近いセクションに吸込みを与え、かつ 前記前縁吸込手段が以下の条件を満たす終りの位置を有
   する前記前縁領域の胴体に近いセクションに吸込みを与
   え、その条件が： Λ≧１５°の時Ｒｃ（ｓｉｎΛ）＾３＾／＾２≒５×１
   ０＾６Λ＜１５°の時Ｒｃ≒３８×１０＾６ であり、ここでＲｃが翼弦レイノルズ数であり、Λが前
   記翼の前縁の後退角である、特許請求の範囲第５項に記
   載の翼。
7. （７）上面、下面、前縁、後縁、先端および根本を有す
   る層流制御翼であって、前記翼は前記翼を前縁領域、主
   ボックス領域および後縁領域に翼弦に沿って分割する前
   部および後部桁を含み、前記前縁領域は前記前縁から前
   記前部桁までの間に延び、前記主ボックス領域は前記前
   縁領域の機尾の側に前記前部および後部桁の間に延び、
   前記後縁領域は前記主ボックス領域の機尾の側に前記後
   部桁と前記後縁の間に延びており、前記翼はその内部に
   、前記前縁および後縁領域の一部にそこを流れる境界層
   の空気を除去するための吸込みを与える吸込手段を含み
   、前記翼の上面および下面は実質的に第２１図に示され
   る翼弦に沿った圧力分布を提供するような形状にされて
   おり、ここで曲線Ｕは前記翼の上面の圧力分布であり、
   曲線Ｌは前記翼の下面の圧力分布である、層流制御翼。
8. （８）前記前縁領域が頭部領域を有し、前記頭部領域は
   前記前縁を含み、前記吸込手段が：前記前縁領域を流れ
   る境界層空を除去するための前縁吸込手段を含み、前記
   前縁吸込手段は前記頭部領域を流れる境界層空気を除去
   するための頭部吸込手段を含み：さらに 前記後縁領域を流れる境界層空気を除去するための後縁
   吸込手段を含む、特許請求の範囲第７項に記載の翼。
9. （９）前記前縁吸込手段、前記頭部吸込手段および前記
   後縁吸込手段の各々がそのそれぞれの領域の胴体に近い
   セクションに吸込みを与え、前記胴体に近いセクション
   は前記翼の根本に近接した初めの位置から前記翼の先端
   から胴体に近い方に間隔をあけられた終りの位置まで翼
   幅に沿って延びている、特許請求の範囲第８項に記載の
   翼。
10. （１０）前記頭部吸込手段が、取付ラインレイノルズ数
    が約１００より少ない終わりの位置を有する、前記頭部
    領域の胴体に近いセクションに吸込を与え：さらに 前記前縁吸込領域が、以下の条件を満たす終わりの位置
    を有する前記前縁領域の胴体に近いセクションに吸込を
    与え、前記条件が： Λ≧１５°の時Ｒｃ（ｓｉｎΛ）＾３＾／＾２≒５×１
    ０＾６Λ＜１５°の時Ｒｃ≒３８×１０＾６ であり、ここでＲｃが翼弦レイノルズ数であり、さらに
    Λが前記翼の前縁の後退角である、特許請求の範囲第９
    項に記載の翼。
11. （１１）上面、下面、前縁、後縁、先端および根元を有
    する層流制御翼であって、前記翼は前記翼を前縁領域、
    主ボックス領域および後縁領域に翼弦に沿って分割する
    前部および後部けたを含み、前記前縁領域は前記前縁と
    前記前部けたの間に延び、前記主ボックス領域は前記前
    縁の機尾の側に前記前部および後部けたの間に延び、前
    記後縁領域は前記主ボックス領域の機尾の側に前記後部
    けたと前記後縁の間に延びており、前記翼は前部端部と
    機尾端部を有する前縁フラップを含み、前記前縁フラッ
    プは格納された位置と展開された位置との間の運動のた
    めに前記前縁領域に揺動可能に取付けられており、前記
    前縁フラップは前記フラップが格納された位置にあると
    き前記翼の下面の一部を形成し、前記前縁領域は前部ス
    ロットおよび機尾スロットを含み、前記前部スロットは
    前記前部端部に近接し、前記機尾スロットは前記機尾端
    部に近接しており、前記翼はその内部に前記前縁および
    後縁領域の一部にそこを通る境界層空気を除去するため
    の吸込を与える吸込手段を含み、前記上面は、前縁に近
    接した取付ライン位置での正の値から前記前縁のすぐ機
    尾の側に位置づけられたピークの位置でのピークの負の
    値まで急に上昇する負の勾配と、前記ピークの位置から
    機尾側へ前記前部けたまでの正の勾配と、前記前部けた
    から機尾の側へ前記後部桁までの負の勾配と、前記後部
    けたから機尾の側へ前記後縁までの正の圧力回復とを有
    する翼弦に沿った圧力分布を提供するような形状にされ
    ており； 前記下面は、前縁に近接した取付ライン位置での正の値
    から前記前縁のすぐ機尾の側に位置づけられたピーク位
    置でのピークの負の値まで急に上昇する負の勾配を有し
    、ここで前記前縁ピーク位置は前記前部スロットに近接
    して位置づけられており、さらに前記ピーク位置から機
    尾の側へ前記機尾スロットまでの正の勾配と、前記機尾
    スロットから前記前部桁までの急な負の勾配と、前記前
    部桁から機尾の側へ前記後部桁までの負の勾配と、前記
    後部桁から機尾の側へ前記後縁までの正の圧力回復とを
    有する翼弦に沿った圧力分布を提供するような形状にさ
    れている、層流制御翼。
12. （１２）前部および後部桁の間の前記翼の上面上の翼弦
    に沿った圧力分布が、前記前部桁から機尾側へ変化点ま
    での第１の勾配と、前記変化点から機尾側へ前記後部桁
    までの第２の勾配とを有し、前記第２の勾配は前記第１
    の勾配よりも約５０ないし７５％少ない、特許請求の範
    囲第１１項に記載の翼。
13. （１３）前記変化点が、前記前部桁の前記前部および後
    部桁の間の距離の約３分の２に位置づけられている、特
    許請求の範囲第１２項に記載の翼。
14. （１４）前記前縁領域が頭部領域を有し、前記頭部領域
    は前記前縁を含み、前記吸込手段が；前記前縁領域を流
    れる境界層空気を除去するための前縁吸込手段を含み、
    前記前縁吸込手段は前記頭部領域を流れる境界層空気を
    除去するための頭部吸込手段を含み；さらに前記後縁領
    域を流れる境界層空気を除去するための後縁吸込手段を
    含む、特許請求の範囲第１２項に記載の翼。
15. （１５）前記前縁吸込手段、前記頭部吸込手段および前
    記後縁吸込手段の各々がそのそれぞれの領域の胴体に近
    いセクションに吸込を与え、前記胴体に近いセクション
    は前記翼の上面にありかつ前記翼の根元に近接した始め
    の位置から前記翼の先端の胴体に近い終わりの位置まで
    延びる、特許請求の範囲第１５項に記載の翼。
16. （１６）前記頭部吸込手段が、取付ラインレイノルズ数
    が約１００より少ない終わりの位置を有する前記頭部領
    域の胴体に近いセクションに吸込を与え；さらに 前記前縁吸込手段が以下の条件を満たす終わりの位置を
    有する前記前縁領域の胴体に近いセクションに吸込を与
    え、ここで条件は； Λ≧１５°の時Ｒｃ（ｓｉｎΛ）＾３＾／＾２≒５×１
    ０＾６Λ＜１５°の時Ｒｃ≒３８×１０＾６ であり、ここでＲｃは翼弦レイノルズ数であり、Λは前
    記翼の前縁の後退角である、特許請求の範囲第１５項に
    記載の翼。
17. （１７）上面、下面、前縁、後縁、先端および根元を有
    する層流制御翼であって、前記翼は前記翼を前縁領域、
    主ボックス領域および後縁領域に翼弦に沿って分割する
    前部および後部けたを含み、前記前縁領域は前記前縁と
    前記前部けたの間に延び、前記主ボックス領域は前記前
    縁領域の機尾の側に前記前部および後部桁の間に延び、
    前記後縁領域は前記主ボックス領域の機尾の側に前記後
    部桁と前記後縁の間に延びており、前記翼は前部端部お
    よび機尾端部を有する前縁フラップを含み、前記前縁フ
    ラップは格納された位置と展開された位置との間の動き
    のために前記前縁領域に揺動可能に取付けられており、
    前記前縁フラップは前記フラップが格納された位置にあ
    るとき前記翼の下面の一部を形成し、前記前縁領域は前
    部スロットおよび機尾スロットを含み、前記前部スロッ
    トは前記前部端部に近接しておりかつ前記機尾スロット
    は前記機尾端部に近接しており、前記翼はその内部に、
    前記前縁および後縁領域の一部にそこを流れる境界層空
    気を除去するための吸込を与える吸込手段を含み、前記
    吸込手段は前記前部および後部スロットに吸込を与え、
    前記翼の上面および下面は実質的に第２４図に示される
    翼弦に沿った圧力分布を提供するような形状にされてお
    り、ここで曲線Ｕは前記翼の上面の圧力分布であり、曲
    線Ｌ′は前記翼の下面の圧力分布である、層流制御翼。
18. （１８）前記前縁領域が頭部領域を有し、前記頭部領域
    は前記前縁を含み、前記吸込手段が；前記前縁領域を流
    れる境界層空気を除去するための前縁吸込手段を含み、
    前記前縁吸込手段は前記頭部領域を流れる境界層空気を
    除去するための頭部吸込手段を含み；さらに 前記後縁領域を流れる境界層空気を除去するための後縁
    吸込手段を含む、特許請求の範囲第１７項に記載の翼。
19. （１９）前記前縁吸込手段、前記頭部吸込手段および前
    記後縁吸込手段の各々がそのそれぞれの領域の胴体に近
    いセクションに吸込を与え、前記胴体に近いセクション
    は前記翼の根元に近接した始めの位置から前記翼の先端
    から胴体に近い方に間隔をあけられた終わりの位置まで
    翼幅に沿って延びる、特許請求の範囲第１８項に記載の
    翼。
20. （２０）前記頭部吸込手段は取付ラインレイノルズ数が
    約１００より少ない終わりの位置を有する前記頭部領域
    の胴体に近いセクションに吸込を与え；さらに 前記前縁吸込手段は以下の条件を満たす終わりの位置を
    有する前記前縁領域の胴体に近いセクションに吸込を与
    え、前記条件は： Λ≧１５°の時Ｒｃ（ｓｉｎΛ）＾３＾／＾２≒５×１
    ０＾６Λ＜１５°の時Ｒｃ≒３８×１０＾６ であり、ここでＲｃは翼弦レイノルズ数であり、さらに Λは前記翼の前縁の後退角である、特許請求の範囲第１
    ９項に記載の翼。