JPS62299495A

JPS62299495A - 揚力体

Info

Publication number: JPS62299495A
Application number: JP13801586A
Authority: JP
Inventors: デメター　ジー．フアーテイス; ラリー　リー　スミス
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1986-06-13
Filing date: 1986-06-13
Publication date: 1987-12-26

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】３、発明の詳細な説明〔技術分野〕本発明は一般的には空気力学的特性を改良した翼に関す
る。特に本発明は飛行迎え角での揚力係数を改良した翼
に関する。さらに詳しくは、本発明は飛行迎え角での揚
抗比を改良した翼に関する。

さらに、本発明は失速状態を経験することなく、より大
きな迎え角で飛行できる翼に関する。

〔背景技術〕

翼の空気力学的原理は１８００年代中期以来の経続した
研究課題であった。科学者、技術者および実験者は常に
翼の空力学的特性を理解し、それを改良しようとしてき
た。この研究の多くは飛行に関する高まる関心とより安
全な航空機をつくろうという願いによって拍車がかけら
れてきたものであった。

いずれの翼設計においても主要な関心は二通りある：有
害に抵抗を増加させることなく、より揚力Ｒを多くする
ことが第１であり、第２は失速することなくより大きい
迎え角で航空様が飛行できるようにすることである。こ
れらの希望するパラメータを、翼が露出されうる、広範
囲の飛行速度と関連させることにより、特定の飛行状況
で適度にそれ自体の空力学的特性を容易に実施しつる広
範囲の翼設計が得られる。航空機の翼設計については、
例えば低速で著しい揚力を発生させるに適した設計では
本質的に高飛行速度では過度の抵抗を発生させる。他方
、一般的に高飛行速度において最小の抵抗で飛行させる
よう設計した翼では、離着陸の間の飛行を保つためには
低飛行速度で十分な揚力を発生させることができない。

前記の後者の状態は、元の臨界迎え角を上廻るまでは、
より揚力を大きくしようとして翼の迎え角が増加するに
つれて舅の失速を起因する。自由な空気の流れに対する
翼の迎え角が特定の岡に対する臨界迎え角を上廻ればい
つでもいかなる飛行速度においても翼は失速する。

広範囲の飛行状況にわたり航空機の翼の全体的な空力学
的特性を改良しようとして、設計者は閃の前縁および後
縁での可動スロットおよび／またはフラップに注目した
。これは藺の断面形状を変えることであった。これらの
スロットおよび／またはフラップは種々の飛行状態に対
する翼の適正な性能を得るよう飛行中に調整可能である
。例えば、高飛行速度においては、翼を相対的に薄く流
線形状にしそれに対する抵抗を減少するよう完全に後退
する。しかしながら、低飛行速度においては、スロット
および／またはフラップは下方へ延びて、翼の抵抗はよ
り大きくなるが揚力をより大きくできるよう翼でより大
きい反り（カンバー）を発生させる。したがって、スロ
ットおよび／またはフラップを前述のように使用するこ
とにより航空機の飛行迎え角、即ち航空機が安全に飛行
しうる迎え角を増加させる。しかしながら、抵抗を増す
ためスロットおよび／またはフラップの延長は相対的に
低飛行速度のときが望ましく、このようにスロットおよ
び／またはフラップは高度の巡航速度では翼の揚力およ
び失速特性を向上させることはできない。

高飛行速度において失速特性を向上させた内を設計しよ
うとして努力がなされてきた。Ｒも興味ある設計の１つ
は、上面で階段状に不連続とされ概ねくさび状の翼形を
有する饗である。この設計は失速特性を向上させるもの
の、試験の結果、その特性の向上は揚力を犠牲にし、か
つ翼の揚抗比を著しく減少させることにより達成される
ことを示している。

本分野において広範囲の研究がなされてぎたにもかかわ
らず、事実１全ゆる飛行速度において失速特性を向上さ
せ、同時に揚力ならびに揚抗比を向上させる翼は依然と
して何ら開発されていない。

〔発明が解決しようとする問題点〕

したがって、本発明の主な目的は事実１全ゆる飛行速度
において失速特性を向上させる翼を提供することである
。

本発明のさらに別の目的はより広範囲の飛行迎え角にわ
たり機能的な揚力係数を有する翼を提供することである
。

本発明のざらに別の目的は広範囲の飛行迎え角にわたり
機能的な揚抗比を有する翼を提供することである。

本発明のさらに別の目的は固定翼タイプあるいは回転翼
タイプの航空機への使用に適した翼を提供することであ
る。

本発明の前記および、その他の目的、ならびに既存およ
び従来技術の形態に対する利点は以下の説明から明らか
となり、以下説明し、かつ特許請求している手段により
達成される。

〔問題点を解決するための手段〕

一般的に、本発明の概念による買は前縁と、長手方向後
方に位置した後縁とを含む。連続した下面は先導縁から
後縁まで延び、下部反り部分を形成する。第１の上面が
前縁から延び後縁の前方のオフセット部分で終る。第１
の上面は第１の上部反り部分を形成する。少なくとも第
２の上面が前記オフセット部分から後方に延び、第２の
上部反り部分を形成する。

本発明の実施が可能の全ての各種形態および修正形態を
示そうとするのではなく、本発明の概念を採り入れた翼
の一好適実施例と一代替実施例とを添付図面において例
として示すが、本発明は特許請求の範囲によって限定さ
れるのであって、本明細書の詳細によって限定されるも
のではない。

〔実施例〕

本発明の概念による翼を、特に固定翼航空機の翼部材と
して第１図において全体的に１０で指示する。翼部材と
して、前記翼は一般的に、翼を胴体１７に固定するため
の翼根１１と、該翼根の横方向先端にある翼端１２とを
含む。前縁１３と長手方向に位置する後縁１４とは翼根
１１と翼端１２との間を延び、それらが共にＮ１０のプ
ラットフォームを形成する。補助翼１５およびフラップ
１６のような制御翼面も同様に翼１０に組込まれている
。

横方向に延びるオフセット部分２０が翼の上面に設けら
れている。前記オフセット部分２ｏは翼根１１から翼端
１２まで一杯に延びているものとして示しているが、そ
れが必要条件でないことが認められる。本発明の基本的
原理は、１１１０の上面の著しい部分にわたって横方向
のオフセット部分が延びるものと理解すべきである。例
えば、数個のセグメント化した横方向オフセット部分を
翼１０の上面に沿って位置させてもよい。さらに、特に
高Ｘの航空機においては、前記横方向のオフセット部分
は胴体部分の頂部を横切って連続的に延びるようにして
よい。同様に、オフセット部分２０は航空′ａ１０の弦
長さの概ね中間位置するものとして示しているが、さら
に詳しく述べるようにこれは単なる一例の位置である。

オフセット部分２０を備えた１１１０の形状を第２図で
さらに詳しく示す。詳しくは、ｍｉｏは前縁１３から後
縁１４まで延びる下面２１を含む。

該下面２１は図示のように負の反りを形成するのが好ま
しいが、平坦面および正の反り面を含むその他の形状も
考えられる。

翼１０の上面は全体的には、前縁１３がらオフセット部
分２０まで後方に延びる第１の上面２２と；およびオフ
セット部分２０から後縁１４まで後方へ連続する第２の
上面２３とによって形成される。第１の上面２２の後端
はオフセット部分２０によって第２の上面２３の前端が
ら上方にずれている。

第１の上面２２は一般的に既存の翼で通常見られるよう
に正の反りを形成している。空力学技術分野の専問家に
は判るように、自由の空気の流れが翼に当ると、その流
れの一部は上面に沿って翼の上方を流れ、一方流れの一
部は下面に沿って翼の下方を流れる。前記２つの流れ軌
道が翼に作用して希望する揚力を発生させる。特に、上
面の正の反りによって翼の上方の流れは翼の下方の流れ
よりも高速で流れ、そのため上面に作用する圧力面積を
下面に対する圧力面積より小さくする。

この差圧が翼による揚力発生の原理である。したがって
、揚力の大きさは翼に対する自由な空気の流れの速度に
よって、かつ翼の上面の正の反り量ならびに翼の下面に
衝突する自由な空気の流れのようなその他関連の要素に
よって決まる。したがって、第１の上面２２の正の反り
量は高速の空気流において飛行するに適した翼に対して
は相対的に小さいが、依然として正の反りが好ましい。

他方、第２の上面２３は正の反り以外であってもよい。

事実、第２図は概ね空気の流れに作用されない連続して
平坦で、後方に傾斜した面として第２の上面２３を示し
ている。特定の自由な空気の流れにおいて翼１０により
希望する飛行特性を達成するために、例えば負の反りあ
るいは前方に傾斜した面のようにその他の形状も本発明
において考えられる。各々の形状における共通の要素は
第２の上面２３が概ね連続した空気流に作用されない部
材であることである。

オフセット部分２０は、概ね連続し、空気流に作用され
ない垂直面２４として第２図では示されており、第１の
上面２２と共に、翼１０の上面で空力学的に急激な構造
上の変化をつけている。流体機械工学の専問家には判る
ように、前記の急激な空力学的な構造上変化は第１の上
面２２と第２の上面２３との間で顕著な高さの差をつけ
ることにより達成される。この場合は、オフセット部分
２０の形状は著しく変るが、希望する結果、即ち四１０
の上面において急激な空力学的な構造上変化を形成する
ことができる。

開示した翼１０の利点はその性能曲線を検討すればさら
によく理解できる。特に、第３図に示すように、本発明
による翼と既存の翼３０とが比較される。

例示の既存の岡３０は米国航空宇宙局（ＮＡＳＡ）の前
身である米国航空宇宙諮問委員会（ＮＡＣＡ）のシリー
ズ２３０１２として分類されてきた。真正な比較を行う
ために、試験したｍｉｏは寸法的に前記と等しくした。

オフセット部分２０は弦長さの５０％のところに位置さ
せ、高さ方向の差はその位置における翼の厚さの２５％
であった。第２の上面２３を概ね平坦とし、後縁１４ま
で延ばした。

第４Ａ図、第４Ｂ図および第４Ｃ図は、それぞれ１００
フイート／秒（ｆ、ｐ、ｓ　＞　（３１メ一トル／秒（
ｔｌ、ｌ）、Ｓ　）　）　、１５０ｆ、ｐ、ｓ　（４６
ｍ、ｐ、ｓ）および２０Ｏｆ、Ｉ）、ｓ、　　（６１１
，１）、Ｓ、　）の自由空気流速における、各種の迎え
角（α）での揚力係数を比較たものである。前記の各々
の場合において、ＮＡＣＡ　　２３０１２のＷＲ３０は
曲線工で示すように概ね１４°から１・９°の迎え角に
おいて最大の揚力係数を達成した。ざらに、最大揚力を
達成した後急激に揚力が著しく喪失された。この急激な
揚力の喪失はＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０が失速し
つつあることを示した。

本発明による翼は前記と均等あるいはそれ以上の最大揚
力係数を達成し、かつ第４Ａ図、第４Ｂ図および第４Ｃ
図の曲線■が示すように、約２５°から３０°のより大
きい迎え角において最大揚力係数を達成することができ
た。さらに、最大揚力を達成すると、翼１０は失速する
のでなく、むしろより大きい迎え角においてさえも連続
して著しい揚力を発生させ、迎え角が増加するにつれて
初めて徐々に揚力を低下させた。さらに、１２°以下の
小さい飛行迎え角においても翼１０はＮＡＣＡ　　２３
０１２のｒＡ３０よりＭＬ＜大キイ揚力を発生させた。

第５Ａ図、第５Ｂ図および第５Ｃ図はそれぞれ１００ｆ
、ｐ、ｓ　　（３１１，ｐ、ｓ）　、１５０ｆ、ｐ、ｓ
、　（４６ｍ、ｐ、ｓ、　）および２０　Ｏｆ、ｐ、ｓ
、　（６１ｍ、ｐ、ｓ、　）の空気流速において、各種
の迎え角に対する揚抗比（Ｌ／Ｄ　）の比較を示す。こ
こでも、曲線工はＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０の性
能を示し、曲線■は本発明の翼１０の性能を示す。約１
２°以下の飛行迎え角においては、本発明による翼１０
の揚抗比はＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０のそれを上
廻ったことが認められる。かつ、ＮＡＣＡ２３０１２の
ＷＡ３０は最大の揚抗比がより大きかったが、これが失
速直前の臨界迎え角において有効に発生した。実用的に
、ＮＡＣＡ　　２３０１２の！１ｉ１３０に対する前述
の最大揚抗比は失速が避けられないため利用はされない
。したがって、１２＠以下の飛行迎え角に対しては本発
明による翼の揚抗比は対比しうるＮＡＣＡ　　２３０１
２の翼３０のそれより優れている。さらに、ｍ１０の方
は、ＮＡＣＡ　　２３０１２の翼であれば失速した点を
十分越えても許容される揚抗比を発生させ、そのため買
１０が依然として機能していることを示した。

前述の説明から、好適実施例の翼は類似の既存の藺と比
較して予想以上に向上した空力学的特性を有することは
明らかである。特に、開示した翼１０は揚抗比を向上さ
せた上でより大きい揚力を発生させる。さらに、開示し
た翼１０は失速状態を経験することなくより大きい迎え
角で飛行することができる。

向上した空力学的特性は第６図に示す代替実施例による
翼１１０についても同様にいえる。翼１０と翼１１０と
の間の唯一の顕著な差は第２の上面１２３から判る。翼
１０の場合のように第２の上面１２３は後縁１１４まで
後方に延びるのではなくて、後縁１１４の前方において
翼１１０の上面を分断している。第３の上面１４０が第
２の上面１２３の後方で後縁１１４まで続く。第３の上
面１４０は、本発明を実施するために従来技術による翼
３０を修正したとすれば存在したであろう第１の上面の
連続部分を示すものと考えればよい。

第３の上面１４０が同じ領域において従来技術による翼
３０の反りに等しい反りを形成することが好ましいが、
それは必要条件ではなく、広範囲の平坦面あるいは反り
を付した面でも適当である。

しかしながら、第３の上面１４０と下面１２１との間の
岡ｉｉｏの厚さは同じ領域における翼１０のそれより大
きいことが望ましい。そのように厚さを大きくすること
により制御装置や、フラップおよび補助翼のような制御
翼面を作動させるリンク装置をその中で位置づけたり、
かつ通すための内部空間をより大きくする。勿論、前記
の厚さは翼°の構造上の一貫性ならびに制御装置の設計
によって決まる。

翼１０のオフセット部分２０の効果と同様オフセット部
１２０によって藺１１０の空力学的特性は既存の舅に対
して向上することが認められる。

主として、オフセット部分１２０はＮ１０のオフセット
部分２０と同様に翼１１０の上面の空力学的非連続性を
構成する。このように、前記オフセット部分が類似であ
るため、オフセット部分２０の物理的構造に関する前述
の説明はオフセット部分１２０の物理的構造についても
同様に適用される。

翼１１０の空力学的特性の向上については、寸法的に均
等の既存の翼と比較してその性能データを検討すればよ
り完全に理解できる。ここでも比較試験のための翼形状
としてＮＡＣＡ　　２３０１２のＩＱ３０を選定した。

翼１１０のオフセット部分１２０は弦長さの５０％のと
ころに位置させ、高さ方向の差はその位置における翼１
１０の厚さの３３％とした。第２の上面１２３を概ね平
坦とし、前縁１１３から後方弦長さの概ね７０％におい
て１１１１０の上面を分断した。第３の上面１４０Ｌｔ
ｌｉ５１Ｌ；ｆＡｂｉｌ”ＮＡｃＡ　　２３０１２＋７
）Ｉ！３０に：等しい形状を有した。

第７Ａ図、第７Ｂ図および第７Ｃ図はそれぞれ１００ｆ
、ｐ、ｓ　　（３１ｍ、ｐ、ｓ）　、１５０ｆ、ｐ、ｓ
、　（４６ｉ、ｐ、ｓ、　）およＵ　２０　Ｏｒ、ｐ、
ｓ、　（６１ｍ、ｐ、ｓ、　）の自由空気流速において
、各種の迎え角（α）に対する揚力係数（ＣＬ）を比較
している。ＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０の性能を曲
線■′で示し、翼１１０のそれを曲線■′で示す。

謂１１０はＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０よりも大き
い迎え角で一貫して性能を発揮できたことが認められる
。しかしながら、最大値を達成した後の揚力係数の急激
な低下が示すように、翼１１０はそれぞれ第７Ａ図およ
び第７Ｂ図において、少なくとも１００　ｆ、Ｉ）、Ｓ
、　（３１Ｉｌｌ、ｐ、ｓ、　）と１５０　ｆ、ｏ、ｓ
、　（４６ｍ、ｐ、ｓ、　）の自由空気流速においては
失速することも認められる。また、より小さい飛行迎え
角において翼１１０に関し僅かな揚力の喪失が経験され
た。

第８Ａ図、第８Ｂ図および第８Ｃ図は、それぞれ１００
ｆ、ｐ、Ｓ、　（３１ｍ、ｐ、Ｓ、　）　、１５０ｆ、
Ｄ、Ｓ。

（４６ｍ、ｐ、ｓ、　）および２０　Ｏｒ、ｐ、ｓ、　
（６１ｍ、ｐ、ｓ、）の空気流速における各種の迎え角
（α）に対する揚抗比（Ｌ／Ｄ　）の比較を示す。ここ
でも、曲線■′はＮＡＣＡ　　２３０１２の翼３０の性
能を、曲線■′は１１１０の性能を示す。より小さい飛
行迎え角においては、これらの角度での揚力係数が小さ
いため翼１１０に対する揚抗比が小さいが、ズ１１０は
ＮＡＳＡ　　２３０１２の買３０での失速角度を十分越
えても有用な飛行特性を提供し続けた。換言すれば、Ｎ
ＡＣＡ　　２３０１２の翼３０が飛行を停止し失速して
しまった＋・介接での迎え角においても翼１１０の方は
飛び続けた。

前述した翼１１０の性能特性を検討してみるとＮＡＣＡ
　　２３０１２の閃３０に対して色々な点で改良されて
いるものの翼３０に対しては劣っていることを示してい
る。翼１１０のそのような性能はその断面形状はＮＡＣ
Ａ　　２３０１２の翼３０のそれにより似ているため、
前記翼の固有の問題、即ち失速と揚力の低下により敏感
であるという事実に起因しているようである。さらには
、翼１０は本発明の概念を実施した丙の適正形状に事実
１近づいており、そのため優れた性能曲線を示すのであ
る。

前記試験は開示した翼の実施例ならびに、それにより得
られる性能曲線を示す。しかしながら、前記試験結果は
本発明の限定的要素ではない。実際、オフセット部分が
翼の前縁から弦の長さの４９から６０％の範囲内に位置
させ、高さ方向の差異を前記オフセット部の位置におい
て翼の厚さの１０から６０％の範囲内とすると、予期せ
ぬ程空力学的性能が向上することが判明した。したがっ
て、本発明の概念を実施した翼の空力学的性能の顕著な
向上は、広範囲のオフセット部位置と形状とに対して期
待される。

さらに、オフセット部の位置、寸法および形状には翼の
構造上の一貫性に関してのみ限定的なパラメータがあり
うることに注目すべきである。即ちオフセット部とは無
関係に必要な１機械的強度を保つには翼に十分な本体部
が必要とされる。この点に関して、翼に沿って横方向に
複数の区分されて配置させてよく、あるいは翼の内部リ
ブ構造がオフセット部を担持するのでなくオフセット部
へ突入させ、該オフセット部を空力学的に区分されたセ
グメントに分割するようにさせてもよい。同様に、翼の
上面に沿って長手方向にずれた複数のオフセット部を採
用することが望ましい。さらに、オフセット部の深さは
例えば翼の翼根から翼端までテーバをつけるように翼の
スパンに沿って変わるようにしてもよい。勿論、これら
の修正は翼の構造上の一貫性に貢献する一方、空力学的
性能の要素に対しても貢献する。実際に、翼に沿ったい
ずれかの点における空気流の境界層の特性が特定の点に
おけるオフセット部の形状と位置とを規定する。

前述の説明は、従来技術ならびに空力学的理論を展開す
ることによる期待に反して、翼の上面におけるオフセッ
ト部により発生する空力学的不連続性が空力学的特性を
著しく向上させることを示している。そのような向上は
オフセット部自体ならびにＮの周りでの空気流に対する
該オフセット部の作用とによって直接もたらされる。し
たがって、オフセット部の正確な位置と形状とは、翼の
空力学的特性に対して依然として好作用を与えながら翼
の上面に沿って変えうろこが推測される。

しかしながら、ある特定の空気流状態および境界層特性
に対して、オフセット部に対して特定の位置範囲と形状
とが翼の適正性能を提供することが期待される。さらに
、前述の説明は主として要について述べたが、それは単
に本発明の一例についてのものである。例えば水中翼船
、帆および別車のようなその他の揚力体も同様に、開示
した本発明の範囲に含まれることを理解すべきである。

さらに、開示した買は回転翼航空機のロータ羽根および
固定翼航空機のプロペラならびに航空機のその他の翼と
関連した。あるいは独立した小翼に使用しても有利であ
ることが判る。要約すれば、自由な空気流に作用する事
実上いずれの物体についても開示した本発明を組入れる
とその性能特性を向上させる。

このように、本明細書で開示した本発明の概念を実施し
た翼は本発明の各種の目的を実施し、当該技術分野に有
利な貢献を果すことが明らかである。

【図面の簡単な説明】

第１図は固定翼航空機の劇体に関連して示す、本発明の
概念を実施する藺の部分斜視図；第２図は第１図の線２
−２に沿った翼の断面図；第３図は従来技術を実施した
翼の断面図；第４Ａ図から第４Ｃ図までは種々の自由空
気流速度における、第３図に示す従来技術の翼の対応す
る曲線と比較して示す第１図に示す翼の揚力係数曲線；第５Ａ図から第５Ｃ図までは、種々の自由空気流速度に
おける、第３図に示す従来技術の翼の対応する曲線と比
較して示す第１図に翼の揚抗比曲線；第６図は本発明の概念を実施した翼の代替実施例の断面
図：第７Ａ図から第７Ｃ図までは、種々の自由空気流速度に
おける、第３図に示す従来技術の翼の対と応する曲１ｉｉｉ比較して示す第６図に示す翼の揚力係
数曲線；および第８Ａ図から第８Ｃ図までは、種々の自由空気流速度に
おける、第３図に示す従来技術による翼の対応する曲線
と比較して示す、第６図に示す翼の揚抗比曲線である。１０．３０．１１０・・・・・・翼、１３・・・・・・
前縁、１４゜１１４・・・・・・後縁、２０．１２０・
・・・・・オフセット部分、２２．１２２・・・・・・
第１の上面、２１．１２１・・・・・・下面、２３．１
２３・・・・・・第２の上面、１４０・・・・・・第３
の上面。

Claims

【特許請求の範囲】

（１）前縁と；前記前縁の後方で長手方向に位置した後縁と；前記前縁
から前記後縁まで延び、下部カンバー部分を形成する連
続した下面と；前記前縁から後方に延び、前記後縁の前方の少なくとも
１個のオフセット部で終り、正の上部反り部分を形成す
る第１の上面と；および前記オフセット部から後方に延び、負の上部反り部分を
形成する少なくとも１個の第２の上面とを含む揚力体。
（２）特許請求の範囲第１項に記載の揚力体において、
前記第２の上面が前記第１の上面から高さ方向にずれた
前端を有する揚力体。
（３）特許請求の範囲第２項に記載の揚力体において、
前記オフセット部が前記第１の上面から前記第２の上面
まで延びる概ね垂直の面である揚力体。
（４）特許請求の範囲第１項に記載の揚力体において、
前記第２の上面が前記後縁まで後方に延びる揚力体。
（５）特許請求の範囲第１項に記載の揚力体において、前記第２の上面から前記後縁まで後方に延び、第３の反
り部分を形成する第３の上面をさらに含む揚力体。
（６）特許請求の範囲第５項に記載の揚力体において、
前記第３の上面が正の反り部分を形成する揚力体。
（７）前縁と；前記前縁の後方で長手方向に位置した後縁と；前記前縁
から前記後縁まで延び、下部反りを形成する連続した下
面と；前記前縁から後方へ延び、第１の上部カンバー部分を形
成する第１の上面と；前記第１の上面の後方に延び、第２の上部反り部分を形
成する、空気流の作用を受けない概ね連続した部材であ
る第２の上面と；前記第２の上面と交差し、該上面から後方に延び、第３
の上部反り部分を形成し、前記の第２と第３の上面の位
置を急激に顕著に前記交差部を変化させて、それらの間
で目立つた区分をする少なくとも１個の第３の上面と；
および空気力学的不連続性を提供する手段であつて、前記第１
の上面と第２の上面との間に介装され、空気流の作用を
受けない概ね連続した部材である手段とを含む翼。
（８）特許請求の範囲第７項に記載の翼において、前記
の空気力学的不連続性を提供する手段がオフセット部で
ある翼。
（９）特許請求の範囲第８項に記載の翼において、前記
第２の上面が前記第１の上面から高さ方向にずれた前端
を有する翼。
（１０）特許請求の範囲第９項に記載の翼において、前
記オフセット部が前記第１の上面から前記第２の上面ま
で延びた概ね垂直方向の面である翼。
（１１）特許請求の範囲第７項に記載の翼において、前
記第３の上面が前記第１の上面との連続性を示す翼。
（１２）特許請求の範囲第７項に記載の翼において、前
記第２の上面が概ね平坦である翼。
（１３）特許請求の範囲第７項に記載の翼において、前
記第１の上面が正の反り部分を形成する翼。
（１４）特許請求の範囲第７項に記載の翼において、前
記第３の上面が正の反り部分を形成する翼。
（１５）前縁と；前記前縁の後方長手方向に位置した後縁と；前記前縁か
ら前記後縁まで延び、下部反り部分を形成する連続した
下面と；前記前縁から延び、前記後縁の前方の少なくとも１個の
オフセット部において終り、第１の上部反り部分を形成
する第１の上面と；前記オフセット部から後方に延び、第２の上部カンバー
部分を形成する第２の上面と；および、前記第２の上面
と交差し、かつ該上面から後方に延び、第３の上部反り
部分を形成し、前記交差部分が、前記第２と第３の面の
各々の位置の急激で顕著な変化を示し、それらの間の目
立つた区分を形成する少なくとも１個の第３の上面とを
含み；前記オフセット部分と前記第２の上面とが各々、
空気流に作用されない概ね連続した部材である揚力体。
（１６）特許請求の範囲第１５項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が前記オフセット部において前記第
１の上面より下方に高さ方向にずれた前端を有する揚力
体。
（１７）特許請求の範囲第１６項に記載の揚力体におい
て、前記第３の上面が前記第１の上面との連続性を示す
揚力体。
（１８）特許請求の範囲第１７項に記載の揚力体におい
て、前記オフセット部が前記第１の上面から前記第２の
上面まで延びた概ね垂直の面である揚力体。
（１９）特許請求の範囲第１８項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が概ね平坦である揚力体。
（２０）特許請求の範囲第１８項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が負の反り部分を形成する揚力体。
（２１）先導縁と；前記前縁の後方長手方向に位置する後縁と；前記前縁か
ら前記後縁まで延び、下部カンバー部分を形成する連続
した下面と；前記前縁から前記後縁まで延び、上部反り部分を形成す
る第１の上面と；前記後縁の前方で前記第１の上面により担持され、空気
流に作用されない少なくとも１個の概ね連続したオフセ
ット部と；および、前記第１の上面に向かう前記オフセット部から後方に延
び、かつ前記後縁の前方で前記第１の上面と交差し、空
気流に作用されない、概ね連続した第２の上面とを含み
；前記交差部分が前記第１の上面に対する前記第２の上面
の位置の急激で顕著な変化を示しそれらの間で目立つた
区分を形成する揚力体。
（２２）特許請求の範囲第２１項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が前記オフセット部において、前記
の上面の下方に高さ方向にずれた前端を有する揚力体。
（２３）特許請求の範囲第２２項に記載の揚力体におい
て、前記オフセット部が前記第１の上面から前記第２の
上面まで延びた概ね垂直の面である揚力体。
（２４）特許請求の範囲第２３項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が概ね平坦である揚力体。
（２５）特許請求の範囲第２３項に記載の揚力体におい
て、前記第２の上面が負の反り部分を形成する揚力体。