(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体（１２）と、
その胴体の両側に中央フェアリング部を介してそれぞれ接続された２つの翼（１４、１６）とを備えていて、その翼にはエンジンのナセルが固定されており、前記中央フェアリング部（２０）は、それぞれの翼に対応して、関係する翼の上面と下面にそれぞれ接続されていて前記胴体の長さ方向に沿って延びる互いに反対側にある２つの面を備える航空機において、
前記翼の表面における空気流を制御するため、前記２つの面の少なくとも一方が、前記中央フェアリング部から前記翼に向かう横方向の空気力学的擾乱を発生させることのできる少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部（５０；５２；５４、５６、５８）を有し、
前記少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部が、前記胴体の長さ方向に沿って延びた主要な曲線部と、その胴体の高さ方向に沿って横断方向に延びた二次的な曲線部とを有することを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部が、関係する面の少なくとも１つの領域の局所的な曲率半径の減少となって現われることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部が、航空機の空気力学的パラメータに特に依存する位置と大きさを有することを特徴とする、請求項１から２のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項４】
前記空気力学的パラメータが、前記胴体、前記翼、前記エンジンのナセル、航空機の速度に関するパラメータであることを特徴とする、請求項３に記載の航空機。
【請求項５】
前記局所的な幾何学的変形部が局所的な凸部（５０）の形態を取ることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項６】
前記凸部が突起部の形態を取ることを特徴とする、請求項５に記載の航空機。
【請求項７】
前記局所的な幾何学的変形部が局所的な凹部（５２）の形態を取ることを特徴とする、請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項８】
前記凹部が窪みの形態を取ることを特徴とする、請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
前記窪みが、傾斜した面の２つの部分によって形成され、その窪みの底部にあって勾配が急に変化する領域でその２つの傾斜部が合流していることを特徴とする、請求項８に記載の航空機。
【請求項１０】
前記２つの面の少なくとも一方が、局所的に凸部と凹部が交互になって前記胴体の長さ方向に沿って延びる連続した複数の局所的な幾何学的変形部を有することを特徴とする、請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１１】
前記少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部が、前記翼の上面に接続された面の表面に実現されていることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１２】
前記少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部が、前記翼の下面に接続された面の表面に実現されていることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１３】
前記中央フェアリング部が、複数の構造要素からなる組立体を備えていて、そのそれぞれの構造要素は面を持ち、それぞれの翼に対応する中央フェアリング部の互いに反対側にあるそれぞれの面は、互いに並置された構造要素の前記面がすべて合わさることによって形成されていることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機に関するものであり、より詳細には、航空機の胴体とそれぞれの翼の接合を保証する中央フェアリング部に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の分野では、さまざまな飛行条件（巡航飛行、高速巡航飛行、降下開始、飛行包囲線の境界など）における飛行機の性能を向上させるために数多くの研究が常時行なわれている。
さらに、飛行機の航続距離を長くしたり、飛行機によって輸送される有効荷重を増大させたりといったさまざまな理由で、飛行機の既存のエンジンをより大きなサイズのエンジンと交換する必要が生じる場合がある。
その結果、このように新たなエンジンを取り付けられた飛行機の空気力学的性能は低下する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
そこで航空機の製造メーカーは、新たなエンジンを取り付けられた飛行機の翼構造を再検討しなくても性能をさらに向上させられるようにすることを目指している。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
そこで本発明は、
胴体と、
その胴体の両側に中央フェアリング部を介してそれぞれ接続された２つの翼とを備えていて、その翼にはエンジンのナセルが固定されており、中央フェアリング部は、それぞれの翼に対応して、関係する翼の上面と下面にそれぞれ接続されていて胴体の長さ方向に沿って延びる互いに反対側にある２つの面を備える航空機において、
翼の表面における空気流を制御するため、前記２つの面の少なくとも一方が、中央フェアリング部から翼に向かう横方向の空気力学的擾乱を発生させることのできる少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部を有することを特徴とする航空機を目的とする。
【０００５】
これら表面の少なくとも１つを局所的に適切な幾何学的形状にすることで、このように整形されたフェアリング部は、対応する翼の自由端に向かって伝播する圧力波を発生させて翼構造の空気流に好ましい作用を与えることができる。
この圧力波により、翼構造に対する圧力場を遠方から再構成することができる。
【０００６】
フェアリング部の表面に設ける局所的な幾何学的変形部を選択することで、航空機の重量とその製造コストを大きく変えることなく航空機の空気力学的抗力を小さくできることがわかるであろう。
関係する面に存在する１つまたは複数の変形領域によって発生した圧力波は、幾何学的変形部の性質に応じ、膨張波、または圧縮波、またはその２つの組み合わせにすることが可能である。
【０００７】
局所的な幾何学的変形部は、胴体の長さ方向に沿って延びることができる。
従来技術では中央フェアリング部が特に整形されておらず、一般に、フェアリング部のエンベロープを形成する面は、長さ方向の全体的な曲線部が非常に小さくて規則的であり、曲線部が存在しないことさえある。
本発明では逆に、フェアリング部の少なくとも１つの表面において、関係する面の１つまたは複数の領域に従来よりも大きな曲線部を設ける。
この曲線部は、主として胴体の長さ方向に沿って形成されるとともに（主要な曲線部）、二次的に胴体の高さ方向に対応する横断方向に沿って形成される（二次的な曲線部）。
【０００８】
１つの特徴によれば、少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部は、関係する面の少なくとも１つの領域の局所的な曲率半径の減少となって現われる。
逆に、本発明なしで面の長さ方向の全体的な曲線部が非常に小さく、存在していないとさえ言える場合には、（面の長さ全体にわたる）局所的な曲率半径は非常に大きく、無限大にさえなる。
【０００９】
１つの特徴によれば、少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部は、航空機の空気力学的パラメータに特に依存する位置と幅を有する。
したがって翼構造の表面における空気流に対して望む効果が得られるようにするためには、これらのパラメータを考慮してフェアリング部の関係する１つまたは複数の面に局所的に合わせることが好ましい。
【００１０】
１つの特徴によれば、空気力学的パラメータは、胴体、翼、エンジンのナセル、航空機の速度に関するパラメータである。
１つの特徴によれば、局所的な幾何学的変形部は局所的な凸形態を取る。そのため流れの中に膨張波を発生させることができる。
１つの特徴によれば、凸部は突起部の形態を取る。
１つの特徴によれば、局所的な幾何学的変形部は局所的な凹形態を取る。そのため流れの中に圧縮波を発生させることができる。
１つの特徴によれば、凹部は窪みの形態を取る。
１つの特徴によれば、窪みは傾斜した面の２つの部分によって形成され、その窪みの底部にあって勾配が急に変化する領域でその２つの傾斜部が合流している。
【００１１】
１つの態様によれば、２つの面の少なくとも一方は、局所的に凸部と凹部が交互になって胴体の長さ方向に沿って延びる連続した複数の局所的な幾何学的変形部を有する。
複数の凸部と凹部を連続して設けることにより、翼構造の特徴と製造上の制約とに最も適するように翼構造の表面の流れを細かく制御することができる。
【００１２】
１つの態様によれば、少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部は、翼の上面に接続された面の表面に実現されている。
フェアリング部の上側部の変更は、翼の上面の超音速領域の調節に特に適している。
【００１３】
１つの態様によれば、少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部は、翼の下面に接続された面の表面に実現されている。
フェアリング部の下側部の変更は、翼の下面の圧力勾配の調節に特に適している。
【００１４】
１つの態様によれば、中央フェアリング部は複数の構造要素からなる組立体を備えていて、そのそれぞれの構造要素は面を持ち、それぞれの翼に対応する中央フェアリング部の互いに反対側にあるそれぞれの面は、互いに並置された構造要素の前記面がすべて合わさることによって形成されている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
他の特徴および利点は、添付の図面を参照して行なう単なる例示である以下の説明を通じて明らかになろう。
図１に全体を参照番号１０で示してあるように、本発明の航空機は、胴体１２を備えている。その翼構造には、胴体の両側に胴体／翼構造インターフェイスを通じてそれぞれ接続された横向きの２つの翼１４、１６が含まれている。
図１に示してあるように、エンジンのナセルが翼１４、１６に固定されている。例えばエンジンのナセル１８が、それぞれの翼に固定されている。
【００１６】
胴体／翼構造の結合部分には、中央フェアリング部２０からなる空気力学的な結合部分で覆われた構造力学的な結合部分（図示せず）が含まれる。
中央フェアリング部２０は複数の構造要素からなる組立体で構成されていて、プレートまたはパネルを形成している。そのプレートまたはパネルは、その下にある構造力学的な結合部分に接して配置されてリベットまたはボルトで留められることで、全体をシェルの形状にしている（図２）。
【００１７】
図１と図２の中央フェアリング部は２つの部分２２と２４を備えており、それぞれ翼１４と１６に対応している。左側部分２２と右側部分２４には、２つの翼１４と１６のそれぞれに接続するための開口部２６と２８がそれぞれ設けられている。
中央フェアリング部で１つの翼に対応する各部分は、互いに反対側にある２つの面を有する。一方の面は部分２２のための上側面３０と部分２４のための上側面３２であり、他方の面は部分２２のための下側面３４と部分２４のための下側面３６である。そして上側面と下側面は、対応する翼の上面および下面に接続されている。
【００１８】
図２に示してあるように、中央フェアリング部を構成するそれぞれの構造要素は面を備えており、その面がフェアリング部の１つの面の一部を形成している。より詳細には、中央フェアリング部のそれぞれの部分２２、２４の互いに反対側にある上側面と下側面のそれぞれは、上記構造要素の面がすべて合わさることによって形成されている。これらの面は並置されていて、空気力学的な結合部分の滑らかな面を構成している。
例えば図２では、上側面３０は接合用構造要素３０ａ、３０ｂ、３０ｃを備えているのに対し、下側面３４は接合用構造要素３４ａ、３４ｂ、３４ｃを備えている。
【００１９】
図３には、上側面３０を構成する構造要素４０（パネル）の一部を示してあり、この構造要素は翼１４に対応して胴体１２に取り付けられている。Ｌ字部材４２、４４の形態で胴体に固定されていて、中央フェアリング部の別の構造要素を受け入れる状態の固定用支持体も図示してある。これら固定用支持体は、図２にも見ることができる。
それぞれの中央フェアリング部の上側面、すなわち翼構造の上面と接触する面と、中央フェアリング部の下側面、すなわち翼構造の下面と接触する面は、従来と同様、全体が非常にわずかな規則的な曲線部になっている。それどころが航空機によっては曲線部がない場合さえある。
【００２０】
本発明では、これらの面の一方および／または他方を整形し、対象とする面の１つまたは複数の領域に局所的に、例えば胴体の長さ方向に沿って延びる１つまたは複数の幾何学的変形部を設ける。
１つまたは複数の面の１つまたは複数の局所的な幾何学的変形部は、横方向の空気力学的擾乱を発生させることができ、この擾乱は、中央フェアリング部から対応する翼の端部に向かって移動することができる。それは、翼の表面における空気流を調節するためである。
【００２１】
それぞれの中央フェアリング部に横方向の立体形状を追加すると、それが中央フェアリング部に存在する構造要素に合致した構造要素を追加することによってであれ、存在する構造要素のうちの１つまたは複数を合致した構造要素と交換することによってであれ、翼構造の表面における空気流を調節するとともに、例えば新たなエンジンを取り付けた場合に生じる影響（より大きなサイズのエンジン、希釈率の大きなエンジン、航続距離および／または航空機によって輸送される有効荷重の増大）を制御することができる。
【００２２】
胴体と翼構造を接合する中央フェアリング部の形状を本発明に従って変更することで、翼構造に加わる空気圧を調節することができる。特に、整形によってフェアリング部のうちで関係するようになった部分（上部および／または下部）のために翼構造の上面および／または下面に生じる圧力場が改善される。
例えば中央フェアリング部のそれぞれの部分２２、２４に属していて翼構造の上面と下面にそれぞれ接続された互いに反対側にある面の一方または両方の幾何学的形状を局所的に変形すると、特に、翼と、エンジンのナセルと、胴体とが密接に関係している場合に翼の表面における空気流を改善することができる。
【００２３】
本発明により、特に、さまざまな飛行条件（巡航飛行、高速巡航飛行、降下開始、飛行包囲線の境界など）における飛行機の性能を改善すると同時に、大きなマッハ数に関して飛行機の柔軟性を向上させることもできる。
【００２４】
フェアリング部の各部分２２、２４の互いに反対側にある上側面と下側面を形成する要素は、広い範囲の飛行条件で本発明が有効であるようにするため、アクチュエータによって飛行中に変形させることのできる材料で実現できることに注意されたい。
したがって変形は、面の全体または一部を移動させることによって引き起こされる。
したがってフェアリング部の面に対する１つまたは複数の局所的な幾何学的変形部は、ダイナミックに、飛行条件と求める効果とに合わせて（リアル・タイムで）実現することができる。
【００２５】
局所的なそれぞれの幾何学的変形部は、形状（以下に詳述する）と、その変形部が（例えば翼の前縁に対して）胴体の長さ方向に沿って面上のどの位置にあるかと、その大きさがどれくらいであるかとを特徴とする。
面に局所的に設ける幾何学的形状の位置と大きさは、特に、航空機の空気力学的パラメータによって異なる。
これらパラメータは特に、航空機の速度、胴体に関するパラメータ、翼構造に関するパラメータ、エンジンに関するパラメータである。
【００２６】
中央フェアリング部の面のうちで翼の上面に接続された面の輪郭を上から見ると、３種類の幾何学的形状が考えられる。それを図４ａ、図４ｂ、図４ｃに実線で示してある。
これらの図面では、航空機の前部が図の左に位置し、後部が右に位置している。
中央フェアリング部の互いに反対側にある２つの面の一方および／または他方に設けた局所的な幾何学的形状の独自性は、対象とする面の局所的な曲率半径の減少となって現われることである。
【００２７】
図４ａから図４ｃに示した形状は、考えられる幾何学的変形部の主要な曲線部に対応している。横方向の二次的な曲線部は図面の面に対して垂直に（胴体の高さ方向に沿って）設けられていて、主要な曲線部よりも小さい。
図４ａに示した局所的な幾何学的形状は局所的な凸部を有する輪郭を持ち、突起部が主として胴体の長さ方向に沿って延びていて（主要な曲線部）、図面の面に対して垂直な方向に沿った突起はそれよりも目立たない（二次的な曲線部）。
面をこのように局所的に整形すると中央フェアリング部から翼の端部に向かって伝播する局所的擾乱を発生させることができ、この擾乱は、膨張波の形態の流れになる。
図４ａには、本発明がない場合の中央フェアリング部の面の輪郭を上から見た状態も点線で示してある。
【００２８】
図４ｂからわかるように、可能な別の幾何学的形状は、局所的な凹部の形態になっている。この凹部は、例えば主として胴体の長さ方向に沿って延びていて（主要な曲線部）、図面の面に対して垂直な方向に沿ってはより目立たない（二次的な曲線部）窪みの形態を取る。
このような局所的な幾何学的変形部は、中央フェアリング部から翼の端部に向かって伝播する局所的擾乱を発生させることができ、圧縮波の形態の流れとなって弱い衝撃を起こさせる。
【００２９】
この図面には、本発明なしの場合の中央フェアリング部の面の輪郭を上から見た状態も点線で示してある。
より詳細には、面の２つの傾斜部によって窪みが形成され、その窪みの底部にあって勾配が急に変化する領域でその２つの傾斜部が合流している。
さらに、このような幾何学的形状はスロープ状であることと、局所的な凹部の底部は、滑らかな場合とそうでない場合があることに注意されたい。
実際には窪みの底部に勾配が急に変化する領域がないキュベットの形状にすることが可能である。
【００３０】
工業的に簡単に実現できるため、（例えばフェアリング部の構造要素を構成する２枚のパネルの接合部に一致して）勾配に明確な変化があるほうが好ましいかどうかや、空気力学的に適合させるために導入した異なる勾配を有する２つの領域間をつなぐ小さな半径を挿入するほうが好ましいかどうか（例えば勾配の異なる２つの領域を一体化する構造パネルが１つだけある場合）を判断することができる。
【００３１】
図４ｃには、胴体の長さ方向に沿って延びる連続した複数の局所的な幾何学的変形部が示してある。これら変形部は、局所的に凸部と凹部が交互になっている。これら変形部は、図面の面に対して垂直な方向にはより目立たない大きさになっている。
より詳細には、図４ｃに示した幾何学的形状には、第１の凸部と、凹部と、第２の凸部が連続して含まれている。
中央フェアリング部の面をこのように局所的に幾何学的に変形すると、等エントロピーの膨張波または圧縮波のタイプの擾乱を発生させることができる。
【００３２】
一般に、図４ａから図４ｃに提示した幾何学的変形部によって局所的な曲率が大きく変化することがわかるであろう。より詳細には、（フェアリング部の縦断面図によると）局所的な曲率半径は非常に小さくなっているが、それに対して従来技術においてフェアリング部の両側の面で一般に採用されている曲率半径はより大きい。
さらに、求める目的が何であるかに応じ、凸部と凹部の別のあらゆる組み合わせも考えられる。例えば、唯一の凸部の後に凹部が続く、またはその逆、または１つの凸部が２つの凹部に挟まれるなどが考えられる。
【００３３】
図５ａと図５ｂには、それぞれ本発明なしの場合と本発明を適用した場合について、翼の上面における圧力場の分布を等圧線で示してある。
圧力が小さい領域は色の濃い領域であり、圧力が大きい領域は色が薄い領域であることがわかるであろう。
例えば本発明なしの図５ａでは、エンジンのナセル４１と向かい合う位置に、大きな圧力勾配に対応して等圧線が密なネットワークを形成している領域４３が観察される。
したがってこのような領域は大きな確率で膨張現象と圧縮現象が起こる場であり、好ましくない。というのも、衝撃による抗力が発生するからである。
【００３４】
図５ｂでは、翼構造の表面における空気流の中に順番に膨張波４５、圧縮波４６、膨張波４７が発生するようにするため、図４ｃに示したタイプの適切な幾何学的変形部を利用してフェアリング部の上面（部分２２と２４）を特別に整形してある。
翼構造の上面に存在する超音速領域では、圧縮波（圧縮と膨張のゆらぎ）が、胴体の長さ方向に対して横方向にフェアリング部から翼の端部に向かって伝播する。この圧縮波は、最初はフェアリング部からわずかに離れた位置で翼構造の表面における流れと相互作用する。すなわち第１の膨張波４５と圧縮波４６は領域４９ａにおいて局所的に圧力を大きくするのに寄与して小さな衝撃を発生させ、第２の膨張波４７は領域４９ｂにおいて圧力勾配を小さくするのに寄与する。
領域４９ａと４９ｂで発生した現象は翼の幅方向に伝播するため、フェアリング部から離れた位置（特に領域４３）で翼構造の表面における圧力勾配を再構成することにより、翼構造の表面における流れを制御することができる。
【００３５】
幾何学的変形部のタイプ、数、位置、大きさに応じて求める目的に合ったやり方で圧力場を調節すること（圧力線の再構成）により、フェアリング部から望みの距離において翼構造に作用させるのに適した圧縮波を発生させうることがわかるであろう。
より詳細には、エンジンのナセルと向かい合った領域４３における圧力場が再構成されることにより、この領域で圧力線の間隔が広がって圧力勾配がこの領域において小さくなるとともに、これら圧力線が空間的に再分配される。
【００３６】
したがって、以前よりも密ではない２つの小さなネットワーク４８ａと４８ｂがこの領域に出現し、以前は大きな圧力勾配が存在していたこの領域が、小さな圧力増加がある連続した２つの場所となる。
その結果として航空機の波の抗力が小さくなる。
したがってエンジンのナセル（新たなエンジンにする場合）と中央フェアリング部の面の間の相互作用によって発生する擾乱が著しく少なくなる。しかしその擾乱は、本発明なしの場合には、翼の超音速部分の挙動に影響を与えることになろう。
【００３７】
本発明なしの場合の翼構造の表面を流れる圧力線の分布状態と、製造およびメンテナンスの制約とにより、図４ａから図４ｃに示したさまざまなタイプの中からどの局所的な幾何学的形状をフェアリング部で選択したらよいかが決まることがわかるであろう。
【００３８】
図６ａと図６ｂには、フェアリング部の面の輪郭に対する特別な整形がまったくなされていないＡ３４０−５００／６００のタイプの航空機を示してある（上面図）。
図６ｂには、特別な曲線部がない胴体／翼構造の結合部分の斜視図を示してある。
航空機でこのような結合部分を新たに使用した場合、衝撃によって翼構造の上面に生じる再圧縮は激しく、抗力を発生させることがわかるであろう。
【００３９】
図６ｃと図６ｄには、図の左側、すなわち翼構造の前縁の近くで中央フェアリング部の表面に（図４ａに示したタイプの）局所的な凸部５０を付加した様子を示してある。
この局所的な凸部は、図面からわかるように、胴体の長さ方向に沿って延びた突起部の形状であり、翼の端部に向かう横方向延長部（幅）（図６ｃ）と、胴体の高さ方向に沿った鉛直方向延長部（図６ｄ）も備えている。
図６ｃと図６ｄに示した突起部５０は前縁の近くに設けられていて流れの方向に（胴体の長さ方向に沿って）延びており、翼構造の固定部とフラップが接続される部分の近くで終わっている（図６ｃの右側部分）。
【００４０】
突起部の最大幅は、翼の付け根部分の長さの２５％から３５％であることがわかるであろう。この値は、翼構造の表面における空気流を考慮して調節することができる。
翼の付け根部分の長さは図５ａに図示してあり、参照記号“ｃ”で示してあることに注意されたい。
突起部で翼の端部に向かう延長部（幅）は例えば６００ｍｍである。この値は、翼構造の表面における空気流を考慮して調節することができる。
【００４１】
中央フェアリング部の表面におけるこの局所的な幾何学的変形部は、例えば適合する形状にされた構造要素（図３に示したタイプのパネル）を利用して導入されたものであり、翼の端部に向かって伝播する膨張波を発生させることによって翼構造の表面における空気圧の調節を可能にする。この波は、翼構造を取り囲んでいるためにエンジンのナセルと翼構造が相互作用することによって乱される空間において、翼構造の表面を支配している圧力場の圧縮波と、制御された状態で相互作用する。
この相互作用によって圧力場の形状が好ましく変化し、圧力場の形状が制御される。
【００４２】
図７ａと図７ｂには、中央フェアリング部で翼の上面と接触する面が特に整形されていないＡ３８０タイプの航空機の中央フェアリング部を示してある。
上から見ると、この面の全体的な曲線部は非常に小さく、存在していないとさえ言えることがわかるであろう。
図７ｃと図７ｄでは、中央フェアリング部の表面は、翼構造の表面に対する圧力を調節するために図４ｂに示した特別なタイプのシステムを付加するという変更がなされている。
【００４３】
複数の構造要素（図３のパネル）が図７ａに示した中央フェアリング部の既存の上面に取り付けられることで、この面の輪郭に凹部５２が局所的に導入されている。
外壁部の全体または一部が傾斜している構造要素、それどころか全体が凹部になっている構造要素そのものも、フェアリング部の各部分の上側面および／または下側面を構成する構造要素（例えば図３のパネル）になりうることがわかるであろう。
【００４４】
凹部５２は特に、面の２つの部分の間で勾配が急に変化した窪みとなっている。この面で前縁側に位置する部分の勾配は例えば０°の角度をなしているのに対し、後縁側に位置する部分は例えば５°の角度をなす。
勾配が明確に数度変化することによって決まるこの窪みは、胴体の長さ方向に沿って前縁から翼の付け根部分の長さの２０％から３５％の距離だけ離れたところに配置される。
この値と、凹部を形成する２つの面の勾配の値は、翼構造の表面における流れの局所的な速度を考慮して調節することができる。
【００４５】
図７ｅ（フェアリング部の縦断面図）には、中央フェアリング部の上側面を望みの輪郭（勾配の急な変化による窪み５２）にするために胴体の長さ方向に沿って並置して固定された３つの構造パネル５２ａから５２ｃが示してある。この構成では、窪みは、隣り合った２枚のパネル５２ａと５２ｂの境界部に形成される。
【００４６】
図８ａと図８ｂでは、Ａ３２０タイプの航空機の中央フェアリング部は、翼構造の上面に接続された面が特に整形されていない。
ここでもこの面の全体的な曲線部は非常に小さく、存在していないとさえ言えることがわかるであろう。
【００４７】
翼構造の表面における空気圧を調節する本発明によるシステムでは、中央フェアリング部の上側面に局所的な凸部と凹部を交互に設けている。それは例えば、図４ｃに示したような第１の突起部５４、窪み５６、第２の突起部５８からなる連続部である。
第１の突起部５４は前縁の近くに配置され、第２の突起部５８は、流れの方向（胴体に沿って延びる長さ方向）に沿って進んで翼構造の固定部とフラップが接続される部分の近くで終わっている。
【００４８】
より詳細には、第１の突起部５４は、前縁から翼の付け根部分の長さの５％から１０％の位置で幅が最大であるのに対し、第２の突起部５８は、翼の付け根部分の長さの２０％から３０％の位置で幅が最大である。
これら２つの突起部５４と５８は、この例では勾配の急な変化がない窪み５６によって隔てられている。窪みは、前縁から翼の付け根部分の長さの１０％から２０％の距離離れた位置に設けられている。
【００４９】
突起部の横方向延長部（幅）が翼の端部に向かう大きさの程度は、例えば、第１の突起部５４に関しては１００ｍｍ、第２の突起部５８に関しては４００ｍｍである。
さらに、突起部と窪みの位置に関する値と、これらが翼の端部に向かって延びる大きさは、翼構造の表面における空気流を考慮して調節すること、特に、翼構造の表面における空気流の局所的な速度と、製造およびメンテナンスの制約を考慮して調節することができる。
【００５０】
本発明により、関係する翼の上面と下面とそれぞれ接触する中央フェアリング部の規則的な１つまたは複数の面に局所的に１つまたは複数の幾何学的変形部を導入することにより、翼構造の設計を再検討しなくても、翼構造の超音速の流れに対して遠方から作用を及ぼすことができる。
【図面の簡単な説明】
【００５１】
【図１】本発明による航空機の全体図である。
【図２】航空機の中央フェアリング部の概略図である。
【図３】フェアリング部を構成する構造要素が組み立てられた状態を示す部分概略図である。
【図４ａ】図１に示した航空機の胴体／翼構造の交点において可能な３つの幾何学的構造のうちの一例を上から見た図である。
【図４ｂ】図１に示した航空機の胴体／翼構造の交点において可能な３つの幾何学的構造のうちの一例を上から見た図である。
【図４ｃ】図１に示した航空機の胴体／翼構造の交点において可能な３つの幾何学的構造のうちの一例を上から見た図である。
【図５ａ】本発明なしの場合の翼構造の表面における圧力場の分布を示す。
【図５ｂ】本発明を取り入れた場合の翼構造の表面における圧力場の分布を示す。
【図６ａ】Ａ３４０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を上から見た部分概略図である。
【図６ｂ】Ａ３４０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を斜めから見た部分概略図である。
【図６ｃ】図６ａと図６ｂに示した結合部分を本発明に従って図４ａに示したように整形した状態を上から見た部分概略図である。
【図６ｄ】図６ａと図６ｂに示した結合部分を本発明に従って図４ａに示したように整形した状態を斜めから見た部分概略図である。
【図７ａ】Ａ３８０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を上から見た部分概略図である。
【図７ｂ】Ａ３８０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を斜めから見た部分概略図である。
【図７ｃ】図７ａと図７ｂにそれぞれ示した結合部分を本発明に従って図４ｂに示したように整形した状態を上から見た部分概略図である。
【図７ｄ】図７ａと図７ｂにそれぞれ示した結合部分を本発明に従って図４ｂに示したように整形した状態を斜めから見た部分概略図である。
【図７ｅ】フェアリング部を構成する構造要素の輪郭を上から見た部分概略図である。
【図８ａ】Ａ３２０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を上から見た部分概略図である。
【図８ｂ】Ａ３２０タイプの航空機の胴体／翼構造の特に整形されていない結合部分を斜めから見た部分概略図である。
【図８ｃ】図８ａと図８ｂにそれぞれ示した結合部分を本発明に従って図４ｃに示したように整形した状態を上から見た部分概略図である。
【図８ｄ】図８ａと図８ｂにそれぞれ示した結合部分を本発明に従って図４ｃに示したように整形した状態を斜めから見た部分概略図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図４ｃ】
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【図５ａ】
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【図５ｂ】
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【図６ａ】
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【図６ｂ】
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【図６ｃ】
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【図６ｄ】
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【図７ａ】
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【図７ｂ】
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【図７ｃ】
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【図７ｄ】
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【図７ｅ】
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【図８ａ】
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【図８ｂ】
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【図８ｃ】
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【図８ｄ】
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