(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
空力逆三角翼であって、
前縁（３０）と、前記前縁のそれぞれの両端から後縁頂点（Ｐ）に向けて内側に延在する一対の後縁（１０、１０）とによって境界付けされた基本的逆三角翼部、
前記翼の弦長の分数だけ前記前縁から弦方向に延在し、前記翼の両側から幅方向に延在するそれぞれの幅方向の翼延長部（７０、７０）
を備えることにより、前記翼の前方部分は超音速で飛行中に達成する自然境界層流に遭遇することを特徴とする空力逆三角翼。
【請求項２】
前記翼の幅方向の前方部分（５０）は飛行中自然境界層流に遭遇し、前記翼の幅方向の後方部分（６０）は飛行中自然境界層流に一般的に遭遇せず、前記幅方向の翼延長部の大部分は境界層流の前記幅方向の前方部分内に配置されていることを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項３】
前記後縁の後方部分は前記頂点よりも前記前縁に接近した点（Ｐ）で合致し、これにより前記自然境界層流に遭遇する前記翼の前記幅方向の前方部分の外側にある前記翼の表面領域を最小にすることを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項４】
前記後縁に連続する前記翼の部分は複数の後縁フラップ（１２０）を有し、
それぞれのヒンジ・ライン（１２５）を備え、これらのヒンジ・ラインにおいて前記フラップのそれぞれが前記翼の残りの部分に回転可能に連結され、前記ヒンジ・ラインは前記翼に対して幅方向に延在していることを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項５】
前記後縁の各々は複数のステップを有し、前記複数のステップの各々は幅方向の後縁（１００）および弦方向の側縁（１０５）を有していることを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項６】
前記複数のステップのそれぞれを有するそれぞれのフラップを有していることを特徴とする請求項５記載の翼。
【請求項７】
それぞれのフラップが前記翼の残りの部分に回転可能に装着されたそれぞれのヒンジ・ラインを有していることを特徴とする請求項６記載の翼。
【請求項８】
前記翼の前記後方部分（６０、１７７ｂ）に層流を人工的に誘導する層流制御手段（１８０）を有していることを特徴とする請求項２記載の翼。
【請求項９】
少なくとも１個の航空エンジン（１４０、１７５）が前記翼を推進し、前記翼は前記エンジンのための燃料を貯留する燃料容器（１５５）を備え、前記翼は空力形状の翼板（１７７）を有し、前記翼板は内部板表面（１９０）を有し、前記層流制御手段は前記翼の前記後方部分を冷却する冷却手段であることを特徴とする請求項８記載の翼。
【請求項１０】
前記翼の前記後方部分を冷却する前記冷却手段は、
前記燃料容器の内部に貯留された燃料（１５２）を前記内部板表面の選択された部分（２００ｂ）へ供給するノズル手段（１８５）、
前記内部板表面から燃料を収集する油受手段（１９１）、
前記エンジンによる最終消費のため前記油受手段から燃料を引出す油受ポンプ手段（１６５）、
を有していることを特徴とする請求項９記載の翼。
【請求項１１】
前記内部板表面に供給された全ての燃料が前記油受手段により収集されて前記内部板表面に接触して加熱された燃料が前記燃料容器に戻るのを防止し、それによって前記燃料容器内の燃料を加熱するのを防止することを特徴とする請求項１０記載の翼。
【請求項１２】
前記ノズル手段は前記内部板表面の上方部分に対向する前記翼内部に複数の燃料噴霧ノズル（１８５）を有し、前記層流制御手段は前記容器および燃料噴霧ノズル間に組込まれたポンプ（１５０）を有することを特徴とする請求項１１記載の翼。
【請求項１３】
前記内部板表面の前記上方部分は前記翼板の前記後方部分の下に位置していることを特徴とする請求項１２記載の翼。
【請求項１４】
前記点は前記後縁頂点であることを特徴とする請求項３記載の翼。
【請求項１５】
前記前縁は正の掃引角を有することを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項１６】
前記前縁は負の掃引角を有することを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項１７】
前記翼の前記前縁に沿って幅方向に延在する前縁フラップを有することを特徴とする請求項１記載の翼。
【請求項１８】
前縁（３０）および一対の後縁（８５、８５）によって境界付けされた主逆三角翼部を備え、前記後縁は、
（ａ）前記前縁のそれぞれの両端から後縁頂点（Ｐ）に向けて内側に延在する前方後縁部分（１００）、
（ｂ）それぞれの前方後縁部分の後方端から内側に延在し、前記頂点よりも前記前縁に接近した点（Ｐ）で合致するように延在する後方後縁部分（１００）、
を有することにより、前記翼の前方部分は超音速で飛行中に達成する自然境界層流に遭遇することを特徴とする空力逆三角翼。
【請求項１９】
前記後方後縁部分は、自然境界層流に遭遇しない前記翼の後方部分に一致していることを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項２０】
前記翼の前記後方部分に層流を人工的に誘導する層流制御手段（１８０）を有していることを特徴とする請求項１９記載の翼。
【請求項２１】
少なくとも１個の航空エンジン（１４０、１７５）が前記翼を推進し、前記翼は前記エンジンのための燃料を貯留する燃料容器（１５５）を備え、前記翼は空力形状の翼板（１７７）を有し、前記翼板は内部板表面（１９０）を有し、前記層流制御手段は前記翼の前記後方部分を冷却する冷却手段であることを特徴とする請求項２０記載の翼。
【請求項２２】
前記翼の前記後方部分を冷却する前記冷却手段は、
前記燃料容器の内部に貯留された燃料（１５２）を前記内部板表面の選択された部分（２００ｂ）へ供給するノズル手段（１５０）、
前記内部板表面から燃料を収集する油受手段（１９１）、
前記エンジンによる最終消費のため前記油受手段から燃料を引出す油受ポンプ手段（１６５）、
を有していることを特徴とする請求項２１記載の翼。
【請求項２３】
前記内部板表面に供給された全ての燃料が前記油受手段により収集されて前記内部板表面に接触して加熱された燃料が前記燃料容器に戻るのを防止し、それによって前記燃料容器内の燃料を加熱するのを防止することを特徴とする請求項２２記載の翼。
【請求項２４】
前記ノズル手段は前記内部板表面の上方部分に対向する前記翼内部に複数の燃料噴霧ノズル（１８５）を有し、前記層流制御手段は前記容器および燃料噴霧ノズル間に組込まれたポンプ（１５０）を有することを特徴とする請求項２３記載の翼。
【請求項２５】
前記内部板表面の前記上方部分は前記後縁の前記後方部分に一致していることを特徴とする請求項２４記載の翼。
【請求項２６】
前記後縁に連続する前記翼の部分は複数の後縁フラップ（１２０）を有し、
それぞれのヒンジ・ライン（１２５）を備え、これらのヒンジ・ラインにおいて前記フラップのそれぞれが前記翼の残りの部分に回転可能に連結され、前記ヒンジ・ラインは前記翼に対して幅方向に延在していることを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項２７】
前記後縁の各々は複数のステップを有し、前記複数のステップの各々は幅方向の後縁（１００）および弦方向の側縁（１０５）を有していることを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項２８】
前記複数のステップのそれぞれを有するそれぞれのフラップを有していることを特徴とする請求項２７記載の翼。
【請求項２９】
それぞれのフラップが前記翼の残りの部分に回転可能に装着されたそれぞれのヒンジ・ラインを有していることを特徴とする請求項２８記載の翼。
【請求項３０】
前記前縁は正の掃引角を有することを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項３１】
前記前縁は負の掃引角を有することを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項３２】
前記翼の前記前縁に沿って幅方向に延在する前縁フラップを有することを特徴とする請求項１８記載の翼。
【請求項３３】
少なくとも１個の航空エンジン（１４０、１７５）を備えた航空機の逆三角翼において、燃料が前記エンジンの消費ため前記翼の燃料容器（１５５）内に貯留され、前記翼は空力形状の翼板（１７７）を有し、
前記翼は超音速で飛行中に達成する自然境界層流に遭遇し、前記翼板は内部板表面（１９０）を有し、前記翼板の後方部分を冷却する冷却手段からなる層流制御手段（１８０）を備えたことを特徴とする航空機の逆三角翼。
【請求項３４】
前記翼の前記後方領域を冷却する前記冷却手段は、
前記燃料容器の内部に貯留された燃料（１５２）を前記内部板表面の選択された部分（２００ｂ）へ供給するノズル手段（１８５）、
前記内部板表面から燃料を収集する油受手段（１９１）、
前記エンジンによる最終消費のため前記油受手段から燃料を引出す油受ポンプ手段（１６５）、
を有していることを特徴とする請求項３３記載の翼。
【請求項３５】
前記内部板表面に供給された全ての燃料が前記油受手段により収集されて前記内部板表面に接触して加熱された燃料が前記燃料容器に戻るのを防止し、それによって前記燃料容器内の燃料を加熱するのを防止することを特徴とする請求項３４記載の翼。
【請求項３６】
前記ノズル手段は前記内部板表面の上方部分に対向する前記翼内部に複数の燃料噴霧ノズル（１８５）を有し、前記層流制御手段は前記容器および燃料噴霧ノズル間に組込まれたポンプ（１５０）を有することを特徴とする請求項３５記載の翼。
【請求項３７】
前記内部板表面の前記上方部分は前記翼板の前記後方部分の下に位置していることを特徴とする請求項３６記載の翼。
【発明の詳細な説明】
発明の背景
技術分野
本発明は、逆三角翼及びその変形例に係わり、特に超音速飛行機のための逆三角翼に関する。
背景技術
層流
層流境界層を形成することは空力抗力を減少し、それによって商用機および軍用機の巡航性能を増大する重要な手段である。
逆流空気力学および逆三角翼
三角翼は、その頂点が差し示す方向で流体を通過して飛行するものと通常考えられる。しかしながら、逆方向に飛行する三角翼、即ち逆三角翼は、効率的な超音速飛行に開発され得る或る好ましい空力特性を持っている。平板翼の相反流理論は、翼の波動抗力（厚さに因る）が運動方向の逆転によって変化しないことを仮定している。（２つの翼の波動抗力均等は実証されている。）相反流理論からのもう１つの前提は、揚力勾配曲線が流れの逆転によって変化しないことである。さらに、前縁および後縁が超音速であれば、超音速のときの揚力に伴う抗力は同一である。逆三角翼の空気力学について初期の研究は１９４７年にＮＡＣＡによって実行された。
三角翼流れ場は、互いに逆方向から接近する超音速空気流について或る重要な観点において異なる。十分に高い自由流マッハ数において、逆三角翼の先端からのマッハ錐は後縁に沿って、後縁の下流に掃引される。したがって、翼は各先端影響区域の外側に位置するので、翼上の流れは通常は２次元である。慣用の三角翼および逆三角翼についてオイラーの計算式からの表面圧力輪郭は三角翼について圧力変化がかなり規則的で線形的な形態で生じることを示す。もっと重要なことは、強い圧力勾配が三角翼の前縁近傍で生じ、そこでは境界層安定性のための好ましくない状態をもたらすということである。逆三角翼では、強い圧力勾配は後縁領域に制限され、そこでは境界層生成を妨げない。境界層クロスフローをもたらす幅方向圧力勾配は同様に三角翼の前縁近傍で、かつ逆三角翼の後縁近傍で集中される。したがって、クロスフローおよびアタッチメント・ライン不安定性、掃引翼の一次遷移モードは逆三角では起らない。両方の翼はそれらの表面の殆どにおいて好ましい幅方向圧力勾配を持っている。
超音速層流
前縁近傍で圧力勾配が無いことおよび好ましい下流勾配は逆三角翼に自然層流（ＮＬＦ）を達成する理想的な条件を与える。そこで、如何なる量の自然層流が達成されるかという疑問が生じる。理想的な条件下においても、層流境界層は或るレイノルズ数に達すると乱流に遷移する。遷移レイノルズ数は亜音速よりも超音速において、より高いという指摘がある。高速民間輸送（ＨＳＣＴ）飛行機で典型的な単位レイノルズ数はＲe／ft＝１００万である。Ｒe＝１０００万から３０００万の程度の自然層流航尾端部が期待できる。言換えれば、付け根翼弦の１０から３０％の層流航尾端部が約１００ftの付け根翼弦長で達成できる。好ましい圧力勾配が与えられたとすると、同等のより大きな層流の航尾端部を実現できることが考えられる。
逆三角翼の縮退幅のため、１０％弦方向航尾端部は翼区域の２０％を包含し、３０％弦方向航尾端部は翼区域の５０％を包含する。縮退幅はもう１つの幾何学的利点をもたらす。即ち、翼幅は乱流横方向半拡角よりも大きな角度に沿って縮退するので、翼端頂点で始る乱流境界層くさびは翼表面に影響を及ぼさない。
層流制御
自然層流は翼の後方部分では期待されない。しかしながら、自然層流は層流制御（ＬＦＣ）技術を適用することにより維持することができる。慣用の三角翼には２つの技術、即ち吸込層流制御および冷却層流制御が提案されている。前者の技法において、層流境界層は少量の層流境界層を翼の内部に細孔または小さなスリットを介して吸込むことにより安定化される。そこでは複数の小さなダクトに集められ、そこから複数の大きなダクトに分流され、最終的に後方に大気中に排出される。吸込コンプレッサは吸込空気を移動させる動力源として動作する。吸込層流制御は弦方向伝搬トルミーン・シュリヒティング波（Tollmien-Schlichting wave）の波動障害および幅方向クロスフロー不安定性を解消するには有効である。
吸込層流制御は多孔質の翼板、翼および胴体内のダクトおよび吸込コンプレッサを必要とする。翼内の空気ダクトは胴体内に搬送されるべき燃料を取り替え、胴体内のダクトは飛行機の横断面積区域、したがってその波動抗力を増大させ、吸込コンプレッサは巡航高度での低密度空気中で作動しなければならないので大きく、かつ重い。そして最終的には、コンプレッサを駆動するためエネルギーが必要とされる。したがって、重量、抗力およびエネルギーの不利益が吸込層流制御の総合利点をかなり減少する。
冷却層流制御においては、流体により翼板は翼の内部から冷却される。冷却層流制御は、トルミーン・シュリヒティング障害の成長を抑制するには極めて有効であるが、慣用の三角翼のクロスフロー不安定特性を抑制するにはあまり有効ではない。慣用の三角翼およびその類型は、それらの強い幅方向圧力勾配をもっており、吸込層流制御によってのみ有効な利点をもたらす。したがって、慣用の三角翼に適用された冷却層流制御は当該技術分野によって一般的に放棄されている。
揚力特性に因る抗力
上述したように、三角翼および逆三角翼のゼロ揚力の抗力は同一である。また、両翼が超音速前縁を持っているならば（即ち、前縁の掃引角がマッハ角より小さいならば）、揚力因子Ｋ＝ＣDL／ＣL2に因る抗力は同一である。しかしながら、三角翼は超音速前縁を持つことができ（前縁の掃引角がマッハ角より大きいとき）、その場合、前縁推力が達成され、当該翼上で揚力に因る抗力を減少することができる。この利点は逆三角翼によっては得られない。前縁推力の利点は逆三角翼の層流の利点に対して交換される。
現実には、超音速前縁を持つ三角翼は高速民間搬送（ＨＳＣＴ）形態の適当な平面形態ではない。そのような翼は極めて低いアスペクト比を有しており、したがって、その亜音速巡航性能（本質的には陸上飛行）が厳しく妥協されている。したがって、現在検討されている高速民間搬送翼平面形態は高いアスペクト比を有し、前縁の一部のみが亜音速である。これはそれらの前縁推力の利点を減少させる。
後縁フラップ
折曲後縁フラップは一次的には適度の迎え角における翼の揚力を増大するため使用され、良好な離陸および着陸性能を確保する。慣用の三角翼の非掃引後縁に沿ったフラップは、それらのヒンジラインが流れに基本的に垂直であるので、効率的に作動する。また、それらは強い機首下げピッチングモーメントをもたらす。何故ならフラップによって生じた揚力の塁増は飛行機の重力中心のより後方の点で作動するからである。これは使用可能な屈撓揚力および随判揚力を実質的に制限する。
逆三角翼の場合のように高く掃引されたヒンジラインをもった後縁フラップは非有効的である。何故ならフラップの有効性が掃引角のcos2に比例して理論的に減少するからである。しかしながら、これらのフラップは少ない機首下げピッチングモーメントをもたらすので、大きな屈撓が使用でき所定の屈撓において低い揚力の塁増を構成する。
したがって、逆三角翼によって経験された自然層流量を増大する要望がある。また、層流制御を使用する逆三角翼上に、より大きな層流を導入する要望がある。さらに、逆三角翼に固有の高く掃引されたヒンジラインに因りフラップの有効性が減損することなく逆三角翼上に後縁フラップを設ける要望がある。
発明開示の概要
本発明は空力逆三角翼に実施され、逆三角翼は、前縁と前縁のそれぞれの両端から後縁頂点に向けて延在する一対の後縁とによって境界付けされた基本的逆三角翼部、および前縁近傍にあって翼のそれぞれの両側から幅方向に延在するそれぞれの幅方向の翼延長部を含む。翼は一般的に翼横切って幅方向に延在し、前縁から翼の付け根翼弦の分数に配置された層流／乱流遷移境界によって特徴付けされる。この境界は遷移境界および前縁間で層流領域を形成している。幅方向の翼延長部の大部分は層流領域内に配置され、それによって翼延長部は翼によって遭遇された自然境界層流量を、可能と考えられていた量を越えて増大する。
１つの実施例において、後縁は頂点よりも前縁に接近している点で合致し、これにより層流領域の外側にある翼の表面区域を最小にする。後縁に連続する翼の部分は複数の後縁フラップを有し、そこにはそれぞれのヒンジ・ラインを備え、これらのヒンジ・ラインにおいてフラップのそれぞれのものが翼の残りの部分に回転可能に連結され、ヒンジ・ラインは翼に対して一般的に幅方向に延在している。後縁の各々は複数のステップを有し、複数のステップの各々は幅方向の後縁および弦方向の側縁を有している。翼は複数のステップのそれぞれのものにおいてそれぞれのフラップを有している。
フラップの有効性の減少と共にヒンジ・ライン角の増大の課題を解決するために、本発明の１つの特徴は一連の後縁フラップ平面形態にあり、ヒンジ・ライン掃引が後縁掃引角に対して減少される。
発明者の認識では、逆三角翼およびその類型は、幅方向の圧力勾配が与えられ、慣用の三角翼と異なり、冷却層流制御の利点を享受するのに良く適している。本発明の１つの好ましい特徴は逆三角翼内で燃料を冷却層流制御冷媒として使用することである。燃料を放熱体として翼内部の多くで利用できるようにすることで、その実行にあたり主要な技術的障害を持たない。加えて、燃料は飛行前に地上で予冷却され、冷却層流制御冷媒としての有効性を増大できる。
超音速で飛行する飛行機の表面は空力加熱をこうむる。特定の飛行マッハ数に応じて、アルミニューム合金等の標準的飛行機構造材料がその強度を減ずる表面温度に達する。したがって、チタン等の高温材料が考慮されねばならないが、その比強度が低いので、厳しい重量の不利益を伴う。また、これらの材料は、より高価であり、かつ製造段階で加工がより困難である。実質的な経済的利点は、板を冷却する手段により、標準的構造材料の使用が継承されるならば生じる。留意すべきことは、材料変換の目的で板の冷却（超音速飛行機で）は層流に関連して唯一実行できることである。乱流の場合において、空気から板への熱伝導率は何十倍も高く、燃料放熱体容量の製作を不適当なものにする。
逆三角翼内での冷却層流制御のもう１つの利点は、冷却された翼表面が熱膨張に因る表面波動を形成するのを少なくすることである。波動が無いことは能動的に又は受動的に得られた層流境界層を維持するための前条件である。
層流を達成するため翼表面を冷却することから得られた共働作用的な利点がある。摩擦抗力が乱流の場合と比較して何十倍も高いので減少するだけでなく、空気から板への熱伝導率も（乱流境界層による熱伝達と比較して）何十倍も高いので減少する。これが意味することは、必要とされる燃料の放熱体容量が比較的少量であり、顕著な利点となることである。したがって、３つの技法の共働作用がある、即ち冷却は層流を達成すること、層流は冷却を実行可能にすること、および層流は抗力を減少することである。
【図面の簡単な説明】
図１は本発明の第１の実施例にしたがう翼の層流領域における幅方向延長部を含む空力逆三角翼の平面図。
図２は図１の概念を実施する各種逆三角翼形態の図。
図３は本発明の第２の実施例にしたがう翼の非層流領域における翼区域の主要部分が削除した空力逆三角翼の平面図。
図４は図１および図３の実施例の特徴を組合せた第３の実施例の図。
図５Ａ、図５Ｂ、図５Ｃ、図５Ｄは図４の実施例の変形例を示す図。
図６は図４の実施例にしたがう翼を含む飛行体の簡略斜視図。
好ましい実施例の詳細な説明
逆三角翼機能
図１を参照するに、逆三角翼は、単純な三角形を有し、この三角形は後縁１０を含み、この後縁は後部で後縁点Ｐに収斂し、かつ点線２０に沿って前縁３０まで前方に延続している。超音速速度において、翼表面の境界層は、前縁３０において開始し、翼の付け根翼弦の分数だけ延続し、点線（必ずしも直線ではない）で示す仮想遷移境界線４０で終端する層流を呈する。遷移境界線４０の後方で、翼表面を通る空気流は乱流となる。層流領域５０は翼の如何なる区域においても最低の抗力をもたらす。乱流領域６０は翼の如何なる区域においても最高の抗力をもたらし、したがって揚力に伴う抗力の特性についての顕著な制限を表わす。
幅延長部を持った逆三角翼
本発明の好ましい実施例によれば、翼によって付与される揚力は、層流領域に翼表面を最初から増加することによって、抗力の比例増加を図ることなく増長される。特に、翼幅は仮想遷移境界線４０の上方に層流領域に最初から増加される。図１に示すように、逆三角翼幅延長部７０は仮想遷移境界線４０の上方に層流領域内にそれぞれ左右に幅方向に延在する。したがって、翼幅は延在されて翼区域を層流領域だけで付加し、これに比例して全体の翼は多くが層流に遭遇し、乱流に遭遇するのは少なくなる。
基本的な逆三角翼の幅延長部は、小型の翼パネル７０を付加することにより達成され、翼パネルの前縁７５は基本翼前縁３０の延長部であり、その側縁８０は好ましくは、必ずしも必須ではないが、基本三角翼の後縁１０に並行である。各種幅および区域のこのような幅延長部を有する逆三角翼平面形態の類型を図２に示す。
比Ｓtot／Ｓrefは全体の翼平面形態区域の基本的な逆三角翼の区域に対する比を表わす。比ｂtot／ｂrefは全体の延長された翼幅の基本的な逆三角翼に対する比を表わす。
追加する翼の数は図２に示された平面形態間を内挿することにより、かつ同等のより高い値によって特徴付けされた翼平面形態を外挿することによって得られることは明らかである。翼平面形態は直線（非掃引）前縁で示される。小さな正または負の前縁掃引角（例えば、図６）を特徴とする平面形態の変形例はまた可能であるが、これらの小さな逸脱は叙上の層流利点を損うものではない。
幅延長部７０の目的は、全体の翼幅を増大させると共に、全体の翼区域を減少させることである。この翼でみたアスペクト比の増大は超音速における揚力に伴う抗力の減少をもたらし、改善された離陸および着陸機能、良好な上昇率および増大された亜音速巡航機能に帰着する。後者は、音速被害問題のため超音速飛行が不許可とされる陸地上の飛行では本質的なものである。
顕著は特徴としては、翼幅延長部７０によって追加された区域は自然層流が期待され得る領域の前方であることであり、したがって層流によって包含された全体の翼区域のパーセンテージを増大する。このため、或る与えられた全体の区域の翼（或る与えられた量の揚力を発生）では、摩擦抗力は自然層流を伴う基本的な逆三角翼の摩擦抗力（既に低い値）より更に減少される。
簡略化された後縁弦を持った逆三角翼
本発明の他の実施例にしたがえば、抗力は仮想遷移境界４０後方で乱流領域内の翼区域の殆どまたは多くを削除することにより揚力の比例した減少なしに減少される。図３に示すように、翼は前縁３０から簡略化された後縁８５まで延続し、後縁８５は移境界４０のすぐ後方の点Ｐで収斂している。これは、遷移境界４０の後方で乱流領域の殆ど（全てではないが）から成る慣用の逆三角翼区域９０を削減する。
組合せ実施例
図１の実施例の幅方向の延長および遷移境界４０に後続する翼区域の殆どの図３の実施例の弦方向の削除は、図４に示す単一の翼に組合される。さらに、図４は、簡略化された後縁８５が複数のステップに分割され、各ステップが後縁部分１００および側縁１０５から成ることを示す。図４の例において、翼の各側には３個のステップがあり、合計６個のステップとなる。各後縁部分１００上の区域７０Ａ、７０Ｂは１個の幅方向の翼延長部と考えることができ、このため図４の組合せ実施例では複数の幅方向の翼延長部があり、少なくともその幾つかは層流領域にのみ位置する。
後縁フラップ
図３は本発明の１つの実施例にしたがって、如何にして後縁フラップ・ヒンジ・ライン掃引角を減少させるかを示す。この実施例において、翼の後領域は、簡略化された後縁８５に沿って複数のフラップ１２０に分割されるものと考えることができ、複数のフラップ１２０は幅方向のヒンジ・ライン１２５および弦方向の間隙１３０によって残りの翼表面から分離されている。各フラップ１２０はヒンジ・ライン１２５の周りで回転する。各ヒンジ・ライン１２５は少なくとも翼の幅とほぼ平行に延在し、上述した所望の有効性を与える。
前縁フラップ
逆三角翼上の前縁フラップは、慣用の三角翼上の渦流フラップに対比して優れた有効性をもつ。後縁フラップと協働して、前縁フラップは翼の最大揚力を増大させ、かつスターテイック安定性とダイナミック安定性を改善する。また、前縁フラップは、前縁推力を尖状縁翼上に捕獲することにより亜速機能の利点を発生する。得られる揚力に伴う抗力の改善は中速巡航機能を増大させ、また上昇率を増大させ、または降下中のエンジン推力条件を減少させる。
変形例の幾つかの例
図４の実施例において多くの異なる変形例が可能であり、その４つの変形例が図５Ａ〜５Ｄに示されている。図５Ｃ〜５Ｄの場合、ジェットエンジン１４０の配置が示されている。
例示の航空機
図６は図１の実施例に対応する航空機の斜視図であり、エンジン１４０の配置、後縁フラップ１２０、前縁フラップを図示している。
層流冷却制御
本発明では層流冷却制御が使用され、自然層流の限界を越えて弦方向の層流到達距離を延長し、そして翼表面の全てを層流で実質上包含する。層流に起因する抗力減少の利点に加えて、表面冷却により翼の構造材料として標準的（低温度限界）アルミニューム合金を使用できる。
本発明は冷媒として翼内に燃料を使用することによる層流制御を含む。重力は燃料を低部の内部翼表面に接触して維持するが、飛行中、燃料レベルが落ちても噴霧システムにより燃料を上部の内部翼表面に給与する。図７を参照するに、タンク燃料ポンプ１５０は燃料タンク１５５から冷却燃料１５２を翼冷却熱交換器システム１６０に供給する。これは、図８に示す内部噴霧システムか、または内部の表面実装された冷媒管アレイ（図示せず）かの何れかであり得る。翼板を冷却した後、温暖燃料は吸込ポンプ１６５により機体熱交換器１７０（例えば、環境制御システム熱交換器、液圧制御システム熱交換器および他の航空熱交換器を含む）を介して移動される。
熱交換器１７０を冷却した後、温熱燃料はエンジン１７５に供給され、そこで燃焼され推進力を与える。
図８は壁冷却の適用例を示し、逆三角翼１７７に延長された層流を与えるものである。翼１７７の前部１７７ａは、飛行環境の超音速の、低下した自由流乱流に組合された高い遷移レイノルズ数に因る自然層流（ＮＬＦ）を有する。前翼部１７７ａ上の自然層流に因り、自然層流部１７７ａ後部の残りの部分１７７ｂのみが壁冷却を要し、層流境界層を維持する。しかしながら、翼後縁の近傍で冷却を開始して低温度材料が使用できる翼区域を最大にすることを要望することができる。図８が示すように、上部の内部翼表面の壁冷却は上部の内部翼表面１９０に対向する１組の燃料噴霧ノズルを含む分配された噴霧システム１８０により与えられる。上部の内部翼表面１９０を冷却した後、温暖燃料は油受１９１内に収集され、かつ油受ポンプ１６５により機体およびエンジンに圧送されて各種の部分系統熱交換器１７０を冷却し、かつ推進力を与える。低部の内部翼表面１９５の冷却は、冷却燃料１５２が低部の内部翼表面と直接接触していることによりもっと単純である。
図９は吸込層流制御（ＬＦＣ）および冷却層流制御（ＬＦＣ）の両方を慣用の逆三角翼２００の内部領域に適用した例を示し、翼にわたって延長した層流を与えるものである。翼２００は吸込層流制御を要し、前縁の近傍で前翼部分２００ａにわたってその領域での強いクロスフローに因る層流を維持する。そのような吸込層流制御は、翼板内の慣用のスロット／ホールシステム２０５および周期的に隔置されたスロット２０５に沿って翼外部から空気を引き込むコンプレッサーを要する。前翼部分２００ａの後方には、図８に示す形式の壁冷却層流制御を使用することが多くの場合で十分であり、クロスフローが最小になる内装三角翼平面形態の残りの翼部分２００ｂにわたって層流を維持する。これは吸込層流制御システムの寸法および重量の不利益を減少させる。図９の壁冷却システムのための燃料流は図７に示すものと同じである。
以上、本発明を好ましい実施例について特定の形態により詳述したが、その変形例を本発明の思想および範囲を逸脱することなく成すことができる。
【図１】
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【図３】
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【図２】
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【図４】
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【図１０】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図５Ｄ】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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