(57)【要約】  翼の空気力学的資質を大幅に高める独自の航空機の翼形が提案される。提案された形および前記の形にもとづいて翼の揚力を形成する新規な方法の利点は、風の流れの相互作用を下部輪郭に完全に移動させ、上部輪郭を風の流れとの相互作用から完全に解放して、従来の形を備えた翼における克服できない欠点である造波抗力を除去するに至り、翼の揚力を大幅に高めることにある。風の流れによる翼の周囲の流れのプロセスと、下表面に沿った過剰な圧力発生のプロセスとにおける基本的に新規な解釈の基礎となる新規な解決策が提供される。【選択図】図１
2013540647.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
長手方向の軸と、その形状の上部輪郭の一部が直線である翼を備えた航空機の揚力形成方法であって、前記翼の前縁の鋭角の生成を含み、前記上部輪郭の直線は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、前記翼の前縁の鋭角は風の流れを翼の下部輪郭に方向づける航空機の揚力形成方法。
【請求項２】
請求項１に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記下部輪郭は前縁から後縁にかけて直線を呈し、また前記上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、平坦な曲面によって後縁に接続する直前部分を有することを特徴とする翼形。
【請求項３】
請求項１に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに部分的に平行な直線を呈する上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記上下輪郭の直線部分は、平坦な曲面により前縁および後縁に接続する一方、上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であることを特徴とする翼形。
【請求項４】
請求項１に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、一方、前記上部輪郭は直線部分を有し、前記上部輪郭の直線部分は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、前記下部輪郭は前記翼形の前縁と後縁を接続する平坦な曲面で表されることを特徴とする翼形。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は空気力学に関し、航空機の製造や、ヘリコプターの回転翼、ピストン機のプロペラおよび水上輸送のスクリュープロペラの製造に使用可能である。
【背景技術】
【０００２】
多数の翼形が「エス・ティー・カシャフトディノフ（Ｓ．Ｔ．  Ｋａｓｈａｆｕｔｄｉｎｏｖ）著，ヴイ・エヌ・ルシン（Ｖ．Ｎ．  Ｌｕｓｈｉｎ）著，「アトラス・オブ・ザ・アエロダイナミック・キャラクタリスティックス・オブ・ウイング・プロファイルズ（Ａｔｌａｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ  ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ  ｏｆ  ｗｉｎｇ  ｐｒｏｆｉｌｅｓ）」，（ロシア），１９９４年」により知られている。これらは、一つの一般的な不利益な点−部分的な風の流れにより翼の上部輪郭に真空状態を作ることにより翼の揚力を形成するという点−において共通している。
【０００３】
ある揚力形成方法が知られている。ここで、ＮＡＣＡ−００１２の形状（「ヴイ・ジー・レベド（Ｖ．Ｇ．  Ｌｅｂｅｄ）編，「ヘリコプターズ・オブ・カントリーズ・アラウンド・ザ・ワールド（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ  ｏｆ  ｃｏｕｎｔｒｉｅｓ  ａｒｏｕｎｄ  ｔｈｅ  ｗｏｒｌｄ）」，（ロシア），１９９４年」）を有する翼は入射角б＝０°の角度では揚力を全く形成しない。なぜなら前縁が風の流れを二つの同一な部分、すなわち上部輪郭と下部輪郭とに分離するからである。入射角б≧１°の角度によってのみ、対称的な破壊が風の流れの分布の中に起こり、これにより翼の上表面と下表面との間に圧力差が生じる。
【０００４】
また別の揚力形成方法も知られている。ここでＮＡＣＡ−２３０１２の形状（「ヴイ・ジー・レベド（Ｖ．Ｇ．  Ｌｅｂｅｄ）編，「ヘリコプターズ・オブ・カントリーズ・アラウンド・ザ・ワールド（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ  ｏｆ  ｃｏｕｎｔｒｉｅｓ  ａｒｏｕｎｄ  ｔｈｅ  ｗｏｒｌｄ）」，（ロシア），１９９４年」）の翼は非対称であり、風の流れの大部分はＡＢ領域において均一な圧縮を受ける上部の輪郭に方向づけられ、大量の運動エネルギーを取得し、ＢＣ領域で二つの主要な機能を持つ薄い（０．５〜２ｍｍ）高速流を呈する。二つの主要な機能とは、翼の上表面とＢＣ領域の上部にある摂動を受けない大気との間の動的な障壁と、ＢＣＤ領域から空気分子を急速に流出させてその危険度の限界で真空を作り出すガス噴射ポンプであり、この限界に達することで空気流ＢＣは衝撃をもって翼の表面ＢＤにまで低下する。その結果、ＢＣＤ領域には航空機のフライトレベルで摂動を受けない空気の圧力に達するまで空気が充填され、高速空気流ＢＣは復元される。これは、入射角ＢＣＤの負角領域における翼の上表面の造波抗力の１サイクルである。このプロセスは自動振動であり、音速に近い航空機では高速を出すことに対する大きな障害となる。
【０００５】
従来の形状とは異なり、本発明による形状の要素に類似した幾何学的特徴を有する形状が知られている。本発明の請求項１、３、および４のプロトタイプとみなされる翼（図１）が米国特許第６３７８８０２号（ＩＰＣ：Ｂ６４Ｃ  ３０／００、発行日：２００２年４月３０日）により既知である。プロトタイプと従来の形状との主な違いは、従来の形状の丸みを帯びた前縁が風の流れを２つの部分に分離するのに対し、プロトタイプの鋭角の前縁は上下輪郭上で風の流れを２つの部分に分離しない点にある。米国特許第６３７８８０２号における明細書および図１によると、このような形状に関する揚力の形成は翼の上下輪郭上で３２％を占める前部と後部のみに関する。一方、航空学の長年の経験から、揚力が常に翼の完全な領域Ｓに比例していることが証明された。
【０００６】
プロトタイプの不利益な点は、翼の上部輪郭における造波抗力の発生によって揚力の形成が低効率となることである。これにより揚力が翼領域の一単位分減少する。
【０００７】
また、翼の平面Ｖ字形形状がロシア特許公報第２２２０７９６７号（ＩＰＣ：В６４С  ２３／０６、公開日：２００３年７月１０日）により知られている。これは請求項２による翼形のプロトタイプと見なされる。
【０００８】
このような翼の不利益な点は、航空機の効率を低下させる強力な乱流抵抗の根拠を創出する、直角の後縁における２つの終端の存在である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第６３７８８０２号
【特許文献２】ロシア特許公報第２２２０７９６７号
【非特許文献】
【００１０】
【非特許文献１】エス・ティー・カシャフトディノフ（Ｓ．Ｔ．  Ｋａｓｈａｆｕｔｄｉｎｏｖ）著，ヴイ・エヌ・ルシン（Ｖ．Ｎ．  Ｌｕｓｈｉｎ）著，「アトラス・オブ・ザ・アエロダイナミック・キャラクタリスティックス・オブ・ウイング・プロファイルズ（Ａｔｌａｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ  ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ  ｏｆ  ｗｉｎｇ  ｐｒｏｆｉｌｅｓ）」，（ロシア），１９９４年
【非特許文献２】ヴイ・ジー・レベド（Ｖ．Ｇ．  Ｌｅｂｅｄ）編，「ヘリコプターズ・オブ・カントリーズ・アラウンド・ザ・ワールド（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ  ｏｆ  ｃｏｕｎｔｒｉｅｓ  ａｒｏｕｎｄ  ｔｈｅ  ｗｏｒｌｄ）」，（ロシア），１９９４年
【非特許文献３】「エンサイクロペディア・オブ・フィジックス（Ｅｎｃｙｃｌｏｐｅｄｉａ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（ロシア），１９９２年，第３巻，ｐ．６７０
【非特許文献４】ディー・エイチ・バジエフ（Ｄ．Ｈ．  Ｂａｚｉｅｖ）著，「ファンダメンタルズ・オブ・ア・ユニファイド・セオリー・オブ・フィジックス（Ｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｓ  ｏｆ  ａ  ｕｎｉｆｉｅｄ  ｔｈｅｏｒｙ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（ロシア），１９９４年，ｐ．６１９
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の目的は、翼の上部輪郭における造波抗力を取り除くことにより揚力形成の効率を上げることと、揚力効果を翼領域の一単位分高めることである。他の目的は空気力学的粗動から翼を解放することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
これらの目的は長手方向の軸と翼とを有する航空機の揚力形成方法によって達成される。前記翼はその形状の上部輪郭の一部が直線であり、前縁の鋭角の生成を含み、前記上部輪郭の直線は航空機の長手方向の軸に対して平行である一方、鋭角の前縁は風の流れを翼の下部輪郭に方向づける。
【００１３】
長手方向の軸と翼を有する航空機の揚力形成方法を実現させるために、翼形が作成された。前記翼形は鋭角の前縁および後縁とともに、上下輪郭を備える。一方、前記下部輪郭は前縁から後縁にかけて直線を呈し、また前記上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、平坦な曲面によって後縁に接続する直線部分を有する。
【００１４】
請求された方法を実現可能な航空機の翼形の第二の実施例は、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに部分的に平行な直線を呈する上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記上下輪郭の直線部分は、平坦な曲面により前縁および後縁に接続する一方、上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行である。
【００１５】
請求された方法を実現可能な航空機の翼形の第三の実施例は、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形である。一方、上部輪郭は直線部分を有し、前記上部輪郭の直線部分は、航空機の長手方向の軸に対して平行であり、下部輪郭は翼形の前縁と後縁を接続する平坦な曲面で表される。
【００１６】
既知の方程式に基づき、提案された形状の翼に関して揚力を定義することはやや難しい。したがって、翼の主要な横断面の高さ、コード長、フライトレベルにおける空気圧および空気分子の直線速度を考慮した新しい方程式を以下に提案する。
【００１７】
【数１】
2013540647.tif 000003
【００１８】
ここで
Ｙｉは翼に関する揚力Ｎであり、
Ｓｉ＝Ｌｉ・ｂｉは翼の領域ｍ２を表し、
Ｌｉは翼幅ｍであり、
ｂｉはコード長ｍであり、
ρｉはフライトレベルでの空気密度ｋｇ／ｍ３であり、
νμｉは空気分子の直線速度ｍ／ｓであり、
νｉは航空機の速度ｍ／ｓであり、
ｈｉは翼の主要な横断面の平均高さｍであり、
【００１９】
【数２−１】
2013540647.tif 000004
【００２０】
であり、
Ｐ０ｉはフライトレベルにおける空気圧Ｎ／ｍ２である。
揚力の係数（Ｃｙ）は以下の方程式により計算される。
【００２１】
【数３】
2013540647.tif 000005
【００２２】
ここで、
ｍｉは航空機の総重量ｋｇであり、
ｇｉは重力加速度ｍ／ｓ２である。
【００２３】
本発明を以下の図面で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】請求項２に記載の提案された翼形を有する航空機を示す図である。ここで、ＡＤ＝ｂは翼のコードおよび揚力面であり、ＡＤ１＝ｂ１は外部コードを表し、ＡＣ１は上部輪郭の水平部分であり、Ｃ１Ｄは翼の後縁を形成する平坦な曲面部分であり、ＤＤ１＝ｈは主要な横断面の高さを表し、ＣＣ１は翼の最大の厚さであり、角度ＤＡＣ１＝βは前縁における上下輪郭の発散角である。
【図２】請求項３に記載の翼形を備えた航空機を示す図である。ここで、ＡＤ＝ｂはこの形状によるいかなるロード関数も持たないコードであり、ＡＤ１＝ｂ１は外部コードであり、ＡＢは上部および下部の水平部分ＡＣ１およびＢＤを接続し、この形状の機首を形成する平坦な曲面であり、ＢＢ１＝ＣＣ１＝ＤＤ１＝ｈは主要な横断面の高さであり、αは曲面ＡＢでの主要な横断面に対する入射角の角度であり、βは角度ＢＡＢ１＝は前縁での上下輪郭の発散角であり、Ｃ１Ｄは翼の後縁を形成する曲面であり、ＭＮは曲面ＡＢの中間点の接線である。この形状を持つ翼の設定角度は０度であるため、下部揚力面ＢＤに対する入射角も０度となる。
【図３】請求項４に記載の翼形を備えた航空機を示す図である。ここで、ＡＣ１は上部輪郭の直線であり、АＤは前縁と後縁とを接続する平坦な曲面であり、С１Ｄは後縁を備えた上部輪郭の直線を接続する平坦な曲面である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
提案された翼形は、下部輪郭のみに対して風の流れの相互作用を提供する。この翼形は前縁（Ａ）を後縁（Ｄ）に接続すると同時にコード（ｂ）である区分（ＡＤ）で表される。この場合、鋭角の前縁がすべての風の流れを下部輪郭（ＡＤ）に方向づけるため、上部輪郭（ＡＣ１Ｄ）には高速流が存在しない。上部輪郭の主な部分は直線（ＡＣ１）で表され、その後部（Ｃ１Ｄ）は後縁に滑らかに降下する。上部輪郭（ＡＣ１）における圧力はフライトレベルでの摂動を受けない空気圧とほぼ同じである一方、上表面は航空機の速度ベクトルに平行である。これは提案された方法における定性的に新規で必須の特徴である。翼の揚力を形成する機能は完全に下部輪郭（ＡＤ）に移動する。そのため以下の結果が得られる。
１）翼の上部輪郭を風の流れとの相互作用から完全に解放する。
２）環境に対する翼の相互作用を完全に下輪郭に移動させる。
３）揚力を高めるために壁面境界層を効率的に用いる。
４）厚さ（ｈ）、入射角（α）の角度、壁面境界層の厚さ（Δｈ）、空気分子の直線速度（νм）を翼の揚力の分析および計算に導入する。
５）従来の形状を備えた翼における克服できない欠点である造波抗力から翼を解放する。
６）翼の前面抗力を最小にして、高い空気力学的資質を得る。
【００２６】
従来の空気力学による翼の揚力の計算に用いられる動的パラメータは、経験的に選択された揚力係数（Ｃｙ）に適用される動的圧力であり、また揚力（Ｙ）は以下の数式により計算される（「エンサイクロペディア・オブ・フィジックス（Ｅｎｃｙｃｌｏｐｅｄｉａ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（ロシア），１９９２年，第３巻，ｐ．６７０）。
Ｙ＝Ｃｙ・ρν２・ｓ／２、Ｎ                          （１）
ここで、
ρは空気密度ｋｇ／ｍ３であり、
νは航空機の速度ｍ／ｓであり、
ｓは翼の領域ｍ２である。
以下の方程式は、巡航飛行時の航空機に当てはまる。
Ｙ＝ｍ・ｇ，Ｎ             （２）
ここで、
ｍは航空機の重量ｋｇであり、
ｇはフライトレベルにおける重力加速度ｍ／ｓ２である。
右辺（１）と（２）を同等とみなし、上記の方程式をСуについて解くと、以下が得られる。
【００２７】
【数４】
2013540647.tif 000006
【００２８】
（３）
【００２９】
いくつかの重要なパラメータについては、数式（１）、（２）および（３）では考慮されていない。例えば、翼厚（ｈ）、入射角の角度（α）、翼の上表面に対する圧力（Рβ）、翼の下表面に対する圧力（Рн）、空気分子の速度（νм）、壁面境界層の厚さ（Δｈ）などである。しかしながら、最大の逆説は（１）と（３）との間の矛盾である。（１）によると、揚力係数（Су＞１）が増大すればするほど、つまり翼の揚力が増大すればするほど、航空機の離陸はより簡単になり、離陸滑走路などがより短くなる。しかし（３）によると、Су＞１の場合、すなわち航空機の重量が翼の揚力より大きい場合には、航空機は離陸できないことになる。
【００３０】
したがって上記の計算から、従来の空気力学が、摂動を受けない空気を介して動く翼の周囲の風の流れの理論を欠いていることが分かる。
【００３１】
特許を受けようとする提案された形状を備えた翼に対応する数学的モデルが存在する。この数学的モデルは、翼の揚力が上表面（ＰＢ）と下表面（ＰＨ）との圧力差の結果、得られるという仮定に基づき、以下の方程式（４）で表される。
Ｙ＝（Рβ-Ｐн）・ｓ，Ｎ                       （４）
【００３２】
提案された形状Ｂ−１を備える翼の上表面に対する圧力がフライトレベル（Рβｉ＝Ｐ０ｉ）での摂動を受けない空気の圧力（Ｐ０ｉ）と常に等しいため、（４）の方程式を展開すると以下の数式が得られる。
【００３３】
【数５】
2013540647.tif 000007
【００３４】
（５）
ここで、
Ｐ０ｉはフライトレベルでの摂動を受けない空気の圧力Ｎ／ｍ２であり、
ρｉはフライトレベルでの摂動を受けない空気密度ｋｇ／ｍ３であり、
νｉは航空機の速度ｍ／ｓであり、
νμｉはフライトレベルでの空気分子の直線速度ｍ／ｓである。
通常の状態（ｔ＝０°Ｃ、Р０＝１０１  ３２５  Ｐａ）において、空気分子の速度はνμｉ＝４７１３１．７２５ｍ／ｓである（ディー・エイチ・バジエフ（Ｄ．Ｈ．Ｂａｚｉｅｖ）著，「ファンダメンタルズ・オブ・ア・ユニファイド・セオリー・オブ・フィジックス（Ｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｓ  ｏｆ  ａ  ｕｎｉｆｉｅｄ  ｔｈｅｏｒｙ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（ロシア），１９９４年，ｐ．６１９）。
ｔｇβ＝ｈ／ｂ１は、主要な横断面の平均高さと外部コードとの関係を表し、
ｈは主要な横断面の高さｍ（図２）である。
【００３５】
【数６−１】
2013540647.tif 000008
【００３６】
βは翼の前縁での上下輪郭の発散角であり、
ｓ＝Ｌ・ｂは翼の領域ｍ２を表し、
Ｌは翼幅ｍであり、
ｂは翼のコードであるＡＤ（図２および図３）、ｍであり、
ｂ１は外部コードＡＤ１（図２および図３）、ｍである。
【００３７】
数値Ｙｉ＝ｃｙ・ｍｉｇｉとｔｇβを数式（５）に代入すると、提案された形状Ｂ−１を備えた翼の揚力に関する完全な方程式が得られる。航空機の亜音速（ν≦１Ｍ）に関する翼の揚力（Ｙ）の形成に関与するすべての物理的および幾何学的なパラメータが考慮されているため、この方程式はいかなる係数も含まない。
【００３８】
【数７】
2013540647.tif 000009
【００３９】
（６）
ここで、ｃｙ≧１．０１は翼の揚力係数である。
【００４０】
数式（６）から、離陸モードでは航空機の右辺が左辺より高いことになる。すなわち、揚力は航空機の離陸重量より大きい。そして巡航飛行時には、航空機の重量および揚力は等しくなる。一方、数式（６）における揚力の数値は常に、この力が重力ベクトルに対して方向づけられていること、すなわち上向きであることを示す負号を取る。
【００４１】
【数８】
2013540647.tif 000010
【００４２】
（７）
これは、航空機の速度（ν＞１Ｍ）に関する翼の揚力を表す方程式である。ここで、Ｍはマッハ数であり、γ＝１．３６８０５９１２は、ν＞１Ｍによる壁面境界層内の空気の断熱係数を表す。
【００４３】
以下は本発明を実際に使用する場合の例である。
【実施例１】
【００４４】
図１は翼形を示している。ここで、АＤはコードおよび下部輪郭であり、ＡＣ１Ｄは上部輪郭であり、СС１は形状の最大の厚さであり、ＤＤ１＝ｈは翼の主要な横断面の高さを表し、角度САС１＝βは上下輪郭の発散角を表す。図２から分かるように、提案された変形例は以下の特徴を備えた鋭角の前縁を有している。
１）例外的に鋭角の機種角度、САС１＝вは上下輪郭の発散角である一方、音速航空機の翼（Ａ）の前縁は刃のように非常に鋭い。
２）下部輪郭（ＡＤ）、すなわちコード（ｂ）は高速の壁面境界層を形成する直線であり、これは大量の運動エネルギーを有し、翼（ＡＤ）の下表面に沿って過剰な圧力を発生させる。本形状を備えた翼は、最小前面抗力と最大揚力を有し、その結果、プロトタイプに対して非常に高い空気力学的資質を得る。
３）上部輪郭（АС１）の主要な部分は、航空機の翼の運動ベクトルあるいは航空機の主要な長手方向の軸に対して平行な水平直線によって表わされる。形状の最大の厚さ（Ｃ１）の点から後縁（Ｄ）までの上部輪郭の後部は、平坦な曲面（Ｃ１Ｄ）として機能する。上部輪郭の始点である鋭角の前縁（Ａ）によって上部輪郭に対する風の流れの相互作用が完全に回避され、航空機のすべてのフライトモードにおける造波抗力の除去と、空気力学的粗動からの解放につながる。
【実施例２】
【００４５】
図２は翼形を示している。ここで、Аは中程度の鋭角の前縁を表し、Вは翼（ＢＤ）の揚力面の始点を表し、ＡＢは前縁を形成する上下輪郭を接続する平坦な曲面であり、Ｃ１Ｄは上部輪郭を後縁に接続する平坦な曲面である。
本形状の顕著な特徴は以下の通りである。
１）上部輪郭АС１および下部輪郭ＢＤの主要部分が互いに平行になりうるかどうかは、曲面АВの曲率半径（図２）と主要な横断面の高さに依存する。
２）鋭角の前縁は翼の下のすべての風の流れを下部輪郭に方向づける。なぜなら上部輪郭には、航空機の長手方向の軸に対して上部輪郭を平行に整列させることによって生じる入射角が存在しないからである。
３）風の流れは、入射角の負角を有する区分を持たない下部輪郭（ＡＢＤ）にのみ相互作用する。また研究が示すように、速度ν≦０．６Ｍで高速の壁面境界層が下部輪郭に沿って形成され、速度ν＞０．６Ｍで前記壁面境界層が点（Ｂ）で終わるが、風の流れのせいで高密度化した下層が翼の下に形成され、この下層は翼（ＢＤ）の揚力面を支持し、この結果、この形状を有する特定の翼の揚力はプロトタイプの翼の揚力の二倍、大きくなる。この特徴は、摂動を受けない空気を介して翼が動くときに明らかになる。これは基本的な形状であり、この基本的な形状は、上下輪郭の発散角を０°から９０°の間で変化させることにより、また主要な横断面の高さを大幅に変化させることにより、一連の形状を設計するために使用することが可能になる。超音速の航空機には鋭角の前縁を有する翼が装備され、また、主要な横断面の高さの容認できる程度の低い数値を有する。この低い数値は、いくつかの技術的な状態に依存する。極めて頑丈な航空機はこの形状、あるいはその変形を備えており、この場合、主要な横断面の高さは離陸重量および離陸する瞬間の滑走路上の速度に依存する。翼形（ＡＣ１）の上部輪郭は、航空機の運動ベクトルあるいは航空機の主要な長手方向の軸に対して平行である。このため、提案された形状を備えた翼の上表面の設定角度は０°となる一方、従来の形状を備えた翼の設定角度は常に０°より大きく、かつ２°から６°の間で変化する。
【実施例３】
【００４６】
図３は翼形を示している。ここで、Аは鋭角の前縁を表し、АС１は上部輪郭の直線部分であり、Ｃ１Ｄは上部輪郭を後縁に接続する平坦な曲面であり、АＤは下部輪郭を形成する前縁および後縁を接続する平坦な曲面である。
【００４７】
本発明の概念は本方法の実用化により確認された。
【００４８】
（提案された翼の揚力形成方法の実現および本方法を実現させる装置に関する実施例）
本方法の実現可能性および本装置の効率を確認するため、図１および図２の形状と、同一の幾何学的特徴（翼幅、コードおよび翼厚）を有するＮＡＣＡ−２３０１５の形状とを備えた４つの翼のモデルを作成した。
【００４９】
試験モデルを、容量Ｗ＝４００Ｗ、速度ｎ＝１４０００ｒｐｍで交直両用電動機軸に取り付けた。翼を備えた電動機を、交差Δ＝±０．００５ｋｇで電子てんびんのてんびん皿、“Ｎｉｋｏｔｅｋｓ  ＮＰＶ−１５ｋｇ”に固定された大型プラットフォームの上に設置した。てんびん皿は大型で頑強なジュラルミン製の円盤で保護した。
【００５０】
これらの翼のモデルはマグネシウムとアルミニウムの合金製で、表面は完全に磨かれていた。
【００５１】
実証研究により、主に上部輪郭に沿って真空状態を作ることにより揚力を形成する従来の形状を備えた翼の代表的なプロトタイプと比較すると、提案された形状を備えた翼のほうがより高い効率性を持つことが証明された。この結果は表１から４（付録を参照）に示されている。速度хの関数としての具体的な翼の揚力（Ｙｓ，Ｎ／ｍ２）は動的制御パラメータとして認められている。摂動を受けない空気を通る翼の動作速度は等しいと仮定して、図１の形状を備えた翼と、図２の形状およびＮＡＣＡ−２３０１５の形状を備えた他の翼とを以下に比較する。
１）ν３＝２５．０６８ｍ／ｓ（Ｂ−１、表１），Ｙｓ３＝２４７．９４４Ｎ／ｍ２，
ν１＝２５．９１７ｍ／ｓ（ＮＡＣＡ、表２）  ，Ｙｓ１＝６４．３７８Ｎ／ｍ２，
ｋ１＝Ｙｓ３／Ｙｓ１＝３．８５
２）ν１１＝６２．７７７ｍ／ｓ（Ｂ−１、表１）  ，Ｙｓ１１＝１７２４．９８２Ｎ／ｍ２，
ν５＝６２．２０７ｍ／ｓ（ＮＡＣＡ、表２）  ，Ｙｓ５＝２８７．８０７Ｎ／ｍ２，
ｋ２＝Ｙｓ１１／Ｙｓ５＝５．９９３
３）ν９＝６９．３０９ｍ／ｓ（Ｂ−２、表３）  ，Ｙｓ９＝１１０５．８７Ｎ／ｍ２，
ν６＝６９．３０９ｍ／ｓ（ＮＡＣＡ、表２）  ，Ｙｓ６＝３５５．９７２Ｎ／ｍ２，
ｋ３＝Ｙｓ９／Ｙｓ６＝３．１０６
４）ν１０＝５６．５１６ｍ／ｓ（Ｂ−１、表１）  ，Ｙｓ１０＝１３８８．４８６Ｎ／ｍ２，
ν６＝５６．４１３ｍ／ｓ（Ｂ−２、表３）  ，Ｙｓ６＝７０８．１５８Ｎ／ｍ２，
ｋ４＝Ｙｓ１０／Ｙｓ６＝１．９６０７
【００５２】
この比較実験の結果に続いて、図１の形状を備えた翼は、プロトタイプに対する４つの例すべてにおける実質的な利点を示し、図２の形状を備えた翼には係数ｋが反映される。
【００５３】
これらの結果を分析すると、提案された翼の揚力形成方法と前記方法を実現するための図２に基づく一連の形状は、従来の方法および従来の形状と比較して格段に優れていることが分かる。
【００５４】
上記に基づき、提案された翼の揚力形成方法と前記方法を実現するための装置は実際に実行することが可能であり、それにより示された技術的結果に達成するという結論が得られる。
【００５５】
（参考文献一覧）
１．エイ・エム・ヴォロドコ（Ａ．Ｍ．  Ｖｏｌｏｄｋｏ）著，エム・ピー・ヴェルクホジン（Ｍ．Ｐ．  Ｖｅｒｋｈｏｚｉｎ）著，ヴイ・エイ・ゴルシュコフ（Ｖ．Ａ．  Ｇｏｒｓｈｋｏｖ）著，「ヘリコプターズ・ガイドブック（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ．  Ｇｕｉｄｅｂｏｏｋ）」，（モスクワ、ロシア），陸軍版（Ｍｉｌｉｔａｒｙ  ｅｄｉｔｉｏｎ），１９９２年
２．イー・アイ・ルジッスキー（Ｅ．Ｉ．  Ｒｕｚｈｉｔｓｋｙ）著，「ヘリコプターズ（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ）」，（モスクワ、ロシア），（ヴィクトリア、オーストラリア），１９９７年
３．ヴイ・ジー・レベド（Ｖ．Ｇ．  Ｌｅｂｅｄ）編，「ヘリコプターズ・オブ・カントリーズ・アラウンド・ザ・ワールド（Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ  ｏｆ  ｃｏｕｎｔｒｉｅｓ  ａｒｏｕｎｄ  ｔｈｅ  ｗｏｒｌｄ）」，（モスクワ、ロシア），１９９４年
４．ディー・エイチ・バジエフ（Ｄ．Ｈ．  Ｂａｚｉｅｖ）著，「ファンダメンタルズ・オブ・ア・ユニファイド・セオリー・オブ・フィジックス（Ｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｓ  ｏｆ  ａ  ｕｎｉｆｉｅｄ  ｔｈｅｏｒｙ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（モスクワ、ロシア），Ｐｅｄａｇｏｇｉｃｓ，１９９４年，ｐ．６４０
５．ヴィ・エヌ・ダーリン（Ｖ．Ｎ．  Ｄａｌｉｎ）著，「スペシフィケーション・アンド・コンストラクション・オブ・ヘリコプターズ（Ｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎｓ  ａｎｄ  ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ  ｏｆ  ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ）」，（モスクワ、ロシア），１９８３年
６．ティー・アイ・リグム（Ｔ．Ｉ．  Ｌｉｇｕｍ）著，エス・ワイ・スクリチェンコ（Ｓ．Ｙ．  Ｓｋｒｉｐｃｈｅｎｋｏ）著，エル・エイ・チュルスキー（Ｌ．Ａ．  Ｃｈｕｌｓｋｙ）著，エイ・ヴイ・シシュマレフ（Ａ．Ｖ．  Ｓｈｉｓｈｍａｒｅｖ）著，エス・アイ・ユロヴスキー（Ｓ．Ｉ．  Ｙｕｒｏｖｓｋｙ著），「アエロダイナミクス・オブ・ザ・ツ−１５４エアライナー（Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｔｕ−１５４  ａｉｒｌｉｎｅｒ）」，（モスクワ、ロシア），ロシア運輸省（Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ），１９７７年
７．エス・ティー・カシャフトディノフ（Ｓ．Ｔ．  Ｋａｓｈａｆｕｔｄｉｎｏｖ）著，ヴイ・エヌ・ルシン（Ｖ．Ｎ．  Ｌｕｓｈｉｎ）著，「アトラス・オブ・ザ・アエロダイナミック・キャラクタリスティックス・オブ・ウイング・プロファイルズ（Ａｔｌａｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ  ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ  ｏｆ  ｗｉｎｇ  ｐｒｏｆｉｌｅｓ）」，（ノヴォシビルスク、ロシア），１９９４年
８．「エンサイクロペディア・オブ・フィジックス（Ｅｎｃｙｃｌｏｐｅｄｉａ  ｏｆ  ｐｈｙｓｉｃｓ）」，（モスクワ、ロシア），１９９２年，第３巻，ｐ．６７０
付録
表１
図２による形を備えた翼の試験結果
翼形状:L＝0,322m;b＝0,04m;h＝6mm,S＝0,01288m2;Sm＝0,001932m2;m1＝0,275kg;G1＝m1・gＭ＝2,699331N;α＝30°.実験室条件:P0＝98791,875Pa;t0＝15℃,ρ0＝1,19496kg/m3.
【００５６】
【表１−１】
2013540647.tif 000011
【００５７】
Vg0＝m0/ρ0＝4,025801031・10-26m3;
【００５８】
【数９】
2013540647.tif 000012
【００５９】
f0＝φ・T＝6,0021351087・1012s-1,
υμ0＝2dg0・f0＝51045,052837m/s.
表１（続き）
【００６０】
【表１−２】
2013540647.tif 000013
【００６１】
表２
図２による形を備えた翼の試験結果
翼形状:L＝0,364m;b＝0,045m;S＝0,01638m2;Sm＝L・h＝0,00364m2;h2＝10mm;
m2＝0,55kg;G2＝5,398663N;α＝30°.
実験室条件:P0＝100258,0Pa;t0＝16℃,ρ0＝1,2085kg/m3.
【００６２】
【表２−１】
2013540647.tif 000014
【００６３】
Vg0＝m0/ρ0＝3,9805960695・10-26m3;
【００６４】
【数１０】
2013540647.tif 000015
【００６５】
f0＝φ・T＝6,022795902・1012s-1,
υμ0＝2dg0・f0＝51028,323m/s.
表２（続き）
【００６６】
【表２−２】
2013540647.tif 000016
【００６７】
表３
図１による形を備えた翼の試験結果
翼形状:L＝0,346m;b＝0,04m;S＝0,01384m2;Sm＝0,002076m2;m3＝0,204kg;G3＝2,002432N;α＝9°56’.
実験室条件:P0＝99591,809  Pa;t0＝18℃,ρ0＝1,19222kg/m3.
【００６８】
【表３−１】
2013540647.tif 000017
【００６９】
Vg0＝m0/ρ0＝4,03505326198・10-26m3;
【００７０】
【数１１】
2013540647.tif 000018
【００７１】
f0＝P0Vg0/h＝6,06462412486・1012s-1,
υμ0＝2dg0・f0＝51615,971m/s.
表３（続き）
【００７２】
【表３−２】
2013540647.tif 000019
【００７３】
表４
ＮＡＣＡ−２３０１５による形を備えた翼の試験結果
翼形状:L＝0,322m;b＝0,04m;S＝0,01288m2;Sm＝0,001932m2;h＝6mm;
m4＝0,2405kg;G4＝2,360688N;α＝1°.
実験室条件:P0＝98781,875Pa;t0＝15℃,ρ0＝1,19496kg/m3.
【００７４】
【表４−１】
2013540647.tif 000020
【００７５】
Vg0＝m0/ρ0＝4,025801031・10-26m3;
【００７６】
【数１２】
2013540647.tif 000021
【００７７】
f0＝P0Vg0/h＝6,00151047643・1012s-1,
υμ0＝2dg0・f0＝51039,741m/s.
表４（続き）η＝（Ｆ−Ｘ）／Ｆ
【００７８】
【表４−２】
2013540647.tif 000022
【００７９】
表５
ＮＡＣＡ−２３０１５による形を備えた翼の上下表面に沿った過剰な圧力
【００８０】
【表５】
2013540647.tif 000023
【００８１】
表６
図２による形を備えた翼の下表面に沿った過剰な圧力
【００８２】
【表６】
2013540647.tif 000024
【図１】
2013540647.tif 000025
【図２】
2013540647.tif 000026
【図３】
2013540647.tif 000027
【国際調査報告】
2013540647.tif 000028
2013540647.tif 000029