(57)【要約】機関軸出力と空気力学設計の２つの間のシナジーを増加させ、上昇飛行性能、エンジン出力性能、および様々な航空機のための燃料効率等を増加させるため、機関軸出力と空気力学設計を結合させるための装置、方法、およびシステム。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流動修正システムであって、流体がその上を流れる本体を覆うためのカバー；前記後縁上での流動衝突を促進する前記カバー上の形状；および、前記カバー上の制御面からなる流動修正システム。
【請求項２】
請求項１の流動修正システムであって、前記後縁の上での前記流動衝突は、前記後縁で圧力を増加させる流動修正システム。
【請求項３】
請求項２の流動修正システムであって、前記後縁での圧力の増加は圧力スラストを増加させる流動修正システム。
【請求項４】
請求項１の流動修正システムであって、前記制御面は回転可能である流動修正システム。
【請求項５】
請求項１の流動修正システムであって、流体がその上で流動する前記本体は翼である流動修正システム。
【請求項６】
請求項１の流動修正システムであって、カバーは、流体がその上で流動する前記本体の一部を覆うだけである流動修正システム。
【請求項７】
請求項１の流動修正システムであって、流動駆動メカニズムは前記後縁に配置されている流動修正システム。
【請求項８】
請求項７の流動修正システムであって、前記流動駆動メカニズムは前記後縁上の圧力を増加させる流動修正システム。
【請求項９】
請求項７の流動修正システムであって、前記流動駆動メカニズムは、前記本体上を流れる境界層の空気の一部を除去する流動修正システム。
【請求項１０】
請求項７の流動修正システムであって、前記流動駆動メカニズムは吸入メカニズムである流動修正システム。
【請求項１１】
請求項７の流動修正システムであって、前記流動駆動メカニズムは、乱流発生器である流動修正システム。
【請求項１２】
請求項１の流動修正システムであって、前記カバーが、流体がその上で流動する前記本体の一部を覆うだけであり、異なる位置に取り付けることができる流動修正システム。
【請求項１３】
請求項１の流動修正システムであって、前記カバーは、流体がその上で流動する前記本体にファスナによって取り付けられる流動修正システム。
【請求項１４】
圧力を強化する方法であって、流体がその上を流れる本体の被覆；前記覆われた本体の上の流体の通過；および前記覆われた本体の後縁の上での圧力の増加からなる方法。
【請求項１５】
請求項１４の方法であって、その上を流体が流動する前記本体は翼である方法。
【請求項１６】
請求項１４の方法であって、その上を流体が流動する前記本体は胴体である方法。
【請求項１７】
請求項１４の方法であって、前記覆われた本体の前記後縁の上での前記増加する圧力は、圧力スラストを生成する方法。
【請求項１８】
請求項１４の方法であって、その上を流体が流動する前記本体の異なる部分が覆われる方法。
【請求項１９】
請求項１４の方法であって、さらに流動駆動メカニズムで前記後縁の上での前記流動からなる駆動方法。
【請求項２０】
請求項１９の方法であって、前記流動駆動メカニズムは、前記後縁上の開口である方法。
【発明の詳細な説明】
【関連出願の相互参照】
【０００１】
本出願は、合衆国法典第３５（米国特許法）§１１９（ｅ）の下で出願日２００４年１２月２３日の米国の仮特許出願６０／６３８，３５１号、および、出願日２００５年６月３日の米国仮出願６０／６８６，９３２号の優先権を主張し、両方の全体の内容は本願明細書において引用したものとする。
【背景技術】
【０００２】
圧力スラストの一般の概念は、翼、航空機および潜水艦を含む流体力学の設計技術において公知である。現象は、飛行機の翼、尾翼面または胴体を通過する空気のエネルギーをその翼、尾翼面または胴体を前方に押すように使用する。航空機に対して自由流れ気流を押し進めるために必要とされるエネルギーは、気流から回収されるエネルギーより少なく、システムが全体で必要なエネルギーを減少させることができる。
【０００３】
１９４０年代および１９５０年代においてグリフィス翼は、開発された。研究者は、翼幅に搭載された全翼機運搬の使用のためのきわめて厚い翼に重点を置き、それらの設計のために全体で必要とされる動力における意味のある減少を証明した。ＮＡＳＡのＤｅｎｉｓ Ｂｕｓｈｎｅｌｌの助けにより、Ｆａｂｉｏ Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄは、圧力スラスト現象を発見し、検証した。それは、Ｇｏｉｄｓｃｈｍｉｅｄ，Ｆ． Ｒ．の「翼静圧力スラスト：飛行テスト確認」１９９０年９月ＡＩＡＡ 論文９０‐３２８６において説明され、その内容は全体において本願明細書に引用したものとする。例えば、追加的な資料は、Ｒｉｃｈａｒｄｓ，Ｅ． Ｊ． ａｎｄ Ｂｕｒｇｅ，Ｃ  Ｈ．の「境界層吸入で全体の表面上に層流を提供するように設計された翼」１９４３年６月、Ａ．Ｒ．Ｃ．ＲＢＭ ２２６３；Ｒｉｃｈａｒｄｓ，Ｅ．Ｊ．，Ｗａｌｋｅｒ  Ｗ．Ｓ．および Ｇｒｅｅｎｉｎｇ Ｊ．Ｒ．の「１３フィート、×９フィート、風洞部分１、部分２、部分３、部分４、リフト、抗力、ピッチングモーメント、および、速度分布におけるグリフィス翼の試験」１９４４年、ＡＲＣ／Ｒ＆Ｍ‐２１４８  ＡＲＣ‐７４６４  ＡＲＣ‐７５６１  ＡＲＣ‐８０５４  ＡＲＣ‐８０５５，および、Ｒｉｃｈａｒｄｓ，Ｅ．Ｊ．，Ｗａｌｋｅｒ， Ｗ．Ｓ．およびＴａｙｌｏｒ， Ｃ Ｒ．の「３０％吸入翼の風胴試験」１９４５年７月、Ａ．Ｒ．Ｃ ＲＢＭ２１４９、Ｂ． Ｔｈｗａｉｔｅｓの「非圧縮性空気力学」１９６０年ドーバー、２００５年１２月２１日に見られたｈｔｔｐ：／／ｗｅｂ．ｍｉｔ． ｅｄｕ／１６.ｕｎｉｆｉｅｄ／ｗｗｗ／ＦＡＬＬ／ＢｒｅｇｕｅｔＮｏｔｅｓ．ｐｄｆ， ２００５年１２月２１日に見られたｈｔｔｐ：／／ｗｅｂ．ｍｉｔ．ｅｄｕ／１６．ｕｎｉｆｉｅｄ／ｗｗｗ／ＳＰＲＩＮＧ／ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ／ＵｎｉｆｉｅｄＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎ４／ＵｎｉｆｉｅｄＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎ４.ｈｔｍ，および、Ｂｒｕｃｅ Ｈ．  Ｃａｒｍｉｃｈａｅｌによる「パーソナルエアクラフトの抗力減少」（Ｃａｐｉｓｔｒａｎｏ Ｂｅａｃｈ，Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ ： Ｃａｒｍｉｃｈａｅｌ，１９９５），において見つけることができ、その内容は全体において本願明細書に引用したものとする。
【０００４】
同様に「飛行船（Ａｉｒｓｈｉｐ）」と名称を与えられた米国特許５，３５８，２００、および、「風洞等のための境界層制御拡散器」と名称を与えられた米国特許５，０９９，６８５は、関連技術を記載する。
【０００５】
さらに、図１は、翼の外形および理論上の速度分布を示している代替的な構造を図示する。同様に、図２は、吸入での対称翼上の理論的および実験的な速度分布を示す背景技術を図示する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
本発明の実施例の利点が、その説明が添付の図面とともに考慮されるべきである以下の好ましい実施例の詳細な説明から明白である。
【０００７】
本発明の態様は、次の説明および発明の特定の実施例に導かれる関連する図面において開示される。代替の実施例は、発明の意図または範囲から逸脱することなく、考案される可能性がある。加えて、発明の例示的な実施例の周知の要素は、発明に関連した詳細を不明瞭にしないために詳述されない、または省略される。さらに、説明の理解を容易にするため、本願明細書において用いられるいくつかの用語の解説は以下に続く。
【０００８】
「例示的な」という単語は、「例、実例または例証として役立つ」という意味であるように本願明細書において用いられる。「例示的に」と本願明細書において記載されるあらゆる実施例は、必ずしも他の実施例で好ましいはまたは都合が良いというように解釈される訳ではない。同様に、用語「発明の実施例」は、発明のすべての実施例が、検討された特徴、利点または作動モードを含むことを必要としない。
【０００９】
圧力スラスト現象は、飛行機の翼、尾翼面または胴体を通過する空気のエネルギーをその翼、尾翼面または胴体を前方に押すように使用する。この効果を生成するため、翼の境界層の一部を吸い込むために吸入ポンプを使用する可能性があり、これにより自由流れ気流を凹状エアロスパイク形状に対して吹かせる。自由流れ圧力はこのエアロスパイク形状に対して吹き、１つの結果が、圧力抗力を取り除き、驚異的な量の表面摩擦抗力をオフセットし、低い総所要動力を与えるのに十分なスラストである。一実施例において、エアロスパイクは、このエネルギーを回収するために使用する可能性があるが、現行の翼およびテールコーンを含むがこれに限らない代替の形状も可能である。
【００１０】
図３、４、５、６、１０ａ−ｃおよび１１に一般に関連して、吸入ポンプは、あらゆる従来の方法で動力を供給されることができる。一実施例において、農薬散布飛行機に非常に似た機構の風車が使用されることができる。代替的に、既存のエンジンは、機械的、電気的な、油圧または他のあらゆる従来の手段により吸入ポンプに連結されることができる。さらにもう１つの実施例において、専用のエンジンは、必要な吸入を生成するために直接設置されることができる。
【００１１】
本発明の一実施例は、様々な航空機等の上昇飛行性能、エンジン出力性能および燃料効率を劇的に増加させるため、２つの抗力減少メカニズムの結合の方法およびシステムに関連することが考えられる。より具体的には、発明は、「層流」と呼ばれる現象、および、「圧力スラスト」と呼ばれる現象の両方の利点を結合するシステムおよび方法に関連する。
【００１２】
圧力スラストの現象は、システムを前方へ（例えば、空気又は流体媒体を通じて翼、胴体、船、または、他の本体）押し進めるために動圧および対気速度を利用する。少なくとも１つの例示的な実施例において、吸入ポンプ等は、翼周辺で境界層流体（Ｂ．Ｌ）の一部を除去するために使用される可能性がある（例えばＢ．Ｌ．エアーの１／２）。これは、翼または他のシステムの後縁に対して、自由流れ気流または流体流動を押し進める。本願明細書において検討される実施例において、空気は流体の非制限的な例として使われる。さらに、発明の例示的な実施例は、「エアロスパイク」形状に作られる後縁を含み、圧力抗力を取り除き、表面摩擦による大量の抗力を相殺するのに十分なスラストに結びつく。
【００１３】
図３は、少なくとも１つの例示的な実施例による流動修正システムを図示する。被覆システム（例えばグラブ１００）は、流体移動本体（例えば翼１３０）を覆うために構成されてもよい。議論の容易さのため、発明はそれを通じて移動するいかなる流体およびシステムにおいても使われることができるが、気流における翼は検討される。翼１３０は、後縁１２０、および任意に回転する（１４０）ことができるヒンジ結合された制御面１１０を有するグラブ１００によって覆われる。後縁１２０は、後縁で圧力が増加すると後縁において流動衝突を促進するように設計されることができ、したがって圧力スラストを増加させる。
【００１４】
図４は、流動駆動メカニズム２１０（例えば吸入メカニズム、流動噴射器、乱流発生器）は、残材２３０で後縁２５０の方へ自由流れ流動２２０の流体部分２４０を駆動するような少なくとも他の例示的な実施例を図示する。流体部分２３０は後縁２５０に当たり、運動量を伝え、および／または、局所化された圧力を増加させ、圧力スラストを増加させる。
【００１５】
さらなる実施例において、流動修正メカニズム２００は、翼全体の被覆を必要としない。例えば、先端エッジ部分２６０は除去されることができ、流動修正メカニズム２００は、飛行条件次第で様々な位置で取り付けられることができる（例えば位置ＡおよびＢ）。付属品はファスナによるものでもよい（例えば、ボルト、ラッチ、ピン、接着剤、溶着または当業者にとって公知の他の固定装置および方法）。同様に、翼の全体を覆う実施例は、任意に、主翼全体または主翼の一部、胴体または胴体の一部を覆うことができ、上記の通りに類似した装置および方法によって固定される。
【００１６】
図５は、高経済的な動力を供給する自動推進式胴体の例である。Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄによるこの設計５００は円形であるが、後縁で、時にはリングローブ・カスプ（Ｒｉｎｇｌｏｅｂ  Ｃｕｓｐ）と呼ばれる、凹形の形状５１０を含む以前に言及されたグリフィス翼に類似している。この凹形の形状は、エアロスパイク・ロケットエンジンの外側のノズルに似ていて、類似した機能を実行する。設計は、テールブーム５３０および尾翼５４０をさらに含む。加えて、Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄによるこの胴体設計は、その長さの最初の１０％において流動トリップを有し、そのポイントを越える層流を取り除くことを助ける。この例では、試験は、スロット５２０を通じてダクトで送られる吸入が、この場合、左から右に移動している気流と結合して、抗力の大部分または運動量不足を取り除くことができることを示した。しかしながら、吸入の最も効率的な量は、１０％の修正されない推進力不足を残す。これは、他の現行の設計に対向して機体への集積化の始まりを示す。
【００１７】
この設計上の吸入スロット５２０は、境界層の空気の約半分を排出し、高速の自由流れ空気をリングローブ・カスプ５１０に送る。これは、その流動からエネルギーを回収し、それを前方へのスラストに変える。加えて、吸入スロット５２０における吸入ポンプは、排出された、動きの遅い境界層の空気を自由流れ空気に近い速度に戻すことができる。
【００１８】
図６および７は、Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄの設計の４プレース航空機６００の２つの像を示す。上記のデータから、図５−７（流動トリップを含む）において示されるこの胴体設計を使用している４プレイスの２９００ポンドの民間機が、１２０馬力において２００ｍｐｈで進むことが推定された。これは、約２００馬力において２００ｍｐｈで進む３１００ポンドのビーチボナンザＶ３５、または２１０馬力において１８５ｍｐｈで進む３０００ポンドのセスナ１８２より有利である。
【００１９】
図８は、圧力スラストに関するＧｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄのデータのグラフィック表示であり、図９は、圧力スラストからの最大利点のための、設計の最適化から得られる利点の評価のグラフ表示である。（最大胴体断面領域は、最適化された凹形の形状に当てられる）。
【００２０】
図８および図９においてさらに示されるように、乱流気体流動にもかかわらず、Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄの自動推進式胴体は、胴体の最大横断面の１６％‐２５％から構成される外側のノズル形状を用いて、４０％の動力効率の増加を示した。したがって、利点が凹形の形状に対して力を出している自由流れの流動から得られる場合、それは、異なる流動条件において最適化されることができ、そして形状の表面領域は得られる最大量に増加することが可能で、それにより生成される利点を大幅に増加させることがここで決定された。増加する圧力スラストを生成する増加した表面積は、図１７ｂによって確認されることができ、吸入スロット５２０および凹形のエアロスパイク形状５１０によって修正される、左から右に移動する飛行船型の形状の計算による流体力学分析を示す。
【００２１】
図１０ａ−ｃおよび図１１は、最適化された機体および動力装置シナジーを有する航空機１０００の例を示す。従来の航空機上の標準テールコーン１００５は、図１０ａに示すように、圧力スラストを制限するランプの形で形成される。図１０ｂおよび図１０ｃは、段または一連の段１１４０が吸入スロットまたはスロット１１３０と結合される発明の例示的な実施例を示す。さらなる実施例は、図１１において至近距離の図において示される。図１１において、一連の段を利用している流線形の動力効率の良いテールコーン１０１０は、圧力スラストの利点を利用するために実行される。図１１のテールコーンは、テールコーン１０１０上でグラブ１１００を示し、最後部端１１２０で終結する。グラブ１１００はさらに吸入スロット１１３０、および最適化された凹形の形状、または段１１４０を利用する。図１０ｂは、標準テールコーンが、１つの吸入スロット１１３０、および１つの凹形の形状、または段１１４０のみを活用する圧力スラスト・テイルコーンに置き換えられる類似した設置を示す。
【００２２】
段１１４０において使用される段または階段の設計は、それ自体が空気力学的である必要はない。現行の航空機は、最高の空気力学性を有するために最適化されるテールコーンを有する。その代わりに、階段設計は、単純に空気力学的なだけでなく動力効率が良いような意図を有する。したがって、例えば図１０ａのテールコーン１００５のような従来のテールコーンの滑らかな表面は、動力効率的なテールコーンを作成するため、吸入スロット１１３０および段１１４０によって覆われていてもよい。
【００２３】
図１１の動力効率的な階段の設計は、航空機テールコーンの代わりに翼形状に適用される図１２のズームされた図において示される。後縁設計に組み込まれる場合、吸入スロット１１３０および段１１４０は、有用性を現代の航空機に加えるためそれらの凹形の形状を使用することができる。上記の通りに、これらの特徴の取込みは様々な利点を提供することができる。例えば、発明の実施例を備える旅客機のペイロード能力は、大いに増加する可能性がある。加えて、航空機への発明の実施例の加算の結果として生じる可能性がある航空機のいかなる重さの増加も、最大積載量の増加を与える発明による燃料節減によって相殺することができる。
【００２４】
対象の発明の追加的な実施例は、レイノルズ数のように異なる飛行条件のための様々なエアロスパイク形状を含む可能性がある。
【００２５】
本発明の他の実施例は、その周りで十分な平滑性を有する合成グラブまたはスリーブを有する翼を提供する。翼弦の初めの７５％のための空気力学形状は、「自然層流」設計タイプである。翼の残材は、補助翼、フラップまたは制御面接合の上の気流として生じる乱流を有する可能性がある。制御面の後ろの気流は、真空または吸入ポンプ等の影響でエアロスパイクに対して保持されることができる。例示的な他の実施例において、吸入ポンプが故障した場合、設計は安全性を保証する。
【００２６】
発明のさらにもう１つの実施例において、エアロスパイク形状の後縁は、１０Ｍのレイノルズ数の最高４０パーセントの翼の節減を提供するため、風洞および飛行試験において使用されるものと同じスロープを有する。実施例の形状は、他のレイノルズ数においては変化する可能性がある。
【００２７】
ポンプオフ動作間の動作はさらに減少しない。吸入ポンプが分離された流動のため離れる場合、発明の設計はより高い抗力を提供する可能性がある。しかしながら、分離された流動は、飛行の安全を損なうとも限らない。例えば、スピードブレーキとして作用するためにＡ−１０サンダーボルトＩＩ上の補助翼が分裂する場合、最大限の制御権限が実際に増加することが可能である。
【００２８】
図１３および１４は、本発明の２つの例示的な実施例を示す。圧力スラストの圧力を組み込むそのような実施例は、上昇飛行性能に重点を置いた航空機において利用されることができる。例えば、ＲＶシリーズ、ネメシスＮＸＴ、および／またはランセアーＩＶのような設計において、既存の航空機は、最小の問題点を有して圧力スラストに対して最適化されることができる。図１３において、例えば、凹形に成形された段１３００および１３１０は、胴体１３２０の幅の１００％が圧力スラストに当てられることを可能にする。このような例において、主翼１３３０および１３４０、尾翼１３５０および胴体１３２０を修正することで、著しい全電力削減を生じることができる。
【００２９】
図１４は、本発明の別の実施例を示す。本実施例において、図１３において示される胴体の変形例は、飛行機１４００の主翼１４１０および尾翼１４２０においてさらに実行されることができる。主翼１４１０は標準主翼より厚い必要はないが、主翼１４１０の層厚は、さらに後方で担持される可能性がある。この設計は、最大許容可能な厚みを圧力スラストに当てることを可能にする。
【００３０】
図１５および１６は、修正されていない一般的なターボプロップ胴体、および修正された一般的なターボプロップ胴体上の圧力スラストの例示的な計算による流体力学分析を図示する。図１５の修正されていない標準設計胴体１５００は、３．６８の抵抗係数（ｃｄ）を有する。これは、胴体の前部の部分１５２０が伝統的に凸面のカーブに設計された遠方端部１５１０に至るため、予想される結果である。図１６において示される胴体の前述した段および吸入装置を組み込んで修正された方式は、−１５．９の算出されたｃｄを有する。この図は、胴体に作用している圧力スラストに起因してマイナスに見える。表面摩擦抗力が残留するので、実際の抗力はマイナスでない；しかしながら、修正された胴体上の抗力は、圧力スラストの量により、大きく差し引かれるまたは完全に克服されることさえできる。
【００３１】
胴体１６００のきわめて前部の、または前方端部１６０５で生成される高圧で比較的小さい領域は、有益な圧力または圧力スラストによって、後ろの部分１６１０で釣合いをとる。
【００３２】
全体の抗力は、圧力の効果が抗力に含まれるので、マイナスを示す可能性がある。圧力の効果が抗力計算から除去され、吸入に関連がある燃料流動と一緒に、推力当たり燃料消費率（ＴＳＦＣ）へ含まれるならば、特に圧力スラストを活用することによって、修正された「開放熱力学的」方式の等級の航続距離の式がより大きな航空機性能を達成することを示すことができる。例えば、よりよい航空機性能は、次の式を使用して示される可能性がある：
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ここで、「Ｒ」は飛行距離であり、「ｖ」は速度であり、「ＴＳＦＣ」は推力当たり燃料消費率であり、「Ｌ／Ｄ」は揚抗比であり、「Ｗｉｎｉｔｉａｌ」は巡航の開始時の初期の総航空機重量であり、「Ｗｆｉｎａｌ」は巡航終了後の総重量であり、「ｇ」は重力加速度（９．８１ｍ／ｓ２）である。
【００３３】
したがって、上記の式において、圧力スラストの修正のため、圧力抗力係数（Ｃｄｐ）は抗力計算から除去され、負の圧力抗力として示される圧力スラストは、吸引に必要な燃料消費と共にＴＳＦＣ計算に加えられる。ＴＳＦＣは、１時間に１ポンドのスラストを生じるために必要とされるポンドでの燃料の量である。
【００３４】
したがって、修正された航続距離の式は、吸入に関連がある燃料消費量（機関軸出力）、および、負の（空気力学的）圧力抗力により生成される追加的なスラストがどのように一体化した「開放熱力学的」な航続距離の式に結合されるかを示すことができる。航空機性能の改良は、空気力学および熱力学のシナジーの結果である。
【００３５】
図１７ａ−ｂは、図１７ａの修正されていない飛行船型の形状（ｂｌｉｍｐ ｓｈａｐｅ）、および図１７ｂの圧力スラストのために修正される同じ飛行船型の形状上の圧力スラストのより例示的な計算による流体力学分析を図示する。これらの図の各々において、最も高い陽圧領域は、グレイスケールの最も暗い層によって示される。標準ブリンプ形状は、図１７ａにおいて示される。左から右に移動している状態のこの図に示されるように、ブリンプ１７００は、凸面の前部の端１７２０を有する。前部の端１７２０の暗い部分は、高圧の領域を示す。後ろの端１７１０は、前部の端１７２０のそれのように圧力のつりあった量が存在する領域を有さない。
【００３６】
図１７ｂは、例示的な他の実施例による修正されたブリンプ形状を示す。この図において、ブリンプ１７００はまた左から右に移動するように見られる。したがって、図１７ｂで、前方の凸面端１７２０が高圧の領域を作成することが示される。スロット５２０で適用される吸入において、後ろの端１７１０の圧力の力は、前方端１７２０でのそれを上回る可能性がある。したがって、例えば、図１１からの凹形の段１１４０の組み込みの結果として出される圧力スラストの場所は、より大きいスケールで示される可能性がある。
【００３７】
前述の説明および添付の図面は、原理、好適な実施例および発明の作動様式を図示する。しかしながら、発明は上記で検討された実施例に限って解釈されるべきでない。上記で検討された実施例の追加的な変化は、当業者によって認識される。
【００３８】
したがって、上記の実施例は制限的であるというより、むしろ説明に役立つものであるとみなされるべきである。したがって、それらの実施例に対する変化は、次の請求項に記載のように本発明の範囲内において、当業者によって作成されることができることが認識されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】翼の外形および理論上の速度分布を示している背景技術を図示する。
【図２】吸入での対称翼上の理論的および実験的な速度分布をさらに示す背景技術を図示する。
【図３】発明の少なくとも１つの実施例による、標準の翼を包むグラブの例示的な実施例の側面図である。
【図４】発明の少なくとも１つの実施例による、標準の翼を包むグラブの例示的な他の実施例の他の側面図である。
【図５】Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄの本体形状を示す背景技術をさらに図示する。
【図６】Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄの４プレイス（４−ｐｌｅｃｅ）航空機の像を示す背景技術をさらに図示する。
【図７】Ｇｏｌｄｓｃｈｍｉｅｄの４プレイス航空機の他の像を示す背景技術をさらに図示する。
【図８】Ｇｏｌｄｓｃｈｉｅｄの静圧分布のテストを示す背景技術をさらに図示する。
【図９】圧力スラストからの最大の利益のための、設計の最適化による考えられる利益の評価を示す背景技術をさらに図示する。
【図１０ａ】エンブラエル１３５航空機の例示的な実施例の側面図である。
【図１０ｂ】本発明の一実施例を用いたエンブラエル１３５航空機の例示的な実施例の側面図である。
【図１０ｃ】本発明の一実施例を用いたエンブラエル１３５航空機の例示的な実施例の側面図である。
【図１１】圧力スラストに最大断面積を当てることができる「階段」アプローチを示す、一連の凹状ステップを有する動力効率の良いスリーブを図示する。
【図１２】発明の少なくとも１つの実施例による、標準翼を包むグラブ、および最適化された凹状の形状をいくつか有して本体を包むグラブ、を示す例示的な他の実施例の他の側面図である。
【図１３】小さい航空機の、翼上の凹状に成形されたステップ、および尾翼を示す例示的な他の実施例の上から見た図である。
【図１４】小さい航空機の翼および尾翼にさらに組み込まれる図１３の変形例を示す例示的な他の実施例の側面図である。
【図１５】変更されていない一般的なターボプロップ機の胴体を図示する。
【図１６】発明の例示的な実施例によって変更される一般的なターボプロップ機の胴体を図示する。
【図１７ａ】変更されていない飛行船形状上の圧力スラストの例示的な計算による流体力学分析を図示する。
【図１７ｂ】変更された飛行船形状上の圧力スラストの例示的な計算による流体力学分析を図示する。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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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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【図１０ａ】
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【図１０ｂ】
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【図１０ｃ】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７ａ】
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【図１７ｂ】
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【国際調査報告】
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