(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼のための翼端形状であって、
前記翼は、前記翼（１）の幅の方向に延在する外形であって前記翼（１）の前記幅の方向に横断して、前記翼の前縁（８、６、１０）から前記翼の後縁（７）へと延在する外形を備え、
前記外形は、第１の表面（１１）および第２の表面（１２）によって画定され、前記翼の端部に配置されたウィングレット（３）を有し、
前記ウィングレット（３）は、実質的に平面であり、前記翼（１）と前記ウィングレット（３）との間に配置された遷移領域（２）を有し、
前記遷移領域（２）は、前記翼（１）上の接続部（４）から前記ウィングレット（３）上の接続部（５）へと延在し、
前記遷移領域（２）において、翼弦方向の一定位置の表面に形成される湾曲の曲率は、幅方向の外側に向けて増加し、
幅方向はｙ軸の方向であり、垂直方向はｚ軸の方向であり、航空機の長手方向軸はｘ軸の方向であり、ｙ方向及びｚ方向は、航空機の長手方向軸に直交する前記平面を形成し、ｘ方向及びｚ方向は、垂直ｘ−ｚ平面を形成し、
前記特徴は、少なくとも一つの湾曲において発現し、
前記遷移領域（２）において、前記湾曲の曲率は、前記遷移領域の幅方向の寸法の少なくとも略５０％以上に亘って増加することを特徴とする、翼端形状。
【請求項２】
前記遷移領域（２）において、前記湾曲の曲率は、前記遷移領域の幅方向の寸法の少なくとも略７５％以上に亘って増加する、請求項１に記載の翼端形状。
【請求項３】
前記遷移領域（２）において、前記湾曲の曲率は、前記遷移領域の幅方向の寸法の少なくとも略９０％以上に亘って増加する、請求項１に記載の翼端形状。
【請求項４】
前記遷移領域（２）において、前記湾曲の曲率は、前記遷移領域（２）の前記翼側の接続部（４）においてその増加を開始する、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項５】
ｙ軸に沿う前記幅方向において、前記翼端形状の幅は、前記翼（１）の半スパンの５％から２０％である、請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項６】
ｙ軸に沿う前記幅方向において、前記翼端形状の幅は、前記翼（１）の半スパンの１０％以下である、請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項７】
実質的に平面の前記ウィングレット（３）は、ｚ軸の方向において、前記翼（１）上の前記翼端形状の全高の少なくとも５０％に亘る、請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項８】
実質的に平面の前記ウィングレット（３）は、垂直ｘ−ｚ平面に対して４５度まで傾斜される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項９】
実質的に平面の前記ウィングレット（３）は、垂直ｘ−ｚ平面に対して６０度まで傾斜される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１０】
実質的に平面の前記ウィングレット（３）は、垂直ｘ−ｚ平面に対して８０度まで傾斜される、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１１】
前記翼（１）と前記遷移領域（２）との間の前記接続部（４）における前記湾曲の接線連続性によって特徴付けられる、請求項１から請求項１０のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１２】
前記遷移領域（２）と前記ウィングレット（３）との間の前記接続部（５）における前記湾曲の接線連続性によって特徴付けられる、請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１３】
前記遷移領域（２）の前記前縁（６）は、前記接続部（４）において、同じ接線にて、前記翼（１）の前記前縁（８）へと遷移する、請求項１から請求項１２のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１４】
前記遷移領域（２）の前記前縁（６）上のスイープ角、または、前記遷移領域（２）の前記前縁（６）上および前記ウィングレット（３）の前記前縁（１０）上のスイープ角は、最大のスイープ角の位置（９）にまで連続して増加する、請求項１から請求項１３のいずれか一項に記載の翼端形状。
【請求項１５】
前記最大のスイープ角の位置（９）から、前記遷移領域（２）の前記前縁（６）は、同じ接線にて、実質的に平面の前記ウィングレット（３）の前縁（１０）へと遷移する、請求項１４に記載の翼端形状。
【請求項１６】
前記前縁上の最大のスイープ角の位置（９）は、前記翼（１）上の前記接続部（４）から前記ウィングレット（３）の前記接続部（５）までで計算すると、ｙ軸に沿って前記遷移領域（２）の幅方向の長さの７５％より大きい、請求項１４または１５に記載の翼端形状。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願の参照）
本出願は、２００６年１１月２１日に出願の独逸国特許出願第１０  ２００６  ０５５  ０９０．０号、および２００６年１２月４日に出願の米国仮特許出願第６０／８７２，７０４号の出願日の利益を主張し、それらの出願の開示は本明細書において参照することにより援用される。
【０００２】
本発明は、請求項１の序文部分に係る、特に航空機の翼のための翼端形状に関する。
【背景技術】
【０００３】
特に航空機の翼のための翼端形状は長い間公知であり、既に詳細にわたり研究されている。翼端形状の設計は、高遷音速（マッハ０．６５からマッハ０．９５）で操縦される現在の民間航空機および輸送機の開発において非常に重要な意味を持っている。遷音速の範囲で稼動する航空機の翼の全体の抗力（ｄｒａｇ）は、造波抗力、形状抗力、誘導抗力、有害抗力から実質的に成る。次に、誘導抗力は実質的に、翼上の揚力分布および翼幅に依存する。それゆえ、誘導抗力を低下させることは、翼幅を増加させることによって最も容易に達成される。しかしながら、構造上、産業上、および操縦における制約のため、これは無制限に可能なわけではない。
【０００４】
一定の翼幅にて誘導抗力を低下させる１つのオプションは、翼の平面先端形状を非平面形状に交換することからなる。
【０００５】
可能な非平面先端形状は翼端に提供されるウィングレットである。形状における主なパラメータとしては、高さ、テーパ比、および上反角である。ウィングレットの上反角は、翼の上反角と著しく異なっていてもよく、典型的にはウィングレットの翼幅全体に亘って一定であるか、またはほぼ一定である。ウィングレットの上反角が一定またはほぼ一定である場合は、そのウィングレットは平面、またはほぼ平面であることを意味している。
【０００６】
一般的には、翼とウィングレットとの間のほぼ垂直遷移を有する垂直のウィングレットは、誘導抗力を低下させる最も効果的なオプションを提供することが証明されている。しかしながら、翼からウィングレットへの遷移の領域には問題があり、というのは、この領域において、遷音速でのフライト中における干渉効果のために、不必要な衝撃波が容易に生じるからである。この翼上の衝撃波は遷音速での航空機操縦においては日常的かつ基本的な事態であり、翼からウィングレットへの遷移領域上へ悪影響を及ぼし、次いで造波抗力の増加をもたらす。それゆえ、概して垂直のウィングレットによって提供されるポテンシャルは十分に活用され得ない。
【０００７】
特許文献１から航空機の翼のための翼端形状が公知であり、その翼において、翼の先端に提供され、実質的に平面であるウィングレットは、翼上の接続点からウィングレット上の接続点に延在する遷移領域において配置構成される。翼からウィングレットまでの局所的な上反角形状が連続した遷移を成す遷移領域は小幅（ｎａｒｒｏｗ  ｌｉｍｉｔｓ）内での曲率半径を有する円弧形状であり、その形状は、ウィングレットの高さによって、翼幅に対するそのウィングレットの傾斜角度（カント角）によって、および曲率の一定のパラメータによって、決定される。この公知の翼端形状は、誘導抗力を著しく低下させるには適切であるが、翼からほぼ平面形状のウィングレットまでの円弧形状をした遷移領域における干渉効果のために、所望されないレベルの造波抗力の傾向が存在する。
【０００８】
さらに、特許文献３または特許文献４に対応の特許文献２から、航空機の翼のための翼端延長部は公知であり、翼と接続する接続領域とその翼端延長部の先端との間にある翼端延長部は、局所的な上反角が連続して増加し、同時に、前縁と後縁との両方の主翼のスイープ角（ｓｗｅｅｐ）は連続的に増加し、かつ翼端延長部の高さ（ｄｅｐｔｈ）は連続して減少する。局所的な上反角に関連する限りでは、その角度は、翼の接続領域においては０度から１０度であり、翼端延長部の先端においては４５度から６０度にまで増加する。翼端延長部のこの公知の設計は、低いレベルの干渉、そしてその結果、低いレベルの造波抗力という結果となる。しかしながら、この翼端を用いて達成できる高さは限られており、追加のウィングレットの設計と比較した場合、翼端領域の設計の選択においては殆ど差異がない。
【０００９】
最後に、特許文献５から、翼の両端部に提供されたウィングレットを有し、そのウィングレットが楕円形の曲面となる航空機が公知である。特許文献５の提案は、再び、翼に対する接続領域における翼端形状の曲率は最大であり、翼幅に沿って減少するが、それは後に規定される要件に完全に反しており、その結果、この翼端形状を有しても、所望されない干渉効果が造波抗力の増加をもたらす。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】米国特許第５３４８２５３号明細書
【特許文献２】独逸国特許第１０１  １７  ７２１号明細書
【特許文献３】米国特許出願第２００２／０１６２９１７号明細書
【特許文献４】米国特許第６７２２６１５号明細書
【特許文献５】米国特許第６４８４９６８号明細書
【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、一方で、誘導抗力の低減に関連して、高いウィングレットによって提供される利点を出来る限り利用し、他方で同時に、翼からウィングレットまでの遷移領域における干渉効果を最小にする、翼端形状を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
この目的は請求項１の特徴を有する翼端形状によって満たされる。
【００１３】
本発明に係る翼端形状の有利な実施形態および改善は従属の請求項において提供される。
【００１４】
本発明は特に航空機の翼のための翼端形状を提供し、翼は翼の幅の方向に延在し、および翼の幅の方向に横断して、翼の前縁から翼の後縁へと延在する外形を備え、外形は第１の表面および第２の表面によって画定され、翼の端部に配置されたウィングレットを有し、ウィングレットは、実質的に平面であり、前翼とウィングレットとの間に配置された遷移領域を有し、遷移領域は翼上の接続部からウィングレット上の接続部へと延在し、遷移領域において、翼からウィングレットへの局所的な上反角は連続した遷移を成す。本発明は、遷移領域において、機外の方向に、翼の遷移領域と翼との接続部付近にて、低いレベルまたはゼロレベルから、ウィングレットと遷移領域との接続部付近において最大にまで増加する、局所的上反角の曲率を提供する。
【００１５】
この曲率の特徴は、幅方向（ｓｐａｎｗｉｓｅ）の寸法に沿った遷移領域における複数の一定の翼弦方向（ｃｈｏｒｄｗｉｓｅ）位置によって形成された少なくとも１つの湾曲において存在してもよく、その一例としては、前縁であってもよい。さらなる例としては、５０％の翼弦における位置によって形成された後縁または湾曲である。これは、良い表面性質を達成するために、特定の翼端形状設計のための要件に依存する。すなわち、遷移領域、少なくとも遷移領域の一部によって形成された表面に関しては、断面から見た場合、機外の方向における局所的な上反角の増加する曲率を有する湾曲を表している。
【００１６】
本発明が基づいている、形状への干渉効果の依存度および気流の境界条件に関連する調査において、導入部で記載した、遷移領域における翼からウィングレットへの遷移の領域に生じる干渉効果は、翼幅に沿った曲率に著しく依存することを証明している。この依存は、高い形状の負荷の領域における曲率、すなわち局所的な揚力（ｌｉｆｔ）と局所的な形状の高さ（ｄｅｐｔｈ）との大きな比は、できる限り小さくする必要があり、形状の負荷が減少するにつれて大きくすることができることを示している。誘導抗力を最小限にするために、翼上よりもウィングレット上に、より少ない空力負荷が生じる必要がある場合に、利点がある。このため、所定の高さ（翼上）を達成する翼端形状は最も小さい曲率から開始するべきであり、次いで、翼端形状が急勾配になるほど増加することができ、その翼端形状は翼平面からさらに遠くなる。
【００１７】
楕円の例を用いると、翼の接続領域における小さな曲率と、それに続く連続して増加する曲率のための要求は、そのような確定された翼端形状を用いて達成される高さを制約する。図４は、大きい軸ａと小さい軸ｂとの様々な比（すなわち、ａ／ｂ＝１（円）、ａ／ｂ＝１．２、およびａ／ｂ＝１．５）に対して、最大幅１に標準化された楕円形の部分が示されるという事実を示す。これは、大きな平面のウィングレット（有利には、翼端形状の全高の少なくとも５０％）の必要性、そして、誘導抗力における高低減率を保証することができるように、得られた調査結果を考慮した遷移円弧の必要性を正当化するものである。
遷移領域とウィングレットとの間の円滑な接続を提供するために、この領域において、曲率における局所的な低減を有することは有利である。本発明の利益は維持されるので、遷移領域の幅方向寸法の５０％から９０％に亘る、翼の接続部付近において、低いレベルまたはゼロレベルから最大にまで、局所的な上反角の曲率が増加する遷移領域を提供することができる。
【００１８】
好ましくは、遷移領域において、局所的な上反角の曲率は、遷移領域の翼側接続部においてその増加を開始する。
【００１９】
最大で、翼の半スパンの５％から２０％の領域に亘る翼端形状を提供可能である。
【００２０】
本発明の有利な実施形態は、最大で、翼の半スパンの１０％の領域に亘る翼端形状を提供する。
【００２１】
本発明の有利な実施形態は、翼上の翼端形状の全高の少なくとも５０％に亘る平面のウィングレットを提供する。平面ウィングレットのこのような寸法決めは、本発明の原理に係る遷移領域においての、翼の接続領域における局所的な上反角の低い曲率と、局所的上反角の増加する幅方向の曲率とが組み合わされて、小さな干渉効果を組み合わされた誘導抗力の著しい低下および低い造波抗力を保証する。
【００２２】
本発明の有利な実施形態は、垂直ｘ−ｚ平面に対して、４５度まで傾斜される平面のウィングレットを提供する。
【００２３】
本発明は、垂直ｘ−ｚ平面に対して、６０度まで傾斜される平面のウィングレットを提供する。
【００２４】
本発明は、垂直ｘ−ｚ平面に対して、８０度まで傾斜される平面のウィングレットを提供する。
【００２５】
垂直平面に対するウィングレットの傾斜は、当該技術分野において周知である、「カント角」とも称されてよい。
【００２６】
翼と遷移領域との間の接続部における局所的な上反角の連続した接線が存在してもよい。
【００２７】
遷移領域とウィングレットとの間の接続部における局所的な上反角の連続した接線が存在してもよい。
【００２８】
接続部における遷移領域の前縁は、連続した接線にて、翼の前縁への遷移を成す。
【００２９】
本発明の有利な実施形態は、最大のスイープ角の位置にまで連続して増加するために、翼端形状の前縁上のスイープ角を提供する。
【００３０】
最大のスイープ角の位置から（この位置が遷移領域内にある場合）、遷移領域の前縁は、連続した接線にて、実質的に平面のウィングレットの前縁へと遷移を成すことができる。
【００３１】
本発明の有利な実施形態は、翼上の接続部からウィングレットの接続部までで計算すると、遷移領域の幅方向の長さの７５％より大きい前縁上の最大のスイープ角の位置を提供する。
【００３２】
本発明の有利な実施形態によれば、遷移領域全体に亘る前縁の連続した接線が存在する。
【００３３】
以下では、本発明に係る翼端形状の例示的な実施形態が図面を参照して説明される。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明の例示的な実施形態に係る翼端形状を有する現代の民間航空機の正面図である。
【図２】本発明の例示的な実施形態に係る翼端形状を有する、図１に示す民間航空機の側面図である。
【図３】図３ａは、本発明の例示的な実施形態に係る翼端形状の拡大正面図である。図３ｂは、図３ａの翼端形状の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３５】
図１および図２は民間航空機を示し、その翼（１）において、ウィングレット（３）および遷移領域（２）によって形成された翼端形状が提供される。
【００３６】
図３ａおよび図３ｂは例示的な実施形態の詳細図を示し、翼（１）は、上方表面である第１の表面（１１）および下方表面である第２の表面（１２）によって画定され、翼幅の方向、および翼の前縁（８）から後縁（７）に亘って翼を横断して延在する形状を備える。
【００３７】
翼には、遷移領域（２）によって翼（１）に接続されたウィングレット（３）が提供される。遷移領域（２）は、翼（１）上の仮想または実際の接続部（４）からウィングレット（３）上の仮想または実際の接続部（５）まで延在する。遷移領域（２）において、局所的な上反角、すなわち、翼（１）からウィングレット（３）への翼幅の方向に延びるｙ軸に関連した角度は、連続した遷移を成している。遷移領域（２）において、すなわち、翼側の接続位置（４）から接続位置（５）に向かって、その曲率は、機外の方向において、低いレベルまたはゼロレベルから増加する。
【００３８】
遷移領域の幅方向（ｓｐａｎｗｉｓｅ）の寸法は、航空機の長手方向軸に直交する方向において測定される遷移領域の直線的な寸法である。
【００３９】
翼（１）からウィングレット（３）への局所的な上反角は連続した遷移を成し、遷移領域（２）において、局所的な上反角の曲率は、遷移領域の幅方向の寸法の少なくとも略５０％から、ウィングレット側の接続位置（５）まで、最大１００％にまで増加する。図３ａに示す実施形態において、局所的な上反角の曲率は、遷移領域（２）の翼側接続部（４）において増加が開始し、遷移領域（２）の幅方向の寸法の少なくとも略９０％から最大レベルにまで増加する。
【００４０】
遷移領域は接続部（４）において翼（１）と接続し、その一方で、ウィングレット（３）は接続部（５）において遷移領域（２）と接続する。上述のように、遷移領域（２）は、局所的な上反角の曲率が最大レベルにまで増加することによって特徴付けられる。
【００４１】
ウィングレット（３）は、平面、あるいは、ほぼまたは略平面形状を備える。すなわち、ウィングレット（３）は、接続位置（５）からその先端（１３）まで、略一定の上半角を有する。したがって、図３ａの正面図において、ウィングレット（３）は、ｙ軸に対して略一定の傾斜を有する。ウィングレット（３）における形状のパラメータは実質的に自由に画定可能であるので、最適に誘導抗力を低下する働きをする。他方で、遷移領域（２）は、この領域における干渉効果およびそれに伴う造波抗力が最小限に低下される効果に対して最適化される。
【００４２】
示される例示的な実施形態において、翼端形状は、最大で、翼（１）の半スパン（ｓｅｍｉｓｐａｎ）の２０％の領域に亘って延び、平面のウィングレット（３）は、翼（１）上の翼端形状の高さ全体のうちの少なくとも５０％に亘って延び、垂直方向のｘ−ｚ平面、すなわち航空機の中央平面に対して４５度まで傾く。
【００４３】
翼（１）と遷移領域（２）との間の接続部（４）において、上反角の連続した接線が存在し得、すなわち、接続部（４）において、遷移領域（２）における接線は、翼（１）における接線へと連続した遷移を成し、これを用いることは有利ではあるが強制ではない。同様に、遷移領域（２）とウィングレット（３）との間における接続部（５）において、上反角の連続した接線が存在し得、これを用いることは有利ではあるが強制ではない。本発明に係る翼端形状の例示的な実施形態において（その翼端形状は図３ａにおける正面図に示されている）、遷移領域（２）の翼側接続部（４）とウィングレット側接続部（５）との両方において、ｙ−ｚ平面における上反角の形状の連続した接線が存在する。
【００４４】
本発明に係る翼端形状の例示的な実施形態の、図３ｂに示される上面図は、ｘ−ｙ平面において、さらに、区分点すなわち接続部（４）上における、遷移領域（２）の前縁（６）と翼（１）の前縁（８）との、連続した接線接続を示し、それは、再び、前縁周囲の気流に有利な効果を及ぼすことにおいて有利であるが強制ではない。すなわち、接続位置（４）において、遷移領域（２）の前縁（６）の接線は、翼（１）の前縁（８）の接線に対して連続した遷移を成すことができるが、これもまた強制ではない。
【００４５】
遷移領域（２）の前縁（６）においてその曲率は増加し、したがって、主翼のスイープ角（ｓｗｅｅｐ）は、遷移領域（２）の前縁（６）上またはウィングレット（３）の前縁（１０）上の位置（９）にまで、連続して増加する。有利にも、最大のスイープ角のこの位置（９）は幅方向の長さの７５％に亘り、それは、翼側の接続位置（４）（０％）からウィングレット側の接続位置（５）（１００％）、またはウィングレット（３）の前縁（１０）上で、計算される。
【００４６】
最大のスイープ角の位置（９）から始まる、遷移領域（２）の前縁（６）からほぼ平面のウィングレット（３）の前縁（１０）への連続した接線の遷移は、位置（９）が遷移領域（２）の前縁（６）上である場合には有利であるが、これもまた強制ではない。
【００４７】
示される例示的な実施形態において、遷移領域（２）全体に亘る前縁（６）の連続した接線が存在し、これは重要な利点を提供するが強制ではない。
【００４８】
遷移領域（２）の後縁（７）の設計は実質的に自由に選択可能であるが、翼端形状の空力的特徴がそれによって悪影響を受けない限りにおいてである。
【符号の説明】
【００４９】
１  翼
２  遷移領域
３  ウィングレット
４  翼の遷移領域との接続部
５  遷移領域のウィングレットとの接続部
６  遷移領域の前縁
７  後縁
８  翼の前縁
９  最大のスイープ角の位置
１０  ウィングレットの前縁
１１  第１の表面
１２  第２の表面
１３  ウィングレットの先端
【図１】
0005823667.tif 000002
【図２】
0005823667.tif 000003
【図３】
0005823667.tif 000004
【図４】
0005823667.tif 000005