(57)【要約】【課題】航空機のファミリー化を容易に実現させるとともに、既存の翼と同等の空力性能を有する新規な翼を得ることができる翼設計方法を提供する。【解決手段】所定の翼型分布を有する既存翼（大型翼１）の形状に基づいて新規な翼（小型翼１１）を設計するための翼設計方法において、既存翼（大型翼１）の中心線から上側の翼型を変更することなく、この中心線から下側の翼型を変更する。【選択図】        図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
所定の翼型分布を有する既存翼の形状に基づいて新規な翼を設計するための翼設計方法において、
前記既存翼の翼型中心線から上側の翼型を変更することなく上面側翼型曲線を一致させ、前記既存翼の翼型中心線から下側の翼型を変更することを特徴とする翼設計方法。
【請求項２】
前記既存翼を、航空機の胴体内部に配置される中央翼と、前記中央翼に接続される内翼と、前記内翼の外側に接続される外翼と、から構成し、前記内翼の翼面積を変更することを特徴とする請求項１に記載の翼設計方法。
【請求項３】
前記内翼の翼根における翼厚と、前記内翼に前記外翼が接続される接続部の翼型と、を変更しないことを特徴とする請求項２に記載の翼設計方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、翼設計方法に関し、特に、所定の翼型を有する既存翼の形状に基づいて新規な翼を設計するための翼設計方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空宇宙産業において機体製造コストを削減する目的で、航空機のファミリー化（規模の異なる機体を複数製造する際に主翼や胴体の一部を共有化すること）が実施されている。近年においては、かかるファミリー化を実現させながら航空機の座席数の増加を行う目的で、大型の主翼（大型翼）の中央翼及び外翼を共有化する一方でこの大型翼の「内翼」の面積を減少させることにより、比較的小型の主翼（小型翼）を設計する手法が提案されている。
【０００３】
ここで、後退角を有する主翼においては、翼根から翼端方向への横流れが存在するため、新規に設計する「内翼」の形状がつくる流れ場が、外翼の流れ場にも影響を及ぼし、主翼の空力性能を左右する。このため、前記したような小型翼を設計する場合には、大型翼の理想的な空力性能（圧力分布や揚力分布）を維持するように「内翼」の形状を決定する必要がある。
【０００４】
所定の空力性能を備えるように翼の形状を決定するための従来の方法としては、翼面の圧力分布を指定して三次元逆問題を解くことにより最適な翼外形を決定する方法が提案されている（例えば、非特許文献１参照。）。また、翼厚（上面と下面の間隔の最大値）、翼弦長及び翼厚位置を変更せずに、特定の形状指数によって翼外形を決定する方法が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。
【０００５】
【特許文献１】
特開平８−２０３９２号公報（第２頁、第３図）
【非特許文献１】
高梨進，「三次元遷音速積分方程式の数値解法とその応用」，航空宇宙技術研究所特別資料  ＮＡＬ  ＳＰ−３  第２回航空機計算空気力学シンポジウム論文集，航空宇宙技術研究所，１９８４年１１月，ｐ．２７９−２９１
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、航空機のファミリー化を実現させるためには、「内翼」と中央翼との接続部において、大型翼の翼厚と小型翼の翼厚とを一致させる必要があり、「内翼」と外翼との接続部においても、大型翼の翼型と小型翼の翼型とを一致させる必要があるなど、多数の制約（境界条件）を満たさなければならない。
【０００７】
しかし、前記した非特許文献１に記載の方法を採用して「内翼」の形状を決定しようとすると、前記した種々の制約の下に三次元逆問題の解を求める必要があるため、その解の算出が容易ではなく、場合によっては実現不可能な翼外形の解が算出されることがある。
【０００８】
また、前記した特許文献１に記載の方法は、適当に定めた形状指数に基づいて翼外形を試作し、この試作した翼外形を用いて性能試験を行って形状指数を修正し、修正した形状指数に基づいて新たな翼外形を試作するものであるが、この方法を採用すると、前記した種々の制約を全て満たすように「内翼」の形状を決定することがきわめて困難であった。
【０００９】
また、空力性能を考慮することなく前記した種々の制約を単に満たすように「内翼」の形状を決定すると、「内翼」の形状によって主翼の空力性能が著しく低下することがある。例えば、遷音速領域においては、「内翼」を含む主翼の形状によって衝撃波が前方に移動し、予め設計された理想的な圧力分布や揚力分布を維持できなくなり、空力性能が低下する場合がある。
【００１０】
本発明の課題は、航空機のファミリー化を容易に実現させるとともに、既存の翼と同等の空力性能を有する新規な翼を得ることができる翼設計方法を提供することである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するために、請求項１に記載の発明は、所定の翼型分布を有する既存翼の形状に基づいて新規な翼を設計するための翼設計方法において、前記既存翼の翼型中心線から上側の翼型を変更することなく上面側翼型曲線を一致させ、前記既存翼の翼型中心線から下側の翼型を変更することを特徴とする。
【００１２】
請求項１に記載の発明によれば、所定の翼型分布を有する既存翼の形状に基づいて新規な翼を設計する際に、既存翼の翼型中心線から上側の翼型を変更しないので、遷音速域において衝撃波の挙動や剥離の発生等に大きく影響を与える翼上面の翼型分布をそのまま維持することができる。従って、既存翼と同等の空力特性を有する新規な翼を容易に設計することができる。例えば、既存翼が、空力特性に優れた翼型分布を有する場合には、この既存翼と同様に空力特性に優れた翼型分布を有する新規な翼を容易に設計することができる。しかも、既存翼の翼弦線から下側の翼型のみを変更するため、航空機のファミリー化を実現させるための種々の制約を満たすことが容易である。
【００１３】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の翼設計方法において、前記既存翼を、航空機の胴体内部に配置される中央翼と、前記中央翼に接続される内翼と、前記内翼の外側に接続される外翼と、から構成し、前記内翼の翼面積を変更することを特徴とする。
【００１４】
請求項３に記載の発明は、請求項２に記載の翼設計方法において、前記内翼の翼根における翼厚と、前記内翼に前記外翼が接続される接続部の翼型と、を変更しないことを特徴とする。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、図面に基づいて詳細に説明する。本実施の形態では、大きな面積を有する主翼（以下、「大型翼」という）の中央翼及び外翼を共有化しながら、相対的に小さな面積を有する主翼（以下、「小型翼」という）を設計する方法（翼設計方法）について説明する。なお、大型翼は、本発明における「既存翼」であり、小型翼は、本発明における「新規な翼」である。
【００１６】
最初に、図１及び図２を用いて、大型翼の構成及び本実施の形態に係る翼設計方法によって設計される小型翼の構成について説明する。図１（ａ）は大型翼の平面図であり、図１（ｂ）は小型翼の平面図である。また、図２（ａ）は、図１（ａ）に示した大型翼を後縁側から見た図であり、図２（ｂ）は、図１（ｂ）に示した小型翼を後縁側から見た図である。
【００１７】
大型翼１は、図１（ａ）及び図２（ａ）に示すように、航空機の胴体内部に配置される中央翼２と、中央翼２に接続される内翼３と、内翼３の外側に接続される外翼４と、から構成されている。また、小型翼１１は、図１（ｂ）及び図２（ｂ）に示すように、航空機の胴体内部に配置される中央翼１２と、中央翼１２に接続される内翼１３と、内翼１３の外側に接続される外翼１４と、から構成されている。小型翼１１の中央翼１２及び外翼１４は、大型翼１の中央翼２及び外翼４と同一の形状及び大きさとされている。小型翼１１の内翼１３は、大型翼１の内翼３の翼面積を縮小して形成した部分である。
【００１８】
次に、本実施の形態に係る翼設計方法の概要について説明する。
【００１９】
大型翼１の中央翼２及び外翼４を共有化しながら翼面積の比較的小さい小型翼１１を設計するためには、種々の制約を満たす必要がある。本実施の形態においては、外翼４の共有化の要請に応えるために、大型翼１の内翼３の翼端（外翼４との接続部）における翼型を変更することなく、内翼３の翼根側を切り落とし翼幅を小さくして小型翼１１の内翼１３の設計を行う場合を想定する。
【００２０】
大型翼１の内翼３の翼根側を切り落として小型翼１１の内翼１３とする場合には、中央翼２の共有化の要請に応えるため、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒを、大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒと同一寸法に設定する必要がある。しかし、単に小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚比を大きくするだけでは、大型翼１の圧力分布と小型翼１１の圧力分布とに大きな差異が生じ、小型翼１１の空力性能が低下する場合がある。
【００２１】
そこで、本実施の形態に係る翼設計方法では、翼上面の翼型分布が空力性能に与える影響と、翼下面の翼型分布が空力性能に与える影響と、に差異があることに着目して、大型翼１の内翼３と小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚ｔｒ、Ｔｒを同一寸法に設定する際に、内翼の上面側の翼型曲線（上面側翼型曲線）を変更せずに下面側の翼型曲線（下面側翼型曲線）のみを変更することとしている。すなわち、遷音速域においては、翼外形が圧力分布に与える影響を上下面で分離して考えることができるので、衝撃波や剥離等の空力性能に大きく影響を与える翼上面の翼型分布を大型翼１と同一に設定することにより、大型翼１と同等の空力性能を有する小型翼１１を設計しようとするものである。
【００２２】
続いて、本実施の形態に係る翼設計方法を、図３から図６を用いて具体的に説明する。本実施の形態に係る翼設計方法は、大型翼１とほぼ同一迎角で同様の上面圧力分布を実現させるような小型翼１１の設計を目的としており、ファミリー化の要請に応えるために内翼１３の形状のみを変更することとしている。本実施の形態に係る翼設計方法は、内翼１３の翼根における翼型を決定する工程（１．内翼１３の翼根翼型決定工程）と、内翼１３の任意断面における翼型を決定する工程（２．内翼１３の内部翼型決定工程）と、から構成されている。以下、各工程について説明する。
【００２３】
＜１．内翼１３の翼根翼型決定工程＞
最初に、小型翼１１の内翼１３の翼根における翼型を決定する工程について説明する。本工程は、（１．１）所定係数算出工程、（１．２）翼根翼弦長算出工程、（１．３）翼根翼型決定工程、から構成されている。
【００２４】
（１．１）所定係数算出工程
内翼１３の翼根における翼型を決定するには、まず、内翼１３の翼根翼厚Ｔｒと、内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒと、を算出する必要があるが、中央翼２（１２）の共有化の要請により、翼根翼厚Ｔｒは大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒと同一寸法とされるので、翼根翼弦長Ｃｒをのみを変化させることとする。この（１）所定係数算出工程では、翼根翼弦長Ｃｒの算出に用いられる所定係数（以下、「ｃｏｅｆ」という）を、次式により算出する。
【００２５】
【数１】
2004276748.tif 000003
【００２６】
ここで、（α）式の導出過程及びｃｏｅｆについて、図３及び図４を用いて説明する。図３は、対称翼の圧力分布を示すグラフである。図４（ａ）は、翼厚比の異なる３種類の対称翼を示す図であり、図４（ｂ）は、図４（ａ）に示した３種類の対称翼の圧力分布を示すグラフである。図３及び図４（ｂ）においては、横軸にｘ（翼弦に沿った前縁からの長さを翼弦長で除した無次元量）を、縦軸に−Ｃｐ（圧力係数）を、各々とっている。
【００２７】
図３の実線は対称翼の迎角０°における圧力分布である。また、図３の破線は対称翼の迎角α°（＞０）における上下面の圧力分布であり、上側が上面の圧力分布を、下側が下面の圧力分布を、各々示している。図３により、対称翼の上下面の圧力分布の平均は、迎角に関係なくほぼ一定であることがわかる。また、図４（ｂ）のグラフａ、ｂ、ｃは、各々、対称翼Ａ、Ｂ、Ｃの圧力分布を示しており、対称翼の圧力分布は、翼厚比と関係付けられることが明らかである。
【００２８】
従って、翼型の翼厚比（ｔ／ｃ、翼厚：ｔ、翼弦長：ｃ）と、翼型の圧力分布の平均と、の関係は、マッハ数の圧縮性の効果と、翼型が相違すると翼厚比と圧力分布との関係が相違することと、を考慮し、係数ｃｏｅｆを導入して次式で表すことができる。
【００２９】
【数２】
2004276748.tif 000004
【００３０】
ここで、ｃｏｅｆは、非対称翼を含む翼型の翼厚比と圧力分布との関係を表す係数であり、翼型によって一義的に定められる。かかる（α１）式を変形して（α）式を導出し、（α）式に大型翼１の内翼３の翼根翼厚比と、圧力分布の値と、を代入することにより、大型翼１固有のｃｏｅｆを算出することができる。
【００３１】
（１．２）翼根翼弦長算出工程
次に、（１．１）所定係数算出工程で算出した大型翼１（既存翼）のｃｏｅｆと、小型翼１１の内翼１３の翼根で必要な単位翼幅当りの揚力Ｌｒと、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒ（＝大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒ）と、に基づいて、次式（β）により、小型翼１１の内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒを算出する。算出された翼根翼弦長Ｃｒは、大型翼１の内翼３の翼根翼弦長ｃｒよりも短くなる。
【００３２】
【数３】
2004276748.tif 000005
【００３３】
かかる（β）式の導出過程について説明する。一般的に、翼型の揚力係数ｃＬは、翼上下面の圧力分布により次式で求められる。
【００３４】
【数４】
2004276748.tif 000006
【００３５】
一方、（α）式を変形することにより、次式が導かれる。
【００３６】
【数５】
2004276748.tif 000007
【００３７】
（β１）式に（β２）式を加えることによって、次式が得られる。
【００３８】
【数６】
2004276748.tif 000008
【００３９】
そして、（β３）式の両辺に翼弦長ｃを乗じると、次式が得られる。
【００４０】
【数７】
2004276748.tif 000009
【００４１】
（β４）式中のｃＬ・ｃは、単位翼幅を有する翼断面に作用する揚力であり、この揚力は設計要求により既知である。（β４）式中でｃＬ・ｃをｌとおいて変形すると、次式が得られる。
【００４２】
【数８】
2004276748.tif 000010
【００４３】
そして、（β５）式中のｃ、ｔ、ｌを、Ｃｒ、Ｔｒ、Ｌｒ（小型翼１１の内翼１３の翼根における値）に置き換えることにより、（β）式を得ることができる。
【００４４】
（１．３）翼根翼型決定工程
次に、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒ（＝大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒ）と、（１．２）翼根翼弦長算出工程で求めた翼根翼弦長Ｃｒと、を用いて、小型翼１１の内翼１３の翼根における翼型を具体的に決定する。
【００４５】
ここで、小型翼１１の内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒは、大型翼１の内翼３の翼根翼弦長ｃｒより短いので、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒを大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒと一致させるためには、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚比を大型翼１の内翼３の翼根翼厚比よりも大きくする必要がある。
【００４６】
この際、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚比を、大型翼１の内翼３の翼根翼厚比よりも単に大きくするだけでは、大型翼１の内翼３と同等の圧力分布を得ることができない。一方、小型翼１１の内翼１３の翼根における翼型として、大型翼１の内翼３の翼根における翼型を単に相似縮小した形状を採用すると、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒも大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒより短くなり、翼根翼厚の制約（Ｔｒ＝ｔｒ）を満たすことができない。
【００４７】
そこで、本実施の形態においては、小型翼１１の内翼１３の翼根における上面側翼型曲線を、大型翼１の内翼３の翼根における上面側翼型曲線と一致させる。これにより、小型翼１１の内翼１３の翼根部分に、大型翼１の内翼３の翼根部分と同等の圧力分布を持たせることができる。また、小型翼１１の内翼１３の翼根における下面側翼型曲線として、大型翼１の内翼３の翼根における翼型中心線から下方の翼型を所定の割合だけ下方に膨らませた形状を採用する。これにより、翼根翼厚の制約（Ｔｒ＝ｔｒ）を満たすことができる。
【００４８】
かかる小型翼１１の内翼１３の翼根翼型の決定方法について、図５を用いてより具体的に説明する。図５（ａ）は、大型翼１の内翼３の翼型をｘ−ｚ平面上に示した図であり、図５（ｂ）は、小型翼１１の内翼１３の翼型をｘ−ｚ平面上に示した図である。
【００４９】
図５（ａ）においては、大型翼１の内翼３の前縁を原点とし、大型翼１の内翼３の翼弦線に沿ってｘ軸をとり、このｘ軸と垂直にｚ軸をとっている。また、ｘ座標の値には、翼弦線に沿った前縁からの長さを翼弦長ｃで除した値（無次元量）を採用し、ｚ座標の値には、翼弦線に対して垂直な方向に沿った前縁からの長さを翼弦長ｃで除した値（無次元量）を採用している。
【００５０】
また、図５（ａ）において、Ｚｕ（ｘ）及びＺｌ（ｘ）は、大型翼１の内翼３の上面側翼型曲線及び下面側翼型曲線であり、Ｚｃ（ｘ）は、大型翼１の内翼３の翼型中心線（大型翼１の内翼３の上面側翼型曲線と下面側翼型曲線の中点を結ぶ線：キャンバ−ライン）を示す曲線である。そして、Ｚｔ（ｘ）は、ｘ軸に沿った任意の位置における大型翼１の内翼３の厚さを１／２倍した値を示す関数である。
【００５１】
一方、図５（ｂ）においては、小型翼１１の内翼１３の前縁を原点とし、小型翼１１の内翼１３の翼弦線に沿ってｘ軸をとり、このｘ軸と垂直にｚ軸をとっている。また、ｘ座標の値には、翼弦線に沿った前縁からの長さを翼弦長Ｃで除した値（無次元量）を採用し、ｚ座標の値には、翼弦線に対して垂直方向に沿った前縁からの長さを翼弦長Ｃで除した値（無次元量）を採用している。また、図５（ｂ）において、ＺＵ（ｘ）及びＺＬ（ｘ）は、小型翼１の内翼１３の上面側翼型曲線及び下面側翼型曲線である。
【００５２】
本実施の形態においては、中央翼２（１２）と内翼３（１３）との接続部である内翼３（１３）の翼根において、小型翼１１の内翼１３の上面側翼型曲線として、大型翼１の内翼３の翼根における上面側翼型曲線を採用する。すなわち、内翼３（１３）の翼根において、図５（ｂ）に示した曲線ＺＵ（ｘ）を、図５（ａ）に示した曲線Ｚｕ（ｘ）と一致させる。
【００５３】
また、本実施の形態においては、中央翼２（１２）と内翼３（１３）との接続部である内翼３（１３）の翼根において、図５（ｂ）に示した曲線ＺＬ（ｘ）を、図５（ａ）に示した曲線Ｚｃ（ｘ）及びＺｔ（ｘ）を用いて次式のように設定する。
【００５４】
【数９】
2004276748.tif 000011
【００５５】
すなわち、内翼３（１３）の翼根において、大型翼１の内翼３の翼型中心線に係る曲線（Ｚｃ（ｘ））の下方に、この翼型中心線から下方の翼厚（Ｚｔ（ｘ））に所定係数Ｋｒ（＞１）を乗じて得た値（ＫｒＺｔ（ｘ））を加えた曲線（Ｚｃ（ｘ）−ＫｒＺｔ（ｘ））を、小型翼１１の内翼１３の下面側翼型曲線（ＺＬ（ｘ））として採用する。これにより、小型翼１１の内翼１３の翼根における下面側翼型は、大型翼１の内翼３の翼根における下面側翼型を所定の割合だけ下方に膨らませた形状となる。なお、本実施の形態においては、所定係数Ｋｒを次式で求めることとしている。
【００５６】
【数１０】
2004276748.tif 000012
【００５７】
＜１．内翼１３の翼根翼型決定工程＞で決定された小型翼１１の内翼１３の翼根における翼型曲線（破線）と、大型翼１の内翼３の翼根における翼型曲線（実線）と、の一例を図６に示した。
【００５８】
＜２．内翼１３の内部翼型決定工程＞
続いて、小型翼１１の内翼１３の翼根から翼端（キンク：外翼１４との接続部）までにおける任意断面の翼型（内部翼型）を決定する工程について説明する。本工程は、（２．１）内部翼弦長算出工程、（２．２）内部翼厚算出工程、（２．３）内部翼型決定工程、から構成されている。なお、小型翼１１の内翼１３の前縁及び後縁の形状は、図１（ｂ）に示すように直線状であるとし、小型翼１１の内翼３の翼幅寸法は所定の値に設定されているものとする。
【００５９】
（２．１）内部翼弦長算出工程
まず、小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼弦長を算出する。前記した＜１．内翼１３の翼根翼型決定工程＞により、小型翼１１の内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒが算出される。一方、外翼４（１４）の共有化の要請により、大型１の内翼３の翼端翼型と、小型翼１１の内翼１３の翼端翼型と、が同一に設定される。小型翼１１の内翼１３の前縁及び後縁の形状は、前記したように直線状であるため、これら翼根翼弦長及び翼端翼弦長の値を用いて、内翼１３の任意断面における翼弦長を算出することができる。
【００６０】
（２．２）内部翼厚算出工程
次に、（２．１）内部翼弦長算出工程で算出した小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼弦長と、小型翼１１の内翼１３の任意断面で必要な揚力と、に基づいて、次式により、小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼厚を算出する。
【００６１】
【数１１】
2004276748.tif 000013
【００６２】
なお、（δ）式は、小型翼１１の内翼１３の代表的な断面である中間断面における翼厚（中間翼厚）Ｔｍを算出するものである。
【００６３】
（δ）式は、前記した（β）式中のＣ、Ｔ、Ｌを、Ｃｍ、Ｔｍ、Ｌｍ（内翼１３の中間断面における値）に置き換えて変形することにより導出される。Ｃｍは、（２．１）内部翼弦長算出工程で算出した小型翼１１の内翼１３の中間断面における翼弦長（中間翼弦長）であり、Ｌｍは、小型翼１１の内翼１３の中間断面で必要な単位翼幅当りの揚力（設計要求により既知）である。小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼厚は、その断面における翼弦長及び揚力を（δ）式に代入することにより算出することができる。
【００６４】
（２．３）内部翼型決定工程
次に、（２．１）内部翼弦長算出工程で求めた任意断面における翼弦長と、（２．２）内部翼厚算出工程で求めた任意断面における翼厚と、を用いて、小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼型を具体的に決定する。以下、小型翼１１の内翼１３の代表的な断面である中間断面における翼型（中間翼型）を決定する方法を説明する。
【００６５】
本実施の形態においては、小型翼１１の内翼１３の中間断面における上面側翼型曲線を、大型翼１の内翼３の中間断面における上面側翼型曲線と一致させる。これにより、小型翼１１の内翼１３の中間断面部分に、大型翼１の内翼３の中間断面部分と同等の圧力分布を持たせることができる。また、小型翼１１の内翼１３の中間断面における下面側翼型曲線として、大型翼１の内翼３の中間断面における下面側翼型を所定の割合だけ下方に膨らませた形状を採用する。これにより、（２．２）内部翼厚算出工程で求めた中間翼厚Ｔｍの制約を満たすことができる。
【００６６】
かかる小型翼１１の内翼１３の中間断面における上面翼型及び下面翼型の決定方法について、図５を用いてより具体的に説明する。
【００６７】
本実施の形態においては、内翼３（１３）の中間断面において、大型翼１の上面側翼型曲線を用いて、小型翼１１の上面側翼型曲線を形成する。すなわち、内翼３（１３）の中間断面において、図５（ｂ）に示した曲線ＺＵ（ｘ）を、図５（ａ）に示した曲線Ｚｕ（ｘ）と一致させる。
【００６８】
また、本実施の形態においては、内翼３（１３）の中間断面において、図５（ｂ）に示した曲線ＺＬ（ｘ）を、図５（ａ）に示した曲線Ｚｃ（ｘ）及びＺｔ（ｘ）を用いて次式のように設定する。
【００６９】
【数１２】
2004276748.tif 000014
【００７０】
すなわち、内翼３（１３）の中間断面において、大型翼１の内翼３の翼型中心線に係る曲線（Ｚｃ（ｘ））の下方に、この翼型中心線から下方の翼厚（Ｚｔ（ｘ））に所定係数Ｋｍ（＞１）を乗じて得た値（ＫｍＺｔ（ｘ））を加えた曲線（Ｚｃ（ｘ）−ＫｍＺｔ（ｘ））を、小型翼１１の内翼１３の下面側翼型曲線（ＺＬ（ｘ））として採用する。これにより、小型翼１１の内翼１３の中間断面における下面側翼型曲線は、大型翼１の内翼３の中間断面における下面側翼型曲線を所定の割合だけ下方に膨らませた形状となる。なお、本実施の形態においては、所定係数Ｋｍを次式で求めることとしている。
【００７１】
【数１３】
2004276748.tif 000015
【００７２】
＜２．内翼１３の内部翼型決定工程＞で決定された小型翼１１の内翼１３の中間断面における翼型曲線（破線）と、大型翼１の内翼３の中間断面における翼型曲線（実線）と、の一例を図７に示した。
【００７３】
なお、大型翼１の内翼３の中間断面を含む任意断面と、小型翼１１の内翼１３の中間断面を含む任意断面と、の対応関係について説明する。内翼３（１３）の翼根から翼端までの翼幅方向長さをＹｋとし、内翼３（１３）の翼根から任意の位置までの翼幅方向長さをＹｘとした場合に、Ｙｘ／Ｙｋが内翼３及び内翼１３において同一の値となる位置の断面を対応させる。そして、各対応断面において、内翼３（１３）の上面側翼型曲線を一致させるとともに、大型翼１の内翼３の下面側翼型曲線に基づいて、小型翼１１の内翼１３の下面側翼型曲線を決定する。
【００７４】
また、小型翼１１の内翼１３の翼端（キンク）における翼型曲線と、大型翼１の内翼３の翼端（キンク）における翼型曲線と、を図８に示した。図８に示すように、内翼３（１３）の翼端（キンク）においては、小型翼１１の内翼１３の翼型曲線と、大型翼１の内翼３の翼型曲線と、を一致させている。
【００７５】
なお、（１．２）翼根翼弦長算出工程、及び、（２．２）内部翼厚算出工程のイメージを、図９を用いて説明する。
【００７６】
小型翼１１の内翼１３の翼根における翼型を決定する際には、中央翼２（１２）の共有化の要請があるために、小型翼１１の内翼１３の翼根翼厚Ｔｒを、大型翼１の内翼３の翼根翼厚ｔｒと一致させなければならないという制約がある（図９参照）。このため、（１．２）翼根翼弦長算出工程では、小型翼１１の内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒを変化させることによって、大型翼１の内翼３と同等の空力特性を有する小型翼１１の内翼１３を設計することとしている。
【００７７】
一方、小型翼１１の内翼１３の内部翼型を決定する際には、小型翼１１の内翼１３の翼根翼弦長Ｃｒ及び翼端翼弦長に基づいて、任意断面における翼弦長（例えば中間翼弦長Ｃｍ）が一義的に定められる。すなわち、任意断面における翼弦長が制約される。このため、（２．２）内部翼厚算出工程では、小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼厚（例えば、中間翼厚Ｔｍ）を変化させることによって、大型翼１の内翼３と同等の空力特性を有する小型翼１１の内翼１３を設計することとしている。
【００７８】
本実施の形態に係る翼設計方法によって設計された小型翼１１の圧力分布と、大型翼１の圧力分布と、を図１０に示した。図１０において、上段は翼上下面の圧力分布を等圧線形式で表したものであり、下段は翼上下面の圧力分布を３次元グラフ形式で表したものである。外翼４（１４）を共有化し、内翼３を内翼１３に変更してなる小型翼１の圧力分布は、大型翼１の圧力分布とほとんど差異がないことが図１０から明らかである。
【００７９】
また、大型翼１及び小型翼１１における揚力係数ＣＬと抵抗発散マッハ数ＭＤＤとの関係を、図１１に示した。図１１に示すように、大型翼１においては、抵抗発散マッハ数ＭＤＤ（衝撃波の発生により抵抗が急激に増加するとともに揚力が急激に減少するマッハ数）が０．８付近であることがわかる。また、小型翼１１においても、抵抗発散マッハ数ＭＤＤが０．８付近となっていることが図１１から明らかである。従って、大型翼１と小型翼１１とで、衝撃波の発生する位置や衝撃波の強さがほとんど変化していないことが推察される。
【００８０】
以上説明した実施の形態に係る翼設計方法においては、内翼１３の翼根において、小型翼１１の内翼１３の翼厚Ｔｒを、大型翼１の内翼３の翼厚ｔｒと同一の値に設定する。この際、翼根における下面側翼型曲線のみを変更しているため、遷音速域において衝撃波の挙動や剥離の発生等に大きく影響する小型翼１１の上面側翼型曲線を、大型翼１の上面側翼型曲線と一致させることができる（図６参照）。
【００８１】
また、本実施の形態に係る翼設計方法においては、小型翼１１の内翼１３の任意断面における翼厚比を設定する際に、翼型中心線から下方の翼厚比のみを変更しているため、遷音速域において衝撃波の挙動や剥離の発生等に大きく影響する小型翼１１の上面側の翼型分布を、大型翼１の上面側の翼型分布と一致させることができる（図７参照）。
【００８２】
また、本実施の形態に係る翼設計方法においては、内翼１３の翼端において、小型翼１１の内翼１３の翼型と、大型翼１の内翼３の翼型と、を一致させている（図８参照）。
【００８３】
従って、本実施の形態に係る翼設計方法によれば、大型翼１と同等の空力性能を有する小型翼１１を得ることができる（図１０及び図１１参照）。しかも、中央翼２（１２）及び外翼４（１４）の共有化の要請に応えることにより、航空機のファミリー化を実現させることができる。
【００８４】
また、本実施の形態に係る翼設計方法によれば、翼上面側の翼型分布を実質的に変更することなく翼下面側の翼型分布のみを変更するので、翼幅寸法の変更等の理由により小型翼１１の内翼１３の翼根翼型や内部翼型の再設計が必要となった場合においても、再設計の規模を小さくすることができる。
【００８５】
なお、以上の実施の形態においては、既存の大型翼１の形状に基づいて新規な小型翼１１を設計する方法について説明したが、既存の小型翼の形状に基づいて新規な大型翼を設計する場合にも、本発明に係る翼設計方法を適用することができる。また、既存の中型翼の形状に基づいて新規な小型翼及び大型翼を設計する場合にも、本発明に係る翼設計方法を適用することができる。
【００８６】
【発明の効果】
本発明によれば、所定の翼型を有する既存翼の形状に基づいて新規な翼を設計する際に、既存翼の翼型中心線から上側の翼型を変更しないので、遷音速域において衝撃波の挙動や剥離の発生等に大きく影響を与える翼上面の翼型分布をそのまま維持することができ、既存翼と同等の空力特性を有する翼を容易に設計することができる。しかも、既存翼の翼型中心線から下側の翼型のみを変更するため、航空機のファミリー化を実現させるための種々の制約を満たすことが容易である。
【図面の簡単な説明】
【図１】（ａ）は大型翼の平面図であり、（ｂ）は本実施の形態に係る翼設計方法によって設計された小型翼の平面図である。
【図２】（ａ）は、図１（ａ）に示した大型翼を後縁側から見た図であり、（ｂ）は、図１（ｂ）に示した小型翼を後縁側から見た図である。
【図３】対称翼の圧力分布を示すグラフである。
【図４】（ａ）は、翼厚比の異なる３種類の対称翼を示す図であり、（ｂ）は、（ａ）に示した３種類の対称翼の圧力分布を示すグラフである。
【図５】（ａ）は、大型翼の内翼の翼型をｘ−ｚ平面上に示した図であり、（ｂ）は、小型翼の内翼の翼型をｘ−ｚ平面上に示した図である。
【図６】大型翼の内翼の翼根における翼型曲線と、本実施の形態に係る翼設計方法によって決定された小型翼の内翼の翼根における翼型曲線と、を示すグラフである。
【図７】大型翼の内翼の中間断面における翼型曲線と、本実施の形態に係る翼設計方法によって決定された小型翼の内翼の中間断面における翼型曲線と、を示すグラフである。
【図８】大型翼の内翼の翼端における翼型曲線と、小型翼の内翼の翼端における翼型曲線と、を示すグラフである。
【図９】本実施の形態に係る翼設計方法における翼根翼弦長算出工程及び内部翼厚算出工程のイメージを説明するための説明図である。
【図１０】大型翼の圧力分布と、本実施の形態に係る翼設計方法によって設計された小型翼の圧力分布と、を示す図である。
【図１１】大型翼及び小型翼における揚力係数と抵抗発散マッハ数との関係を示すグラフである。
【符号の説明】
１          大型翼（既存翼）
２          中央翼
３          内翼
４          外翼
１１        小型翼（新規な翼）
ｔｒ        内翼の翼根における翼厚
Ｔｒ        内翼の翼根における翼厚
Ｚｃ（ｘ）  翼型中心線
Ｚｕ（ｘ）  上面側翼型曲線
ＺＵ（ｘ）  上面側翼型曲線
【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１０】
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【図１１】
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