(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼及び胴体を有する遷音速巡航のための航空機であって、前記翼は前縁後退角を有し、  前記胴体は翼側に沿って長さ方向に細長く外側に凹状のくびれを有し、
ａ）前記翼は、翼長方向平均として、３％未満の最大翼厚対翼弦比を有し、
ｂ）前記翼は、そのほぼ全長にわたって鋭さを落とした前縁又はその近傍にキャンバを有し、翼長方向の場所における該落とした鋭さは、前記場所での最大翼形翼厚の１／２％〜３％であり、
ｃ）前記翼は、その大部分にわたって横流れ不安定性（crossflow instability）が臨界未満レベルにまで減じられるように、２０度未満の前縁後退角を有する、ことを特徴とする航空機。
【請求項２】
翼付け根から翼外側先端部の長さまでの前記場所において、前記最大翼厚対翼弦比が３．５〜１．５％で変化することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記翼の厚さは、前記場所で、最大翼厚のゾーンから前方及び後方に徐々に減少し、前記翼は先端を鈍化させた前縁から生ずる滑らかで有利な圧力勾配を、亜音速設計飛行条件で可能な限り翼面に沿って後方位置まで維持するように設計してある凸面状になる上、下翼面を有することを特徴とする請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
前記翼は、設計飛行条件で早期境界層遷移を生じさせないレベルに、横流れ圧力勾配（crossflow pressure gradients）を制限するのに必要とするような前縁後退角を有することを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の航空機。
【請求項５】
前記くびれを含んだ胴体の各々の側部に位置する前記翼は、全体的に台形の形態を有することを特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載の航空機。
【請求項６】
前記胴体は、翼前縁の胴体側端部近傍の位置で幅ｗ１を有し、後縁端部の胴体側端部近傍の位置で幅ｗ２を有し、ｗ１＞ｗ２であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれかに記載の航空機。
【請求項７】
前記胴体の後端に尾翼を含み、該胴体の相対向する両側に、前記翼と前記尾翼の間に位置して、エンジン・ナセル（エンジン室）があることを特徴とする請求項１乃至６のいずれかに記載の航空機。
【請求項８】
前記尾翼は、左尾翼と右尾翼とを含み、それら左右の尾翼は、最大翼厚ゾーンから前方および後方へ厚さを徐々に減じており、全体的に凸面状の上、下尾翼面が、先端を鈍化させた前縁から生ずる滑らかで有利な圧力勾配を、亜音速設計飛行条件で可能な限り尾翼表面に沿って後方位置まで維持するように設計してあることを特徴とする請求項８に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的には、マッハ１に非常に近い亜音速巡航条件に適応する航空機に関し、更に具体的に言うと、本発明は、このような遷音速巡航条件に適応する層流翼を有する航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
高亜音速で効果的に巡航するように設計された最新の亜音速航空機は、適度な高アスペクト比（５対３）と、超臨界翼形と、可能な限り薄い、典型的には構造的重量の理由のため、約１０〜１２％のｔ／ｃ比（翼厚／翼弦比：thickness/chord ratio）とを備えた、中度から高度の後退翼（３０度〜４５度）を有する。
一方、最新鋭の戦闘機は、超音速ダッシュ能力をも有するようにするために、妥協の産物として、もっと薄い翼形、典型的には約３〜５％ｔ／ｃの翼形を有し、それに合わせて前縁も後退しているが、アスペクト比は低く（３対５）、後縁はほとんど後退していない。
【０００３】
本発明者等のうちの一人の（Ｔｒａｃｙ；トレーシー）が所有する従来特許には、比較的後退していない（３０°）鋭い「超音速」前縁（“supersonic ”leading edge）で、エリア・ルール胴体（area-ruled fuselage）の近傍を除いて、翼長方向平均として、約２％以下のｔ／ｃを有する、効果的な超音速巡航用翼が記載されている。以下に掲げる米国特許を参照されたい。この翼は、広範囲にわたる層流境界層被覆面積を達成することによって、効果的な超音速巡航に対して伝統的に選択されてきた典型的な後退翼や三角翼に比較して一層低い超音速抗力を達成するので、関連する表面摩擦で、ほぼ１桁単位の減少をもたらす。翼厚による造波抵抗を許容レベルに制限するには、極めて薄い翼厚が要求され、また、構造重量という理由により、低アスペクト比（２.５対３）を必要とする。薄刃翼形は、翼厚による造波抗力の低減および有利な圧力勾配を得るために、両凸面形状であるか或いはそれを少し変形させた形状になっている。緩い後退角は、境界層横流れ（boundary layer crossflow）を「臨界未満レベル（subcritical level）」へ制限して、いわゆる横流れ不安定性（crossflow instability）によって生じる層流境界層から乱流境界層への早すぎる遷移（premature transition）を防止するために必要である。
【特許文献１】米国特許第６，１４９，１０１号
【特許文献２】米国特許第５，８９７，０７６号
【発明の開示】
【０００４】
航空機遷音速巡航条件に適応した改良型航空機翼を有する航空機を提供することが本発明の主目的である。本発明の翼は、上述のＴｒａｃｙの米国特許第６，１４９，１０１号および同第５，８９７，０７６号に記載されている翼よりも改善されており、マッハ１よりやや下の、改良した遷音速巡航効率をもたらすことに対して有用である。本発明の翼は、さらに、高亜音速巡航速度に対して現在使用されている高後退翼で達成できる亜音速速度よりも高い亜音速速度で、より効果的な巡航を行なえることを特徴とする。
【０００５】
さらに別の目的は、
ａ）鋭さを落とした翼前縁近傍にキャンバ（Camber:下向き湾曲）を有する翼と、
ｂ）翼側に沿って長さ方向に設けたくびれを有する胴体とを含む航空機を提供することにある。
【０００６】
胴体および他の構成要素は、超音速巡航航空機用の翼を開示しているＴｒａｃｙ特許で行われたような超音速マッハ数の巡航の場合よりももっとマッハ１に近い速度（たとえば、マッハ０.９５）に対し、典型的には「エリア・ルール（area-ruled）」に基づいている。それに加えて、翼厚−翼弦比が遷音速巡航条件に合わせて最適化される。翼厚比は、超音速翼の２％平均（翼長に沿って）よりもいくぶんは大きいが、それでも高亜音速速度飛行に使用されている後退翼の翼厚比よりかなり小さい。
【０００７】
この改良型翼は、以下の要因によって更に特徴づけられる：
・現在の亜音速巡航翼よりもかなり薄くて、２〜４％のｔ／ｃで現在の戦闘機と同様か或いはそれよりも薄いということ。
・現在の戦闘機よりも前縁後退角がかなり緩くて、後退角は大体２０度以下で、Ｔｒａｃｙが以前に特許権を取得した層流超音速翼と同様か或いはそれよりも小さいということ。
・前縁の鋭さをわずかに落としてあり、特に、（従来のＴｒａｃｙ特許の鋭利でほぼ両凸面状の超音速翼形と比較して）、キャンバ（camber）を付けて成形された翼形となっていること。
重量と巡航効率との妥協策として、低から中のアスペクト比であること。
・「エリア・ルール（area-ruled）」胴体に関連して局部的に厚くした内側部分。
【０００８】
翼形は、設計巡航飛行エンベロープ（航空機外形）に関連した揚力係数で翼弦の最大比を超えて、これらの条件で最大実用臨界マッハ数と矛盾しないようにして、上，下翼面に、「有利な」圧力勾配（圧力が前縁から尾翼の距離とともに単調に低下する）を生じさせるように構成される。一般的に圧縮性の発生は、局部的な衝撃波や、好ましくない翼長方向および翼弦方向の圧力勾配を生じさせ、在来の亜音速層流翼においては遷移を生じさせるのに対し、本発明の翼は、圧縮性効果を遷音速マッハ数で利用して、広範囲にわたる層流に対して必要とされる有利な圧力勾配を高めるようにする。二次的な考察としては、選択された後縁フラップ・システムに対し最も実用性の高い最大失速揚力係数を達成することである。前縁フラップや前縁装置は必ずしも必要ではないが、前縁装置が、巡航状況で引っ込められたときに、（境界層をトリップする（ｔｒｉｐｐｉｎｇ）」）層流から乱流への早すぎる境界層遷移を生じさせる可能性のある擾乱を招かないのであれば、ある方が望ましい。
【０００９】
高亜音速巡航用に現在使用されている高後退翼と比較して、本発明の薄い非後退型の翼に関連して改良された効率やその他の利点の理由としては、以下がある。
・低横流れおよび広範な領域にわたる有利な翼弦方向圧力勾配の結果として、従来の後退翼で可能なよりも、かなり広範囲にわたり層流が存在することによる表面摩擦の低下。
・圧縮性抗力上昇の発生が、典型的なもっと厚い後退翼や三角翼の場合に対するよりも、相当に薄い非後退翼により、更に高い亜音速マッハ数まで「遅らされる」ということ。
・たとえ後退翼が等しいアスペクト比を有するとした場合でも、本発明の非後退翼は、後退翼よりも小さい迎角とすることで離発着性能を向上したこと。
【００１０】
このような効果が相俟って、この薄い非後退翼対しては、圧縮性効果による総非粘性抗力係数の増加が、マッハ１に非常に近いという従来よりも一層高いマッハ数まで、遅らされるようになる。更にいっそう重要なことには、マッハ１近傍の（これは後退翼の場合では不可能）、薄い非後退翼の広範囲にわたる層流は、実質的にその表面摩擦抗力を減らすということで、これが、高亜音速速度での巡航に対し現在使用されている三角翼または後退翼と比較して、マッハ１近傍での飛行効率を改良する鍵となる点である。
【００１１】
さらに別の特徴としては、次に挙げる；  翼側の側面に沿った胴体くびれ、前記胴体の各々の側面にある翼は全体的に台形の形態を有する；  この翼はその前縁近傍にキャンバ（camber）を有し、該翼前縁に、遷音速巡航に対してキャンバ（あるいはdroop; 自重湾曲）が有って鋭さを落としてある；  この翼は、翼付け根から翼端までの位置毎に変化する最大翼厚対翼弦長比（ｔ／ｃ）を有し、これらの位置での前記最大翼厚対翼弦長の比は、翼付け根近傍の約３.５％から、翼端付近の約１.５％まで、変化するということ；  翼厚は最大翼厚ゾーンから前方および後方へ徐々に減ってゆき、上，下両翼面が全体的に凸面状をしており、設計飛行状態で実用に差しさわりがない限りにおいて、翼に沿って後方に向かって、わずかに鈍くした前縁から滑らかで好ましい（減少する）圧力勾配を維持するように設計されること；  翼付け根長さが胴体くびれの範囲を定める；  翼前縁後退角が約２０度未満であり、または、必要に応じて、乱流から層流への早期境界層流遷移を生じさせることのないレベルに、横流れ圧力勾配を制限する、ということがある。エンジンは、胴体の両側部にあるナセル（nacell; エンジン室）内に設置してもよいし、または翼と組合せてもよいし、或いはまた、胴体に組み込んでもよい。いずれにせよ、航空機の胴体が上述したような「エリア・ルール”area ruled”」である場合、このようなエンジンの効能が勘案されるようになる。
【００１２】
抗力を減らすことを達成して、従来の典型的なもっと厚くて後退した尾翼面の場合で可能なよりももっと高い亜音速速度まで圧縮性抗力上昇を遅らせるようにできるように、航空機の尾翼面にも上述したのと同様の配慮をすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
本発明のこれらおよび他の目的、利点ならびに図示実施態様の詳細は、以下の明細書および図面からより完全に理解して貰えよう。
【実施例】
【００１４】
図面において、本発明を取り入れた航空機１０は、胴体１１と、左，右の翼部分１２ａ，１２ｂで構成された翼１２と、左，右部分１３ａ，１３ｂおよび垂直部分１３ｃを有する尾翼１３と、ナセル（エンジン室）１４，１５内にあるジェットエンジンと、を有している。ナセルは、図示のように、翼後縁部１２ｃ，１２ｄの胴体側端部近傍で、尾翼１３の前方に位置している。胴体幅は、翼前縁１２ｅ，１２ｆの胴体側端部近傍の位置３４で幅ｗ１であり、後縁端部１２ｃ，１２ｄの胴体側端部近傍の位置３５で幅ｗ２である。ここで、ｗ１＞ｗ２であり、ナセル１４，１５位置間の胴体幅は、図示のように狭くなっている。胴体および尾翼にはそれぞれ、尾翼１３の前縁と後縁に接近したところに位置１６，１７が有る。
【００１５】
図２は、航空機長手方向軸線に対して直角な、航空機縦断面積を示すグラフである。ナセル１４，１５位置間では、胴体面積が減少しており、胴体および翼の面積寄与率が、符号１８，１９で示すように変化していることに注意されたい。また、ゾーン３３，２２（ナセルの後端またはその付近で）間でも、胴体およびナセルの面積寄与率が、符号２０，２１で示すように変化している注意されたい。さらに、尾翼の前端および後端、或いはこれらの付近のゾーン１６，１７間では、胴体および尾翼の面積寄与率が、符号２４，２５で示すように変化していることに注意されたい。
【００１６】
図１および図３を参照すると、Ａ−Ａ線断面（翼弦方向断面）での翼形断面１２ｇは、高亜音速巡航条件に対し、前縁が、符号２６のところで、キャンバを持たせて鋭さを落としているように示されている。
【００１７】
図４および図５は、それぞれ、Ｂ−Ｂ線断面，Ｃ−Ｃ線断面（翼弦方向断面）のところの翼形断面１２ｈ，１２ｉを示しており、前縁は、高亜音速巡航に対し、それぞれ符号２６’，２６’’のところで、キャンバをもたせて鋭さを落としてある。
【００１８】
図３では、最大翼厚対弦長ｔ／ｃは約３.５％であり、図４では、このｔ／ｃは約２.５％であり、図５での最大翼厚対弦長ｔ／ｃは約１.５％である。
図６に示すように、分析によると、本発明による翼は、マッハ０.９〜１.０間の高亜音速範囲で、現行の後退翼よりかなり優れた「抗力特性 対 マッハ数」を有することがわかっている。
【００１９】
図７では、図１のＡ−Ａ線断面で示される翼形断面の上，下翼面に対する圧力分布（圧力係数の形で示し、負の値は周囲圧力より下の圧力を表し、正の値は周囲圧力よりも上の圧力を表している）が示してある。翼の設計点より下のマッハ０.８では、かなり急な正，負の圧力勾配が前縁のすぐ後方に発生する。圧力勾配におけるこれら鋭い上昇線は、少なくとも上面（上方曲線）において、層流からの遷移を生じさせると予想される。しかしながら、ここに図示したケースでは、スピードがマッハ０.９５の設計点まで増すにつれ、圧縮性効果が、圧力を、上，下両面での広範囲にわたる層流を翼弦の約７０％まで後方へ強進するのに必要とされる、もっと緩やかな負勾配へと変えることがわかる。
【００２０】
マッハ０.８〜０.９５での抗力低下は、マッハ０.９５での巡航について図７に示すように、上，下両面での広範囲にわたる有効な圧力勾配によって可能とされた、層流の増大の結果である。マッハ０.９５以上では、抗力増加が、造波抗力の増加によって生じるようになるので、マッハ数の方が、層流の拡大勢力による抗力低下にまさり、このような効力低下は無効となる。
【００２１】
図８は、前縁の拡大図を示している。前縁の相対的な「鈍さ」は、前縁直径「Ｈ」対 翼形最大翼厚「ｔ」の比に関連している。この「ｈ／ｔ」比は小さく、その範囲は、許容できる翼弦方向圧力勾配を前縁背後の輪郭と関連して維持する、1／2 ％から３％である。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明を組み入れている航空機の平面図である。
【図２】図１の航空機の長さと相関させた横座標を有するグラフである。
【図３】図１のＡ−Ａ線に沿った翼形断面である。
【図４】図１のＢ−Ｂ線に沿った翼形断面である。
【図５】図１のＣ−Ｃ線に沿った翼形断面である。
【図６】典型的な後退翼航空機と比較した、本発明を組み入れている航空機の抗力特性を示すグラフである。
【図７】２つのマッハ数での、本発明を組み入れている航空機の翼形断面の圧力分布を示すグラフである。
【図８】翼形のわずかに鈍くなった前縁の輪郭を示す拡大図である。
【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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