(57)【要約】航空機翼は、前縁側エアフォイル要素（３６）および後縁側エアフォイル要素（３８）を含む。上記翼についての少なくとも１つの遷音速状態中に上記翼によって少なくとも１つのスロット（１２）が規定される。スロット（１２）は、翼幅方向で翼幅のうち一部のみに沿って延びても、または翼幅方向で翼幅全体に沿って延びてもよい。いずれの場合でも、スロット（１２）によれば、前縁側エアフォイル要素（３６）の下面（１８）に沿って流れる空気の一部が分流して後縁側エアフォイル要素（３８）の上面（２０）の上を流れることが可能となり、こうして遷音速状態における性能の向上が達成される。
2006502914.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
後退エアフォイルであって、
上面および下面を有する少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素と、
上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素と、
前記エアフォイルについての少なくとも１つの遷音速状態中に前記エアフォイルによって規定される少なくとも１つのスロットとを備え、前記スロットは、前記前縁側エアフォイル要素の前記下面に沿って流れる空気の一部が分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成される、後退エアフォイル。
【請求項２】
請求項１に記載の後退エアフォイルを含む航空機翼。
【請求項３】
前記スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項２に記載の翼。
【請求項４】
前記スロットは、前記翼の性能を向上させるために、
巡航速度の上昇、
揚力の上昇、
厚みの増大、
後退角の減少、
抗力の減少、または
以上の組合せ、
からなる群のうち１つ以上から選択される基準によって構成される、請求項２に記載の翼。
【請求項５】
前記スロットは、翼幅方向で前記翼の翼幅の一部のみに沿って延びる、請求項２に記載の翼。
【請求項６】
前記スロットは、翼幅方向で前記翼の平面形断絶部付近から前記翼の先端付近まで延びる、請求項５に記載の翼。
【請求項７】
前記翼は、前記翼のうち、前記遷音速状態で抗力を増加させる空気流剥離が生じる部分にわたって延びる、請求項２に記載の翼。
【請求項８】
前記スロットは、翼幅方向で実質的に連続的に前記翼の付け根から前記翼の先端まで延びる、請求項２に記載の翼。
【請求項９】
前記スロットは、前記翼にわたって超音速流によって生じた衝撃波を、前記翼でのより機尾側の位置へ押しやるように構成される、請求項２に記載の翼。
【請求項１０】
前記スロットは、前記翼の抗力発散マッハ数特性を上昇させながら、前記翼についての空気力学的効率性を少なくとも同等に維持するように構成される、請求項２に記載の翼。
【請求項１１】
前記スロットは、衝撃波を緩和して前記翼について高い巡航速度をもたらすように構成される、請求項２に記載の翼。
【請求項１２】
さらに、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素に結合されて、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素のうちの一方を他方に対して相対的に動かして前記スロットをトリム調整するアクチュエータ構造体を備える、請求項２に記載の翼。
【請求項１３】
前記アクチュエータ構造体は、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素を隔てて前記スロットを規定する隙間を調節する動作、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の相対的な高さを調節する動作、および
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の角度を調節する動作、
からなる群のうちの１つ以上から選択される少なくとも１つの動作によって前記スロットをトリム調整するように構成される、請求項１２に記載の翼。
【請求項１４】
前記スロットは、前記翼に沿って長手方向に配置された複数の区域を含み、前記区域の各々は、前記翼幅にわたる異なる場所で前記スロットを異なってトリム調整することを可能にするように前記アクチュエータ構造体によって独立に調節可能である、請求項１２に記載の翼。
【請求項１５】
さらに、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素に結合されて、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素のうちの一方を他方に対して相対的に動かすことにより、少なくとも１つの亜音速状態中に前記スロットを閉じ、前記遷音速状態中に前記スロットを開けるアクチュエータ構造体を備える、請求項２に記載の翼。
【請求項１６】
前記少なくとも１つのスロットは、前記翼に沿って長手方向に配置された複数のスロットを含む、請求項２に記載の翼。
【請求項１７】
さらに、２つのスロットなし翼領域間に配置された少なくとも１つのスロット付き翼領域を備える、請求項２に記載の翼。
【請求項１８】
さらに、２つのスロット付き翼領域間に配置された少なくとも１つのスロットなし翼領域を備える、請求項２に記載の翼。
【請求項１９】
前記遷音速状態は、巡航状態および機動からなる群のうち１つ以上から選択される、請求項２に記載の翼。
【請求項２０】
前記前縁側エアフォイル要素は翼主部を含み、
前記後縁側エアフォイル要素はフラップを含み、
前記翼はさらに、巡航中に前記フラップをトリム調整して巡航中の前記翼の性能を向上させるためのアクチュエータ構造体を備える、請求項２に記載の翼。
【請求項２１】
請求項１に記載のエアフォイルを備える航空機。
【請求項２２】
エアフォイルであって、
上面および下面を有する少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素と、
上面および下面を有する少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素と、
前記エアフォイルについての少なくとも１つの遷音速状態中に前記エアフォイルによって規定される少なくとも１つの部分幅スロットとを備え、前記スロットは、前記前縁側エアフォイル要素の前記下面に沿って流れる空気の一部が分流して前記後縁側エアフォイル要素の前記上面の上を流れることを可能にし、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成される、エアフォイル。
【請求項２３】
請求項２１に記載のエアフォイルを含む航空機翼。
【請求項２４】
前記スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間
に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項２３に記載の翼。
【請求項２５】
前記スロットは、前記翼の性能を向上させるために、
巡航速度の上昇、
揚力の上昇、
厚みの増大、
後退角の減少、
抗力の減少、または
以上の組合せ、
からなる群のうち１つ以上から選択される基準によって構成される、請求項２３に記載の翼。
【請求項２６】
前記スロットは、翼幅方向で前記翼の平面形断絶部付近から前記翼の先端付近まで延びる、請求項２３に記載の翼。
【請求項２７】
前記スロットは、前記翼のうち、前記遷音速状態で抗力を増加させる空気流剥離が生じる部分にわたって延びる、請求項２３に記載の翼。
【請求項２８】
前記スロットは、前記翼にわたって超音速流によって生じた衝撃波を、前記翼でのより機尾側の位置へ押しやるように構成される、請求項２３に記載の翼。
【請求項２９】
前記スロットは、前記翼の抗力発散マッハ数特性を上昇させながら、前記翼についての空気力学的効率性を少なくとも同等に維持するように構成される、請求項２３に記載の翼。
【請求項３０】
前記スロットは、衝撃波を緩和して前記翼についてより高い巡航速度をもたらすように構成される、請求項２３に記載の翼。
【請求項３１】
さらに、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素に結合されて、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素のうちの一方を他方に対して相対的に動かして前記スロットをトリム調整するアクチュエータ構造体を備える、請求項２３に記載の翼。
【請求項３２】
前記アクチュエータ構造体は、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素を隔てて前記スロットを規定する隙間を調節する動作、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の相対的な高さを調節する動作、および
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の角度を調節する動作、
からなる群のうちの１つ以上から選択される少なくとも１つの動作によって前記スロットをトリム調整するように構成される、請求項３１に記載の翼。
【請求項３３】
前記スロットは、前記翼に沿って長手方向に配置された複数の区域を含み、前記区域の各々は、前記翼幅にわたる異なる場所で前記スロットを異なってトリム調整することを可能にするように前記アクチュエータ構造体によって独立に調節可能である、請求項３１に記載の翼。
【請求項３４】
さらに、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素に結合されて、前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素のうちの一方を他方に対して相対的に動かすことにより、少なくとも１つの亜音速状態中に前記スロットを閉じ、前記遷音速状態中に前記スロットを開けるアクチュエータ構造体を備える、請求項２３に記載の翼。
【請求項３５】
前記少なくとも１つの部分幅スロットは、前記翼に沿って長手方向に配置された複数の部分幅スロットを含む、請求項２３に記載の翼。
【請求項３６】
さらに、２つのスロットなし翼領域間に配置された少なくとも１つのスロット付き翼領域を備える、請求項２３に記載の翼。
【請求項３７】
さらに、２つのスロット付き翼領域間に配置された少なくとも１つのスロットなし翼領域を備える、請求項２３に記載の翼。
【請求項３８】
前記遷音速状態は、巡航状態および機動からなる群のうち１つ以上から選択される、請求項２３に記載の翼。
【請求項３９】
前記前縁側エアフォイル要素は翼主部を含み、
前記後縁側エアフォイル要素はフラップを含み、
前記翼はさらに、巡航中に前記フラップをトリム調整して巡航中に前記翼の性能を向上させるためのアクチュエータ構造体を備える、請求項２３に記載の翼。
【請求項４０】
前記翼は後退翼である、請求項２３に記載の翼。
【請求項４１】
請求項４０に記載の翼を備える航空機。
【請求項４２】
請求項２２に記載のエアフォイルを備える航空機。
【請求項４３】
前縁側エアフォイル要素と、後縁側エアフォイル要素と、少なくとも１つの遷音速状態中に前記前縁側エアフォイル要素および前記後縁側エアフォイル要素間に規定される少なくとも１つのスロットとを有する航空機翼を操縦する方法であって、前記遷音速状態中に前記スロットをトリム調整するステップを備え、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成される、方法。
【請求項４４】
前記遷音速状態は、巡航状態および機動からなる群のうち１つ以上から選択される、請求項４３に記載の方法。
【請求項４５】
前記前縁側エアフォイル要素は翼主部を含み、
前記後縁側エアフォイル要素はフラップ組立体を含み、
前記スロットをトリム調整するステップは、前記フラップ組立体を作動させるステップを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４６】
前記スロットをトリム調整するステップは、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素を隔てて前記スロットを規定する隙間を調節する動作、
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の相対的な高さを調節する動作、および
前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の角度を調節する動作、
からなる群のうちの１つ以上から選択される少なくとも１つの動作を含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４７】
さらに、前記翼についての少なくとも１つの亜音速状態中に前記スロットを閉じるステップを備える、請求項４３に記載の方法。
【請求項４８】
前記スロットは部分幅スロットを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項４９】
前記スロットは、実質的に前記翼の付け根付近から前記翼の先端付近まで前記翼の翼幅の長さ全体に延びる単一のスロットを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項５０】
前記スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項４３に記載の方法。
【請求項５１】
航空機の後退翼を操縦する方法であって、前記翼についての少なくとも１つの遷音速状態中に、前記翼によって規定される少なくとも１つのスロットを用いて、前記翼の下面に沿って流れる空気の一部を迂回させて分流し、前記翼の上面の上を流れるようにするステップを備え、前記迂回させるステップは、生じると前記遷音速状態での抗力を増加させる空気流剥離を少なくとも遅らせ、こうして前記遷音速状態における性能向上が達成される、方法。
【請求項５２】
さらに、前記遷音速状態中に前記スロットをトリム調整するステップを備える、請求項５１に記載の方法。
【請求項５３】
前記スロットをトリム調整するステップは、
前縁側要素と後縁側要素とを隔てて前記スロットを規定する隙間を調節する動作、
前記前縁側要素と前記後縁側要素との間の相対的な高さを調節する動作、および
前記前縁側要素と前記後縁側要素との間の角度を調節する動作、
からなる群のうちの１つ以上から選択される少なくとも１つの動作を含む、請求項５１に記載の方法。
【請求項５４】
前記前縁側エアフォイル要素は翼主部を含み、
前記後縁側エアフォイル要素はフラップ組立体を含み、
前記スロットをトリム調整するステップは、前記フラップ組立体を作動させるステップを含む、請求項５１に記載の方法。
【請求項５５】
前記スロットは部分幅スロットを含む、請求項５１に記載の方法。
【請求項５６】
前記スロットは、実質的に前記翼の付け根付近から前記翼の先端付近まで前記翼の翼幅の長さ全体に延びる単一のスロットを含む、請求項５１に記載の方法。
【請求項５７】
さらに、前記遷音速状態にあるまたは前記遷音速状態付近にあるときに前記スロットを開けるステップを備える、請求項５１に記載の方法。
【請求項５８】
さらに、前記翼についての少なくとも１つの亜音速状態中に前記スロットを閉じるステップを備える、請求項５１に記載の方法。
【請求項５９】
前記スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項５１に記載の方法。
【請求項６０】
翼主部と、フラップ組立体と、巡航中に前記翼主部および前記フラップ組立体間に規定される少なくとも１つのスロットとを有する航空機翼を操縦する方法であって、巡航中に前記フラップ組立体を作動させて前記フラップ組立体をトリム調整するステップを備え、こうして巡航中における性能向上が達成される、方法。
【請求項６１】
前記スロットは、非整形のコーブなしに前記前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定される空気力学的に滑らかなチャネルを含む、請求項６０に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
本願は、２００２年１０月９日出願の米国仮特許出願番号第６０／４１７，３５５号の利益を主張し、その内容はその全体において引用により本願に援用される。
【０００２】
出所
ここに記載の発明は、部分的に米国政府職員によってなされたものであり、いかなる実施料の支払なく米国政府によりおよび米国政府のために政府目的に製造および使用され得る。
【０００３】
分野
この発明は一般的に航空機に関し、より特定的に、スロット付き航空機翼と、航空機巡航性能を向上させる方法とに関するものである。
【背景技術】
【０００４】
背景
航空機翼の多くは従来のエアフォイルを用いて設計されている。従来のエアフォイルの場合、上面および下面は鈍角または丸みを帯びた前縁（ＬＥ）および鋭角の後縁（ＴＥ）の位置で１つに合わさっている。
【０００５】
また、従来のエアフォイルは、遷音速翼（すなわち遷音速飛行用に設計された翼）においても使用されている。遷音速飛行とは、航空機に対する空気流の速度が、亜音速流（すなわち音速未満の流れ速度）と超音速流（すなわち音速超の流れ速度）との混合であるときの飛行のことである。翼の上面にわたる空気流は、揚力発生用の上面湾曲によって加速される。その結果、航空機に対する空気流の一部が音の速さに達する（すなわち音速となる）ときの航空機の速さはマッハ１よりも大幅に低い場合がある。
【０００６】
ここで簡単に説明すると、マッハ数とは、航空機の現在の高度における音の速さに対する航空機の対気速度の比である。航空機が音速で飛行しているときにマッハ１となる。臨界マッハ数（Ｍcrit）とは、航空機における或る場所での空気流が音の速さに達するときの航空機の対気速度のマッハ数である。
【０００７】
航空機におけるいずれかの部分に対する空気流が音の速さに達すると、その位置に衝撃波が生じる場合がある。航空機のマッハ数が臨界マッハ数超に上昇した場合、エアフォイルの上面および下面両方にわたって超音速流が生じる場合があり、その場合エアフォイルにおける各々の場所に衝撃波が生じる結果となる。遷音速においては、しばしば衝撃波により画定された局所的な超音速流の領域がいくつも生じる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
衝撃が生じると、空気の圧力および密度はそこにわたって著しく上昇し、その結果として非等エントロピーまたは不可逆的な損失が生じる。この損失は造波抵抗として分類される。航空機のマッハ数が増加するのに伴い、抗力の劇的かつ急峻な増大が生じる。これは遷音速抗力増大（transonic drag rise）と称される。衝撃波が生じると、空気流の速さが低下して圧力が上昇し、その結果として衝撃波にわたり逆圧力勾配が生じる。衝撃波の強さに依存して、逆圧力勾配によって空気流は衝撃波の底部でエアフォイル表面から局所的に剥離する場合がある。遷音速飛行時には、衝撃波や、衝撃により引起される境界層剥
離は、航空機の抗力全体の終始一貫した重大な原因である。
【０００９】
遷音速抗力が大幅に増大し始めるときのマッハ数は、「抗力発散マッハ数（drag-divergence Mach number）」（Ｍdd）として知られている。この抗力発散マッハ数を超えると、航空機のマッハ数が僅かに上昇しただけで航空機への抗力が大幅に増大するおそれがあるため、通常このような条件下での運転は経済的に現実的なものではない。
【００１０】
遷音速抗力増大をより高いマッハ数へと押上げて所与の遷音速の速さにおける造波抵抗を減少させるための方法がいくつか採用されている。最も一般的な方法としては、後退角を大きくした翼や薄型エアフォイル、機尾キャンバー型エアフォイルなどを用いたものがあるが、後退角の大きい後退翼は製造コストが比較的高くつくおそれがある。また、臨界マッハ数をもっと高くした超臨界エアフォイルが開発されている。超臨界エアフォイルは一般的に、流れの加速を抑えるための平坦化した上面と、揚力の大部分を生じさせるための、キャンバーを大きくした機尾側の部分とを有する。機尾側負荷（aft-loaded）型翼では、揚力の中心を後方へずらした結果、機首を下にしたピッチングモーメントが大きくなる。機首を下にしたピッチングモーメントが上昇したため、最終的には飛行中の航空機をトリム調整するために主翼および水平尾翼の両方をさらに酷使する必要が生じる。航空機のトリム調整に関する抗力はトリム抗力と呼ばれる。一般に、機首を下にしたピッチモーメントが増大するのに伴いトリム抗力も増大する。
【００１１】
実際的なエアフォイルをどれだけ薄くできるかには限界があるが、その要因としては空気力学以外の考慮事項がある。たとえば翼を薄くすればその燃料容量は小さくなる。さらに、エアフォイルを薄くすると通常翼の全重量は増大するが、それは翼が薄くなればなるほど構造ボックスは浅くなるからである。
【００１２】
また、翼を大きくして抗力発散マッハ数を上昇させ、こうして所与の遷音速の対気速度における造波抵抗を減少させるという方策がある。翼の面積を大きくする場合、揚力係数のより低いエアフォイルを使用することができ、その結果造波抵抗は小さくなる。しかしながら、より大きい翼においては濡れ面の増加によって通常翼の表面摩擦による抵抗が増大し、このため造波抵抗を減少させてもそれを表面摩擦の抵抗の増加分が相殺または上回ってしまうことが多い。
【００１３】
「非後退型スロット付き巡航翼エアフォイルを備えた航空機（Airplane with Unswept Slotted Cruise Wing Airfoil）」と題された米国特許第６，２９３，４９７号においては、後退しないまたは実質的に後退しない翼であって、スロット付き巡航エアフォイル技術を採用したものが開示されており、後退させたスロットなしの航空機翼と同等のかなり高い巡航速度を達成し、かつより低速でより高い揚力を達成している。米国特許第６，２９３，４９７号の内容は、本願明細書中に完全に記載されているかの如くその全体において引用により本願に援用される。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
概要
航空機の翼は、少なくとも１つの前縁側エアフォイル要素および少なくとも１つの後縁側エアフォイル要素を含む。翼についての少なくとも１つの遷音速状態中に上記翼によって少なくとも１つのスロットが規定される。上記スロットは、翼幅方向で翼幅の一部のみに沿って延びる場合も、または翼幅方向で翼幅全体に沿って延びる場合もある。いずれの場合でも、上記スロットによれば、上記前縁側エアフォイル要素の下面に沿って流れる空気の一部が分流して上記後縁側エアフォイル要素の上記上面の上を流れることができ、こうして上記遷音速状態における性能向上が達成される。例としての一実施例では、上記翼は、好ましくは翼幅の真中付近で始まってから外方に翼端へ、少なくとも翼端の効果がス
ロットの効果を大幅に減少またはこれを圧倒するまで延びる、部分幅スロットを含む。
【００１５】
別の形態においては、この発明は航空機翼を操縦する方法を提供する。一実施例において、この発明の一方法は、大まかに、少なくとも１つの遷音速状態中に前縁側エアフォイル要素と後縁側エアフォイル要素との間に規定されるスロットをトリム調整するステップを備え、こうして上記遷音速状態での性能向上が達成される。
【００１６】
別の実施例において、この発明の一方法は、大まかに、航空機翼についての少なくとも1つの遷音速状態中に、スロットを用いて、翼の下面に沿って流れる空気の一部を迂回させて分流し、上記翼の上面の上を流れるようにするステップを備える。空気を迂回させることによって、生じると抗力を増加させる空気流剥離を少なくとも遅らせることによって遷音速状態における性能向上を達成する。
【００１７】
さらに別の実施例では、この発明の一方法は、大まかに、巡航中にフラップ組立体を作動させて上記フラップ組立体をトリム調整するステップを備え、こうして巡航中における性能向上を達成する。
【００１８】
以下に記載の詳細な説明からこの発明についてのその他の応用分野が明らかとなるであろう。以下の詳細な説明および特定の例は、この発明を例示する少なくとも一実施例を示しているが、単に例示の目的を意図したものであり、この発明の範囲の限定を意図したものではない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
以下の詳細な説明および添付の図面から、この発明がより完全に理解されるであろう。
【００２０】
例示の実施例の詳細な説明
以下に記載するこの発明についての種々の実施例の説明は、その性質上単に例示のものであり、この発明、その応用および使用を限定することを意図したものではない。たとえば、この発明の実施例のいくつかは、広範囲にわたる種類の航空機（たとえば戦闘機、商用機、私有ジェット機、超音速ダッシュ航空機など、ただしこれらに限定されない）のいずれにも適用可能であり、当該航空機の操縦様態（たとえば直接操縦、遠隔操縦、自動操縦、またはこれらを組合せたものなど）の如何にかかわらないことが予想される。したがって、本願明細書で航空機について特定的に言及していたとしても、この発明の範囲を限定するものとして解釈されるべきではない。加えて、この発明の実施例のいくつかは、広範囲にわたる種類の航空機用揚力発生表面（たとえば固定翼、可変後退角設計翼、回転翼、右の半翼幅翼、左の半翼幅翼、全翼幅翼、直線翼、後退翼、デルタ翼、水平尾翼、テーパ翼、非テーパ翼、傾斜翼など、ただしこれらに限定されず）のいずれにも適用可能であることが予想される。したがって、本願明細書で主翼について特定的に言及していたとしても、この発明の範囲を限定するものとして解釈されるべきではない。
【００２１】
上記に加え、以下の記載においては或る種の用語もまた単に参照のために用いられており、限定を意図していない。たとえば、「上の」、「下の」、「より上」および「より下」といった用語は、参照がなされている図面における方向を指すものである。また、「前（方）」、「後方」、「後ろ」および「側方」といった用語は、当該構成要素の各部分の向きを、終始一貫してはいるが恣意的な参照の枠組みの中で記述するものであり、この参照の枠組みは、考察中の当該構成要素を記述する文章および関連の図面を参照することで明らかとなる。この種の用語には、具体的に上記した語、その派生語、および類似の意味の語が含まれ得る。同様に、「第１」、「第２」といった用語や、その他各構造を指す同種の数字による用語もまた、文脈によって明示されない限り順番または順序を意味するものではない。
【００２２】
図１は、この発明の一実施例に従う航空機後退翼１０を示す。図示するように、後退翼１０は、前縁側エアフォイル要素３６および後縁側エアフォイル要素３８を含む。翼１０についての少なくとも１つの遷音速状態中において、前縁側エアフォイル要素３６と後縁側エアフォイル要素３８との間に少なくとも１つの部分幅スロット１２が規定される。
【００２３】
図２は別の実施例の後退翼１１０を示す。図示するように、後退翼１１０は、前縁側エアフォイル要素１３６および後縁側エアフォイル要素１３８を含む。翼１１０についての少なくとも１つの遷音速状態中において、前縁側エアフォイル要素１３６と後縁側エアフォイル要素１３８との間に少なくとも１つの全翼幅スロット１１２が規定される。
【００２４】
部分幅スロット１２および全翼幅スロット１１２によれば、前縁側要素３６，１３６の下面に沿って流れる空気の一部が分流して後縁側要素３８，１３８の上面２０，１２０の上を流れることが可能である。これにより、たとえば遷音速巡航状態および遷音速機動といった、翼の遷音速抗力増大の範囲内もしくはその付近または高速バフェッティング境界付近で翼を運転する１つ以上の飛行段階中における翼の性能が向上する。少なくともいくつかの実施例では、部分幅スロット１２および全翼幅スロット１１２の各々は、前縁側および後縁側のエアフォイル要素間に規定され、下に説明する非整形コーブ（流線形でないコーブ）を伴わない空気力学的に滑らかなチャネルを含む。
【００２５】
本願明細書中で使用される「部分幅スロット」という用語は、各々が翼幅方向で翼幅の一部のみに沿って延びる１つ以上のスロットのことを指し、これを含む。すなわち、部分幅スロット付き翼は、翼付け根から翼端までの全体を延びる単一のスロットを有するのではない。例としての一実施例においては、部分幅スロット付き翼が有するスロットは、翼幅の真中付近または僅かにその胴体中心寄りから始まってから、外方に翼端へ、少なくとも先端の効果がスロットの効果を大幅に減少させるまたは圧倒するまで延びるのが好ましい。図１は、部分幅スロット１２を有する例示の翼１０を示す。
【００２６】
本願明細書中で使用される「全翼幅スロット」という用語は、翼構造体において全翼幅スロットより前および後ろに位置付けられる要素同士を接続するのに必要な支持ブラケットを除き、実質的に、スロットが利益をもたらす限り翼付け根に近いところから、実質的に翼端まで（少なくとも先端の効果がスロットの性能を劣化させるまで）連続的に延びるスロットのことを指し、これを含む。上記のような支持ブラケットは、一般的に、翼の下面における全翼幅スロットの入口を遮るが、翼の上面における全翼幅スロットの出口を遮るものではない。図２は、翼付け根１１４から翼端１１６まで延びる例示の全翼幅スロット１１２を示す。
【００２７】
本願明細書中で使用される「遷音速巡航状態」という用語は、翼を通過する空気流がたとえば図３，４，５に示す局所的な超音速流の領域を含むような、翼の比較的高速の段階のことを指し、これを含む。換言すると、翼は、その遷音速抗力増大の範囲内もしくはその付近または高速バフェッティング境界付近である比較的高い速さで巡航している。加えて、本願明細書中で使用される「遷音速状態」という用語は、翼がその遷音速抗力増大の範囲内もしくはその付近または高速バフェッティング境界付近で運転されている（巡航とは限らない）ときの１つ以上の飛行段階のことを指し、これを含む。翼の遷音速状態の例としては、遷音速巡航状態および遷音速機動が含まれるが、これらに限定されない。
【００２８】
図１，２は、商用航空機についての現在の右翼設計であって、それぞれ部分幅スロットおよび全翼幅スロットを設けたものを簡略化して平面形にて示す図である。商用航空機はまた、飛行エンベロープにおいて実質的に同性能の左翼を含むことになる。したがって、右翼にスロットを設けた場合、左翼（図示せず）にも通常等価または対応のスロットが設
けられる。
【００２９】
各半翼幅翼（すなわち右翼および左の翼）についての用語の用い方に関し、０％の半翼幅側点は、右翼および左翼が対称または鏡像となる基準の場所として一般的に知られている。０％の半翼幅側点は、翼が取付けられる胴体の中心に位置するのが典型的である。半翼幅翼について論じる場合、半翼幅という用語は、０％の半翼幅側点から、翼端に位置する１００％の半翼幅側点までの距離のことを指す。しかし、この発明の実施例は半翼幅翼に限定されるべきではなく、全翼幅翼（たとえば特に全翼機）にも等しく適用可能であることに注目されたい。加えて、図１１に示すように、ここで使用する「翼幅」および「半翼幅」という用語は、翼端に設置され得るまたは設けられ得る１つ以上の翼端部機器を含まない。しかし上記はこの発明の範囲を限定するものとして解釈されるべきではなく、この発明の実施例のいくつかは、翼端部機器を有する翼および翼端部機器を有さない翼を含む（これらに限定されず）広範囲にわたる種類の翼のうちいずれに対しても適用可能であることが予想される。実際、他の実施例においては、部分幅スロットまたは全翼幅スロットのいずれかの少なくとも一部が翼端部機器において規定されてもよい。
【００３０】
さらに図１を参照して、部分幅スロット１２は、翼幅方向で、翼１０の半翼幅のうち、翼１０の遷音速状態中に抗力を増加させる空気流剥離が生じる部分に沿って延びることとすることができる。部分幅スロット１２は、翼１０にわたる三次元空気流の計算流体力学（ＣＦＤ）シミュレーションで、圧力の場が結果として翼の上面２０に空気流剥離を生じさせると示唆されるところに位置し得る。
【００３１】
ここに例示の実施例においては、部分幅スロット１２は半翼幅側点２８付近から半翼幅側点３０付近まで延びる。半翼幅側点２８および３０は、イェフーディ（Yehudi）または平面形断絶部３２および翼端１６とそれぞれ一致するが、このとおりである必要はない。他の実施例では、部分幅スロット１２が始まるところは、他の胴体中心寄りの場所であって、燃料タンクおよび着陸装置といったその他の要素を翼１０の平面形へ組込むことやまたは低速制御表面に対し、部分幅スロットを含めることが障害とならない場所であることもある。加えて、部分幅スロットは完全に翼端まで延びる必要はなく、部分幅スロットは実質的に翼端まで延びるが、スロットのもたらす性能の向上が先端の効果によって弱まるところで止まることとしてもよい。
【００３２】
部分幅スロット１２および全翼幅スロット１１２（図２）を設ける特定の翼弦方向の場所は、燃料タンクや着陸装置といった他の要素の翼の平面形への組込みおよび特定の低速制御表面などの考慮事項によって少なくとも部分的に決定されることになる。例示の一実施例においては、各々のスロット１２，１１２を設ける翼弦方向の場所は、約７０％から約９０％弦に位置する。
【００３３】
使用の際には、各々のスロット１２，１１２によって、前縁側エアフォイル要素３６，１３６の下面１８に沿って流れる空気の一部が分流して後縁側エアフォイル要素３８，１３８の上面２０，１２０の上を流れることができる。その際、上記スロットによって境界層剥離が少なくとも遅らされ、超音速空気流で生じた衝撃波は、翼におけるさらに機尾側へと押しやられる。図３（スロットのない翼）、図４（部分幅スロット付き翼）および図５（全翼幅スロット付き翼）を比較することによって、スロットの存在が翼の上面にわたる超音速空気流（領域Ｂで示す）と衝撃波の場所（実線Ａで示す）とに対して及ぼす効果（「スロット効果」）を見てとることができる。この「スロット効果」によって、下に説明するように遷音速状態中の翼の性能が向上する。
【００３４】
「スロット効果」が境界層剥離を阻止するまたは少なくとも遅らせる態様は、以下に記載されるとともに、「非後退型スロット付き巡航翼エアフォイルを備えた航空機」と題さ
れた米国特許第６，２９３，４９７号に詳細に説明される。米国特許第６，２９３，４９７号の内容は、本願明細書中に完全に記載されているかの如くその全体において引用により本願に援用される。
【００３５】
さらに図１を参照して、部分幅スロット付き翼１０は、スロットの規定されない少なくとも１つの翼領域２２と、少なくとも１つの部分幅スロット１２が規定される少なくとも１つの他の領域２４とを含む。限定のためでなく特定および説明を簡単にするために、翼領域２２にはスロットが規定されないことから翼領域２２をスロットなし翼領域２２とも呼び、翼領域２４には少なくとも１つの部分幅スロット１２が規定されることから翼領域２４をスロット付き翼領域２４とも呼ぶ。しかし、翼領域２２，２４のいずれか一方または両方は任意の数（すなわち１つまたはそれ以上）のスロットを含んでもよく、そのいくつかは、高揚力装置および／または安定・制御装置、たとえばスラット、エルロン、フラップ、スポイラーなど、の展開時にのみ形成されることとしてもよい。
【００３６】
図示するように、スロットなし翼領域２２は翼幅方向で半翼幅側点２６，２８間に配置され、スロット付き翼領域２４は半翼幅側点２８，３０間に配置される。半翼幅側点２６，２８，３０は、それぞれ翼付け根１４、平面形断絶部３２および翼端１６で一致するが、このとおりである必要はない。
【００３７】
スロット付き翼領域２４は、翼のうち、比較的高速の巡航速度でマッハ数臨界となるであろう領域にのみ設けられることとしてもよい。巡航中にマッハ臨界となるのは翼のどの部分かを判断する手順については下に記載する。翼のうち残りの、マッハ数が臨界とならない領域は、スロットなし翼領域２２を含むこととしてもよい。
【００３８】
この例においては、スロットなし翼領域２２は平面形断絶部３２の胴体中心寄り（たとえば胴体に隣接して）配置されたものとして示してある。商用航空機においては、着陸装置の引込みを可能にするために、商用航空機の翼における胴体中心寄りの領域のサイズは比較的長い弦とされるのが典型的である。比較的長い弦の場合、通常、これに関連する造波抵抗は胴体中心寄りの部分において最小限となるが、それは商用航空機翼全体と比較してエアフォイルの断面（sectional）揚力係数（Ｃl）は比較的低いからである。巡航中に胴体中心寄りの部分がマッハ数臨界とならない場合、この場所では部分幅スロット１２のもたらすマッハ数特性の上昇は必ずしも必要とされない。したがって、巡航中にマッハ数特性の上昇が必要とされない場所で部分幅スロットを使用することに関連するプロファイル抗力についての不利益を回避または緩和するため、翼のうち巡航中にマッハ数臨界とならない胴体中心寄りの部分にはスロットなし翼領域２２を配置することができる。これに加えて、胴体中心寄り部分にスロットなし翼領域２２を採用することによって、翼１０の胴体中心寄り部分においてより従来型の高揚力システム（たとえば従来のフラップおよびスラット）を用いることが可能となり、これはこの発明の実施例のいくつかによってもたらされるさらなる利点である。加えて、この発明の実施例は、巡航中にマッハ数臨界とならない胴体中心寄り部分を有する翼に限定されると解釈されるべきではない。実際、この発明の実施例は、巡航中にマッハ数臨界となる胴体中心寄り部分を有する翼と巡航中にマッハ数臨界とならない胴体中心寄り部分を有する翼とを含む（これらに限定されず）広範囲にわたる種類の翼に適用可能であることが予想される。
【００３９】
部分幅スロット付き翼１０は、ここでは単一のスロットなし翼領域２２と単一のスロット付き翼領域２４とを有するものとして示しかつ説明されているが、このとおりである必要はない。この発明の意味および範囲から逸脱することなく、部分幅スロット付き翼１０には、任意の数（すなわち１つまたはそれ以上）のスロットなし翼領域２２と、任意の数のスロット付き翼領域２４とを設けることができ、その各々は任意の数のスロットを含み得る。スロット付き翼領域２２とスロットなし翼領域２４との移行部は翼の半翼幅にわた
って複数設けてもよく、２つ以上のスロットなし翼領域および／または２つ以上のスロット付き翼領域が採用されるかどうかは、翼設計の特定の諸要件によって決定付けられることになる。たとえば、別の実施例による部分幅スロット付き翼は、胴体中心寄りのスロットなし翼領域と、中間のスロット付き翼領域と、翼端および上記スロット付き翼領域間に配置されたもう１つのスロットなし翼領域とを含む。
【００４０】
図６は、翼１０の平面形断絶部３２における前縁側エアフォイル要素３６および後縁側エアフォイル要素３８のエアフォイル断面図を示す。前縁側エアフォイル要素３６は、上面４０、下面４２、前縁４４および後縁４６を含む。同様に、後縁側エアフォイル要素３８もまた、上面４８、下面５０、前縁５２および後縁５４を含む。部分幅スロット１２は、前縁側エアフォイル要素３６の後縁４６と、後縁側エアフォイル要素３８の前縁５２との間に規定される。部分幅スロット１２の断面は、ここでは前縁側エアフォイル要素３６の後縁４６と、後縁側エアフォイル要素３８の前縁５２とを隔てる隙間または空間として示してある。飛行中、部分幅スロット１２により、前縁側エアフォイル要素３６の下面４２に沿って流れる空気の一部が分流して後縁側エアフォイル要素３８の上面４８の上を流れることができる。
【００４１】
さらに図６を参照して、前縁側エアフォイル要素３６の一部は後縁側エアフォイル要素３８の一部の上に重なる、またはその上に張り出す。したがって、前縁側エアフォイル要素３６および後縁側エアフォイル要素３８の弦の和は、スロット付き翼領域２４の弦の１００％（すなわち前縁の最端部５６から後縁の最端部３４までの距離）を上回る。少なくとも一実施例においてはこの隙間は可能な限り小さくされるが、そのサイズは、前縁側エアフォイル要素３６の下面４２に沿ってある境界層が、後縁側エアフォイル要素３８の上面４８の上にある境界層と混合または合流しないのに十分なサイズにされる。
【００４２】
図７は、スロットなし翼領域の側断面図であって、半翼幅測点２６でのエアフォイル断面６４を、半翼幅測点２８または平面形断絶部３２でのスロットなし翼領域２２のエアフォイル断面６６に重ねたものを示す。スロットなし翼領域２２は後退しかつテーパ状であり、その結果として付け根側のエアフォイル断面６４の前縁６８および後縁７０は、平面形断絶部３２でのエアフォイル断面６６の前縁７２および後縁７４より前方に配置され得る。
【００４３】
図８は、スロット付き翼領域２４の側断面図であって、図６に示す平面形断絶部３２での前縁側エアフォイル断面３６および後縁側エアフォイル断面３８を、図７に示す平面形断絶部３２でのスロットなし翼領域２２のエアフォイル断面６６に重ねたものを示す。平面形断絶部３２において、スロットなし翼領域２２の前縁７２は、スロット付き翼領域２４の前縁の最端部５６へ比較的滑らかに移行する。スロット付き翼領域２４における翼主部５８の後縁４６は、平面形断絶部３２でのスロットなし翼領域２２の上面へ比較的滑らかに移行する。また、平面形断絶部３２において、スロット付き翼領域２４の後縁の最端部３４は、スロットなし翼領域２２の後縁７４から適度に下方へオフセットされており、これにより、部分幅スロット１２の中を通過する空気がスロット付き翼領域２４の後縁の最端部３４より上を通過することができるようになっている。
【００４４】
部分幅スロット１２は、平面形断絶部３２の場所でかなり急峻に始まることとしてもよい。すなわち、前縁側エアフォイル要素３６の後縁４６と後縁側エアフォイル要素３８の前縁５２とを隔てる隙間は先細りにされず、サイズが平面形断絶部３２から徐々に増大するのではない。したがって、部分幅スロット１２が始まる平面形断絶部３２の場所で、スロットなし翼領域２２からスロット付き翼領域２４へ比較的滑らかな移行が存在しない。しかし実施例によっては、部分幅スロット１２は徐々に始まるまたは先細りにされ、部分幅スロット１２が位置する平面形断絶部３２の場所で、スロットなし翼領域２２がスロッ
ト付き翼領域２４に比較的滑らかに移行するようにしてもよい。
【００４５】
少なくとも一実施例において、平面形断絶部３２の隙間はたとえばプレート（図示せず）で封止される。このプレートは、平面状であって、飛行方向と整列するように上記隙間にわたって配置されることとしてもよい。
【００４６】
部分幅スロット１２は、翼主部５８と、高揚力または安定・制御装置たとえばフラップ６０、エルロン、スポイラなど、との間に規定されてもよい。例示の一実施例では、部分幅スロット１２は、翼主部５８の後縁４６とフラップ６０の前縁５２との間に規定される。したがって、部分幅スロット１２によって、翼主部５８の下面４２に沿って流れる空気の一部が分流してフラップ６０の上面４８の上を流れることができる。
【００４７】
フラップ６０は能動制御システム６１（図１２）と動作結合することとしてもよく、この能動制御システム６１は、「スロット付巡航後縁フラップ（Slotted Cruise Trailing Edge Flap）」と題された米国特許第５，７８８，１９０号に開示のフラップアクチュエータ構造体といったアクチュエータ構造体と動作結合される。この米国特許第５，７８８，１９０号の内容は、本願明細書中に完全に記載されているかのごとくその全体において引用により本願に援用される。
【００４８】
アクチュエータ構造体は、フラップ６０および翼主部５８に結合されて、翼主部５８に対してフラップ６０を相対的に動かすことによってフラップ６０の展開を可能にしかつ／または飛行状態に合わせてスロット１２をトリム調整する。たとえば、フラップ６０は、着陸状態または離陸状態のための完全展開位置（図示せず）と、巡航状態にかかる収容位置６２との間で動かすことが可能である。これに代えて、フラップ６０を動かしてスロット１２を狭くまたは広くすること、フラップ６０を持上げまたは下げて翼主部５８に対するフラップ６０の相対的な高さを変化させること、および／またはフラップ６０を回転させてフラップ６０と翼主部５８との間の角度またはピッチを調節することなどが可能である。
【００４９】
図２において、翼１１０が含む全翼幅スロット１１２は、翼の主構造「ボックス」または要素１３６の後縁１４６と、胴体中心寄りフラップ１３８および外寄りエルロン１３８′の前縁１５２，１５２′との間に規定される。図示するように、翼の主要素１３６の後縁側部分は、フラップ１３８およびエルロン１３８′の前縁側部分の上に重なる、またはその上に張り出す。
【００５０】
フラップ１３８およびエルロン１３８′のいずれか一方または両方は、アクチュエータ構造体に結合されてスロット１１２を翼１１０の特定の飛行状態に合わせてトリム調整可能にすることができる。例として、スロット１１２を調節しトリム調整するのに用いるアクチュエータ構造体は、米国特許第５，７８８，１９０号に開示のフラップアクチュエータ構造体を含んでもよい。
【００５１】
なお、部分幅スロット、全翼幅スロットおよび後縁システム（たとえばフラップ、エルロン、スポイラなど）については、その他の構成も可能である。たとえば、別の実施例は羽根・主部システムを含み、スロットは羽根と主フラップとの間に規定され、スロットの前に羽根を、スロットの後に主フラップを設ける。
【００５２】
少なくともいくつかの実施例においては、閉じることのできる全翼幅または部分幅スロットであって、飛行状態が要求すれば（離陸、着陸、上昇などといった低速段階など）閉じることのできるものが設けられる。スロットを閉じることによって、スロットに関連する表面摩擦の抗力の不利益が緩和される。高速飛行状態（たとえば遷音速巡航状態）の際
には、スロットを部分的または完全に開けることになる。
【００５３】
実施例によっては、部分幅または全翼幅スロットを翼の固定的な特徴部としてもよい。この場合、スロットは、翼を構成する各構成要素（たとえばフラップ、エルロン、スラット、スポイラ、その他の高揚力装置、その他の安定・制御装置など）が位置付けられるまたは構成される態様（たとえば完全に展開、部分的に展開、収容）に依存しない。スロットの存在は、航空機の飛行段階（たとえば着陸、離陸、上昇、機動の実行、巡航、飛行レベル、加速、減速など）から独立としてもよい。たとえば、スロットを、フラップおよびエルロンの可動部品内の固定の開口部として実現してもよい。この場合スロットは、上記可動部品の展開および引込みの際、実質的に開いたままである。
【００５４】
図１３に示す実施例は、２つの部分幅スロット２１２，２１２′を含む後退翼２１０を例示するものである。スロット２１２は、前縁側エアフォイル要素２３６の後縁２４６と、後縁側エアフォイル要素２３８の前縁２５２との間に規定され、スロット２１２′は、前縁側エアフォイル要素２３６′の後縁２４６′と、後縁側エアフォイル要素２３８′の前縁２５２′との間に規定される。
【００５５】
図１４に示す別の実施例では、後退翼３１０は２つの部分幅スロット３１２，３１２′を含む。スロット３１２は、前縁側エアフォイル要素３３６の後縁３４６と、後縁側エアフォイル要素３３８の前縁３５２との間に規定され、スロット３１２′は、前縁側エアフォイル要素３３６′の後縁３４６′と、後縁側エアフォイル要素３３８′の前縁３５２′との間に規定される。
【００５６】
図１５に示すさらに別の実施例では、後退翼４１０は、各々独立に調節可能な複数の区域４１２，４１２′，４１２″を有するスロットを含む。図示するように、各々のスロット区域４１２，４１２′，４１２″は、翼の主構造ボックス４３６の後縁４５２，４５２′，４５２″と、独立に可動の高揚力または安定・制御装置４３８，４３８′，４３８″の前縁４４６，４４６′，４４６″との間に規定される。装置４３８，４３８′，４３８″の各々は、アクチュエータ構造体、たとえば米国特許第５，７８８，１９０号に記載のフラップアクチュエータ構造体に結合される。このアクチュエータ構造体は、翼主部４３６に対して相対的に装置４３８，４３８′，４３８″を独立に動かすことによって、スロット区域４１２，４１２′，４１２″を翼４１０の特定の飛行状態に合わせて調節およびトリム調整することができる。
【００５７】
別の形態において、この発明は航空機翼を操縦する方法を提供する。一実施例において、この発明の一方法は、大まかに、少なくとも１つの遷音速状態中に前縁側エアフォイル要素と後縁側エアフォイル要素との間に規定されたスロットをトリム調整するステップを備え、これにより遷音速状態における性能向上が達成される。スロットをトリム調整するステップは、以下の動作のうち１つ以上を含むことができる。すなわち、前縁側および後縁側のエアフォイル要素を隔てて上記スロットを規定する隙間を調節する動作、前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の相対的な高さを調節する動作、および前縁側および後縁側のエアフォイル要素間の角度を調節する動作である。例としての一実施例において、前縁側エアフォイル要素および後縁側エアフォイル要素はそれぞれ翼主部およびフラップ組立体を含み、スロットをトリム調整するステップはこのフラップ組立体を作動させるステップを含む。少なくともいくつかの実施例においては、上記方法はさらに、飛行状態が要求する場合、たとえば亜音速状態（たとえば離陸、着陸、上昇など）中にスロットを閉じる、または少なくともその幅を最小限にするステップを含むこととする。
【００５８】
別の実施例において、航空機翼を操縦する方法は、大まかに、翼についての少なくとも１つの遷音速状態中に、翼によって規定される少なくとも１つのスロットを用いて、翼の
下面に沿って流れる光の一部を迂回させて分流し、翼の上面の上を流れるようにするステップを備える。空気を迂回させることによって、遷音速状態において生じて抗力を増大させる空気流剥離が阻止されるまたは少なくとも遅らされるため、遷音速状態における性能向上が達成される。しかし、上記空気を迂回させるステップは、あらゆる飛行段階中に行なわれる必要はない。たとえば、上記方法はさらに、飛行状態が要求する場合、たとえば亜音速状態（たとえば離陸、着陸、上昇など）中にスロットを閉じる、または少なくともその幅を最小限にするステップを備え得る。加えて、本操縦方法は、翼が遷音速状態にあるまたはその付近にあるときにスロットを開けるステップを備えてもよい。これに加え、本操縦方法はまた、翼の飛行状態に合わせてスロットをトリム調整するステップを備えてもよい。
【００５９】
さらに別の実施例では、航空機翼を操縦する方法が提供され、上記航空機翼は、翼主部と、フラップ組立体と、巡航中に上記翼主部および上記フラップ組立体間に規定される少なくとも１つのスロットとを含む。本操縦方法は、大まかに、巡航中に上記フラップ組立体を作動させて上記フラップ組立体をトリム調整するステップを備え、こうして巡航中における性能向上が達成される。
【００６０】
翼のうちマッハ臨界となるであろう部分は、翼の平面形、厚みの分布、および翼幅方向での空気力学的負荷（翼幅荷重）の分布に少なくとも部分的に依存することになる。翼のどの部分がマッハ臨界となるかを信頼性をもって判断するために、高忠実度の計算モデリングを用いることがある。このようなモデリングは、完全な非線形の形における圧縮性効果と、粘性／乱流境界層および伴流の効果とを含む。このコンピュータモデリングの中には、簡略化のためのさまざまなレベルの近似法を含めることができる。これにはたとえば、境界層近似に基づく方法（結合された非粘性／境界層方法）や、「フル」でなくいくらかのレベルの簡略化を用いたナビエ−ストークスコードに基づく方法（副次的な効果を有するいくつかの粘性項が省略された「薄層」近似法など）がある。
【００６１】
所与の空気力学的形状についての流れ特性を判定するために用いることのできる、「流れ求解部」に基づくＣＦＤ分析コードが利用可能である。したがって、特定の翼の形状がわかっている場合、分析を行なうことによって、翼における異なる部分のマッハ臨界度や、または翼の全体的な空気力学的性能などが判定可能である。結合された非粘性／境界層型のＣＦＤ分析用コンピュータソフトウェアの例として、ワシントン州レッドモンド（Redmond）のアナリティカル・メソッズ社（Analytical Methods, Inc.）より入手可能なＭＧＡＥＲＯがある。ナビエ−ストークス型のＣＦＤ分析用コンピュータソフトウェアの例には、ニューハンプシャー州レバノン（Lebanon, New Hampshire）のフルーエント社（Fluent Inc. Corporation）より入手可能なＦＬＵＥＮＴ（登録商標）、カリフォルニア州アグーラ（Agoura, California）のメタコンプ・テクノロジーズ社（Metacomp Technologies, Inc.）より入手可能なＣＦＤ＋＋（登録商標）、およびワシントン州レッドモンドのアナリティカル・メソッズ社より入手可能なＮＳＡＥＲＯ、が含まれる。
【００６２】
部分幅スロット付構成の性能について、計算流体力学（ＣＦＤ）調査により理論的に分析を行なって風洞試験で検証し、従来の遷音速翼設計に対する性能の向上を得た。ＣＤＦモデリングに関しては、二次元のスロット付エアフォイル設計について二次元的調査および分析が数年間にわたって行なわれており、当該分野で公知である。図１７において、二次元のスロット付エアフォイル設計８０のまわりの空気流または圧力場を表わすＣＦＤの解を示す。
【００６３】
ＣＦＤは、三次元のスロット付き翼に対して拡張、適用、またはそれに対して実行可能とされていないため、この発明の実施例のいくつかでは、スロット付き翼に対する詳細な三次元ＣＦＤ設計および分析を行なうために何らかのツールおよび手順を開発、最適化お
よび使用している。さらに、下記のように、この発明の局面のいくつかでは、風洞試験によってＣＦＤ出力の妥当性を検査している。
【００６４】
図３，４，５に示すように、ＣＦＤ出力は、巡航中の揚力係数およびマッハにおける翼にわたる衝撃波および超音速流の領域を表わすモデリングを含む。具体的には、図３，４，５はそれぞれ、従来の翼、部分幅スロット付き翼および全翼幅スロット付き翼の上面にわたって、巡航中の揚力係数およびマッハにおいて生じる衝撃の場所および超音速流の領域を示す。
【００６５】
次に図１８Ａおよび図１８Ｂを参照して、部分幅スロット付き翼８２の有限要素モデルを示してある。図示するように、部分幅スロット付き翼８２は、フラップブラケット８５を伴う部分幅スロット８４を含む。図１８Ｂではフラップブラケット８５をより詳細に示す。
【００６６】
図１９ＡにおけるＣＦＤ出力のモデリングは、フラップブラケット８８を含む部分幅スロット付き翼８７の翼下面８６上にわたる空気流または圧力の場を表わす。図１９ＢにおけるＣＦＤ出力のモデリングは、フラップブラケットを含まない部分幅スロット付き翼８７′の翼下面８６′上にわたる空気流または圧力の形状を表わす。これに従い、図１９Ａと図１９Ｂとを比較することによって、フラップブラケットの有無が翼の下面の圧力に対して及ぼす効果を判断することが可能となる。
【００６７】
ここに記載の三次元ＣＦＤツールおよび手順を用いて、従来の遷音速翼と比較した際に部分幅スロット付き翼での巡航時のマッハの向上分（ΔＭ）は０．０２５であり、空気力学的効率の向上分（ΔＭＬ／Ｄ）は−１．０％であると判断された。なお、上記値（すなわち０．０２５および−１．０％）は、本願明細書において単に例示を目的として記載したものであり、この発明の範囲を限定するものとして解釈されるべきではない。加えて、上記値は、部分幅スロット付き翼、本体および垂直尾翼を含むＣＦＤモデルと、従来の遷音速翼モデル、本体および垂直尾翼を含むＣＦＤモデルとを用いて得られたものである。上記ＣＦＤモデルはいずれも、水平尾翼、エンジンナセルまたは圧縮材を含んではいない。
【００６８】
三次元ＣＦＤ設計・分析ツールおよび手順ならびにこれにより得られた結果は、遷音速風洞試験によりその妥当性について検査された。より具体的には、さまざまな風洞試験を実行することによって、従来の遷音速翼設計に対する部分幅スロット付き翼についての巡航時のマッハのデルタ値（ΔＭ）を表現し、従来の遷音速翼設計に対する部分幅スロット付き翼についての相対的な空気力学的性能（ΔＭＬ／Ｄ）を判定し、ナセルの組込みおよびトリム抗力に起因する航空機組込効果を判定し、そして三次元ＣＦＤ分析の正確さおよび信頼性を検証した。
【００６９】
図９，１０は或る特定の風洞試験の結果をまとめたものである。図９を作成した際、風洞試験モデルは、翼（部分幅スロット付き翼または従来の遷音速翼）、本体、および垂直尾翼を含み、水平尾翼、エンジンナセルまたは圧縮材は含んでいない。これに対し、図１０を作成した際には、風洞試験モデルは、翼（部分幅スロット付き翼または従来の遷音速翼）、本体、垂直尾翼に加え、水平尾翼、エンジンナセル、および圧縮材を含む完全な構成であった。
【００７０】
ここでの風洞試験および計算流体力学調査は、空気力学的性能に対して焦点を絞った、またはこれに向けられたものである。空気力学的性能の向上が確実に直接伝達可能となるように、翼設計に対して制限および制約を適当に設けることによって、空気力学的向上がその他の部門または分野での性能の劣化を伴わないことを確実なものとした。たとえば、
空気力学的性能向上をもたらす変更が構造的な重量増加を伴うことのないようにした。このような制約の下、部分幅スロット付き翼は巡航速度を大幅に増大させると同時に、許容可能な高揚力およびハンドリング特性をもたらし、さらに少なくとも、その設計巡航速度において従来の遷音速翼設計と同等の空気力学的効率（ＭＬ／Ｄ）および範囲を維持した。この発明の実施例で得られる向上のレベルは、初期設計に対して設けられた上述の諸制約をなくすと増大すると予想される。部分幅スロット付き翼においては、本格的な分野間共同研究が行なわれれば航空機の効率性についてさらに大きな向上がもたらされるであろう。
【００７１】
遷音速状態中における翼の運転状態への性能向上に関し、この発明の実施例のいくつかによって、以下のいずれかまたはその組合せを達成することが可能となる。すなわち、翼における巡航速度または臨界マッハ数の上昇、翼での揚力の上昇、翼の厚みの増大、および／または、翼後退角を減少させながらのマッハ数特性の維持、である。以下、遷音速巡航エアフォイルの性能を制限する物理的要因についてのより詳細な説明および、翼の厚み、速さ、揚力もしくは抗力、またはその組合せで向上を図るために設計者が技術レベルに関する技術的向上を相互交換する方策についての説明を行なう。
【００７２】
この発明のスロットを用いれば、所与の後退角、揚力係数および厚み分布を有する翼の抗力発散マッハ数（Ｍdd）特性を上昇させながら、巡航飛行中の翼について空気力学的効率（ＭＬ／Ｄ）および範囲を向上または少なくとも同等に維持することが可能である。空気力学的効率は、マッハ数と揚力とを乗算してから抗力で割る（ＭＬ／Ｄ）ことによって算出され、長距離飛行用航空機には特に重要な非次元性能測定値である。巡航性能を向上させるためのスロットを少なくとも１つ有する翼は、遷音速抗力増大が始まる前により高い巡航速度で操縦可能である。
【００７３】
スロットによって境界層または空気流剥離を防ぐまたは少なくとも遅らせることが可能であるため、翼に用いるエアフォイルは、遷音速領域における圧力分布として、従来のエアフォイルと比較して上面吸引レベルが減少し（すなわち上面でより小さな負の圧力係数）かつ衝撃およびその後の圧力回復がより機尾側へ動いた圧力分布を発生するように設計することが可能となる。上記スロットの存在により可能にされる圧力分布によって、スロットなしの従来のエアフォイルであれば遷音速状態中に生じるであろう境界層剥離のため実現不可能な、より高い抗力発散マッハ数（Ｍｄｄ）が得られる。
【００７４】
さらにこの発明のいくつかの局面においては、翼のうちマッハ数が臨界とはならない部分があればそこに従来またはスロットなしの翼領域を採用することもまた可能である。たとえば、もし巡航中に翼の胴体中心寄り部分がマッハ数臨界とはならないと判断されれば、胴体中心寄り部分についてはスロットなしの翼領域を採用することによって、スロットに関連する表面摩擦抗力についての不利益を回避または緩和することができる。加えて、翼の胴体中心寄り部分については従来またはスロットなしの翼領域を採用すれば、胴体中心寄りに従来の高揚力システム（たとえば従来のフラップおよびスラット）を採用することもまた可能となる。
【００７５】
スロット付き翼を設けた航空機の場合、消費燃料は実質的に変わらないかもしれないが、航空機の巡航速度またはマッハ特性の上昇のためその他の効率的な点がもたらされる。たとえば、航空会社においては、遷音速抗力増大が始まるまでスロット付き翼で可能となった高い対気速度で巡航または飛行することによって航行時間を短縮させることができる。飛行時間の短縮は当該航空会社の乗客に確実に利益をもたらすほか、航空会社自体にも運転コスト削減という形で利益をもたらすであろう。たとえば、航続飛行が短くなれば、搭乗員の必要な時間は短縮され、したがって搭乗員に支払う必要のある給与は削減される。これに加え、必要なオーバーホール保守は、通常航空機の飛行時間数に基づくため、飛
行の高速化はオーバーホール保守の頻度を減少させ、したがってコストを削減することになる。
【００７６】
米国特許第６，２９３，４９７号においては、遷音速巡航エアフォイルの性能を制限する物理的要因と、遷音速巡航エアフォイルの性能の最大化に伴う兼ね合いとについて説明されている。遷音速巡航用途でのエアフォイルの性能は、以下の４つの基本値によって特徴付けることができる。
【００７７】
（１）  エアフォイル厚み。通常、最大厚比（最大厚を弦長で割ったもの）として表わされる。厚みは燃料および機械系統に必要な空間を与えること、および、同じ強さについて、より大きな深さの翼構造はより軽くできることから、厚みは有益である。
【００７８】
（２）  好ましい運転条件下での速さまたはマッハ数。翼の後退角に関するファクタによって変更を加えたエアフォイルのマッハ数性能は、航空機の巡航速度に直接寄与する。
【００７９】
（３）  好ましい運転条件下での揚力係数。揚力係数の上昇は、重量を増大させる（たとえば燃料を多くして航続距離を長くする）または巡航高度を高くすることが可能となるであろうことから有利である。
【００８０】
（４）  好ましい運転条件下およびその他航空機の飛行任務中に遭遇する運転条件下での抗力係数。抗力を減少させれば消費燃料が削減され、航続距離が長くなる。
【００８１】
その他、低マッハ数における揚力特性およびピッチングモーメント特性といった値も重要であるが、上記４つの基本値と比べるとその重要性は低い。
【００８２】
上記４つの基本的な性能値を総合的に検討すれば、性能レベル（しばしばエアフォイルの「技術レベル」と呼ばれる）が規定される。しかし、上記４つの基本的な性能値は互いに相反する諸要件を設計者に課している。すなわち、上記性能値の１つを改良することを意図して設計を変更してみると、傾向として他の３つの性能値のうち少なくも１つに不利益がもたらされる。したがって、所与の用途における良好または最適な設計には、当該エアフォイルが使用される航空機の性能を総合的に評価しつつ上記４つの性能値間で有利な兼ね合いを見出すことが必要となる。より高い技術レベルを得るためにエアフォイルを設計する際に上記４つの性能値により決定される兼ね合いは、必ずしも当該航空機全体について最良または最適な技術レベルをもたらすわけではないであろうことに注目されたい。というのも、技術レベルを高くすると、最大揚力や取扱い特性に関する不利益またはバフェッティングのマージンが小さくなるという問題が生じるおそれがあるからである。
【００８３】
技術レベルについてのより限定的な評価が上述の性能値のうち最初の３つのみに基づきなされる場合もある。この限定的な意味で、エアフォイルの技術レベルは、目標とされる巡航運転状態が三次元空間内で存在するところから判定することが可能である。これは、最大厚比（ｔｍａｘ／ｃ）、揚力係数（Ｃｌ）およびマッハ数（Ｍ）で決まる。三次元での位置を単一の「レベル」に還元するには、さらに他の仮定または規則が必要となる。これには次式を用いることができる。
【００８４】
ΔＭ＝［−１（Δｔｍａｘ／ｃ）］＋［−１／７（ΔＣｌ）］
上の式は、等しい技術レベルを構成するのは何であるかについての仮定に基づくものであり、同じ技術レベルを有する任意の２つのエアフォイルについての運転条件を関係づけるための手段を与える。定数−１および−１／７は履歴データ（すなわち技術レベルについて同等と考えられるエアフォイル同士の比較）に基づくものである。しかしながら、定数−１および−１／７は単に例示のものであり、その他好適な定数を上記式中で用いても
よい。
【００８５】
２つのエアフォイル同士の技術レベルを比較するためには、手続きの一例において、上記式を用いて両方のエアフォイルをｔｍａｘ／ｃおよびＣｌにおける共通の点へと調節してから結果のマッハ数同士を比較する。したがって、２つのエアフォイルの技術レベル差はマッハ差として表現できる。
【００８６】
エアフォイルの技術レベルを比較する手続きの別の例は、抗力増大曲線（一定の揚力係数でのマッハ数に対する抗力係数）をプロットすることである。このような曲線を用いれば、スロット付きエアフォイル（図１６Ｂの圧力分布図のすぐ下に示す）の低抗力運転距離が、単一要素のエアフォイル（図１６Ａの圧力分布図のすぐ下に示す）よりも僅かに高い揚力および同じ厚みでより高いマッハ数に達することがわかる。当然のことながら、スロット付きエアフォイルを設計し直してこの技術的利点を高速化以外の目的に転用してもよい。たとえば、単一要素のエアフォイルと同じ速さでより高い揚力を達成してもよい。
【００８７】
一般的に、どのような所与の技術レベルにおいても、異なる好ましい運転条件に合わせて適合され上記４つの基本性能値間の異なる兼ね合いを表わす多種多様にわたる個々のエアフォイルを設計することがあり得る。たとえば、他のエアフォイルよりも高い運転マッハ数を有するエアフォイルを設計することがあり得るが、その代わりに揚力が低く抗力が高くなるであろう。熟練の設計者にとって、現代の計算流体力学ツールを用いれば、所与の技術レベルでの異なるエアフォイルを設計することは一般に簡単な作業である。これに対し、技術レベルを向上させる、たとえば上記の基本性能値の１つを向上させながらその他３つの基本性能値のいずれにも不利益をもたらさないようにすることは傾向としてより困難であり、改良を始める際の技術レベルが進んだものであればあるほどその任務は困難になる。当該技術の現在の状態を表わす技術レベルにあるエアフォイルから改良を始めた場合には、顕著な向上を達成することは極めて困難であろう。
【００８８】
性能を制限する主な要因は、エアフォイルの上面の上の流れの物理的現象に関連したものである。上記要因を理解するためには、図１６Ａ（米国特許第６，２９３，４９７号から抜粋）に示す負のスケールで圧力係数（Ｃｐ）についてプロットした典型的な遷音速巡航エアフォイル圧力分布を検討することが有益である。参照のためエアフォイル１０１の形状を圧力分布図のすぐ下に示す。ここに示すＣｐスケールにおいては、Ｃｐ＝０は、当該エアフォイルから遠く離れた自由流の流れの静圧であり、これは亜音速の速さにあると想定される。表面上の各点において、Ｃｐの値は、圧力を規定するのに加えて、表面上の薄い粘性境界層のすぐ外側における流れ速度の特定の値に対応するものである。負のＣｐ（水平軸より上）は自由流よりも低い圧力およびより高い速度を示し、正のＣｐ（水平軸より下）はより高い圧力およびより低い速度に対応する。負のＣｐの或る特定のレベルが音速の速度に対応し、これを点線８９で示す。
【００８９】
圧力分布図における下の曲線９０は下面９１または高圧力側の表面に対する圧力を表わし、上の曲線９２は上面９３に対する圧力を表わす。これら２本の曲線間の垂直距離は、上面９３と下面９１との圧力差を示し、上記２曲線間の面積はエアフォイルによって生じた全揚力に比例する。なお、前縁付近には、「澱み点」９５と呼ばれる場所にＣｐ分布中の大きな正のスパイク９４がある一方、対向する流れはまずエアフォイル表面に「くっつき」、境界層の外側の流れ速度はゼロである。また、上面および下面のＣｐ分布は後縁９６の場所で合わさり、ほぼ常に僅かに正であるＣｐ９７の単一の値を規定する。この後縁でのＣｐのレベルは流れの物理的関係に重大な影響を及ぼす。後縁Ｃｐは主に全体のエアフォイル厚分布によって決まり、かつ厚みは一般に或る数の構造的および空気力学的要因によって制約を受けるため、後縁Ｃｐに対して設計者が制御を行なうことのできる程度は比較的小さい。しかし、前縁の澱み点および後縁から離れれば、設計者はエアフォイル形
状を変化させることによって圧力分布に対してはるかに良好な制御を行なうことができる。
【００９０】
所与のエアフォイル厚およびマッハ数につき、高い技術レベルを達成するという問題は、要するに、低い抗力レベルを損なわずに揚力を最大限にするという問題である。一般的に、下面圧力を上昇させることのみによって揚力を増大させることは、エアフォイル厚を減少させることなしには不可能である。したがって設計者の課題とは、上面の圧力を減少させて可能な限り大きな揚力を生じさせる一方で抗力の大幅な増大を引起こさないようにすることである。この関連で、図１６Ａに示す圧力分布は実際上の最近の設計を典型的に示す。ここに示す運転条件は、飛行機の飛行任務における早い巡航部分に使用され得る好ましい運転条件に近いものである。この条件下での抗力は比較的低いが、マッハ数および／または揚力係数が高くなると抗力は急速に増大するであろう。
【００９１】
なお、エアフォイル１０１の前半分にわたる上面Ｃｐ９２は点線８９より上にあり、これはここでの流れが僅かに超音速であることを示す。この超音速ゾーンは、弦の真中よりも僅かに機尾側において弱い衝撃で終わっており、これは表面上においてＣｐ９８が突然亜音速流に特徴的な値へと増大することとして示される。超音速ゾーン９９におけるＣｐ分布は、意図的に極めてなだらかな圧力上昇のみを伴ってほぼ平坦にされるが、これは衝撃がより強くなって他の運転条件下での抗力を増大させることを防ぐための措置である。衝撃に続いて、圧力は後縁で僅かに正のＣｐ９７へなだらかに上昇１００するが、これは「圧力回復」と呼ばれる。衝撃の場所と回復領域での圧力分布とは、揚力の上昇と抗力の上昇とのバランスをとりながら注意深く調整される。
【００９２】
揚力を増大させようとすると、エアフォイルはこの有利なバランスから離れて抗力が増大する傾向がある。たとえば、揚力を増大させる１つの手法として、衝撃９８を機尾側へ動かすことが挙げられる。しかしこれにはより急速な回復が必要であり（直後衝撃Ｃｐおよび後縁Ｃｐはともに実質的に固定だからである）、このため粘性境界層は厚くなる、あるいは表面から剥離することになり、そのことはいずれも顕著な抗力の増大を結果として伴う。揚力を増大させるもう１つの手法として、衝撃の前に圧力をさらに下げておく（エアフォイルの前方部分にわたってＣｐ曲線９９を上方へ動かしてそこでの超音速流れ速度を上昇させる）ことが挙げられるが、これは衝撃の場所にわたって圧力ジャンプを増大させ、その結果いわゆる衝撃抗力が増大する。当該技術の現在の状態における単一要素の遷音速エアフォイルの場合、揚力と抗力との兼ね合いは既に高いレベルに達しているため、技術レベルにおける大きな向上がこの上さらになされることは考えにくい。
【００９３】
スロット付き遷音速巡航エアフォイル５２３の形状およびその結果の圧力分布を図１６Ｂ（米国特許第６，２９３，４９７号から抜粋）に示す。エアフォイル５２３は２つの要素（前方要素５６０および機尾側要素５６１）からなり、これら要素同士は、空気が大まかには下面５８４から上面５６４へ流れる湾曲チャネル（５６２、スロット）で隔てられる。この例においては、スロットへり（５６５、前方要素の後縁）は、前縁から弦全体の８０％だけ機尾側にあり、上記２要素の重なり合いは弦全体の約３％である。両方の要素について圧力分布を示し、上記エアフォイル要素同士が重なり合うところで圧力分布が重なり合う。従来のエアフォイルの場合、上の曲線５６６，５６７は上面５６４，５８３上のＣｐ分布を与え、下の曲線５６８，５６９は下面５８４，５７０のＣｐを与える。なお、２つの澱み点５７１，５７２およびそれに対応する高圧力スパイク５７３，５７４が各要素につき１つずつ存在する。この場合、対向する流れは、前縁の各々の付近における表面にくっつく。
【００９４】
流れの物理的関係の考察を始めるにあたり、スロット付きエアフォイル５２３（図１６Ｂの圧力分布図のすぐ下に示す）についての好ましい運転条件は、単一要素のエアフォイ
ル１０１（図１６Ａの圧力分布図のすぐ下に示す）でのものよりも速く、揚力係数は僅かに高い一方で、両方のエアフォイルとも構造上の目的には同じ有効圧を有することに注目されたい。スロット付きエアフォイルの運転条件においては、同じ厚みの単一要素のエアフォイルでの抗力は極めて高くなる。スロット付きエアフォイルが技術レベルにおいて顕著な利点を有していることは、最終圧力回復５７５が弦全体の約９０％での弱い衝撃５７６で始まり大きく機尾側に移っていることの結果である。このような圧力分布は単一要素のエアフォイルでは不可能であるが、それは確実に境界層剥離が生じて衝撃がこれほど機尾側へと動くことが妨げられるからである。スロットが境界層剥離を防ぐ仕組みは、厳密な用語ではないが、「スロット効果」と呼ばれる。これは以下のようないくつかの寄与要因を組合わせている。
【００９５】
（１）  前方要素５６０の上面５８３上の境界層はスロットへり５６５で弱い衝撃５７７を受けるが、前方要素に対しては衝撃後圧力回復はない。これが可能であるのは、機尾側要素５６１が前方要素の後縁において上昇した「ダンピング速度」を引起こすからである（前方要素における後縁Ｃｐ５７８は大きく負であり、ここでは単一要素のエアフォイルの場合後縁Ｃｐは一般に正である）。
【００９６】
（２）  前方要素５６０における上面および下面境界層は後縁５６５で組合わさり、これが形成する伴流は機尾側要素の上面５６４の上を流れ、機尾側要素の上面上に形成される境界層からは効果的に分離し続ける。機尾側要素５６１の機尾側部分にわたってこの伴流は強い圧力増大５７５，５７６を受けるが、強力な乱流混合のため、伴流は逆流することに極めて強く抵抗する。
【００９７】
（３）  機尾側要素５６１の上面５６４上の境界層は、成長するためには機尾側要素の前縁付近の澱み点５７２で始まる短い距離を有するにすぎないため、最終の弱い衝撃５７６および圧力回復５７５に遭遇したときには極めて薄く、くっついたままでいることができる。実際、機尾側要素５６１は、その圧力分布および境界層の発達に関してはそれ自体が別個のエアフォイルであり、弱い衝撃および圧力回復がそれ自体の弦の中点付近で始まる。そのためくっついた流れが可能であると予想される。
【００９８】
図１６Ｂの上面圧力分布は、スロット効果が可能にするものについての比較的極端な例である。図１６Ｂに示す圧力分布と図１６Ａの単一要素の圧力分布との中間における或る範囲のそれほど極端でない圧力分布でも上記スロット効果の利益を享受することができる。前方要素５６０に対する衝撃はスロットへり５６５まで後方でなくてもよく、機尾側要素５６１の上面５６４に超音速ゾーンがある必要はない。実際、図１６Ｂのエアフォイルは、一連のそのような中間の圧力分布であって、図示する条件よりも低いマッハ数および揚力係数で運転される際のものを呈する。これら他の条件下で流れ剥離を防ぐにはなおスロット効果が必要となる。
【００９９】
下面での圧力分布は、図１６Ｂのスロット付きエアフォイル５２３の技術レベルに対する１つの要因である。スロット付きエアフォイル５２３の前方要素５６０の下面５８４における圧力分布５６８を、図１６Ａの単一要素のエアフォイル１０１の下面９１における対応の圧力分布９０と比較されたい。スロット付きエアフォイル５２３における圧力分布の方がより平坦である結果、主構造ボックスの前方および後方の翼桁が位置付けられるであろう場所（典型的には全体弦の約１５％および６４％）でエアフォイル５２３の下面の湾曲が小さくなりかつエアフォイル５２３の深さが大きくなる。下面の外板がより平坦であることおよび翼桁がより深いことはともに、主ボックス構造の構造効果にとって有利なことである。この利点を利用してマッハ数および揚力係数を向上させ、同時に翼ボックスの構造効果（曲げ強度）を単一要素のエアフォイルと等しく保つことが可能である。
【０１００】
図２０は、高い亜音速および／または遷音速の速さにおける巡航に合わせて設計された従来のエアフォイル６００の側面図を示す。エアフォイル６００は、単一スロット付き後縁フラップ６０２を含む。図２０において、フラップ６０２は、たとえば巡航中などに用いられる引込み位置６０４で示してある。引込み位置６０４において、フラップ６０２のノーズ６０６はエアフォイル６００の外形の内部に入れ子状に隠される。こうすることで、整形されかつ空気力学的に滑らかな外側表面がエアフォイル６００に与えられ、ここにはせいぜい小さな段差または隙間しかない。
【０１０１】
なお、エアフォイル６００およびフラップ６０２の外形は単に例示を目的としたものである。また、図２０〜２２には示さないが、従来の巡航エアフォイルが前縁側高揚力装置を含むことも稀ではない。
【０１０２】
図２１において、フラップ６０２は、たとえば離陸の際などに用いられる展開位置６０８で示してある。図２２は、フラップ６０２がもう１つの展開位置６１０にあってかつ図２１に示すものよりも大きな撓み角にあるところを示す。図２２に示す展開位置６１０は、たとえば着陸の際などに用いられる。
【０１０３】
フラップ６０２を、引込み位置６０４（図２０）から展開位置６０８（図２１）または展開位置６１０（図２２）のいずれかへと展開するには、フラップ６０２を機尾側に動かす。フラップ６０２を機尾側に動かしてフラップ６０２を展開することで、一般に「コーブ」と呼ばれる空隙６１２が開く。図２１，２２に示すように、空隙６１２は非整形であり、主または前方エアフォイル要素６１８の機尾側端部６１６において唐突に形成される下端縁６１４を含む。
【０１０４】
２つ以上のスロットを有する従来の後縁フラップシステム（たとえば２スロット型後縁フラップなど）においては、フラップシステムの展開時に２つ以上の非整形のコーブを開けるのが典型的である。
【０１０５】
非整形のコーブがあっても高揚力性能には重大な不利益がないため、これまで高揚力スロットを空力学的により美しく構成することはあまり考慮されてこなかった。しかしながら、巡航の際には、スロットの前に非整形のコーブがあることによって重大かつ時には許容不可能な抗力の不利益が生じ得ることが観察されている。従来の高揚力フラップの形状およびフラップの展開で規定されるフラップ・コーブ領域においては、通常高揚力スロットを巡航飛行中に閉じることにより、フラップ・コーブから生じる抗力の不利益の発生を回避している。
【０１０６】
図６、図１６Ｂおよび図１７に示すように、この発明の実施例のいくつかは、滑らかに整形された外形で規定され非整形のコーブのない１つ以上のスロットを有するエアフォイルを含む。これらスロットは、よく整形され空気力学的に設計された滑らかなチャネルを含む。非整形のコーブをなくして、よく整形され空気力学的に滑らかなチャネルとしてスロットを規定することによって、巡航中およびその他の遷音速状態中にスロットを開けることが可能になり、これにより巡航中またはその他の遷音速状態における性能向上を達成することができる。
【０１０７】
上述のようにエアフォイルに巡航スロットを設けるのに加え、エアフォイルの全体的な形状または外形は、スロット効果（スロット効果については上述）の利益を特に享受するように設計され得る。図１６Ａと図１６Ｂとの比較において、スロット付きエアフォイル５２３および従来のスロットなしエアフォイル１０１のエアフォイル形状間の差異の一例が示される。たとえば、スロット付きエアフォイル５２３の上面５８３は従来のエアフォイル１０１の上面９３よりも概ね平坦である。ただしエアフォイル形状間にはその他にも
僅かな差異が存在する。
【０１０８】
巡航フラップ（少なくとも１つの巡航スロットを規定するフラップ）を展開するのに必要なフラップの機尾側の動きは、従来の単一スロット付き高揚力フラップの展開に必要な機尾側の動きよりも小さい。たとえば、図２０〜２２に示すように、スロット６２０を通じての空気流を妨げないように十分コーブ６１２を開けるためには、従来の単一スロット付き高揚力フラップ６０２でかなりの機尾側の動きが必要とされる。一方、この発明の実施例のいくつかが含む巡航スロットは、巡航スロットを規定する巡航フラップが完全に引込められた位置にあるときでも実質的に開いたままである。ただし、巡航フラップとエアフォイル主要素との重なり合いは短いのが好ましい。巡航フラップの巡航位置と高揚力位置との間の機尾側の運動が大きいと、巡航スロットが過度に開いて高揚力性能が劣化する傾向にあるため、巡航フラップの巡航位置と高揚力位置との間の展開中の機尾側の運動は、この発明についての少なくともいくつかの実施例においては最小限に抑えられるのが好ましい。
【０１０９】
スロット付きエアフォイルには後縁側高揚力システムをさまざまな態様にて組込むことができる。
【０１１０】
翼幅のうち巡航スロットを規定しない部分については、後縁側高揚力システムは巡航スロットを収める必要はない。したがって、巡航スロットを含まない翼部分においては、従来の高揚力フラップについての広範囲にわたる選択肢のいずれを採用してもよい。
【０１１１】
翼幅のうち１つ以上の巡航スロットを含む部分に沿って、多種多様にわたる選択肢が採用可能である。たとえば、少なくとも一実施例は、少なくとも１つの巡航スロットを規定しかつ、撓み角を増加させることで単一スロット付き高揚力フラップとしても使用されるフラップを含む。巡航スロットを規定する場合も、または単一スロット付き高揚力フラップとして使用される場合も、異なるフラップ撓み角においてではあるが同じ翼およびフラップ外形が空気流に晒され続ける。
【０１１２】
いくつかの実施例は、少なくとも１つの巡航スロットと、好ましくは巡航スロットの上流に位置付けられる少なくとも１つの従来型高揚力スロットとを有するエアフォイルを含む。これらの実施例においては、巡航スロットは高揚力スロットとしても働くことができる。
【０１１３】
部分幅スロット付き翼の好ましい実施例においては、巡航スロットは、翼における胴体から見て外側部分、たとえば翼幅方向で平面形断絶部と翼端との間に延びる部分に沿ってのみ規定される。巡航スロットに加えて、上記外側部分はさらに後縁側高揚力システムを含んでもよい。巡航スロットは、翼の外側部分についての唯一の高揚力スロットとして働く場合もあるが、または巡航スロットは、翼の外側部分で規定される１つ以上の他の従来型高揚力スロットと併用される高揚力スロットとして働く場合もある。
【０１１４】
部分幅スロット付き翼についての少なくとも１つの好ましい実施例においては、巡航スロットが、胴体中心寄り部分たとえば翼幅方向で翼付け根と平面形断絶部との間に延びる部分によって規定されるのではなく、上記中心寄り部分は従来の後縁側高揚力システムを含み、これを展開することによって１つ以上の高揚力スロットおよび上記高揚力スロットの上流にある１つ以上の非整形のコーブを開ける。しかしながら、巡航飛行中においては、後縁側高揚力システムを引込むことによって高揚力スロットを閉じ、非整形のコーブをなくすことが好ましい。
【０１１５】
種々の好ましい実施例について説明したが、当業者であれば、この発明の概念から逸脱
することなく変更または変形が可能であることが認識されるであろう。上記の各例は、この発明を例示するものであって限定を意図したものではない。したがって、上記の説明および特許請求の範囲は、関連の先行技術に鑑みて必要な限定のみを伴って自由に解釈されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【０１１６】
【図１】この発明の一実施例に従う部分幅スロットを含む後退翼の上面図である。
【図２】この発明の別の実施例に従う全翼幅スロットを含む後退翼の上面図である。
【図３】従来技術に従うスロットなし従来型翼の上面図であって、巡航中の揚力係数およびマッハでの衝撃の場所および超音速空気流の領域を示す図である。
【図４】図１に示す部分幅スロット付き翼の上面図であって、巡航中の揚力係数およびマッハでの衝撃の場所および超音速空気流の領域を示す図である。
【図５】図２に示す全翼幅スロット付き翼の上面図であって、巡航中の揚力係数およびマッハでの衝撃の場所および超音速空気流の領域を示す図である。
【図６】図１の翼の側断面図であって、この発明の一実施例に従い巡航飛行用に構成された平面形断絶部でのスロット付き翼領域の前縁側および後縁側のエアフォイル断面を示す図である。
【図７】図１の翼の側断面図であって、この発明の一実施例に従う付け根および平面形断絶部におけるスロットなし翼領域のエアフォイル断面を示す図である。
【図８】図６に示す前縁側および後縁側のエアフォイル断面を、図７に示す平面形断絶部でのエアフォイル断面に重ね合わせたものを示す図である。
【図９】部分幅スロット付き翼、本体および垂直尾翼を有する風洞試験モデルと、従来の遷音速翼、本体および垂直尾翼を有する風洞試験モデルとの風洞試験結果をまとめた線図である。
【図１０】部分幅スロット付き翼を備えた航空機の風洞試験モデルと、従来の遷音速翼を備えた航空機の風洞試験モデルとの風洞試験結果をまとめた線図である。
【図１１】この発明の別の実施例に従う翼端部機器を含むスロット付き翼の上面図である。
【図１２】スロット付き翼と動作結合してスロットを調節およびトリム調整する能動制御システムの簡略化したブロック図である。
【図１３】この発明の別の実施例に従う２つの部分幅スロットを有する翼の上面図である。
【図１４】この発明のさらに別の実施例に従う２つの部分幅スロットを有する翼の上面図である。
【図１５】スロットが複数の独立に調節可能な区域を含む、スロット付き翼の上面図である。
【図１６Ａ】従来のスロットなしエアフォイルについての圧力分布を示す図である。
【図１６Ｂ】スロット付きエアフォイルについての圧力分布を示す図である。
【図１７】二次元スロット付きエアフォイル設計についての空気流または圧力場を表わす計算流体力学（ＣＦＤ）モデルである。
【図１８Ａ】この発明についての少なくとも一実施例の教示に従う部分幅スロット付き翼の有限要素モデルの斜視図である。
【図１８Ｂ】図１８Ａに示すフラップブラケットをより詳細に示す斜視図である。
【図１９Ａ】この発明についての少なくとも一実施例の教示に従う、フラップブラケットを有する部分幅スロット付き翼の翼下面にわたる空気流または圧力場を表わす三次元ＣＦＤモデルである。
【図１９Ｂ】この発明についての少なくとも一実施例の教示に従う、フラップブラケットのない部分幅スロット付き翼の翼下面にわたる空気流または圧力場を表わす三次元ＣＦＤモデルである。
【図２０】単一スロット付き後縁フラップを有するエアフォイルであって、上記フラップが引込められたものを示す側面図である。
【図２１】図２０に示すエアフォイルであって、単一スロット付き後縁フラップが部分的に展開されたものを示す側面図である。
【図２２】図２０に示すエアフォイルであって、単一スロット付き後縁フラップが図２１に示すよりも大きな撓み角で展開されたものを示す側面図である。
【図１】
2006502914.tif 000003
【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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【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１７】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図１９Ａ】
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【図１９Ｂ】
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【国際調査報告】
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