(57)【要約】【課題】飛しょう体の飛行時での翼端部に於いて、正圧である下面から負圧である上面へ流れる前縁後縁翼端等の端部で生じる渦により引き起こされる、種々の揚力低下を抑制し揚力を増大する翼端構造を提供する。【解決手段】落下時の前縁渦の減少による揚力低下に合わせて翼端部の高さを減少し重量負担を軽減する。飛行時で生じる翼端渦の粘性抵抗による後下方への牽引には、中心線後部が上向きの傾斜となる翼端形状とし、誘導抵抗の方向を水平に近づける構造とする。大迎角時に於ける後縁渦による翼端失速のリスクには、中心線後部を上向きの傾斜とする事により、後縁渦の回り込みを抑制し、翼端失速を遅延させる。【選択図】図１０
2017081260.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼の、翼端にかけて翼厚が減少する形状、又は
中心線後部が後上方へ傾斜する形状、の
少なくとも一方の形状を備える翼端構造であって、
前記翼厚が減少する範囲は、前記翼の落下時に前縁渦厚みが減少する範囲の何れかであり、
前記中心線後部の傾斜する形状の範囲は、翼に生じる翼端渦領域を、翼弦方向で有する頂部以後の何れかであり、
前記中心線後部の傾斜の角度は、翼端にかけて漸増する又は一律、の少なくとも一方であり、
前記中心線後部の傾斜の角度は、翼体の翼弦に対し上方へ、前記翼に掛かる失速角を加えた角度乃至、
前記翼体の中心線後部に対して平行超過、の角度の範囲の何れかである、
翼端構造
【請求項２】
前記翼体側から前記翼端にかけて前記中心線後部が連続する、請求項１に記載の翼端構造
【請求項３】
前記翼端の下方に突出した翼端板を備える翼端構造であり、
前記翼端板の高さは、前記翼が着陸速度で降下する際に、翼体前縁渦層を僅かに超える高さ以下の高さの何れかである、
請求項１から請求項３いずれか一項に記載の翼端構造
【請求項４】
請求項１から請求項３いずれか一項に記載の翼端構造を有する翼又は飛しょう体
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼端前縁で生じる揚力の効率を上げ、翼端渦による誘導抵抗を減らし、後縁渦で生じる揚力の消失を防止し翼端失速を遅らせる、翼端構造に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来は、飛行機等の飛しょう体における翼は、翼端から上面へ廻り後方へ流れる渦抗力による誘導抵抗が働き、僅かに揚力が抑えられた形状であった。
誘導抵抗は翼端で生じるほんの僅かな抗力ではあるが、大重量長時間の巡航になる程抗力は累積され、莫大なエネルギー損失となり、経済的にも環境的にも損失が拡大する一方となる。
【０００３】
誘導抵抗を軽減する措置として、主翼を横方向へ長くしアスペクト比を大きくする、主翼における翼端渦の影響を小さくするため、ウィングレット等の翼端板を翼端に装備する、等が挙げられる。
【０００４】
アスペクト比を大きくするには翼根に係る重量も大きくなり、構造に限界がある。ウィングレットも翼端に重量が増す形状であり翼根の負担が大きい。
どちらも主翼への翼端渦の接触を回避する効果を目的としている。
【０００５】
低速高迎角時に急な旋回等を行うと、翼端後縁で強力な渦が生じて上面の気流を剥離させる。
剥離は翼根へかけて急速に拡大し、翼全体の揚力が消滅してしまい失速する翼端失速を引き起こす。
上面の負圧を抑える形状として捩じり下げやコニカルキャンバーという形状がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】特開2013-212834
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】加藤 寛一郎 著  「飛ぶ力学」東京大学出版会，第三刷，２０１４年５月，ｐ.１３６−１４３
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明では翼端渦による抗力を減少し揚力を維持する且つ翼端失速を遅らせる構造を提供する。
翼長が有限である三次元翼に於いて、翼端で生ずる翼端渦は僅かに揚力を後方へ傾けさせ、飛行時の抗力、誘導抵抗となっていた。
飛行時に揚力が生じる際に、下面は正圧、上面は負圧となり、相対風との衝突により、下面から押し上げる又は上面へ吸い込まれる形で翼全体が浮揚する。
翼端では正圧である下面から負圧である上面へ空気が流れ、翼端渦を生じる。上面へ流れた渦は上面に粘り付き、飛しょう体の移動と共に後方へ流される。
翼端上下面後部での気流差は該翼端渦により略等しく、粘性抵抗によって揚力を減少させる働きとなる。後部とは後縁に接続するという意味で使用する。
本明細書では下面が略水平である流線型翼として説明を進める。
【０００９】
図１は飛行中の翼に働く力を断面図で説明するものである。図での翼は全て左へ進行するものとし、相対風1は左から右へ流れるものとする。
図１aは揚力と重力4が釣りあって水平に移動する翼を断面で描いたものである。本明細書では水平とは重力に対して直角という意味で用いる。
下面18に相対風1が衝突し流線が下向きに変わる反作用の揚力5と、重力4と、推進力6の合力で水平方向の力を得ている。翼の上面17後部では負圧領域8が生じ、コアンダ効果により翼後部の中心線39を相対風と平行にする揚力となる。
【００１０】
図１bは水平飛行時での翼端での流れを示したものである。正圧である下面18からの翼端渦9は頂部24以後において上面17の負圧領域8に滑り込む。
翼端渦9は負圧領域8を打ち消して頂部24以後でのコアンダ効果による揚力を消失させている。頂部とは上面で相対風の拡大流れが始まる頂点を指すものとする。
翼端渦9は上面17に沿い下面18の相対風1と共に、翼端後部の上下面中心線39と平行な後下方への粘性抵抗を生じ、翼端を後下方へ牽引する誘導抵抗2となる。
【００１１】
図２は前縁の揚力を翼端15で示した正面図である。
重心が前方にある飛しょう体では図１aから前縁13が落下し、迎え角と共に揚力が減少する。
翼が落下をし始めると翼の側部では正圧の下面18から負圧の上面17へ渦気流が生じる。側部の内、前縁での渦気流を前縁渦10とする。後縁での気流を後縁渦12とする。
相対風1と衝突した前縁渦10の内、逆流となる下面18下では相対風１の流れを打ち消し、正圧である下面18下の気圧を更に高め、翼を浮揚させる揚力となる。相対風1と衝突した下面の気流は一部が消滅し、一部は前縁半径に沿って上面17に流れ渦となる。
落下によって負圧となった上面17には相対風1が加速して滑り込み、圧力を低下させ上面17を吸い上げる揚力となる。上下面共に前縁13を浮揚させる揚力が生じ、頭上げという現象として現れる。
図では頂部24以後では落下による翼端渦9が生じている。下面18の気流は翼端15へ流れた分、前縁13への気流量が減り、下面渦からの揚力は減少する。
翼には、迎え角での反作用による揚力と、コアンダ効果による揚力と、渦による下面と上面での揚力の、四種類があることが分かる。
【００１２】
落下時では下面から翼端へ気流が逸れ、前縁渦10が翼端にかけて徐々に減少する。これに伴い、前縁の下面からの渦による揚力も減少する。
また、落下時の頭上げ現象では前縁13に大きな揚力が発生し、飛行を保つ為に後縁14にもコアンダ効果による揚力が要求されるのだが、落下により増大した翼端渦9により翼端後部の揚力の消失を拡大させている。さらに後縁14を後下方へ引き下げる粘性抵抗も増大する。
このように落下時では翼端に於いて、前縁13と後縁14で大きな揚力の低下や不均衡を生じてしまい、非効率な飛行となってしまう。
翼端の僅かな領域での揚力減少であっても、機体の重量や後続距離によっては莫大なエネルギー損失を生じてしまう。
【００１３】
後退翼が離着陸等大迎角時に於いて、背面となる上面に回り込んだ相対風は、直後に拡散流れとなり圧力が高くなる。
拡散した一部は、隣接する拡散流れ直前の、流速が速く圧力の低い相対風に引き寄せられ、次々と前縁に沿って気流が翼端へ流れる。
このように大迎角時には翼端へ相対風が集まるアウトフロー現象が起こる。図３aの簡易図にて示す。
【００１４】
図３bは翼端失速を引き起こす原理を説明する図である。後退翼が大迎角時にロール運動を行うと、旋回内側の後縁14では後縁渦12を生じ、相対風1と翼上面の間に渦が滑り込み、相対風1の剥離を引き起こす。回転半径の大きくなる翼端ほど後縁渦12は大きくなる。
翼端に集まった相対風1が剥離し、翼上面で気流が停滞すると下面を流れる相対風に引き込まれマイナスの揚力を生じる。また、ロール運動により前縁渦も勢いが強くなり、頭上げ現象が強力に生じ迎え角が増大する。
後退翼では大迎角時には翼端上面に集束した気流により揚力を維持しているので、僅かな後縁渦12でも集束した気流が一気に剥がれ、揚力が急激に消滅し壊滅的な失速を引き起こす危険がある。
【００１５】
通常の飛行では相対風は高速であるのでロール運動で生じる後縁渦は即座に後方へ飛ばされるのだが、高迎角低速時には充分な後縁渦が上面へ滑り込んでしまう。
迎角が低いと、回転半径を持つ後縁の渦は上面に接する前に相対風によって流されてしまい、相対風と上面の間に滑り込む事は無い。
図３bは高仰角で手前に傾き旋回した翼に生じる気流を示したものである。後縁からの渦により相対風1が剥離する。
【００１６】
図３は三角翼での翼端失速を説明した図であるが、三角翼は翼端に気流が集まり急速な失速を起こしやすいというものであって、
矩形翼でも同様の手順で翼端失速が引き起こされる。矩形翼では頭上げ現象により迎角は増大し、後縁渦からの剥離は急速に翼全体へ広がり、翼が急落する翼端失速となる。
翼には、前縁渦の減少による揚力低下、翼端渦の牽引による揚力低下、後縁渦の気流剥離による揚力低下が生じる事になる。
本発明は、これら翼の側部に由来する、渦による揚力減少を抑制し揚力の増大を図る、翼端構造を示すものである。
【課題を解決するための手段】
【００１７】
落下時に生じる翼端渦により前縁を流れる気流量が減るので、翼端にかけて翼厚を小さくし、重量負担を軽減する。
【００１８】
翼端で生じる後下方への抗力を解消する為に、翼端を上下面中心線の後部を後上方へ傾斜した形状とする。
飛行中では離着陸時より水平飛行時の時間が長いので、水平飛行時での誘導抵抗を減少させる構造が最も効率の良い翼形状となる。
【００１９】
離着陸時等の大迎角時に、翼端渦の流れを水平に近づける構造とすれば、翼端に於いて下向きの抗力を生じず、低速でも揚力を維持し、後縁渦が上面に廻りこみ難くなり、翼端失速を遅らせることが出来る。
【００２０】
前縁半径へと接続する、翼体側と平行となる下面を広くする事で、揚力の損失を最小限にする。
本明細書では翼体とは、翼端に対して翼根側を指すものとする。
【発明の効果】
【００２１】
翼端渦が生じ前縁へ流れる気流が減少する領域の翼厚を減少することで前縁渦による揚力の効率を高め、揚力上昇、重量軽減、抗力減少を図る。
【００２２】
翼端中の心線後部を後上方の傾斜となる形状とすることで、中心線後部と平行な力の成分となる誘導抵抗の向きが、飛行時に於いて進行方向に対して水平に近づき、揚力への影響を最小化して誘導抵抗を減じる事が出来る。
ウィングレット等の翼端板に比べて最小の面積で誘導抵抗を減じる事が出来、粘性摩擦抵抗も大きく減らせる。
【００２３】
翼端の中心線後部を後上方の傾斜となる形状とすることで翼体が高迎角となっても翼端渦や後縁渦が上面に流れにくく、翼端失速を遅らせる事が出来る。
ロール運動により翼体側後縁から失速が始まっても、翼端では渦の滑り込みが起こりにくく回復しやすい。
【００２４】
通常の捩じり下げとは異なり揚力を生じやすい形状である。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】飛行中の翼体と翼端に係る力を模式的に示す図である
【図２】翼端での前縁の揚力を模式的に示す図である
【図３】三角翼での翼端失速を模式的に示す図である
【図４】本発明に係る一実施形態の翼端構造を概略的に示す正面斜視図である
【図５】矩形翼に於いて落下運動時の空気流れを示す平面視模式図である
【図６】本発明に係る一実施形態の翼端構造を概略的に示す背面斜視図である
【図７】捩じり下げ翼の構造を模式的に説明する正面視断面比較図である
【図８】矩形翼に於いて上面の翼端渦領域を説明する平面視模式図である
【図９】本発明に係る一実施形態の翼端構造の効果を模式的に説明する正面視断面比較図である
【図１０】本発明に係る一実施形態の翼端構造を概略的に示す正面斜視図と平面視模式図と一部翼端断面図である
【図１１】本発明に係る一実施形態の翼端構造を概略的に示す背面斜視図である
【図１２】本発明に係る一実施形態の翼端構造を概略的に示す背面斜視図と正面視断面比較図である
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本明細書では発明の部分を翼端構造として称する。
図４aは翼端15にかけて翼厚を漸減した翼端構造19の一実施例を示したものである。翼弦線とは翼体の前縁13と後縁14を結んだ直線とする。
飛行時に翼が落下すると翼端側では下面18の空気は翼端15にも流れ、翼体3側に比べ前縁13へ流れる空気量が減り下面渦による揚力が低下する。
相対的に、翼端15へかけて抗力重量負担が増大するので、翼厚高さを漸減させ負担を軽減させる。翼の耐性に問題が無ければ翼端15の翼厚を限りなく薄くしても良い。
翼端15の翼厚が薄くなれば渦半径を有する翼端渦9は上面37に回り込み難く、誘導抵抗を小さくすることが出来る。
【００２７】
図５は翼が仰角ゼロ度で落下運動をする際の下面の空気流れを示した図である。矢印は空気の流れる方向と大きさを示す。翼端15にかけて下面の空気流れが拡散し、前縁渦10の厚みが減少する。前縁渦厚みが減少する範囲は、翼が終端速度での落下運動時に最も広くなる。
翼厚を漸減する翼端構造19は、翼体3側に比べて前縁渦10の厚みが減少する範囲内で行う。
下面高さを減少して翼厚を小さくすると、翼端15へ下面の気流が流れやすくなり前縁渦9が減少するので、上面高さを減少して翼厚を小さくする。
三角翼など翼長方向で翼弦長が変化する場合は、翼弦長に比例して前縁渦10が変化するので、比例した前縁渦10が翼端側で更に減少する範囲で翼厚を減じる。
【００２８】
図４bは翼端15にかけて翼厚を漸減した翼端構造19の別の実施例を、翼体3と翼端15を断面で比較したものである。前縁半径の下半分の高さを翼端にかけて漸減し、上面の形状は変化していない。
翼端構造19の前縁半径下半分の傾斜を翼端15にかけて浅くすることで、落下時に前縁渦10を強く押し出し揚力不足を補う。また、前縁半径の上半分を翼体側と平行とすることで、上面の渦による揚力を翼体3側と等しくしている。
該形態により重量負担低下と揚力維持を同時に解決する事が出来る。
【００２９】
翼端15の下方へ突出した翼端板を設ければ下面から翼端15への流れを阻害し前縁下面の気流量が増大する。前縁渦10が増大すれば翼端側の揚力が増大することになる。該翼端板は翼端渦9の空気量を減少させ、前縁13へと促す為のものなので、翼端板の高さは翼体3の前縁渦厚みと同等の高さがあれば良い。
翼端板の高さは最大で、着陸速度での翼体前縁渦層を僅かに超える高さ、とする。
【００３０】
図１に於いて、翼端渦9は頂部24以後の拡大流れとなる上面17に入り込み、上下面の気流により翼端渦領域25内の傾きを固定させる働きとなる。
翼端渦領域25内の中心線後部39を、飛行時に進行方向7に対して水平となるよう傾斜にすることで、上面17を流れる翼端渦9による抗力の向きと下面後部の相対風1による抗力の向きは、合力として水平となる。翼端を水平の傾きで固定し、翼の揚力の方向に影響を与えず、抗力は粘性摩擦抵抗のみとなる。
その粘性摩擦抵抗も、従来技術である翼端板等より表面積は小さいので、翼端渦対策としては最小の抵抗となる。
【００３１】
中心線後部の傾斜22は、上方又は下方に反る、曲線となる形状もあり、必ずしも直線であるとはならない。
例えば進行方向に対して中心線後部が水平という角度の表現の場合、曲線であると正確に示せないので、本明細書では中心線後部の傾斜とは、中心線後部の傾斜22の起始部から後縁14を結んだ直線として扱う。
【００３２】
図６は中心線後部の傾斜22を備える翼端構造20の一実施例を模式的に示したものである。頂部24以後の中心線を翼端15にかけて角度を漸増した形状となっている。傾斜の翼長方向の範囲は、翼弦方向で翼端渦領域を有する範囲内である。下面前部とは前縁半径以後の下面部分で傾斜をしない範囲を指すものとする。
該翼端構造の下面前部21は翼体3側の下面と平行であり、前縁13に流れる渦は翼体3と同じタイミングで起こり、揚力は一様に生じる事が出来る。翼端15に近いほど翼端渦による粘性抵抗の影響は大きいので傾斜を大きくしている。翼体3近傍では翼端渦は上面を伝わりにくく、中心線後部の傾斜22の角度を浅くしている。また、翼体3近傍では下面の傾斜も浅くなり、飛行時の揚力は低下しにくくなっている。
該構造での中心線後部の傾斜22は、翼端渦が上面37に流れる範囲となる翼端渦領域内で傾斜させると、コアンダ効果消失による揚力の損失を最小限に抑えることが出来る。
【００３３】
経済速度での仰角に合わせて翼端中心線後部の傾斜22が水平となる翼端形状とすれば、誘導抵抗を最小とする効果が長時間継続し、エネルギー効率が最も良い。
水平飛行時の仰角を水平巡航角とする。一般には１度〜５度程度のピッチ操作を行う。
【００３４】
本発明では翼端側の後部は揚力の低下を抑える為に後流渦35の方向を調節する働きを求めているので、必要以上の翼端後部は短くしても良い。但し、翼端渦15と上面37のコアンダ効果による、水平に近い翼端傾きの固定を安定させる為に翼端後部を長くする場合もある。
【００３５】
捩じり下げという技術は、前縁を起点に翼を翼端にかけて上方へ回転させ、仰角が下がるようにした翼である。下面全体の角度が翼端にかけて前傾するので前縁の揚力は一様に生じにくく、揚力の方向は一律ではない。また、下面の形状は落下時に前縁に気流を流しにくいので、充分な前縁渦を生じる事が出来ない。
【００３６】
図７は捩じり下げを備えた翼を正面視断面で比較した図である。後縁14が高い方が捩じり下げ部23となる。図７aでの捩じり下げ部23では下面が後方へ上方傾斜しているので下面から前縁への渦は充分に生じず揚力が生じにくいのが分かる。
図７bは翼体3が水平に飛行している様子を示したものであるが、捩じり下げ部23の下面は相対風に対して傾きが少ないので反作用による揚力は生じにくい。捩じり下げでは前縁の揚力が生じにくい事が分かる。
【００３７】
コニカルキャンバーは前縁を捩じり垂れ下げた形状であり、高迎角時において上面に気流を流しやすくし、剥離を抑制して翼端失速を防ぐ構造ではあるが、落下時に前縁へ気流を送る下面の形状ではない為、前縁の揚力が発生しにくい形状である。
【００３８】
翼端前縁で充分な揚力が生じるには、少なくとも翼体下面前部と平行な下面前部21がある程度あることが望まれる。翼端渦領域25以後で下面前部21を広くすると中心線後部は上方へ傾斜しにくく、誘導抵抗の増大を招く事になる。
誘導抵抗を最も小さくし、揚力を維持する翼端構造は、翼端渦領域25内でのみ、中心線が上方へ傾斜する形態となる。但し設計の簡便さから、翼端渦領域25外で中心線を上方傾斜する形態もある。図６や図１０に該形態の一例を示す。
【００３９】
図８は翼が飛行時に生じる翼端渦領域25を模式的に表した図である。
上面37に流れる翼端渦9は飛行速度や傾き、上昇下降、飛しょう体の重量や形状等によって範囲が変化する。高速飛行では相対風1に流され翼端15側へ寄り狭くなる。低速で翼体3側へ広がる。また、水平飛行時より落下時に翼端渦9が増し、翼体側へ押しこまれる形で翼端渦領域25が広まる。着陸飛行時での翼端渦領域25が最大となり、その範囲内で中心線後部が上方傾斜する翼端構造20を備えると良い。
請求項での翼端渦領域の範囲は、最大となる翼端渦領域として扱う。
【００４０】
図９aと図９bは本発明の中心線後部が傾斜する翼端構造20と翼体3の断面を、静止時の仰角29と飛行時の仰角29で正面視にて比較したものである。後縁14が下がる断面が翼体3、後縁14が上がる断面が翼端構造20となる。
該構造20が飛行時で仰角を持つと中心線後部の傾斜22は水平に近づく動きをし、翼端上面37と翼端下面38の流れの合力となる後流渦35の方向も水平に近づく事になる。後流渦35が水平に近づくにつれ、揚力を後下方へと傾斜する誘導抵抗作用を抑止する。また、翼端上面37の傾斜が相対風1に対して浅いので上面の剥離が生じにくく、翼端失速を遅らせている。
【００４１】
仰角は翼弦の角度で決定されるので、中心線後部の傾斜22の角度は翼体3の翼弦線を基準にする。
図９ｂが水平飛行である時、仰角29は水平巡航角となる。この時中心線後部の傾斜22が水平であると、最も誘導抵抗が少なくなる。中心線後部の傾斜22が、翼体3の翼弦線に対して水平巡航角を加えた角度となる翼端形状であるならば、該形態の翼端構造20として最も効率が良い。
【００４２】
翼端中心線後部の傾斜22が水平巡航角以下の角度であれば、誘導抵抗の減少は小さくなるが、下面の傾斜は浅くなり前縁渦10も増すので前縁での揚力が得やすい。
翼端中心線後部の傾斜22が水平巡航角以上の角度であれば、後上方への誘導抵抗が増加し、下面の傾斜も深く前縁渦10はさらに小さくなり、前縁での揚力はより生じにくくなる。
水平飛行で誘導抵抗を減少させつつ揚力を減じない為には、少なくとも中心線後部の傾斜22は翼体翼弦線に対して水平巡航角以下である事が望ましい。
【００４３】
中心線後部の傾斜22を備える翼端形状により、前縁渦10は大きく削がれ、前縁の揚力が減少するので、翼厚を低くして重量軽減や揚力増強を図る。
図１０aは該構造の一実施例を示したものである。中心線後部の傾斜22の角度は翼端にかけて一律とし、翼端渦領域25外でも傾斜している。中心線後部の傾斜22を成す下面の傾斜により翼体3から翼端構造20にかけて前縁渦10が急減するので、移行部33で翼厚を急減し、翼端15にかけては翼厚を漸減している。
図５で示した翼端下面の空気流れによる前縁渦10の減少と、中心線後部の傾斜22による前縁渦の減少の二つの理由で、翼厚を減少している。
請求項では上記二つの意味を含めて、翼厚が減少する、と扱う。
【００４４】
図１０aの実施形態では、翼弦方向で翼端渦領域25を有する頂部24以後の、何れかの範囲で中心線後部22を一律の傾斜角としている。該翼端構造20の頂部24の位置を翼弦長の２５％、中心線後部の傾斜22の起始部を５０％とした形状の誘導抵抗と揚力の状態を図１０bを用いて説明する。
翼弦長２５〜５０％の翼端渦領域25では誘導抵抗が生じ、領域外では揚力を生じやすい。
翼弦長５０〜１００％の翼端渦領域25では誘導抵抗が減少し、領域外では揚力が損なわれる。
【００４５】
図１０の形態では、中心線後部の傾斜22の角度は翼端15にかけて一律であり、翼端の後縁14は翼体の後縁14に比べ高さに大きな乖離が生じている。
図１１は翼体3と翼端構造20の後部を接続しない場合の翼端構造を示した図である。翼体3後部に上面17へ流れる渦が生じ、誘導抵抗となっている。
翼体3と翼端構造20は前縁13から後縁14にかけて接続しなければ本発明の効果は充分ではない。
中心線後部の傾斜22により高さ乖離が生じる翼の後部が、翼体3から翼端15へかけて途切れなければ良いので、請求項では翼体側から翼端にかけて中心線後部が連続すると記載する。
図１０では翼厚を減少した事で乖離部分の移行部33の高さを小さくし、形状抵抗を抑えている。
【００４６】
図１２は図１０の翼端渦領域25内で中心線後部の傾斜22を一律の角度とした翼端形状の後方斜視図と正面視断面比較図である。中心線後部の傾斜25の範囲を翼端渦領域25内に限定することで下面前部21の面積を広く残し、揚力の最大化と誘導抵抗の最小化を図っている。翼端渦領域25に合わせて中心線後部の傾斜22の角度を一律とするため、翼端にかけて翼弦長を漸次変化させている。
該傾斜の角度が水平巡航角であれば最も誘導抵抗の小さい翼端構造となる。しかしこの場合は中心線後部の角度を合わせた上下面の傾斜、翼弦長の計算等、設計製造難度が高いものとなる。
【００４７】
水平飛行時に翼端渦領域25は一定の範囲で常に生じるので、経済速度での水平飛行時の翼端渦領域25の範囲で翼端後部を一律の角度で傾斜させればエネルギー効率が最も良い。
また、該速度での落下時に拡大する翼端渦領域25を移行部として、翼端にかけて傾斜角度を漸増する形態とすれば無駄のない翼端構造となる。
【００４８】
紙飛行機などの薄翼では翼端15にかけて高さを漸減したり翼端後部を削り傾斜をつけるのが良い。頂部24は上面水平域の前端となる。
【００４９】
中心線後部の傾斜22を翼の失速角の角度とすれば、離着陸等大迎角時でも翼端後部は水平の角度に近づき、後縁渦が上面に廻りにくくなるため気流の剥離を抑止し翼端失速を生じにくい。翼端中心線後部の傾斜22の角度上限は、翼体翼弦線に翼に掛かる失速角を加えた範囲の角度までとする。
翼端中心線後部の傾斜22の下限は、翼体後部の形状から上方へ傾斜する前提であるので、翼体側中心線後部に対し平行超過とする。
【００５０】
翼端構造の傾斜角度が失速角であれば、翼端失速を最も減少する事が出来る。該傾斜が失速角に近い角度が必要になるのは離着陸時だけなので、離着陸時にのみ該傾斜角度を失速角とすれば燃料効率が良い。
該傾斜部分を、傾斜起始部を軸に縦に回転自在とし、飛行状態で翼端後部の傾斜角度を切り替えれば、効率よく誘導抵抗や翼端失速を減少する事が出来る。
【００５１】
本発明の翼端構造は固定翼だけでなく、プロペラやスクリュー、ローター等の回転翼にも使用する事が出来る。
請求項では固定翼回転翼等を含めて翼と記載する。
【符号の説明】
【００５２】
１相対風
２誘導抵抗
３翼体
４重力
５反作用の揚力
６推進方向
７進行方向
８負圧領域
９翼端渦
１０前縁渦
１１翼の動き
１２後縁渦
１３前縁
１４後縁
１５翼端
１６翼厚が減少する翼端構造の範囲
１７翼体の上面
１８下面
１９翼厚が減少する翼端構造
２０中心線後部が上方傾斜する翼端構造
２１下面前部
２２中心線後部の傾斜
２３捩じり下げ部
２４頂部
２５翼端渦領域
２６水平線
２７渦
２８五十パーセント翼弦線
２９仰角
３０図１１a翼端構造翼端近傍の断面
３１図１１a翼端構造翼体近傍の断面
３２前縁渦が減少する領域
３３移行部
３４中心線後部が上方傾斜する翼端構造の範囲
３５後流渦
３６前縁半径部分
３７翼端構造の上面
３８翼弦
３９中心線後部
【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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【図１２】
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