"長手方向の軸と、その形状の上部輪郭の一部が直線である翼を備えた航空機の揚力形成方法であって、前記翼の前縁の鋭角の生成を含み、前記上部輪郭の直線は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、前記翼の前縁の鋭角は風の流れを翼の下部輪郭に方向づける航空機の揚力形成方法。請求項1に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記下部輪郭は前縁から後縁にかけて直線を呈し、また前記上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、平坦な曲面によって後縁に接続する直前部分を有することを特徴とする翼形。請求項1に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに部分的に平行な直線を呈する上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記上下輪郭の直線部分は、平坦な曲面により前縁および後縁に接続する一方、上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であることを特徴とする翼形。請求項1に記載の方法を実現するための、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、一方、前記上部輪郭は直線部分を有し、前記上部輪郭の直線部分は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、前記下部輪郭は前記翼形の前縁と後縁を接続する平坦な曲面で表されることを特徴とする翼形。本発明の目的は、翼の上部輪郭における造波抗力を取り除くことにより揚力形成の効率を上げることと、揚力効果を翼領域の一単位分高めることである。他の目的は空気力学的粗動から翼を解放することである。これらの目的は長手方向の軸と翼とを有する航空機の揚力形成方法によって達成される。前記翼はその形状の上部輪郭の一部が直線であり、前縁の鋭角の生成を含み、前記上部輪郭の直線は航空機の長手方向の軸に対して平行である一方、鋭角の前縁は風の流れを翼の下部輪郭に方向づける。長手方向の軸と翼を有する航空機の揚力形成方法を実現させるために、翼形が作成された。前記翼形は鋭角の前縁および後縁とともに、上下輪郭を備える。一方、前記下部輪郭は前縁から後縁にかけて直線を呈し、また前記上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行であり、平坦な曲面によって後縁に接続する直線部分を有する。請求された方法を実現可能な航空機の翼形の第二の実施例は、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに部分的に平行な直線を呈する上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形であって、前記上下輪郭の直線部分は、平坦な曲面により前縁および後縁に接続する一方、上部輪郭は航空機の長手方向の軸に対して平行である。請求された方法を実現可能な航空機の翼形の第三の実施例は、長手方向の軸と、鋭角の前縁および後縁とともに上下輪郭を有する翼を備えた航空機の翼形である。一方、上部輪郭は直線部分を有し、前記上部輪郭の直線部分は、航空機の長手方向の軸に対して平行であり、下部輪郭は翼形の前縁と後縁を接続する平坦な曲面で表される。既知の方程式に基づき、提案された形状の翼に関して揚力を定義することはやや難しい。したがって、翼の主要な横断面の高さ、コード長、フライトレベルにおける空気圧および空気分子の直線速度を考慮した新しい方程式を以下に提案する。ここでYiは翼に関する揚力Nであり、Si=Libiは翼の領域m2を表し、Liは翼幅mであり、biはコード長mであり、ρiはフライトレベルでの空気密度kg/m3であり、νμiは空気分子の直線速度m/sであり、νiは航空機の速度m/sであり、hiは翼の主要な横断面の平均高さmであり、であり、P0iはフライトレベルにおける空気圧N/m2である。揚力の係数Cyは以下の方程式により計算される。ここで、miは航空機の総重量kgであり、giは重力加速度m/s2である。本発明を以下の図面で説明する。提案された翼形は、下部輪郭のみに対して風の流れの相互作用を提供する。この翼形は前縁Aを後縁Dに接続すると同時にコードbである区分ADで表される。この場合、鋭角の前縁がすべての風の流れを下部輪郭ADに方向づけるため、上部輪郭AC1Dには高速流が存在しない。上部輪郭の主な部分は直線AC1で表され、その後部C1Dは後縁に滑らかに降下する。上部輪郭AC1における圧力はフライトレベルでの摂動を受けない空気圧とほぼ同じである一方、上表面は航空機の速度ベクトルに平行である。これは提案された方法における定性的に新規で必須の特徴である。翼の揚力を形成する機能は完全に下部輪郭ADに移動する。そのため以下の結果が得られる。1翼の上部輪郭を風の流れとの相互作用から完全に解放する。2環境に対する翼の相互作用を完全に下輪郭に移動させる。3揚力を高めるために壁面境界層を効率的に用いる。4厚さh、入射角αの角度、壁面境界層の厚さΔh、空気分子の直線速度νмを翼の揚力の分析および計算に導入する。5従来の形状を備えた翼における克服できない欠点である造波抗力から翼を解放する。6翼の前面抗力を最小にして、高い空気力学的資質を得る。従来の空気力学による翼の揚力の計算に用いられる動的パラメータは、経験的に選択された揚力係数Cyに適用される動的圧力であり、また揚力Yは以下の数式により計算されるエンサイクロペディアオブフィジックスEncyclopediaofphysics,ロシア,1992年,第3巻,p.670。Y=Cyρν2s/2、N1ここで、ρは空気密度kg/m3であり、νは航空機の速度m/sであり、sは翼の領域m2である。以下の方程式は、巡航飛行時の航空機に当てはまる。Y=mg,N2ここで、mは航空機の重量kgであり、gはフライトレベルにおける重力加速度m/s2である。右辺1と2を同等とみなし、上記の方程式をСуについて解くと、以下が得られる。3いくつかの重要なパラメータについては、数式1、2および3では考慮されていない。例えば、翼厚h、入射角の角度α、翼の上表面に対する圧力Рβ、翼の下表面に対する圧力Рн、空気分子の速度νм、壁面境界層の厚さΔhなどである。しかしながら、最大の逆説は1と3との間の矛盾である。1によると、揚力係数Су>1が増大すればするほど、つまり翼の揚力が増大すればするほど、航空機の離陸はより簡単になり、離陸滑走路などがより短くなる。しかし3によると、Су>1の場合、すなわち航空機の重量が翼の揚力より大きい場合には、航空機は離陸できないことになる。したがって上記の計算から、従来の空気力学が、摂動を受けない空気を介して動く翼の周囲の風の流れの理論を欠いていることが分かる。特許を受けようとする提案された形状を備えた翼に対応する数学的モデルが存在する。この数学的モデルは、翼の揚力が上表面PBと下表面PHとの圧力差の結果、得られるという仮定に基づき、以下の方程式4で表される。Y=РβPнs,N4提案された形状B-1を備える翼の上表面に対する圧力がフライトレベルРβi=P0iでの摂動を受けない空気の圧力P0iと常に等しいため、4の方程式を展開すると以下の数式が得られる。5ここで、P0iはフライトレベルでの摂動を受けない空気の圧力N/m2であり、ρiはフライトレベルでの摂動を受けない空気密度kg/m3であり、νiは航空機の速度m/sであり、νμiはフライトレベルでの空気分子の直線速度m/sである。通常の状態t=0°C、Р0=101325Paにおいて、空気分子の速度はνμi=47131.725m/sであるディーエイチバジエフD.H.Baziev著,ファンダメンタルズオブアユニファイドセオリーオブフィジックスFundamentalsofaunifiedtheoryofphysics,ロシア,1994年,p.619。tgβ=h/b1は、主要な横断面の平均高さと外部コードとの関係を表し、hは主要な横断面の高さm図2である。βは翼の前縁での上下輪郭の発散角であり、s=Lbは翼の領域m2を表し、Lは翼幅mであり、bは翼のコードであるAD図2および図3、mであり、b1は外部コードAD1図2および図3、mである。数値Yi=cymigiとtgβを数式5に代入すると、提案された形状B-1を備えた翼の揚力に関する完全な方程式が得られる。航空機の亜音速ν≦1Mに関する翼の揚力Yの形成に関与するすべての物理的および幾何学的なパラメータが考慮されているため、この方程式はいかなる係数も含まない。6ここで、cy≧1.01は翼の揚力係数である。数式6から、離陸モードでは航空機の右辺が左辺より高いことになる。すなわち、揚力は航空機の離陸重量より大きい。そして巡航飛行時には、航空機の重量および揚力は等しくなる。一方、数式6における揚力の数値は常に、この力が重力ベクトルに対して方向づけられていること、すなわち上向きであることを示す負号を取る。7これは、航空機の速度ν>1Mに関する翼の揚力を表す方程式である。ここで、Mはマッハ数であり、γ=1.36805912は、ν>1Mによる壁面境界層内の空気の断熱係数を表す。以下は本発明を実際に使用する場合の例である。図1は翼形を示している。ここで、АDはコードおよび下部輪郭であり、AC1Dは上部輪郭であり、СС1は形状の最大の厚さであり、DD1=hは翼の主要な横断面の高さを表し、角度САС1=βは上下輪郭の発散角を表す。図2から分かるように、提案された変形例は以下の特徴を備えた鋭角の前縁を有している。1例外的に鋭角の機種角度、САС1=вは上下輪郭の発散角である一方、音速航空機の翼Aの前縁は刃のように非常に鋭い。2下部輪郭AD、すなわちコードbは高速の壁面境界層を形成する直線であり、これは大量の運動エネルギーを有し、翼ADの下表面に沿って過剰な圧力を発生させる。本形状を備えた翼は、最小前面抗力と最大揚力を有し、その結果、プロトタイプに対して非常に高い空気力学的資質を得る。3上部輪郭АС1の主要な部分は、航空機の翼の運動ベクトルあるいは航空機の主要な長手方向の軸に対して平行な水平直線によって表わされる。形状の最大の厚さC1の点から後縁Dまでの上部輪郭の後部は、平坦な曲面C1Dとして機能する。上部輪郭の始点である鋭角の前縁Aによって上部輪郭に対する風の流れの相互作用が完全に回避され、航空機のすべてのフライトモードにおける造波抗力の除去と、空気力学的粗動からの解放につながる。図2は翼形を示している。ここで、Аは中程度の鋭角の前縁を表し、Вは翼BDの揚力面の始点を表し、ABは前縁を形成する上下輪郭を接続する平坦な曲面であり、C1Dは上部輪郭を後縁に接続する平坦な曲面である。本形状の顕著な特徴は以下の通りである。1上部輪郭АС1および下部輪郭BDの主要部分が互いに平行になりうるかどうかは、曲面АВの曲率半径図2と主要な横断面の高さに依存する。2鋭角の前縁は翼の下のすべての風の流れを下部輪郭に方向づける。なぜなら上部輪郭には、航空機の長手方向の軸に対して上部輪郭を平行に整列させることによって生じる入射角が存在しないからである。3風の流れは、入射角の負角を有する区分を持たない下部輪郭ABDにのみ相互作用する。また研究が示すように、速度ν≦0.6Mで高速の壁面境界層が下部輪郭に沿って形成され、速度ν>0.6Mで前記壁面境界層が点Bで終わるが、風の流れのせいで高密度化した下層が翼の下に形成され、この下層は翼BDの揚力面を支持し、この結果、この形状を有する特定の翼の揚力はプロトタイプの翼の揚力の二倍、大きくなる。この特徴は、摂動を受けない空気を介して翼が動くときに明らかになる。これは基本的な形状であり、この基本的な形状は、上下輪郭の発散角を0°から90°の間で変化させることにより、また主要な横断面の高さを大幅に変化させることにより、一連の形状を設計するために使用することが可能になる。超音速の航空機には鋭角の前縁を有する翼が装備され、また、主要な横断面の高さの容認できる程度の低い数値を有する。この低い数値は、いくつかの技術的な状態に依存する。極めて頑丈な航空機はこの形状、あるいはその変形を備えており、この場合、主要な横断面の高さは離陸重量および離陸する瞬間の滑走路上の速度に依存する。翼形AC1の上部輪郭は、航空機の運動ベクトルあるいは航空機の主要な長手方向の軸に対して平行である。このため、提案された形状を備えた翼の上表面の設定角度は0°となる一方、従来の形状を備えた翼の設定角度は常に0°より大きく、かつ2°から6°の間で変化する。図3は翼形を示している。ここで、Аは鋭角の前縁を表し、АС1は上部輪郭の直線部分であり、C1Dは上部輪郭を後縁に接続する平坦な曲面であり、АDは下部輪郭を形成する前縁および後縁を接続する平坦な曲面である。本発明の概念は本方法の実用化により確認された。提案された翼の揚力形成方法の実現および本方法を実現させる装置に関する実施例本方法の実現可能性および本装置の効率を確認するため、図1および図2の形状と、同一の幾何学的特徴翼幅、コードおよび翼厚を有するNACA-23015の形状とを備えた4つの翼のモデルを作成した。試験モデルを、容量W=400W、速度n=14000rpmで交直両用電動機軸に取り付けた。翼を備えた電動機を、交差Δ=±0.005kgで電子てんびんのてんびん皿、NikoteksNPV-15kgに固定された大型プラットフォームの上に設置した。てんびん皿は大型で頑強なジュラルミン製の円盤で保護した。これらの翼のモデルはマグネシウムとアルミニウムの合金製で、表面は完全に磨かれていた。実証研究により、主に上部輪郭に沿って真空状態を作ることにより揚力を形成する従来の形状を備えた翼の代表的なプロトタイプと比較すると、提案された形状を備えた翼のほうがより高い効率性を持つことが証明された。この結果は表1から4付録を参照に示されている。速度хの関数としての具体的な翼の揚力Ys,N/m2は動的制御パラメータとして認められている。摂動を受けない空気を通る翼の動作速度は等しいと仮定して、図1の形状を備えた翼と、図2の形状およびNACA-23015の形状を備えた他の翼とを以下に比較する。1ν3=25.068m/sB-1、表1,Ys3=247.944N/m2,ν1=25.917m/sNACA、表2,Ys1=64.378N/m2,k1=Ys3/Ys1=3.852ν11=62.777m/sB-1、表1,Ys11=1724.982N/m2,ν5=62.207m/sNACA、表2,Ys5=287.807N/m2,k2=Ys11/Ys5=5.9933ν9=69.309m/sB-2、表3,Ys9=1105.87N/m2,ν6=69.309m/sNACA、表2,Ys6=355.972N/m2,k3=Ys9/Ys6=3.1064ν10=56.516m/sB-1、表1,Ys10=1388.486N/m2,ν6=56.413m/sB-2、表3,Ys6=708.158N/m2,k4=Ys10/Ys6=1.9607この比較実験の結果に続いて、図1の形状を備えた翼は、プロトタイプに対する4つの例すべてにおける実質的な利点を示し、図2の形状を備えた翼には係数kが反映される。これらの結果を分析すると、提案された翼の揚力形成方法と前記方法を実現するための図2に基づく一連の形状は、従来の方法および従来の形状と比較して格段に優れていることが分かる。上記に基づき、提案された翼の揚力形成方法と前記方法を実現するための装置は実際に実行することが可能であり、それにより示された技術的結果に達成するという結論が得られる。参考文献一覧1.エイエムヴォロドコA.M.Volodko著,エムピーヴェルクホジンM.P.Verkhozin著,ヴイエイゴルシュコフV.A.Gorshkov著,ヘリコプターズガイドブックHelicopters.Guidebook,モスクワ、ロシア,陸軍版Militaryedition,1992年2.イーアイルジッスキーE.I.Ruzhitsky著,ヘリコプターズHelicopters,モスクワ、ロシア,ヴィクトリア、オーストラリア,1997年3.ヴイジーレベドV.G.Lebed編,ヘリコプターズオブカントリーズアラウンドザワールドHelicoptersofcountriesaroundtheworld,モスクワ、ロシア,1994年4.ディーエイチバジエフD.H.Baziev著,ファンダメンタルズオブアユニファイドセオリーオブフィジックスFundamentalsofaunifiedtheoryofphysics,モスクワ、ロシア,Pedagogics,1994年,p.6405.ヴィエヌダーリンV.N.Dalin著,スペシフィケーションアンドコンストラクションオブヘリコプターズSpecificationsandconstructionofhelicopters,モスクワ、ロシア,1983年6.ティーアイリグムT.I.Ligum著,エスワイスクリチェンコS.Y.Skripchenko著,エルエイチュルスキーL.A.Chulsky著,エイヴイシシュマレフA.V.Shishmarev著,エスアイユロヴスキーS.I.Yurovsky著,アエロダイナミクスオブザツ-154エアライナーAerodynamicsoftheTu-154airliner,モスクワ、ロシア,ロシア運輸省Transport,1977年7.エスティーカシャフトディノフS.T.Kashafutdinov著,ヴイエヌルシンV.N.Lushin著,アトラスオブザアエロダイナミックキャラクタリスティックスオブウイングプロファイルズAtlasoftheaerodynamiccharacteristicsofwingprofiles,ノヴォシビルスク、ロシア,1994年8.エンサイクロペディアオブフィジックスEncyclopediaofphysics,モスクワ、ロシア,1992年,第3巻,p.670付録表1図2による形を備えた翼の試験結果翼形状L=0322mb=004mh=6mmS=001288m2Sm=0001932m2m1=0275kgG1=m1gM=2699331Nα=30°実験室条件P0=98791875Pat0=15°Cρ0=119496kgm3Vg0=m0ρ0=40258010311026m3f0=φT=600213510871012s1υμ0=2dg0f0=51045052837ms表1続き表2図2による形を備えた翼の試験結果翼形状L=0364mb=0045mS=001638m2Sm=Lh=000364m2h2=10mmm2=055kgG2=5398663Nα=30°実験室条件P0=1002580Pat0=16°Cρ0=12085kgm3Vg0=m0ρ0=398059606951026m3f0=φT=60227959021012s1υμ0=2dg0f0=51028323ms表2続き表3図1による形を備えた翼の試験結果翼形状L=0346mb=004mS=001384m2Sm=0002076m2m3=0204kgG3=2002432Nα=9°56’実験室条件P0=99591809Pat0=18°Cρ0=119222kgm3Vg0=m0ρ0=4035053261981026m3f0=P0Vg0h=6064624124861012s1υμ0=2dg0f0=51615971ms表3続き表4NACA-23015による形を備えた翼の試験結果翼形状L=0322mb=004mS=001288m2Sm=0001932m2h=6mmm4=02405kgG4=2360688Nα=1°実験室条件P0=98781875Pat0=15°Cρ0=119496kgm3Vg0=m0ρ0=40258010311026m3f0=P0Vg0h=6001510476431012s1υμ0=2dg0f0=51039741ms表4続きη=F-X/F表5NACA-23015による形を備えた翼の上下表面に沿った過剰な圧力表6図2による形を備えた翼の下表面に沿った過剰な圧力"