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ライト兄弟による飛行機の発明から現在に至るまで、航空力に加えて、航空技術におけるほぼすべての大きな進歩は翼の研究と切り離すことができません。最初の最も単純な翼は直線翼です。翼の前端と後端は胴体に対して垂直で、翼の幅は内側から外側まで同じです。このような翼は構造が単純で製造が容易で、揚力の発生効率が高いだけでなく、抗力も大きくなります。リフトモーメントアームにより、翼の付け根に非常に不利な力がかかります。

上の写真は翼の最も単純なストレート翼を示しています。

揚力の分布のバランスをとり、翼の力の設計を改善し、重量を軽減するために、真っ直ぐな翼を内側から外側に向かって徐々に狭くするテーパー状にすることで、揚力の分布を改善し、翼の近くでより多くの揚力が生成されるようにすることができます。翼の付け根のモーメントアームを短くし、翼の付け根の応力を軽減します。低速で単純な小型航空機では、製造コストを削減するために単純な直線翼を使用できますが、もう少し追求した直線翼航空機のほとんどは、ある程度のテーパーを持っています。

アメリカの C-130 のようなわずかに先細りの翼も直線翼とみなされます。

テーパーストレートウィングは、前縁をわずかに後方に傾けたり、後縁をわずかに前方に傾けたりすることができますが、両者の間にはわずかな空気力学的違いがありますが、ストレートウィングの本質は変わりません。速度が大幅に増加すると、特に速度が音速に近い場合、直線翼の抗力が大きいという欠点がより顕著になります。

テーパーにより、DC-3 のようにリーディングエッジをわずかに後退させることができます。

C-130のように、トレーリングエッジをわずかに前方にスイープさせることもできます。

なぜなら、飛行機が前進するとき、ちょうど船の船首が目の前の波を押しのけるのと同じように、飛行機の前の空気に圧力がかかるからです。圧力波は、空気の性質の境界線である音速で層ごとに外側に伝わります。亜音速で飛行しているとき、前方の空気は圧力波によって押され、規則正しく機体から両側へ遠ざかります。しかし、航空機が音速に達すると、圧力波が航空機の前方に押し寄せ、前方の空気を秩序正しく両側に分離することができなくなります。その代わりに、圧力波が押し寄せて、堅い石の壁のように密度が高くなります。遷音速で飛行する飛行機が目に見えない大きな石の壁にぶつかると、これが防音壁の原因となります。

見えない石垣は衝撃波とも呼ばれる

速度が増加すると、衝撃波の前部は円錐形になり、速度の増加とともに円錐の後傾角が増加し、前部の後ろの空気は亜音速に戻ります。まっすぐな翼がツバメの翼のように後ろに後退し、機首によって引き起こされる衝撃波の後ろに「隠れる」場合、翼自体によって引き起こされる衝撃波抵抗を回避できます。

凹凸のある表面はさらに斜めの衝撃波を引き起こします

1930年代にドイツのアドルフ・ブスマンが後退翼を提案しましたが、当時は注目を集めませんでした。

もちろん、伝説の国家元首のブラックテクノロジーも存在する。

しかし実際には、翼自体によって引き起こされる衝撃波抵抗を回避する後退翼の効果は、航空機の速度が超音速に達する前にすでに反映されています。翼は上面の空気流を加速して上面と下面の空気流に速度差を生じさせ、圧力差を生じさせることで揚力を発生させます。高い亜音速では、翼の上面での気流の速度が音速を超えることがあります。後退翼の場合、対向気流は後退角に応じて翼前縁に垂直な成分（法線成分）と翼前縁に平行な成分（スパン方向成分）に分解されます。垂直成分は揚力を発生し、スパン方向成分は揚力を発生しません。掃引角度がゼロに等しい場合、法線成分は対向気流と等しくなります。掃引角度が大きくなるほど、法線成分は小さくなります。つまり、適切なスイープ角を使用することで、高亜音速の航空機の翼上面の気流を法線方向の音速以下に減速して、衝撃波抵抗を回避することができます。

斜めの衝撃波の角度は平面の回転角度よりも大きい、これが両者の関係です。

翼のスイープにより速度成分が翼幅方向と法線方向に分解され、法線成分は元の速度よりも小さくなり、衝撃波の生成が遅れます。

後退翼は、J-6 戦闘機やさまざまなボーイングやエアバスの旅客機など、遷音速 (音域の速度の 0.8 ～ 1.2 倍) および高亜音速の航空機で広く使用されています。

MiG-15 と F-86 は後退翼を採用した最初の世代の戦闘機です。どちらも高亜音速戦闘機です。

イギリスの「ライトニング」、アメリカの F-100、ソ連の MiG-19 は、第一世代の後退翼超音速戦闘機です。

同じ翼幅では、デルタ翼の翼面積が大きくなり、揚力も大きくなります。翼の付け根が長くなり、必要な構造補強が少なくなり、同じ翼面積であれば重量が軽くなります。一方、翼の抗力特性は、翼の実際の厚さと翼弦長 (翼の前縁と後縁の間の距離) の比率である相対厚さによって決まります。翼の実際の厚さと翼弦長は翼幅の位置によって異なるため、通常は翼幅 1/4 での厚さと翼弦長の比率が使用されます。デルタ翼の翼弦は長くなり、相対的な厚さは変わりませんが、実際の厚さは厚くなり、構造設計と製造が簡素化されるだけでなく、翼の内部容積が増加して軽量化にも役立ちます。航空機内の燃料容量を増やす。

アメリカのF-106

1950 年代以降、大型後退翼を使用する超音速機はますます少なくなり、ほとんどがデルタ翼を使用しました。 J-8IIとJ-10はともにデルタ翼であり、欧州の「タイフーン」「ラファール」「グリッペン」もデルタ翼です。

J-8IIM

J-10A

台風

突風

そして…三男ヒンドゥスタンの栄光…。

次に台形翼ですが、デルタ翼が世界を席巻しているわけではありません。超音速で飛行するとき、翼はショックコーンの前部の後ろに「隠れて」衝撃波の抵抗を避けることができます。つまり、翼長を短くしても抵抗を低減できるということです。翼面積を最大にして十分な揚力を確保するには、翼の翼弦長を長くするか、まっすぐな後縁を前方に後退させてずっしりとした台形の翼を形成することもできます。後退翼は抗力を低減するために後退角度に依存しますが、後退角度が大きいと翼幅方向の成分が大きくなり、特に低速では揚力の損失が発生し、対向する気流の大部分が「滑り」ます。脱落すると低速時の揚力不足が問題となるため、一般に大型後退翼機は離着陸速度が比較的高く、操縦性が十分ではありません。

デルタ翼にも同じ問題があります。対照的に、台形翼は抗力を低減するために後退角に依存しないため、翼の前縁の後退角を小さくすることができ、本質的に同じ翼幅を持つ直線翼に近くなり、より優れた揚力が得られます。ただし、台形翼の翼幅には限界があるため、最終的な結果が必ずしも大型の後退翼やデルタ翼よりも優れているとは限りません。

パキスタン空軍には後退翼の J-6、台形翼の F-104、デルタ翼のミラージュ III も装備されています。この写真は 3 つの特徴を同時に示しています。

デルタ翼に比べて、台形翼はあまり使用されませんが、特にノースロップなど、一部の忠実な信者がいます。F-5 と F-18 はどちらも台形翼です。ロッキード社のF-104も台形翼を持っていますが、F-22は従来の台形翼を超え、台形翼とデルタ翼の中間に位置します。

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