JPH07506318A - 後流うずの強さを減じた揚力物体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 後流うずの強さを減じた揚力物体 免且立１１ 免且夏豆１ 本発明は揚力物体に関し、特に、空気力学的（例えば翼、回転翼。

フラップ、操縦面等）および流体力学的（例えば潜水艦のに橋、船首平面、船尾 付属物、プロペラ等）１１刃物体であって、後流縦うずが急速に消散される揚力 物体に関する。

Ｌ１１止ユ１１ 航空および水中の機体の揚力の発生には翼の幾何学的形状が重要な役割を果たし ている。翼面上を空気または液体が流れると、多様な乱流が生じる。これらの多 様な乱流の複雑な基本構造についての理解の探りが、それらのある程度の抑制に むすびついている。これらの多様な乱流を抑えることの重要さは、幾つかの例を 考えることによって理解することができる。

航空機において、特に大きな揚力係数を発揮する重い航空機の背後の強力な縦う ずは、これらのうすに大きな横方向の伴流速度を誘発させる。そして、これらの うすが、航空機が離陸または着陸した後において、大きなしよう乱を引き起こし 、これらのしよう乱における大きな空気流速度が、引き続いて着陸または離陸す る他の航空機に対する極めて危険な状態を呈することがある。したがって、連邦 航空局は、連続する離陸および／または着陸間の最小時間間隔および飛行におけ る航空機間の最小距離についての命令をしている。

船舶において、特に潜水艦等の雑音の削減が重要であるものにおいては、後流う ずがかなりの雑音源となり得る。例えば、船舶のプロペラの羽根がうすを伴うこ とがあり、これが雑音の源となる。また、一定の操船の際に潜水艦の艦橋の後に 残されることのある大きなうすは、それ自体が大きな雑音を生じるだけではなく 、船のプロペラディスクを介して流れに影響を与え、容易に検出される２次的な 雑音を生じることがある。

図１〜図４は、後流うずの現象を図示している。翼等の揚力物体の周囲に流体が 流れると、翼の後に残される流れの中にうすの場が生じる。図１に示すような、 流体に対して速度Ｕ　で移動する矩形状の翼１１においては、翼の先端１３の後 に単一の強力な縦うず１２を伴う。

図２に示したようなテーパ状の翼２ｏにおいては、翼弦Ｃが、図３から判るよう に翼の長さ方向（ｙ軸の方向）に変化する。この変化を、開数ｃ　（ｙ）として 表すことができる。良く知られているように、翼体によって生じる揚力りは、翼 弦の長さ、およびねじれ翼においては翼の長さ方向に変化する速度ベクトルＵ　 に対する翼弦の迎え角αによって決まる。したがって、Ｉｉ力りは翼の長さ方向 に変化し、これを関数Ｌ　（ｙ）として表すことができ、うすの場の形成の原因 となる。これが基本的には、図４の＋Ｘ方向に翼の後縁にそってそこから延びる 個別のうず２１〜２８として図示した連続する一連のうすでなる「うすの層」Ｓ である。このうすの層のうすの強さは、　（図４の大きな円で表される）翼２０ の先端近くで増大し。

翼の後縁の下流で合体する傾向にあり、この過程がうすの層の「巻き上げ」とし て目に見えることがある。これを図５に概略的に示す。

この後流うずの場の流体の流れの性質は当業者に広く知られるところであり、Ｃ ，ｄｕＰ、Ｄｏｎａｌｄｓｏｎ　ａｎｄ＾、Ｊ、Ｂ１１ａｎｉｎ、ｖｏｒｔｅｘ 　Ｗａｋｅｓｏｆ　Ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　Ａｉｒｃｒｆｔ、”　ＡＧＡＲ Ｄｏｇｒａｐｈ　Ｎｏ、２０４．ＮＡＴＯ＾ｄＶｉｓＯｒｙＧｒｏｕｐ　ｆｏｒ 　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｒｅ５ｅａｒｃｈ　ａｎｄ　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ、 　ＴｅｃｈｎｉｃａｌＥｄｉｔｉｎｇ　ａｎｄ　Ｒｅｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ　Ｌ ｔｄ、、Ｌｏｎｄｏｎ、＋９７５、およびＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＭｉｃｒｏｆｉ ｌｍｓ　Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ、　Ａｎｎ　Ａｒｂｏｒ、　ｌｌｉｃｈｉ ｇａｎで入手可能な１、ｅｅ、Ｈｌ”Ｃｏ＋＋＋ｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ａｎｄ 　Ｅｘｐｅｒｉｅ＋ｅｎｔａｌ　５ｔｕｄｙ　ｏｆ　ＴｒａｉｌｉｎｇＶｏｒｔ ｉｃｅｓ、”　Ｐｈ、Ｄ、Ｔｈｅｓｉｓ　ｆｏｒ　Ｖｉｒｇｉｎｉａ　Ｐｏ１ｙ ｔｅｃｈｎｉｃ　Ｉｎ５ｔｉｔｕｔｅ。

１９８３を含む多数の参考文献において広範に説明されている。

このうすの場Ｓによって誘導される流体速度および結果として生じる危険な飛行 条件または雑音は、うすの層が巻き上がるのにしたがって形成されるうすの強さ および空間分布によって決まる。各うすを適正に変化させることができるなら、 うずの場は急速に消滅する。

後流うずを変えるための多様な試みがなされてきた。ｐｏｎＢＩｄｓｏｎａｎｄ 　Ｂ１１ａｎｉｎにおいて述べられたこのような試みの１つを図６（ａ）に示し ており、うすをそれが形成された後に壊すために、翼の後縁の後方の一定距離の 地点において１１１体上に図６　（ａ’　）に描いたスプライン装置を配置して いる。Ｄｏｎａｌｄｓｏｎ　ａｎｄ　Ｂ１１ａｎｉｎにおいて述べられた別の試 みを図６（ｂ）に示しており、翼の特定の場所においてスポイラを配置している 。

しかし、上２の試みは、航空機の総重量を増加させ、抵抗を増大することによっ て翼の空気力学的性質に悪い影響を与える。また、うずの層を最初は乱すことが できるとしても、翼の後縁のずっと下流において不安定性が持続するか否か、あ るいは流れがしっかりしたうすに再構成されるかが常に定かであるとはいえない 可能性かある。

また、Ｄｏｎａｌｄｓｏｎ　ａｎｄ　Ｂ１１ａｎｉｎは、翼の外鋼部分（翼の先 端側）において内側部分よりも大きな１カが発生するように、翼にそって揚力を 再配分することについても述べている。これには他の試みに付随する抵抗の悪化 はないが、翼の先端においてより大きな潟カを生じるということは、翼をより強 くしたがってより重（することを必要とするから、翼の構造の設定にかなりの複 雑さを生じる。

他の試みには、うすの層の生成を途絶するために翼の主要な部分の後縁に切り欠 きを設けることによって翼の平面形状を変更することが含まれる。

これらの従来技術の試みの中には、巻き上げの過程を大きく妨げたり、あるいは 、それによって形成される翼先端の後に続くうすの層を大きく再配分したりする ものはない。

１班豊１１ 本発明の目的は、揚力物体の後に続くうすの場のうす度を減じることにある。

本発明の一面にしたがうと、流体に対して移動する１力物体であって、それによ りその下流の流体にうすの場を生じる揚力物体が、うすの場の中心から外向きの 流体の流れの速度成分を高めるようにその長さ方向に沿って所定の鵬力分布を有 する。

本発明の別の一面にしたがうと、所定の鵬カ分布は、ＩＩカ物体の長さ方向に翼 弦の長さを変化させること、あるいは流体媒体に対するその迎え角を変化させる ために場刃物体をひねること、あるいはその両方によって設定される。

本発明のさらに別の一面にしたがうと、翼弦の長さの変化は、場刃物体の平面形 状にその先端近くにおいて摂動部を含めることによって設定される。

図面の簡単な説明 本発明の多様な態様は、以下に明示した好ましい実施例の詳細な説明を図面と共 に参照することによって最も良く理解することができる。

図１は、従来の矩形状で非テーバ状の翼の平面形状を描（。

図２は、従来のテーバ状の翼の平面形状を描く。

図３は、図２の翼の横断面を描く。

図４は１図２の翼の縦断面を描（。

図５は、図２のテーバ状の翼の後方で巻き上がるうすの層を図式図６（ａ）、図 ６　（ａ′）および図６　（ｂ）　ハ、翼カラ（７）下流つずを消散させるため の従来技術の構成である。

図７（ａ）は翼の後縁において設けられた摂動部を有するテーバ状翼でなる本発 明の実施例を示し、図７（ｂ）は該翼の循環「を長さ方向にそって示す。

図８は、最適な翼のパラメータをめるために用いられるフローチャートである。

図９（ａ）はシミュレートした基ＭＡ（従来技術）でなる平面図上の状翼形状お よび改良された最適な平面図上の翼形状を示し、図９（ｂ）は改良型および基線 型真の先端うずの成長のシミュレートした予測を示す。

図１０（ａ）および図１０（ｂ）は、改良型および基線型翼に対してそれぞれ行 われた実験から生じたうすを示す。

図１ｔ（ａ）はシミュレートした基線でなる平面図上の翼形状および２つの改良 型の平面図上の翼形状を示し、図１１（ｂ）は基線翼形状および２つの改良型翼 形状の先端うずの成長のシミュレートした予測を示す。

図１２は、本発明を組み入れた延長フラップを有する翼である。

図１３は、本発明を組み入れた二重三角翼である。

い　を 図７（ａ）は、本発明の好ましい実施例を取り入れたテーパ状翼１００の平面図 である６図７（ｂ）は、翼が流体媒体の中に在りかつ媒質と翼体との間に相対的 な動きが存在する場合の、図７（ａ）のｙ方向における翼にそった（ｘ−ｚ）平 面内の循環ｒをプロットしたものである。図７（ａ）および図７（ｂ）の点線は 従来技術のものを表す。

当業者が知るように、揚力（Ｌ）はｒに対して、あるいは式（１）を整理して、 の関係を有する。

したがって、揚力分布Ｌ　（ｙ）を翼にそって変えることで、「（ｙ）が変化す る。関数「（ｙ）は、翼の長さ方向にそった縦うず度分布の測度である。

本発明は、うすの場の中心において外向きの流体の流れの（ｙ−２）平面内の速 度成分が高くなるように、その揚力分布Ｌ　（ｙ）が流体に縦うずの場を生成す るような形状の１力物体を提供する。うすの場の中心は、うすの場全体のうす度 を積分して平均うず度を含む等価円の場所および半径をめることによってめられ る。これを、以下の関係を用いてなすことができる。

流れにおける循環「は、　（ｙ−ｚ）平面において変化し得るＸ方向の流体の速 度ωに対して以下のような関係にある。

ここで「は、翼ｌＯＯによって生成されたうすのすべてを組み入れた（ｙ−ｚ） 平面の領域Ａにおける循環である。

うずの場の中心の座標は以下の式によってめられる。

等価うず度の半径（すなわち、翼１００の後に続くうすの場の全体のうず度に等 しい）は、以下の関係をみたす。

Ｘ方向におけるｒｃの成長率が増大した場合、後流うずの巻き上げを妨げること ができること、および後流うずの場のうす度が弱められることが判った。本発明 は、これを、うすの場の中心から外向きの流体の流れの速度成分を高めることに よって達成するものである。

式（１１〜（５）から、等価うず度の場の性質は、循環分布「（ｙ）によるもの であることが判る。したがって、翼にそった揚力の適正な再配分によってＣすな わち、関数Ｌ　（ｙ）を適切に変化させることによって）、うすの場に作用して 望ましい結果を引き起こすことができる。本発明の効果の１つには、うすの場に 望ましい態様で作用しながら、総場力を変化させずに維持することが多くの場合 に可能となり得ることがある。

揚力分布を変化させる特に簡易な方法は、翼弦の分布ｃ　（ｙ）を変えることで ある。すなわち、翼にそった単位長さ当たりの揚力（Ｑ）は以下の式によって与 えられる。

Ｑ　；　ρＵγ　（６） ここでγは（ｘ−ｙ）平面における翼の単位長さ当たりの循環である。

また、薄い翼体に対する揚力　を、 Ｑ　ｃｃ　ρＵ２ｃＬｃ　（７） として表すことができ、ここでρ＝流体密度、Ｕ：自由流流体速度（すなわち、 ｘ＝−■におけるＵ）、ＣＬ＝揚力係数、Ｃ＝翼弦の長さである。

式６および式７を組み合わせて、 ｐｌＪｙ　ａｃ　ｐＵ２ＣＬ　ｃ　（８）が得られ、これを簡単にして、 ｙｃｃＵｃＬｃ　（９） 薄い翼体に対してはＣＬ＝２παである。また、一般的な場合、Ｕ。

ａおよびＣは、すべてｙ方向に変化することが可能である。そして、Ｖ　（ｙ） 　ｃｃ　−［Ｕ　（ｙ）　ａ　（ｙ）　ｃ　（ｙ）　］　（１０）ｄ、ｙ 式ｌＯは、翼弦の長さの分布ｃ　（ｙ）または迎え角の分布α（ｙ）またはその 両方を好適に操作することによって、循環分布「（ｙ）の調節が可能になること を示している。適切なそのような調節によって、結果として生じるうすの場は所 望の性質を有することになる。

図７（ａ）および図７（ｂ）に描いた好ましい実施例においては、翼１００は付 は機端１０１を有する薄い翼体（すなわち、Ｃがその厚さよりもずっと大きく、 その１力特性に対する翼の厚さの影響は小さい）であり、これが航空機、潜水艦 または他の機体に取り付けられ、先端１０２は流体媒体中に延びる。翼１００の 前縁１０３は、当然、翼上を流れる流体に面する。翼１００の後縁１０４は、そ れに組み入れられた摂動部１０５を備えて、翼１００の先端１０２に近い後縁１ ０４において翼弦の長さを変化させている。

−ｄ６ｚ”　− ある実施例においては、この摂動部が　Ｐ＝ａＯｅ　５ｔｎｋｚ′の式にあては められ１図７（ａ）に描くように２′は摂動部なしの平面上に形成された座標軸 にそった距離であり、ＰはＺ′に垂直な軸にそった距離である。パラメータａｏ 、ｄｏおよびｋは以下において述べられる方法によ７て選択され、適切な揚力分 布を設定する。

摂動部１０５を備えた翼１００は１図７（ｂ）に示した「（ｙ）プロットをもた らす。この摂動に対する「（ｙ）は１式２および式１０にしたがって、摂動自体 の式の導関数であることがわかる。

適切な循環分布「（ｙ）は、結果として生じるうす度に望ましく作用する。すな わち、循環分布を変化する目的は、上述したようにうす度を調節することにある 。従来技術型の翼１００の後に続く３次元のうすの場における流体の流れが、う ずの場の中心から放射状外向きの正味速度成分を有し得ることがわかる。

この速度成分がうすの場を引き起こし、その場が巻き上がるに連れて生じる結果 としての高いうず度を、後縁１０４からの距離が増大するにつれて径方向に成長 させる。言い換えれば、式５に示したように計算されたうすの場の中心からの等 価うず度の半径は、Ｘ方向において増大する。

本発明の特に好ましい実施例は、翼先端領域において摂動部を配置しており、こ れは、その場所における循環分布の変化が、図７（ｂ）かられかるように最大の 効果を有するからである。本発明のため、翼先端領域は、Ｖ　＝　ｙＬｌ＝から ｙ＝ｂ　（翼の端）に延びる翼の部分として、 となるように定義される。

本発明は、等価うず度の半径がより速く大きくなるように、流体速度の放射状外 向き成分を高める。その結果を、揚力分布Ｌ　（ｙ）を適切に変化させる何等か の方式によって達成することができる。

例えば、従来技術の翼を所定の態様でひねって、望ましい揚力分布を設定するこ とができる。　（式１０１照、）　数学的にいって、迎え角αをａ＝αｏ＋ａ′ 　（ｙ）の式にしたがって変化させるものであり、ただし、α０は翼の付は根１ ０１における迎え角であり、α′（ｙ）は翼の長さにわたってα０を変化させる 増分である。ＬＣｃαであるから、迎え角を翼の長さ方向に変化させることは、 揚力分布を変化させる。

図８は、摂動部１０５の形状を計算する方法を示している。翼１００の摂動部の 最適な形状、大きさおよび買方向の位置をめるために、フローチャートに従う。

このアルゴリズムは、実際には、任意の摂動部を備えた翼の幾何学形状の基線パ ラメータが入力され。

その翼形状から生じるべきうすの場が出力となるように用いられる。

翼形状の変更に対しては、翼の摂動部の形状が変更され、うす度が再計算される 。ｌ！適な翼形状が得られるまで、この手続きを繰り返す。実験においては、翼 の後縁の翼弦長の半分だけ下流の地点において、摂動のない場合の同じ翼の等価 半径の２倍となる等価半径ｒの成長を引き起こすような最適な翼形状が選択され た。

ステップｌにおいて、基線翼形状パラメータ、シミュレーションパラメータおよ び翼に対してなすべき変更に対する制約が入力される。基線翼形状バラメークに は、長さ方向翼弦分布ｃ　（ｙ）、渇力面の中心線分布ｍＱ　（ｘ＋　ｙ、ｚ） および平均迎え角αＯが含まれる。シミュレーションバラメークには、上流速度 フィールドＵ。：１（ｙ）、流体の動粘度ν、うすの数１間隔等を決定するパラ メータ。

シミニレ−ジョンの空間における流れ方向の範囲、およびうす法の選定および精 度の選択が含まれる。固定翼機に対して、■ａｏは翼の長さ方向に一定である。

揚力物体がヘリコプタ−の回転翼、船のプロペラ羽根、送風機、航空機のプロペ ラ、または圧縮機の羽根等である場合、Ｕｃｌ）はその長さ方向にそって変化す る。以下で説明する実験においては、縦うずが強くかつ巻き上げ過程を送り出す 翼の先端領域においてのみ翼形状を変更するために、翼のパラメータは制約され ている。ステップ８において、のこぎり歯形および正弦波の後縁における平面図 上の摂動、および減衰関数を含む摂動の関数または形状の表が設定される。ステ ップ２において、ステップ１で入力された基線翼形状パラメータ、シミュレーシ ヨンノくラメータおよび制約、およびステップ８で入力された摂動関数を、当業 者に良く知られるところの流体流方程式を用いるシミュレーションアルゴリズム によって実行して（例えば八、　１ｅｏｎａｒｄ、“Ｃｏｍｐｕｔｉｎｇ　Ｔｈ ｒｅｅ　−Ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ　Ｉｎｃｏｍｐｒｅｓｓｉｂｌｅ　ＦＩＯＷ Ｓ　Ｗｉｔｈ　Ｖｏｒｔｅｘ　Ｅｌｅｍｅｎｔｓ、″Δ皿ｍｌ」ｚ」広Ｗ１．ｇ 簿ｌｕｍ、　Ｖｏ　Ｉ　−１７，ｐｐ、５２３−５５９　ｆｌ　９８５１　。

および上述のＬｅｅ　ａｎｄ　Ｄｏｎａｌｄｓｏｎ　＆　Ｂ１１ａｎｉｎを参照 ）、基線翼形状の近伴流うずの動きを概算する。ステップ３においては、シミニ レ−ｌ−したうすのコアの成長をめる。ステップ５においては目的または目標コ ア成長率が入力され、ステップ４においてシミュレートされた成長率と比較され る。以下で述べる実験においては、翼弦半分だけ後縁の下流の範囲内において基 線の率の２倍の等価半径成長率をもたらす摂動を達成することを目標とした。ス テップ４においては、目標が達成されたか否かについての判定をする。用いられ たパラメータのヒストリをステップ７においてセーブし、目標が達成されなかっ た場合、ステップ８において摂動関数に関するパラメータの少なくとも１つを変 更し、変更した関数をステップ２に供給する。そして、この過程を、目標半径成 長率が達成されるまで繰り返す。目標半径成長率が達成されたとステップ４にお いて判定された場合、ステップ６において、最適の翼に関するパラメータが出力 される。

図９に示した基線型平面形状および改良型平面形状に対して、流体力学的実験を 行った。この基線型平面形状は、低縦横比の潜水艦の艦橋を念頭に置いている。

改良型平面形状は、図８に示したアルゴリズムから出力されたパラメータから開 発された。先端うずの予想される成長を、翼の復縁の半翼弦長下流側において摂 動なしの場合の２倍にするために、アルゴリズムによって選択された摂動部の波 数、大きさおよび買方向の位置を選んだ。結果として得られた平面形状翼を図９ （ａ）に示す。図９（ｂ）は、先端を改良した翼の予測成長および基線翼の予測 成長を示す。図９（ｂ）において、ｒ　Ｃ０Ｒｅ／　ｂは９等価半径ｒ（式１０ ）を翼幅（翼の先端のｙ）で割ったものである。

異なるうず伴流を実験的に示すために、基線および改良型を、流体力学実験室の 水路において同時にテストした。図１０（ｂ）に示すように、基線翼形状は、図 １０（ａ）に描かれたような拡散されたコア半径を示す改良翼に比較して小さな コア半径を有するうすをもたらす。

なお、翼の先端近くの翼弦の長さに翼幅方向において変動があるというだけでは 、より大きなうすの成長を誘導するために充分とはいえない。例えば、図１１に 示すように、基線翼と比較して必要とされる成長を結果として生じなかったシミ ュレートされた翼の変更の結果をケースＡにおいて示す。図１１（ｂ）に示すよ うに、ケースＡのうすのコアの予測される成長は、基線型のものと大きく異なら ない。これと比較して、ケースＡの摂動部に対して単に１８０＠位相を入れ替え た波であるケースＢに示した摂動部の“反転”変更は１等価半径の高い成長率を 結果として生じる。したがって、摂動部の波形、大きさおよび翼にそっての位置 が、望ましい結果を得るために極めて重要であることがわかる。

図１２は、本発明が極めて有用である別の状況を示している。航空機が着陸する 場合、延長されたフラップから大きなうすを生じる。

フラップの１力分布を適切に変えることによって、本発明は、これらのうすを減 じることができる０図１２に示した実施例においては、フラップ２００の各端部 において摂動部２０５が設けられている。

また、摂動部２０６を、フラップが翼に交わる翼の後縁において設けることもで きる。したがって、着陸とそれに続く離陸および着陸との間の時間を、図１２に 示した構成によって減らすことができる。

図１３は、大きな迎え角で操縦される軍用機においてしばしば用いられる二重三 角翼を示している。図示するように、セパレートウィング３００とメインウィン グ４００との接合点において、後流うずを生じる翼先端として作用する隅が形成 される。このうすは、自由流の流体を境界層の流体と翼にそって混合し、その航 空機が大きな迎え角で操縦される場合に、メインウィング上を流れる空気を張り 付かせたままにするのを助けている。しかし、この型の翼構成では、うすに対す る胴体の作用が、うすを“破裂”させるか、あるいは後縁４０１の下流の一点に おいてうす流の激しいしよう乱を引き起こすことがある。この急激なうすの破裂 は、機体構造の構成要素に応力を起こし得る大きな不安定な力を生じる。

図１３において示したような本発明の実施例にしたがって、セパレートウィング ３００がメインウィング４００と出合う地点において摂動部３０５が設【ブられ ている。翼におけるこの摂動は、翼にそってのうすの空間的密度がメインウィン グ４００上の空気の流れを張り付かせままとするのに充分で、なおかつ等価半径 の成長度が大きくなったことによりうすの破壊および破裂を防ぐように、その地 点において生じるうすを不安定なものにする。

上記の各実施例は、翼面の後縁の先端にそって形成された摂動部を示しているが 、摂動部を設けるのがその地点である必然性はない。

例えば、後縁にそった別の場所、あるいは前縁にそった地点においてさえも、摂 動部を設けることができる。唯−守らなければならない判定基準は、揚力分布に よって、うすの場の中心から外向きの流体の流れの速度成分が強められたうす度 を結果として生じることにある。

勿論、本発明は特に説明したもの以外の態様をとることができ、本発明の範囲は 以下の請求の範囲によってのみ限定されるべきものである。

Ｕ〜 従来技術　従来技術 ＩＩ、、。

従来技術　Ｖｕｖ スプライン Ｕ〜 ｌｏｔ　↓ １０３１ｏ。

ＣＩ０２ ′１ｏ５ ７↓ ＦＩＧ、　７ｂ

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. １．流体に対して相対的に移動することによりその下流の流体にうずの場を生じ せしめる揚力物体において、前記揚力物体はその長さ方向において所定の揚力分 布を有し、前記所定の揚力分布は、うずの場の中心から外向きの流体の流れの速 度成分を高めるものである揚力物体。
2. ２．前記所定の揚力分布は、前記揚力物体の長さ方向に沿う翼弦の長さの変化に よって設定される請求の範囲第１項に記載の揚力物体。
3. ３．前記揚力物体は本体に取り付けられた付け根端と流体媒体の中に延びる先端 とを有し、前記翼弦の長さの変化は、前記揚力物体の平面図形において前記先端 の近くに摂動部を含めることによって設定される請求の範囲第２項に記載の揚力 物体。
4. ４．前記所定の揚力分布は、前記揚力物体をひねって流体媒体に対するその迎え 角を変化させるこヒによって設定される請求の範囲第１項に記載の揚力物体。
5. ５．前記摂動部は，前記揚力物体の前記先端部の後縁に配置される請求の範囲第 ３項に記載の揚力物体。
6. ６．前記摂動部がＰ＝ａｏｅ−ｄｏｚ′２ｓｉｎｋｚ′の式を有する減衰正弦波 であって、ここでｚ′は前記摂動部なしの前記平面図形の外形によって形成され た座標軸にそって測定された距離であり、ｚ′＝０は前記外形にそった前記摂動 部の始点として定義され、Ｐはｚ′軸に垂直な軸に沿った距離であり、ａｏ，ｄ ｏおよびｋは前記所定の揚力分布を設定するために選択された係数である請求の 範囲第５項に記載の揚力物体。