JPS5876400A - 飛行機の翼プロフイル - 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】 本発明は、設計マツハ数が０．２と０．９との間にあり
、高速度範囲で−０．１と１．５との間の揚力係数が利
用でき、低速度範囲では２．５までの揚力係数が利用で
きるような空隙形成装ｆｔをもった翼ブロ７イル特に飛
行機の翼プロフィルに関する。

超臨界翼プロフィルは、その輪郭の一部分で既に超音速
流が生じ、一万流れ自体は大きな亜音速で行なわれるこ
とによって特徴づけられる。

翼プロフィルケ特別な形状にして、超音速度を少ない損
失ですなわち弱％Ａ做撃で、あるいは所定の場合には衝
撃なしでも翼プロフィル後方部分において歪音速度に遅
゜らせた場合、従来周知の一般の翼プロフィルに対して
利点４を有する。これは所定のマツハ数において超臨界
翼プロフィルが一般の輿プロフィルよりも厚い形で用い
ることができるようにし、このことは構造型１ｋｔ軽く
するかあるいは推進容ｔ′％：大きくシ、あるい（工同
じ翼厚の場合には大きな飛行脅ツハ数が得られる。いず
れの場合も飛行出力の顕著た向上が可能である。

遷音速空気力学の初期において超臨界翼プロフィルが主
に経験的に開発された後で，数年来理論的な計算方法が
提案され、この計算方法によれは所定の設計点に対する
超臨界翼プロフィルが正確に設計でき、関係する迎え角
およびマツハ数範囲において再計算できる。

かかる超臨界減プロフィルは既に楕々の実施形態で知ら
れている。周知の超臨界翼プロフィルの場合、種々の形
状に相応して設計点において翼プロフィルの上側および
下側において種々の形の圧力分布が生ずる。主に３つの
開発方針が知られている。すなわち第１の方針は翼弦長
の非常に大きな範囲に亘って伸びる興プロフィル上側の
超音速域の圧力分布をほほ一定にすること（　Ｒｏｏｆ
　−Ｔｏｐ−Ｐｒｏｆ１１●》、第２の方針はノーズ部
範囲におーて非常に高一員圧ピークなほほ＠巌的に下げ
ろこと（　Ｐ＠ａｋｙ−Ｐｒｏｆｌｌ＊　）、および第
３の方針は前記両刀の形式の翼プロフィルの利点ＶＣ｝
とりの翼プロフィルＫまとめることである。

第１の開発方針は西ドイツ特許出願公開第２２５４８８
８号公報で知られている。その場合興プロフィル上側の
超音速域は、設計によって非常に弱くできかつかなり後
方に位置できる圧縮衝撃によって終わらされている。こ
の翼プロフィル形式によれば非常に高い揚力係数が得ら
れる。しかし縦揺れモーメントが非常に大きく、設計マ
ツハ数を越えた場合に抗力上昇の限界に早く達してしオ
うという欠点かある。衝撃位置がかなり後方に位置する
ためおよびそのために圧力勾配を急峻にする必要がある
ため、翼プロフィルの後方範囲は強く負荷され、境界層
の剥離限界がたやすく達せられる。この翼プａフィル形
式は非常に太きｆノーズ部曲率を有しているので、低速
度範囲における特性も良い。というのは翼グロツイルノ
ーズ部における流れの剥ｌｌｌ頑同が低下されるからで
ある。

第２の開発方針はたとえば西ドイツ％肝出細公開第２６
０８４１４号公報ないし同第２６２６２７６号公報で知
られている。その場合ノーズ部範囲において非常に大き
な負圧ピークをもった超音速域は衡Ｓなしに筆エントロ
ピ再圧縮で終えている。この翼プロフィル形状の場合、
設計点において抗力は小さく、抗力上昇の限界に対して
非常に大きな階差がある。しかし設計点において上述の
第１の開発方針の翼プロフィル形状の場合はど大きな揚
力係数が得られないという欠点、および飛行マツハ数お
よびないし迎え角が上昇したｌｉ！！に超音速域の端に
大きくなった圧縮衝撃が生じ、これが非線形のｆ＆揺れ
特性を生ずるという欠点がある。この翼プロフィルは、
超音速領域の負圧ピークを発生させるために、比較的厚
いノーズ部範囲を持たねばならない。この負圧ピークは
低速度範囲において相応して強められるので、この翼プ
ロフィルの高揚力特性は早すぎるノーズ部剥離によって
不利に影響される。

西ドイツ特軒出願公開第２７１２７１７号公＠に示され
ているよ−うな第３の開発方針によれば、上述の欠点を
除去した状態において上述の各翼プロフィルの形状の良
好な特性の組合ぜが試みられている。すなわちひとつの
翼プロフィルにおいて’　ＲｏｏＬ−Ｔｏｐ　−Ｐｒｏ
ｆｉｌｅり高い揚力係数の特性が′Ｐ・ａｋｙ　−Ｐｒ
ｏｆｉｌ＠’の良好な抗力特性と共に冥現しようとして
いる。その場合設計点を中心としたある範囲において良
好な空気力学的な特性が得られる。

超臨界減プロフィルの開発および解析に対して揚力の限
界曲線が重要である。その場合的０．７のマツハ数の下
側における最大揚力の限界曲線が重要であり、これは有
用な翼プロフィル揚力の限界を形成する。これは翼プロ
フィル流れの剥離［、（つて決定される。約０．７のマ
ツハ数以上では最大揚力の限界はプフエッチング限界（
Ｂ　ｕｆｆａ　ｔｉｎｇｇｒｅｎｚ＠）に移行する。こ
のことは遷音速範Ｈにおける揚力限界であり、その場合
翼プロフィル凌万範囲において、術寧ヲ酵起しかつ一般
に不安定な境界り８剥４２＞（生ｆる。この場合抗力は
、この限界においては安定した飛行が一般にできない程
の大きさＫなる。翼プロフィルの空気力学的特性はプフ
エッチング限界においても良好でなければならない。と
いうのはこの限界に不安定な飛行運動の際１１Ｃ＠実に
達してしまうからである。

更に抗力上昇の限界も重要である。この限界の下側にお
いて超音速領域が生ずるが、もう抗力上昇は生じないよ
うに再圧縮が少ない損失で行なわれる。これに対して迎
え角ないし揚力あるいは流れマツハ数が、衝撃強さの増
加のために圧力抵抗が参照１１に比べて所定の僅かな値
だけ上昇する程度に高められた場合、この限界曲線が達
せられる。

この限界−Ｎは安Ｔした飛行にとって非常に重要であり
、この限界曲線の位置は飛行機の飛行出力にとって重管
カ壷因である。従って翼プロフィルを開発する際、所定
のマツＩ・数においてできるだけ高い揚力係数の場合に
位Ｉｔ″″ｒる抗力上昇の限界Ｙ得ることが試みられて
いる。

尚いマツハ数の飛行機が非常に小さな揚力（第１図にお
ける範囲Ａ）並びにできるだけ高い揚力（第１図におけ
る範囲Ｂ）［おｉて良好な飛行特性を有し、更に良好な
飛行特性をもつ尚い位置のブフエッチング限界°を持た
ねばならない場合、従来の超臨界翼プロフィルおよび一
般の翼プロフィルを１使用できない。というのは一般の
翼プロフィルの場合、得られる揚力が小さすき、周知の
超、臨界翼プロフィルの場合縦揺れモーメントは大きす
′ぎ、更にその翼プロフィル下側は超臨界流れに対して
適さず、同様にプ７エッチング限界におけるその有用な
揚力は小さすぎるからである。

本発明の目的は、周知の興プロフィル形状に比べて、小
さな揚力係数において一般の翼プロフィルのようにでき
るだけ高い抗力上昇のマツハ数ン有し、爾いマツハ数に
おいて周知の超臨界與プロフィルの！５にできるだけ筒
い揚力を有し、良好な飛行特性においてプフエッチング
限界についてできるだけ高い揚力を有するような翼プロ
フィル、詳しくは第２世代の超臨界翼プロフィルを作る
ことにある。更にトリム損失を減少するために慨揺れモ
ーメントを減少すること、および低連就範囲においても
良好な高揚力時性が得られるようにノーズ部範囲を形成
することにある。

この目的は本発明によれば、 ＆】　翼プロフィルの上側および下側においてそれに沿
って超音速度の流れが生ずる輪郭範囲では、反り経過の
変化が代かであり、 ｂ）この輪郭範囲にそれぞれひとつの再圧縮領域が続き
、この再圧縮領域がそれぞれひとつの最大反りと、翼プ
ロフィルの上側並びに下側において小さな間隔でその後
方に位置するそれぞれ２つの転換点とン有し、 Ｃ）空隙が翼プロフィル上側の再圧縮領域の後方に位置
するように、流れ空隙が選択的ＶＣ？Ａ整できることに
よって達成される。

翼プロフィル上側に対して過用されるような四−基＄に
基づいて翼プロフィル下１則ン設計して翼プロフィルを
本発明に基づ腟て形成する場合、決足的な再圧縮領域、
すなわち超音速流れが歪音速度に遅らされる範囲におい
て、翼プロフィルの上側および下側に同一の輪郭特徴を
有し、すなわち短かな間隔で続く２つの反り変換点ｔも
った最大反りン有している。それによって衝撃強さの減
少および衝撃位置の安定が達せられる。超音速領域がそ
れに沿って生ずる翼プロフィル輪郭の一部は、第１世代
の超臨界翼プロフィルの上側形状で知られているよう体
比較的小さな反りによって特徴づけられる。

良好な飛行特性においてプフエッチング限界におけるで
きるだけ高い有用な揚力についての要求は、空隙の選択
的な形成によって満足され、その場合空隙は翼グロフィ
ル上側の再圧縮領域の後方に位置し、その再圧縮領域は
最大反りおよび２つの転換点によって決められる。空隙
流れによって分流衝撃の後方の剥離された流れの領域は
縮小され、フラップの上側の流れは十分にぴったりと合
わされる。このことによって撮動ン減少し飛行特惟ヲ改
良した状態において、有用な揚力の顕著な同上が達せら
れる。

小さな縦揺れモーメントについての要求は、翼プロフィ
ルの後方範囲が負荷軽減され、前方範囲が強く負荷され
ることによって満足される。このために後方範囲におけ
る反りは減少され、前方範囲においては、翼プロフィル
下側の反りが上側の反りよりも小さいように変更されて
いる。

後速度範囲における高い最大揚力についての要求は、翼
プロフィルの前方範囲における翼プロフィルの上側およ
び下側の反り経過によって満足され、それによって良好
なノーズ部湾曲が生ずる。

以下図面に示す実施例について詳細に説明する。

第１図は、第１−世代の従来周知の超臨界翼プロフィル
のプフエッチング限界（Ｂｕｆｆｓｔｌｎｇｇｒｅｎｚ
ｅ　）が一般の翼プロフィルと異なっていることｔ示し
ている。すなわちたとえばこの図面は、一般の翼プロフ
ィル（細い破ａ）が揚力係数が小さく零に近い場合（範
囲Ａ）、抗力上昇が限界に達するまで、非常に高いマツ
ハ数を得られること？示している。しかし揚力係数が増
加する場合、この抗力上昇の限界は急速に小さなマツハ
数に向って減少するので、範囲Ｂは一般の翼プロフィル
では得られない。しかしこのことは従来周知の超臨界翼
プロフィルによれば可能である。この無プロフィルの抗
力上昇の限界曲＃（第１図における太い破＃Ｍ）が示し
ているように、この翼プロフィルＩｌｃよれは範囲Ｂが
良好に得られる。ただし揚力係数が小きい場合にこの限
界は小さなマツハ数にそらされ、ここでは第１世代の周
知の超臨界翼プロフィルは一般の翼プロフィルよりも良
くないので、範囲Ａは達せられない。

この特性はたとえば冒頭に述べた周知の翼プロフィルが
有している。この特性は、設計の際に超臨界圧力分布に
ついては翼プロフィル上側だけが力源され、翼グロフィ
ル下側が未臨界流れの際にできるだけ大きな揚力が得ら
れるように設計されることによって生ずる。

このことは更に翼プロフィルの後方領域ン非常に大きく
負荷すること（リアーローディング）ＶＣよってのみ可
能である。第１世代の周知の超臨界翼プロフィルは従っ
て高いレベルに抗力上昇限界にあるが、１リヤーローデ
イング緻来Ｉのために大＠７２：縦揺れモーメントが発
生される。かかる翼プロフィルが装備された飛行機は、
−万でを工この縦揺れモーメントがトリム損失を生ずる
ので翼グロフィル揚カン限界曲？ＩＭまで完全に利用で
きず、他方ではこの翼プロフィルは設計によって第１図
Ｋ＞ける範囲でしか運転されねばならない。揚力係数が
小さい場合、この飛行機の飛行出力は一般の楓プロフィ
ルを装備した場合よりも小さくなってし１う。

第１図かられかるようにプフエチング限界（実線）は従
来周知の超臨界腟プロフィルの場合、抗力上昇限界のす
ぐ後方に得られる。上述したよりに翼プロフィル後方範
囲における流れ領域はその場合第１１１に基づく基本構
造をしている。その場合超音速ｗｉ、は圧紬伽撃で終わ
り、仁の圧縮伽撃は翼プロフィル上側のすぐ上で一般に
分流爾！Ｉｌ［移行する。しかしこの備＊は、その陵万
の境界ノーが剥離される程度ＶＣ強く、およびそれＫよ
って圧力跳躍が相応して大きい。更に第１因に示されて
いるように、周辺の異プロフィルのプフエッチング限界
（実＃）はマツノＳｅ、の増加につれて急速に低下する
ので、使用可能な揚力は急速に零［ｒｊる。

飛行機は不安定な飛行運動において容易にプフエッチン
グ限界に達してしまうが、この場合できるだけ高い揚力
が得られねばならないので、第１世代の周知の翼プロフ
ィルはここでは深川できない。

第１ａ図に基つく境界層流の衝撃奢誘起する剥離は激し
い振動を伴ない、良好な飛行特性についての条件は満足
できない。第１ｂ図において興プロフィル形状は流れ空
隙を選択的に調整できる。

上述したように、空隙形状乞遺択的に調整できることに
よって、良好な飛行特性においてブフツチング限界にお
けるできるだけ大きな有用な揚力についての要求が満足
される。第ｌｂ図に基づいて空隙の位ｉ１ｍ’は翼プロ
フィル上側の再圧縮領域の後方に設けられ、その場合こ
の狽域は最大反りと２つの転換点によって境界つけられ
る。空隙ケ形成するために、空隙を開閉する調整可能な
カバー並びに相応して調整できる高揚カフラッパが用い
られる。

′Ｍ２図はプロフィル流線形おＪび反り中心＃乞ボして
いる。プロフィル流線形は最大翼厚かたとえは西ドイツ
％許出願公開第２７１２７１７号公報の場合よりも後方
に位置している。それによって−万ではマツハ数が肯〈
たとえは揚力が零の場合に良好な抗力法帖が優られ、他
方では大きな構造高さが使用できるので後縁フラップ１
に重置的に良好に設置できる。反り中心線は上述の周知
の翼プロフィルに比べて、大きなノーズ部反りおよび小
さな鏝絨部反りを有している。

第３図は翼プロフィルの上側および上側の反り経過を示
している。この図面から特に再圧縮領域がわかり、これ
は減プロフィルの上側および下ｊｕ１１にお−て同じ時
ｆ１１を有し、すなわちきわ立った最大反りと僅かな間
隔ケ隔てて続く２つの転換点を有している。翼プロフィ
ル下側においてこの最大反りは箱対翼弦長（ｘ／ｌ）が
３４％の場所で０．６でアリ、諷プロフィル上側におい
てこれは相対翼弦長（ｘ／ｌ）が５９％の場所で同様に
０．６である。興プロフィルの上側および上側において
、相対翼弦長（ｘ／ｌ）の２〜５憾の間隔を隔てて第１
の転換点か、相対翼弦長Ｃ，ｘ／ｌ）σ月（）〜１６係
の間隔ン隔てて第２の転換点が続いている。

反りはこの最大値の手前で僅かに変化するので、翼プロ
フィル下側においては相対翼弦長（Ｘ／ｌ）が１２．５
〜１３憾の範囲で−０，５と−０，６との間の値となり
、買プロフィル上側においては相対翼弦長＜ｘ／ｌ）が
２６すいし′Ｔｈ３４の範囲で−０，２と−０，４との
間の値となる・ 相対翼弦長（Ｘ／ｌ）がρ優の場所で両刀の反り経過は
交差するので、ノーズ部下側の反りはノーズ部上側の反
りよりも小さい。この形状は翼プロフィル下側において
８７．５４の相対翼弦長（ｘ／ｌ）の場所でたった１、
０５の第２の最大反りと関連して、第１世代の周知の超
臨界減プロフィルに比べて婿揺れモーメントの著しい減
少を生ずる。

第３図におけるノーズ部範囲の反り経過は、第２図にお
けるノーズ部湾曲と関連して、高揚刃物性に対して良好
なプロフィルノーズ形状となる。

第４１ないし第６図は本発明の翼プロフィルの揚力がほ
ぼ零の場合のマツハ数列（笑Ｍ１）を周知の翼プロフィ
ル（破線）と比較して示゛している。

この圧力分布は第１因における範囲Ａをほぼ表わしてい
る。

第４図は設計マツノ・数より幾分下側のマツノ箋数（０
，７６）　　を対象としている。本発明の翼プロフィル
は衝撃を決して持たないが、比。較濾プロフィルの場合
下側に非常に大きな＠撃が存在している。

従ってこの形式の圧力分布は、範囲Ａが周知の超臨界プ
ロフィルでは達せられない原因となる。

第５図は設計マツノ′−故より上のマツノー数（０，７
８）の場合の特性ン示している。＋４プロフィル下側に
は圧ｌａ＠撃が形成される。それは比較翼プロフィルの
圧ａｍ撃に比べて、圧力跳躍が僅か半分の大きさである
ので小さい。

第６図ＶＣ，基ついて最大マンノ１数（０，８）の場合
、衝撃は相応して大きく、その後の流れｔ工晋通であり
、−万比軟真プロフィルの場合、衝撃は、流れが翼プロ
フィルの咬万半部において完全に剥離される種層に大さ
い。

絹７図および第８図を１第１図に基つく範囲Ｂにおける
圧力分布の例ン示し、詳しくは＄７図は、周知の超臨界
域プロフィル（実ｍ）および比軟８グロフイル（破［）
の設計点近くにおける代表的な圧力分布を示している。

ここからｔ￥ｉＶｃ縦揺れモーメントを減少する貢献度
の差がわかる。すなわち翼プロフィル″Ｆ側が後方範囲
ＶＣおいて負荷＠減され、前方範囲において負荷される
ように形成されることがわかる。この処ＩＩｔＶＣよっ
て縦揺れモーメントは約（資）係だけ減少される。

第８図はマツハ数を増加した場合の第１図に基づく範囲
ＢＶｃ＊ける例を示している（実線はＭ＝０．７７　、
破線はＭ　＝　０．７８、一点鎖線はＭ＝０．８０であ
る）。衝撃の変位は僅かである。このことは第、８図に
基づく上側に対しても、また第４因から８１ｇ６図に基
づく下り１に対してｔ適用されろ。

第３図に基づいて両刃の反り経過が前号領域において交
差することＫよって良好なノーズ部形状が得られ、この
ノーズ部形状は低速度領域において高揚力特性に有利に
作用する。−例としてｔＩ４９凶は最大揚力の場合の圧
力分布ン示している。このマツハ１５！　（０，５）の
場合に達成できる揚力係数（１，１より幾分大きい）は
（ｇ！隙なしで）非常に高いＯ 第１ｂ図に基づいて空隙を選択的に調整可能にすること
によって、プフエッチング限界における有用な揚力の著
しい向上が、振動が減少され飛行特性が改良された状態
において達成される。＃！ｌｂ図に基づく空隙の形状な
諭し空隙フラップの位置に応じて、第１図における一点
鎖巌が示しているよりも明らかに大きな櫃が達せられる
。

すなわち第１（１図は第１ｂ図における流れ図に相応し
た高速度範囲における〜圧力分布を示している。

七の場合０．７５のマンノ１数においてｒｌお１．３以
上σ）揚力係数が遅ゼられる。その場仕空隙は第１ｂ図
に相応して価′＄ヲもった再圧縮領域の後方に位置し、
フラップ上側にある流れは十分に接触する。

線速度範囲において−Ｉｊ７Ｍ敗町舵な最大揚力係数は
約１．５である。

低速度範囲においてかかる空隙ないしフラップｆｃｌｆ
ｌは同様に良好である。その場合的２．５の最大揚力係
数が達せられる。

要約すれば第１図に基づく範囲Ａと範囲Ｂの設計条件が
矛盾していることがわかる。というのは範囲Ａにおいて
は完全に対称なプロフィルが取通であり、範囲Ｂにおい
ては大きく湾曲したプロフィルが最適だからである。ひ
とつの減プロフィルではその出力についてその都度の最
２Ｍｔ減プロフィルは勿論完全には得られない。

上述の特徴の輪郭ン採用することによって、第１図に示
されているように第２世代の両側作用形の超臨界翼プロ
フィルを作ることができ、この九プロ７−イルは最適な
一般の蝋プロフィル並びに最適な超臨界翼プロフィル並
びＩＣ＊通な超臨界翼プロフィルに非常に近づけられる
ので、関係ある迎え角ないしマツノ翫数領域における＠
隼強さおよび衝撃変位は翼プロフィルの下側並びに下側
においても僅かである。縦揺れモーメントが上述の特徴
によって約３０４だけ減少されるので、最適な超臨界翼
プロフィルに対する階差は僅かである。というのはこの
超臨界翼プロフィルの場合大きナトリム損失に耐えるに
違いないからである。上述の輪郭は低速度特性に対して
も良好である。

選択的に＃４整できる空隙装置ｊＩｔＫよって、プ７エ
ッチング限界における上述の改善が達せられる。

【図面の簡単な説明】

第１−は従来周知の翼プロフィル形状と比較して揚力と
マツハ数との関係を示す特性曲線図、第１ａ図および、
ｌｌｂ図はプフエッチング限界に関して流れ空隙がある
場合とない場合ン比較して本発明に基づく萬プロフィル
の流れ状態を示す説明−、第２図は相対舅厚（流線形）
および翼プロフィルの反り（反り中心線）との関係を示
す線図、第３図は翼プロフィルの上側および下側におけ
る反り経過の線図、第４図ないし第６図は高いマツハ数
で揚力が零に近％Ａ状態における本発明に基づく翼プロ
フィルの上側および下側の圧力分布（夷Ｍ）Ｙ：周知の
翼プロフィルのそれ（破森）と比較して示す側御、第７
図は商いマツノ・数で尚い揚力の状！Ｐ！４Ｉ／ｃおけ
る無プロフィルの上側および下側における圧力分布（実
測）ン周知の翼プロフィルのそれ（破線）と比較して示
す勝因、第８図は尚い揚力でマツハ数が尚められた状態
における本発明の翼プロフィルの圧、力分布を示す縁図
、第９図はマツハ数Ｍ＝０．５で最大揚力の近くにおけ
る翼プロフィルの圧力分布ン示す線図、９１０図を１第
１ｂ図に基づくプフエッチング限界における流れ４隙の
配置の場合の圧力分布を示す線図である。 出願人代理人　　猪　　股　　　　　清Ｆｉｇ、　１０ 第１頁の続き ０発　明　者　ヘルベルト・シマー ドイツ連邦共和国７９９０フリード リツヒスハーフエン・ビルホウ シュトラーセ２１

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、設計マツハ数が０．２と０．９との間にあり、茜速
   度範囲で−０，１と１．５との間の揚力係数が利用でき
   、低速度範囲では２．５までの揚力係数が利用できるよ
   うな空隙形成装置ンもった飛行機の諷プロフィルにおい
   て、 ａ）翼プロフィルの上側および下側においてそれに沿っ
   て超音速塵の流れが生ずる輪郭範囲では、反り経過の変
   化が僅かであり、 ｂ）この輪郭範囲にそれぞれひとつの再圧縮領域が続き
   、この再圧縮領域がそれぞれひとつの最大反りと、翼プ
   ロフィルの上側並びに下側において小さな間隔でその後
   方に位置するそれぞれ２つの転換点とケ有し、 ０）空隙が翼プロフィル上側の再圧＃ｉ懺域の後方に位
   置するように、流れ空隙が選択的に調整できる、 ことを特徴とする飛行機の翼プロフィル。 ２、相対翼弦長が１２．５〜３４憾の範囲において％２
   ’ロフイル下側の反りが−０，５〜−０，６の範囲で変
   化することン特徴とする特許請求の範囲第１項に記−の
   翼プロフィル。 ３、相対翼弦長があ〜５３＋１の範囲において翼プロフ
   ィル上側の反りが−０，２〜−０，４の範囲で変化する
   ことを特徴とする％！ＦＦ請求の範囲第１項又は第２項
   に記載の興プロフィル。 ４、翼プロフィル下側の第１の最大反りが−０，６であ
   り、相対翼弦長が３４％の場所に位置していることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項ないし第３項のいずれか
   に記載の翼プロフィル。 ５、翼プロフィル上側の最大反りが同様に−０，６であ
   り、相対真弦長が５７４の場所に位置していることを特
   徴とする特ｆｆ請求の範囲第１項ないし第４項のいずれ
   かに記載の真プロフィル。 ６、翼プロフィルの下側並びに上側において第１の反り
   転換点が、第１の最大反りの後方に相対翼弦長の２〜５
   憾だけ隔てて位置していることを特徴とする請求 項のいずれかに記載の翼プロフィル。 ７、翼プロフィルの下側並びに上側において第２の反り
   転換点が、第１の最大反りの置方に相対翼弦長の１０〜
   ｌ６４だけ隔てて位置していることＶ％徴とする特許請
   求の範囲第１項ないし第６項のいずれかに記載のＪＫ　
   ｆ　ａフイル。 ８、翼プロフィル上迎１の反りが翼プロフィル下側の反
   りよりも大きくなるように、翼プロフィルの上側ｊ？よ
   び下側の反り経過がη係の相対翼弦長の場所で交差して
   いることを時機とする％粁晴求の範囲第１項ないし第７
   項のいすれかに記載の翼プロフィル。 ９、翼プロフィル下側の第２の最大反りが１．０５であ
   り、相対翼弦長が８７４の場所に位置していることχ特
   徴とする％ｆｆ縛求０範囲４１項ないし第８項のいずれ
   かに記載の翼グロフィル。 １《》、空隙形成ｖｃＴＡ連して′！Ｊ！隙７ラ−ツプ
   か用一られ、この空隙フラップか尚速度範囲並びに低速
   ＫＮ＆囲において並進およびｒＬいし回転運動によって
   所定の作用位ｆｉｉに置かれることン特徴とする特許請
   求の範囲第１項ないし第９項のいずれかに記載の翼プロ
   フィル。