翼平面形のソースを表示

{{出典の明記|date=2017年7月}}
[[File:Wing angles.jpg|thumb|500px|航空機の主翼の形状（薄緑の部分）<br/>左から<br/>1-[[翼平面形#テーパー翼・逆テーパー翼|テーパー翼]]（[[P-51 (航空機)|P-51]]）<br/>2-[[翼平面形#後退翼|後退翼]]（[[F-100 (戦闘機)|F-100]]）<br/>3-[[翼平面形#前進翼|前進翼]]（[[X-29 (航空機)|X-29]]）<br/>4-[[翼平面形#デルタ翼|デルタ翼]]（[[F-102 (戦闘機)|F-102]]）<br/>5-[[可変翼]]（[[F-111 (航空機)|F-111]]）<br/>6-[[可変翼#斜め翼|斜め翼]]（[[NASA AD-1|AD-1]]）]]
　　　　　　　









'''翼平面形'''（よくへいめんけい）とは、[[翼]]を真上から見た形状のこと。翼に言及していることが明らかな文脈では単に'''平面形'''ともいう。この項では、主に[[航空機]]の翼平面形について解説する。

== 代表的な主翼平面形 ==
=== 矩形翼 ===
[[File:Huntair.pathfinder.arp.jpg|thumb|250px|矩形翼のウルトラライトプレーン。]]
平面形が単純な[[長方形]]である翼。[[第一次世界大戦]]ごろまでの[[複葉機]]に多かった。現代では、構造が簡単で製造しやすいことから、廉価な小型機にしばしば適用される。翼を取り外して収納・輸送するにも便が良い。矩形翼は、[[失速]]状態付近において[[翼付根|翼付け根]]に近いところから翼上面の[[流れ]]が剥離し始める傾向がある。これにより、[[翼端]]付近に設けられている[[エルロン]]上の気流は翼全体が失速するまで剥離せず、最後まで操縦が可能となるので利点といえる。

一方、欠点としては同[[質量]]の楕円翼やテーパー翼（後述）に比べ[[翼#性能関係|揚抗比]]が悪いことや、同一[[翼#形状関係|翼面積]]のテーパー翼に比べて[[翼付根|翼根]]にかかる[[モーメント]]が大きく補強に余分な質量が必要となることなどが挙げられる。{{-}}

=== 楕円翼 ===
[[File:Spitfire.planform.arp.jpg|thumb|250px|楕円翼の平面形を見せる[[スーパーマリン スピットファイア|スピットファイア]]。]]
[[翼#形状関係|翼弦]]長の[[翼幅]]に対する変化が[[楕円曲線]]に従うような平面形。<!--前縁と後縁それぞれが楕円の円弧であればよく、-->厳密な楕円形である必要は無い。翼端で発生する翼端渦に起因する誘導抵抗は、理論的には楕円翼において最小になるため、かつては楕円翼が採用されることがあった。楕円翼のこの効果は、適切な比率に設計されたテーパー翼（後述）で大差無く実現可能とされている。曲線形状の翼は生産性に劣ったりコストが増大したりするため、現在では楕円翼はほとんど採用されない。

楕円翼は[[戦間期]]の[[航空機]]に多くみられ、[[スーパーマリン]]の[[シュナイダー・トロフィー・レース]]機や[[ハインケル]]の高速機などで使われている。この延長上に [[スーパーマリン スピットファイア|スピットファイア]]や[[ハインケル He111|He 111]]、ハインケルと技術提携していた[[愛知航空機]]の[[九九式艦上爆撃機]]などの[[第二次世界大戦]]期の楕円翼採用機がある。{{-}}

=== テーパー翼・逆テーパー翼 ===
[[File:B-24 from above.jpg|thumb|250px|B-24の主翼はテーパー翼。]]
翼端に行くに従い翼弦長が[[線型性|線形]]に変化（一般には減少）する翼平面形状を[[テーパー]]翼と呼び、[[直線]]先細翼とも呼ばれる。反対に、翼端の翼弦長が大きくなる翼は、逆テーパー翼と呼ばれる。

テーパー翼は、[[構造]]重量、構造[[強度]]、[[揚力]]分布、製造効率の観点から、楕円翼に代替する翼平面形状として広く適用されている。[[失速]]状態に近付くと、翼端から流れが剥離する特性がある。揚力に起因する翼付け根に掛かるモーメントを減少させるのに都合が良く、たとえば、[[海鳥]]の平面形は楕円翼ではなくテーパー翼となっている。
[[file:R-27T medium-to-long-range air-to-air missile in Park Patriot 02.jpg|thumb|250px|R-27は逆テーパー翼。]]
逆テーパー翼は、採用例が少なく、後退翼の低速度域での翼端失速に対応するため、アメリカで[[プロトタイプ|試作]]戦闘機[[XF-91]]が製造されたほかは、[[ソビエト連邦|ソ連]]（現[[ロシア]]）の[[R-27 (ミサイル)|R-27ミサイル]]の可動翼に使用されている。

<gallery>
wing constant.svg|矩形翼（テーパー無し）
wing tapered.svg|テーパー翼
wing reverse tapered.svg|逆テーパー翼
wing compound tapered.svg|複合テーパー翼
wing constant tapered outer.svg|内翼はテーパー無し、<br/>外翼はテーパー有り
</gallery>
{{-}}

=== デルタ翼 ===
[[file:Mirage Ambérieu.jpg|サムネイル|250px|無尾翼デルタ翼の例、ミラージュIII。]]
ギリシャ文字の[[Δ]]（デルタ）と似た平面型を持つ翼をデルタ翼（三角翼）と呼ぶ。低[[アスペクト比 (航空工学)|アスペクト比]]（高[[翼幅荷重]]）で、低速巡航時は低揚抗比となりやすいが、後退翼と比べて風圧中心の移動が少ない。後退翼は機体の胴体側の結合部分の翼付根がねじられる短所があり構造的に不利であるが、デルタ翼は翼厚に対して翼弦長が長く、胴体側の結合部分の翼付根はもっとも長い翼弦長の部分で結合されるため構造的に有利である。[[翼#形状関係|前縁]]後退角を大きくすることにより、後退翼よりも衝撃波の発生を遅らせることができるので、さらに速い飛行が可能である。翼面積を大きく取れる事から[[翼面荷重]]を小さく出来る。結果として加速性・高速域での運動性に優れた特性を持ち、一般には高亜音速から超[[音速]]飛行に向くとされる。
[[File:Startende Concorde.jpg|thumb|250px|デルタ翼は翼端渦を使って翼上面の気流剥離を抑え、安定した大[[迎角]]飛行が可能な形状である]]
また主翼の前後幅が大きいため、[[無尾翼機]]形式に向いている（主翼の断面を横S字型に設計し後縁部分でマイナスの揚力を発生して[[水平尾翼]]の代替とする）。水平尾翼を廃すればそれによりさらに抗力も減少し、前述の高速飛行に向いているというデルタ翼の長所を高める事ができる。また、機体をコンパクトにまとめることが可能で、機体の推力重量比の向上が期待できる。その反面、無尾翼形式を採用すると主翼後縁に[[高揚力装置|フラップ]]を付加する事が困難である（無尾翼式のデルタ翼機では、主翼後縁に[[エレボン]]を配置することが一般的である）ため、前述の低速時の低揚抗比の問題とあわせて、離着陸性能が劣るという欠点がある。しかし失速迎え角を超えた大[[迎え角]]でも翼上面に大規模な渦（[[後方乱気流|翼端渦]]）が発生しそれによって安定した飛行が可能であり、大きな[[抗力]]と引き替えに大[[揚力]]を得ることが可能である。この効果をさらに発展させて離着陸性能の改善を図ったのがダブルデルタ翼であり、その改良型が前翼を小型化した[[カナード]]を付加した[[エンテ型]]である。また、類似の効果は[[ストレーキ]]でも発揮できるため、これは通常尾翼型の航空機にも積極的に採用されている。

デルタ翼はダブルデルタ、クリップトデルタなどへと発展し、現代では[[エンテ型#ジェット戦闘機のカナード|カナード]]（先尾翼）と組み合わせたクロースカップルドデルタとして欧州の最先端機([[サーブ 39 グリペン|グリペン]]、[[ラファール (航空機)|ラファール]]、[[ユーロファイター タイフーン]]など)に取り入れられている。
[[File:MiG-21 in US service.jpg|thumb|250px|水平尾翼つきデルタ翼の例、MiG-21。]]
=== ダブルデルタ翼 ===
[[file:Saab 35 Draken 3-view line drawing.png|thumb|250px|ドラケンの三面図]]
主翼の内側の前縁後退角度と、外側の前縁後退角度に差異があり、内側の前縁後退角を大きく、外側を小さくしたデルタ翼をダブルデルタ翼と呼ぶ。動作としては[[ストレーキ|LERX]]と全く同等であり、主翼付け根部分の前後方向の長さを大きく取ることで、大迎角時に渦を発生させる効果がある。この渦を用いて気流を誘導し、大迎角時における翼上面の圧力分布を整え気流の剥離を抑えるものである<ref>[[image:Icons-mini-file acrobat.gif]] {{Cite web
|author=Verhaagen, N. G., Jenkins, L. N., Kern, S. B. and Washburn, A. E.
|year=1995
|month=February
|url=https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19950017046_1995117046.pdf
|title=A STUDY OF THE VORTEX FLOW OVER 76 / 40-deg DOUBLE-DELTA WING (NASA-CR-195032)
|format=PDF
|accessdate=2008-08-03
}}</ref>。[[スウェーデン]]の戦闘機 [[SAAB]] [[サーブ 35 ドラケン|JA35 ドラケン]]が初めて実用化した。他には[[スペースシャトル]]の[[オービタ]]（無尾翼ダブルデルタ）、[[Tu-144 (航空機)|Tu-144]]（カナード付きダブルデルタ）などの例がある。

ただしドラケンの後継機にあたる[[サーブ 37 ビゲン|JA37 ビゲン]]や[[インド空軍]]の国産戦闘機（エンジンはアメリカの[[ゼネラル・エレクトリック|GE]]製）[[テジャス (航空機)|HAL テジャス]]のように、外側の前縁後退角度を大きくし、内側の前縁後退角を小さくしたものも、少ないながら存在する。一般的なダブルデルタ翼の場合と違ってLERXと同等の効果はなく、その形態の導入理由は様々である（ビゲンの場合は、比較的大型のカナードを装備するため、主翼とあまり重ならないように設計したためである）。

書籍によっては、大小二つの前縁後退角によって低速から高速まで幅広く対応するといった解説がなされているものがあるが、正確とは言えない。後述の後退翼の解説の通り、翼の前縁の後退角は臨界マッハ数を高めるためのものであり、後退角を変えたからといって低速から高速に幅広く対応できるというものではない。可変翼は後退角変化によって低速から高速に対応しているが、これは飛行マッハ数に対応すると共に低速時に[[翼幅荷重]]を小さくするためである。
=== オージー翼／クランクト・アロー・デルタ翼 ===
[[File:Concorde on Bristol.jpg|thumb|250px|[[コンコルド]]のオージー翼。]]
前述のダブルデルタ翼の、後退角の変化を滑らかにしたものである。[[コンコルド]]はオージ翼と称して採用し、[[F-16XL (戦闘機)|F-16XL]]はクランクト・アロー・デルタ翼と称しているが、基本的には同じものであり、効果的にもダブルデルタ翼・LERXと同等のものである。
{{-}}

=== クリップトデルタ翼 ===
[[File:RAR2009 - F-15 Formation.jpg|thumb|250px|[[F-15 (戦闘機)|F-15]]のクリップトデルタ翼（尾翼つき形式）。]]
切り欠き三角翼、カットデルタ翼とも。デルタ翼の翼端を切り欠いた形である。デルタ翼においては翼端部分は揚力を生み出す効果が小さいため、言わば無駄になっている部分を切り捨てた形である。当然デルタ翼より、翼端にミサイル・増槽・電子戦装備等の搭載が容易になり、搭載・実装中は幾分かの[[ウィングレット|翼端板]]効果が生ずる。

ただ、現実の航空機の設計としては、翼端部分を切り欠いて翼幅を小さくするのではなく、翼幅は同様で後退角を小さくした設計になる場合が多い。結果、通常のデルタ翼に比べて翼面積が大きく、また前後幅が小さな設計となる。

主翼の前後幅を大きく取らないため、無尾翼形式とする例は少なく、ほぼ尾翼付形式が採用される。言葉を変えれば、通常のデルタ翼よりも尾翼付形式に向いた形状である。{{-}}

=== クロースカップルドデルタ翼 ===
[[file:Eurofighter Typhoon line drawing.svg|thumb|250px|[[ユーロファイター タイフーン|タイフーン]]の図面]]
デルタ翼と[[カナード]]を組み合わせたもの。一般にカナード翼を持つ航空機の形式は[[エンテ型]]と呼ばれるが、クロースカップルドデルタ翼の特徴としては、カナードと主翼を近接させ、場合によっては一部が重なるように設計する事である。これによってLERXと同等の効果を得る事ができる。

また一般のエンテ型は主翼とカナードの双方の揚力で機体のバランスを保つが、クロースカップルドデルタ翼は（無尾翼機の場合と同様に）主翼自体によって機体のバランスを保つ。このためカナードは揚力を発生しない場合が多くもっぱら姿勢制御に用いられる他、[[サーブ 39 グリペン]]のようにカナードを地面に垂直に立てられるように設計し着陸時の[[空力ブレーキ#航空機|エアブレーキ]]としても利用できるようにしたものもある。{{-}}

== 後退角効果 ==
=== 後退翼 ===
[[file:Ilyushin Il-76.svg|thumb|261px|[[Il-76 (航空機)|Il-76]]の図面]]
{{節スタブ}}
翼を左右にまっすぐ伸ばすのではなく、後退角を持たせることで、翼上面に[[超音速]]領域が生ずる[[マッハ|マッハ数]]（[[臨界マッハ数]]）<ref>飛行機が音速以下で飛行しているにもかかわらず、主翼上面の一部において通過する気流が音速に達する速度であり、これ以上の速度になると、主翼の揚力の減少や抗力の急増が発生して危険な状態となる。</ref>を高めることができる。後退角は翼弦長の25%をつなぐ線と[[機体]]の左右軸との後方のなす角度で定義される。

後退角をつけると、[[翼型]]に平行な方向を流れる空気の速さは、理論上、機体の速さに後退角の[[余弦]]を乗じた程度に減少させることができる。その分[[衝撃波]]の発生を遅らせることができ高[[亜音速]]-遷音速領域での抵抗減少や臨界マッハ数を上げることができる。ただし、実際の現象から経験則を導き出すと、翼型に平行な方向を流れる空気の速さは、機体の速さに後退角の余弦の平方根を乗じた程度となることが判っている。
また、直線翼に比して高速時の[[補助翼]]の逆効き（エルロンリバーサル）を緩和できること、臨界マッハ数付近での縦釣り合いの変化を緩和できる（操縦性の改善効果）。

安定性の面から見ると、後退角には上反角と同様の効果があり高速での方向安定性や横安定性が良い。ただし直線翼と同等の上反角を大きくすると復元性が強くなりすぎるため、それを防ぐために後退翼を使用する場合は上反角を小さくするか、場合によっては下反角をつける必要がある。また、直線翼と比べてマッハ0.8までの主翼の風圧中心の変化が少なく、遷音速領域での縦安定の変化も少ない。

また、機体全体の、進行方向に垂直な断面積の、前後の変化が小さくなる事も抗力を小さくする効果がある（[[エリアルール]]効果）。[[ボーイング747]]は、主翼より前の胴体が2階建てで太く、翼がある部分との断面積の差が小さい事により前期型では結果的に、後期型では意図的に抗力を減らす事に寄与した。

後退翼には以下のような欠点もある。
#構造や強度の面で直線翼よりも難しくなる
#同質量の翼で比較すると、後退角がつく分翼幅が短くなって[[アスペクト比]]が低下し、[[揚抗比]]も悪化する
#直線翼と比べて揚力が小さくなるので、同じ揚力を得るには[[迎角]]を大きくしなければならない
#主翼の[[高揚力装置#フラップ|フラップ]]効果が少ない
#翼付根（主翼と胴体との結合部分）に大きな[[ねじりモーメント]]が働く
#速度の低い領域で翼端[[失速]]などを起こしやすくなる
#翼端失速が生じた時、機体全体の揚力の着力点が前方に移動することにより縦安定性が変化し、最悪縦不安定状態になることもある。

後退翼に流れる気流は、アウト・フローと呼ばれる翼付根から翼端へ向かう流れとなるため、翼端付近では翼から気流が剥離する[[境界層#境界層剥離|境界層剥離]]が発生して翼端失速を起こしやすくなる、そのため、前縁に境界層制御板や[[ドッグトゥース (航空)|ドッグトゥース]]やソ・ーカット、翼上面に[[ボルテックスジェネレーター]]などを設置する、[[テーパー]]比（翼付根と翼端との翼弦長の比）を小さくする、翼端にかけてねじり下げをつけるなどの対策を図っている。

前述のデルタ翼やその派生平面形は、テーパー翼を後退させただけの後退翼に比べ、構造や強度の点で優れている。最近の [[ボーイング]]のジェット[[旅客機]]は[[ボーイング727|727]]等の古い機種よりも後退角が小さくなっている。これは、[[翼型]]の改良等により高速飛行中の抗力を増大させることなく後退角を減少させ、アスペクト比を増して揚抗比を上げることで効率（[[燃費]]）を向上させている。<!--ソースというか裏付け: [http://www.boeing.com/commercial/767family/pf/pf_background.html ボーイングのページ（英語）]にある" The 767 wing is thicker, longer and less swept than the wings of earlier Boeing jetliners. This provides excellent takeoff performance and fuel economy. "-->

後退翼は基本的には高亜音速・遷音速もしくは超音速飛行する機体のための翼形ではあるが、[[ダグラス DC-3|DC-3]]旅客機など、[[レシプロ]]機時代にも既に採用例が存在する。これは下方視界の確保のためや、翼の揚力の中心と機体重心と機体の構造の兼ね合いなど、空気力学的な観点とは別の理由によって後退翼になった。[[第二次世界大戦]]当時のドイツの[[メッサーシュミット Me262|Me 262]]ジェット戦闘機も、搭載[[ジェットエンジン#ターボジェットエンジン|エンジン]]の変更に対する機体[[重心]]の調整から後退翼が採用され、偶然にもそれが亜音速域での性能向上に役立つ事が判明した。以降ドイツで研究され、戦後は諸外国で継承され、1940年代末から本格的な採用が始まる。

また[[無尾翼機]]でも後退翼の採用例が見られる。主翼の一部でマイナスの揚力を発生し[[水平尾翼]]の代替とする場合、主翼のプラスの揚力を発生する部分とマイナスの揚力を発生する部分が前後に位置しないと、機体のバランスは保てない。そのため後退翼形式を採用する事になる。ただしこの形式の無尾翼機は黎明期には見られたものの、前述の通りその後はデルタ翼形式が多い。

=== 前進翼 ===
[[File:Grumman X-29 outline.svg|thumb|250px|X-29の三面図]]
前進翼とは、主翼に前進角を付けた翼で、後退翼と同等の効果に加え以下の特徴を持つ。

#翼の根元あるいは機体の重心位置で失速が始まっても、まだ翼端には気流が残っているため、後退翼と比較して、原理的に失速限界が高い。
#後退翼とは逆にロール方向に対しての静安定が負であるため不安定である。
#後退翼の[[飛行機の安定#垂直尾翼による方向の偏り（ヨー）の修正効果|風見安定効果]]とは逆の効果が働き、ヨー方向に対して不安定である。
#揚力と[[迎え角]]が相互に増加し続けるダイバージェンス（発散）により、翼がねじられる力がかかるため最悪の場合翼が破壊されてしまう。またそれに耐えうる強度を持たせようとすると翼の重量が増える。
#[[ステルス性]]が低い。

前縁が機体に対して直角に近く、後縁に大きめの前進角が付いているテーパー翼のため前進翼に近い形状となっている機体は珍しくなく、特に大戦中のようなレシプロ機の時代には飛行速度がそれほど高くなかったこともあり、[[零式艦上戦闘機|零戦]]や[[中島飛行機|中島]]の帝国陸軍戦闘機（[[九七式戦闘機|九七式戦]]、[[一式戦闘機|一式戦]]、[[二式単座戦闘機|二式単戦]]、[[四式戦闘機|四式戦]]）のテーパー翼、[[スーパーマリン スピットファイア|スピットファイア]]の楕円翼や、[[ハインケルHe162|He162]]の翼型といったように、多くの航空機で見られた。

大戦後も民間機などに採用例はいくつか見られ、例えば[[HFB 320 ハンザジェット]]は欠点が多かったものの[[ビジネスジェット]]の先駆けとして、一部は[[ドイツ空軍|旧西ドイツ空軍]]でも使用された。これは飛行性能を求めたものではなく、主翼の桁を後方にずらす事でキャビンの容積を大きくするための採用だった。複座の練習用[[グライダー]]にもよく使われ、特に[[LETクノヴィツェ]]社の[[L-13 (滑空機)|L-13]]型が良く知られている。

しかし、前縁にも前進角が付いている機体は航空史上それ程多くはない。上述した特徴のうち2については、安定性の低さは逆説的に運動性・機動性の高さの表れであり、ドッグファイトを重視した[[戦闘機]]などでは利点になり得るものの、4で述べられた重量増加の欠点が最大の障害となっており、[[複合材料]]技術による成型技術が確立する以前の1960年代より前は本格的な前進翼の実現は困難だった。

1970年代以降、複合材料技術の発達に伴い、空力弾性テーラリングと呼ばれる成形技術を利用することで重量増加ペナルティを小さく留める事が可能になり、本格的な前進翼機の実現への機械工学的ハードルが下がった。さらに[[フライ・バイ・ワイヤ]]の進歩による[[運動能力向上機]]（CCV）などにより本質的に不安定な飛行を制御することが可能になったことから、前進翼が有効な方法だと考えられるようになった。その結果として、[[アメリカ航空宇宙局|NASA]]で実験機[[X-29 (航空機)|X-29]]が開発された他、ロシアのスホーイが[[Su-47 (航空機)|Su-47]]をプライベート・ベンチャーで実用化した。また複合材製の実験機としての例でHonda [[MH02]] が挙げられる。2015年には、[[練習機]]だが、前進翼を採用した[[SR-10 (航空機)|SR-10]]が実用化されている。

== 可変後退翼 ==
[[file:Tupolev Tu-160 3-view graphic.svg|thumb|319px|[[Tu-160 (航空機)|Tu-160]]の図面]]
{{main|可変翼}}
高速飛行時や加速時には翼幅を小さくし抵抗を減少させ、離着陸時や低速巡航時は翼幅を大きく取り揚力や揚抗比を高める手段として、付け根を軸として左右の各主翼を前後に動かせるような機構とし、離着陸時や低速巡航時には主翼を前進させ、高速飛行時や加速時には主翼を後退せることで、飛行速度に合わせて主翼を動かす翼である。

いわゆる[[可変翼]]の一種であるが、基本的にコスト高で、翼を動かす装置が複雑となり機体の重量が増加するうえ、メンテナンス性に劣るため、[[軍用機]]以外での採用はほとんどない。そもそも可変後退翼が必要となる超音速民間機は、1971年に計画が中止された[[ボーイング2707]]が存在する程度である。

[[Su-24 (航空機)|Su-24]]・[[F-14 (戦闘機)|F-14]]・[[Tu-22M (航空機)|Tu-22M]]・[[トーネード IDS|トーネード]]・[[MiG-23 (航空機)|MiG-23]]・[[MiG-27 (航空機)|MiG-27]]・[[Su-17 (航空機)|Su-17]]・[[Tu-160 (航空機)|Tu-160]]・[[B-1 (航空機)|B-1]]などが知られる。

2017年現在、架空機のようなものを除いて、現実的に実用化され広く知られている可変前進翼の例がまだないことから、もっぱら可変後退翼である。艦載機が格納時に翼端を畳むようなもの（飛行中は固定）は可変翼には通常分類しないが、[[XB-70 (航空機)|XB-70ヴァルキリー]]の、高速飛行時に翼端を大きな下反角で折り空力特性を変化させている例などは可変翼の一種と考える場合もある。
{{Multiple image|direction=horizontal|width=250|align=left
|image1=US Navy 060619-N-7359L-003 An F-14D Tomcat performs a fly by past the Nimitz-class aircraft carrier USS Dwight D. Eisenhower (CVN 69).jpg
|caption1=主翼を後退させた状態のF-14。
|image2=US Navy 051105-F-5480T-005 An F-14D Tomcat conducts a mission over the Persian Gulf-region.jpg
|caption2=主翼を前進させた状態のF-14。先の画像よりも飛行速度が遅いと推測できる。
}}
{{-}}
またその他の可変翼の一種と言えなくもない形態の機としては、[[シコルスキー Xウイング]]のようなタイプもある（回転翼機（ヘリコプター）モードと、その回転翼を回転させず固定する固定翼機モードを持っている）。

== 特殊な形状 ==
実用機には採用されていないが、実験として様々な形状が考案されている。

=== 円盤翼 ===
{{main|円盤翼}}
平面形が円形に近い円盤翼は、幅を狭くしたまま翼面積を稼げるため高い揚力を得られるため失速しにく、構造も強固になる。幅が狭く失速しにくい特性は艦載機に向いているため、[[XF5U (航空機)|XF5U]]の開発が行われたがメリットが少ないため中止された。

このほかにも[[ザック AS-6]]のテスト飛行が行われた。

=== 斜め翼 ===
[[File:AD-1 ObliqueWing 60deg 19800701.jpg|thumb|250px|[[アメリカ航空宇宙局|NASA]]ドライデン飛行試験センターで飛行試験されるAD-1。前進/後退角は最大の60度。]]
<!--目的としては機構を簡素化すること、でいいのでしょうか-->
斜め翼（oblique wing、オブリーク翼）機は、必ずしも可変である必要はないが、そのうちでは広く知られているNASAの[[NASA AD-1|AD-1]]は、実験の目的から可変としている。AD-1の場合、だいたい直線に近い主翼の全体を中心の一点を軸として斜めに回転させることができる。低速時には機体に対して垂直とし、直線翼機となる。高速時には機体に対して斜めに動かされ、左右の片側は後退翼・もう一方は前進翼となる。斜め翼という形態は、高速飛行時に抗力が少なく衝撃波の発生がない利点があるが、非対称度の高さは非対称機（[[:en:Asymmetrical aircraft]]）の一種とも言え、非対称さに由来する航空機としての力学的難しさの高さがある。

かつてNASAが{{仮リンク|AD-1 (航空機)|label=AD-1|en|NASA AD-1}}（エイムズ（Ames）ドライデン（Dryden）-1）という実験機で飛行試験を行った（写真。[[#外部リンク]]参照）。

=== 閉鎖翼 ===
翼の両端を繋げることで翼端を無くした{{仮リンク|閉鎖翼|en|Closed wing}}は[[ウィングレット]]と同じく[[翼端渦]]による影響を抑える効果がある。

[[アドルフ・ブーゼマン]]が提唱したブーゼマン複葉翼のデメリットを軽減できるため、超音速機へ適用する研究が行われてい<ref>[http://www.ifs.tohoku.ac.jp/edge/ 大林・大谷研究室／下山研究室]</ref>。

== 脚注 ==
{{Reflist}}

== 関連項目 ==
* [[翼]] - [[翼型]]
* [[飛行機]]
* [[全翼機]]
* [[エンテ型]]
* [[ウィングレット]]
* [[翼付根]]
* [[臨界マッハ数]]

== 外部リンク ==
* [http://www.nasa.gov/centers/dryden/home/index.html NASA ドライデン飛行試験センター]内、[http://www.nasa.gov/centers/dryden/history/pastprojects/AD1/index.html 斜め翼実験機 AD-1] {{en icon}}

{{DEFAULTSORT:よくへいめんけい}}
[[Category:航空工学]]