後退翼

後退翼とは、胴体に対して垂直ではなく、根元から 後方または場合によっては前方に傾斜した翼のことです。

後退翼は航空の草創期から飛行してきた。高速での翼の後退は、1935年にドイツでアルベルト・ベッツとアドルフ・ブゼマンによって初めて研究され、第二次世界大戦の終戦直前に応用された。後退翼には、音速に近い流体の圧縮性によって引き起こされる衝撃波とそれに伴う空気抵抗の上昇を遅らせる効果があり、性能が向上する。そのため、このような速度で飛行するように設計されたジェット機では、ほぼ常に後退翼が使用されている。

「後退翼」という用語は通常「後退」の意味で使用されますが、その変形として前進翼、可変後退翼、および片側が前方に後退しもう一方が後方に後退する斜翼があります。デルタ翼も空気力学的には後退翼の一種です。

翼を後退させる主な理由は3つあります。^[1]

1. 航空機の重心と翼の空力中心をより一致させて縦方向のバランスをとるため。例：メッサーシュミットMe163コメットとメッサーシュミットMe262 。後退翼ではないが、ダグラスDC-1のナセル外側の翼パネルも同様の理由でわずかに後退角があった。^[2]

2.メッサーシュミットMe163コメットなどの無尾翼航空機の縦方向の安定性を確保するため。^[2]

3. 最も一般的には、圧縮性（気流の密度の急激な変化） の影響をより高い速度まで遅らせることによってマッハ数の能力を高めること（例：戦闘機、旅客機、ビジネスジェット機）。

その他の理由としては、次のものが挙げられます。

1. 翼貫通ボックスの位置を有効にして、希望するキャビンサイズを実現する（例：HFB 320 Hansa Jet）。

2. 静的空力弾性緩和により、高重力負荷時の曲げモーメントが低減し、翼構造の軽量化が可能となる。^[3]

一定の翼幅の翼の場合、後退翼にすると翼の付け根から先端まで翼に沿って走る桁の長さが長くなります。これにより重量が増加し、剛性が低下する傾向があります。翼の前後翼弦も同じままであれば、前縁と後縁の間の距離が短くなり、ねじれ力に抵抗する能力が低下します。したがって、一定の翼幅と翼弦の後退翼は強化する必要があり、同等の後退翼のない翼よりも重くなります。

後退翼は、通常、前ではなく根元から後ろ向きに角度が付けられます。翼は可能な限り軽量に作られているため、負荷がかかるとたわむ傾向があります。空気力学的負荷がかかると、この空力弾性により、通常の飛行では翼端が上向きに曲がります。後退翼の場合、翼端は曲がるにつれて迎え角が小さくなり、揚力が減少して効果が制限されます。前進翼の場合、翼端は曲がるにつれて迎え角が大きくなります。これにより揚力が増し、さらに曲がるため、サイクル中にさらに揚力が増加し、暴走構造破壊を引き起こす可能性があります。このため、前進翼はまれであり、翼は異常に剛性が高くなければなりません。

重要な後退角は2つあり、1つは超音速機の前縁、もう1つは亜音速および遷音速機の前縁から25%後方の角度です。前縁の後退角が重要なのは、波の抵抗を減らすために前縁がマッハコーンの後ろになければならないためです。^[4] 1/4弦（25%）の線が使用されるのは、迎え角による亜音速揚力がそこに作用するためであり、超臨界セクションが導入されるまでは、波頭は通常1/4弦に近かったためです。^[5]

典型的なスイープ角度は、直線翼航空機の場合は 0 度、戦闘機やその他の高速設計の場合は 45 度以上になります。

音速未満で移動する航空機の一部に衝撃波が発生することがあります。航空機の周囲の低圧領域により流れが加速し、遷音速ではこの局所的な加速がマッハ 1 を超えることがあります。局所的な超音速流れは航空機の残りの部分の周囲の自由流状態に戻る必要があり、流れが翼の後部で逆圧力勾配に入ると、空気が急速に減速して大気圧に戻るため、衝撃波の形で不連続性が発生します。

密度が低下すると、それに応じて局所的な音速が低下し、衝撃波が形成される可能性があります。これが、従来の翼では、最大厚さ/弦の後に最初に衝撃波が形成される理由であり、遷音速範囲 (M0.8 以上) での巡航用に設計されたすべての旅客機が、上部がより平らな超臨界翼を備え、上面の空気への流れの角度変化が最小限に抑えられている理由です。通常、揚力生成の一部である空気への角度変化は減少し、この揚力の減少は、後縁の反射曲線を伴うより深い曲面の下面によって補われます。その結果、上面の後方に向かう衝撃波が大幅に弱まり、臨界マッハ数が それに応じて増加します。

衝撃波の形成にはエネルギーが必要です。このエネルギーは航空機から奪われ、航空機はこのエネルギー損失を補うために追加の推力を供給しなければなりません。したがって、衝撃は抗力の一種と見なされます。衝撃波は局所的な空気速度が超音速に達したときに形成されるため、翼に音速流が最初に現れる「臨界マッハ」速度があります。次に、抗力発散マッハ数と呼ばれるポイントがあり、衝撃波による抗力の効果が顕著になります。これは通常、衝撃波が翼上で発生し始めるときです。ほとんどの航空機では、翼は最大の連続曲面であり、したがってこの効果に最も大きく寄与します。

翼をスイープすると、気流から見た機体の曲率がスイープ角の余弦分だけ減少する効果があります。たとえば、スイープ角が 45 度の翼では、実効曲率が直線翼の値の約 70% に減少します。これにより、臨界マッハが 30% 増加します。翼や尾翼など、航空機の広い領域に適用すると、航空機はマッハ 1 に近い速度に到達できます。

後退翼設計における制限要因の 1 つは、いわゆる「中間効果」です。後退翼が連続的 (斜後退翼) である場合、圧力等圧線は翼端から翼端まで連続した角度で​​後退します。ただし、一般的な方法のように、左翼と右翼の半分が均等に後退している場合、理論上、左翼の圧力等圧線は右翼の圧力等圧線と中心線上で大きな角度で交わります。等圧線はこのように交わることができないため、^{[なぜ? ]}中心線に近づくにつれて両側が曲がる傾向があり、等圧線は中心線に対して直角に中心線を横切ります。これにより、翼根領域で等圧線の「非後退」が発生します。この非後退に対処するために、ドイツの空気力学者ディートリッヒ・キュッヘマンは、翼根の上下の胴体を局所的に凹ませることを提案し、テストしました。これはあまり効果的ではないことが判明しました。^[7]ダグラスDC-8旅客機の開発中、翼の根元部分には、後退角を抑えるために非キャンバー翼型が採用されました。^{[8] [9]}

超音速航空機の後退翼は、通常、航空機の機首で生成される円錐状の衝撃波の内側にあるため、亜音速の気流を「見て」亜音速翼として機能します。円錐の後ろにあるために必要な角度は速度の増加とともに増加し、マッハ1.3では角度は約45度、マッハ2.0では60度です。^{[10]航空機の胴体から形成される}マッハコーンの角度は、約sin μ = 1/Mになります（μはマッハコーンの後退角です）^[11]

後退翼が高速で飛行する場合、気流は反応する時間がほとんどなく、翼の上をほぼ真っ直ぐ前から後ろへ流れます。低速では、空気は反応する時間があり、角度のついた前縁によって翼幅方向に押されて翼端に向かいます。翼の付け根、胴体では、これはあまり目立った影響はありませんが、翼端に向かって移動すると、気流は前縁だけでなく、その横の翼幅方向に移動する空気によっても翼幅方向に押されます。翼端では、気流は翼の上を移動するのではなく、翼に沿って移動します。これは、翼幅方向の流れと呼ばれる問題です。

翼からの揚力は、翼の上を前方から後方に流れる気流によって発生します。翼幅方向の流れが増加すると、翼表面の境界層の移動距離が長くなり、境界層が厚くなり、乱流や流れの剥離に変わりやすくなります。また、翼の有効アスペクト比が小さくなるため、翼端の周囲で空気が「漏れ」、翼端の有効性が低下します。後退翼の翼幅方向の流れは、個々の翼セグメントの前縁のよどみ点を前縁よりさらに下に移動させる気流を生成し、隣接する前方セグメントに対する翼セグメントの有効迎え角が増加します。その結果、後方に向かう翼セグメントは、迎え角がますます高くなり、それらのセグメントの失速が早まります。これにより、翼端が最も後方にある後退翼では翼端失速が促進されますが、翼端が前方にある前進翼では翼端失速が遅れます。前進翼と後退翼の両方で、翼の後部が最初に失速し、航空機に機首上げモーメントが発生します。パイロットが修正しなければ、飛行機は機首を上げ、翼の失速がさらに進み、発散的に機首を上げます。この制御不能な不安定性は、結果として着陸時に墜落したノースアメリカンF-100スーパーセイバーの数にちなんでセイバーダンス^{として知られるようになりました。 [12] [13]}

ピッチアップを許容できるレベルまで下げる方法は様々で、例えば翼の上面にウィングフェンスと呼ばれるフィンを追加して流れを流れ方向に向け直す方法がある。ミグ15はウィングフェンスを装備した航空機の一例である。^{[14]これに密接に関連するもう1つの設計は、}アブロ アロー迎撃機で使用された前縁への犬歯状の切り込みの追加である。^[15]他の設計ではより急進的なアプローチが取られ、リパブリック XF-91 サンダーセプターの翼は先端に向かって幅が広くなり、先端でより多くの揚力を提供するものであった。ハンドレページ ビクターは三日月形の翼を装備し、翼の最も厚い根元付近で約48度、遷移長が38度、先端までの残りの部分が27度の3つのスイープ値を持っていた。^{[16] [17]}

この問題に対する現代の解決策は、もはやこのような「カスタム」設計を必要としません。翼に前縁スラットと大型複合フラップを追加することで、この問題はほぼ解決しました。 ^{[18] [19] [20]}戦闘機の設計では、通常、高い操縦性を実現するために前縁延長部が追加されますが、これは着陸時に揚力を追加して問題を軽減するのにも役立ちます。^{[21] [22]}

ピッチアップに加えて、後退翼構成に固有の他の複雑さもあります。任意の長さの翼に対して、実際の翼端から翼端までの翼幅は、同じ翼でも後退していない翼よりも短くなります。低速時の抗力とアスペクト比（翼幅と翼弦長の比較）には強い相関関係があるため、後退翼は低速時に常に抗力が大きくなります。さらに、翼から胴体にかかる余分なトルクがあり、これは、主翼ボックスの荷重を胴体に伝達する際に考慮する必要があります。これは、翼が胴体と接する接続長の後ろにある翼揚力の大部分に起因します。

スイープ理論は、翼の前縁が斜めの角度で気流に遭遇したときの翼上の気流の挙動を航空工学的に説明するものです。スイープ理論の発展により、遷音速および超音速でより効率的に機能するスイープ翼設計が、ほとんどの最新ジェット機で採用されています。スイープ理論の発展により、実験的な斜め翼コンセプトが生まれました。

アドルフ・ブーゼマンは後退翼の概念を導入し、1935年にローマで開催された第5回ボルタ会議で発表した。 ^[23]一般的に後退翼理論は1930年代から1940年代にかけて開発と研究の対象となっていたが、後退翼理論の画期的な数学的定義は、 1945年にNACAのロバート・T・ジョーンズによるものとされている。後退翼理論は他の翼揚力理論に基づいている。揚力線理論は、直線翼（前縁が気流に対して垂直な翼）によって生成される揚力を説明する。ヴァイシンガー理論は後退翼の揚力分布を説明するが、翼弦方向の圧力分布を含める機能はない。翼弦方向の分布を説明する方法は他にもあるが、それらには別の制限がある。ジョーンズの後退翼理論は、後退翼の性能についてシンプルで包括的な分析を提供する。

後退翼の仕組みについて、ロバート・T・ジョーンズは次のように説明している。「翼は均一な翼断面、翼弦、厚さの円筒で、ヨー角で気流の中にある、つまり後退しているものと仮定します。翼の上面の空気の速度が局所的に超音速になったとしても、衝撃波はそこに形成されません。なぜなら、後退衝撃波、つまり翼と同じ角度で後退する衝撃波、つまり斜め衝撃波になる必要があるからです。このような斜め衝撃波は、その法線方向の速度成分が超音速になるまで形成されません。」^[24]

シンプルなスイープ理論の基本概念を視覚化するには、垂直の角度で気流に出会う、無限長の直線の非スイープ翼を考えてみましょう。結果として生じる空気圧分布は、翼弦の長さ (前縁から後縁までの距離) に等しくなります。翼を横方向 (翼幅方向) にスライドさせ始めると、空気に対する翼の横方向の動きが、それまで垂直だった空気流に追加され、前縁に対して角度をなした翼上の空気流が発生します。この角度により、前縁から後縁まで空気流が移動する距離が長くなり、空気圧がより長い距離に分散されます (したがって、表面上の特定のポイントで空気圧が低下します)。

このシナリオは、後退翼が空気中を移動する際に経験する気流と同じです。後退翼上の気流は、斜めに翼に当たります。その角度は、翼に垂直なベクトルと、翼に平行なベクトルの 2 つに分けられます。翼に平行な流れは翼に影響を与えず、垂直ベクトルは実際の気流よりも短い (つまり遅い) ため、翼にかかる圧力は小さくなります。言い換えると、翼は航空機の実際の速度よりも遅い (つまり低い圧力の) 気流を経験します。

高速翼を設計する際に考慮しなければならない要素の 1 つに圧縮性があります。これは、翼が音速に近づき、音速を超えるときに翼に作用する効果です。圧縮性の重大な悪影響は、航空技術者にとって主要な問題でした。スイープ理論は、圧力が低下するため、遷音速および超音速航空機の圧縮性の影響を軽減するのに役立ちます。これにより、航空機のマッハ数を、翼が実際に経験するマッハ数よりも高くすることができます。

後退角理論にはマイナス面もある。翼によって生み出される揚力は、翼上の空気の速度に直接関係している。後退翼が受ける気流速度は実際の航空機の速度よりも低いため、離着陸などの低速飛行段階では問題となる。この問題に対処するには、ヴォートF-8クルセイダーの可変入射角翼設計や^[25]、F-14、F-111、パナビアトルネードなどの航空機のスイング翼など、さまざまな方法がある。^{[26] [27]}

「後退翼」という用語は通常「後退」の意味で使用されますが、その他の後退翼のバリエーションには、前進後退翼、可変後退翼、および片側が前方に後退し、もう片側が後方に後退する斜翼があります。デルタ翼も、レイアウトの一部として同じ利点を取り入れています。

翼を前方に傾けると、抗力の低減という点では後方に傾けるのとほぼ同じ効果が得られますが、低速での操縦性という点では、先端失速の問題が解消されるという別の利点もあります。この場合、低速の空気は胴体に向かって流れ、胴体は非常に大きな翼のフェンスとして機能します。さらに、翼は一般的に根元の方が大きいため、低速での揚力が向上します。

しかし、この配置には重大な安定性の問題もあります。翼の最後部が最初に失速し、後退翼設計と同様に機首上げモーメントによって機体がさらに失速します。したがって、前進翼は、従来の後退翼の低速問題と同様に不安定です。ただし、後退翼とは異なり、前進翼設計の先端は最後に失速し、ロール制御を維持します。

また、前進翼は後退翼に比べて危険な曲げ効果を受ける可能性があり、翼の剛性が十分でない場合は翼端失速の利点が打ち消される可能性があります。後退翼設計では、飛行機が高荷重係数で操縦すると、翼荷重と形状により翼がねじれてウォッシュアウト（翼端が前縁を下向きにねじれる）が発生します。これにより翼端の迎え角が小さくなり、翼の曲げモーメントが減り、翼端失速の可能性がいくらか減ります。^[28] しかし、前進翼では同じ効果がウォッシュイン効果を生み出し、迎え角が増加して翼端失速が促進されます。

わずかな後退角は深刻な問題を引き起こさず、ユンカース Ju 287やHFB 320 ハンザジェットのように、さまざまな航空機で桁を都合のよい位置に移動するために使用されてきた。^{[29] [30]}しかし、戦闘機のような高速航空機に適したより大きな後退角は、これらの不安定性を減衰させるのに十分な速さで反応できるフライ・バイ・ワイヤシステムが導入されるまで、一般的には不可能であった。グラマン X-29 は、 1980 年代に前進翼の操縦性向上をテストするために設計された実験的な技術実証プロジェクトであった。^{[31] [32]}スホーイSu-47 ベルクトは、高いレベルの機動性を実現するためにこの技術を実装した別の注目すべき実証機である。^[33]現在まで、高度に前進した設計は生産に入っていない。

最初に成功した飛行機は、機体に対して直角の長方形の翼という基本設計に従っていました。このようなレイアウトは本質的に不安定です。飛行機の重量配分が少しでも変化すると、翼は回転して前部が上（重量が後方に移動）または下（前方）に移動し、この回転によって揚力の発生が変化し、その方向への移動がさらに進みます。飛行機を安定させるための通常の解決策は、重量を一方の端に配置し、もう一方の端で反対の下向きの力でこれを相殺することです。これにより、エンジンが前方にあり、操縦翼面が長いブームの端にあり、翼が中央にあるという古典的なレイアウトになります。このレイアウトは非効率的であることが長い間知られています。操縦翼面の下向きの力を相殺するには、翼からのさらなる揚力が必要です。ブームを長くすることで力の量を減らすことができますが、これによりスキン摩擦とブーム自体の重量が増加します。

この問題は、下向きの力を必要としないさまざまなレイアウトの多くの実験につながった。そのような翼形状の1つは第一次世界大戦前に登場し、初期の後退翼設計につながった。このレイアウトでは、翼は後退しており、一部が重心（CoG）のかなり前方と後方に位置し、操縦翼面はその背後にある。その結果、古典的なレイアウトに似た重量配分が得られるが、相殺する操縦力はもはや別の面ではなく、いずれにせよ存在する翼の一部である。これにより、別の構造の必要がなくなり、航空機の抗力が減り、同じレベルの性能を得るために必要な総揚力が少なくなる。これらのレイアウトは、戦間期にいくつかの全翼グライダーといくつかの動力飛行機に影響を与えた。^[34]

安定性を初めて実現したのは、飛行中の固有安定性の実現にこだわったイギリス人設計者JW ダンでした。彼は、無尾翼航空機 (重要なことに、ウォッシュアウトを使用) に後退翼を採用し、静的な正の縦安定性を実現しました。^[35]低速航空機の場合、後退翼は重心の問題を解決したり、翼桁をより便利な場所に移動したり、パイロットの位置から横方向の視界を改善したりするために使用できます。^{[34] 1905 年までに、ダンはすでに後退翼のグライダーの模型を製作しており、1913 年までには}イギリス海峡を横断できる動力付きの派生型を製作しました。ダン D.5 は当時としては空力的に非常に安定しており、^[36] D.8はイギリス陸軍航空隊に販売されました。また、スターリング バージェスによって米国海軍などの顧客にライセンス供与されました。 ^[37]

ダンの研究は1914年の戦争勃発とともに中止されたが、その後イギリスのGTRヒルがそのアイデアを引き継ぎ、ダンのガイドラインに沿って一連のグライダーや航空機を設計した。特にウェストランド・ヒル・プテロダクティルシリーズが有名である。 ^[38]しかし、ダンの理論は当時の主要な航空機設計者や航空会社にはほとんど受け入れられなかった。^[39]

後退翼を使って高速抗力を減らすというアイデアは、1930年代にドイツで考案された。1935年にイタリアで開催されたボルタ会議で、アドルフ・ブーゼマンは超音速飛行に後退翼を使うことを提案した。彼は、翼上の対気速度は自由流速度ではなく気流の法線成分によって支配されるため、翼を斜めにすることで衝撃波が形成される前進速度が高くなると指摘した（同じことは1924年にマックス・ムンクによって指摘されていたが、高速飛行という文脈ではなかった）。^[40] アルバート・ベッツは直ちに、遷音速でも同じ効果があると示唆した。^[41]プレゼンテーションの後、会議の主催者アルトゥーロ・クロッコは、全員が食事をしている間、冗談交じりにメニューの裏に「ブーゼマンの未来の飛行機」のスケッチを描いた。クロッコのスケッチには後退翼と尾翼を備えた1950年代の古典的な戦闘機のデザインが描かれていたが、後退翼のプロペラも描かれていた。^[40]

しかし、当時は飛行機にこのような速度を出す動力を与える方法がなく、当時の最速の飛行機でさえ時速400キロ（249マイル）に迫る速度しか出せなかった。このプレゼンテーションは主に学術的な関心を集めたが、すぐに忘れ去られた。セオドア・フォン・カルマンやイーストマン・ジェイコブスなどの著名な出席者でさえ、10年後にこのプレゼンテーションが再紹介されたときには思い出せなかった。^[42]

1939年、ゲッティンゲン航空宇宙研究所の高速空気力学部門のヒューベルト・ルートヴィヒは、ブーゼマンの理論を調査するための最初の風洞試験を実施した。^[7] 11 x 13 cmの風洞で、後退角のない翼と後退角45度の翼の2つの翼が、マッハ数0.7と0.9で試験された。これらの試験の結果、遷音速では後退角翼によって抗力が低下することが確認された。^{[7]試験結果は}アルバート・ベッツ に伝えられ、ベッツは1939年12月にそれをヴィリー・メッサーシュミットに渡した。1940年には試験が拡張され、後退角15度、30度、-45度の翼とマッハ数が1.21に達するものも含まれるようになった。^[7]

第二次世界大戦後半にジェット機が導入されると、後退翼は空力上のニーズを最適に満たすためにますます適用できるようになった。ドイツのジェット推進機メッサーシュミット Me 262とロケット推進機メッサーシュミット Me 163 は、圧縮性の影響により、高速での操縦が非常に困難であった。さらに、高速では波抵抗状態になり、この抵抗を減らすことができれば、航空機の性能、特に数分単位で測定される悪名高い短い飛行時間を向上させることができた。この結果、戦闘機と爆撃機の両方に新しい後退翼設計を導入するための緊急計画が策定された。ブローム・ウント・フォス P 215 は、後退翼の空力特性を最大限に活用するように設計されたが、戦争が終わるわずか数週間前に 3 機の試作機の注文を受けただけで、製造されることはなかった。^[43]フォッケウルフTa183は別の後退翼戦闘機の設計であったが、これも戦争が終わる前に生産されなかった。^[44]戦後、クルト・タンクはTa183をIAeプルキIIに開発したが、これは失敗に終わった。^[45]

プロトタイプの試験機であるメッサーシュミット Me P.1101 は、設計のトレードオフを研究し、どのような後退角を使用するかについての一般的な規則を開発するために製造されました。^[46] 80%完成した時点で、P.1101は米軍に捕獲され、米国に返還されました。そこで、米国製エンジンを搭載した2機の追加のコピーがベルX-5として研究を継続しました。^[47]ドイツの戦時中の後退翼の経験と超音速飛行におけるその高い価値は、当時の連合国の専門家の一般的な見解とは対照的でした。連合国の専門家は、そのような速度で有人車両が移動することは不可能であると一般的に信じていました。^[48]

戦後間もない時期には、いくつかの国が高速航空機の研究を行っていた。英国では、フランク・ホイットルのパワージェッツ社、ファーンバラの王立航空機研究所（RAE）、国立物理学研究所と共同で開発された直線翼を備えた高速実験機、マイルズM.52の開発が1943年に開始された。^[49] M.52は水平飛行で時速1,000マイル（1,600 km/h）を達成できると想定されており、これにより同機は世界で初めて音速を超える可能性があるとされた。^[49] 1946年2月、この計画は理由不明のまま突然中止された。^[50]それ以来、M.52の中止は超音速設計の分野における英国の進歩にとって大きな後退であったことが広く認識されている。^[34]

もう一つの、より成功したプログラムは、やはり直線翼を装備した米国のベルX-1であった。マイルズの主任空気力学者デニス・バンクロフトによると、ベル・エアクラフト社はM.52の図面と研究資料を入手したという。^[51] 1947年10月14日、ベルX-1はチャールズ・「チャック」・イェーガー大尉の操縦で、ボーイングB-29スーパーフォートレスの爆弾倉から投下され、マッハ1.06（時速700マイル（1,100 km/h、610 kn））という記録破りの速度を達成し、初の有人超音速飛行を行なった。^[34]直線翼の超音速航空機の成功のニュースは、大西洋の両側の多くの航空専門家を驚かせた。後退翼設計は、音速の壁を破るために非常に有益であるだけでなく、必要であるとますます信じられていたからである。^[48]

第二次世界大戦の最後の数年間、航空機設計者のジェフリー・デ・ハビランド卿は世界初のジェット旅客機となるデ・ハビランド コメットの開発を開始した。初期の設計検討事項は、新しい後退翼構成を採用するかどうかであった。 ^[52]そのため、技術を調査するための実験機であるデ・ハビランド DH 108 が、プロジェクトエンジニアのジョン・カーバー・メドウズ・フロスト率いる8～10人の製図技師とエンジニアのチームにより、1944年に同社によって開発された。DH 108は主にデ・ハビランド ヴァンパイアの前部胴体に後退翼と小さな垂直尾翼を組み合わせたもので、非公式に「スワロー」と呼ばれた英国初の後退翼ジェット機であった。^[53]初飛行は1946年5月15日で、プロジェクトが承認されてからわずか8か月後のことであった。同社のテストパイロットであり、製造者の息子であるジェフリー・デ・ハビランド・ジュニアは、3機のうち最初の機体を操縦し、その非常に速い速度を実感した。これは世界速度記録に挑戦できるほどの速さだった。1948年4月12日、DH108は973.65 km/h (605 mph)の世界速度記録を樹立し、その後、音速を超えた最初のジェット機となった。^[54]

同じ時期に、航空省は後退翼とデルタ翼構成の効果を調べるための実験航空機プログラムを導入した。^[55]さらに、イギリス空軍（RAF）は、ホーカー・エアクラフト社とスーパーマリン社からそれぞれホーカー・ハンターとスーパーマリン・スイフトという後退翼を備えた戦闘機の提案を特定し、1950年に「設計図から」発注するよう圧力をかけた。^{[56] 1953年9月7日、}ネヴィル・デュークが操縦した唯一のハンターMk3（改造された最初のプロトタイプ、WB 188）が、ウェスト・サセックス州リトルハンプトン上空で時速727.63マイル（1,171.01キロメートル/時）の速度を達成し、ジェット推進航空機の世界速度記録を更新した。^[57]この世界記録は3週間も続かなかったが、1953年9月25日にマイケル・リスゴーが操縦するハンターの初期のライバルであるスーパーマリン・スイフトによって破られた。^[58]

1945年2月、NACAのエンジニア、ロバート・T・ジョーンズは、後退角の大きいデルタ翼とV字型翼の検討を開始し、ビューズマンと同じ効果を発見した。彼は4月にその概念に関する詳細な報告書を完成したが、彼の研究はNACAラングレーの他のメンバー、特にセオドア・セオドルセンから厳しく批判され、彼らはそれを「まやかし」と呼び、「本物の数学」を要求した。^{[40]しかし、ジョーンズはすでに}ロバート・ギルルースの指導の下で自由飛行モデルのための時間を確保しており、ギルルースの報告書は5月末に発表され、高速での抗力が4分の1に減少したことを示した。これらすべては1945年6月21日に出版された報告書にまとめられ、3週間後に業界に送られた。^[59]皮肉なことに、この時点でビューズマンの研究はすでに回覧されていた。

1945年5月、アメリカのペーパークリップ作戦がブラウンシュヴァイクに到達し、そこでアメリカ軍は多数の後退翼モデルと風洞からの大量の技術データを発見した。アメリカチームのメンバーの1人が、当時ボーイング社に勤務していたジョージ・S・シャイラーだった。彼はすぐにボーイング社のベン・コーンに手紙を送り、後退翼コンセプトの価値を伝えた。 ^{[60] [61]}彼はまた、コーンにその手紙を他の企業にも配布するように指示したが、すぐにそれを活用したのはボーイング社とノースアメリカン社だけだった。^[要出典]

ボーイングはB-47 ストラトジェットの設計の最中で、最初のモデル424は競合機であったB-45、B-46、B-48と同様の直線翼設計だった。ボーイングの技術者ヴィック・ガンザーの分析では、最適な後退角は約35度と示唆された。 ^[62] 1945年9月までに、ブラウンシュヴァイクのデータが設計に取り入れられ、モデル448として再登場した。これは、より大型で6発エンジンの設計で、より頑丈な主翼の後退角35度であった。^[40]もう一つの手直しでは、内部エンジンが制御不能に陥ると火災や振動で機体が破壊される恐れがあることから、エンジンを主翼下の支柱に取り付けられたポッドに移動した。^[63]その結果生まれたB-47は、1940年代後半に同クラスで世界最速の機体として称賛され、^[64]直線翼の競合機を圧倒した。ボーイングの後退翼とパイロン搭載エンジンというジェット輸送機の方式は、それ以来広く採用されている。^[要出典]

戦闘機では、ノースアメリカン・アビエーションが直線翼ジェット推進海軍戦闘機の開発中であり、当時はFJ-1として知られていた。この機体は後にアメリカ空軍にXP-86として提出された。^[65]ドイツ語が読めるラリー・グリーンはブゼマンの報告書を検討し、経営陣を説得して1945年8月からの再設計を許可させた。^{[40] [66] [67]} F-86Aの性能により、1948年9月15日にリチャード・L・ジョンソン少佐の操縦で時速671マイル (1,080 km/h) を記録し、これが数々の公式世界速度記録の最初のものとなった。^{[68] MiG-15の登場により、F-86は急いで戦闘に投入され、}ロッキードP-80 シューティングスターやリパブリックF-84 サンダージェットなどの直線翼ジェット機はすぐに地上攻撃任務に追いやられた。 F-84やグラマンF-9クーガーなど一部の機種は、後に直線翼機から後退翼に再設計された。^{[69] [70]}ノースアメリカンF-100スーパーセイバーなどの後の機種は、最初から後退翼で設計されたが、超音速飛行をマスターするにはアフターバーナー、エリアルール、新しい操縦翼​​面などの追加の革新が必要だった。^{[71] [12]}

ソ連もまた、敗戦国となった第三帝国中に西側連合国から「奪取した航空技術」の同等物が広まると、高速航空機における後退翼の利点を素早く調査した。アルチョム・ミコヤンはソ連政府のツァギ航空研究部門から後退翼のアイデアを研究するための試験機の開発を依頼され、その結果、1945年後半に飛行した、この種の研究のために後方に配置された主翼が後退翼となった、珍しいMiG-8 ウトカの プッシャー カナードレイアウトの航空機が生まれた。 ^[72]後退翼は初期のジェット戦闘機であるMiG-15に適用され、その最高速度1,075 km/h (668 mph) は、朝鮮戦争中に最初に配備された直線翼のアメリカのジェット機やピストンエンジン戦闘機を上回った。^{[73] MiG-15は}最も多く生産されたジェット機の1つであったと考えられている。最終的には13,000台以上が製造されることになる。^[74]

マッハ0.92を安全に超えることができなかったMiG-15は、より高いマッハ数でも制御できるように設計されたMiG-17の基礎となった。 ^{[75]胴体近くでの翼の後退角は45度（} F-100 スーパーセイバーと同じ）であったが、翼の外側部分では42度に変更された。^[76]この設計のさらなる派生型であるMiG-19は、ソ連中央航空流体力学研究所（TsAGI）で設計された超音速飛行に適した比較的薄い主翼を特徴としており、55度の後退角で、両側に1つの翼フェンスを備えていた。 ^[77]高高度に特化した派生型であるMig-19SVは、他の変更点の中でも、高高度でより大きな揚力を生み出すための調整可能なフラップを備えており、航空機の上昇限度を17,500メートル（57,400フィート）から18,500メートル（60,700フィート）に引き上げるのに役立ちました。^{[78] [79]}

ドイツの後退翼の研究は、1945年後半にスイスに逃れたメッサーシュミットの元技術者の協力を得て、スウェーデンの航空機メーカーSAABにももたらされた。 ^{[80] [81]}当時、SAABは航空学、特にジェット推進という新しい分野で進歩を遂げる必要性を感じていた。^[82]同社はジェットエンジンと後退翼の両方を組み込んでサーブ29トゥンナン戦闘機を製造した。1948年9月1日、最初の試作機がイギリス人のテストパイロット、S/Lロバート A. 'ボブ' ムーア、DFCおよびバーによって初飛行を行った。^[83]スウェーデン国外ではあまり知られていないが、トゥンナンはそのような翼構成で導入された最初の西ヨーロッパの戦闘機であった。^{[84] [85]}並行して、サーブはもう一つの後退翼機、サーブ32ランセンも開発しました。これは主にスウェーデンの標準攻撃機として使用されました。^[86] 10パーセントの層流プロファイルと35度の後退角を持つその翼は、航空機が高迎え角で飛行しているときに空気の流れを改善するために、翼の付け根近くに三角形のフェンスが付いていました。^{[86] [87]} 1953年10月25日、サーブ32ランセンは浅い急降下中に少なくともマッハ数1.12を達成し、音速の壁を超えました。^[87]

ホーカー ハンター、B-47、F-86などの航空機の成功は、ドイツから得た後退翼の研究の価値を示しました。最終的に、高速航空機のほとんどすべての先進的な設計努力は、後退翼またはデルタ翼の 平面形のいずれかで、後退した前縁を持つ翼を組み込むようになりました。1950年代に設計されたボーイングB-52は、亜音速長距離重爆撃機として引き続き使用されています。^{[88] [89]}ソ連は、ボーイングB-52ストラトフォートレスの性能をジェット機で達成することは決してありませんでしたが、後退翼とプロペラ推進を組み合わせた大陸間距離のツポレフTu-95 ターボプロップ爆撃機は、最高速度920 km/hというジェット機クラスに近い速度を誇り、現在も現役で使用されており、プロペラ駆動の量産航空機としては最速です。^{[90]イギリスでは、}ヴィッカース・ヴァリアント（1955年）^[91]とハンドレページ・ビクター（1958年） ^[92]の2機の後退翼爆撃機が就役した。

1950年代初めまでには、ほぼすべての新型戦闘機が後退翼を備えていた。1960年代までには、ほとんどの民間ジェット機も後退翼を採用した。MiG-19やF-100などの初期の遷音速および超音速設計のほとんどは、長くて大きな後退翼を使用していた。後退翼は、BACライトニングや、低高度で超高速で運用し、主に核攻撃用に製造されたが、二次的な空対空能力も備えたリパブリックF-105サンダーチーフでマッハ2に到達した。 ^[93] 1960年代後半までには、マクドネルF-4ファントムIIが、米国の影響を受けた空軍によって大量に使用された。可変形状翼は、アメリカのF-111、グラマンF-14トムキャット、ソ連のミコヤンMiG-27で採用されたが、このアイデアはアメリカのSST設計のために放棄された。 1970 年代以降、米空軍の F-15 やソ連のミコヤン MiG-29以来、空中戦の機動性に最適化された新世代の戦闘機のほとんどは、比較的翼幅が短く、翼面積が比較的大きい固定翼を採用しています。^{[引用が必要]}

• デルタ翼
• テオドール・フォン・カルマン、後退翼の重要性を初めて認識した人物^[94]
• 台形翼
• 翼の構成

• 「高速形状：後退翼航空機に採用されたピッチアップと緩和策」、Flight International、1964 年 1 月 2 日

ウィキメディア・コモンズには、ウイングスイープに関連するメディアがあります。

• 後退翼と有効上反角
• 後退翼の発達
• シンプルなスイープ理論の数学
• 後退翼と斜翼の高度な数学
• L-39と後退翼の研究
• 3D 環境でのスイープ理論
• A 320 の翼上の 3 次元超音速バブルを示す CFD 結果。MDXX と、翼がより細い胴体近くで衝撃が消える様子を示す別の CFD 結果。