目的
超音速航空機の設計において従来から目標とされる圧力抗力の低減に加え、実機と同等の飛行条件（高レイノルズ数状態）において境界層遷移を遅らせて摩擦抗力を低減し、大幅な揚抗比改善を可能とする自然層流翼の設計方法を提供する。
効果
大型SSTの飛行環境（高レイノルズ数状態）で亜音速前縁を有する主翼平面形（航空機形態）において主翼上面の境界層遷移を遅らせる結果、層流領域を広くして摩擦抗力を低減する、いわゆる主翼上面の自然層流化を目的とする先行技術は皆無であり、従ってその設計方法も未確立であったが、本発明の自然層流翼の設計方法によれば、大型SSTにおける翼・胴体の揚力依存抵抗（圧力抵抗）と主翼上面の摩擦抗力を同時に低減することが可能となる。
技術概要
所望のレイノルズ数状態で境界層遷移点を後方へ遅らせる自然層流化に適した翼上面目標Cp分布を、各翼幅位置（η）に依存したパラメタ類を係数に持つ関数形によって規定し、そのパラメタ類に対し遷移解析法（e↑N法）を利用した感度解析（パラメトリック・スタディ）を適用することによって、「所望のレイノルズ数において翼上面の境界層遷移を最も後方まで遅らせる」該パラメタ値の最適な組み合わせを探索する。
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