JP2004276900A - 航空機、輸送機、および航空機を製造するための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 高速輸送機等の一体型高速航空機および関連の製造方法を提供する。
【解決手段】 一実施例では、高速輸送機は、第１の胴体部分と第１の胴体部分の後方に位置付けられる第２の胴体部分とを有する胴体を含む。第１の胴体部分は、第１の断面積を有し得、第２の胴体部分は、第１の断面積よりも小さな第２の断面積を有し得る。高速輸送機はさらに、翼および推進システムを含み得る。翼は、第２の胴体部分に少なくとも隣接した胴体から外側に向かって延び、前縁領域および後縁領域を含み得る。推進システムは、翼に固定して取付けられ、さらには第２の胴体部分と横方向に整合するエンジンナセルを含み得る。この実施例の一局面では、エンジンナセルは、翼の前縁領域の後方に位置付けられる空気入口と、翼の後縁領域の後方に位置付けられる排気ガス排出口とを含み得る。
【選択図】 図１

Description

関連出願の相互参照
この出願は、２００２年１０月１０日に提出された係属中の米国仮特許出願第６０／４１７，８８５号、２００２年１０月２２日に提出された係属中の米国特許出願第１０／２７８，６３３号、および２００２年１０月２２日に提出された係属中の米国特許出願第１０／２７８，７１７号の利益を主張し、これらの各々の全体が、ここで引用により援用される。

技術分野
以下の開示は、一般に、高速航空機に関し、より具体的には、一体型高速輸送機に関する。

背景
商業用の輸送機は、通例、約０．８５以下の飛行マッハ数で飛行する。遷音速または超音速等のより高い速度で乗客および貨物を輸送することによって、移動時間が短縮され、さらには収益を上げることができるが、このような速度で飛行することにより、より大きな推力が必要とされる。より大きな推力を生成するために、従来の遷音速および超音速航空機は、通例、低バイパス比ターボファンエンジンまたはストレートターボジェットエンジンを用いる。これらのエンジン構成は、一般に、飛行状態では高い燃料消費率を持ち、これは、これらが提供し得るいずれの空力効率の上昇よりも影響力がある。この燃料消費によって、結果として、遷音速および超音速航空機の正味の燃料効率が、同程度の大きさの亜音速航空機のそれよりも著しく低くなる。加えて、この低い燃料効率によって、不利なことには、大気放出が増加され得る。

従来の遷音速および超音速航空機エンジンは、通例、離陸のために推力を生成するとき、非常に高いジェット速度で動作する。これらの速度によって、空港および周辺地域において著しい騒音が発生し得る。この騒音を減じるための１つの手法は、エンジン吸気口およびノズルダクトを長くし、騒音減少要素をダクトと一体化することである。この手法の１つの欠点は、このような要素によって、通例、推進システムの重量が増加し、これにより、翼上の構造的な荷重が増加し、航空機が翼のフラッタを受ける可能性が高まることである。このような追加的な荷重を支えるために翼を強化することによって、結果として、構造的な重量が増加し、これによってさらに、航空機の空力抵抗が増大する傾向がある。このように空力抵抗が増大することによって、燃料消費が上昇し、これにより、航空機が運ばなければならない燃料の量が増加する。しかしながら、燃料能力を上げることは、航空機の構造的な重量をさらに増加させ、設計サイクルが繰返されることになる。

従来の商業用の輸送機は、通例、上部デッキ上に客室、下部デッキ上に貨物室を含む。この構成は、選択されたルートにおいて乗客と貨物との両方を輸送することによって、航空会社が収益を上げることを可能にする。しかしながら、貨物輸送よりも、乗客輸送に対する需要が高いルートもいくつか存在し得る。したがって、このようなルートでは、航空会社は、さらなる乗客用の座席のために下部の貨物用デッキ上のスペースのうちのいくらかを用いることを好むであろう。

下部デッキに乗客用の座席および／または他の乗客用の設備を追加することに関する１つの問題点は、下部デッキは、通例、乗客および乗務員にとって十分ではない、立ったときの高さを提供することである。この様態で下部デッキを用いることに関する別の問題点
は、航空機は、通例、不時着等の衝撃が加わるときに乗客を保護するのには十分ではない構造を下部デッキの乗客用座席の下で提供することである。たとえば、現在の規則は、下部デッキが乗客用に用いられる場合、少なくとも３０インチの圧縮性の構造を下部デッキの下で必要としている。

多くの航空機は、それらの翼に取付けられる引込式着陸装置を有する。これらの着陸装置は、一般に、航空機を地面上で支えるための静的展開位置と、飛行中の空力抵抗を減じるための静的格納位置との間で移動可能である。高い着陸荷重のために、これらの着陸装置は、通例、実質的な支持構造とともに翼に取付けられる。非常に強いことに加えて、このような支持構造は、静的展開位置と静的格納位置との間で着陸装置が移動することにも対応しなければならない。

従来のいくつかの、翼に取付けられた着陸装置は、胴体から後方翼桁にまで延びる梁と後翼スパンとの間に、回動可能なように取付けられる。通例、高い着陸荷重を支えるために、梁は、比較的大きくなければならず、したがって、比較的重くなければならない。この手法に関する１つの欠点は、梁の追加的な重量によって、航空機の性能に悪影響が及ぼされ得ることである。

他の着陸装置が、後方翼桁の後方に延びる片持ち梁を備えて翼に取付けられる。片持ち梁は、通例、梁の中心線から横方向にずれており、かつ着陸装置の後方トラニオンを回動可能なように支持するように構成された後方トラニオン支持部を含む。片持ち梁の手法に付随する１つの欠点は、横方向のずれによって、結果として、着陸中に、かなりの片持ち梁のねじり荷重が生じることである。結果として、壊れることなくねじり荷重を支えるために、片持ち梁は、比較的大きくなければならず、したがって、比較的重くなければならない。上述のように、このような追加的な重量によって、航空機の性能に悪影響が与えられ得る。

概要
この発明の局面は、一体型高速輸送機等の航空機および関連の製造方法に関する。１つの局面では、航空機は、胴体、翼、および推進システムを含む。胴体は、第１の胴体部分と、第１の胴体部分の後方に位置付けられた第２の胴体部分と、第２の胴体部分の後方に位置付けられた第３の胴体部分とを含み得る。第１の胴体部分は、第１の断面積を有し得、第２の胴体部分は、第１の断面積よりも小さな第２の断面積を有し得、第３の胴体部分は、第２の断面積よりも大きな第３の断面積を有し得る。翼は、固定されるように胴体に取付けられ、第２の胴体部分に少なくとも隣接した位置から外側に向かって延びる。推進システムは、固定されるように翼に取付けられ、翼の前縁領域の後方に位置付けられる空気入口を含み得る。

この発明の別の局面では、航空機を製造するための方法は、第１の断面積を有する第１の胴体部分を提供するステップと、第１の胴体部分の後方で、第２の胴体部分を第１の胴体部分に取付けるステップとを含む。第２の胴体部分は、第１の断面積よりも小さな第２の断面積を有し得る。この方法はさらに、第２の胴体部分の後方で、第３の胴体部分を第２の胴体部分に取付けるステップを含み得る。第３の胴体部分は、第２の断面積よりも大きな第３の断面積を有し得る。この方法はさらに、第２の胴体部分に少なくとも隣接して翼を取付けるステップと、推進システムを翼に取付けるステップとを含み得る。翼は、前縁領域を有し得、推進システムは、翼の前縁領域の後方に位置付けられた空気入口を有し得る。

詳細な説明
以下の開示は、一体型高速輸送機等の航空機および関連の製造方法を説明する。特定の具体的な詳細が、以下の説明および図１−９において示されており、この発明のさまざまな実施例の完全な理解を提供する。しかしながら、通例、航空機に関連している周知の構造およびシステムの他の詳細は、この発明のさまざまな実施例を不必要に曖昧なものにしないために、以下の開示において示されていない。さらに、当業者は、以下で説明される詳細のうちのいくつかがなくても、この発明の他の実施例を実施することができることを理解するであろう。

図において、同一の参照番号によって、同一の、または少なくとも一般的に類似した要素が識別される。特定のいずれかの要素の考察を容易にするために、いずれの参照番号の最上位の数字も、その要素が最初に紹介された図を指す。たとえば、要素１１０は、図１で最初に紹介され、論じられている。

図１は、この発明の実施例に従って構成される航空機１００を示す、部分的に図示されていないところのある、上面等角図である。この実施例の１つの局面では、航空機１００は、胴体１０２と、胴体１０２から外側に向かって延びる翼１１０とを含む。胴体１０２は、第１の胴体部分１０４と、第１の胴体部分１０４の後方に位置付けられた第２の胴体部分１０６と、第２の胴体部分１０６の後方に位置付けられた第３の胴体部分１０８とを含み得る。翼１１０は、第２の胴体部分１０６に少なくとも隣接した胴体１０２に固定するように取付けられ得、前縁領域１１２および後縁領域１１５を含み得る。前縁領域１１２は、前縁１１７を含み得る。翼１１０はさらに、前縁１１７から胴体１０２に向かって前方に延びるインボードストレークまたは前縁延在部１１３を含み得る。

この実施例の別の局面では、第１の胴体部分１０４は、第１の断面積１１４を有し得、第２の胴体部分１０６は、第１の断面積１１４よりも小さな第２の断面積１１６を有し得、第３の胴体部分１０８は、第２の断面積１１６よりも大きな第３の断面積１１８を有し得る。別の実施例では、胴体１０２は、他の形状を有し得る。たとえば、別の実施例では、第３の胴体部分１０８は、第２の胴体部分１０６の断面積に少なくともほぼ等しいか、またはそれよりも小さな断面積を有し得る。したがって、この別の実施例では、胴体１０２は、第１の胴体部分１０４から後方に向かって延びるにつれて細くなるテーパを有し得る。

この実施例のさらなる局面では、航空機１００は、航空機１００を約０．９８以下の飛行マッハ数で推進させるように構成された推進システム１２０を含む。推進システム１２０は、エンジン１２４を収容するエンジンナセル１２２を含み得る。エンジンナセル１２２は、エンジン１２４の前方に位置付けられた空気入口１２６と、エンジン１２４の後方に位置付けられた排気ガス排出口１２８とを含み得る。この実施例のさらなる別の局面では、空気入口１２６は、翼１１０の前縁領域１１２の後方に位置付けられ、排気ガス排出口１２８は、後縁領域１１５の後方に位置付けられる。例示される実施例では、空気入口１２６は、翼１１０の前縁１１７の後方に位置付けられる。

他の実施例では、航空機１００は、この発明の思想または範囲から逸脱することなく、他の推進システムを含み得る。たとえば、別の実施例では、航空機１００は、翼１１０の後縁領域１１５の前方に位置付けられた排気ガス排出口を備えたエンジンナセルを有する推進システムを含み得る。代替的には、さらなる実施例では、航空機１００は、翼１１０の前縁領域１１２の前方に位置付けられた空気入口を備えたエンジンナセルを有する推進システムを含み得る。さらなる他の実施例では、航空機１００は、翼１１０と一体化され
ているか、または胴体１０２に取付けられたエンジンナセルを含み得る。

この実施例のさらなる別の局面では、胴体１０２は、機首部分１０５内に位置付けられたフライトデッキ１０３を含む。機首部分１０５は、それほど尖っておらず、たとえば、ほぼ音速または遷音速での飛行のための低い空力抵抗特性を提供しながら、パイロットのための申し分のない視界および効率的なフライトデッキレイアウトを提供し得る。

図１に示されるこの発明の実施例の１つの特徴は、胴体１０２の形状および推進システム１２０の相対的な配置により、単調に変化する断面積分布等の、ほぼ平滑で、徐々に変化する断面積分布が航空機１００に提供されることである。この特徴の１つの利点は、エリアルールに従うと、航空機１００は、ほぼ音速では比較的低い遷音速造波抗力を生成することである。他の実施例では、外部フェアリングおよび／または他の構造的な要素が、胴体圧力容器の外側に取付けられて、単調に変化する断面積分布が航空機１００に提供され得る。図１に示されるこの発明の実施例の別の特徴は、インボード前縁延在部１１３によって、翼の付け根付近の翼１１０の厚弦比が減じられることである。この特徴の利点は、空力抵抗が減じられ、翼の曲げ荷重がより低くなり、エリアルールが改良されることを含む。

図２Ａから図２Ｃはそれぞれ、この発明の実施例に従って構成される図１の航空機１００の上面図、正面図、および側面図である。まず、図２Ａを参照して、この実施例の１つの局面では、航空機１００は、回動可能なように胴体１０２に取付けられるノーズギア２３２と、回動可能なように翼１１０に取付けられる（個別に、第１のメインギア２３０ａおよび第２のメインギア２３０ｂとして識別される）メインギア２３０とを含む。メインギア２３０ａおよび２３０ｂは、それぞれ、翼桁ボックス２１０ａおよび２１０ｂと構造的に一体化され得、それぞれ、ホイールトラック２３１ａおよび２３１ｂを含み得る。ホイールトラック２３１ａおよび２３１ｂは、それぞれ、地面上で航空機１００を支持するための静的展開位置２３４ａおよび２３４ｂと、それぞれ、飛行中の空力抵抗を減じるための静的格納位置２３６ａおよび２３６ｂとの間で移動可能であり得る。展開された静的位置２３４では、ホイールトラック２３１は、エンジン吸気口１２６の後方に位置付けられて、異物が見通し線(line-of-sight)方向にエンジンナセル１２４に吸込まれる可能性を少なくし得る。静的格納位置２３６では、ホイールトラック２３１ａおよび２３１ｂはそれぞれ、図１の第２の胴体部分１０６の下部領域に位置付けられた脚室２３８ａおよび２３８ｂ内に収容され得る。この特徴の利点は、胴体１０２のより幅の広い部分を、貨物専用コンテナを運ぶために確保しておくことができることである。

次に図２Ｂを参照して、この実施例の１つの局面では、エンジン吸気口１２６は、翼１１０の下面２１２と一体化される。この特徴の１つの利点は、翼１１０下の流れ場の静圧が比較的高く、エンジン１２４に対する気流特性が改良されることである。この特徴のさらなる利点は、ナセル１２２と翼の下面２１２との間の空力的な相互作用によって、揚力の増大を含む、さらなる空力的な利益が航空機１００に提供され得ることである。

次に図２Ｃを参照して、この実施例の１つの局面では、胴体１０２は、（第１の人員用ドア２０２ａ、第２の人員用ドア２０２ｂ、第３の人員用ドア２０２ｃ、第４の人員用ドア２０２ｄ、および第５の人員用ドア２０２ｅとして図示される）複数の人員用ドア２０２と、（第１の貨物用ドア２０４ａおよび第２の貨物用ドア２０４ｂとして図示される）複数の貨物用ドア２０４を含む。一実施例では、人員用ドア２０２ａおよび２０２ｅは、ギャレーサービスドアであり得、人員用ドア２０２ｃ−ｅは、乗客用ドアであり得る。ギャレーサービスドア２０２ａおよび２０２ｅは、胴体１０２の一方側にのみ位置付けられ得、乗客用ドア２０２ｂ−ｄは、対になって、胴体１０２の両側に位置付けられ得る。胴体１０２の構成によって、翼１１０の前方、上方、および後方に、さまざまな人員用ドア
２０２を位置付けることができる。加えて、胴体１０２の構成によってさらに、翼１１０の前方および後方の両方での貨物用ドア２０４の位置付けが可能になる。他の実施例では、航空機１００は、他の乗客用、乗務員用、サービス用、および貨物用のドアの位置および構成を含み得る。たとえば、別の実施例では、航空機１００は、翼１１０の前方に追加的なギャレーサービスドアを含んでもよく、および／または、翼１１０の後方に追加的なギャレーサービスドアを含んでもよい。

図３は、この発明の実施例に従って構成される胴体１０２の様子を例示する、航空機１００を示す、部分的に図示されていないところのある側面図である。簡素化のため、図３からエンジンナセル１２２を取除いた。この実施例の１つの局面では、胴体１０２は、上部デッキ３０６および下部デッキ３０８を含む。下部デッキ３０８は、並べて位置付けられる、ＬＤ−２またはＬＤ−３ユニットロードデバイス（ＵＬＤ）等の複数の貨物専用コンテナ３１６を保持するように構成され得る。貨物専用コンテナ３１６は、下部デッキ３０８上で翼桁ボックス２１０の前後に長手方向に配置され得る。以下でより詳細に説明されるように、他の実施例では、下部デッキ３０８は、乗客、または、乗客および貨物を保持するように構成され得る。

この実施例のさらなる局面では、航空機１００は、第３の胴体部分１０８の少なくとも付近から外側に向かって延びる垂直安定板３６０および水平安定板３６２を含む。水平安定板３６２は、垂直安定板３６０の後方で、長手方向において食い違い得る。この様態で垂直安定板３６０に対して水平安定板３６２を長手方向に食い違わせることによって、航空機１００にエリアルールを適用してほぼ音速のマッハ数での航空機１００の空力抵抗を減じるためのさらなるメカニズムが提供され得る。

この実施例の別の局面では、胴体１０２は、第３の胴体部分１０８に少なくとも隣接して位置付けられた任意の燃料タンク３０２を含む。胴体１０２のこの部分に任意の燃料タンク３０２を位置付けることによって、垂直安定板３６０の下で加圧されていない体積が効率的に用いられ得る。さらに、任意の燃料タンク３０２は、必要とされるＣ．Ｇ．限界を広くするために航空機１００のＣ．Ｇ．位置を能動的に管理するための手段を提供し、航空機の空の重量を減じ、空力トリム抵抗を減じることができる。この実施例のさらなる局面では、航空機１００は、第３の胴体部分１０８の少なくともほぼ後方に位置付けられる任意の電子および／または物理的テールスキッド３７０を含み得る。

図４は、この発明の実施例に従って構成される胴体１０２の上部デッキ３０６を示す、図３の線４−４に実質的に沿った上部断面図である。この実施例の１つの局面では、上部デッキ３０６は、第１の胴体部分１０４内に位置付けられるファーストクラスの座席部分４０１およびビジネスクラスの座席部分４０２と、第２の胴体部分１０６および第３の胴体部分１０８内に位置付けられるエコノミークラスの座席部分４０３とを備えた３つのクラスの内部構成を含む。ファーストクラスの座席部分４０１は、４つのファーストクラス座席４０４を有する座席列を含み、２席ずつの組が２つ配置され、各々の組が、中央の乗客用通路の両側にあり得る。ファーストクラス座席４０４は、２つ並んだときには、約５７インチ幅であり得る。ビジネスクラスの座席部分４０２は、６つのビジネスクラス座席４０５を有する座席列を含み、２席ずつの組が３つ配置され、左側の乗客用通路と右側の乗客用通路とによって分けられ得る。ビジネスクラス座席４０５は、２つ並んだときには、約５３インチ幅であり得る。エコノミークラスの座席部分４０３は、５つから７つのエコノミークラス座席４０６を有する座席列を含み、２席ずつの組が２つ外側に、１席から３席ずつの組が中央に、配置され、左右の乗客用通路によって分けられ得る。エコノミークラス座席４０６は、２つ並べられたときには、約４３インチ幅であり得る。他の実施例では、上部デッキ３０６は、他の乗客用座席構成を有し得る。たとえば、別の実施例では、上部デッキ３０６は、単一の通路の乗客用座席構成を含み得る。

図４に示されるこの発明の実施例の１つの特徴は、ファーストクラス座席部分４０１およびビジネスクラス座席部分４０２が、第１の胴体部分１０４内に位置付けられることである。この特徴の１つの利点は、第１の胴体部分１０４は、一般に、第２の胴体部分１０６よりも大きな断面積を有し、したがって、エコノミークラスの乗客よりも高い運賃を支払うファーストクラスの乗客およびビジネスクラスの乗客に対してさらなるスペースおよび快適さを提供することである。加えて、すべての窓側の座席が航空機の側壁に対して等しい大きさのスペースを提供する従来の航空機とは異なり、この発明の上部デッキ３０６は、湾曲し、さらにはエリアルールされた胴体１０２の形状を利用することによって、側壁にさらなるスペースを与える多くの窓側の座席を提供する。

図５は、この発明の別の実施例に従って構成される多目的下部デッキ５０８を備える胴体５０２を有する航空機５００を示す、部分的に図示されていないところのある、側面図である。この実施例の１つの局面では、胴体５０２は、第１の胴体部分５１０と、第１の胴体部分５１０の後方に位置付けられる第２の胴体部分５２０と、第２の胴体部分５２０の後方に位置付けられる第３の胴体部分５３０とを含む。航空機５００はさらに、第２の胴体部分５２０に少なくとも隣接して位置付けられる翼５５０と、第３の胴体部分５３０の後方に位置付けられる尾翼部分５４０とを含み得る。尾翼部分５４０は、偏揺れ軸５０４に対して飛行中の航空機５００の動きを制御するための垂直安定板５４２を含み得る。

この実施例の別の局面では、胴体５０２は、遷音速造波抗力を減じるようにエリアルールされる。たとえば、第１の胴体部分５１０は、偏揺れ軸５０４に対して少なくともほぼ平行な第１の寸法５１１を有し得、第２の胴体部分５２０は、偏揺れ軸５０４に対して少なくともほぼ平行であり、かつ第１の寸法５１１よりも小さい第２の寸法５１２を有し得、第３の胴体部分５３０は、偏揺れ軸５０４に対して少なくともほぼ平行であり、かつ第２の寸法５１２よりも大きな第３の寸法５１３を有し得る。

この実施例のさらなる局面では、胴体５０２は、乗客（図示せず）を収容するように構成された第１の乗客用部分５０７を有する上部デッキ５０６を含む。上部デッキ５０６は、第１の胴体部分５１０、第２の胴体部分５２０、および第３の胴体部分５３０内に延在し得る。多目的下部デッキ５０８は、上部デッキ５０６の下で、少なくとも第１の胴体部分５１０内に延在し、乗客を収容するように構成された第２の乗客用部分５０９を含み得る。この実施例では、下部デッキ５０８は、有利なことには、エリアルールによる追加的なスペースを有する胴体５０２の部分に位置付けられる。

この実施例のさらなる局面では、航空機５００は、下部デッキ５０８の前方部分または下部デッキ５０８の後方部分に位置付けられる任意の乗務員用休憩エリア５８０を含み得る。別の実施例では、航空機５００は、胴体５０２の断面積がエリアルールのために最も大きくなる上部デッキ５０６の前方または後方の客室上の最上部に、または上部デッキ５０６内に、任意の乗務員用休憩エリアを含み得る。

図６は、この発明の実施例に従って構成される下部デッキ５０８を示す第１の胴体部分５１０の、部分的に図示されていないところのある拡大側面図である。この実施例の１つの局面では、下部デッキ５０８は、第２の乗客用部分５０９の前方に位置付けられる貨物用部分６１４をさらに含む。貨物用部分６１４は、ＬＤ−２またはＬＤ−３ ＵＬＤ等の貨物専用コンテナ６１６および／または他のパレット貨物を保持するように構成され得る。第１の胴体部分５１０は、貨物専用コンテナ６１６を貨物用部分６１４に対して出し入れするための、貨物用部分６１４の付近に位置付けられる貨物用ドア６１８を含み得る。

この実施例の別の局面では、下部デッキ５０８は、貨物用部分６１４と第２の乗客用部
分５０９との間に延在する区切り６２０をさらに含む。区切り６２０は、貨物用部分６１４と第２の乗客用部分５０９との間にバリアを提供する、剛性またはやや剛性の構造であり得る。他の実施例では、区切り６２０は、貨物用ネット等の可撓性のある構造であり得る。この実施例のさらなる局面では、区切り６２０は、下部デッキ５０８のさまざまな長手方向の場所で、選択的に配置可能である。このようにして、貨物用部分６１４および第２の乗客用部分５０９の相対的なサイズは、貨物および乗客を乗せるさまざまな場面に対応するように調整され得る。他の実施例では、区切り６２０の長手方向の場所は、少なくともほぼ調整不可能であり得る。

この実施例のさらなる局面では、第１の胴体部分５１０は、上部デッキ５０６付近に位置付けられる第１の乗客用窓列６５０と、下部デッキ５０８付近に位置付けられる第２の乗客用窓列６５２とを含む。第２の乗客用窓列６５２は、翼５５０によってブロックされるため、第２の乗客用部分５０９と比べると、部分的にしか後方に延在しない。第２の乗客用部分５０９の後方部分に着席する乗客に対して航空機の外の景色を提供するために、第１の胴体部分５１０は、翼５５０付近で、第２の乗客用窓列６５２から後方に向かって延びる、シミュレートされた外の景色の窓列６５４を含み得る。シミュレートされた外の景色の窓６５４は、ビデオディスプレイ等の「バーチャルウィンドウ技術」を含み得、これは、従来の外の景色の窓をシミュレートし、さらには翼５５０付近に着席した乗客に対して、シミュレートされた、第２の乗客用部分５０９の外の景色を提供する。他の実施例では、シミュレートされた外の景色の窓６５４は、省略され得る。

この実施例のさらなる局面では、第１の胴体部分５１０は、上部デッキ５０６と下部デッキ５０８との間で延びて、第１の乗客用部分５０７と第２の乗客用部分５０９との間での乗客の移動に対応する階段６２２を含む。他の実施例では、第１の胴体部分５１０は、上部デッキ５０６と下部デッキ５０８との間での乗客の移動のために、別の種類の通路を含み得る。たとえば、別の実施例では、第１の胴体部分５１０は、エレベータを含み得る。さらなる実施例では、第１の胴体部分は、エスカレータまたは梯子を含み得る。

この実施例のさらなる別の局面では、第１の胴体部分５１０は、下部デッキ５０８の前方に位置付けられる脚室６６６内に収容される後方引込式着陸装置６６０を含む。離陸後、着陸装置６６０は、トラニオン６６２を中心にして後方および上方に回動して、ホイールトラック６６４を（図６に示される）静的展開位置から脚室６６６内の静的格納位置に移動させ得る。脚室６６６の前方部分にトラニオン６６２を位置付けることによって、着陸装置の折り畳みの際に、着陸装置６６０が折り畳まれて脚室６６６内に入ることとなり、したがって、下部デッキ５０８の損傷が妨げられる。しかしながら、他の実施例では、着陸装置６６０は、他の方向に引込まれ得る。たとえば、別の実施例では、着陸装置６６０は、前方に引込まれて、適切に構成された脚室内に入り得る。さらなる実施例では、着陸装置６６０は、横方向に引込まれて、適切に構成された脚室内に入り得る。

図５および図６に示されるこの発明の実施例の１つの特徴は、第１の胴体部分５１０が、第２の乗客用部分５０９を収容するための追加的な断面スペースを必要とすることである。この特徴の１つの利点は、追加的な断面スペースを利用して、エリアルールに従った遷音速での造波抗力を減じるためのほぼ平滑で、かつ緩やかな断面積分布を航空機５００に提供できることである。

図７Ａおよび図７Ｂはそれぞれ、図６の線７Ａ−７Ａおよび７Ｂ−７Ｂに実質的に沿った第１の胴体部分５１０の拡大断面図である。まず、図７Ａを参照して、この実施例の１つの局面では、第２の乗客用部分５０９は、中央の乗客用通路７１２の両側に位置付けられる第１の乗客用座席部分７１０ａおよび第２の乗客用座席部分７１０ｂを含む。例示される実施例では、各乗客用座席部分７１０は、３つ並んだ乗客用の座席構成を含む。他の
実施例では、第２の乗客用部分５０９は、他の乗客用座席構成を含み得る。たとえば、別の実施例では、乗客用通路７１２は、中央からずれて位置付けられてもよく、第２の乗客用部分５０９は、乗客用通路７１２の一方側では、２つ並んだ乗客用の座席を含み、他方側では、４つ並んだ乗客用座席を含み得る。さらなる実施例では、第２の乗客用部分５０９は、３つの乗客用座席部分を分ける２つの乗客用通路を含み得る。このさらなる実施例では、各乗客用座席部分は、２つ並んだ乗客用座席構成を含み得る。さらに他の実施例では、第２の乗客用部分５０９は、胴体、通路、および／または座席の幅等の要因に応じて、さらに他の乗客用座席構成を含み得る。

この実施例の別の局面では、第２の乗客用部分５０９は、エネルギ吸収構造７７０の上方に位置付けられる第１の床７１４ａを含む。エネルギ吸収構造７７０は、第１の胴体部分５１０の底部への衝撃からのエネルギを吸収するように構成され得る。このような衝撃は、たとえば、緊急着陸の最中に起こり得る。第１の床７１４ａは、距離７６２だけ、第１の胴体部分５１０の底部から間隔をあけられ得る。この実施例のさらなる局面では、距離７６２は、約３０インチに等しくなり得る。他の実施例では、距離７６２は、他の値を有し得る。たとえば、別の実施例では、距離７６２は、約３６インチであり得る。さらなる実施例では、距離７６２は、約２４インチであり得る。さらなる他の実施例では、距離７６２は、エネルギ吸収構造７７０のエネルギ吸収能力または該当する規則の要件等の要因に応じて、さらに他の値を有し得る。

次に、図７Ｂを参照して、この実施例の１つの局面では、貨物用部分６１４は、ＬＤ−３貨物専用コンテナ７１６ａおよび７１６ｂ等の貨物専用コンテナを並んだ配置で保持するように構成されている。他の実施例では、貨物用部分６１４は、他の種類のコンテナ貨物を保持するように構成され得る。たとえば、別の実施例では、貨物用部分６１４は、２つ並んだ、または他の構成で、ＬＤ−２またはＬＤ−１貨物専用コンテナを保持するように構成され得る。さらなる実施例では、貨物用部分６１４は、パレット貨物、または、パレット貨物および標準のＵＬＤを保持するように構成され得る。

この実施例のさらなる局面では、貨物用部分６１４は、第１の床７１４ａの上方に位置付けられる第２の床７１４ｂを含んで、必要であれば、貨物専用コンテナ７１６ａおよび７１６ｂを収容し得る。第２の床７１４ｂは、取外し可能なように下部デッキ５０８中に備え付けられたフロアインサート７１８を含み得る。したがって、取外し可能なフロアインサート７１８および移動可能な区切り６２０（図６）を用いることによって、さまざまな比率で貨物および乗客を、または、貨物、乗客を運べるように、下部デッキ５０８が選択的に構成され得る。

図８は、この発明の実施例に従って構成される着陸装置支持アセンブリ８３０を図示した、航空機１００の一部を示す、図２Ａからの上面切開図である。この実施例の１つの局面では、着陸装置支持アセンブリ８３０は、後方翼桁８０６に固定するように取付けられる前方トラニオン支持部８３８と、前方トラニオン支持部８３８のアウトボードで後方翼桁８０６に少なくとも隣接して取付けられる後方トラニオン支持梁８３２とを含む。後方トラニオン支持梁８３２は、後方翼桁８０６から少なくともほぼ後方に延び、軸８１４に沿って前方トラニオン支持部８３８と軸方向に整合する後方トラニオン支持部８３４を含む。他の実施例では、後方トラニオン支持梁８３２は、前方トラニオン支持部８３８のインボードで後方翼桁８０６に取付けられ得る。

以下でより詳細に説明されるように、着陸装置の主支柱８１２が、前方トラニオン支持部８３８と後方トラニオン支持部８３４とに回動可能なように取付けられて、図８に示されるような静的展開位置と、胴体１０２に向かって内側に折り畳まれる静的格納位置との間で、軸８１４を中心として回動するように動き得る。静的展開位置と静的格納位置との
間で着陸装置の主支柱を回動可能なように動かすために通例用いられる周知の構造およびシステムは、簡素化のために、図８では図示されない。静的展開位置では、主支柱８１２は、ホイールトラック（図示せず）を翼１１０の下に位置付けて、移動可能なように航空機１００を地面上で支持し得る。一旦、飛行が始まると、主支柱８１２は、軸８１４を中心にして内側に引込まれて、飛行のために、ホイールトラックを対応する脚室２３８（図２Ａ）内に収容し得る。

この実施例の別の局面では、着陸装置支持アセンブリ８３０は、インボード横支持支柱８４０と、（第１のアウトボード横支持支柱８４２ａおよび第２のアウトボード横支持支柱８４２ｂとして示される）アウトボード横支持支柱８４２とを含む。アウトボード横支持支柱８４２は、後方翼桁８０６から後方トラニオン支持部８３４の少なくとも付近にまで延び得る。インボード横支持支柱８４０も同様に、胴体１０２から後方トラニオン支持部８３４の少なくとも付近にまで延び得る。

この実施例のさらなる局面では、インボード横支持支柱８４０およびアウトボード横支持支柱８４２はそれぞれ、主支柱８１２からのサイド荷重を胴体１０２および後方翼桁８０６へと移し得る。後方トラニオン支持梁８３２は、主支柱８１２からの垂直方向の荷重を後方翼桁８０６に移し得る。他の実施例では、他の構造的構成が用いられて、主支柱８１２からの荷重が翼１１０および／または胴体１０２に移され得る。たとえば、別の実施例では、インボード横支持支柱８４０が省かれ得、アウトボード横支持支柱８４２が、主支柱８１２からのサイド荷重を後方翼桁８０６に移し得る。さらに別の実施例では、アウトボード横支持支柱８４２が省かれ得、インボード横支持支柱８４０が、主支柱８１２からのサイド荷重を胴体１０２に移し得る。

図９は、図８の着陸装置支持アセンブリ８３０を示す、拡大された上面後方等角図である。インボード横支持支柱８４０（図８）は、簡素化のために取除かれた。この実施例の１つの局面では、後方トラニオン支持梁８３２は、後方翼桁８０６の少なくとも付近に取付けられるように構成されたベース部分９３２と、ベース部分９３２から後方トラニオン支持部８３４に向かって延びるねじりの中心軸９５０とを含む。この用語「ねじりの中心軸」は、後方トラニオン支持梁８３２の軸であって、そこを通して、外力が、ねじり荷重を後方トラニオン支持梁８３２に導入することなく、作用することのできる、後方トラニオン支持梁８３２の軸を表わすためにここで用いられている。つまり、ねじりの中心軸９５０と交わる作用線を有する外力の結果として、後方トラニオン支持梁８３２の変位が得られるだけであり、ねじれは生じ得ない。

この実施例の別の局面では、後方トラニオン支持部８３４は、ベース部分９３２から間隔をあけられており、ピン９６６を受けて主支柱８１２の後方回動部分９１２ａを回動可能なように支持するように構成される。主支柱８１２が、図９に示されるような静的展開位置にある場合、後方回動部分９１２ａは、合力を作用線９５２に沿って後方トラニオン支持部８３４に対して及ぼす。後方トラニオン支持部８３４およびねじりの中心軸９５０は、作用線９５２と少なくともほぼ整合され得る。結果として、主支柱８１２の後方回動部分９１２ａが、合力を作用線９５２に沿って後方トラニオン支持部８３４に及ぼすとき、作用線９５２は、ねじりの中心軸９５０と少なくともほぼ交わる。作用線９５２とねじりの中心軸９５０との間のいずれかのオフセットを減じることによって、または解消することによって、後方トラニオン支持梁８３２上のねじり荷重が減じられ得るか、または解消され得る。このねじり荷重の減少によって、後方トラニオン支持梁８３２のサイズおよび重量が同様に減じられ得る。

例示される実施例では、ねじりの中心軸９５０および後方トラニオン支持部８３４を作用線９５２と整合させることによって、結果として、後方トラニオン支持部８３４が、ね
じりの中心軸９５０と少なくともほぼ垂直に整合される。他の実施例では、この整合を維持することによって、後方トラニオン支持部８３４が、展開静的位置での主支柱８１２の角度に応じて、ねじりの中心軸９５０に対して横方向にオフセットにされ得る。

この実施例のさらなる局面では、ベース部分９３２は、第１のヒューズピン９６０ａおよび第２のヒューズピン９６０ｂを用いて後方翼桁８０６に取付けられ、これらの両方が、互いと垂直方向に整合して位置付けられる。この実施例のさらに別の局面では、主支柱８１２の前方回動部分９１２ｂが、第３のヒューズピン９６０ｃによって前方トラニオン支持部８３８に回動可能なように取付けられ、アウトボード横支持支柱８４２ａおよび８４２ｂはそれぞれ、第４のヒューズピン９６０ｄおよび第５のヒューズピン９６０ｅによって後方翼桁８０６に取付けられる。したがって、主支柱８１２が、過度の、または破壊的な着陸力等の予め選択された力を作用線９５２に沿って後方トラニオン支持部８３４に及ぼす場合、結果として得られる、後方トラニオン支持梁８３２上の曲げ荷重は、ヒューズピン９６０ａおよび９６０ｂ、続いて、ヒューズピン９６０ｃ−ｅを破壊させ、それらに、後方トラニオン支持梁８３２、主支柱８１２、およびアウトボード横支持支柱８４２を後方翼桁８０６から取外させる。この様態でこれらの構成要素を後方翼桁８０６から取外すことによって、それらが、後方翼桁８０６を破壊することが妨げられ、さらには、着陸装置支持アセンブリ８３０付近の後方翼桁８０６の反対側に位置付けられる燃料タンク９０７の漏れを引起こすことが妨げられる。

他の実施例では、他の要素を用いて、上述のものと同様の壊して外す能力を着陸装置支持アセンブリ８３０に提供することができる。たとえば、別の実施例では、（たとえば、ヒューズピンではない）高強度のピンまたはボルトを用いて、後方トラニオン支持梁８３２および着陸装置支持アセンブリ８３０の他の構成要素を後方翼桁８０６に取付けることができる。この実施例では、後方トラニオン支持梁８３２の一部分および他の構成要素の同様の部分は、後方トラニオン支持梁８３２が過度の着陸力を経験した場合に壊れるように、標準より小さくされ得るか、または、他の様態で構成され得る。

図９に示されるこの発明の実施例の１つの特徴は、主支柱８１２が静的展開位置にあるとき、作用線９５２をねじりの中心軸９５０と少なくともほぼ交わらせるように、後方トラニオン支持部８３４が位置付けられていることである。この特徴の利点は、後方トラニオン支持梁８３２が、かなりのねじり荷重を支えるような大きさにされる必要がなく、したがって、その重量が減じられ得ることである。図９に示されるこの発明の実施例の別の特徴は、ヒューズピン９６０ａ−ｅの配置によって、後方トラニオン支持部８３４が後方トラニオン支持梁８３２の少なくともほぼ下に位置付けられることが可能となり、同時に、着陸装置支持アセンブリ８３０に対して上述のような壊れて外す能力が提供されることである。この特徴の利点は、大惨事になり得る着陸状態が、燃料タンクの破裂によってさらに悪化する可能性がなくなることである。

以上のことから、この発明の具体的な実施例は、例示の目的のためにここで示されており、この発明の思想および範囲から逸脱することなく、さまざまな変形例が作成され得ることが理解されるであろう。したがって、この発明は、添付の請求項によってのみ限定される。

この発明の実施例に従って構成される航空機を示す、部分的に図示されていないところのある、上面等角図である。 この発明の実施例に従って構成された図１の航空機の上面図である。 この発明の実施例に従って構成された図１の航空機の正面図である。 この発明の実施例に従って構成された図１の航空機の側面図である。 この発明の実施例に従って構成された図１から図２Ｃの航空機を示す、部分的に図示されていないところのある、側面図である。 この発明の実施例に従って構成される胴体の上部デッキ部分を示す、図３の線４−４に実質的に沿った上面の断面図である。 この発明の別の実施例に従って構成される下部デッキを有する航空機を示す、部分的に図示されていないところのある、側面図である。 この発明の実施例に従って構成される図５に示される胴体の前方部分を示す、部分的に図示されていないところのある、拡大側面図である。 この発明の実施例に従って構成される前方胴体部分を示す、図６の線７Ａ−７Ａに実質的に沿った拡大断面立面図である。 この発明の実施例に従って構成される前方胴体部分を示す、図６の線７Ｂ−７Ｂに実質的に沿った拡大断面立面図である。 この発明の実施例に従って構成される着陸装置支持アセンブリを有する翼の一部を示す、図２Ａからの上面切開図である。 図８の着陸装置支持アセンブリを示す、拡大された上面後方等角図である。

符号の説明

１００、５００ 航空機、１０２、５０２ 胴体、１０４、５１０ 第１の胴体部分、１０６、５２０ 第２の胴体部分、１０８、５３０ 第３の胴体部分、１１４ 第１の断面積、１１６ 第２の断面積、１１８ 第３の断面積、１１０、５５０ 翼、１１２ 前縁領域、１１５ 後縁領域、１２０ 推進システム、１２６ 空気入口、５１１ 第１の寸法、５１２ 第２の寸法、５１３ 第３の寸法、１２８ 排気ガス排出口、７１０ 乗客用座席。

Claims (34)

1. 航空機であって、
   胴体を含み、前記胴体は、
   第１の断面積を備えた第１の胴体部分と、
   前記第１の胴体部分の後方に位置付けられる第２の胴体部分とを有し、前記第２の胴体部分は、前記第１の断面積よりも小さな第２の断面積を有し、前記胴体はさらに、
   前記第２の胴体部分の後方に位置付けられる第３の胴体部分を有し、前記第３の胴体部分は、前記第２の断面積よりも大きな第３の断面積を有し、前記航空機はさらに、
   前記胴体に固定して取付けられ、さらには前記第２の胴体部分に少なくとも隣接する位置から外側に向かって延びる翼を含み、前記翼は、前縁領域を有し、前記航空機はさらに、
   前記翼に固定して取付けられる推進システムを含み、前記推進システムは、前記翼の前記前縁領域の後方に位置付けられる空気入口を有する、航空機。
2. 前記推進システムは、前記第２の胴体部分に対して少なくともほぼ横方向に整合される、請求項１に記載の航空機。
3. 前記翼は、後縁領域をさらに含み、
   前記推進システムは、前記翼の前記後縁領域の後方に位置付けられる排気ガス排出口をさらに含む、請求項１に記載の航空機。
4. 回動可能なように前記翼に取付けられる着陸装置をさらに含み、前記着陸装置は、移動可能なように前記航空機を地面上で支持するための静的展開位置と、飛行中の空力抵抗を減じるための静的格納位置との間で移動可能なホイールトラックを含み、
   前記ホイールトラックの前記静的展開位置は、前記空気入口の後方にある、請求項１に記載の航空機。
5. 前記翼の前記前縁領域は、前記胴体に対して第１の後退角を規定するアウトボード前縁を含み、
   前記翼は、インボード前縁をさらに含み、前記インボード前縁は、前記アウトボード前縁から前方に延びて前記胴体に対して第２の後退角を少なくともほぼ規定し、前記第２の後退角は、前記第１の後退角よりも高い、請求項１に記載の航空機。
6. 前記翼の前縁領域は、翼の前縁を含み、
   前記推進システムの前記空気入口は、前記翼の前縁の後方に位置付けられる、請求項１に記載の航空機。
7. 前記胴体、前記翼、および前記推進システムは、ほぼ平滑で、単調に変化する断面積分布を前記航空機に対して提供するように構成される、請求項１に記載の航空機。
8. 前記第３の胴体部分から外側に向かって延びる少なくとも第１の安定板面および第２の安定板面をさらに含む、請求項１に記載の航空機。
9. 前記第３の胴体部分から外側に向かって延びる少なくとも第１の安定板面および第２の安定板面をさらに含み、前記第２の安定板面は、前記第１の安定板面の少なくともほぼ後方に位置付けられる、請求項１に記載の航空機。
10. 前記第３の胴体部分から外側に向かって延びる垂直安定板と、
    前記第３の胴体部分から外側に向かって延びる水平安定板とをさらに含み、前記水平安
    定板は、前記垂直安定板の少なくともほぼ後方に位置付けられる、請求項１に記載の航空機。
11. 前記翼は、後縁領域をさらに含み、
    前記航空機は、前記翼の後縁領域の後方の前記第３の胴体部分の少なくともほぼ内側に位置付けられる燃料タンク部分をさらに含む、請求項１に記載の航空機。
12. 前記第３の胴体部分から外側に向かって延びる垂直安定板と、
    前記垂直安定板に隣接した前記第３の胴体部分の少なくともほぼ内側に位置付けられる燃料タンク部分とをさらに含む、請求項１に記載の航空機。
13. 前記胴体、前記翼、および前記推進システムは、約０．９８以下の飛行マッハ数で動作するように構成される、請求項１に記載の航空機。
14. 航空機であって、
    胴体を含み、前記胴体は、
    前記航空機の長手方向の軸を横断する第１の最大寸法を有する第１の胴体部分と、
    前記第１の胴体部分の後方に位置付けられる第２の胴体部分とを含み、前記第２の胴体部分は、前記航空機の前記長手方向の軸を横断する第２の最大寸法を有し、前記第２の最大寸法は、前記第１の最大寸法よりも小さく、前記胴体はさらに、
    前記第２の胴体部分の後方に位置付けられる第３の胴体部分を含み、前記第３の胴体部分は、前記航空機の前記長手方向の軸を横断する第３の最大寸法を有し、前記第３の最大寸法は、前記第２の最大寸法よりも大きく、前記航空機はさらに、
    前記胴体に固定して取付けられ、さらには前記第２の胴体部分に少なくとも隣接する位置から外側に向かって延びる翼を含み、前記翼は、前縁領域を有し、前記航空機はさらに、
    前記翼に固定して取付けられる推進システムを含み、前記推進システムは、前記翼の前記前縁領域の後方に位置付けられる空気入口を有する、航空機。
15. 前記第１の最大寸法、前記第２の最大寸法、および前記第３の最大寸法は、前記航空機の偏揺れ軸に対して平行である、請求項１４に記載の航空機。
16. 前記第１の胴体部分は、前記第１の胴体部分において横方向に位置付けられる少なくとも６つの乗客用座席を収容することができ、
    前記第２の胴体部分は、前記第２の胴体部分において横方向に位置付けられる少なくとも５つの乗客用座席を収容することができる、請求項１４に記載の航空機。
17. 前記第１の胴体部分は、第１の乗客用座席部分、第２の乗客用座席部分、および第３の乗客用座席部分を分ける第１の乗客用通路および第２の乗客用通路を含む、請求項１４に記載の航空機。
18. 前記第１の胴体部分、前記第２の胴体部分、および前記第３の胴体部分の少なくとも内側に延在する乗客用デッキをさらに含む、請求項１４に記載の航空機。
19. 前記第１の胴体部分、前記第２の胴体部分、および前記第３の胴体部分の少なくとも内側に延在する第１の乗客用デッキと、
    前記第１の乗客用デッキの下に位置付けられる第２の乗客用デッキとをさらに含む、請求項１４に記載の航空機。
20. 前記第１の胴体部分、前記第２の胴体部分、および前記第３の胴体部分の少なくとも内
    側に延在する乗客用デッキと、
    前記乗客用デッキの下に位置付けられる第２のデッキとをさらに含み、前記第２のデッキは、少なくとも２つのＬＤ−３貨物専用コンテナを保持するように構成される、請求項１４に記載の航空機。
21. 前記胴体、前記翼、および前記推進システムは、約０．９８以下の飛行マッハ数で動作するように構成される、請求項１４に記載の航空機。
22. 前記翼の前記前縁領域は、翼の前縁を含み、
    前記推進システムの前記空気入口は、前記翼の前縁の後方に位置付けられる、請求項１４に記載の航空機。
23. 輸送機であって、
    胴体を含み、前記胴体は、
    第１の胴体部分において横方向に位置付けられる少なくとも６つの乗客用座席を収容するように構成された第１の断面積を備えた第１の胴体部分と、
    前記第１の胴体部分の後方に位置付けられる第２の胴体部分とを有し、前記第２の胴体部分は、前記第２の胴体部分において横方向に位置付けられる少なくとも５つの乗客用座席を収容するように構成され、さらには前記第１の断面積よりも小さい第２の断面積を有し、前記胴体はさらに、
    前記第２の胴体部分の後方に位置付けられる第３の胴体部分を有し、前記第３の胴体部分は、前記第３の胴体部分において横方向に位置付けられる少なくとも６つの乗客用座席を収容するように構成され、さらには前記第２の断面積よりも大きな第３の断面積を有し、前記輸送機はさらに、
    ほぼ音速の対気速度で効率的に動作するように構成された翼を含み、前記翼は、前記胴体に固定して取付けられ、前記第２の胴体部分に少なくとも隣接する位置から外側に向かって延び、前記翼は、前縁領域および後縁領域を有し、前記輸送機はさらに、
    前記翼に固定して取り付けられる推進システムを含み、前記推進システムは、前記翼の前記前縁領域の後方に位置付けられる空気入口を有し、前記推進システムは、前記翼の前記後縁領域の後方に位置付けられる排気ガス排出口をさらに有する、輸送機。
24. 前記第１の胴体部分は、前記航空機の長手方向の軸を横断する第１の最大寸法を有し、
    前記第２の胴体部分は、前記航空機の前記長手方向の軸を横断する第２の最大寸法を有し、前記第２の最大寸法は、前記第１の最大寸法よりも小さく、
    前記第３の胴体部分は、前記航空機の前記長手方向の軸を横断する第３の最大寸法を有し、前記第３の最大寸法は、前記第２の最大寸法よりも大きい、請求項２３に記載の輸送機。
25. 前記第１の胴体部分は、前記航空機の偏揺れ軸に対して平行な第１の最大寸法を有し、前記第２の胴体部分は、前記航空機の前記偏揺れ軸に対して平行な第２の最大寸法を有し、前記第２の最大寸法は、前記第１の最大寸法よりも小さい、請求項２３に記載の輸送機。
26. 前記第１の胴体部分、前記第２の胴体部分、および前記第３の胴体部分の少なくとも内側に延在する第１の乗客用デッキと、
    前記第１の乗客用デッキの下に位置付けられ、さらには前記第１の胴体部分の少なくとも内側に延在する第２の乗客用デッキとをさらに含む、請求項２３に記載の輸送機。
27. 翼は、翼桁ボックスをさらに含み、
    前記翼桁ボックスの少なくともほぼ後方で前記翼に回動可能なように取付けられる着陸
    装置をさらに含み、
    前記着陸装置は、移動可能なように前記航空機を地面上で支持するための静的展開位置と、飛行中の空力抵抗を減じるための静的格納位置との間で移動できるホイールトラックを含み、
    前記ホイールトラックの前記静的展開位置は、前記空気入口の後方にある、請求項２３に記載の輸送機。
28. 翼は、翼桁ボックスをさらに含み、
    前記翼桁ボックスの少なくともほぼ後方で前記翼に回動可能なように取付けられる着陸装置をさらに含み、
    前記着陸装置は、移動可能なように前記航空機を地面上で支持するための静的展開位置と、飛行中の空力抵抗を減じるための静的格納位置との間で移動できるホイールトラックを含み、
    前記ホイールトラックは、前記ホイールトラックが前記静的格納位置にあるとき、前記第２の胴体部分の少なくともほぼ中に位置付けられる脚室内に格納される、請求項２３に記載の輸送機。
29. 航空機を製造するための方法であって、前記方法は、
    第１の断面積を有する第１の胴体部分を提供するステップと、
    前記第１の胴体部分の後方で、第２の胴体部分を前記第１の胴体部分に取付けるステップとを含み、前記第２の胴体部分は、前記第１の断面積よりも小さな第２の断面積を有し、前記方法はさらに、
    前記第２の胴体部分の後方で、第３の胴体部分を前記第２の胴体部分に取付けるステップを含み、前記第３の胴体部分は、前記第２の断面積よりも大きな第３の断面積を有し、前記方法はさらに、
    前記第２の胴体部分に少なくとも隣接して翼を取付けるステップを含み、前記翼は、前縁領域を有し、さらには前記第２の胴体部分から少なくともほぼ外側に向かって延び、前記方法はさらに、
    推進システムを前記翼に取付けるステップを含み、前記推進システムは、前記翼の前記前縁領域の後方に位置付けられる空気入口を有する、航空機を製造するための方法。
30. 前記翼の前縁領域は、翼の前縁を含み、
    推進システムを前記翼に取付けるステップは、前記推進システムの前記空気入口を前記翼の前縁の後方に位置付けるステップを含む、請求項２９に記載の方法。
31. 推進システムを前記翼に取付けるステップは、前記第２の胴体部分に対して少なくともほぼ横方向に整合された前記翼の下にエンジンナセルを位置付けるステップを含む、請求項２９に記載の方法。
32. 前記翼は、後縁領域をさらに含み、
    推進システムを前記翼に取付けるステップは、前記翼の前記後縁領域の後方に排気ガス排出口を位置付けるステップを含む、請求項２９に記載の方法。
33. 前記第３の胴体部分に少なくとも隣接した前記胴体に第１の安定板面を取付けるステップと、
    前記第３の胴体部分に少なくとも隣接した前記胴体に第２の安定板面を取付けるステップとをさらに含み、前記第１の安定板面は、第１の場所で前記胴体から外側に向かって延び、前記第２の安定板面は、前記第１の場所から長手方向にずれた第２の場所で前記胴体から外側に向かって延びる、請求項２９に記載の方法。
34. 前記第３の胴体部分に少なくとも隣接する前記胴体に垂直安定板を取付けるステップと、
    前記垂直安定板に隣接する前記第３の胴体部分の少なくともほぼ内側に燃料タンク部分を位置付けるステップとをさらに含む、請求項２９に記載の方法。

Images