JP2007137417A - 航空機システム、航空機および航空機の翼を操作するための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】改善された軽量の後端装置を提供する。
【解決手段】前方に配置されたヒンジラインを有する装置を含む航空機の後端装置および関連する方法が開示される。この発明の一実施例による航空機システムは翼および翼に結合された後端装置を含む。後端装置は収容された位置と展開された位置との間で翼に対して可動であり、後端装置は前端、後端、上方面および下方面を有する。上方面は後端装置が収容された位置にあるとき翼との交点を有し得る。翼に対する後端装置の運動は交点の前方に配置されたヒンジ線についての回転運動を含んでもよく、後端装置が展開された位置にあるとき翼の後端と後端装置の前端との間に隙間が配置され得る。
【選択図】図３

Description

この発明は、前方に配置されたヒンジラインを有する装置を含む航空機の後端装置および関連する方法に一般に向けられる。

背景
現代の高速の航空機は、高速または巡航飛行中に低抗力の輪郭を提供する薄い翼を一般に有する。これら航空機の翼は、航空機の制御を提供するためおよび／または低速運転（たとえば、離陸および着陸）のために航空機を構成するためにさまざまな可動面をしばしば含む。たとえば、燃料を保持することに加え、高速輸送航空機の翼は典型的には補助翼面、スポイラー面、前端装置および後端フラップ面を含む。これら可動面はしばしば翼の前端および後端にあるかまたはその近くにあり、各々は航空機の特定の飛行条件に応じて収容された位置とさまざまな展開された位置との間で可動である。

図１Ａは、先行技術に従って構成された高揚力装置を備えた胴体１１および翼２０を有する航空機１０ａ（この場合、ボーイング（Boeing）７６７航空機）の一部分の部分的概略図である。高揚力装置は、翼２０の前端に向かって配置された展開可能なスラット２１、および翼２０の後端に向かって配置された複数の後端装置を含み得る。後端装置は、外側の補助翼３４、外側のフラップ３２ａ、内側の補助翼６０ａ、および内側のフラップ３１ａを含み得る。内側および外側の補助翼６０ａ、３４は一般に航空機１０ａの横揺れ制御に使用することができ、内側および外側のフラップ３１ａ、３２ａはより低速で（たとえば、離陸および着陸中）航空機１０ａの揚力を制御するために使用することができる。補助翼６０ａ、３４は展開された位置にあるときに隙間のない単純な蝶番式の装置である。反対に、内側および外側のフラップ３１ａ、３２ａが展開されるとき、それらは翼２０に対して隙間をあけるように後ろ向きに動く。この後方運動は運動経路４１ａおよび４２ａによってそれぞれ概略的に示される。内側のフラップの運動経路４１ａは外側のフラップの運動経路４２ａと集束するため、内側のフラップ３１ａと外側のフラップ３２ａとの間にある内側の補助翼６０ａは隣接するフラップ３１ａ、３２ａとの干渉を避けるために展開されたとき（運動経路４３ａによって示されるように）後方に動かない。

図１Ｂは内側の補助翼６０ａの断面図であり、その周りを内側の補助翼６０ａが翼２０に対して旋回するヒンジライン６１の位置を示す。ヒンジライン６１は内側の補助翼６０ａの前方に向かってかつ内側の補助翼６０ａの外形内にあるため、内側の補助翼６０ａが上方または下方に偏向するときに内側の補助翼６０ａと翼との間に隙間はあかない。代わりに、内側の補助翼６０ａの前端７１は翼２０の後方に面する谷間３７の近傍に留まる。

図１Ｃは、別の先行技術の配置に従って構成された高揚力装置を備えた胴体１１および翼２０を有する別の航空機１０ｂ（この場合、ボーイング７７７航空機）の一部分の部分概略図である。後端装置は、内側のフラップ３１ｂ、外側のフラップ３２ｂ、およびフラッペロン６０ｂを含み得、それらのすべては翼２０に対して対応する隙間をあけるように展開中に後方に移動することができる。したがって、内側のフラップ３１ｂは内側のフラップの運動経路４１ｂに沿って後方に移動することができ、外側のフラップ３２ｂは一般に平行な外側のフラップの運動経路４２ｂに沿って動くことができる。内側および外側のフラップの運動経路４１ｂ、４２ｂは一般に平行であるため、フラッペロン６０ｂも内側および外側のフラップの運動経路４１ｂ、４２ｂに一般に平行なフラッペロンの運動経路４３ｂに沿って隙間のあけられた位置へと後方に動くことができる。内側のスポイラー５１および外側のスポイラー５２は速度ブレーキとしておよび／または翼２０とフラップ３
１ｂ、３２ｂとの間で隙間のサイズを制御するために使用可能である。

図１Ａおよび図１Ｂに示される配置と比較して、図１Ｃに示される配置の利点は、フラッペロン６０ｂと翼２０との間に開く隙間のため、流れの分離を生じさせることなくフラッペロン６０ｂの後方への運動によりそれをより大きな偏向へと展開することができる。したがって、フラッペロン６０ｂは、横揺れ制御のために高い偏向率で操作可能であり、揚力制御のために高い偏向角度で操作可能である。しかしながら、この配置の潜在的な欠点は、特に機構が薄い翼のセクション内に装着されるように構成される場合、外部のフェアリングのサイズを低減するために、フラッペロン６０ｂをその後方の構成に展開するためには小型の機構が典型的に必要とされることである。他方では、単純な機構（たとえば、単純なヒンジ）は翼セクションの外形をはるかに超えて延在する傾向があり、このことは、抗力を生成する比較的大きく重いヒンジの支持体および関連するフェアリングを必要とする。したがって、改善された軽量の後端装置が必要とされている。

概要
以下の概要は読者のために提供されるものに過ぎず、請求項によって説明されるようなこの発明を制限することを意図されない。この発明の一局面による航空機システムは、翼および翼に結合された後端装置を含み、後端装置は収容された位置と展開された位置との間で翼に対して可動である。後端装置は、前端、後端、上方面、下方面を有してもよく、上方面は、後端装置が収容された位置にあるときに翼との交点を有する。翼に対する後端装置の運動は交点の前方に配置されたヒンジラインについての回転運動を含み得、後端装置が展開された位置にあるときに翼の後端と後端装置の前端との間に気流の隙間が位置付けられ得る。

さらに特定の局面では、ヒンジラインは第１のヒンジラインを含み得、翼は後端装置の前方に配置されたスポイラーを含んでもよく、スポイラーは第２のヒンジラインについて翼に対して旋回可能である。交点はスポイラーと後端装置の上方面とが出合う点にあってもよい。

さらに別の局面では、展開された位置は収容された位置に対して後端装置が下方に偏向された第１の展開された位置を含んでもよく、後端装置は収納された位置に対して後端装置が上方に偏向された第２の展開された位置へと動くことができる。たとえば、後端は３０°までの角度を通じて収容された位置に対して上方に回転可能である。収容された位置にあるとき、後端装置には後端装置の翼弦長の２０％以下で翼の一部分（たとえば、スポイラー）が重複してもよい。

さらに別の局面は航空機の翼を操作するための方法に向けられる。そのような１つの方法は、翼と後端装置の前端との間に気流の隙間をあけるように後端装置と翼との間の交点の前方にあるヒンジラインについて後端装置を回転させることにより、翼の後端装置を収容された位置から展開された位置へと動かすステップを含む。この方法はさらに、後端装置が展開された位置にあるときに自由流の空気を隙間に通らせるステップを含む。さらに特定の局面では、翼に隣接する自由流にさらされる後端装置の流れの面は一般に硬質で、後端装置を動かすステップは流れの面の形状を変化させるステップを含まない。

詳細な説明
この開示は、平行でない運動経路を備えた装置を含む航空機の後端装置、および関連す
る方法を説明する。この発明の或る実施例を完全に理解できるようにこの発明のいくつかの具体的な詳細が以下の説明および図２〜図６Ｃに示される。しかしながら、当業者にはこの発明は付加的な実施例を含んでもよく、この発明の別の実施例は以下に説明された具体的な特徴のいくつかなしに実現可能であることが理解されるであろう。

図２は、この発明の或る実施例に従って構成された後端装置２３０を装備された胴体２１１および翼２２０を有する航空機２１０の部分的な概略的等角図である。航空機２１０はさらに、水平安定器２１３および垂直安定器２１５を保持する尾部２１２を含み得る。水平安定器２１３はエレベータ２１４を保持してもよく、垂直安定器２１５はラダー２１６を保持してもよい。航空機２１０は、制御システム２１７（図２に概略的に示される）の指揮下で、後端装置２３０、エレベータ２１４およびラダー２１６を作動させることにより制御可能である。後端装置２３０のさらなる詳細は図３〜図６Ｃに関して以下に説明される。

図３は、最初に図２に関して説明した航空機２１０の左翼２２０の上面図である。翼２２０は、翼２２０の前端２２２にあるかまたはその近傍のスラット２２１などの展開可能な前端装置を含んでもよい。後端装置２３０は前端２２２の後方にあり、複合の後端２８０を形成する。後端装置２３０は、翼２２０の外側の先端に向かって配置された補助翼２３４、翼２２０の内側の先端に向かって配置された内側の後端装置２３１（たとえば、内側のフラップ）、外側の後端装置２３２（たとえば、外側のフラップ）、および内側および外側の後端装置２３１、２３２の間に配置された中間の後端装置２６０（たとえば、フラッペロン）を含んでもよい。後端装置２３０の各々は収容された位置（図３に示される）と１つまたは複数の展開された位置との間で翼２２０に対して動かすことができる。この実施例の一局面では、補助翼２３４は補助翼２３４が展開されたときに翼２２０に対して隙間を形成しないが、内側、外側および中間の後端装置２３１、２３２、２６０は形成する。内側、外側および中間の後端装置（集合的に「隙間をあけられた後端装置２３８」と称する）の運動を以下にさらに詳しく説明する。

内側の後端装置２３１は第１の運動経路２４１に沿って動くことができ、外側の後端装置２３２は第２の運動経路２４２に沿って動くことができ、中間の後端装置２６０は第３の運動経路２４３に沿って動くことができる。各運動経路は航空機２１０の側から見たときに純粋に回転であってもよく、または回転と並進との組合せであってもよい。どの場合でも、各運動経路の成分は対応する隙間をあけられた後端装置２３８を翼２２０に対して後方および下方に運び、それによって翼２２０と後端装置２３８との間に隙間をあける。第１の運動経路２４１は航空機の縦軸２２３に対して第１の角度Ａ１で方向付けてもよい。図３に示される実施例の特定の局面では、第１の角度Ａ１はほぼゼロ度の値を有してもよい。第２の運動経路２４２は縦軸２２３に対して角度Ａ２で方向付けてもよく、第３の運動経路２４３はＡ１とＡ２との間の値を有する角度Ａ３で方向付けてもよい。したがって、運動経路２４１、２４２および２４３は後方に向かって互い集束する。

翼２２０は隙間をあけられた後端装置２３８の近傍に配置されたスポイラー２５０をさらに含んでもよい。スポイラー２５０は外側のスポイラー２５２、内側のスポイラー２５１、および中間のスポイラー２５３を含んでもよい。スポイラー２５０は後端の隙間に隣接する気流をさらに制御できるように隙間をあけられた後端装置２３８と協調して展開することができる。スポイラー２５０は、たとえば速度ブレーキの機能を提供するように、隙間をあけられた後端装置２３８の運動から独立して展開してもよい。この実施例の特定の局面では、スポイラー２５０の各々は翼２２０に対して下方および上方に（たとえば、標準的な補助翼の態様で）回転する単純な蝶番式の装置である。下方への回転は翼２２０に対して付加的な隙間をあけることなく実現可能であり、上方への回転は小さな隙間を生じ得る。スポイラー２５０の後端は、（図３に示されるように）スポイラー２５０がそれ
らの収容された位置にあるときおよびスポイラー２５０が下方に展開されたときの両方に一般に単調な輪郭を形成するように整列させることができる。

図４Ａは図３に示される翼２２０の一部分の上面図であり、中間の後端装置２６０にほぼ中心を置いている。翼２２０は後桁２９０を含んでもよく、翼の燃料の体積は後桁２９０の前方にあり、隙間をあけられた後端装置２３８は後桁２９０の後方にある。隙間をあけられた後端装置２３８の各々は、収容された位置と展開された位置との間で後端装置を動かすために少なくとも１つのアクチュエータを含んでもよい。したがって、内側の後端装置２３１は内側のアクチュエータ２４４に結合されてもよい。外側の後端装置２３２は外側のアクチュエータ２４５に結合されてもよく、中間の後端装置２６０は中間のアクチュエータ２６５に結合されてもよい。例示のため、隙間をあけられた後端装置２３８の各々に結合された単一のアクチュエータが示されるが、当業者には各装置２３８は他の実施例で複数のアクチュエータに結合可能であることが理解されるであろう。これらの実施例のどれにおいても、内側および外側の後端装置２３１、２３２が一般に低速の揚力の増大のためにのみ使用され、中間の後端装置２６０が（低速の揚力の増大に加え）横揺れ制御のために使用される場合、中間のアクチュエータ２６５は内側のアクチュエータ２４４および／または外側のアクチュエータ２４５のものより高い作動率を有してもよい。したがって、中間のアクチュエータ２６５は補助翼機能を行なうために適切な応答時間を提供可能である。

隙間をあけられた後端装置２３８の各々は、翼２２０の近くに配置された前端および末端の後端を含んでもよい。内側の後端装置２３１は第１の前端２７１および第１の後端２８１を含み得る。外側の後端装置２３２は第２の前端２７２および第２の後端２８２を含み得る。中間の後端装置２６０は第３の前端２７３および第３の後端２８３を含み得る。前端２７１、２７２および２７３は複合の装置前端２７０を形成してもよく、後端２８１、２８２および２８３は複合の後端２８０を形成してもよい。この実施例の特定の局面では、隙間をあけられた後端装置２３８の各々は、対応する前端に一般に平行であるヒンジラインについて回転することにより純粋な回転運動を行なうことができる。したがって、第１の運動経路２４１は第１の前端２７１に対して一般に垂直であり、第２の運動経路２４２は第２の前端２７２に対して一般に垂直であり、第３の運動経路２４３は第３の運動前端２７３に対して一般に垂直であってもよい。

（図４Ａに示されるように）隙間をあけられた後端装置２３８が収容された位置にあるとき、対応する後端２８１、２８２、２８３は、単調に変化する写像を規定する一般に連続的な複合の後端２８０を形成してもよい。この構成では、前端２７１、２７２および２７３は、図４Ａに破線で示されるように、それぞれ対応するスポイラー２５１、２５２および２５３の下にあってもよい。前端２７１、２７２、２７３は翼２２０の横軸２２４に対して（翼幅方向で）連続的により大きな角度で各々振られてもよい。第１の前端２７１は第１の角度Ｌ１で振られてもよく、第２の前端２７２は角度Ｌ２で振られてもよく、第３の前端２７３はＬ１とＬ２の間である角度Ｌ３で振られてもよい。図４Ａにも示されるように、第１、第２および第３の前端２７１、２７２および２７３は、隙間をあけられた後端装置２３８が収容された位置にあるときに互いに対して段を付けられてもよい。隙間をあけられた後端装置２３８が収容された位置にあるとき、前端は対応するスポイラーの下に配置されるため、このことは空気力学的に悪い結果を有するとは考えられない。

図４Ｂは図４Ａに示される翼２２０の部分の拡大概略図であり、隙間をあけられた後端装置２３８は収容された位置および選択された展開された位置に示される。隙間をあけられた装置２３８の一般的な外形は装置が収容されたときは実線で、装置が部分的に展開されたとき（離陸設定に対応する）は破線で、装置が完全に展開されたとき（着陸設定に対応する）は想像線で示される。上述のように、隙間をあけられた装置２３８が収容された
位置にあるとき、後端２８１、２８２および２８３は一般に単調に変化する写像を有する複合の後端２８０を形成する。隣接する装置２３８の側の間には小さな空間があり得るが、複合の後端２８０全体は有意の段を含まない。反対に、複合の前端２７０（第１の前端２７１、第２の前端２７２および第３の前端２７３によって形成される）は段を付けられ、一般に単調に変化する写像を形成しない。隙間をあけられた後端装置２３８が収容された位置から展開された位置に動くとき、複合の後端２８０はさらに段を付けられ、複合の前端２７０は段が少なくなる。たとえば、図４Ｂで破線によって示されるように、隙間をあけられた後端装置２３８が部分的に展開された位置（破線で示される）にあるとき、前端２７１、２７２および２７３は互いにより接近して整列し、後端２８１、２８２および２８３は一般に単調に変化する複合の後端２８０から離れる。（図４Ｂの想像線によって示されるように）隙間をあけられた後端装置２３８が完全に展開された位置に動くとき、複合の前端２７０は一般に単調に変化する写像を描いてもよく、複合の後端２８０は段を付けられる。したがって、複合の前端２７０の隣接する隙間をあけられた後端装置２３８の端の間には空間があり得るが、複合の前端２７０の全体的な外形は一般に単調であり段を付けられない。

この発明のいくつかの実施例による隙間をあけられた後端装置２３８の或る配置の１つの特徴は、装置２３８の３つすべてがそれらの展開された位置に動かされたときに空気力学的な隙間を形成し得ることである。この配置の利点は、装置２３８は、装置が隙間をあけられていない場合に可能であろうより大きな偏向角度に展開できることであり、このことはより優れた航空機の制御および航空機の着陸の速度の低減を実現する。

上述の実施例の少なくとも一部の別の特徴は、一般に台形の平面の形状を有し、かつ２つの付加的な隙間をあけられた後端装置２３１、２３２の間に配置された中間の、隙間をあけられた後端装置２６０を含み得ることである。台形の形状によって、振りがほとんどまたは全くない翼２２０の部分にある内側の後端装置２３１と、有意の振り角度を有する翼２２０の部分にある外側の後端２３２装置との間に中間の後端装置２６０を装着することができる。さらに、中間の後端装置２６０は、内側および外側の後端装置２３１、２３２の運動経路の間に整列される運動経路に沿って翼２２０に対して後方に動くことができる。この配置によって、中間の後端装置２６０は、これも後方に動いている内側および外側の後端装置２３１、２３２と干渉することなく、下方および場合によっては後方に（少なくとも短い距離だけ）動くことができる。結果として、中間の後端装置２６０は翼２２０に対して隙間を形成することができ、これは隣接する装置と干渉することなく高い偏向角度でその効果を増加させる。この配置の全体的な効果は、既存の後端装置の配置と比較したときに後端装置２３８の使用を増加させることができる点である。

上述の配置の少なくとも一部の実施例のさらに別の特徴は、後端装置が収容されたときにスポイラーまたは翼の別の部分によって覆われる前方２０％（またはそれより少ない）を有する後端装置を含み得ることである。この配置の利点は、後端装置が展開されたときに翼と後端装置との間に好適な隙間をあけるために後方への動きがより少なくて済むことである。

図５Ａ〜図５Ｃは中間の後端装置２６０の概略図であり、後端装置２６０を上述の隣接する後端装置２３１、２３２と統合しやすくし得る特徴を含む。まず図５Ａを参照すると、中間の後端装置２６０は距離Ｆだけ第３の前端２７３の前方にあるヒンジ点２６１を有してもよい。ヒンジ点２６１は中間の後端装置２６０の上方面２６９および下方面２６８の両方の下方にあってもよい。特定の実施例では、ヒンジ点２６１は下方面２６８の下方の距離Ｄにある。別の実施例では、ヒンジ点２６１の位置は翼２２０の或る部分と中間の後端装置２６０の上方面２６９との間の交点Ｉに関して特定することができる。図５Ａに示される実施例では、交点Ｉは中間のスポイラー２５３の最も後方の点にあってもよく、
別の実施例（たとえば、翼２２０がスポイラーをこの場所に含まない実施例）では、交点Ｉは翼２２０の別の部分にあってもよい。これら実施例のどれでも、ヒンジ点２６１は交点Ｉの下の距離Ｄ１、交点Ｉの前方の距離Ｆ１にあり得る。

ヒンジ点２６１を前端２７３（および／または交点Ｉ）の前方に位置付け、かつ中間の後端装置２６０の下方の比較的浅い深さＤ（またはＤ１）に位置付けることにより、中間の後端装置２６０はそれが展開されるとき隣接する後端装置の運動と干渉する可能性が少なくなり得る。具体的には、この配置によって、（図５Ｂに示されるように）中間の後端装置２６０が展開されたとき中間の後端装置２６０の動きの有意の部分を（後方に加え）下方にすることができる。たとえば、この配置では、中間の後端装置２６０の前端２７３は、ヒンジ点２６１が前端２７３に対して前方に配置されている結果として、有意な余地をもって下方に動くことができる。このことは、ヒンジ点が前端にあるかまたは前端の後ろにある多くの既存の後端装置とは異なる。この配置の利点は、中間の後端装置２６０は、隣接する後端装置の運動と干渉しない（図３に示される）中間のフラップの運動経路２４３に沿って動くときに空気力学的に有意な隙間２６２を形成することができることである。

中間の後端装置２６０の面（たとえば、下方面２６８および上方面２６０）は少なくとも１つの実施例では一般に硬質であってもよく、したがって中間の後端装置２６０が展開されたときに大きく形状を変化させない。このことは、展開中に形状を変化させる一部の他の後端装置とは異なる。この実施例の一局面では、ヒンジ点２６１の位置によって、後端装置２６０は展開されたときに柔軟な流れの面を必要とすることなく隙間２６２をあけることができる。

隙間２６２のサイズは中間のスポイラー２５３によって少なくとも部分的に制御可能である。中間のスポイラー２５３は、スポイラーのヒンジ点２５４について回転可能であり、（図５Ｂに示されるように）後端装置２６０が下方に偏向されたとき後端装置２６０の運動に（少なくとも部分的に）従うことができる。（図５Ｃに示されるように）後端装置２６０が上方に偏向されたとき、スポイラー２５３は隙間２６２を排除するかまたはほぼ排除するような態様でこの運動に従うことができる。したがって、スポイラー２５３は、スポイラー２５３が実際に後端装置２６０に擦れることなく、後端装置２６０に対してそれをほぼ封止する運動経路に従うことができる。別の実施例では、そのような擦れ合いはスポイラー２５３または後端装置２６０を損傷しない限り許容されることがある。この配置によって、後端装置２６０は横揺れ制御および／または翼の負荷の減少のために上方きに偏向させることができる。（図５Ａの破線で示されるように）中間のスポイラー２５３はスポイラーおよび／または速度ブレーキとして作用するように後端装置２６０から独立して操作されてもよい。特定の実施例では、後端装置２６０は収容された位置に対して少なくとも１０°で上方に偏向されてもよく、さらに特定の実施例では、後端装置２６０は３０°までで上方に偏向されてもよい。

図４Ａに関して説明したように、中間のスポイラー２５３は両方の要素がそれらのそれぞれの収容された位置にあるときに中間の後端装置２６０に重複してもよい。特定の実施例では、（図５Ａに示される）重複距離Ｏは、中間の後端装置２６０の翼弦長Ｃ（図５Ａ）の２０％以下であり得る。この配置の実施例の利点は、中間の後端装置２６０は中間スポイラー２５３から離れて動きかつ隙間をあけるために大きな量だけ後方に動く必要がないことである。

特定の実施例では、図５Ａに関して説明した距離Ｆ１およびＤ１は、互いに対しておよび／または中間の後端装置２６０の翼弦長Ｃに対して無次元化されたとき特定の値の範囲を有し得る。たとえば、図５Ｄは無次元格子上に描かれた代表的なヒンジ点２６１を示す
。点Ｉ（原点）は翼２２０と中間の後端装置２６０の上方面２６９との間の交点を示す。ｘのスケールは、中間の後端装置２６０の翼弦長Ｃによって無次元化されたヒンジ点２６１の前方／後方の位置を示す。ｙのスケールは、これも翼弦長Ｃによって無次元化されたヒンジ点２６１の上方／下方の位置を示す。この発明の特定の局面によるヒンジ点２６１は線２５９の前方および上方にある。したがって、これらのヒンジ点２６１は、それぞれ点２５８ａ〜２５８ｅとして示されるｘ、ｙ座標（．０５，−．０５）、（．１，−．２）、（．２，−．３）、（．５，−．４）および（１．０，−．５）を通る一連の線分の前方および上方にあるものとして説明され得る。

図５Ａに戻ると、後桁２９０は中間の後端装置２６０の比較的遠くの前方に配置されてもよい。たとえば、後桁２９０は第３の前端２７３の前方の距離Ｓに配置されてもよい。局所的な流れの方向の翼弦長Ｃに対するＳの比率は約０．５の値を有し得る。場合によっては、この比率はより高くもなり得る。この比率は中間の後端装置２６０（具体的には、中間の後端装置２６０の外端）に当てはまり得るが、その装置の全長に沿ったあらゆる点で、図３に示される外側の後端装置２３２にも当てはまり得る。

（たとえば、外側の後端装置２３２に当てはまるような）上述の比率は、Ｓ／Ｃの比率が約０．２から約０．３２へと変化する多くの既存の配置とは異なる。図５Ａに示される配置の実施例の利点は、全体的な燃料の体積に大きく影響を与えることなくヒンジ点２６１（および関連する作動機構）の前方の位置を可能にすることである。このことは外側の後端装置２３２の統合を改善することができる。

図６Ａ〜図６Ｃは中間の後端装置２６０の操作をさらに詳しく説明する。図６Ａは収容された位置にある中間の後端装置２６０を示す。上述の構成要素に加え、航空機の翼２２０は後端装置２６０の下方面に沿って気流を制御する下方の谷間ドア２６３を含んでもよい。図６Ｂに示されるように、中間の後端装置２６０は前端２７３と翼２２０との間に隙間２６２をあけるように下方の展開された位置へと動かされている。したがって、アクチュエータ２６５は、アクチュエータの連結２６６を後方に駆動して中間の後端装置２６０をその運動経路２４３に沿って動かす。下方の谷間ドア２６３は、アクチュエータ２６５と中間の後端装置２６０との間でカップリングと機械的に連結させて、邪魔にならないところで回転させかつ隙間２６２をあけて空気（矢印Ａによって示される）を通らせるようにしてもよい。中間のスポイラー２５３も中間の後端装置２６０の運動に機械的に連結させて下方に回転させかつ隙間２６２のサイズを制御するようにしてもよい。他の実施例では、下方の谷間ドア２６３および／または中間のスポイラー２５３の運動は、他の態様で、たとえば、独立した油圧式または電気的な制御システムによって制御可能である。図６Ｃは、たとえば、横揺れ制御または翼の負荷の軽減機能を行なっているときの中間の後端装置２６０および上方に偏向された中間のスポイラー２５３を示す。図６Ｃにも示されるように、ヒンジ２６１の深さを比較的浅くすることによって、翼２２０の下方面での大きいか、さもなくば広範なフェアリングの必要性を低減するかまたは排除することができる。隙間をあけられた後端装置と垂れ下がったスポイラーとの組合せは、高揚力システムの空気力学的な性能およびそれらが設置される翼の両方を改善することができる。

特定の実施例では、図６Ａ〜図６Ｃに示される配置は、中間のスポイラー２５３を中間の後端装置２６０に装着して２つの装置間の隙間２６２を制御するカムトラック２９１および関連する連結装置を含み得る。カムトラック２９１のカム面の外形を調整することにより、中間の後端装置２６０に対する中間のスポイラー２５３の位置は運動の範囲全体にわたって高い精度で特定可能である。カムトラック２９１は、油圧式または電気的なアクチュエータ、またはベルランク機構などの他の実施例を上回る具体的な利点を付加することができる。たとえば、（油圧式または電気的な）アクチュエータはカムトラック２９１より重くなることがあり、および／またはより費用がかかり得る。ベルクランクはカムト
ラック２９１と重量および信頼性では同様であるが、隙間２６２を管理するためのカムトラック２９１の柔軟性および適合性には匹敵しない。図６Ａ〜図６Ｃに示される実施例の特定の局面では、カムトラック２９１は後退させられた位置の中間の後端装置２６０につなげるスポイラー２５３の能力を改善することができる。さらに、カムトラック２９１は中間の後端装置２６０の所与の下の位置（たとえば、離陸位置および着陸位置）に対して或る値で隙間２６２を設定するのを支援することができる。カムトラック２９１は特定の動きのパターンに対して制御を提供することもできる。たとえば、中間の後端装置２６０が巡航（後退させられた）位置から下へ動くとき、カムトラック２９１は、スポイラー２５３が「静止して」、中間の後端装置２６０が下に動くときに隙間２６２がすばやく増加できるように形作ることができる。同様に、中間の後端装置２６０が巡航（後退させられた）位置から上に動くとき、スポイラー２５３はすばやく上方に動いて、上昇する中間の後端装置２６０をクリアすることができる。

上述のことから、この発明の具体的な実施例を例示のためにここに説明してきたが、この発明を離れることなくさまざまな変形例が可能であることが理解されるであろう。たとえば、一部の実施例では、中間の後端装置は内側および外側の後端装置の間に設置可能であり、図面に示されたもの以外の配置によって駆動される隙間をあけられ展開された構成を有し得る。中間の後端装置を含む後端装置は、翼にわたって翼幅方向の揚力の分布を制御するように展開可能である。いくつかの実施例の後端装置の運動は回転運動を含む。少なくとも一部の実施例では、後端装置の運動は他の運動も含み得る（たとえば、線形運動）。特定の実施例の文脈で説明されたこの発明の局面は組合されてもよく、または他の実施例では排除されてもよい。たとえば、３つの隙間をあけられた後端装置の文脈で説明されたこの発明の局面は、他の実施例ではより多くの数の隙間をあけられた後端装置に広げることができる。さらに、この発明の或る実施例に関連する利点はそれら実施例の文脈で説明されているが、他の実施例がそのような利点を示してもよく、この発明の範囲内にあるためにすべての実施例が必ずしもそのような利点を示す必要はない。したがって、この発明は特許請求の範囲による以外には制限されない。

先行技術に従って構成された航空機の翼の図である。 先行技術に従って構成された航空機の翼の図である。 先行技術に従って構成された航空機の翼の図である。 この発明の実施例に従って構成された後端装置を備えた翼を有する航空機の等角図である。 図２に示される翼の１つの拡大上面図である。 図３に示される翼の一部分の拡大平面図である。 収容された位置および展開された位置の図４Ａに示される翼の後端装置の図である。 この発明の実施例に従った収容された位置および展開された位置の中間の後端装置の概略的側面図である。 この発明の実施例に従った収容された位置および展開された位置の中間の後端装置の概略的側面図である。 この発明の実施例に従った収容された位置および展開された位置の中間の後端装置の概略的側面図である。 後端装置の翼弦長によって無次元化され、かつこの発明のいくつかの実施例に従った後端装置と翼との間の交点に対して位置付けられたヒンジ点の位置を示すグラフである。 図４Ａ〜図４Ｃに示される中間の後端装置の部分的な概略的側面図であり、この装置のさらに別の特徴を示す。 図４Ａ〜図４Ｃに示される中間の後端装置の部分的な概略的側面図であり、この装置のさらに別の特徴を示す。 図４Ａ〜図４Ｃに示される中間の後端装置の部分的な概略的側面図であり、この装置のさらに別の特徴を示す。

符号の説明

２２０ 翼、２３０ 後端装置。

Claims (25)

1. 航空機システムであって、
   翼と、
   前記翼に結合された後端装置とを含み、前記後端装置は収容された位置と展開された位置との間で前記翼に対して可動であり、前記後端装置は前端、後端、上方面および下方面を有し、前記上方面は前記後端装置が前記収容された位置にあるときに前記翼との交点を有し、
   前記翼に対する前記後端装置の運動は前記交点の前方に配置されたヒンジラインについての回転運動を含み、
   前記後端装置が前記展開された位置にあるときに前記翼の後端と前記後端装置の前端との間に気流の隙間が配置される、航空機システム。
2. 前記後端装置は前記後端装置の前記前端と前記後端との間に翼弦長Ｃを有し、
   ｘ軸に沿って前記交点の前方および後方の位置、ならびにｙ軸に沿って前記交点の上方および下方の位置を表わすグラフでは、前記ヒンジ点は以下の座標（０．５＊Ｃ，−０．５＊Ｃ）、（０．１＊Ｃ，−０．２＊Ｃ）、（０．２＊Ｃ，−０．３＊Ｃ）、（０．５＊Ｃ，−０．４＊Ｃ）、および（１．０＊Ｃ，−０．５＊Ｃ）を通る一連の一般に真っ直ぐな線分の前方および上方に配置される、請求項１に記載の航空機システム。
3. 前記ヒンジラインは第１のヒンジラインであり、前記翼は前記後端装置の前方に配置されたスポイラーを含み、前記スポイラーは中立の位置から上方および下方の両方への前記後端装置の運動に従うように第２のヒンジラインについて前記翼に対して旋回可能であり、前記交点は前記スポイラーと前記後端装置の上方面とが出合う点にある、請求項１に記載の航空機システム。
4. 前記展開された位置は前記後端装置が前記収容された位置に対して下方に偏向された第１の展開された位置であり、前記後端装置は前記後端装置が前記収容された位置に対して上方に偏向された第２の偏向位置へと可動である、請求項１に記載の航空機システム。
5. 前記後端装置は３０度までの角度を通じて前記収容された位置に対して上方に回転可能である、請求項４に記載の航空機システム。
6. 前記後端装置は装置の翼弦長を有し、前記翼の部分は前記後端装置が前記収容された位置にあるときに前記装置の翼弦長の２０％以下で前記後端装置に重複する、請求項１に記載の航空機システム。
7. 前記後端装置は前記翼に隣接する自由流にさらされかつ前記後端が前記収容された位置から前記展開された位置へと動くときに形状を変化させる柔軟な流れの面を含まない、請求項１に記載の航空機システム。
8. 前記ヒンジラインは前記後端装置の前記前端の前方に配置される、請求項１に記載の航空機システム。
9. 前記ヒンジラインは第１のヒンジラインであり、前記翼は前記後端装置の前方に配置されたスポイラーを含み、前記スポイラーは第２のヒンジラインについて前記翼に対して旋回可能であり、前記交点は前記スポイラーと前記後端装置の上方面とが出合う点にある、請求項１に記載の航空機システム。
10. 前記スポイラーは前記後端装置と協調的な態様で動くように前記後端装置に機械的に結
    合される、請求項９に記載の航空機システム。
11. 前記翼の下方面の近傍の前記翼に結合されたドアをさらに含み、前記ドアは前記ドアが前記翼の下方面と前記後端装置の前端との間で封止を提供する収容された位置と、前記ドアが前記後端装置の前端から間隔をあけられる展開された位置との間で前記後端装置に対して可動である、請求項９に記載の航空機システム。
12. 前記翼の下方面の近傍の前記翼に結合されたドアをさらに含み、前記ドアは前記ドアが前記翼の下方面と前記後端装置の前端との間で封止を提供する収容された位置と、前記ドアが前記後端装置の前端から間隔をあけられる展開された位置との間で前記後端装置に対して可動である、請求項１に記載の航空機システム。
13. 前記ドアは前記後端装置と協調的な態様で動くように前記後端装置に機械的に結合される、請求項１２に記載の航空機システム。
14. 前記後端装置はフラッペロンを含み、前記システムはさらに、
    前記フラッペロンの近傍の前記翼に結合されたフラップを含み、前記フラップは収容された位置と展開された位置との間で前記翼に対して可動であり、前記システムはさらに、
    前記翼と前記フラッペロンとの間に結合された第１のアクチュエータを含み、前記第１のアクチュエータは第１の最大の作動率を有し、前記システムはさらに、
    前記翼と前記フラップとの間に結合された第２のアクチュエータを含み、前記第２のアクチュエータは第１のものより小さい第２の最大の作動率を有する、請求項１に記載の航空機システム。
15. 前記翼は第１の翼を含み、前記システムはさらに、
    第２の翼と、
    前記第１および第２の翼に結合された胴体と、
    前記胴体に結合された尾部とを含む、請求項１に記載の航空機システム。
16. 航空機であって、
    胴体と、
    前記胴体に結合された尾部と、
    翼と、
    前記翼に結合された後端装置とを含み、前記後端装置は前端、後端、前記前端から前記後端へと延在する一般に硬質の上方面、前記前端から前記後端へと延在する一般に硬質の下方面、前記上方面と前記下方面との間で前記前端から前記後端へと延在する翼弦長Ｃを有し、前記後端装置は収容された位置、前記後端装置が前記収容された位置から下方に動かされた第１の展開された位置、および前記後端装置が前記収容された位置から上方に動かされた第２の展開された位置との間で前記翼に対して可動であり、前記航空機はさらに、
    前記後端装置の前方に配置されたスポイラーを含み、前記スポイラーは前記収容された位置から上方および下方の両方への前記後端装置の運動に従うように第２のヒンジラインについて前記翼に対して旋回可能であり、
    前記上方面は前記後端装置が前記収容された位置にあるときに前記スポイラーとの交点を有し、
    前記翼に対する前記後端装置の運動は（ａ）前記交点の前方、および（ｂ）前記交点の下方に配置された第１のヒンジラインについての回転運動を含み、
    ｘ軸に沿って前記交点の前方および後方の位置、およびｙ軸に沿って前記交点の上方および下方の位置を示すグラフでは、ヒンジ点は以下の座標（０．５＊Ｃ，−０．５＊Ｃ）、（０．１＊Ｃ，−０．２＊Ｃ）、（０．２＊Ｃ，−０．３＊Ｃ）、（０．５＊Ｃ，−０
    ．４＊Ｃ）、および（１．０＊Ｃ，−０．５＊Ｃ）を通る一連の一般に真っ直ぐな線分の前方および上方に配置され、
    前記後端装置が少なくとも１つの展開された位置にあるときに前記翼の後端と前記後端装置の前端との間に気流の隙間が位置付けられる、航空機。
17. 前記第１のヒンジラインは前記後端装置の前端の前方に配置される、請求項１６に記載の航空機。
18. 前記スポイラーは前記後端装置と協調的な態様で動くように前記後端装置に機械的に結合され、前記システムは前記後端装置の運動を案内するように配置されたカムトラックをさらに含む、請求項１６に記載の航空機。
19. 航空機の翼を操作するための方法であって、
    前端と翼との間に気流の隙間をあけるように後端装置と前記翼の上方面との間の交点の前方にあるヒンジラインについて後端装置を回転させることにより収容された位置から展開された位置へと翼の後端装置を動かすステップと、
    前記後端装置が前記展開された位置にあるときに自由流の空気が前記隙間を通るようにするステップとを含む、方法。
20. 前記後端装置を回転させるステップは前記後端装置の前端の前方にあるヒンジラインについて前記後端装置を回転させるステップを含む、請求項１９に記載の方法。
21. 前記後端装置を動かすステップは前記収容された位置から下方に前記後端装置を回転させるステップを含み、前記方法は前記収容された位置から上方に前記後端装置を回転させるステップをさらに含む、請求項１９に記載の方法。
22. 前記後端装置を偏向させることにより前記航空機の横揺れ運動をアクティブに制御するステップをさらに含む、請求項１９に記載の方法。
23. 前記後端装置を偏向させることにより前記翼にわたる翼幅方向の揚力の分布をアクティブに制御するステップをさらに含む、請求項１９に記載の方法。
24. 前記後端装置は装置の翼弦長を有し、前記方法は前記翼が前記装置の翼弦長の２０％以下で前記後端装置に重複するように前記後端装置を位置付けることにより前記後端装置を収容するステップをさらに含む、請求項１９に記載の方法。
25. 前記翼に隣接する自由流にさらされる前記後端装置の流れの面は一般に硬質であり、前記後端装置を動かすステップは前記面の形状を変化させるステップを含まない、請求項１９に記載の方法。

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