JP2010528927A - エアロスペースビークルのフェアリングシステムとそれに関連する方法 - Google Patents

Abstract

航空機のフラップ表面の駆動機構を収容するフェアリングを含む、エアロスペースビークルのフェアリングシステムとそれに関連する方法が開示される。例えば、一実施形態による方法は、エアフォイル全体の揚力分布を調節することを含むことができる。エアフォイルは、胴体に近い第１部分と外側寄りの第２部分とを含む。本方法は、第１フェアリングの最大湾曲点を、胴体に近い第１部分近傍において、エアフォイルの後縁の少なくとも概ね前方に位置決めすることを含むことができる。また、本方法は、第２フェアリングの最大湾曲点を、外側寄りの第２部分近傍において、エアフォイルの後縁の少なくとも概ね後部に位置決めすることを含むことができる。第１及び第２のフェアリングの最大湾曲点の位置は、少なくとも部分的に、標的とする揚力分布に基づいている。

Description

本発明は、概して、航空機のフラップ表面の駆動機構を収容するフェアリングを含む、エアロスペースビークルのフェアリングシステムと、それに関連する方法に関する。

現代の高速の航空機は通常、高速飛行又は巡航飛行中の抵抗を低く抑える薄い翼を有する。これら航空機の翼は、多くの場合、航空機を制御し、及び／又は低速運転（例えば離着陸）に航空機を対応させるための、様々な可動表面を含んでいる。例えば、燃料を輸送することに加え、高速輸送航空機の翼は一般に、エルロン表面、スポイラ表面、前縁デバイス表面、及び後縁フラップ表面を含んでいた。これらの可動表面は、多くの場合翼の前縁及び後縁又はそれらの近くに位置しており、その位置では翼が薄すぎて、これらの表面の操作に必要な支持構造及び／又は駆動機構を完全に封入できない。したがって、翼の中に入らない駆動機構及び／又は支持構造の部分を収容するために、翼にはしばしばフェアリングが搭載される。これらのフェアリングは通常、高速飛行又は巡航飛行中の抵抗を低く抑えるために、流線型である。

図１は、縦軸Ｌ１を有する胴体５１、第１翼１０ａ、及び第２翼１０ｂを備えた従来の輸送機５０の構造の一部を示している。第１翼は、可動フラップ表面１３ａと、可動エルロン表面１３ｂとを含む。フェアリング２０は、第１翼１０ａの下側に搭載されており、フラップ１３ａの操作に必要な支持構造及び駆動機構の部分を収容している。フェアリングは、胴体５１の縦軸Ｌ１と少なくとも実質的に平行な縦軸Ｌ２を有する。フェアリング２０の平面図形は（例えば、翼の上部から見たとき）流線型であり、フェアリングの縦軸Ｌ２に対して最も幅の広い部分は、エアフォイルの後縁の完全に前方に位置する（例えば、フラップ１３ａの後縁の完全に前方）。しかしながら、これらのフェアリングも航空機に抗力を生成する。

本明細書は、航空機のフラップ表面の駆動機構を収容するフェアリングを含むエアロスペースビークルのフェアリングシステムと、それに関連する方法を開示する。一実施形態による方法は、例えば、エアフォイル全体の揚力分布を調整することを含むことができる。エアフォイルは、胴体に近い第１部分と、外側寄りの第２部分とを含んでいる。本方法は、第１フェアリングの最大湾曲点を、胴体に近い第１部分側において、エアフォイルの後縁の少なくとも概ね前方に位置決めすることを含むことができる。本方法はまた、第２フェアリングの最大湾曲点を、外側寄りの第２部分側において、エアフォイルの後縁の少なくとも概ね後方に位置決めすることを含むことができる。第１及び第２フェアリングの最大湾曲点は、少なくとも部分的に、標的とする揚力分布に基づいて決定される。

本発明の別の態様は、航空機システムを目的とするものである。航空機システムの一実施形態は、例えば、胴体に近い第１部分、外側寄りの第２部分、及び後縁を有するエアフォイルを含むことができる。本航空機システムはまた、エアフォイルの第１部分側に搭載される第１フェアリングと、エアフォイルの第２部分側に搭載される第２フェアリングとを含む。第１フェアリングは、後縁の少なくとも概ね前方に最大湾曲点を有し、第２フェアリングは、後縁の少なくとも概ね後方に最大湾曲点を有する。

フラップフェアリングを有する従来技術による航空機の構造の一部を示す。 本発明の実施形態により構成された第１フェアリングシステムと第２フェアリングシステムとを備えたエアロスペースビークルの構造の一部を示す。 図２に示す第１フェアリングシステムの構造の一部を示す拡大図である。 図２の第１フェアリングシステムの構造の一部を示す、ほぼ線４−４における断面図であり、第１可動表面の第１位置を示す。 図４の第１フェアリングシステムの構造の一部を示す断面図であり、第１可動表面の第２位置を示す。 図４の第１フェアリングシステムの構造の一部を示す断面図であり、第１可動表面の第３位置を示す。 図２に示す第２フェアリングシステムの構造の一部を示す拡大図である。 本発明の別の実施形態により構成された第１フェアリングシステムと第２フェアリングシステムとを含む揚力面の構造の一部を示す。 図８のフェアリングシステム構造を備えた場合と備えていない場合両方の、航空機の抗力測定値と抗力予測値のグラフである。 本発明のまた別の実施形態により構成されたフェアリングシステムの構造の一部を示す。

本発明は、航空機のフラップ表面の駆動機構を収容するフェアリングを含む、エアロスペースビークルのフェアリングシステムとそれに関する方法に関する。後述の説明及び図２−１０には、特定の実施形態が完全に理解されるように、複数の特定の詳細が開示されている。しかしながら、当業者であれば、本発明には他の実施形態が可能であること、及び後述する特定の特徴のうちの幾つかを含まない他の実施形態も実施可能であることが分かるであろう。

図２は、本発明の実施形態による第１フェアリングシステム１００ａ及び第２フェアリングシステム１００ｂを有するエアロスペースビークル１５０を示している。一部の実施形態では、フェアリングシステム１００ａ及び１００ｂは、種々の航空機に現在使用されているフェアリングと比較して、干渉抗力を低減し、及び／又は揚力を増大させることができる。第１フェアリングシステム１００ａの特徴については、図３−６を参照して後述で更に説明する。第２フェアリングシステム１００ｂについては、図７を参照して後述で更に説明する。

図２に示す実施形態では、エアロスペースビークル１５０は、胴体１５１を通る（例えば胴体の先端と後端を通る）縦軸Ｌ１を有する。エアロスペースビークル１５０はまた、第１エアフォイル１１０ａ（例えば左翼）、第２エアフォイル１１０ｂ（例えば右翼）、第３エアフォイル１１０ｃ（例えば左水平尾翼、第４エアフォイル１１０ｄ（例えば右水平尾翼）、及び第５エアフォイル１１０ｅ（例えば垂直安定板）を含む、胴体１５１に連結された複数のエアフォイルを有している。他の実施形態では、エアロスペースビークル１５０は、異なる数の胴体１５１、異なる数のエアフォイル１１０、及び／又はエアロスペースビークル及び／又は胴体１５１とエアフォイル１１０との異なる連結の構成を有することができる。

図示の実施形態では、第１エアフォイル１１０ａは、後縁１１２と、二つの可動表面１１３、即ちフラップ表面として構成された第１可動表面１１３ａ及びエルロン表面として構成された第２可動表面１１３ｂとを含む。他の実施形態では、第１エアフォイル１１０ａは、異なる数又は異なる種類の可動表面１１３ａを含むことができる。第１フェアリングシステム１００ａは、エアロスペースビークル１５０の縦軸Ｌ１と少なくとも概ね平行な縦軸Ｌ２を有する第１フェアリング１２０ａを含むことができる。第１フェアリング１２０ａは、第１エアフォイル１１０ａの第１部分１１１ａが、エアフォイル上において第１フェアリング１２０ａの第１セグメント１２３ａの平面図における突出部に対応するように、第１エアフォイル１１０ａに搭載することができる。第２フェアリングシステム１００ｂは、エアロスペースビークル１５０の縦軸と少なくとも概ね平行な縦軸Ｌ３を有する第２フェアリング１２０ｂを含むことができる。第２フェアリング１２０ｂはまた、第１エアフォイル１１０ａの第２部分１１１ｂが、エアフォイル上において第２フェアリング部分１２０ｂの第２セグメント１２３ｂの平面図における突出部に対応するように、第１エアフォイル１１０ａに搭載することができる。第１エアフォイル部分１１１ａは、第１後縁部分１１２ａを含むことができ、第２エアフォイル部分１１１ｂは、第２後縁部分１１２ｂを含むことができる。

図２では、第１エアフォイル部分１１１ａが第１可動表面１１３ａの一部を含んでいる。第１可動表面１１３ａは、第１可動表面１１３ａの後縁の一部が、第１後縁部分１１２ａの少なくとも一部を形成するように位置している。従って、第１後縁部分１１２ａの少なくとも一部は、少なくとも二つの位置（例えば、後退位置と伸張位置）の間で可動である。図示の実施形態では、第１エアフォイル部分１１１ａが、単独ユニットとして動く第１後縁部分１１２ａを含む。他の実施形態では、第１後縁部分は、可動及び固定パーツ及び／又は互いに独立に動く複数のパーツを有する第１後縁部分１１２ａを含む他の構成を有することができる。

図３は、図２に示す第１フェアリングシステム１００ａの構造の一部を示す拡大図である。図示の実施形態では、第１フェアリング１２０ａは、第１エアフォイル１１０ａの下側に搭載されている。例えば、第１フェアリング部分１２０ａは、（例えば、エアフォイル形状から突出する部分を形成するために、）第１エアフォイルの製造後に第１エアフォイル１１０ａに取り付けることができ、及び／又は製造工程の間に第１エアフォイル１１０ａ上／内に組み立てることができる。他の実施形態では、第１フェアリング１２０ａは、第１エアフォイル１１０ａの他の部分に搭載することができる。例えば、第１フェアリングは、エアフォイル１１０ａの上部に搭載することができるか、又はエアフォイルの対向し合う両表面（例えば、垂直なエアフォイルの左右の表面、及び／又は水平なエアフォイルの上下の表面）に搭載することができる。第１エアフォイル１１０ａの後縁１１２は、隣接後縁点１１６を含むことができ、これらの隣接後縁点１１６は、第１フェアリング１２０ａに直接接する第１エアフォイル１１０ａの後縁１１２上の点である。図示の実施形態では、二つの隣接後縁点１１６が、第１隣接後縁点１１６ａと第２隣接後縁点１１６ｂとして示されている。

図示の実施形態では、第１フェアリング１２０ａは、縦軸Ｌ２に沿って、第１エアフォイル部分１１１ａの第１後縁部分１１２ａの前方と後方に延びる第１フェアリング部分１２２ａを有する。図３では、第１フェアリング部分１２２ａは、第１フェアリング１２０ａ全体を含んでいる。他の実施形態では、第１フェアリング部分１２２ａは第１フェアリング１２０ａ全体を含まない。

図３では、第１フェアリング部分１２２ａは、第１フェアリング１２０ａの縦軸に垂直に測定した場合に、第１フェアリング部分１２２ａの他のあらゆる部分の翼幅より大きいか、又はそれと等しい平面図上における単一の翼幅Ｗ１を有する幅広部分１２４ａを有する。第１フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部は、第１エアフォイル部分１１１ａの後方及び／又は第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの少なくとも一方の後方に位置することができる。例えば、図示の実施形態では、第１エアフォイル部分１１１ａの第１後縁部分１１２ａの前方、且つ第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの前方に位置する第１フェアリング部分１２２ａの第２翼幅部分１２４ｂは、幅広部分１２４ａの幅Ｗ１に等しい幅Ｗ２を有するが、第１フェアリング部分１２２ａは、幅広部分１２４ａの幅Ｗ１より幅の大きな部分を持たない。

特定の実施形態では、第１フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部を、第１エアフォイル部分１１１ａの後方及び／又は第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの少なくとも一方の後方に位置決めすることにより、第１フェアリング部分１２２ａ近傍の気流に影響を与えることができ、よって、現行のフェアリングを有するエアフォイルと比較した場合に、抗力の低減及び／又は揚力の増大が達成されることが発見された。この現象に寄与する一の要因は、エアフォイルの後縁近傍に低圧領域を配置することであると考えられる。例えば、エアロスペースビークル１５０が選択された構成で（例えば、第１可動表面１１３ａが後退した位置にある状態で）、且つ特定の動作条件で（例えば、低抗力、高速、及び／又は巡航条件で）操作されるとき、第１フェアリング１２０ａの縦軸に沿う幅を変化させることにより、フェアリングの幅を増大させる程、第１フェアリング１２０ａ近傍を流れる空気（又は他の流体）（例えば、図３の気流の矢印ＡＦで模式的に示す）を加速させることができる。気流が加速するにつれて、局部圧力又は静圧が低下しうる。第１フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部を第１エアフォイル部分１１１ａの後方及び／又は第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの少なくとも一方の後方に配置することにより、第１フェアリング部分１２２ａ及び第１エアフォイル１１０ａの後縁の近傍に低圧領域を位置させることができ、これにより、抗力及び／又は揚力に関して現行のフェアリングより好ましい圧力勾配が得られる。抗力を低下させ及び／又は揚力を増大させることの利点は、例えば燃料の燃焼が低減し、それにより、現行のフェアリングを有する航空機より飛行範囲が拡大すること及び／又は運転費が減少することにより、航空機の性能が向上しうることである。

特定の実施形態では、エアフォイル部分１１１ａの第１後縁部分１１２ａの少なくとも一部が可動であり、図４−６に示すように、第１後縁部分１１２ａのパーツが選択された位置にあるときにだけ、フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａが、エアフォイル部分１１１ｂの後方及び／又は第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの少なくとも一方の後方に位置する。図４は、図２の第１フェアリングシステム１００ａの構造の一部を示す、線４−４における断面図であり、第１位置にある第１可動表面１１３ａを示している。例えば、第１位置にある第１可動表面１１３ａは、一般に巡航用の低抗力運転、及び／又は高速運転に用いられる後退位置にフラップ表面を含むことができる。図示の実施形態では、第１の位置は、上述のように、フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部がエアフォイル部分１１１ａの後方及び／又は第１及び第２隣接後縁点１１６ａ、１１６ｂの少なくとも一方の後方に位置する選択位置である。図４では、第１フェアリングは、駆動機構１１５と、それに関連して第１可動表面１１３ａを支持して動かすのに必要な支持体を収容する。加えて、第１フェアリング１２０ａは、第１部品１２５ａ及び第２部品１２５ｂとして示される、複数の部品を含む。第１及び第２部品１２５ａ、１２５ｂは、第１可動表面１１３ａが動くと、互いに対して動くように構成されている。

他の実施形態では、第１フェアリングシステム１００ａは異なる数の部品を含む他の構成を有することができ、及び／又はフェアリングは他のコンポーネント（例えば、アンテナ、電子部品、及び／又はその他のエアロビークルシステムのコンポーネント）を収容することができるか、或いはコンポーネントを何も収容しなくともよい。しかしながら、第１フェアリング１２０ａはパイロンではない。加えて、図示の実施形態では、第１フェアリングシステム１００ａは単一の可動表面の一部分を含んでいるが、他の実施形態では、第１フェアリングシステム１００ａは、複数の可動表面を含むことができる（例えば、第１フェアリングシステム１００ａは、二つのフラップ表面の一部を含むように配置することができる）。また別の実施形態では、複数のフェアリングシステム１００は、同じ可動表面の部分を含むことができ、例えば複数のフェアリングシステム１００が、単一の可動表面の複数の駆動機構（例えば、単一のフラップ表面を駆動するための駆動機構）を収容することがありうる。

図５は、図４の第１フェアリングシステム１００ａの構造の一部を示す断面図であり、第１可動表面１１３ａは第２位置に配置されている（例えば、フラップが第１伸張位置にある）。図６では、第１可動表面１１３ａは第３位置に配置されている（例えば、第２伸張位置）。図示の実施形態では、第１可動表面１１３ａが第２位置（図５）又は第３位置（図６）にあるとき、フェアリング部分１２２ａの幅広部分１２４ａは、図３に関連して上述したように、第１エアフォイル部分１１１ａの第１後縁部分１１２ａの前方、及び／又は第１及び第２隣接後縁点の前方に位置することができる。例えば、第１可動表面１１３ａは、第１可動表面１１３ａが選択された位置（例えば後退位置）にあるときより抗力を低く抑えることが重要でない低速運転の間に、第１伸張位置（図５）又は第２伸張位置（図６）に配置することが可能なフラップ表面を含むことができる。

図７は、図２に示す第２フェアリングシステム１００ｂの構造の一部を示す拡大図である。図示の実施形態では、第２フェアリング１２０ｂは、第１エアフォイル１１０ａの下側に搭載されている。第２フェアリング１２０ｂは、縦軸Ｌ３に沿って第２エアフォイル部分１１１ｂの第２後縁部分１１２ｂの前方と後方に延びる第２フェアリング部分１２２ｂを有している。図７では、第２フェアリング部分１２２ｂは第２フェアリング１２０ｂの縦軸Ｌ３を中心として非対称である。他の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂは第２フェアリング１２０の縦軸を中心に対称とすることができる。加えて、図示の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂは、第２フェアリング１２０全体の一部しか含まない（例えば、第２フェアリング部分１２２ｂは、図７に示す第２フェアリング１２０ｂのグレーで示す領域ＳＡを含まない）。加えて、図示の実施形態では、第１エアフォイル１１０ａの後縁１１２は、第２フェアリング１２０ｂに直接隣接する第３及び第４隣接後縁点１１６ｃ、１１６ｄを含んでいる。

図示の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂは、概ね側方に向く第１及び第２の側面Ｓ１、Ｓ２を含む。第１及び第２の側面Ｓ１、Ｓ２は、第２フェアリング１２０ｂの縦軸Ｌ３から側方に最も離れた地点を含むことができる。第２フェアリング部分１２２ｂの幅は、縦軸Ｌ３に沿って後方に増大して最も幅の広い部分に到達し、その後小さくなる。従って、第２フェアリング部分１２２ｂは、各々が単一の幅を有する複数の部分１２４を含む。例えば、複数の部分１２４のうちの四つが、図７では、第１の幅Ｗ１を有する第１部分１２４ａ、第２の幅Ｗ２を有する第２部分１２４ｂ、第３の幅Ｗ３を有する第３部分１２４ｃ、及び第４の幅Ｗ４を有する第４部分１２４ｄとして特に示されている。

図７では、第４部分１２４ｄは、第２エアフォイル部分１１１ｂの第２後縁部分１１２ｂの前方、且つ第３及び第４隣接後縁点１１６ｃ、１１６ｄの前方に位置している。第４部分１２４ｄは、第１、第２、及び第３の幅Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３より小さな第４の幅Ｗ４を有している。第３部分１２４ｃの少なくとも一部は、第２エアフォイル部分１１１ｂの後方（例えば、第２後縁部分１１２ｂの後方）、且つ第３隣接後縁点１１６ｃの後方に位置している。第３部分１２４ｃは、第４の幅Ｗ４よりも大きく、第１及び第２の幅Ｗ１、Ｗ２よりも小さな第３の幅Ｗ３を有する。従って、第３の部分１２４ｃの幅は、第３部分１２４ｃの前方に位置するいずれの部分１２４の幅よりも大きいか、又はそれと等しい。

第２部分１２４ｂの全体が、第２エアフォイル部分１１ｂの後方、且つ第３及び第４隣接点１１６ｃ、１１６ｄの後方に位置している。第２部分の第２の幅Ｗ２は、第２部分１２４ｂの前方に位置するいずれの部分１２４の幅よりも大きいか、又はそれと等しい。第１部分１２４ａは、第２部分１２４ｂの後方に位置し、第２の幅Ｗ２よりも大きいか又はそれと等しい第１の幅を有する。従って、第１部分１２４ａは、第２フェアリング部分１２２ｂの幅広部分である。図３に関連して上述したように、特定の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂの幅広部分（例えば第１部分１２４ａ）の少なくとも一部を第２エアフォイル部分１１１ｂの後方に位置決めすることにより、現行のフェアリングを有するエアフォイルよりも、抗力を低下させ及び／又は揚力を増大させる気流が作り出されることが判明している。

図示の実施形態では、第２部分１２４ｂは、第１の側面Ｓ１上の第１の点Ｐ１及び第２の側面上Ｓ２上の第２の点Ｐ２も含む。第１及び第２の点Ｐ１、Ｐ２は、気流方向においてそれぞれの側面Ｓ１、Ｓ２の湾曲が最大である点である（例えば、気流ＡＦに関して及び／又は第２フェアリング１２０ｂの縦軸Ｌ３を基準として）。図７では、幅広部分（例えば、第１部分１２４ａ）は、第１及び第２の点Ｐ１、Ｐ２を含み、第１及び第２の点Ｐ１、Ｐ２は、第２フェアリング１２０ｂの縦軸Ｌ３を中心として互いに向かい合っている。他の実施形態では、第１及び第２の側面Ｓ１、Ｓ２上の最大湾曲点は、第２フェアリング１２０ｂの幅広部分（例えば第１部分１２４ａ）と一致しない。また別の実施形態では、第１及び第２の側面上の最大湾曲点は、第２フェアリング１２０ｂの縦軸Ｌ３を中心として互いに直接向かい合っていない（例えば、最大湾曲点はそれぞれの側面上に位置するが、互いに直接向かい合っていない）。また別の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂの一方の側面の最大湾曲点のみが、第２エアフォイル部分１１１ｂの後方及び／又は第３及び第４隣接後縁点１１６ｃ、１１６ｄの少なくとも一方の後方に位置する。図３−６に関して上述したように、特定の実施形態では、第２エアフォイル部分１１１ｂの第２後縁部分１１２ｂの少なくとも一部が、少なくとも二つの位置へ移動可能であり、第２後縁部分１１２ｂの可動部分が選択された位置（例えば、二つの位置の一方）にあるとき、少なくとも一の最大湾曲点が第２エアフォイル部分１１１ｂの後方及び／又は第３及び第４隣接後縁点１１６ｃ、１１６ｄの少なくとも一方の後方に位置する。また別の実施形態では、第２フェアリング部分１２２ｂの一側面が、複数の最大湾曲点を有することができる（例えば、第２フェアリング部分１２２ｂは、一側面上に、当該側面上で最大湾曲である同じ湾曲を有する二つの地点を有することができる。）

特定の実施形態において、第２フェアリング部分１２２ｂの第１及び第２の側面Ｓ１、Ｓ２の少なくとも一方の最大湾曲点を、第２エアフォイル部分１１１ｂの後方に位置決めすることによって、第２フェアリング部分１２２ｂ近傍の気流ＡＦに影響を与えることができることが判明している。これにより、現行のフェアリングを有するエアフォイルと比べて、抗力を低下させ及び／又は揚力を増大させることができる。この現象に寄与する一要因は、エアフォイル及びフェアリングの後縁近傍に低圧領域が配置されたことと考えられる。例えば、気流ＡＦは、最大湾曲点に近づく程加速する傾向があり、これにより、局部圧力又は静圧が低下する。このような圧力の低下は、現行のフェアリングを有する航空機と比較して、抗力を低下させ及び／又は揚力を増大させることができる。抗力が低下し及び／又は揚力が増大することの利点は、燃料の燃焼が低減し、それにより、現行のフェアリングを有する航空機より飛行範囲が拡大すること及び／又は運転費が減少することにより、航空機の性能が向上しうることである。

また別の実施形態では、固定形状を有するエアフォイルの翼幅方向及び気流方向の揚力分布を、エアフォイルの後縁に対して二つ以上のフェアリングの最大湾曲点の位置を変更することにより、調節又は操作することができることが判明した。以下に詳述するように、このような構成も、従来のフェアリングシステム構造を含む航空機と比較して、抗力を低下させ及び／又は揚力を増大させることができる。更に、特定の航空機のフェアリング構造をそのように調節することにより、高性能な翼設計のみで達成できるものよりも、航空機の抗力を更に低下させることができる。

例えば、図８は、本発明の一実施形態により構成された第１フェアリングシステム２００ａ及び第２フェアリングシステム２００ｂを含むエアロスペースビークル１５０の一部の構造の概略図である。第１フェアリングシステム２００ａは、エアフォイル１１０ａの下側の、胴体に近い第１部分２１２に搭載された、一又は複数の第１フェアリング２２０（二つが第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂとして図示されている）を含む。第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂは、エアロスペースビークル１５０の縦軸Ｌ１（図２）に少なくとも概ね平行な縦軸Ｌ４を有する。第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂの各々は、縦軸Ｌ４の両側で概ね反対方向に向く、第１の側面Ｓ３と第２の側面Ｓ４とを含む。個々の第１フェアリング２２０ａと２２０ｂは、第１の側面Ｓ３上の第１の点Ｐ３と、第２の側面Ｓ４上の第２の点Ｐ４も含む。第１及び第２の点Ｐ３及びＰ４は、それぞれ対応する側面Ｓ３及びＳ４の気流方向における（つまり、気流ＡＦ及び／又は第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂの縦軸Ｌ４を基準とする）最大湾曲点である。図８に示す実施形態では、第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂの各々の最大湾曲点Ｐ３及びＰ４は、第１エアフォイル１１０ａの後縁１１２の少なくとも概ね前方に位置する。

第２フェアリングシステム２００ｂは、エアフォイル１１０ａの下側の、外側寄りの第２部分２１４に搭載された、一又は複数の第２フェアリング２２１（二つが第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂとして図示されている）。第２フェアンリング２２１ａ及び２２１ｂは、上述の第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂと概ね同様である。例えば、第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂは、エアロスペースビークル１５０の縦軸Ｌ１（図２）と少なくとも概ね平行な縦軸Ｌ５を有する。更に、第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂの各々は、縦軸Ｌ５の対向し合う両側において概ね反対方向に向く、第１の点Ｐ５を有する第１の側面Ｓ５と、第２の点Ｐ６を有する第２の側面Ｓ６とを含む。第１及び第２の点Ｐ５及びＰ６は、それらの対応する側面Ｓ５及びＳ６の気流方向における最大湾曲点である。第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂの構成とは対照的に、第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂの最大湾曲点Ｐ５及びＰ６は、エアフォイル１１０ａの後縁１１２の少なくとも概ね後方に位置している。

前述のように、二つ以上のフェアリングの最大湾曲点の位置を、フェアリングを有するエアフォイルの後縁に対して調節することにより、翼幅方向の揚力分布に影響を与えることができることが判明している。例えば、一又は複数の胴体に近いフェアリング（例えば第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂ）の最大湾曲点を、エアフォイルの後縁１１２の少なくとも概ね前方に位置させることにより、通常、エアフォイル１１０ａの他の部分と比較して、エアフォイル１１０ａの胴体に近い部分２１２の局所的揚力係数が低下する。反対に、一又は複数の外側寄りのフェアリング（例えば第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂ）の最大湾曲点をエアフォイルの後縁１１２の少なくとも概ね後方に位置させることにより、通常、エアフォイル１１０ａの他の部分と比較して、エアフォイル１１０ａの外側寄りの部分２１４の局所的揚力係数が上昇する。従って、エアフォイル１１０ａの翼幅方向の揚力分布は更に楕円形に近づき、これは抗力を低下させることができる。

図８に示す実施形態では、第１フェアリング２２０ａ及び２２０ｂの最大湾曲点Ｐ３及びＰ４は、いずれも後縁１１２の少なくとも概ね前方に位置しており、それに対し、第２フェアリング２２１ａ及び２２１ｂの最大湾曲点Ｐ５及びＰ６は、いずれも後縁１１２の少なくとも概ね後方に位置している。しかしながら、他の実施形態では、第１フェアリング２２０ａ−ｂの側面の一方の最大湾曲点Ｐ３又はＰ４のみが、後縁１１２の前方に位置してもよい。同様に、第２フェアリング２２１ａ−ｂの側面の一方の最大湾曲点Ｐ５又はＰ６のみが、後縁１１２の後方に位置してもよい。第１及び第２フェアリング２００ａ、２００ｂには、多岐に亘って異なる構成及び／又は配置が可能である。更に、少なくとも一部の実施形態では、最適化技術を使用して、エアフォイル上におけるフェアリングシステム２００ａ及び／又は２００ｂの位置を調節することにより、特定のパラメータ群（例えば、運転条件、航空機の構成など）について、エアフォイルの揚力分布を最適化することができる。

図９は、例として、測定及び予測された抗力の低下について、図８の第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂを有する航空機と、従来のフェアリングシステムを有する航空機とを比較するグラフである。具体的には、第１のグラフ３００は、従来のフェアリングシステムを有する航空機の抗力の測定値（線３０２）と、第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂが設置された同じ航空機の抗力の測定値（線３０４）とを示す。第２のグラフ３１０は、同じ二つの航空機構成の抗力の予測値、つまり、従来のフェアリングシステムを有する航空機の抗力の予測値（線３１２）と、第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂが設置された航空機抗力の予測値（線３１４）を示す。第１及び第２のグラフ３００及び３１０が示すように、フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂの導入により、航空機の合計抗力を約１％低下させることができる。上述のように、抗力を低下させることにより、従来のフェアリング構成を有する航空機と比較して、燃料燃焼を低減し、従って飛行範囲を広げ及び／又は運転費用を低減することができる。

図８に戻る。第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂはパイロンではない。そうではなく、第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂは、図２−７に関して上述したフェアリングシステム１００ａ及び１００ｂと概ね類似するコンポーネントの収容に使用することができる。しかしながら、他の実施形態では、第１及び第２フェアリングシステム２００ａ及び２００ｂは、コンポーネントを何も収容しなくともよい。また別の実施形態では、第１及び／又は第２フェアリングシステム２００ａ、２００ｂは、異なる数の特徴を含むことができ、及び／又は互いに対して又はエアフォイル１１０ａに対して異なって配置されてもよい。

図１０は、本発明のまた別の実施形態により構成されたフェアリングシステム３００の構造の一部を示す図である。フェアリングシステム３００は、第１エアフォイル１１０ａの下側に搭載された一又は複数のフェアリング２２１ｃ（一つだけ図示する）を含む。フェアリング２２１ｃは、図８に関連して上述したフェアリング２２０ａ−ｂ又は２２１ａ−ｂとほぼ同じものでありうる。しかしながら、フェアリング２２１ｃは、上述のフェアリング２２０ａ−ｂ及び２２１ａ−ｂとは、フェアリング２２１ｃのフェアリング後方部分２３０（破線で示す）にそりが適用されている点で異なっている。具体的には、フェアリング２２１ｃのフェアリング後方部分２３０の外側寄りの側面Ｓ７には、更なるそりが加えられている。そりは、エアフォイル１１０ａの特定の部分における局所的揚力係数を更に調節するためにフェアリングに印加することができる。この特定の場合では、例えば、フェアリング２２１ｃの外側寄りの側面Ｓ７の湾曲を増大させる結果、フェアリングの外側寄りに更なる揚力が生成される。このような構成の空気力学的効果は有意なものであり、場合によっては更に抗力を低下させることができることが判明した。単一のフェアリング２２１ｃしか図示していないが、一又は複数のフェアリングに反りを加えることが可能であること、及び所望の揚力プロファイルに応じてフェアリング毎にそりを変えることが可能であることが分かるであろう。

一部の実施形態では、本発明の態様によるフェアリングシステム１００／２００／３００は、既存の航空機に改良部品として組み込むことができる。例えば、選択された実施形態では、航空機５０の第１エアフォイル１０ａに搭載されたフェアリング２０（図１に示す）は取り外すことができ、図２−１０に関連して上述したフェアリングシステム１００／２００／３００に類似のフェアリングを、図１に示す航空機５０の第１エアフォイル１０ａに搭載することができる。上述のように、特定の実施形態では、フェアリング２０（図１に示す）に換えて本発明の態様によるフェアリングシステム１００を用いることにより、航空機５０の抗力を低下させることができる及び／又は航空機５０の揚力を増大させることができる。

本明細書では、上述において、本発明の特定の実施形態について例示を目的とする説明を行ったが、本発明から逸脱することなく様々な変更を加えることが可能であることは明らかである。加えて、特定の実施形態という観点から記載した本発明の態様を、他の実施形態と組み合わせること、又は他の実施形態では排除することが可能である。例えば、本明細書では、エアロスペースビークルの翼に言及して本発明の態様を説明したが、他の実施形態では、本発明の態様によるフェアリングシステムは、他のエアフォイル表面（例えば、垂直安定板又は先尾翼）を含むことができる。本発明の特定の実施形態に関連する利点についてこれら実施形態の観点から説明したが、他の実施形態もそのような利点を示しうる。加えて、全ての実施形態が、必ずしも本発明の範囲に含まれる利点を提示する必要はない。従って、本発明は、請求の範囲によってのみ限定される。

Claims (11)

1. エアフォイル（１１０）上の揚力分布を調節する方法であって、
   標的とする揚力分布に少なくとも部分的に基づいて、第１フェアリング（１２０ａ）の最大湾曲点を、エアフォイル（１１０）の胴体に近い第１部分（２１２）近傍において、エアフォイル（１１０）の後縁（１１２ａ）の少なくとも概ね前方に位置決めすること、及び
   標的とする揚力分布に少なくとも部分的に基づいて、第２フェアリング（１２０ｂ）の最大湾曲点を、エアフォイル（１１０）の外側寄りの第２部分（２１４）近傍において、エアフォイル（１１０）の後縁（１１２ａ）の少なくとも概ね後方に位置決めすること
   を含む方法。
2. エアフォイル（１１０）が、固定の形状と、初期翼幅方向揚力分布を有しており、第１フェアリング（１２０ａ）の最大湾曲点を後縁（１１２ａ）の少なくとも概ね前方に位置決めすることと、第２フェアリング（１２０ｂ）の最大湾曲点を後縁（１１２ｂ）の少なくとも概ね後方に位置決めすることとが、初期翼幅方向揚力分布を標的とする翼幅方向揚力分布に変更することからなり、且つ標的とする翼幅方向揚力分布が初期翼幅方向揚力分布とは異なる、請求項１に記載の方法。
3. 初期翼幅方向揚力分布を標的とする翼幅方向揚力分布に変更することが、エアフォイル（１１０）の翼幅方向揚力分布を、第１形状から、第１形状とは異なる第２形状へ変更することを含み、且つ第２形状が第１形状より楕円形に近い、請求項２に記載の方法。
4. 第１フェアリング（１２０ａ）の最大湾曲点をエアフォイル（１１０）の後縁（１１２ａ）の少なくとも概ね前方に位置決めすることが、標的とする第１局所的揚力係数に少なくとも部分的に基づいて第１フェアリング（１２０ａ）を位置決めすることからなり、
   第２フェアリング（１２０ｂ）の最大湾曲点をエアフォイル（１１０）の後縁（１１２ｂ）の少なくとも概ね後方に位置決めすることが、標的とする第２局所的揚力係数に少なくとも部分的に基づいて第２フェアリング（１２０ｂ）を位置決めすることからなり、且つ
   第２局所的揚力係数が第１局所的揚力係数より小さい、
   請求項１ないし３のいずれか一項に記載の方法。
5. 胴体に近い第１部分（２１２）、外側寄りの第２部分（２１４）、及び後縁（１１２ａ）を有するエアフォイル（１１０）、
   エアフォイル（１１０）の第１部分の近傍に搭載される第１フェアリング（１２０ａ）であって、後縁（１１２ａ）の少なくとも概ね前方に最大湾曲点を有する第１フェアリング（１２０ａ）、及び
   エアフォイル（１１０）の第２部分の近傍に搭載される第２フェアリング（１２０ｂ）であって、後縁（１１２ｂ）の少なくとも概ね後方に最大湾曲点を有する第２フェアリング（１２０ｂ）
   を備える航空機システム。
6. エアフォイル（１１０）が更に可動表面を備え、且つ第１フェアリング（１２０ａ）及び第２フェアリング（１２０ｂ）の少なくとも一方が、（ａ）エアフォイル（１１０）の可動表面を動かすように構成された駆動機構（１１５）の少なくとも一部、（ｂ）可動表面に関連する一又は複数の支持体の少なくとも一部、又は（ｃ）（ａ）と（ｂ）両方を収容する、請求項５に記載の航空機システム。
7. エアフォイル（１１０）が、航空機の胴体（１５１）に連結されて、フラップ表面を有する翼を含み、且つ
   第１フェアリング（１２０ａ）及び第２フェアリング（１２０ｂ）の少なくとも一方が、フラップ表面の駆動機構（１１５）の少なくとも一部を収容するフラップフェアリングを含み、フラップ表面が後退位置から少なくとも一つの伸張位置に移動可能である
   請求項５又は６に記載の航空機システム。
8. エアフォイル（１１０）が、胴体に近い第１部分（２１２）に第１局所的揚力係数を有し、そして外側寄りの第２部分（２１４）に第２局所的揚力係数を有しており、且つ第１局所的揚力係数が第２局所的揚力係数より小さい、請求項５ないし７のいずれか一項に記載の航空機システム。
9. 第１フェアリング（１２０ａ）が、第１の縦軸から側方にずれた位置に、各々が最大湾曲点を有する第１の側面と第２の側面とを含み、第１フェアリング（１２０ａ）の第１及び第２の側面の少なくとも一方の最大湾曲点が、後縁（１１２ａ）の前方に位置しており、且つ
   第２フェアリング（１２０ｂ）が、第２の縦軸から側方にずれた位置に、各々が最大湾曲点を有する第１の側面と第２の側面とを含み、第２フェアリング（１２０ｂ）の第１及び第２の側面の少なくとも一方の最大湾曲点が、後縁（１１２ｂ）の後方に位置している、
   請求項５ないし８のいずれか一項に記載の航空機システム。
10. 第１フェアリング（１２０ａ）の第１側面及び第２側面の各々が、後縁（１１２ａ）の前方に位置しており、且つ
    第２フェアリング（１２０ｂ）の第１側面及び第２側面の各々が、後縁（１１２ｂ）の後方に位置している、
    請求項５ないし９のいずれか一項に記載の航空機システム。
11. エアフォイル（１１０）に搭載された一又は複数の追加フェアリングを更に備え、当該一又は複数の追加フェアリングの最大湾曲点が、エアフォイル（１１０）の標的揚力分布に少なくとも部分的に基づいてエアフォイル（１１０）の後縁（１１２ａ）に対して配置されている、請求項５ないし１０のいずれか一項に記載の航空機システム。

Images