JP2017529276A

JP2017529276A - 方向舵及び昇降舵の用途のためのキック付スパー

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Inventors: デイヴィッド・シー・ロイシュ
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Abstract

航空機操縦翼面（１０）に含まれる空気力学的構造は、操縦翼面の少なくとも一部に沿って所定方向に延在するスパー（１６）を形成し、スパーは、空間を設けるために操縦翼面に沿った延在方向に沿って複数の屈曲部を含み、アクチュエータ取付具又は他の構造要件若しくは動作要件に対応する。

Description

本開示の実施形態は、一般に、航空機用の構造システムの分野、より詳細には、薄型翼弦設計(low profile chord design)内で取付具又は他の構造的制約に対応するために、オフセットされたウェブを有するスパーに関する。

航空機に関連する強度が高い複合構造システムの広範囲にわたる使用は、スパー及び深さが低い他の構造を有する空気力学的表面の非常に薄い断面の調整を可能にしている。しかしながら、多くの場合、構造的取付具、取り付けの制約、又は他の要件に、薄い断面内で合わせるのは困難である。高い負荷がかかる被作動面において、薄い断面内にある標準的な構造配置に取付具を配置する場合に、過度のモーメントアームが必要とされることがある。加えて、通常は、可能な限りヒンジ線の近くにスパーを配置することが好適である。これは、取付具を配置し、接合に十分な空間を維持しようとするときに課題をもたらす。

したがって、このような薄い構造に使用されるスパーのための構造設計であって、アクチュエータ取付具の接合を損なうことなく、修理能力を損なうことなく、設計内でスパーを移動させることなく若しくはヒンジオフセット及びヒンジ負荷を悪化させることなく、又はスパーを分割することなく高い負荷がかかるアクチュエータ取付具をボルト留めするためにあるいは構造要件に対応するためにより多くの空間を可能にする構造設計を提供することが望ましい。

例示的な実施形態は、航空機の空気力学的操縦翼面に含まれる空気力学的構造を提供する。スパーは、操縦翼面の全体又は少なくとも一部に沿って所定方向に延在し、スパーは、操縦翼面の翼幅方向に沿って複数の屈曲部を含む。

開示されている実施形態は、方法であって、アクチュエータ取付具のためのさらなる空間の要件又は他の構造要件若しくは動作要件についての決定が行われる方法を提供する。さらなる空間の要件に対応する、スパーキック(spar kick)の翼弦方向オフセットが確立され、適切な屈曲点（又は区切り点）を有するスパーのウェブのための外形が、必要なキックを達成するために確立される。

本明細書に開示されている実施形態の特徴及び利点は、添付図面に関連して考慮されるときに以下の詳細な説明を参照することによってより良く理解される。

内部構造を露出させるために手前側の外板を取り外した方向舵の実施形態の側面図である。明確にするために角度を誇張した、図１の実施形態のスパーの図である。明確にするために角度を誇張したスパーの側面図である。明確にするために角度を誇張した第１の「キック」を示す、スパーの第２の領域の詳細な側面図である。明確にするために角度が誇張された第２のキックを示す、スパーの第４の領域の詳細な側面図である。図１の実施形態のスパー、リブ及び取付具の側面図である。第１のキックの、ウェブの中間屈曲点に隣接する第１の例示的なリブ及び取付具の図である。第１の例示的なリブ及び取付具の側面図である。第１のキックの下方屈曲点に隣接する第２の例示的なリブ及び取付具の図である。第２の例示的なリブ及び取付具の側面図である。本明細書で説明されている実施形態の実施のための方法のフローチャートである。本実施形態が用いられ得る、航空機の生産及び保守点検方法のフロー図である。実施形態を用いる航空機のブロック図である。

本明細書の説明の目的のために、翼幅は、空気力学的操縦翼面の長さを意味し、翼弦は、前縁から後縁までの操縦翼面の幅を意味し、深さは、翼幅及び翼弦の特定の組み合わせにおける操縦翼面の厚さを意味する。要素の配置の説明において、翼幅方向又は翼弦方向の位置の表現が用いられる場合がある。航空機操縦翼面の例示的な実施形態は、スパーウェブの翼弦方向オフセットの最適化を可能にするあるいはスパーの翼幅全体にわたるスパーの翼弦方向配置の最適化を可能にする「キック」（屈曲部）をいくつかの位置に有する従来のＣ字溝形材(C-Channel)から構成されるスパーを用いる。本明細書で説明されている実施形態は、具体的には、方向舵又は昇降舵の用途に用いられ得るが、方向舵の用途に関して説明される。方向舵スパーは、可動方向舵操縦翼面を制御するアクチュエータとの連結領域の空間の増大をもたらすために航空機における取付方向（又は設置方向）に関連して前方方向及び後方方向に１つ以上の翼幅方向位置で屈曲したウェブを含む。この構造配置は、スパーがスパーの翼幅全体に関して最適な位置で各ヒンジ又はアクチュエータ取付具に配置されることを可能にする。

図面を参照すると、図１は、基底構造を示すためにこちら側の外板が取り外された方向舵１０を示している。方向舵１０は、ヒンジ線１２において航空機の垂直安定板に取り付けられる。方向舵の構造は、複数のリブ１４ａ〜１４ｆ及び下方の（方向舵の翼幅に関して内側の）エンドプレート１８から上方の（翼幅方向外側の）キャップ構造１９まで翼幅方向に延在するスパー１６を含む。外板２０は、方向舵構造を覆う。外板２０は、リブ位置に及びスパーに隣接して積層ビルドアップ(laminated build up)２２、２４を含んでもよい。取付具２６ａ〜２６ｌは、後により詳細に説明されるように、方向舵１０の操作のためのヒンジ又はアクチュエータ要素を係合させるために用いられる。同様の構造が、説明されている実施形態を用いる昇降舵に用いられてもよい。

スパー１６の詳細が、図２Ａに示されている。例示的な実施形態において、方向舵１０用のアクチュエータのサイズ要件に起因して、標準的な直線状のウェブスパーは、アクチュエータのサイズに対応するために方向舵の前方縁２７から後方に再配置されない限り使用され得ず、このことは、スパーからさらに離されるヒンジ線に対応するためにより長い取付具を導入させ、このような構成の構造要件に対応するために付随する重量の増加をもたらす。本実施形態は、略「Ｃ字」形状のスパーを含み、このスパーは、上部フランジ２８及び底部フランジ３０を、これらのフランジ間に延在するウェブ３２と供に有する。スパーの第１の領域３４は、下部範囲３６から第１の屈曲点３８まで延在する。屈曲点３８において、第１のキックが、スパーに設けられ、ウェブ３２は、第２の屈曲点４２まで延在する第１のインクリメント(increment)４０に関して後方に傾くように屈曲され、ウェブは、第２のインクリメント４４に関してヒンジ線と略平行になるように再び屈曲される。第３の屈曲点４６において、ウェブは、第４の屈曲点５０まで延在して終端する第３のインクリメント４８に関して前方に傾くように屈曲される。第１のインクリメント、第２のインクリメント、及び第３のインクリメントは、スパーの第２の領域５２を形成する。第２の領域５２の、後方への膨らみは、後により詳細に説明されるようにアクチュエータアタッチメント取付具の取り付けのための連結領域の大幅なさらなる翼弦方向長さを可能にする。図面では第４の屈曲点から上方に（エンドプレートに対して翼幅方向外側に）、スパーは、ヒンジ線と再び略平行となる第３の領域５４を含む。第２のキックは、例示的な実施形態において、第５の屈曲点５６から始まってさらに外側に設けられ、第５の屈曲点５６では、ウェブ３２が、キャップ構造との連結部で終端する第４の領域５８に関して再び後方に傾けられる。

５つの領域の角度関係（角度は明確にするために誇張されている）は、フランジ２８に対して略垂直であり、かつウェブ３２と平行な図２Ｂの側面図に見られ得る。

第１のキック（スパーの第２の領域５２）が、図２Ｃに詳細に示されている。図２Ｃに最も良く見られ得るように、フランジ２８（及び図２Ｃの図では隠れているフランジ３０）の外形は、構造強化の目的でさらなる翼弦方向長さを設けるために又は取付具のための覆いを設けるために修正されてもよい。図示の実施形態に関して、フランジ２８は、拡大外形を確立するために、第２の屈曲点４２と第３の屈曲点４６との間で拡大され、第２の領域５２を形成するキックの第２のインクリメント４４を形成し、また、拡大は、第２の屈曲点４２及び第３の屈曲点４６の近傍で部分的に第１のインクリメント４０及び第３のインクリメント４８に延在する。取付具２６ｄ、２６ｆ、及び２６ｈの位置の延在拡大領域６０ａ、６０ｂ、及び６０ｃは、これらの取付具（図１及び図３に示されている）に関する構造要件に対応する。スパーは、対応する操縦翼面の所望の翼弦方向の全長を維持しながらアクチュエータ、取付具、又は他のハードウェアのサイズ設計に対応するために任意の数のキック付領域を有してもよい。

第２のキック（スパーの第４の領域５８）が、図２Ｄに詳細に示されている。第１のキックと同様に、フランジ２８（及び図２Ｄの図では隠れているフランジ３０）は、拡大外形を確立するために拡大される。しかしながら、拡大は、キックの第４の領域５８の全体に及び、また、拡大は、第４の屈曲点５６の近傍で部分的に第３の領域５４に延在する。フランジ部分６２として第４の領域５８にわたってフランジ２８を拡大することにより、取付具２６ｋ及び２６ｌ並びに上部キャップ構造１９（図１及び図３に見られる）に対応するために、さらなる構造能力が方向舵１０の上端に与えられる。フランジ２８（又はフランジ３０）の拡大は、対応する操縦翼面の所望の翼弦方向の全長を維持しながらアクチュエータ、取付具、又は他のハードウェアのサイズ設計に対応するためにスパーに沿った任意の位置で行われてもよい。

図３は、方向舵のスパー１６、取付具２６ａ〜２６ｌ、及びリブ１４ａ〜１４ｆの相互に関連する位置を明示している。リブ１４ａ〜１４ｆのそれぞれは、キックを設けるスパーの領域を画するスパーウェブ３２の屈曲点（区切り点）に隣接して配置される。取付具２６ｂ、２６ｄ、２６ｆ、２６ｈ、２６ｊ、及び２６ｋは、リブのうちの関連するリブに直接対応するように配置される。隣接する屈曲点でのリブ及び取付具の組み合わせの取り付けは、スパーのキックの構造能力を強化する。第３のインクリメント４４のリブの例示として図４Ａ及び図４Ｂに見られるように、リブ１４ｄは、翼弦外形を保持する一方で、第４の屈曲点４６でスパーのウェブ３２を保持する前方キャップ６４を用いる。取付具２６ｈは、第４の屈曲点４６のウェブ屈曲角度に対応する区切り角度（ｂｒｅａｋａｎｇｌｅ）を有する後方面６６を含み、これにより、後方面６６とリブ１４ｄの前方キャップ６４との間にウェブを保持することによって屈曲点でウェブ３２を保持する。先に指摘したように、取付具２６ｈのサイズ及び機能並びにその関連する相互に関係する構成要素は、キックにとっての最初の必要性を満たし、アクチュエータのためのさらなる翼弦方向空間を設ける一方で、方向舵と垂直尾翼とを結合するヒンジ線のより近くにスパー１６を維持する。同様の構成が、キックの後方部分を形成する、スパーの第３のインクリメント４４の起点である第２の屈曲点４２においてリブ１４ｂ及び取付具２６ｄに存在する。取付具２６ｄ及び２６ｈは、ヒンジ線の位置に取付具ヒンジ貫通孔を配置するために、翼弦方向において例えば取付具２６ｂよりも長くされる。説明された実施形態を含む同様の構造が、昇降舵に用いられてもよい。

置き替え可能な実施形態は、ウェブ３２を挟むリブ１４ａ〜１４ｆなしにウェブ３２に結合される取付具２６ａ〜２６ｋあるいはウェブ３２を挟む取付具２６ａ〜２６ｋなしにウェブ３２に結合されるリブ１４ａ〜１４ｆを提供する。なお、これらのそれぞれは、単独でスパー１６の屈曲を構造的に保持する。

図５Ａ及び図５Ｂに同様に示されているように、リブ１４ａ及び取付具２６ｂは、第１の屈曲点３８でウェブ３２に係合される。リブ１４ａは、屈曲点に隣接してウェブ３２に係合される前方アングルプレート６８を含み、取付具２６ｂは、第１の屈曲点３８のウェブ屈曲角度に対応する区切り角度を有する後方面７０を含み、これにより、後方面７０とリブ１４ａの前方アングルプレート６８との間にウェブを挟むことによって屈曲点でウェブ３２を保持する。この構成は、屈曲点３８の位置の、キックの起点の構造を強化する。同様の構成が、第１のキックの最後の屈曲点に関するリブ１４ｅ及び取付具２６ｊに存在する。

キック付スパーのために開示されている実施形態は、取付具の統合又は他の構造要件を実現する。そうでなければ、スパーの再配置又は他の構造の修正が必要とされる。キック付スパーの実施のための方法が、図６に示されており、アクチュエータ取付具のためのさらなる翼弦方向長さの要件又は他の構造要件若しくは動作要件についての決定が行われる（ステップ６０２）。必要なさらなる翼弦方向長さに対応するオフセットを設けるスパーキックが確立され（ステップ６０４）、適切な屈曲点を有するウェブ外形が確立される（ステップ６０６）。取付具及び／又はリブが、キック付ウェブの外形を保持するために屈曲点に隣接して配置され（ステップ６０８）、ウェブは、取付具の後方面と構造キャップ又はリブのプレートとの間に保持される。スパーのフランジが、構造強化のための拡大外形を確立するためにキック付ウェブの領域において拡大される（ステップ６１０）。

本開示の例は、図７に示されているような、航空機の製造及び保守点検方法７００並びに図８に示されているような航空機８０２との関連で説明され得る。試作中に、例示的な方法７００は、航空機８０２の仕様及び設計７０４並びに材料調達７０６を含んでもよい。生産中に、航空機８０２の構成要素及び部分組立品の製造７０８並びにシステム統合７１０が行われる。その後、航空機８０２は、就航７１４させるために認証及び搬送７１２を経てもよい。顧客による就航中に、航空機８０２は、定期的な整備及び保守点検７１６（修正、再構成、及び改修なども含み得る）を予定される。

方法７００の工程のそれぞれは、システムインテグレータ、第三者、及び／又は運営者（例えば、顧客）によって実行又は遂行されてもよい。この説明のために、システムインテグレータは、任意の数の航空機の製造業者及び主要システムの下請業者を含んでもよいが、これらに限定されず、第三者は、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでもよいが、これらに限定されず、運営者は、航空会社、リース会社、軍隊、及び保守点検業者などであってもよい。

図８に示されているように、例示的な方法７００によって生産される航空機８０２は、複数のシステム８２０及び内部８２２と共に機体８１８を含んでもよい。高レベルシステム８２０の例は、推進システム８２４、電気システム８２６、油圧システム８２８、及び環境システム８３０のうちの１つ以上を含む。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。

本明細書で具体化されている装置及び方法は、生産及び保守点検方法７００の複数の段階のうちの任意の１つ以上の最中に用いられてもよい。例えば、生産工程７０８に対応する構成要素又は部分組立品は、航空機８０２の就航中に生産される構成要素又は部分組立品と同様の方法で作製又は製造されてもよい。また、装置、方法、又はこれらの組み合わせの１つ以上の態様が、例えば航空機８０２の組み立てを大幅に迅速化するか、又は航空機８０２のコストを低減することによって生産段階７０８及び７１０の最中に利用されてもよい。同様に、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせが、例えば航空機８０２の就航中から整備及び保守点検７１６の間に（これに限定されないが）利用されてもよい。

本明細書で説明されている例は、方向舵及び昇降舵などの航空機操縦翼面のための構造を提供する。本実施形態を用いる航空機８０２は、操縦翼面（説明されている実施形態の方向舵又は昇降舵）と関連する垂直安定板又は水平安定板とを結合するヒンジ線のより近くにスパー１６を維持しながらアクチュエータのためのさらなる翼弦方向空間又は他の要件を実現することによって強化された動作を提供する。航空機の動作において、ヒンジ線アクチュエータは、操縦翼面の移動のために作動され、操縦翼面は、今説明している実施形態に関して規定されるようなヒンジ線アクチュエータに対応する目的で操縦翼面の前方縁からのさらなる翼弦方向オフセットを有する領域を設けるために屈曲点で屈曲した少なくとも１つのキックを有するウェブを有するスパー含む。操縦翼面の移動は、方向舵又は昇降舵の説明された実施形態に関するヨー又はピッチを発生させることによって空気力学的制御のために用いられる。

特許法の必要に従ってこれまで様々な実施形態について詳細に説明してきたが、当業者ならば、本明細書に開示されている特定の実施形態の修正例及び代替例を認めるであろう。このような修正例は、以下の特許請求の範囲において規定される、本開示の範囲及び趣旨内にある。

［付記項１］
空気力学的構造であって、
航空機操縦翼面（１０）と、
前記操縦翼面の少なくとも一部に沿って所定方向に延在するスパー（１６）と、
を備え、
前記スパーが、前記操縦翼面に沿う延在方向に沿って複数の屈曲部を含む空気力学的構造。
［付記項２］
複数の前記屈曲部が、前記屈曲部のうちの少なくとも１つと前記航空機操縦翼面のヒンジ線（１２）との間の空間の増大をもたらす、付記項１に記載の空気力学的構造。
［付記項３］
複数の前記屈曲部が、航空機における設置方向に関連して、前記延在方向から略後方方向及び略前方方向に離れるように角度付けされる、付記項１に記載の空気力学的構造。
［付記項４］
前記空間の増大が、アクチュエータ取付具（２６ｄ、２６ｆ、２６ｈ）のための連結領域を確立する、付記項１に記載の空気力学的構造。
［付記項５］
前記航空機操縦翼面が、方向舵又は昇降舵のうちの少なくとも一方である、付記項１に記載の空気力学的構造。
［付記項６］
空気力学的操縦翼面であって、
エンドプレート（１８）からキャップ構造（１９）まで延在するスパー（１６）であって、該スパーのウェブ（３２）が、前記エンドプレートから第１の領域（３４）を通って延在し、前方縁からのさらなる翼弦方向オフセットを有する第２の領域（５２）を設けるために屈曲点で屈曲するキックを有する、スパーと、
前記屈曲点それぞれに略隣接して配置される複数の取付具（２６ａ〜２６ｌ）及び複数のリブ（１４ａ〜１４ｆ）の少なくとも一方であって、前記ウェブが、関連する当該取付具又は当該リブに隣接して保持される、複数の取付具及び複数のリブのうちの少なくとも一方と、
を備える空気力学的操縦翼面。
［付記項７］
前記スパーが、略Ｃ字断面である、付記項６に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項８］
前記スパーが、上方フランジ（２８）と、下方フランジ（３０）と、前記上方フランジと前記下方フランジとの間に延在する前記ウェブと、を含む、付記項７に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項９］
前記上方フランジ及び前記下方フランジうちのの少なくとも一方の外形が、前記第２の領域において拡大される、付記項８に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１０］
前記取付具のうちの少なくとも１つが、関連する前記屈曲点のウェブ屈曲角度に対応する区切り角度を有する後方面（６６、７０）を有し、これにより、前記後方面と関連する前記リブの前方キャップ（６４、６８）との間に前記ウェブを挟むことによって前記屈曲点で前記ウェブを保持する、付記項６に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１２］
当該空気力学的操縦翼面が、方向舵及び昇降舵のうちの少なくとも一方である、付記項６に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１２］
前記ウェブが、第２のキックをさらに含む、付記項６に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１３］
前記第２の領域が、前記ウェブを後方に屈曲させる第１の屈曲点と、前記ウェブを前記前方縁と略平行に屈曲させる第２の屈曲点と、前記ウェブを前方に屈曲させる第３の屈曲点と、前記ウェブを前記前方縁と略平行に屈曲させる第４の屈曲点と、を含み、
前記第２のキックが、前記ウェブを後方に屈曲させる第５の屈曲点から延在し、
前記スパーが、前記第５の屈曲点の外側で前記キャップ構造と相互連結される、付記項１２に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１４］
上方フランジ及び下方フランジのうちの少なくとも一方が、前記第４の屈曲点の外側に拡大外形を有する、付記項１３に記載の空気力学的操縦翼面。
［付記項１５］
キック付スパーを実施するための方法であって、
さらなる翼弦方向長さの要件を決定するステップと、
前記さらなる翼弦方向長さの要件に対応するオフセットを有するスパーキック及び適切な屈曲点を有するウェブ外形を確立するステップと、
を含む方法。
［付記項１６］
前記キック付ウェブの外形を保持するために取付具及び関連するリブを前記屈曲点に隣接させて配置するステップ、
をさらに含む、付記項１５に記載の方法。
［付記項１７］
前記取付具及び前記関連するリブを配置する前記ステップが、前記取付具の後方面と構造キャップ又は前記リブにあるプレートとの間に前記ウェブを保持することをさらに含む、付記項１６に記載の方法。
［付記項１８］
構造強化のために前記キック付ウェブの領域において前記スパーのフランジを拡大するステップ、
をさらに含む、付記項１６に記載の方法。
［付記項１９］
航空機を動作させるための方法であって、
操縦翼面の移動のためのヒンジ線アクチュエータを作動させるステップであって、前記操縦翼面が、屈曲点で屈曲した少なくとも１つのキックを有するウェブを有するスパーを含み、前記ヒンジ線アクチュエータに対応するために前記操縦翼面の前方縁からさらなる翼弦方向オフセットを有する領域を設ける、ステップと、
空気力学的制御のために前記操縦翼面の移動を用いるステップと、
を含む方法。
［付記項２０］
前記操縦翼面が、方向舵及び昇降舵のうちの少なくとも一方であり、前記移動を用いる前記ステップが、空気力学的制御のためにヨー又はピッチを含む、付記項１９に記載の方法。

１０方向舵、１２ヒンジ線、１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ，１４ｅ，１４ｆリブ、１６スパー、１８エンドプレート、１９キャップ構造、２０外板、２２，２４積層ビルドアップ、２６ａ，２６ｂ，２６ｃ，２６ｄ，２６ｅ，２６ｆ，２６ｇ，２６ｈ，２６ｉ，２６ｊ，２６ｋ，２６ｌ取付具、２７前方縁、２８上部フランジ、３０底部フランジ、３２ウェブ、３４第１の領域、３６下部範囲、３８第１の屈曲点、４０第１のインクリメント、４２第２の屈曲点、４４第２のインクリメント、４６第３の屈曲点、４８第３のインクリメント、５０第４の屈曲点、５２第２の領域、５４第３の領域、５６第５の屈曲点、５８第４の領域、６０ａ，６０ｂ，６０ｃ延在拡大領域、６２フランジ部分、６４前方キャップ、６６，７０後方面、６８前方アングルプレート

Claims

空気力学的構造であって、
航空機操縦翼面（１０）と、
前記操縦翼面の少なくとも一部に沿って所定方向に延在するスパー（１６）と、
を備え、
前記スパーが、前記操縦翼面に沿う前記延在方向に沿って複数の屈曲部を含む空気力学的構造。
複数の前記屈曲部が、前記屈曲部のうちの少なくとも１つと前記航空機操縦翼面のヒンジ線（１２）との間の空間の増大をもたらす、請求項１に記載の空気力学的構造。
複数の前記屈曲部が、航空機における設置方向に関連して、前記延在方向から略後方方向及び略前方方向に離れるように角度付けされる、請求項１または２に記載の空気力学的構造。
前記空間の増大が、アクチュエータ取付具（２６ｄ、２６ｆ、２６ｈ）のための連結領域を確立する、請求項１から３のいずれか一項に記載の空気力学的構造。
前記航空機操縦翼面が、方向舵又は昇降舵のうちの少なくとも一方である、請求項１から４のいずれか一項に記載の空気力学的構造。
空気力学的構造であって、
前記スパー（１６）が、エンドプレート（１８）からキャップ構造（１９）まで延在し、前記スパーのウェブ（３２）が、前記エンドプレートから第１の領域（３４）を通って延在し、前方縁からのさらなる翼弦方向オフセットを有する第２の領域（５２）を設けるために屈曲点で屈曲するキックを有し、
複数の取付具（２６ａ〜２６ｌ）及び複数のリブ（１４ａ〜１４ｆ）の少なくとも一方が、前記屈曲点それぞれに略隣接して配置され、前記ウェブが、関連する当該取付具又は当該リブに隣接して保持される、
請求項１から５のいずれか一項に記載の空気力学的構造。
前記スパーが、略Ｃ字断面である、請求項１から６のいずれか一項に記載の空気力学的構造。
前記スパーが、上方フランジ（２８）と、下方フランジ（３０）と、前記上方フランジと前記下方フランジとの間に延在するウェブと、を含む、請求項７に記載の空気力学的構造。
前記上方フランジ及び前記下方フランジうちのの少なくとも一方の外形が、第２の領域において拡大される、請求項８に記載の空気力学的構造。
前記取付具のうちの少なくとも１つが、関連する前記屈曲点のウェブ屈曲角度に対応する区切り角度を有する後方面（６６、７０）を有し、これにより、前記後方面と関連する前記リブの前方キャップ（６４、６８）との間に前記ウェブを挟むことによって前記屈曲点で前記ウェブを保持する、請求項６に記載の空気力学的構造。
ウェブが、第２のキックをさらに含み、
第２の領域が、前記ウェブを後方に屈曲させる第１の屈曲点と、前記ウェブを前方縁と略平行に屈曲させる第２の屈曲点と、前記ウェブを前方に屈曲させる第３の屈曲点と、前記ウェブを前記前方縁と略平行に屈曲させる第４の屈曲点と、を含み、
前記第２のキックが、前記ウェブを後方に屈曲させる第５の屈曲点から延在し、
前記スパーが、前記第５の屈曲点の外側でキャップ構造と相互連結される、請求項６から１０のいずれか一項に記載の空気力学的構造。
上方フランジ及び下方フランジのうちの少なくとも一方が、前記第４の屈曲点の外側に拡大外形を有する、請求項１１に記載の空気力学的構造。
航空機を動作させるための方法であって、
操縦翼面の移動のためのヒンジ線アクチュエータを作動させるステップであって、前記操縦翼面が、屈曲点で屈曲した少なくとも１つのキックを有するウェブを有するスパーを含み、前記ヒンジ線アクチュエータに対応するために前記操縦翼面の前方縁からさらなる翼弦方向オフセットを有する領域を設ける、ステップと、
空気力学的制御のために前記操縦翼面の移動を用いるステップと、
を含む方法。
前記操縦翼面が、方向舵及び昇降舵のうちの少なくとも一方であり、前記移動を用いる前記ステップが、空気力学的制御のためにヨー又はピッチを含む、請求項１３に記載の方法。
前記スパーが、前記操縦翼面の少なくとも一部に沿って所定方向に延在し、
前記スパーが、前記操縦翼面に沿う延在方向に沿って複数の屈曲部を含む請求項１３又は１４に記載の方法。