JP2018127202A - 翼フラップ偏位制御除去 - Google Patents

Abstract

【課題】飛行機用の翼用のフラップを提供する。
【解決手段】翼の固定部分に結合され、翼の固定部分から延びるシール３０４と、アズビルト形状を有する、に結合された高揚力装置面とを備え、飛行中でない間、アズビルト形状の高揚力装置面は、空気が前記シールと高揚力装置面との間を流れることができるように、シールと接触しない、またはシールと部分的に接触し、１つ以上の飛行状態において、高揚力装置面は、空気力学的な力を受けて、アズビルト形状から第２の形状に変形し、第２の形状において、高揚力装置面は、シールと高揚力装置面との間の空気の流れを妨げるように、シールと完全に接触する。
【選択図】図５

Description

本開示は、概して、飛行機用の翼に関する。より具体的には、本開示は、翼用のフラップに関する。

大型ジェット旅客機などの現代の航空機は、離陸時および着陸時の低速ならびに巡航中の高速を含む様々な速度で動作する必要がある。低速では、後縁フラップなどの高揚力装置としても知られている追加の揚力面が、必要な揚力を発生させるために、時に必要とされる。これらの追加の揚力面は、高速では、巡航時の抗力を最小限に抑えるために、しまい込まれ、離陸時や着陸時に低速において必要なときに展開されるように設計されることが多い。様々な揚力面が展開される場合、それらの形状および相対的な動きは、一緒に効率よく揚力を生成するように設計される。

巡航状態などの飛行中に、翼と後縁フラップに荷重が加わり、翼とフラップが曲がり、ねじれる。翼とフラップの内部構造設計は、異なる。さらに、翼からの曲げ荷重は、フラップを展開および／または偏位させるフラップ支持機構などの個別の場所でフラップに伝達される。内部構造が異なり、荷重分配が異なるため、飛行中に翼とフラップは、曲がり、ねじれが互いに異なる。

翼とフラップの間の偏位およびねじれの不一致は、翼の空力性能を低下させる幾何学的形状の変化を引き起こし得る。この問題は、機械的にフラップを特定の形状に強制的にすることで解決できる。しかし、機械的な解決策は、望ましくない重量のペナルティおよび追加のコストをもたらす。上記を考慮して、飛行中における異なる荷重および構造上の状態の結果としての、翼とフラップとの間の幾何学的形状の変化を低減する方法および装置が、必要とされる。

高揚力装置面を設計するための方法について議論する。高揚力装置面には、エルロン、フラッペロン、スポイラー、ラダー、エレベーター、スラット、フラップが含まれるが、これらに限定されない。１つの例示的な実施形態では、フラップおよびフラップを設計する方法が記載される。フラップは、飛行機の翼の固定部分に取り付けることができる。この方法は、フラップと翼の最初の形状を選択し、フラップが特定の位置にあり、飛行機が特定の重量である巡航状態などの選択された状態において翼とフラップの偏位を決定することを、含むことができる。選択された状態で、翼とフラップの新しい形状が、数値シミュレーションと解析を使用して予測できる。

選択された状態で翼およびフラップの新しい形状が決定された後、フラップの形状が検査されて、フラップが幾何学的およびシールの制約などの規定の制約を満たすかどうかを判定することができる。また、翼とフラップとの間の相対的な間隔が、低速で空気力学的要件を満たすようにフラップが展開される場合などの、様々な状態で考慮され得る。

フラップの新しい形状が規定の制約を満たさない場合、最初の形状を曲げる、ねじる、または平らにするなどして、フラップの第２の最初の形状を予測することができ、その後、第２の新しい形状が、規定の飛行状態において決定され得る。すべての制約が満たされていると判定されるまで、このプロセスが、反復して繰り返され得る。

最後の反復で、最終的な最初の形状を決定することができ、最終的な新しい形状を規定の飛行状態で決定することができる。最終的な新しい形状が規定の要件を満たすと判定されると、最終的な最初の形状は、フラップが製造される形状として指定することができる。複合材料から形成されたフラップの場合、製造された（アズビルト）形状は、ジグ形状と呼ぶことができる。この手法は、フラップを機械的に変形させることなく、巡航状態で所望の形状を得ることを可能にする。

本発明の１つの態様は、一般に、航空機用の空気力学的システムとして特徴付けることができる。このシステムは、翼の固定部分と、翼の固定部分に結合されかつそこから延在するシールと、アズビルト形状（ジグ形状）を有する、翼に結合された高揚力装置面とを、含むことができる。飛行していない間、アズビルト形状の高揚力装置面は、シールと高揚力装置面との間を空気が流れることができるように、シールと部分的に接触する。１つ以上の飛行状態において、高揚力装置面は、空気力学的な力を受けてアズビルト形状から第２の形状に変形し、第２の形状において、高揚力装置面は、シールと高揚力装置面との間の空気の流れを妨げるように、シールと完全に接触する。

特定の実施形態では、１つ以上の飛行状態は、巡航状態を含むことができる。さらに、アズビルト形状は、空気力学的な力を受けて所望の形状を生成するように、曲げられていてもよい。また、アズビルト形状は、空気力学的な力を受けてねじれが戻るように、ねじられていてもよい。さらに、高揚力装置面が空気力学的な力を受けて平らになり、長くなるように、アズビルト形状のロフトを増加させることができる。

別の態様では、本発明は、翼用の高揚力装置面を生成する方法として特徴付けることができる。この方法は、１）翼に対して動くことができるように、高揚力装置面が翼に機械的に結合され、翼の固定部分と高揚力装置面との間にシールが置かれて、飛行状態でシールと高揚力装置面との間の空気の流れを妨げる、翼の固定部分の形状および高揚力装置面のアズビルト形状を決定することと、２）翼の第１の構造および第１の材料と、高揚力装置面の第２の構造および第２の材料とを決定することと、３）飛行状態を規定することと、を含むことができる。高揚力装置面のアズビルト形状は、飛行中でない間の第１の形状から飛行中の第２の形状へ空力弾性的に変形するように形づくることができる。第１の形状では、高揚力装置面とシールとの間に隙間が存在する。第２の形状では、高揚力装置面とシールとの間の隙間は、飛行状態で発生する空力弾性変形の結果として除去される。

本開示の実施例を一般的な用語で記載したので、次に添付の図面を参照するが、これらは必ずしも一定の縮尺で描かれておらず、同様の参照符号は、これらいくつかの図を通して同じまたは類似の部分を示す。

本開示の一態様による、飛行機および空気力学的な高揚力装置面を示す斜視図である。 本開示の一態様による、従来技術の後縁フラップの斜視図である。 本開示の一態様による、２つのフラップの平面図であって、フラップのうちの１つの製造された形状が、巡航状態で生じる変形を考慮するように調整されている。 本開示の一態様による、３つの異なる位置における図３に示す２つのフラップの形状を示す断面図である。 本開示の一様態による、アズビルト形状と比較した異なる飛行状態でのフラップの前縁の形状を示す２つの異なる位置での断面図である。 本開示の一態様による、フラップ設計方法のブロック図である。 本開示の一態様による、図１〜図６に関して記載されたフラップを利用することができる、航空機の製造および保守の方法のブロック図である。 本開示の一態様による、図１〜図６によるフラップを利用することができる航空機の概略図である。

以下の説明では、提示された概念の完全な理解を提供するために、多数の特定の詳細が述べられる。提示された概念は、これらの特定の詳細の一部または全部なしで実施され得る。他の例では、周知のプロセス工程は、記載された概念を不必要に不明瞭にしないように、詳細には記載されていない。いくつかの概念を特定の実施例に関連して説明するが、これらの実施例は限定を意図するものではないことが理解されるであろう。

本明細書における「一例」または「一態様」とは、その例または態様に関連して説明される１つ以上の特徴、構造、または特性が、少なくとも１つの実施形態に含まれることを意味する。本明細書の様々な箇所における「一例」または「一態様」という語句は、同じ例または態様を指していることもあるし、いないこともある。

序論
ジェット飛行機などの飛行機の高揚力装置面を設計するための方法が、記載されている。一実施形態では、この方法は、ジェット機の翼の後縁フラップを設計する文脈において説明される。この方法では、特定の飛行状態についてのフラップの予想される変形を予期して、フラップのアズビルト形状が決定される。フラップの飛行中の形状は、規定の飛行状態、飛行機の重量および重量配分、翼の構造、フラップの構造ならびに予測される空力荷重を考慮に入れた分析に基づいて決定される。この設計方法は、飛行中にフラップを強制的に所望の形状にする機械的システムを必要としないで、飛行機にフラップを造り使用することを可能にする。機械的システムの除去は、航空機の重量を減少させ、航空機の設計を単純化し、飛行機の経常的な費用を削減する。

より詳細に、飛行機および航空機で使用される空気力学的な高揚力装置面が、図１に関して説明される。図２を参照して、従来技術の後縁フラップの斜視図が説明される。図３、図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃを参照して、２つのフラップの形状について説明される。詳細には、フラップの１つのアズビルト形状は、巡航状態で生じる変形を考慮するように調整されている。

図２〜図４Ｃは、ボーイング７７７ｘの構成に関連付けられている。しかしながら、この例は、説明のためにのみ提供される。本明細書に記載の製造物品および方法は、多くの異なるタイプの最新の航空機とともに使用することができる。これらの航空機は、異なる数のフラップおよびフラップ構成を有することができる。したがって、この例は、限定的なものではない。

図５Ａおよび図５Ｂを参照すると、異なる飛行状態におけるフラップの前縁の形状が、フラップのアズビルト形状と比較される。アズビルト形状は、飛行中に発生する空力弾性効果を予期するように設計されている。空力弾性効果を予期するフラップ設計方法が、図６に関して論じられている。図７を参照すると、図１〜図６に関連して説明したフラップを利用することができる航空機製造および保守の方法が示されている。最後に、図８を参照して、図１〜図６によるフラップを利用することができる航空機の概略図について議論する。

航空機の高揚力装置面および従来技術のフラップ設計
図１は、飛行機２およびその関連する空気力学的な高揚力装置面を示す斜視図である。翼２５では、各翼の前縁の近くでスラット５が使用される。後縁の近くに、スポイラー４、ダブルスロッテッドフラップ６、フラッペロン８およびＯＢフラップ１０、およびエルロン１２が、各翼に設けられている。上述したように、このフラップ構成は、例示のためにのみ提供されており、限定することを意味するものではない。フラップ６などの高揚力装置面は、翼２５に対して何らかの方法で関節接合するように構成することができる。

尾翼２７には、垂直安定板１３、ラダー１６、ラダータブ１８が設けられている。水平安定板１４にはエレベーター２０が設けられている。ラダー１６およびラダータブ１８は、垂直安定板に対して動くように構成することができ、エレベーターは、水平安定板に対して動くように構成することができる。

上記の構成は、既存のボーイング７７７（商標）の構成と関連している。ボーイング７７７ｘの構成には、シングルスロッテッドフラップが含まれる。７７７ｘの構成は、１つの翼当たり３つのフラップを含むが、他の構成は、１つの翼当たり２つのフラップしか含まない。フラッペロンは、高揚力及びロール制御を提供する。いくつかの航空機では、フラッペロンはインボードエルロンである。ボーイング７３７には、フラッペロン／ＩＢエルロンはない。代わりに、フラップが、この翼のために協力する。したがって、本明細書に記載されている翼の例は、説明のためだけに提供されており、限定を意味するものではない。

一実施形態では、翼は、後縁可変キャンバーシステムを含むことができる。後縁可変キャンバーシステムは、ドループスポイラーおよびフラップ機構を含む。後縁可変キャンバーシステムは、巡航状態で空気力学的にシール可能なフラップおよびスポイラー位置の範囲を提供することができる。それは、フラップアップ（巡航）位置でフラップをわずかに調整して、翼幅の揚力分布を調整することによって、航空機が飛行する際に燃料の燃焼を最適化することができる。後縁可変キャンバーシステムにおけるフラップが、異なる巡航状態の下でシールする能力が、図５に関して以下に説明される。

図２は、フラップアセンブリ１００の一例の斜視図である。フラップアセンブリ１００は、翼２５などの翼の後縁に結合されるように構成される。フラップアセンブリ１００は、１０４ａおよび１０４ｂなどのヒンジコネクタによって翼に結合される。翼に結合されているとき、ヒンジコネクタは、フェアリング（図示せず）によって覆われている。

飛行中、フラップアセンブリ１００は、ヒンジコネクタおよびフラップアセンブリ１００に組み込まれた他の回転点（図示せず）の周りに回転して、翼の固定部分に対するフラップの位置を調整することができる。典型的には、フラップアセンブリ１００は、離着陸時にその最大動作範囲まで動くように構成される。しかしながら、フラップアセンブリ１００は、巡航状態でフラップの位置を調整することも可能にする。この能力は、より広い範囲の巡航状態にわたって改善された空力効率を可能にする。例えば、上述したように、フラップアセンブリ１００は、巡航状態で多数の異なるフラップ位置を提供する、後縁可変キャンバーシステムの一部とすることができる。

飛行中、多数の異なる源からの力が、フラップアセンブリ１００に作用する。例えば、フラップアセンブリ１００は、フラップの位置、飛行機の向き、および飛行状態に応じて変化する、１００などの空力荷重を受ける。さらに、フラップアセンブリ１００は、ヒンジコネクタ１０４ａおよび１０４ｂなどの、翼への２つの別個の接続点を介して荷重を受ける。

飛行中、空力荷重と飛行機の重量が変化すると、翼の形状が変化する。例えば、翼は、曲がりねじれることがある。さらに、空力荷重が飛行状態から飛行状態へ変化すると、翼は、真っ直ぐに戻り、ねじれを戻すことがある。翼が変形すると、ヒンジコネクタを介してフラップアセンブリ１００に伝達される荷重が変化する。

一般に、フラップアセンブリ１００は、それが取り付けられる翼の固定部分とは異なる内部構造を有する。内部構造の相違は、後縁での小さな曲率半径に向かって先細りするフラップの形状、翼上の位置、位置を変更する能力の結果として受ける、より大きな空力荷重、ならびに翼への取り付け点における回転機構および取り付け機構に必要な機械的支持体などの要因に起因する。しばしば、フラップアセンブリ１００は、翼の固定部分よりも機械的に硬いこともあれば、または軟らかいこともある。

飛行状態の下で、翼の固定部分と比較したフラップの内部構造の違いおよびその別個の取り付け点により、フラップの形状が、翼の固定部分と比較して異なるように変化する。例えば、フラップは、２つの取り付け点でのみ翼に取り付けられ、翼の固定部分とは異なる剛性を有するので、フラップアセンブリ１００は、翼の固定部分と同じように曲がったりねじれたりしないことがある。これらの違いは、翼の空力性能を低下させる局所的な形状の不連続を引き起こす可能性がある。例えば、階段状の不連続が、フラップ翼接合部で発生する可能性がある。別の例として、フラップが適切にシールせず、フラップの前縁と翼の後縁との間に空気が流れることを可能にする隙間を生じることがある。フラップが不適切にシールされたり、構造に階段状の不連続があると、抗力が増加し、燃料消費量が増加する。

従来技術の設計では、フラップアセンブリ１００が所望の形状を維持するのを助けるために、翼の固定部分とフラップアセンブリ１００との間に付加的な機械的取り付け点を設けることができる。図２では、２つのトラックコネクタ１０２ａおよび１０２ｂが、設けられている。トラックコネクタ１０２ａおよび１０２ｂは、フラップアセンブリ１００から延びており、各接合部は、翼の構成要素１１６上の１１２のように、翼の固定部分にローラ接続部で接続されている。フラップの位置が変化すると、トラックコネクタが、トラックに沿って移動する。

トラック／ローラコネクタは、フラップが取り付けられている飛行機の様々な動作状態の間、フラップに所望の形状を維持させる追加の荷重をフラップに導入する。例えば、トラック／ローラコネクタは、フラップをシールの近くに留めることができる。トラック／ローラコネクタの欠点は、追加的な重量が飛行機に追加されることと、これらのコネクタを含む翼の複雑さが増すことである。重量と複雑さが増すと、コストも増加する。例えば、トラックコネクタおよびトラックは、飛行機の重量に対して約１００ポンドを追加することができる。図３〜図６に関して以下に説明するように、トラックコネクタを含まないフラップアセンブリを含む翼が、記載される。

フラップ設計方法
この節では、可変位置フラップを含む翼について説明する。一実施形態では、フラップは、後縁可変キャンバーシステムに関連付けることができる。したがって、フラップの位置は、巡航状態で調整可能である。フラップのジグ形状（製造された形状）は、フラップが巡航状態で荷重を受けたときに第２の所望の形状に変化するように、選択することができる。例えば、ジグ形状は、飛行中に適切にシールするフラップを達成するために、飛行中に生じる空力弾性曲げ及びねじれを予期するように、翼幅方向にねじれ、曲がることができる。この手法を使用して、一実施形態では、図２に関して説明したトラックコネクタを、除去することができる。そのようなフラップを製造するための方法が、図３に関して以下のように記載される。

図３は、巡航状態で生じる変形を考慮するアズビルト形状の微調整を示す２つのフラップの平面図である。２つのフラップは、互いの上部を覆って置かれている。第１のフラップは、周囲の領域よりも明るい部分２０２によって示される。第２のフラップは、暗い領域２０４ａおよび２０４ｂによって示される。

第１のフラップは、飛行中の空力弾性効果を予期するように設計されてはいない。第２の形状を提供するために、第１のフラップの形状が、予期された空力弾性効果を考慮するように、曲がり、ねじれ、および／または平らになるなど、変形されている。明るい領域と暗い領域の境界は、第１のフラップと第２のフラップの高さが等しいところである。部分２０２では、第１のフラップの高さは、第２のフラップよりも高い。暗い領域２０４ａおよび２０４ｂでは、第２のフラップの高さは、第１のフラップよりも高い。高さの差は、第２のフラップの形状を得るための第１のフラップの形状の変形から生じる。

インボード（ＩＢ）線２０６から、中間線２０８を通り、アウトボード（ＯＢ）線２１０まで、第１のフラップは、本質的に一直線に整列することができる。これと比較して、第２のフラップの部分は、第２のフラップが第１のフラップと比較して中央部で下方に曲げられているとみなすことができる曲線に従うことができる。したがって、第１のフラップの高さは、中間線２０８の近くで第２のフラップよりも高く、ＩＢ線２０６およびＯＢ線２１０の近くなど、端部の近くで第２のフラップの高さよりも低い。

第１のフラップのアズビルト形状は、第１のフラップが巡航などの飛行状態の間にさらされる空力弾性荷重を予期しない。飛行中、第１のフラップは、変形することができる。図２に関して上述したように、従来のシステムでは、第１のフラップの形状が飛行中に満足できるものであることを保証するために、偏位トラックシステムを使用することができる。偏位トラックシステムは、第１のフラップを飛行中に所望の仕方で変形させる機械的荷重を導入する。例えば、トラックシステムを使用して、第１のフラップが巡航状態で適切にシールするのを保証することができる。

対照的に、第２のフラップは、偏位トラックシステムを必要としない。第２のフラップのアズビルト形状は、規定の飛行状態で新しい所望の形状に変形するように設計される。例えば、第２のフラップの形状は、巡航状態において、ある範囲の位置で第２のフラップが翼の固定部分に対して適切にシールされるように、設計することができる。他の例では、第２のフラップは、翼の低速空力性能を改善するような形状にすることもできる。第１のフラップと第２のフラップとの間の相違点をさらに説明するために、ＩＢ線２０６、中間線２０８およびＯＢ線２１０のそれぞれにおける断面曲線が、図４Ａ、図４Ｂ及び図４Ｃに関して以下に説明される。

図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃは、図３に示す２つのフラップの断面図である。第１のフラップの形状及び第２のフラップの形状は、翼の固定部分に取り付ける前のフラップのアズビルト形状を表すことができる。ＯＢ線２１０における形状２２５を示す図４Ａにおいて、第１のフラップに対応する断面曲線は、飛行中に生じる空力弾性荷重を考慮するように補償されていないので、補償されていないフラップ２１４と呼ばれる。対照的に、第２のフラップに対応する断面曲線は、その形状が、巡航飛行に関連する荷重状態などの荷重状態のもとで生じる空力弾性変形を予期するように選択されているので、補償されたフラップ２１２と呼ばれる。

後縁において、補償されたフラップ２１２と補償されていないフラップとは、同じ翼弦長を有する。前縁において、補償されていないフラップ２１４は、補償されたフラップ２１２よりも前方に延びている。一実施形態では、フラップの前縁は、低速空力性能を改善するように選択することができる。

２つの断面曲線のいくつかの違いが、位置２１６、２１８および２２０に示されている。位置２１６での２つの曲線間の距離は、約０．２７インチである。一実施形態では、この距離は、０インチから０．５インチの間である。後縁位置２１８の近くでの２つの曲線の差は、約０．１インチである。一実施形態では、この距離は、０インチから０．５インチの間である。最後に、補償されたフラップ２１２の前縁は、補償されていないフラップと比較してより丸く、２つの曲線間の距離は、約０．５５インチである。一実施形態では、この距離は、０インチから１インチの間である。

図４Ｂは、中間線２０８におけるフラップの断面曲線輪郭２３０を示す。中間線において、補償されていないフラップ２３２の高さは、補償されたフラップ２３４と比較して高くなっている。補償されたフラップ２３４の前縁が、補償されていないフラップよりも遠くに延びているので、補償されたフラップ２３４の幅が、より長くなっている。後縁２３８において、フラップは、約０．５８インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから１インチの間である。さらに、位置２５６では、フラップは、約０．３４インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから１インチの間である。前縁位置２４０において、フラップは、約０．４９インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから１インチの間である。

図４Ｃは、ＩＢ線２０６における補償されたフラップ２５２および補償されていないフラップ２５４の断面曲線輪郭を示す。補償されたフラップ２５２は、補償されていないフラップ２５４よりも再び高くなる。前縁では、補償されていないフラップ２５４は、補償されたフラップ２５２よりも遠くに且つ低く延びている。後縁では、補償されたフラップと補償されていないフラップは、互いに近接している。

前縁２６０では、フラップは、約０．７インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから１．５インチの間である。位置２５６では、フラップは、約０．４５インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから１インチの間である。後縁では、フラップは、約０．０１８インチ離れている。一実施形態では、この距離は、０インチから０．５インチの間である。これらの数字は、説明の目的でのみ提供されており、限定することを意味するものではなく、数字は、翼とフラップを建造するためにどのような材料が用いられているか、翼上でのフラップの位置、翼とフラップのサイズ、飛行機の重量、選択された巡航状態、翼へのフラップの接続位置、および翼とフラップのそれぞれの内部構造によって異なる。

前の段落では、寸法は、説明のためにのみ提供されており、限定を意味するものではない。寸法は、シミュレーションに基づく予測である。さらに、寸法は、用途に特有であり、本明細書に記載された方法が適用される翼または他の空気力学的表面の剛性およびサイズに依存して、大きく変化し得る。

図５Ａおよび図５Ｂは、異なる飛行状態におけるフラップの前縁の形状とアズビルト形状とを比較した、２つの異なる場所での断面図である。アズビルト形状は、図３、図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃに関して上述した補償された形状に対応する。この例では、アズビルト形状が、飛行中に発生する可能性のある空力弾性力を予期するように、選択されている。アズビルト形状は、フラップを含む飛行機が地上にある場合など、無荷重状態でのフラップの形状を表すこともできる。フラップは、格納位置と展開位置とに設定することができる。一実施形態では、フラップは、地上にある間、格納位置にあってもよい。

図５Ａおよび５Ｂにおいて、アズビルト形状は、１ｇレベルの巡航状態でのフラップの形状と比較される。フラップは、後縁可変キャンバーシステムの一部として使用することができる。したがって、巡航状態において、フラップの形状が、後縁可変キャンバー（ＴＥＶＣ）システムの動作範囲にわたって分析される。

図５Ａにおいて、ＯＢ線２１０（図３参照）における前縁フラップ形状３０８ａ、３０８ｂおよび３０８ｃが、アズビルト形状３０６と比較される。図５Ａに示されているものと同様の結果が、ＩＢ線２０６においても予測される。前縁フラップ形状３０８ａ、３０８ｂおよび３０８ｃは、後縁可変キャンバーシステムにおけるフラップの３つの位置に対応する。詳細には、曲線３１２ｂはフラップアップであり、３１２ｃはフラップダウンであり、３１２ａは公称位置である。飛行状態は、規定の高度、飛行機の重量および重量配分における、１ｇの巡航（飛行機が上昇も下降もしていない）である。重量配分は、飛行機が、どのくらいの人数、どのくらいの量の貨物およびどのくらいの量の燃料を運ぶように選択されたか、ならびに質量が位置する飛行機上の位置に依存し得る。

図５Ａにおいて、フラップ形状が、シール３０４に対して配置されて示されており、シール３０４は、翼の後縁の支持体３０２に結合されている。上述したように、空力性能を維持するために、フラップが公称巡航状態などのいくつかの状態で適切にシールすることが重要であり得る。例えば、巡航状態において、翼の後縁とフラップの前縁との間の空気流が、抗力及び燃料消費を増加させる可能性がある。したがって、適切なシールが望まれる。

地上などの無荷重状態では、アズビルト形状３０６は、シール３０４と接触しない。高揚力装置面が格納および展開することができる場合、このシールされていない状態は、アズビルト形状３０６が格納状態にあるときに起こり得る。これは、機械的なトラックシステムが、この位置で前縁をシールと接触させる、図２に示す従来のフラップ設計とは異なる。巡航時の３つの異なるＴＥＶＣ位置における形状３０８ａ、３０８ｂおよび３０８ｃが、アズビルト形状と比較して下方に押し下げられて、シールと接触する。したがって、空力性能が、これらの選択された飛行状態で保存される。

図５Ｂでは、地上などの無荷重状態でのアズビルトフラップ形状３１０、および３つの異なる巡航状態におけるフラップの形状３１２ａ、３１２ｂ、３１２ｃが、中間線２０８（図３参照）においてシール３０４に対して配置されて示されている。アズビルトフラップ形状３１０は、中間線でシールする。巡航状態において、フラップは、無荷重のフラップと比較して、シール３０４内へ延びる距離が小さくなる。しかしながら、フラップは、各巡航状態でシール３０４と接触する。

図５Ａに示すように、無荷重のフラップは、ＩＢ端部およびＯＢ端部でシールしなかった。したがって、荷重が無くなると、中間線からの距離が増加するにつれて、無荷重のフラップは、最終的に接触が失われるまで、シール３０４から離れる。このように、無荷重のフラップは、無荷重時に部分的なシールを形成する。図５Ａおよび図５Ｂに示すように、無荷重時に、フラップは、中間線の方で下方に曲がり、端部（ＯＢ線およびＩＢ線）で上方に延びている。このように、無荷重で、フラップが偏位されない中立位置にあるとき、フラップの一部が、フラップに隣接する翼の後縁の上方に延在することができる。

巡航状態における空力弾性効果の結果として、フラップは、２つの端部で下方に移動し、中央部で上方に移動する、すなわち真っ直ぐになる。したがって、フラップは、フラップの長さ全体にわたってかなり均一にシールと接触する。フラップ形状が空力弾性効果に対して補償されていない場合、すなわち、最初の形状が無荷重で平らである場合、巡航状態で、フラップは、中央で上方に曲がり、中間線で下方に曲がるであろう。したがって、巡航時にシールが得られない。

特定の実施形態において、高揚力装置面およびシール機構を使用する方法は、１）高揚力装置面およびシール機構が設置されている飛行機で、シール機構に対してシールしない、またはシール機構に対して部分的にシールする第１の形状を高揚力装置面がとるような第１の空力荷重を高揚力装置面が受ける第１の飛行状態で飛行機を運航させることと、２）シール機構とのシールを形成する第２の形状を高揚力装置面がとるような第２の空力荷重を高揚力装置面が受ける第２の飛行状態で飛行機を運航させることと、を含むことができる。特定の実施形態では、第１の飛行状態は、離陸前、離陸中、着陸中または着陸後に生じ得る。別の実施形態では、第２の飛行状態は、巡航状態の間に生じ得る。さらに別の実施形態では、高揚力装置面は、飛行機の翼に設置される。さらなる実施形態では、高揚力装置面は、飛行状態が第１の飛行状態から第２の飛行状態に連続的に変化するときに、第１の形状と第２の形状との間の複数の形状をとる。次に、図５Ａおよび図５Ｂに関して上述したフラップなどのフラップを設計する方法が、図６を参照して説明される。

図６は、本開示の一態様による、フラップ設計方法３５０のブロック図である。３５２において、最初の翼形状が決定される。最初の翼形状は、飛行機の初期設計仕様、性能要件、空気力学的シミュレーションに基づき得る。いくつかの例では、三次元の最初の翼形状が、高揚力装置面のいずれも作られておらず、部分的にのみ規定されてもいない連続的な構成要素として、最初に規定されてもよい。最初の翼形状を設計するために使用される空気力学的シミュレーションは、離着陸から巡航状態までの飛行状態の範囲をカバーすることができる。

３５４において、フラップのサイズおよび最初の翼での位置を規定することができる。最初の翼形状が連続的であり、高揚力装置面を含まない場合、最初の翼の一部を除去して、フラップを収容することができる。さらに、取り付け接合部とその位置を規定することができる。取り付け接合部は、フラップが翼に取り付けられ、翼に対して動くことを可能にするハードウェアを含む。例えば、図２では、フラップは、フラップが翼の固定部分に取り付けられることを可能にする２つのヒンジコネクタを有するものとして示されている。ヒンジコネクタの位置およびそれらに関連する構造も図２に示されている。

また、フラップの動作範囲を規定することもできる。動作範囲は、フラップが周りを回転する軸の、フラップの底部からの距離や、フラップアセンブリを収容するのに必要な翼のフェアリングなどの、取り付け接合部の設計に影響を及ぼす可能性がある。フラップが後縁可変キャンバーシステムで使用される場合、動作範囲は、このシステムに関連するフラップ位置を含むこともできる。上述のように、アズビルトフラップ形状は、後縁可変キャンバーシステムに関連する様々な位置でフラップが適切にシールすることを確実にするように設計することができる。

３５６において、最初のフラップ形状を選択することができる。例えば、最初のフラップ形状は、フラップが除去された翼の形状にほぼ従うように選択することができる。フラップの前縁に隣接する翼の固定部分の後縁は、比較的平らな垂直面とすることができる。しかしながら、上述したように、フラップの前縁は、丸くてもよい。フラップの前縁は、フラップの空力性能を改善するような形状にすることができる。図３、図４Ａ、図４Ｂおよび図４Ｃの補償されていないフラップは、利用され得る最初のフラップ形状を例示している。

３５８では、翼の構造および材料を規定することができる。翼の構造は、スキン、リブ、スパーおよびストリンガーなどの構成要素ならびにそれらの対応する位置の仕様を含むことができる。アルミニウム（一般に金属）、複合材またはそれらの組み合わせなどの材料を使用して、翼を建造することができる。翼の構造は、加えられた空力荷重の下で翼がどれだけねじれて曲がるかに影響を及ぼす。規定された翼の構造および材料は、空力荷重の下でのフラップの変形を決定するために、有限要素解析で使用することができる。

３６０において、フラップの構造及び材料を、翼と同様に規定することができる。フラップの内部構造は、それが、動くように設計されており、燃料を運ばず、翼とは異なる荷重を受け、個別の場所で翼に取り付けられるなどの要因のため、翼とは異なる。したがって、フラップの剛性は、翼とは異なることがあり得る。それゆえ、その空力弾性応答は、翼とは異なる。規定されたフラップの構造および材料は、空力荷重の下でのフラップの変形を決定するために、有限要素解析で使用することができる。

３６２において、１つ以上の飛行状態および飛行機の重量配分を規定することができる。これらの状態は、翼とフラップの空力弾性応答に影響する。詳細には、空力弾性応答の大きさは、状態によって異なることがある。フラップの空力弾性が所望の動作範囲内で満足できるものであるかどうかを決定するために、多数の異なる状態でシミュレーションおよび実験的試験を行うことができる。

一例として、ボーイング７７７の典型的な巡航速度は、巡航高度３５，０００フィートでおよそマッハ０．８４（５５４ＭＰＨ）である。運航自重は、モデルに応じて、３００，０００ポンドから４００，０００ポンドの間で変わり得る。最大離陸重量は、モデルに応じて、５４５，０００ポンドから７７５，０００ポンドの間で変わり得る。最大着陸重量は、モデルに応じて、４４５，０００ポンドから５５７，０００ポンドの間であり得る。従って、任意の特定の飛行機モデルについて、特定の飛行状態での燃料および貨物荷重を、翼およびフラップの試験範囲の一部として規定することができる。

３６４において、規定された飛行状態における翼およびフラップの形状を決定することができる。例えば、規定された飛行状態は、飛行機がその自重より重いある重量まで積載された状態での巡航とすることができる。翼およびフラップに対する空力荷重の数値シミュレーションを決定し、次いで翼およびフラップの変形量を決定することができる。上述したように、変形量は、空力荷重、飛行機の重量、翼およびフラップの構造、および翼およびフラップの最初の無荷重三次元形状などの要因に依存する。

いくつかの実施形態では、このプロセスは、翼およびフラップが変形するにつれて空力荷重が変化し得るので、何度も繰り返すことができる。例えば、翼およびフラップの最初の形状を用いて決定された空力荷重に基づいて、翼およびフラップの第２の形状を決定することができる。次に、翼およびフラップの第２の形状を用いて、新しい空力荷重を決定することができる。新しい空力荷重に基づいて、第２の形状から第３の形状への変形を決定することができる。この反復プロセスは、翼およびフラップの形状が状態の特定のセットで特定の形状に収束するまで、繰り返すことができる。

このプロセスは、選択された飛行状態の各々で繰り返すことができる。この例では、最初の無荷重形状は同じである。しかしながら、空気力学に対する形状の影響と、形状に対する空気力学の影響とは、結び付けて考慮される。それゆえ、プロセスの反復性である。代替的な実施形態では、空気力学に対する形状変化の影響は、考慮されなくてもよい。

３６６において、シミュレーションされた状態におけるフラップの形状が、例えば図５Ａおよび図５Ｂに関して説明したように、シールと接触するかどうかを判定するためのチェックを行うことができる。フラップがシールしない場合、３７２において、新しいフラップ形状が、決定され得る。例えば、空力弾性効果のためにフラップが一方向に曲がるので、フラップがシールしない場合。フラップ形状は、この効果を緩和するために、無荷重状態で反対方向に調節されてもよい。同様に、空力弾性効果によってフラップが一方向にねじれ、ねじれがシールを妨げる場合、この効果を緩和するために、最初のフラップ形状を反対方向にねじることができる。

一実施形態では、フラップの形状を調整することに加えて、フラップ上の取り付け点の位置を調整することができる。例えば、取り付け位置を、より遠くまたはより近くに全体として移動させることができる。さらに別の実施形態では、フラップの内部構造またはフラップに使用される材料が、例えば特定の場所で剛性が大きくなるまたは小さくなるように、変更されてもよい。内部構造の変化は、フラップがどれだけ及びどこで変形するかに影響し得る。それゆえ、シール性能を向上させることができる。さらなる実施形態では、シールの形状、位置および／またはサイズを調整して、フラップのシール特性を改善することができる。

３６８において、フラップの形状が製造上の制約を満たすかどうかの判定が、なされ得る。例えば、翼／フラップ接合部におけるフラップの勾配がやや連続的である、すなわち、翼の後縁における翼の勾配と、翼の後縁に隣接するフラップの勾配とが、例えば５％など、互いに数パーセント以内であると、規定することができる。別の例では、翼の後縁と翼の後縁に隣接するフラップとの間の高さの差が、ある規定のマージン内にあることを、規定することができる。さらに別の例では、フラップがある量よりも大きくシールを押し下げることはないと、規定することができる。更なる例では、翼への取り付け点における荷重がある最大値よりも小さいと、規定することができる。さらに別の例では、フラップの前縁と後縁フラップとの間の距離が、ある最小距離よりも長く、かつある最大距離よりも短いままであると、規定することができる。

３７２において、製造上の制約が満たされない場合、フラップの形状を調整することができる。例えば、フラップの形状を調整して、翼の後縁の勾配により良く一致する形状に変形させることができる。別の例として、翼への取り付け点における荷重を軽減するように、調整することができる。

３７０において、フラップがシールし、かつ製造上の制約が満たされている場合、翼およびフラップの組み合わせの空力性能を、様々な飛行状態において決定することができる。この分析は、離陸または着陸などのさまざまな状態での翼およびフラップのシミュレーションの実行を含むことができる。さらに、例えば着陸のために下に延びているなど、フラップが様々な位置にあるシミュレーションを実行することができる。

空気力学的制約は、シールの制約から幾分独立していてもよい。例えば、フラップの形状は、フラップが完全にシールされていることが重要でない飛行状態において、空力性能がより良くなるように、調整することができる。したがって、調整された形状が、巡航状態などの所望の状態でシールする限り、空力性能を改善する微調整をフラップに対して行うことが可能であり得る。例えば、フラップの前縁が、空力性能を改善するために、より丸くされてもよい。

３７４において、フラップがシールし、製造上の制約が満たされ、空気力学的な制約が満たされている場合、フラップのアズビルト幾何学的形状を決めることができる。複合材フラップが、ジグで建造される。したがって、ジグ形状が、規定され得る。ジグ形状は、航空機に設置することができる無荷重形状である。次に、図６で設計されたフラップを含むことができる航空機のいくつかの詳細が、図７および図８に関して説明される。

航空機の適用例
図７に示す航空機の製造及び保守方法４００と、図８に示す航空機５００とが、本明細書で提示されたプロセスおよびシステムの様々な特徴をより良く説明するために、記載される。胴体架台支持アセンブリが、プロトタイピング、製造、運航およびメンテナンスなどの、航空機の寿命の任意の段階で使用され得る。上述したように、架台支持アセンブリの設計は、他のタイプの物体を支持するために使用することができ、機体のみを支持することに限定されない。例えば、架台支持アセンブリは、タンクまたは製造中のロケットセクションを支持するために使用され得る。

製造前において、航空機製造および保守方法４００は、航空機５００の仕様および設計４０４ならびに材料調達４０６を含むことができる。生産段階は、航空機５００のコンポーネントおよびサブアセンブリ製造４０８ならびにシステム統合４１０を含む。システム統合は、材料調達４０６の前にも行うことができる。航空機５００のための、後縁フラップなどの高揚力装置面の仕様および設計の態様が、図１〜図６に関して上述されている。この方法は、他の高揚力装置面にも適用することができ、後縁フラップの例は、説明のためにのみ提供される。その後、航空機５００は、運航４１４に供されるために、認可及び納品４１２を経ることができる。顧客による運航中、航空機５００は、定期的なメンテナンスおよび保守４１６（改造、再構成、改修なども含む）が予定される。本明細書に記載された実施形態は、一般に民間航空機のサービスに関するものであるが、航空機製造および保守方法４００の他の段階で実施されてもよい。

航空機製造および保守方法４００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、および／またはオペレータ（例えば、顧客）によって実行または実施されてもよい。この説明の目的のために、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造業者および主要システム下請け業者を含むが、これらに限定されない。第三者は、例えば、任意の数の販売業者、下請け業者、および供給業者を含むが、これらに限定されない。オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス組織などであってもよい。

図８に示すように、図７の航空機製造および保守方法４００によって製造された航空機５００は、複数の高レベルシステム５２０および内装５２２を有する機体５１８を含むことができる。高レベルシステム５２０の例は、推進システム５２４、電気システム５２６、油圧システム５２８、および環境システム５３０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。例えば、上述したフラップ設計は、図１に示す空力制御システムの一部として使用することができる。

本明細書で図示または説明される装置および方法は、航空機の製造および保守方法４００の任意の１つ以上の段階で使用されてもよい。例えば、コンポーネントおよびサブアセンブリ製造４０８に対応するコンポーネントまたはサブアセンブリは、航空機５００が運航中に生産されるコンポーネントまたはサブアセンブリと同様の方法で製作または製造することができる。また、装置、方法、またはそれらの組み合わせの１つ以上の態様が、例えば、航空機５００の組み立てを大いに迅速化するか、またはコストを削減することによって、ステップ４０８および４１０で利用することができる。同様に、装置または方法の実現、またはそれらの組み合わせの１つ以上の態様が、例えば、限定しないが、航空機５００が運航中、例えばメンテナンスおよび保守４１６の間、利用されてもよい。

条項１．
航空機であって、
翼（２５）の固定部分を含む翼（２５）と、
翼（２５）の固定部分に結合され、翼（２５）の固定部分から延びるシール（３０４）と、
アズビルト形状を有する、翼（２５）に結合された高揚力装置面と
を備え、
飛行中でない間、アズビルト形状の高揚力装置面は、空気がシール（３０４）と高揚力装置面との間を流れることができるように、シール（３０４）と部分的に接触し、１つ以上の飛行状態において、高揚力装置面は、空気力学的な力を受けてアズビルト形状から第２の形状に変形し、第２の形状において、高揚力装置面は、シール（３０４）と高揚力装置面との間の空気の流れを妨げるように、シール（３０４）と完全に接触する、
航空機。

条項２．
高揚力装置面が、エルロン、フラッペロン、スポイラー、ラダー、エレベーター、スラット、フラップ及び水平安定板からなる群から選択される、条項１に記載の航空機。

条項３．
航空機用の空気力学的システムであって、
翼（２５）の固定部分と、
翼（２５）の固定部分に結合され、翼（２５）の固定部分から延びるシール（３０４）と、
アズビルト形状を有する、翼（２５）に結合された高揚力装置面と
を備え、
飛行中でない間、アズビルト形状の高揚力装置面は、空気がシール（３０４）と高揚力装置面との間を流れることができるように、シール（３０４）と接触しない、またはシール（３０４）と部分的に接触し、１つ以上の飛行状態において、高揚力装置面は、空気力学的な力を受けてアズビルト形状から第２の形状に変形し、第２の形状において、高揚力装置面は、シール（３０４）と高揚力装置面との間の空気の流れを妨げるように、シール（３０４）と完全に接触する、
空気力学的システム。

条項４．
高揚力装置面の前縁が、１つ以上の飛行状態においてシール（３０４）する能力を維持しながら高揚力装置面の空力性能を改善するような形状である、条項３に記載の空気力学的システム。

条項５．
高揚力装置面が、高揚力装置面が翼（２５）の固定部分に対して動くことを可能にする１つ以上の取り付け接合部をさらに含む、条項３に記載の空気力学的システム。

条項６．
高揚力装置面が、複合材料、金属またはそれらの組み合わせから形成されている、条項３に記載の空気力学的システム。

条項７．
高揚力装置面が、格納および展開されるように構成され、飛行中でない間、高揚力装置が格納されている、条項３に記載の空気力学的システム。

条項８．
高揚力装置面を生成する方法であって、
翼（２５）の固定部分の形状および高揚力装置面のアズビルト形状を決定することであって、高揚力装置面が、翼（２５）に対して動くことができるように、翼（２５）に機械的に結合され、シール（３０４）が、翼（２５）の固定部分と高揚力装置面との間に配置され、シール（３０４）は、飛行状態でシール（３０４）と高揚力装置面との間の空気の流れを妨げる、決定することと、
翼（２５）の第１の構造および第１の材料と、高揚力装置面の第２の構造および第２の材料とを、決定することと、
飛行状態を規定することと
を含み、
高揚力装置面のアズビルト形状が、飛行中でない間の第１の形状から飛行中の第２の形状へ空力弾性的に変形するように形づくられ、第１の形状では、高揚力装置面とシール（３０４）との間に隙間が存在し、第２の形状では、高揚力装置面とシール（３０４）との間の隙間が、空力弾性変形の結果として除去される、
方法。

条項９．
フラップが、翼（２５）の固定部分の後縁に結合される、条項８に記載の方法。

結び
様々な構成要素、特徴、および機能を含む装置および方法の異なる例および態様が、本明細書に開示される。詳細には、航空機に使用される翼上のフラップに関連する装置および方法が、説明される。本明細書に開示される装置および方法の様々な例および態様は、本明細書に開示される装置および方法の任意の他の例および態様の任意の構成要素、特徴、および機能を任意の組み合わせで含むことができ、そのような可能性の全てが、本開示の精神および範囲内にあることが意図される。

前述の説明および関連する図面に提示された教示の利益を有する、本明細書に記載された開示の多くの改変および他の例が、本開示に関連する技術分野の当業者には思い浮かぶであろう。

Claims (16)

1. 航空機用の空気力学的システムであって、
   翼（２５）の固定部分と、
   前記翼（２５）の前記固定部分に結合され、前記翼（２５）の前記固定部分から延びるシール（３０４）と、
   アズビルト形状を有する、前記翼（２５）に結合された高揚力装置面と
   を備え、
   飛行中でない間、前記アズビルト形状の前記高揚力装置面は、空気が前記シール（３０４）と前記高揚力装置面との間を流れることができるように、前記シール（３０４）と接触しない、または前記シール（３０４）と部分的に接触し、１つ以上の飛行状態において、前記高揚力装置面は、空気力学的な力を受けて、前記アズビルト形状から第２の形状に変形し、前記第２の形状において、前記高揚力装置面は、前記シール（３０４）と前記高揚力装置面との間の空気の流れを妨げるように、前記シール（３０４）と完全に接触する、
   空気力学的システム。
2. 前記１つ以上の飛行状態が、巡航状態を含む、請求項１に記載の空気力学的システム。
3. 前記アズビルト形状が、曲げられており、前記空気力学的な力を受けて真っ直ぐになる、請求項１または２に記載の空気力学的システム。
4. 前記アズビルト形状が、ねじられており、前記空気力学的な力を受けてねじれが戻る、請求項１から３のいずれか一項に記載の空気力学的システム。
5. 前記高揚力装置面が、前記空気力学的な力を受けて平らになり、かつ長くなるように、前記アズビルト形状のロフトが増加されている、請求項１から４のいずれか一項に記載の空気力学的システム。
6. 前記高揚力装置面が、２つの端部の間の中央部を含み、前記アズビルト形状が、前記中央部において下方に曲げられ、前記２つの端部の近くで上方に曲げられており、前記高揚力装置面の一部が、前記高揚力装置面の前記一部に隣接する前記翼（２５）の一部の上方に延びている、請求項１から５のいずれか一項に記載の空気力学的システム。
7. 前記高揚力装置面が、前記翼（２５）の前記固定部分の後縁に取り付けられたフラップである、請求項１から６のいずれか一項に記載の空気力学的システム。
8. 前記フラップが、巡航状態の間、複数の異なる位置に配置されるように構成され、前記複数の異なる位置の各々において、前記フラップが、前記空気力学的な力を受けて前記アズビルト形状から変形して、前記フラップが、前記シール（３０４）と前記高揚力装置面との間の前記空気の流れを妨げるように、前記シール（３０４）と完全に接触する、請求項７に記載の空気力学的システム。
9. 前記フラップが、後縁可変キャンバーシステムの一部である、請求項７に記載の空気力学的システム。
10. 前記翼（２５）の前記固定部分と前記高揚力装置面との間の接合部において、前記接合部における前記翼（２５）の前記固定部分の勾配と、前記接合部における前記高揚力装置面の勾配とが、実質的に一致する、請求項１から９のいずれか一項に記載の空気力学的システム。
11. 高揚力装置面を生成する方法であって、
    翼（２５）の固定部分の形状および高揚力装置面のアズビルト形状を決定することであって、前記高揚力装置面が、前記翼（２５）に対して動くことができるように、前記翼（２５）に機械的に結合され、シール（３０４）が、前記翼（２５）の前記固定部分と前記高揚力装置面との間に配置され、前記シール（３０４）が、飛行状態で前記シール（３０４）と前記高揚力装置面との間の空気の流れを妨げる、決定することと、
    前記翼（２５）の第１の構造および第１の材料と、前記高揚力装置面の第２の構造および第２の材料とを、決定することと、
    前記飛行状態を規定することと
    を含み、
    前記高揚力装置面の前記アズビルト形状が、飛行中でない間の第１の形状から飛行中の第２の形状へ空力弾性的に変形するように形づくられ、前記第１の形状において、前記高揚力装置面と前記シール（３０４）との間に隙間が存在し、前記第２の形状において、前記高揚力装置面と前記シール（３０４）との間の前記隙間が、空力弾性変形の結果として除去される、
    方法。
12. 前記高揚力装置面が、フラップである、請求項１１に記載の方法。
13. 前記フラップが、後縁可変キャンバーシステムの構成要素である、請求項１２に記載の方法。
14. 飛行状態が巡航状態である、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の方法。
15. 前記第１の形状が、前記第２の形状に対してねじられている、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の方法。
16. 前記第１の形状が、前記第２の形状に対して曲げられている、請求項１１から１５のいずれか一項に記載の方法。