JP2020534214A - 航空機のキューポラフェアリングおよびその製造方法 - Google Patents

Abstract

航空機の胴体と翼の抗力を減らし、揚力を上げるためのキューポラフェアリング。フェアリングは、長軸に沿って延びるハウジング長さと、縦軸に垂直に延びる可変幅を含む。ハウジングの幅は可変であり、キューポラフェアリングの複数の断面積によって定義される。フェアリングは、ハウジングの長さと可変幅に沿って湾曲した実質的に滑らかな外表面を有する。ハウジングの表面は、その長手方向および横方向の湾曲が航空機の基準翼根翼弦、胴体断面積、フェアリングで覆われる断面積の割合、および胴体のクラウン部のキューポラフェアリングの配置に対応するメトリックによって定義されている。ハウジングは、キューポラフェアリングが配置されるクラウン部の形状に一致するように構成されていた下表面を有している。

Description

関連出願との相互参照
本特許出願は、２０１７年９月２０日に出願された米国仮出願６２／５６０，９８２号に基づく優先権を主張し、その内容は引用によりその全体が本明細書に組み込まれる。

本発明は、航空機のフェアリングに関し、より具体的には、航空機のキューポラフェアリングに関する。

実用的で成功している個人用、商業用、および軍用の輸送機の大部分は、５：１より大きい翼アスペクト比と６：１より大きい胴体細長比を組み込んだ設計で構成されている。これらの成功した航空機のすべては、業界ではほぼ筒状の胴体、航空機の重心の近くに配置された単一の高アスペクト比の揚力翼、および負の揚力水平尾翼を備えている従来型の構成として考えられているものである。これらの設計は、軍用輸送機用およびいくつかの小型商業輸送機用の高翼構成で構成されており、一方で、いくつかの小型および大多数の大型商業輸送機は低翼構成である。

現在、航空機の翼、胴体および水平スタビライザの設計は、一般的に分離されている。各コンポーネントは個別に設計され、それぞれの設計が完了した後に完全な航空機に統合されてきた。胴体交差部において想定される誘導翼根速度を考慮するために、グローバル補正係数が翼の設計に使用される。

個別に設計された主翼を円形の胴体に統合することの影響は、胴体幅にわたる翼幅方向の揚力分布を大幅に減少させることにつながる。航空機業界では、胴体上の揚力と翼幅方向の揚力分布を改善するために、翼、特に翼根部を設計するための研究が継続的に行われてきた。

翼幅方向の揚力分布を楕円に近づけると、誘導抗力が減少する。これはルードヴィッヒ プランドルによって確立された。より楕円形の翼幅方向の揚力分布が得られるようにする既存の機体の改変は、オズワルド・スパン効率比を増加させ、最大で１．０になる。

キューポラ設計の先行技術
いくつかの第二次世界大戦時代の戦闘機では、パイロットに優れた視認性を与えるためにバブルキャノピーが使用された。Ｌｅｄｎｉｃｅｒによる「第二次世界大戦戦闘機の空気力学」と題した記事（１９９９年１月）のＰ−５１Ｂ ｖｓ Ｐ−５１Ｄで説明されているように、これらは偶然にも、やや良好な翼幅方向の揚力分布をもたらした。この効果は、当時のバブルキャノピーが機尾部での分離を呈したため、業界では探究されなかった。後のモデルのジェット戦闘機もまたバブルキャノピーを使用し、該バブルキャノピーは翼のかなり前方に配置され、翼幅方向の揚力効果を考慮しなかった。

後の商業ジェット機、すなわちボーイング７６７−２００航空機は、軍用から転用され、図１に例示的に示されているように、７６７Ａｉｒｂｏｒｎｅ Ｏｐｔｉｃａｌ Ａｄｊｕｎｃｔ（ＡＯＡ）航空機１０として知られるようになるものに、キューポラフェアリング１００を含むようになった。キューポラフェアリング５０は、船首のコックピット１４上の、胴体１２のクラウン部２０に取り付けられ、船尾にある水平及び垂直スタビライザ、及びストレーキ（存在する場合）１６に向かって翼１８を越えて後方に延在し、胴体１２のクラウン部全体の半分以上を覆っていた。ボーイング７６７のＡＯＡ航空機１０は、１９８０年代から２０００年代初頭まで赤外線データを収集するために使用された。キューポラフェアリング５０は、赤外線データの検出／収集およびその他の機能を実行するために使用される電子機器およびアンテナアレイを収容するためにサイズ決めされ構成され、翼幅方向のリフト効果を考慮することがなかった。

ウィングチップ装置
ウィングチップ装置の広範な使用の影響も考慮しなければならない。古典的には誘導抗力はＣＬ２ｅ／πＡＲとして定義され：ここで、ＣＬは基準翼面積のグローバル揚力係数として定義され；「ＡＲ」またはアスペクト比は翼幅の二乗を基準翼面積で割ったものであり；πは定数であり；そして、「ｅ」は、スパン効率係数である。

プランドルによれば、揚力の翼幅方向の分布が楕円形の場合、最小の誘導抗力が得られる。スパン効率係数の理論的限界は１．０である。ウィングチップ装置による翼幅の垂直変位は、翼幅の増加と考えられる。したがって、ウイングレット、湾曲ウイングレット、スプリットウイングレットの垂直変位、およびすべてのウィングチップの確立された先端渦効果は、スパン効率係数に影響を与える。（例えば、Ｈｏｅｒｎｅｒ，Ｓｉｇｈａｒｄ Ｆ．，「Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃ Ｄｒａｇ：Ｐｒａｃｔｉｃａｌ Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｎ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｄｒａｇ ａｎｄ Ｈｙｄｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ」，第２版、Ｈｏｅｒｎｅｒ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ（１９９３年６月２５日）、ＩＳＢＮ−１３：９７８−９９９３６２３９３９；および Ｈｏｅｒｎｅｒ， Ｓｉｇｈａｒｄ Ｆ．，「Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃ Ｌｉｆｔ：Ｐｒａｃｔｉｃａｌ Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｎ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ａｎｄ Ｈｙｄｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｌｉｆｔ」、第２版、（１９９２年６月）、ＩＳＢＮ−１３：９７８−９９９８８３１６３６参照）。

ほとんどのウイングレット装置の影響は、揚力を楕円最適から離れて外側に移動させるウィングチップでの揚力を増加させることである。この効果はスパン効率係数を低下させる。ウィングチップでの余分な揚力は翼の外方への曲げモーメントを増加させ、その結果、曲げモーメントに供するためにかなりの追加構造重量を必要とする。これは航空機の空重量を増加させ、低燃料燃焼におけるほぼ同等の航続距離の結果生じる燃料節約の大部分を相殺する。ウイングレットを使用しないで過度に頑丈に設計された翼を有する航空機は、ウイングレットの取り付けによる構造重量の影響が少なく、航続距離の増加を示す。これらすべての個々の効果の揚力と抗力の記録と相対的な影響は、航空設計の業界では議論の対象となっている。

業界で広く知られているウイングレットのポジティブな効果もあるが、他の効果については議論されている。主に、正しく設計されたウイングレットは、複数の翼端渦を外方に、船尾に移動させ、従来のウィングチップから垂直方向に変位する。これは、先端渦が翼の法線力ベクトルの船尾回転に与える影響を軽減させる。ベクトルの垂直成分は揚力であり、船尾成分は抗力である。翼の法線力ベクトルの後端（船尾）成分の低減は、全体の揚力対抗力（Ｌ／Ｄ）比に対するウイングレットのプラスの利点の大部分を構成する。第２の利点は、空港のゲート間隔などのインフラストラクチャのために翼幅が制限されている設計に対する揚力の増加である。

反対方向に行くウィングチップ装置は、ボーイング社のレーキド・ウィングチップである。スパン効率と悪影響の少ない優れた設計ではあるが、翼幅を増加させるレーキド・ウィングチップの実施はインフラストラクチャに影響を与える。ボーイング社は７７７Ｘのウィングチップ折り畳み機構でこれに対処している。

翼胴体干渉
研究により、当業界で広く知られている典型的な輸送機設計の胴体と翼とのインターフェースのさらなる負の効果が示された。これらは全てＬ／Ｄ比、ひいては航空機の効率に悪影響を与える。これらの影響は、以下のものを含むが、これらに限定されるものではない：翼の前縁から胴体の交差部での停滞；翼から胴体への流れの前方翼弦渦エクスチェンジ、および胴体から翼への流れの中央翼弦渦エクスチェンジ。これらは、飛行軸に平行ではない翼根に沿った流れの回転を引き起こし；そして、中央翼弦渦流によって駆動される翼後縁から胴体への分離を引き起こす。

翼の「基準領域」は、一般的に、物理的な翼の前縁および後縁によって定義される胴体および翼端を含む翼領域として定義される。（例えば、Ｒａｙｍｅｒ， Ｄａｎｉｅｌ Ｐ． ”Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｄｅｓｉｇｎ． 概念的アプローチ」、第２版（１９９２年）、ＩＳＢＮ−９４０３ （１９９２）、ＩＳＢＮ−９３０４０３−５１−７ページ４８−４９を参照）。

超音速および遷音速航空機において、翼と胴体との交差部に「エリア・ルーリング」効果を生じさせるための重要な先行技術が存在する。この方法では、翼の交差部の前後の機体の断面積を増加させることがある。他の適用では、エリア・ルーリングは、翼の交差部における胴体の断面積を減少させるために使用される。

先行技術における前述および他の欠陥に鑑み、本発明の目的は、胴体揚力を改善し、既存および新規の航空機のＬ／Ｄ比の増加という正味の結果として翼と胴体の界面抗力を減少させるために、既存および新規の航空機設計に追加することができる方法および装置を提供することである。

上記の欠点は、航空機の基準翼根翼弦、胴体の断面積、キューポラフェアリングによって覆われるクラウン部の断面積の割合、および胴体のクラウン部でのキューポラフェアリングの位置、およびそれを決定するための方法に対応するメトリクスに基づいて、航空機のフェアリングのクラウン部に取り付けるためのキューポラフェアリングの様々な実施形態によって回避および／または解決されている。本発明のキューポラフェアリングの構成は、前方翼間の航空機のクラウン部への配置とともに、翼幅および胴体にわたる揚力の大幅な増加、航空機の翼根部の抗力の減少、および以下にさらに詳しく説明する他の利点を含む予期せぬ利点を提供している。

一実施形態では、航空機の翼根および胴体に沿って揚力を増加させ、抗力を減少させるためのキューポラフェアリングを製作する方法は、以下のステップ：航空機の翼の基準翼根翼弦を決定すること；使用する航空機胴体の断面積を決定すること；使用する胴体断面積の割合を決定すること；胴体のクラウン部におけるキューポラフェアリングの位置を決定すること；キューポラフェアリングの長手方向のプロファイルを決定すること；基準翼根翼弦に対するキューポラフェアリングの断面積、位置決め、および長手方向のプロファイルに関連するメトリクスを最適化すること；および、翼根で翼に沿った空気の流れをよりまっすぐにし、空気の流れが胴体の周りに巻き付くのを防ぐために、決定ステップによって定義された滑らかで湾曲した外面を備えるキューポラフェアリングを製造すること、から構成される。

一態様では、キューポラフェアリングは、その最大断面積の前方および後方に滑らかにテーパ状に形成されている。別の態様では、キューポラフェアリングのプロファイルは、キューポラフェアリングの長手方向軸に沿った曲線を滑らかにする勾配最適化プログラムによって形成される。さらに別の態様では、キューポラフェアリングの断面積は、円形、楕円形、または他の曲線形状のいずれかである。

一態様では、使用される航空機胴体の断面積は、胴体の中心線と翼の前縁とが交差するところの胴体断面積を特定することを含む。別の態様では、使用される胴体断面積の割合は、胴体の中心線と翼の前縁とが交差するところの胴体断面積の５％および２５％の範囲内である。さらなる別の態様では、胴体のクラウン部上のキューポラフェアリングの位置決めは、航空機の中心線における基準翼根翼弦の-５０％から２５％の範囲内である胴体位置でのキューポラフェアリングの最大断面積を位置決めすることによって決定される。

一態様では、最適化ステップは、キューポラフェアリングによって引き起こされる抗力を減少させるために、各翼の後縁部分を修正するステップをさらに含む。別の態様では、各翼の後縁部分の修正は、各翼の後縁を形成する構成要素の再配置を含む。さらに別の態様では、各翼の後縁部分の修正は、各翼の後縁部分を形成する構成要素の交換を含む。さらなる別の側面において、各翼の後縁部分の修正は、各翼を、異なる構成の翼の後縁部分を有する交換翼と交換することを含む。

別の実施形態では、航空機用キューポラフェアリングは：長手方向軸に沿って延びる長さと、断面積を持つハウジングであって、断面積に沿って湾曲し、キューポラフェアリングの長さに沿って湾曲した外面を有し、該断面積に沿った湾曲が航空機の基準翼根翼弦に基づいて所定の距離で離間された複数の曲線によって定義され、該キューポラフェアリングの長さに沿った湾曲が複数の離間された曲線に沿って形成されたスプラインによって定義される、ハウジング；および、航空機の基準翼根翼弦に沿った所定の位置に配置された航空機のクラウン部の形状に適合するように構成された下表面を有するハウジング、を含む。

さらに別の実施形態では、航空機の胴体のクラウン部に配置するためのキューポラフェアリングは：ハウジングであって、該ハウジングは長手方向軸に沿って延びる長さ、および長手方向軸に垂直に延びる可変幅を有し、該幅は可変でありキューポラフェアリングの複数の断面積によって定義され、該キューポラフェアリングは該ハウジングの前記長さと可変幅に沿って湾曲する実質的に滑らかな外表面を有する、ハウジング；該ハウジングの外表面であって、航空機の基準翼根翼弦、胴体の断面積、キューポラフェアリングで覆われる断面積の割合、および胴体のクラウン部上の位置に対応するメトリックによって定義される長さ方向および幅方向の湾曲を有する、ハウジングの外表面；キューポラフェアリングが配置されるクラウン部の形状に適合するように構成された下表面を有するハウジング、を含む。

一態様では、下表面は、長手方向軸が胴体の中心線と整合するように構成される。別の態様では、ハウジングは長手方向軸に関して対称である。さらに別の態様では、ハウジングは実質的に楕円形である。さらに別の態様では、ハウジングは、複合材料および金属のうちの少なくとも１つから製造される。別の態様では、外表面は凸状である。さらに別の態様では、ハウジングは中空内部を含む。さらに別の態様では、内部は、ハウジングを補強するように構成された複数の離間した支持部材を含む。

航空機の胴体に取り付けられたキューポラを有する従来技術のボーイング７６７ ＡＯＡ航空機の上方左側斜視図である。 航空機胴体のクラウン部に例示的に取り付けられ、７％の胴体断面積を有し、航空機の中心線翼根基準翼弦の１５％に位置する、本発明のキューポラフェアリングの第１の実施形態を含む航空機の上方前方左側斜視図である。 本発明のキューポラを示す図２の航空機の上面図である。 本発明のキューポラを示す図３の航空機の正面図である。 本発明のキューポラを示す図２の航空機の右側面図である。 航空機の胴体のクラウン部への取り付けに適している、本発明のキューポラフェアリングの概略上方右側斜視図である。 翼間の航空機胴体のクラウン部上のキューポラフェアリングの構成と位置を決定するための方法を示すフロー図である。 基準翼面積および翼形状を示す、航空機の胴体に取り付けられた従来技術の航空機の翼の概略図である。 ７％の胴体断面積を有し、航空機の中心線翼根基準翼弦の３５％に位置する航空機に搭載されたキューポラフェアリングの第２の実施形態を示す、航空機の上方前方左側斜視図である。 １２％の胴体断面積を有し、航空機の中心線翼根基準翼弦の２５％に位置する航空機に搭載されたキューポラフェアリングの第３の実施形態を示す、航空機の上方前方左側斜視図である。 ２０％の胴体断面積を有し、航空機の中心線翼根基準翼弦の１５％に位置する航空機に搭載されたキューポラフェアリングの別の実施形態を示す、航空機の上方前方左側斜視図である。 ２０％の胴体断面積を有し、航空機の中心線翼根基準翼弦の３５％に位置する航空機に搭載されたキューポラフェアリングの別の実施形態を示す、航空機の上方前方左側斜視図である。 図１３Ａ（従来技術）と図１３Ｂは、キューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の翼スパンと胴体にわたって示される揚力の大きさを比較して示す、それぞれ本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の正面図である。 図１３Ａ（従来技術）と図１３Ｂは、キューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の翼スパンと胴体にわたって示される揚力の大きさを比較して示す、それぞれ本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の正面図である。 本発明のキューポラフェアリングがない場合の航空機の胴体と翼の周りの空気の流れを示す従来技術の航空機の側面図である。 図１５Ａ（従来技術）および図１５Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、それぞれ本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の右下側斜視図である。 図１５Ａ（従来技術）および図１５Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、それぞれ本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の航空機の右下側斜視図である。 図１６Ａ（従来技術）および図１６Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、図１５Ａおよび図１５Ｂの航空機の上面図である。 図１６Ａ（従来技術）および図１６Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、図１５Ａおよび図１５Ｂの航空機の上面図である。 図１７Ａ（従来技術）および図１７Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、図１５Ａおよび図１５Ｂの航空機の右側面図である。 図１７Ａ（従来技術）および図１７Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを比較して示す、図１５Ａおよび図１５Ｂの航空機の右側面図である。 図１８Ａ（従来技術）および図１８Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを示す、図１５Ａおよび１５Ｂの航空機の右上方斜視図である。 図１８Ａ（従来技術）および図１８Ｂは、本発明のキューポラフェアリングがない場合とある場合の航空機の胴体および翼の周りの空気の流れを示す、図１５Ａおよび１５Ｂの航空機の右上方斜視図である。

本発明の理解をさらに容易にするために、図に共通する同一または類似の要素を示すために同じ参照番号が、適切な場合に、使用されている。さらに、別段の記載がない限り、図に示された特徴は、一定の縮尺に描かれているのではなく、例示目的のためだけに示されている。

本発明は、航空機胴体のクラウン部に配置するためのキューポラフェアリングに関する。キューポラフェアリングは、胴体のクラウン部に取り付けられるようにサイズおよび寸法決めされ、空気が翼根で翼に沿ってよりまっすぐに流れるように胴体の周りの空気の流れを最適化するために、航空機の概略翼間の翼幅方向位置で胴体に沿って長手方向に延びる。特に、キューポラフェアリングは、航空機の様々な部分にわたる抗力を低減するのに役立ち、それにより、楕円分布に近づくように胴体揚力および翼幅方向（翼の先端から翼の先端）揚力を増加させる。他の利点は、翼の前縁滞留抗力および後縁分離抗力を低減すること、および、翼から胴体および胴体から翼への回転流および関連する抗力を低減することを含む。

さらに、機体の他の領域における抗力の低減を実現することができる。これらの改善は、航空機の構成に特有のものであり得、例えば、尾翼効果は、従来の尾翼とＴ尾翼とでは異なるものになる。キューポラフェアリングは、造波および圧力抗力の低減により、航空機の前方胴体上の遷音速旋回衝撃からの抗力を低減する更なる利点を提供することができる。さらに、旋回ショック、滞留、および分離の減少を伴って、胴体の前部および後部領域での流れの旋回が減少される。別の利点は、航空機の後部胴体上の遷音速旋回ショックの減少であり、それによって胴体上の造波抗力および圧力抗力を低減させることである。さらなる利点は、水平スタビライザの上流、周囲、および後方での胴体流の分離の減少、および水平スタビライザの前縁から胴体交差部への滞留の低減を含み得る。

図２〜５を参照すると、航空機胴体２１０のクラウン部２１２に取り付けられたキューポラフェアリング２５０を有する航空機２００が例示的に示されている。航空機２００は、筒状に形成された胴体２１０と、前端２１４におけるコックピットと、胴体２００の後端２１６における水平／垂直スタビライザとを含む。前方翼２２０は、胴体の左舷側および右舷側のそれぞれから横方向に延び、これらのそれぞれは、公知の方法で航空機を空中に持ち上げて推進するためのエンジン２４０を含むことができる。左舷側翼および右舷側翼は、対称的な形状を有している。キューポラフェアリング２５０は、航空機胴体２１０の上部に配置され、航空機２００の胴体２１０の上部の中心線「Ｌ」（図３）に関して対称的に分布している。

キューポラフェアリング２５０のプロファイルを決定することは、空気が翼根２２２で翼２２０に沿ってよりまっすぐに流れるように、胴体の周りの空気流を最適化するのに役立つ。キューポラフェアリング２５０は、その最大断面積の前方および後方に滑らかに傾斜している。翼設計に一般的な、よく知られた市販の勾配最適化ＣＡＤプログラムを使用して、航空機に沿った衝撃効果および逆圧力勾配を低減するように、長手方向軸に沿って湾曲を滑らかにすることができる。

ここで、図６を参照し、航空機１０（例えば、ＢＯＥＩＮＧ７３７−７００航空機）の胴体の２０％最大断面積を有するキューポラフェアリング２５０が例示的に示されている。本発明のキューポラフェアリング２５０が主にＢＯＥＩＮＧ７３７モデルの航空機を参照して説明されているが、キューポラフェアリングおよびその構造および胴体の配置がボーイング、エアバス、および他の民間および軍用航空機メーカーからの他の航空機モデルに適用可能であるため、そのような航空機モデルは限定的であるとは見なされない。

キューポラフェアリングは、長手方向軸に沿って延びる長さと、断面積を有するハウジング２５２とを含む。ハウジング２５２の外表面２５４は、断面積に沿って湾曲し、および、フェアリング２５０の長さに沿って湾曲し、そこでは断面曲線は、航空機２００の基準翼根翼弦に基づいて所定の距離で離間された複数の曲線によって定義される（例えば、図８参照）。当業者であれば、翼弦の測定が基準翼の前縁と後縁との間で行われることを理解するであろう。フェアリング２５０の長さに沿った湾曲は、複数の離間した曲線に沿って形成されたスプライン２５６によって定義される。例えば、図６では、スプライン２５６は、例示的に、３つの円の上周辺縁を横切って延びる上部線によって形成されている。ハウジング２５２の下面は、航空機２００の基準翼根翼弦に沿った所定の位置に配置する航空機２００のクラウン部の形状に適合するように構成されている。

例示的なキューポラフェアリングは円形断面によって定義され、例示的には長さ対高さの比率が６．７：１である。フェアリングの最大断面積における寸法は、胴体交差部への翼の前縁を基準にしてフェアリングを配置するために使用され、例示的には胴体中心線における１５％、２５％、および３５％の翼根基準翼弦を表すことができる。フェアリングの外縁の形状は、航空機胴体におけるフェアリングの交点によって決定される。キューポラフェアリング２５０は、対称的な断面積を含み、フェアリングの最大断面積に関して対称的または非対称的な前部および後部を有することができる。図６に示すように、フェアリングのプロファイルは、３次元ＣＡＤソフトウェアプログラム（例えば、米国マサチューセッツ州ウォルサムのダッソー・システムズ・ソリッドワークス社によるＳｏｌｉｄＷｏｒｋｓプログラム）によって、最小限の管理寸法で生成される。当業者であれば、任意の市販のコンピュータ支援設計ソフトウェアを使用して、このレベルの定義でこれらの寸法からこのフェアリングプロファイルを生成できることを理解するであろう。

図７を参照し、航空機２００の胴体のクラウン部２１２上にキューポラフェアリング２５０を形成および配置するための方法７００のフローチャートが例示的に示されている。方法７００は、ステップ７０１で開始し、そこではフェアリングが取り付けられるか、さもなければ航空機の胴体２１０に組み込まれるかの航空機のモデルが決定される。本発明をよりよく理解する目的で、ＢＯＥＩＮＧ７３７航空機のモデルが例示的に使用されているが、そのようなモデル航空機は限定的であるとは見なされない。ステップ７０２において、航空機２００の基準翼根翼弦が決定される。

図８を参照し、対応する基準翼２２３を決定するための形状と共に、実際の航空機の翼の間の周知の比較を示す概略図が示されている。基準翼２２３は、実際の翼が胴体２１０の外部と結合する場所とは対照的に、航空機２００の長手方向中心線「Ｌ」から先端翼弦（Ｃｔ）２２９で翼の端部まで延在するため、通常、航空機２００の実際の翼（ＡＷ）の形状とは異なる、翼の端部も同様である。基準翼２２３は、周知の方法でかつ図８に示すように、前縁２２４および後縁２２６によってさらに拘束される。翼根翼弦（Ｃｒ）２２８は、前縁２２４および後縁２２６が胴体２１０の中心線２１１と交差する胴体２１０に沿って延びる距離または長さである。したがって、基準翼根翼弦２２８は、航空機の左舷側または右舷側のいずれかの翼構成要素から取られた場合も同じである。翼根翼弦２２８の長さが決定されると、方法７００はステップ７０４に進む。

ステップ７０４では、モデル化に使用される航空機胴体の断面積が決定される。断面積は、一定であるか、または胴体２１０の長さにわたって変化し得る。しかしながら、フェアリング２５０の最大断面積に位置する寸法は、図６に関して上述したように、胴体２１０に対する翼の前縁２２４の交差が生じる交差部を基準にして、フェアリングの位置を決定するために使用される。したがって、ステップ７０４で使用される航空機胴体の断面積の位置は、翼の前縁２２４が胴体２１０の中心線２１１と結合／交差する胴体断面積の位置である。

ステップ７０６では、使用されるべき胴体断面積の割合が決定される。特に、キューポラフェアリング２５０の最適な最大幅の決定が行われ、キューポラフェアリングの翼基準スパンに対する最大断面積は、その点での胴体断面積の５％以上２５％未満である。フェアリングの断面積は、円形、楕円形、または他の曲線形状として構成することができる。次に、方法７００は、ステップ７０８に進む。

その後、ステップ７０８において、胴体のクラウン部上のフェアリングの位置が決定される。図８に例示的に示されているように、キューポラフェアリング２５０の最大断面積は、翼の前縁２２４が胴体２１０の中心線２１１に結合する交差点から測定される、航空機の中心線における基準翼根翼弦の約−５０％から約２５％の範囲内に位置する。当業者であれば、基準翼根翼弦は、胴体と翼の最大結合断面積の近くにあるフェアリングの最も広い部分を特定するために、翼の形状を定義するための当業界でよく知られた命名法であり、具体的には「エリア・ルーリング」の従来技術（例えば、遷音速および超音速で航空機上の抗力を低減するための設計慣行）を無視し、それによって本発明のキューポラフェアリングを業界に新規なものにすることが理解されるであろう。

ステップ７１０では、キューポラフェアリング２５０の長手方向プロファイルが決定される。特に、キューポラフェアリング２５０の最適、最大長さおよび最小長さが、翼によって誘導される胴体上の空気流の歪みを特定することによって決定される。好ましくは、キューポラフェアリング２５０の全長は、その最適な構成が異なるマッハ速度（例えば０．７２マッハ対０．９２マッハ）で巡航するように設計されている航空機によって大きく変化し得るため、フェアリングの全長は限定的とは考えられないといえども、基準翼根翼弦２２８の長さの２倍（２倍）未満でなければならない。キューポラフェアリングの構成、すなわち体積、傾斜（テーパ）および位置は、最大揚力対抗力比をシミュレートおよび観察するために、計算流体力学（ＣＦＤ）または風洞解析を使用して最適化される。つまり、基準翼根に対比したフェアリングの断面積、長手方向のプロファイル、および長手方向の位置のマトリックスは、計算流体力学および／または風洞解析を使用してシミュレートおよびテストされて最適な設計が決定される。最適なキューポラフェアリングは、航空機および翼の構成に応じて、最大断面積の前部および後部で対称または非対称であり得る。このように、方法７００は、翼などの他の空気力学デバイスの設計と同様である。

ステップ７１２では、キューポラフェアリングの構成およびその位置が、基準翼および翼根翼弦、ならびに航空機全体に関して、最適化されているかどうかが決定される。この場合も、最適化は、周知の方法でＣＦＤおよび／または風洞技術を用いて解析される。フェアリング２５０が最適化されていない場合、方法７００はステップ７０６に進み、上述したように、ＣＦＤおよび／または風洞技術を使用して、断面積、キューポラ位置、および長手方向プロファイルに関する異なるメトリクスをシミュレートおよびテストすることができる。

別の態様において、キューポラフェアリング２５０の断面積は、所定の場合、特に翼２２０がそのマッハ抗力発散点付近で巡航するように設計されている場合、翼の遷音速衝撃誘導の造波抗力と圧力抗力を増加させる可能性がある。任意のステップ７１４において、この望ましくない増加は、フラップ、操縦翼面、および／または他のフェアリングなど、翼２２０の後縁２２６にある構成要素／装置を再配置または形態修正することで、翼の揚力を損なうことなく、または最小限に抑えて軽減することができる。このような後縁装置の再配置は、フラップおよび／または操縦翼面のリギング、アップトラベルメカニカルストップの調整、および／または当業者に知られている他の多くの技術によって達成することができる。形態修正はまた、キットおよび／または他の再設計された構成要素を用いた後縁装置の再設計によって達成することができる。代替的に、翼の後縁装置を再配置または形態修正する代わりに、本発明のキューポラフェアリングを利用して、新しい翼設計を実施することができる。例えば、キューポラフェアリングのない輸送機、特に７３７ＮＧおよび７７７Ｘ旅客機では、新しい翼構成が古い設計に組み込まれている。当業者であれば、翼２２０の後縁２２６の変更は、例えば、拡大されたキューポラフェアリング（例えば、追加の電子機器、計器、アンテナ等を収容するための）が望まれ、航空機に取り付けられた場合に揚力の増加および抗力の減少にとって最適ではないような他の状況でも提供され得ることが理解されるであろう。翼の後縁への修正は、これらの状況においてＬ／Ｄ比を改善するのに役立ち得る。

ステップ７１６では、全体的な形状、寸法および構成が決定されると、キューポラフェアリング２５０は、ステップ７０２から７１４によって、滑らかで湾曲した外表面を伴って特定の航空機モデルのために製造され得る。一実施形態では、内部フランジ（図示せず）が、胴体２１０のクラウン部に取り付けるために使用される。フェアリング２５０はまた、外部フランジ（図示せず）、内部フェアリング構造へのアタッチメント、またはこれらの組み合わせによって取り付けられ得る。胴体への取り付けは、構造用ダブラーなしにブラインドボルトおよびブラインドリベットによっても容易にすることができる。フェアリング２５０は、例示的に、１インチ×２インチの「Ｃ字型」セクションフレーム（図示せず）または他の補強部材で２４インチごとに補強されているが、そのようなフレーミング／補強距離は限定的であるとは考えていない。フェアリング２５０は、複数のステップで電磁的透過性のために、成型グラスファイバーとエポキシで構成することができる。あるいは、フェアリングは、石英、ガラス繊維、炭素繊維、ケブラー、ベクトラン、または他の航空宇宙グレードの強化繊維およびプラスチックなどの複合材料から作製することができる。フェアリング２５０はまた、アルミニウム、鋼、ステンレス鋼、チタン、または他の航空宇宙グレードの金属、または複合材料と金属材料との組み合わせなどの金属から製造することができる。フェアリング２５０を製造するためのプロセスは、成型、機械加工、積層造形、またはこれらの実施の組み合わせによって行うことができる。キューポラフェアリング２５０の製造プロセスが完了すると、方法７００は、ステップ７９９で終了し、キューポラフェアリング２５０は、古い航空機にキットとして取り付けられるか、または新しい航空機設計の一部として胴体に組み込まれ得る。

有利には、本キューポラフェアリング２５０は、航空機の翼および胴体の設計が終了された後、または既に製造された後に実装することができる。新たに設計される航空機の場合、フェアリングおよび翼の設計は反復的に行うことができ、両方とも他の装置に関して最適化することができる。

上述したように、図２〜５に示すような実施形態は、１５％中心線翼根基準翼弦に位置する７％の断面積のフェアリングを例示している。比較として、本明細書に記載された他の実施形態（例えば、図９〜１２を参照）は、１つの航空機モデル（例えば、ＢＯＥＩＮＧ７３７）に関するいくつかの実用の実施形態を表す。当業者であれば、キューポラフェアリングの他の実施形態が、他の航空機モデルについて上述したのと同様の方法で形成および配置され得ることを理解するであろう。

例えば、図９〜１２は、航空機２００のクラウン部２１２上のキューポラフェアリング２５０の他の構成および位置を示しており、図９は、３５％中心線翼根基準翼弦に位置する７％の断面積のフェアリングを示し；図１０は、２５％中心線翼根基準翼弦に位置する１２％の断面積のフェアリングを示し；図１１は、１５％中心線翼根基準翼弦に位置する２０％の断面積のフェアリングを示し；および、図１２は、３５％中心線翼根基準翼弦に位置する２０％の断面積のフェアリングを示している。当業者であれば、すべての組み合わせが、民間および軍用航空機産業による検証のために、周知の市販の計算流体力学プログラム／風洞技術を用いて、揚力対抗力比についてテストされていることを理解するであろう。

航空機の翼幅および胴体にわたる揚力を増加させることに加えて、キューポラフェアリング２５０の製造プロセス中に、機体およびフェアリングに対する落雷の直接的および間接的な影響を緩和するのに役立つ追加の提供を含めることができる。追加の提供は、導電性要素、コーティング、結合ストラップおよび／または他の装置を含むことができる。別の態様では、フェアリングは、既存の衝突防止ライトまたは他のライトを遮蔽することができる胴体の領域に配置および構成され得る。この実施形態では、フェアリングの最大高さに位置する流線型衝突防止ライトのための提供がなされる。ライトは、空力学的に無視できるほどの効果を有している。さらに、フェアリング２５０は、一般に中空であり、公知の方法で電子機器、センサ、および通信アンテナを収容することができる。さらに、キューポラフェアリング表面の全部または一部は、コンフォーマルセンサまたはアンテナを取り付けるように構成および／または使用され得る。当業者であれば、フェアリングの外側成型ラインに面一に取り付けられたコンフォーマルセンサおよびアンテナは、電磁透過性を必要とせず、フェアリングを上述した任意の材料によって製作可能であることを理解するであろう。

本発明のキューポラフェアリング２５０および本明細書で論じた方法による航空機上の配置は、基準翼弦の領域における胴体の揚力の予期せぬ増加を含めて先行技術の航空機よりも多数の利点を有する。キューポラフェアリングからの揚力の増加は、図１３Ａおよび図１３Ｂに例示的に示されているように、翼幅方向の揚力分布を改善するのにも役立つ。図１３Ａを参照すると、キューポラフェアリングのない従来技術の航空機の上面図が示されている。上向きの垂直線２６０は、航空機の翼幅および胴体にわたって発生する揚力の大きさおよび方向を示している。注目すべき特徴は、翼２２０間の胴体２１０上で発生する揚力効果の減少である。図１３Ｂを参照すると、本発明のキューポラフェアリング２５０を有する航空機２００が、揚力の大きさが同様に垂直線２６０によって図示された状態で例示的に示されている。有利なことに、キューポラが存在する状態で、胴体２１０上で発生する揚力の大きさが増加する。さらに、キューポラフェアリング２５０の存在の結果として胴体の揚力が増加することにより、翼の曲げ荷重を減少させるのに役立ち、それによって翼の構造に対する応力を減少させる。

図１４を参照すると、本発明のキューポラフェアリングが存在しない航空機の空気の流れと、翼および水平スタビライザが胴体上の流れにどのように影響を与えるかを示す従来技術の概略図が例示的に示されている。特に、翼の間の胴体上部に位置する湾曲した「こぶ」によって示されるように、空気の流れの上昇が翼と胴体の上で発生する。

図１５Ａ〜１８Ｂは、航空機に搭載された本発明のキューポラフェアリングがある場合とない場合の気流に対する比較効果を説明するための、コンピュータでシミュレートされた航空機のスクリーンショットの様々な図を表している。図１５Ａ、１６Ａ、１７Ａおよび１８Ａは、本発明のキューポラフェアリングを備えていない従来技術の航空機の様々な図である。図１５Ｂ、１６Ｂ、１７Ｂおよび１８Ｂは、本発明のキューポラフェアリングが胴体のクラウン部に備えている航空機の様々な図である。図面は、このようなシミュレーションプログラムは限定的なものではないと考えられるが、第５回ＡＩＡＡ抵抗予測ワークショップからのよく知られたＮＡＳＡ「コモンリソースモデル」（ＣＲＭ）を使用して本発明者らによって構成および実施された、色分けされたコンピュータシミュレーションから取得されたものである。実施されたシミュレーションは、７６７／７７７／Ａ３３０／Ａ３５０クラスの航空機の業界標準モデルから行われた。ＣＲＭは，業界全体で風洞や計算流体力学（ＣＦＤ）の研究に使用されており，抗力の理解と予測方法を開発するために使用されている。図は、キューポラフェアリングなしの未修正モデルの航空機と、キューポラフェアリングを翼の間の胴体のクラウン部に取り付けた修正モデルの気流を示している。これらの画像の解釈では、抗力の原因となる望ましくない流れは曲がったり再循環（逆流）をするが、抗力の低い流れは曲がったり再循環をすることがより少ない。航空機の特定の領域での破線の量が少ない低面圧（ＬＰ）エリアと比較して、高面圧エリア（ＨＰ）は高濃度の破線で示されている。急激な圧力変化は、翼の翼根やスタビライザなどの破線の間隔と密度の急激な変化として示されている。急激な変化が少ないほど、抗力が低いことが示されている。翼根またはその周辺での水平翼表面から胴体の垂直表面への流れの方向の変化は、抗力に大きく寄与しており、翼根へのより平行な流れはより低い抗力をもたらす。図１５Ａ〜１８Ｂにおいて、「ＬＡ」とラベル付けされた矢印は、図１５Ａ、１６Ａ、１７Ａおよび１８Ａの従来技術の図面に示されているように、翼根翼弦および翼根フェアリングの近くに現れる望ましくない空気流の大きな角度を表している。対照的に、本発明のキューポラフェアリング２５０は、空気の流れを翼根翼弦の周りで減衰または平坦化させ、「ＳＡ」とラベル付けされた矢印は、空気が翼根翼弦および翼根フェアリングに向かうが翼根フェアリングから離れて流れるより小さな角度を表す。「ＨＰ」および「ＬＰ」とラベル付けされた矢印は、それぞれ、望ましくない高圧の航空機の位置およびキューポラフェアリングが存在するとより望ましい低圧の領域を示す。

図１５Ａ（従来技術）および図１５Ｂを参照すると、図１５Ａは、キューポラフェアリングなしで４５度回転した航空機２００の下部を示し、図１５Ｂは、キューポラフェアリング２５０が取り付けられた航空機２００の下部を示す。図１５Ｂに示された気流のコンピュータシミュレーションを図１５Ａと比較すると、旋回流が減少し、翼と翼間の胴体部分にわたって気流の歪みが減少している。これは、図１５Ｂのコンピュータシミュレーションにおける前縁および後縁の翼根での空気流の減少によって見ることができる。

図１６Ａ（従来技術）および図１６Ｂを参照すると、キューポラフェアリングがある場合とない場合のそれぞれの航空機において、胴体および翼根上の気流の比較が示されている。図１６Ａは、翼根周りの湾曲した流れを示し、図１６Ｂは、翼根周りの直線化した流れを示している。航空機のこれらの拡大された上面図では、図１６Ａに示された気流シミュレーションと比較して、図１６Ｂの後縁の翼根と胴体前部の旋回部での気流の歪みが顕著に減少している。

図１７Ａ（従来技術）および図１７Ｂを参照して、キューポラフェアリングなしおよびキューポラフェアリングありのそれぞれの航空機において、胴体および翼根にわたる気流の比較が示されている。航空機のこれら右側面図では、図１７Ａで図示された気流シミュレーションと比較して、図１７Ｂでは、後縁翼根おける気流の歪みおよび胴体前部における旋回が顕著に減少している。図１７Ｂは、フェアリングキューポラ２５０が、矢印「ＬＰ」での翼根の前縁での旋回流の減少および急激な圧力勾配の減少を引き起こし、矢印「ＳＡ」での流れ角を減少させることを示している。

図１８Ａ（従来技術）および図１８Ｂを参照して、航空機の上方正面右側斜視図が例示的に示されている。図１８Ａでは、航空機は、本発明のキューポラフェアリングを含まず、コンピュータシミュレーションは、胴体上の揚力の欠如を示している。図１８Ｂでは、航空機２００はキューポラフェアリング２５０を含み、図１８Ａで例示された最小限の揚力シミュレーションと比較して、翼圧への影響を最小限に抑え、翼−胴体交差部における翼の前縁の滞留を減少させた胴体の揚力を例示している。

翼幅および対応する胴体部分の揚力における明らかに示された利点に加えて、他の利点には、胴体前部の旋回衝撃流の減少；機首およびウインドスクリーン上の滞留抗力の減少につながる胴体前部の誘導アルファの増加；翼前縁から胴体の滞留抗力の減少；インボードウィング停滞ラインの上昇の減少（この効果は揚力、および抗力対揚力比に有利である）；翼の揚力係数に悪影響を与えず、造波抗力を増加させずに胴体の揚力係数の増加；高揚力係数と遷音速マッハ数の組み合わせでのインボードウィング後縁分離の減少；重要なことに、回転流と抗力の減少につながる翼の上面と下面における胴体から翼への流れの交換の減少；胴体が直線からテーパへと移行するところの胴体後部の旋回衝撃の低減；水平スタビライザ領域での胴体後部の分離の減少；水平スタビライザ翼根の滞留抗力の減少；回転流と抗力の減少につながる翼の上面と下面における胴体から水平スタビライザへの流れの交換の減少；水平スタビライザ上の造波抗力と分離抗力の減少；航空機構造の燃料、メンテナンスおよび寿命の大幅なコスト削減になる他の利点の中でも、垂直および水平スタビライザの後部の胴体分離の減少、が含まれ得る。

さらなる利点は、ブロードバンドデータやその他の電磁および／または光センサなどの通信アンテナを収容することを含み、キューポラが存在しない場合に追加の抗力を発生させるのではなく、キューポラフェアリングによって空気力学な利点が達成される。さらに、胴体のクラウン部に取り付けられたキューポラフェアリングの他の利点は、フェアリングの構造が、構造的ダブラーやフィッティングなどの追加の二次構造を機体に追加する必要がないほど十分であるということである。さらに当業者であれば、「エリア・ルーリング」が、翼の近傍の航空機の長軸における胴体断面積を減少させ、および／または翼の前方および後方で胴体断面積を増加させるための技術であることを理解するであろう。本発明のキューポラフェアリング２５０は、本明細書で論じるように、現在の業界の傾向に反し、それによって、翼幅および翼間の胴体領域にわたって抗力をより低減し、揚力を改善するということを明らかにする。

上記は本発明の実施形態に向けられているが、本発明の他のさらなる実施形態および利点は、本発明の基本的な範囲から逸脱することなく、本明細書に基づいて当業者によって想定され得るものであり、それは、後述の特許請求の範囲によって決定される。

Claims (20)

1. 航空機の翼根および胴体に沿って揚力を増加させ、抗力を減少させるためのキューポラフェアリングの製造方法であって、以下のステップ：
   前記航空機の翼の基準翼根翼弦を決定するステップと；
   使用される前記航空機胴体の断面積を決定するステップと；
   使用される前記胴体の断面積の割合を決定するステップと；
   前記胴体のクラウン部への前記キューポラフェアリングの位置を決定するステップと；
   前記キューポラフェアリングの長手方向のプロファイルを決定するステップと；
   前記基準翼根翼弦に関する前記キューポラフェアリングの断面積、位置および長手方向プロファイルに関連するメトリックを最適化するステップと；
   前記翼根で前記翼に沿って空気流がよりまっすぐになり、前記胴体の周りに空気流が回り込むのを防ぐように決定するステップよって定義されるような、滑らかな、湾曲した外表面を有する前記キューポラフェアリングを製造するステップ、
   とを含む製造方法。
2. 前記キューポラフェアリングは、その最大断面積の前方と後方に滑らかに傾斜している、請求項１に記載の方法。
3. 前記キューポラフェアリングの前記プロファイルは、前記キューポラフェアリングの長手方向軸に沿った湾曲を滑らかにするための勾配最適化プログラムによって形成されている、請求項２に記載の方法。
4. 前記キューポラフェアリングの前記断面積が円形、楕円形、または他の湾曲した形状のいずれかである、請求項１に記載の方法。
5. 使用される前記航空機胴体の前記断面積は、前記胴体の中心線と前記翼の前縁とが交差する胴体断面積を含む、請求項１に記載の方法。
6. 使用される胴体断面積の割合は、前記胴体の中心線と前記翼の前縁とが交差するところの胴体断面積の５％から２５％の範囲内である、請求項１に記載の方法。
7. 前記胴体の前記クラウン部の前記キューポラフェアリングの位置決めは、前記キューポラフェアリングの最大断面積を、航空機の中心線における基準翼根翼弦の−５０％から２５％の範囲内である胴体位置に位置決めすることによって決定される、請求項１に記載の方法。
8. 前記最適化ステップはさらに、前記キューポラフェアリングによって生じる抗力を低減するために、各翼の後縁部分を修正するステップを含む、請求項１に記載の方法。
9. 前記各翼の後縁部分の修正は、前記各翼の後縁を形成する構成要素を再配置することを含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記各翼の後縁部分の修正は、前記各翼の後縁を形成する翼構成要素を交換することを含む、請求項８に記載の方法。
11. 前記各翼の後縁部分の修正は、各翼を、異なる構成の翼の後縁部分を有する代替翼と交換することを含む、請求項８に記載の方法。
12. 航空機用キューポラフェアリングであって：
    長手方向軸に沿って延びる長さと、断面積を有するハウジングであって、前記断面積に沿って湾曲し、前記キューポラフェアリングの長さに沿って湾曲した外表面を有し、前記断面積に沿った湾曲が前記航空機の基準翼根翼弦に基づいて所定の距離で離間された複数の曲線によって定義され、該キューポラフェアリングの前記長さに沿った湾曲が複数の離間された曲線に沿って形成されたスプラインによって定義される、ハウジング；および、
    前記航空機の前記基準翼根翼弦に沿った所定の位置に配置された航空機のクラウン部の形状に適合するように構成された下表面を有するハウジング、を含むキューポラフェアリング。
13. 航空機の胴体のクラウン部に配置するための航空機用キューポラフェアリングであって：
    ハウジングであって、長手方向軸に沿って延びる長さ、および前記長手方向軸に垂直に延びる可変幅を有し、前記幅は可変であり前記キューポラフェアリングの複数の断面積によって定義され、前記キューポラフェアリングは該ハウジングの前記長さと前記可変幅に沿って湾曲する実質的に滑らかな外表面を有する、ハウジング；
    前記ハウジングの外表面であって、航空機の基準翼根翼弦、胴体の断面積、前記キューポラフェアリングで覆われる断面積の割合、および前記胴体のクラウン部上の位置に対応するメトリックによって定義される長さ方向および幅方向の湾曲を有する、ハウジングの外表面；
    前記キューポラフェアリングが配置される前記クラウン部の形状に適合するように構成された下表面を有する前記ハウジング、を含むキューポラフェアリング。
14. 前記下表面は、前記長手方向軸が前記胴体の中心線と整合されるように構成されている、請求項１３に記載のキューポラフェアリング。
15. 前記ハウジングは、前記長手方向軸に関して対称である、請求項１３に記載のキューポラフェアリング。
16. 前記ハウジングは、実質的に楕円形である、請求項１３に記載のキューポラフェアリング。
17. 前記ハウジングは、複合材料および金属のうちの少なくとも１つから製造される、請求項１３に記載のキューポラフェアリング。
18. 前記外表面は凸状である、請求項１３に記載のキューポラフェアリング。
19. 前記ハウジングは中空の内部部分を含む、請求項９に記載のキューポラフェアリング。
20. 前記内部部分は、前記ハウジングを補強するように構成された複数の離間した支持部材を含む、請求項１９に記載のキューポラフェアリング。

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