JP2023130325A - 主翼に取り付けられるエンジン用のフェアリング - Google Patents

主翼に取り付けられるエンジン用のフェアリング Download PDF

Info

Publication number
JP2023130325A
JP2023130325A JP2023033417A JP2023033417A JP2023130325A JP 2023130325 A JP2023130325 A JP 2023130325A JP 2023033417 A JP2023033417 A JP 2023033417A JP 2023033417 A JP2023033417 A JP 2023033417A JP 2023130325 A JP2023130325 A JP 2023130325A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
plane
fairing
horizontal plane
intersection point
line
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP2023033417A
Other languages
English (en)
Inventor
ショーン ピー． ハウ，
P Howe Sean
ザカリー シー． ホイジントン，
C Hoisington Zachary
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of JP2023130325A publication Critical patent/JP2023130325A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/36—Structures adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

【課題】航空機の主翼にエンジンを支持するフェアリングに関し、抗力を低減させる方法を提供する。【解決手段】主翼には、エンジンに接続するパイロンを覆うフェアリング１３０を備える。フェアリングは、水平面、長手軸に垂直な第１の平面、及び長手軸に垂直かつ第１の平面の後方にある第２の平面を規定する。水平面に投影されたときの長手軸として基準線を規定する。フェアリングは、空気力学的表面を規定するフェアリング本体を含む。空気力学的表面は、アウトボード部分及びインボード部分を有する。インボード部分は第１の平面が第１の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差するように構成されている。第１の交点は基準線から第１の距離だけ側方にずれている。第２の平面は第２の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差する。第２の交点は、第１の距離より長い第２の距離だけ側方に基準線からずれている。【選択図】図２

Description

本開示は、広くは、航空宇宙構造物に関し、特に、航空機に対する抗力を低減させるためのフェアリング及び方法に関する。
主翼に取り付けられるエンジンを有する航空機は、典型的には、主翼に対してエンジンを支持するために、パイロンなどの支持構造物を利用する。多くの航空機は、エンジン及びパイロン接合部付近で、抗力などの干渉が大きくなり、したがって、航空機への損傷や有害な影響の危険性をもたらす。抗力及び干渉を低減させるための現在の解決策には、エンジンの位置を移動すること、航空機の移動速度を遅くすること、又は主翼の形状寸法を変更することが含まれる。これらの解決策は、理想的ではない。というのも、重量が増えたり、飛行完了時間が長くなったり、異なる飛行機の構成に対して主翼の形状を変更することが不可能であったりするからである。
したがって、当業者は、航空機に対する抗力を低減させるための構造及び方法を改善する分野において研究開発の努力を継続している。
下記は、本開示による主題の実施例の非網羅的なリストであり、それらは、特許請求されることも或いはされないこともある。
航空機用のフェアリングが開示される。航空機は、長手中心軸を規定し、主翼であって、前縁、前縁の後方の後縁、主翼厚さ、及び翼弦を有する主翼を含む。航空機は、翼弦と鉛直方向に整列した長手軸であって、航空機の長手中心軸と平行な長手軸を有するエンジンを更に含む。航空機は、主翼をエンジンと接続するパイロンを更に含む。フェアリングは、パイロンを覆って支持される。フェアリングは、水平面、長手軸に垂直な第１の平面、及び長手軸に垂直な第２の平面であって、第１の平面の後方にある第２の平面を規定する。長手軸は、水平面に投影されたときに、基準線を規定する。
一実施例として、開示されるフェアリングは、空気力学的表面を規定するフェアリング本体を含む。空気力学的表面は、アウトボード部分及びインボード部分を含む。インボード部分は、第１の平面が第１の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差するように構成されている。第１の交点は、基準線から第１の距離だけ側方にずれている。第２の平面は、第２の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差する。第２の交点は、基準線から第２の距離だけ側方にずれている。第２の距離は、第１の距離よりも長い。
また、航空機に対する抗力を低減させるための方法も開示される。航空機は、長手中心軸を規定し、主翼であって、長手中心軸、前縁、前縁の後ろの後縁、主翼厚さ、及び翼弦を有する主翼を含む。航空機は、翼弦と鉛直方向に整列した長手軸であって、航空機の長手中心軸と平行な長手軸を有するエンジンを更に含む。航空機は、主翼をエンジンと接続するパイロンを更に含む。航空機は、フェアリングを更に含む。フェアリングは、水平面、長手軸に垂直な第１の平面、及び長手軸に垂直な第２の平面であって、第１の平面の後方にある第２の平面を規定する。長手軸は、水平面に投影されたときに、基準線を規定する。
一実施例として、該方法は、パイロンを覆ってフェアリングを配置することを含む。フェアリングは、空気力学的表面を規定するフェアリング本体を含む。空気力学的表面は、アウトボード部分及びインボード部分を含む。インボード部分は、第１の平面が第１の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差するように構成されている。第１の交点は、基準線から第１の距離だけ側方にずれている。第２の平面は、第２の交点において水平面及びインボード部分の空気力学的表面と交差する。第２の交点は、基準線から第２の距離だけ側方にずれている。第２の距離は、第１の距離よりも長い。
開示されるフェアリング及び方法の他の実施例は、以下の詳細な説明、添付の図面、及び添付の特許請求の範囲から明確となるであろう。
航空機の一部分の概略上面断面図である。 図１の航空機の一部分の概略側面斜視図である。 図１の航空機の一部分の交点が投影された平面の概略図である。 図１の航空機の一部分の主翼の一部分の概略断面図である。 航空機に対する抗力を低減させるための方法のフロー図である。 航空機製造及び保守方法のフロー図である。 航空機の一実施例の概略的なブロック図である。
以下の発明を実施するための形態は添付図面に言及する。添付図面は、本開示によって説明される具体的な例を示すものである。種々の構造及び動作を有する他の実施例も、本開示の範囲から逸脱するわけではない。同様の参照番号は、異なる図面における同じ特徴、要素、又は構成要素を表わし得る。
特許請求され得るが特許請求されないこともあり得る、本開示による主題の例示的且つ非網羅的な実施例が以下で提供される。本明細書で「実施例」に言及することは、当該実施例に関連して説明される１以上の特徴、構造、要素、構成要素、特性、及び／又は動作ステップが、本開示に係る主題の少なくとも１つの態様、実施形態、及び／又は実施態様に含まれることを意味する。故に、本開示全体にわたる「一実施例（an example）」、「別の一実施例（another example）」という表現、及び類似の文言は、同一の実施例を指していることもあるが、必ずそうだというわけではない。更に、何れか１つの実施例を特徴付ける主題は、それ以外の実施例の何れかを特徴付ける主題を含み得るが、必ずしもそうだというわけではない。更に、何れか１つの実施例を特徴付ける主題は、それ以外の実施例の何れかを特徴付ける主題と組み合わされ得るが、必ずしもそうだというわけではない。
図１を参照すると、航空機１００用のフェアリング１３０が開示される。フェアリング１３０は、マッハ０．７０付近やそれより上の速度などの高速でのエンジン１３０と機体との干渉の影響を低減させるように構成されている。フェアリング１３０の設計考慮事項には、トルクボックス（torque box）及びシールド（shield）が含まれる。開示されるフェアリング１３０の形状寸法は、エンジン１１０からもたらされる巡行時の衝撃波を低減させ又排除するために、翼弦の最初の約１／３以上に対して主翼１２０の下面付近でエンジン１１０の長手軸ALから外向きに角度を付けられてよい。開示されるフェアリング１３０は、マッハ約０．７０以上などの上昇したマッハ数での抗力上昇成長を低減させるように更に構成されている。更に、開示されるフェアリング１３０は、衝撃波によって誘起される境界層剥離の促進及び航空機１００に対する潜在的な損傷負荷を低減させるように構成されている。開示されるフェアリング１３０は、単一通路航空機などの硬い翼及び／又は薄い翼を有するより小型の航空機１００にとって理想的であってよい。
依然として図１及び図７を参照すると、航空機１００は、長手中心軸Aを規定し、主翼１２０であって、前縁１２２、前縁１２２の後方の後縁１２４、主翼厚さTW、及び翼弦１２６を有する主翼１２０を含む。航空機１００は、エンジン１１０を更に含む。航空機１００は、主翼１２０をエンジン１１０に接続するパイロン１４０を更に含む。
エンジン１１０は、翼弦１２６と鉛直方向に整列した長手軸AL（図１及び図２）であって、航空機１００の長手中心軸Aと平行な長手軸ALを規定する。エンジン１１０は、図２で示されているような中心軸ACを更に規定する。一実施例では、中心軸ACは、長手軸ALと整列している。別の一実施例では、エンジン１１０が航空機１００の長手中心軸Aに対してわずかに内向き（又は外向き）に取り付けられるときなどに、中心軸ACが長手軸ALから約１度から約１０度の間だけオフセットされる。
１以上の実施例では、フェアリング１３０がパイロン１４０を覆って支持される。フェアリング１３０は、水平面PH、長手軸ALに垂直な第１の平面P1、及び長手軸ALに垂直な第２の平面P2を規定する（図２参照）。水平面PHは、フェアリング１３０を両断してよい。同様に、第１の平面P1及び第２の平面P2は、フェアリング１３０を両断してよい。第２の平面P2は、第１の平面P1の後方にある。エンジン１１０の長手軸ALは、水平面PHに投影されたときに、基準線LRを規定する（図３参照）。
依然として図１を参照すると、１以上の実施例では、フェアリング１３０が、空気力学的表面１３６’を画定するフェアリング本体１３６を含む。空気力学的表面１３６’は、アウトボード部分１３２及びインボード部分１３４を画定する単一のモノリシックピースである。１以上の実施例では、空気力学的表面１３６’のインボード部分１３４が、空気力学的表面１３６’のアウトボード部分１３２とは異なる形状寸法を有する。
インボード部分１３４は、第１の平面P1が第１の交点I1において水平面PH及びフェアリング本体１３６のインボード部分１３４の空気力学的表面１３６’と交差するように構成されている。第１の交点I1は、基準線LRから第１の距離D1だけ側方にずれている。
第２の平面P2は、第２の交点I2において水平面PH及びフェアリング本体１３６のインボード部分１３４の空気力学的表面１３６’と交差する。第２の交点I2は、基準線LRから第２の距離D2だけ側方にずれている。一実施例では、第２の距離D2は第１の距離D1よりも長い。
図３を参照すると、１以上の実施例では、第１の交点I1及び第２の交点I2が、線Sを規定する。線Sは、約１度から約１０度の角度θで基準線LRと交差する。別の一実施例では、線Sが、約２度から約７度の角度θで基準線LRと交差する。更に別の一実施例では、線Sが、約３度から約６度の角度θで基準線LRと交差する。
図３を参照すると、１以上の実施例では、翼弦１２６が、水平面PHに投影されたときに基準セグメントCを規定する。基準セグメントCは、主翼１２０の前縁１２２に近接する前端CLを有する。基準セグメントCは、主翼１２０の後縁１２４に近接する後端CA、及び前端CLから後端CAまでの長さCWを有する。一実施例では、第１の平面P1が、基準セグメントCの長さCWに沿って約５％から約１５％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。別の一実施例では、第１の平面P1が、基準セグメントCの長さCWに沿って約１０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。更に、１以上の実施例では、第２の平面P2が、基準セグメントCの長さCWに沿って約２０％から約４０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。別の一実施例では、第２の平面P2が、基準セグメントCの長さCWに沿って約３０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。
図４を参照すると、１以上の実施例では、水平面PHが、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。水平面PHは、主翼厚さTWの関数である距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれていてよい。一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも０．５倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれていてよい。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。別の一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも１倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。更に別の一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも１．５倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。更に、１以上の実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも２倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれていてよい。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。
図３を参照すると、１以上の実施例では、フェアリング１３０のアウトボード部分１３２が、第１の平面P1が第３の交点I3おいて水平面PH及びアウトボード部分１３２の空気力学的表面１３６’と交差するように構成されている。第３の交点I3は、基準線LRから第３の距離D3だけ側方にずれている。
１以上の実施例では、第２の平面P2が、第４の交点I4において水平面PH及びアウトボード部分１３２の空気力学的表面１３６’と交差する。第４の交点I4は、基準線LRから第４の距離D4だけ側方にずれている。一実施例では、第３の距離D3は第４の距離D4よりも長い。
また、本明細書で示され説明されるようなフェアリング１３０を備える航空機も開示される。
図５を参照すると、航空機１００に対する抵抗を低減させるための方法２００が開示されている。航空機１００は、長手中心軸Aを規定する。航空機１００は、主翼１２０であって、前縁１２２、前縁１２２の後方の後縁１２４、主翼厚さTW、及び翼弦１２６を有する主翼１２０を含む。航空機１００は、翼弦１２６と鉛直方向に整列した長手軸ALであって、航空機の長手中心軸Aと平行な長手軸ALを有するエンジン１１０を更に含む。エンジン１１０は、中心軸ACを更に規定する。一実施例では、中心軸ACが、長手軸ALと平行であるか又は重なる。別の一実施例では、中心軸ACが、長手方向軸ALから約１度から約１０度の間だけオフセットされる。
航空機１００は、主翼１２０をエンジン１１０に接続するパイロン１４０、及びパイロン１４０を覆って支持されるように構成されたフェアリング１３０を更に含む。フェアリング１３０は、水平面PH、長手軸ALに垂直な第１の平面P1、及び長手軸ALに垂直な第２の平面P2を規定する。第２の平面P2は、第１の平面P1の後方にある。長手軸ALは、水平面PHに投影されたときに、基準線LRを規定する。
図５を参照すると、１以上の実施例では、方法２００が、パイロン１４０を覆ってフェアリング１３０を配置すること２１０を含む。図１を参照すると、１以上の実施例では、フェアリング１３０が、空気力学的表面１３６’を画定するフェアリング本体１３６を含む。空気力学的表面１３６’は、アウトボード部分１３２及びインボード部分１３４を画定する単一のモノリシックピースである。１以上の実施例では、空気力学的表面１３６’のインボード部分１３４が、空気力学的表面１３６’のアウトボード部分１３２とは異なる形状寸法を有する。
インボード部分１３４は、エンジン１１０の長手方向軸ALから離れるように角度が付けられるよう構成されている。１以上の実施例では、インボード部分１３４が、第１の平面P1が第１の交点I1において水平面PH及びインボード部分１３４の空気力学的表面１３６’と交差するように構成されている。第１の交点I1は、基準線LRから第１の距離D1だけ側方にずれている。
第２の平面P2は、第２の交点I2において水平面PH及びインボード部分１３４の空気力学的表面１３６’と交差する。第２の交点I2は、基準線LRから第２の距離D2だけ側方にずれている。一実施例では、第２の距離D2は第１の距離D1よりも長い。
図３を参照すると、１以上の実施例では、第１の交点I1及び第２の交点I2が、線Sを規定する。線Sは、約１度から約１０度の角度θで基準線LRと交差する。別の一実施例では、線Sが、約２度から約７度の角度θで基準線LRと交差する。更に別の一実施例では、線Sが、約３度から約６度の角度θで基準線LRと交差する。
図３を参照すると、１以上の実施例では、翼弦１２６が、水平面PHに投影されたときに基準セグメントCを規定する。基準セグメントCは、前端CL、後端CA、及び前端CLから後端CAまでの長さCWを有する。一実施例では、第１の平面P1が、基準セグメントCの長さCWに沿って約５％から約１５％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。別の一実施例では、第１の平面P1が、基準セグメントCの長さCWに沿って約１０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。更に、１以上の実施例では、第２の平面P2が、基準セグメントCの長さCWに沿って約２０％から約４０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。別の一実施例では、第２の平面P2が、基準セグメントCの長さCWに沿って約３０％に位置付けられた点で基準セグメントCと交差する。
図４を参照すると、１以上の一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも０．５倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。別の一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも１倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。更に別の一実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも１．５倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれている。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。更に、１以上の実施例では、水平面PHが、主翼厚さTWの少なくとも２倍の距離だけ、主翼面の最下点１２８から鉛直軸AVに沿って鉛直方向にずれていてよい。鉛直軸AVは、水平面PHに対して垂直である。
１以上の実施例では、フェアリング１３０のアウトボード部分１３２が、第１の平面P1が第３の交点I3において水平面PH及びアウトボード部分１３２の空気力学的表面１３６’と交差するように構成されている。第３の交点I3は、基準線LRから第３の距離D3だけ側方にずれている。
１以上の実施例では、第２の平面P2が、第４の交点I4において水平面PH及びアウトボード部分１３２の空気力学的表面１３６’と交差する。第４の交点I4は、基準線LRから第４の距離D4だけ側方にずれている。一実施例では、第３の距離D3は第４の距離D4よりも長い。
本開示の複数の実施例は、図６で示されているような航空機製造及び保守方法１１００、並びに図７で示されているような航空機１１０２の文脈で説明されてよい。製造前の段階で、保守方法１１００は、航空機１１０２の仕様及び設計（ブロック１１０４）並びに材料の調達（ブロック１１０６）を含んでよい。製造段階では、航空機１１０２の構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０８）並びにシステムインテグレーション（ブロック１１１０）が行われてよい。その後、航空機１１０２は認可及び納品（ブロック１１１２）を経て運航（ブロック１１１４）に供されてよい。運航中、航空機１１０２には、定期的な整備及び保守（ブロック１１１６）が予定されてよい。定期的な整備及び保守は、航空機１１０２の１以上のシステムの改変、再構成、改修などを含んでよい。
保守方法１１００のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実行又は実施されてよい。この明細書の解釈上、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造業者及び主要システム下請業者を含んでよいがそれらに限定されず、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よいがそれらに限定されず、且つ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってよい。
図７で示されているように、保守方法１１００によって製造された航空機１１０２は、複数の高レベルのシステム１１２０及び内装１１２２を有する機体１１１８を含んでよい。高レベルのシステム１１２０の例には、推進システム１１２４、電気システム１１２６、液圧システム１１２８、及び環境システム１１３０のうちの１以上が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれ得る。航空宇宙産業の例を示したが、本明細書で開示されている原理は、自動車産業のような他の産業にも適用されてよい。そのため、本明細書で開示されている原理は、航空機１１０２に加え、陸上輸送体、海洋輸送体、宇宙輸送体などといった他のビークルにも適用されてよい。
本明細書で示され、説明されている（１以上の）システム及び（１以上の）方法は、製造及び保守方法１１００の１以上の任意の段階中に採用されてよい。例えば、構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０８）に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機１１０２の運航（ブロック１１１４）期間中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の様態で製作又は製造されてよい。また、（１以上の）システム及び（１以上の）方法、又はこれらの組み合わせのうちの１以上の実施例が、例えば、航空機１１０２の組み立てを実質的に効率化するか又はそのコストを削減することにより、製造段階つまり構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０８）、並びにシステムインテグレーション（ブロック１１１０）において利用されてよい。同様に、システム又は方法を実現する１以上の実施例、或いはそれらの組み合わせは、限定するわけではないが例としては、航空機１１０２の運航（ブロック１１１４）期間中に、及び／又は整備及び保守（ブロック１１１６）において利用されてよい。
更に本開示は、以下の条項による実施例を含む。
条項１．
航空機（１００）用のフェアリング（１３０）であって、前記航空機（１００）は、長手中心軸（A）を規定し、主翼（１２０）であって、前縁（１２２）、前記前縁（１２２）の後方の後縁（１２４）、主翼厚さ（TW）、及び翼弦（１２６）を有する主翼（１２０）、前記翼弦（１２６）と鉛直方向に整列した長手軸（AL）であって、前記航空機（１００）の前記長手中心軸（A）と平行な長手軸（AL）を規定するエンジン（１１０）、前記主翼（１２０）を前記エンジン（１１０）に接続するパイロン（１４０）、並びに前記パイロン（１４０）を覆って支持されるフェアリング（１３０）を備え、前記フェアリング（１３０）は、水平面（PH）、前記長手軸（AL）と垂直な第１の平面（P1）、及び前記長手軸（AL）と垂直な第２の平面（P2）を規定し、前記第２の平面（P2）は前記第１の平面（P1）の後方にあり、前記長手軸（AL）は前記水平面（PH）に投影されたときに基準線（LR）を規定し、前記フェアリング（１３０）は、空気力学的表面（１３６’）を画定するフェアリング本体（１３６）を備え、前記空気力学的表面（１３６’）はアウトボード部分（１３２）及びインボード部分（１３４）を備え、前記インボード部分（１３４）は、（１）前記第１の平面（P1）は第１の交点（I1）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（２）前記第１の交点（I1）は前記基準線（LR）から第１の距離（D1）だけ側方にずれており、（３）前記第２の平面（P2）は第２の交点（I2）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（４）前記第２の交点（I2）は前記基準線（LR）から第２の距離（D2）だけ側方にずれており、及び（５）前記第２の距離（D2）は前記第１の距離（D1）よりも長い、ように構成されている、フェアリング（１３０）。
条項２．
前記空気力学的表面（１３６’）の前記インボード部分（１３４）は、前記空気力学的表面（１３６’）の前記アウトボード部分（１３２）とは異なる形状寸法を有する、条項１に記載のフェアリング（１３０）。
条項３．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約１度から約１０度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、条項１又は２に記載のフェアリング（１３０）。
条項４．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約２度から約７度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、条項１又は２に記載のフェアリング（１３０）。
条項５．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約３度から約６度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、条項１又は２に記載のフェアリング（１３０）。
条項６．
前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第１の平面（P1）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約５％から約１５％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、条項１から５のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項７．
前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第１の平面（P1）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約１０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、条項１から６のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項８．
前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第２の平面（P2）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約２０％から約４０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、条項１から７のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項９．
前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第２の平面（P2）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約３０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、条項１から８のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１０．
前記水平面（PH）は、前記主翼厚さ（TW）の少なくとも０．５倍の距離だけ、主翼面の最下点（１２８）から前記鉛直軸（AV）に沿って鉛直方向にずれており、前記鉛直軸（AV）は、前記水平面（PH）に対して垂直である、条項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１１．
前記水平面（PH）は、前記主翼厚さ（TW）の少なくとも１倍の距離だけ、主翼面の最下点（１２８）から前記鉛直軸（AV）に沿って鉛直方向にずれており、前記鉛直軸（AV）は、前記水平面（PH）に対して垂直である、条項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１２．
前記水平面（PH）は、前記主翼厚さ（TW）の少なくとも１．５倍の距離だけ、主翼面の最下点（１２８）から前記鉛直軸（AV）に沿って鉛直方向にずれており、前記鉛直軸（AV）は、前記水平面（PH）に対して垂直である、条項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１３．
前記水平面（PH）は、前記主翼厚さ（TW）の少なくとも２倍の距離だけ、主翼面の最下点（１２８）から前記鉛直軸（AV）に沿って鉛直方向にずれており、前記鉛直軸（AV）は、前記水平面（PH）に対して垂直である、条項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１４．
前記アウトボード部分（１３２）は、（Ａ）前記第１の平面（P1）は第３の交点（I3）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（Ｂ）前記第３の交点（I3）は前記基準線（LR）から第３の距離（D3）だけ側方にずれており、（Ｃ）前記第２の平面（P2）は第４の交点（I4）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（Ｄ）前記第４の交点（I4）は前記基準線（LR）から第４の距離（D4）だけ側方にずれており、及び（Ｅ）前記第３の距離（D3）は前記第４の距離（D4）よりも長い、ように構成されている、条項１から１３のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
条項１５．
条項１から１４のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）を備える航空機。
条項１６．
長手中心軸（A）を規定する航空機（１００）に対する抗力を低減させるための方法（２００）であって、前記航空機（１００）は、主翼（１２０）であって、前縁（１２２）、前記前縁（１２２）の後方の後縁（１２４）、主翼厚さ（TW）、及び翼弦（１２６）を有する主翼（１２０）、前記翼弦（１２６）と鉛直方向に整列した長手軸（AL）であって、前記航空機（１００）の前記長手中心軸（A）と平行な長手軸（AL）を規定するエンジン（１１０）、前記主翼（１２０）を前記エンジン（１１０）に接続するパイロン（１４０）、並びに前記パイロン（１４０）を覆って支持されるように構成されたフェアリング（１３０）を備え、前記フェアリング（１３０）は、水平面（PH）、前記長手軸（AL）と垂直な第１の平面（P1）、及び前記長手軸（AL）と垂直な第２の平面（P2）を規定し、前記第２の平面（P2）は前記第１の平面（P1）の後方にあり、前記長手軸（AL）は前記水平面（PH）に投影されたときに基準線（LR）を規定し、前記方法（２００）は、前記パイロン（１４０）を覆って前記フェアリング（１３０）を配置することを含み、前記フェアリング（１３０）は、空気力学的表面（１３６’）を画定するフェアリング本体（１３６）を備え、前記空気力学的表面（１３６’）はアウトボード部分（１３２）及びインボード部分（１３４）を備え、前記インボード部分（１３４）は、（１）前記第１の平面（P1）は第１の交点（I1）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（２）前記第１の交点（I1）は前記基準線（LR）から第１の距離（D1）だけ側方にずれており、（３）前記第２の平面（P2）は第２の交点（I2）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（４）前記第２の交点（I2）は前記基準線（LR）から第２の距離（D2）だけ側方にずれており、及び（５）前記第２の距離（D2）は前記第１の距離（D1）よりも長い、ように構成されている、方法（２００）。
条項１７．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約１度から約１０度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、条項１６に記載の方法（２００）。
条項１８．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約２度から約７度の角度（θ）で基準線（LR）と交差する、条項１６に記載の方法（２００）。
条項１９．
前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約３度から約６度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、条項１６に記載の方法（２００）。
条項２０．
前記第１の交点（I1）は、前記翼弦（１２６）に対して前記前縁（１２２）から前記後縁（１２４）に向けて約１０％の距離に位置付けられている、条項１６から１９のいずれか一項に記載の方法（２００）。
条項２１．
前記第２の交点（I2）は、前記翼弦（１２６）に対して前記前縁（１２２）から前記後縁（１２４）に向けて約２０％から約４０％の距離に位置付けられている、条項１６から２０のいずれか一項に記載の方法（２００）。
条項２２．
前記第２の交点（I2）は、前記翼弦（１２６）に対して前記前縁（１２２）から前記後縁（１２４）に向けて約３０％の距離に位置付けられている、条項１６から２１のいずれか一項に記載の方法（２００）。
条項２３．
前記アウトボード部分（１３２）は、（Ａ）前記第１の平面（P1）は第３の交点（I3）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（Ｂ）前記第３の交点（I3）は前記基準線（LR）から第３の距離（D3）だけ側方にずれており、（Ｃ）前記第２の平面（P2）は第４の交点（I4）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、（Ｄ）前記第４の交点（I4）は前記基準線（LR）から第４の距離（D4）だけ側方にずれており、及び（Ｅ）前記第３の距離（D3）は前記第４の距離（D4）よりも長い、ように構成されている、条項１６から２２のいずれか一項に記載の方法（２００）。
本明細書で開示される（１以上の）フェアリング及び（１以上の）方法の種々の実施例は、様々な構成要素、特徴、及び機能を含む。本明細書で開示される（１以上の）フェアリング及び（１以上の）方法の様々な実施例は、本明細書で開示される（１以上の）フェアリング及び（１以上の）方法の他の複数の実施例のいずれかの任意の構成要素、特徴、及び機能を、任意の組み合わせにおいて含んでよく、潜在的なそれらのものは、全て本開示の範囲に含まれると意図されていることを理解すべきである。
上記の説明及び添付図面に提示された教示を利用して、本開示が関係する当業者には、本明細書に明記された例示の多数の修正例が、想起されるであろう。
したがって、本開示は例示された特定の例に限定されることがないこと、及び、変形例及びその他の例は付随する特許請求の範囲に含まれると意図されていることを理解されたい。更に、上述の記載及びこれに関連する図面では、要素及び／又は機能の特定の例示的な組み合わせに照らして本開示の実施例が記載されているが、代替的な実行形態によって、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく、要素及び／又は機能の異なる組み合わせが提供され得ることは理解されるべきである。そのため、付随する特許請求の範囲で括弧でくくられた参照番号は、例示目的でのみ提示されており、特許請求される主題の範囲を本開示内で提供される特定の例に限定することを意図しているわけではない。

Claims (10)

  1. 航空機（１００）用のフェアリング（１３０）であって、前記航空機（１００）は、長手中心軸（A）を規定し、主翼（１２０）であって、前縁（１２２）、前記前縁（１２２）の後方の後縁（１２４）、主翼厚さ（TW）、及び翼弦（１２６）を有する主翼（１２０）、前記翼弦（１２６）と鉛直方向に整列した長手軸（AL）であって、前記航空機（１００）の前記長手中心軸（A）と平行な長手軸（AL）を規定するエンジン（１１０）、前記主翼（１２０）を前記エンジン（１１０）に接続するパイロン（１４０）、並びに前記パイロン（１４０）を覆って支持されるフェアリング（１３０）を備え、前記フェアリング（１３０）は、水平面（PH）、前記長手軸（AL）と垂直な第１の平面（P1）、及び前記長手軸（AL）と垂直な第２の平面（P2）を規定し、前記第２の平面（P2）は前記第１の平面（P1）の後方にあり、前記長手軸（AL）は前記水平面（PH）に投影されたときに基準線（LR）を規定し、前記フェアリング（１３０）は、
    空気力学的表面（１３６’）を画定するフェアリング本体（１３６）を備え、前記空気力学的表面（１３６’）はアウトボード部分（１３２）及びインボード部分（１３４）を備え、前記インボード部分（１３４）は、
    前記第１の平面（P1）は第１の交点（I1）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、
    前記第１の交点（I1）は前記基準線（LR）から第１の距離（D1）だけ側方にずれており、
    前記第２の平面（P2）は第２の交点（I2）において前記水平面（PH）及び前記インボード部分（１３４）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、
    前記第２の交点（I2）は前記基準線（LR）から第２の距離（D2）だけ側方にずれており、及び
    前記第２の距離（D2）は前記第１の距離（D1）よりも長い、ように構成されている、フェアリング（１３０）。
  2. 前記空気力学的表面（１３６’）の前記インボード部分（１３４）は、前記空気力学的表面（１３６’）の前記アウトボード部分（１３２）とは異なる形状寸法を有する、請求項１に記載のフェアリング（１３０）。
  3. 前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約１度から約１０度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、請求項１又は２に記載のフェアリング（１３０）。
  4. 前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約２度から約７度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、請求項１に記載のフェアリング（１３０）。
  5. 前記第１の交点（I1）及び前記第２の交点（I2）は、線（S）を規定し、前記線（S）は、約３度から約６度の角度（θ）で前記基準線（LR）と交差する、請求項１から４のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
  6. 前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第１の平面（P1）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約５％から約１５％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、請求項１から５のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
  7. 前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第１の平面（P1）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約１０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、請求項１から６のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
  8. 前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第２の平面（P2）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約２０％から約４０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、請求項１から７のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
  9. 前記翼弦（１２６）は、前記水平面（PH）に投影されたときに基準セグメント（C）を規定し、前記基準セグメント（C）は、前端（CL）、後端（CA）、及び前記前端（CL）から前記後端（CA）までの長さ（CW）を有し、前記第２の平面（P2）は、前記基準セグメント（C）の前記長さ（CW）に沿って約３０％に位置付けられた点で前記基準セグメント（C）と交差する、請求項１から８のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
  10. 前記アウトボード部分（１３２）は、
    前記第１の平面（P1）は第３の交点（I3）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、
    前記第３の交点（I3）は前記基準線（LR）から第３の距離（D3）だけ側方にずれており、
    前記第２の平面（P2）は第４の交点（I4）において前記水平面（PH）及び前記アウトボード部分（１３２）の前記空気力学的表面（１３６’）と交差し、
    前記第４の交点（I4）は前記基準線（LR）から第４の距離（D4）だけ側方にずれており、及び
    前記第３の距離（D3）は前記第４の距離（D4）よりも長い、ように構成されている、請求項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング（１３０）。
JP2023033417A 2022-03-07 2023-03-06 主翼に取り付けられるエンジン用のフェアリング Pending JP2023130325A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US202263317144P 2022-03-07 2022-03-07
US63/317,144 2022-03-07

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2023130325A true JP2023130325A (ja) 2023-09-20

Family

ID=85510790

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2023033417A Pending JP2023130325A (ja) 2022-03-07 2023-03-06 主翼に取り付けられるエンジン用のフェアリング

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20230278717A1 (ja)
EP (1) EP4242112A1 (ja)
JP (1) JP2023130325A (ja)
CN (1) CN116714769A (ja)
CA (1) CA3191654A1 (ja)

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7721999B2 (en) * 2005-05-20 2010-05-25 The Boeing Company Aerospace vehicle fairing systems and associated methods
FR2898336B1 (fr) * 2006-03-07 2009-02-27 Airbus France Sas Carenage aerodynamique destine a etre rapporte fixement sous une aile d'aeronef
FR2899201B1 (fr) * 2006-03-31 2009-02-13 Airbus France Sas Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air

Also Published As

Publication number Publication date
CA3191654A1 (en) 2023-09-07
CN116714769A (zh) 2023-09-08
EP4242112A1 (en) 2023-09-13
US20230278717A1 (en) 2023-09-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Roskam Airplane Design: Preliminary configuration design and integration of the propulsion system
JP6959110B2 (ja) 空力制御面及び関連する後縁部閉鎖方法
CA2979775C (en) Aircraft wings, aircraft, and related methods
US4867394A (en) Compression pylon
US5114097A (en) Aircraft
EP3031711A1 (en) Aircraft frame for tailstrike angle enhancement
EP2551197B1 (en) Reduced flow field velocity for a propulsor
EP3599157A1 (en) Wing assembly with fluid pipe
EP0735970B1 (en) Aircraft wing/nacelle combination
CN208715479U (zh) 模块化超音速无人机
Vos et al. System-level assessment of tail-mounted propellers for regional aircraft
US11535355B2 (en) Aerodynamic body for supersonic speed
JP2023130325A (ja) 主翼に取り付けられるエンジン用のフェアリング
US9908631B2 (en) Optimized aircraft pylon fairing
EP3587786B1 (en) Acoustic panel for thrust reversers
Koenig et al. Potentials for acoustic optimization of electric aerial vehicles
US20200164967A1 (en) Drag reduction systems for aircraft
US11214351B2 (en) Wing, aircraft, and method for delaying wing stall of an aircraft
US20240140589A1 (en) Wing assemblies and aircraft
US20210107619A1 (en) Fuselage sections having tapered wing rib interfaces
US20050116092A1 (en) Blended leading and trailing edge wing planform
Galizia et al. Tri-Gull Amphibian Development
DURSTON et al. Lift-enhancing surfaces on several advanced V/STOL fighter/attack aircraft concepts
AU2002309481A1 (en) Integrated and/or modular high-speed aircraft