JP5414269B2 - 航空宇宙輸送機関のフェアリングシステムおよび関連する方法 - Google Patents

Description

本発明の実施例は、航空宇宙輸送機関のフェアリングシステムおよび関連する方法に関し、フェアリングシステムは、航空機のフラップ面駆動機構を収容するフェアリングを備える。

背景
近年の高速航空機は一般に、高速または巡航飛行中に低抗力形状を呈する薄い翼を備える。これらの航空機の翼はさまざまな可動面を含むことが多く、航空機制御を行ない、および／または、航空機を低速運航（たとえば離着陸）のための形状にする。たとえば、燃料を保持するのに加え、高速輸送航空機の翼は、エルロン面、スポイラー面、前縁装置面、および後縁フラップ面を典型的に含む。これらの可動面は翼の前縁および後縁かまたはその付近に配置されることが多いが、翼が薄すぎて、これらの面を動作させるのに必要な支持構造および／または駆動機構を完全に収容することができない。したがって、多くの場合フェアリングを翼に搭載して、翼に収容できない駆動機構および／または支持構造の部分を収容する。これらのフェアリングは一般に流線形であり、高速または巡航飛行中は低抗力形状を有する。

図１は先行技術に係る輸送航空機５０の部分概略図であり、輸送航空機５０は前後軸Ｌ１を有する胴体５１と、第１の翼１０ａと、第２の翼１０ｂとを含む。第１の翼は、可動フラップ面１３ａと可動エルロン面１３ｂとを有する。フェアリング２０は、第１の翼１０ａの下側に搭載され、フラップ１３ａを動作させるのに必要な支持構造および駆動機構の部分を収容する。フェアリングは前後軸Ｌ２を有し、前後軸Ｌ２は胴体５１の前後軸Ｌ１に少なくともほぼ平行である。フェアリング２０は（たとえば翼の上から見ると）流線型の平面形状を有し、フェアリングの前後軸Ｌ２に関して最も広い部分は、完全に翼型の後縁の前方にある（たとえば完全にフラップ１３ａの後縁の前方にある）。しかしながら、これらのフェアリングでも航空機に抗力が生じる。

概要
本発明は、概して航空宇宙輸送機関のフェアリングシステムおよび関連する方法に向けられ、フェアリングシステムは、航空機のフラップ面駆動機構を収容するフェアリングを備える。本発明の局面は、翼型を備えるフェアリングシステムに向けられており、翼型は、後縁部分を有する翼型部を含む。当該システムは、翼型部に搭載されたフェアリングをさらに備える。フェアリングは前後軸とフェアリング部とを含むことができ、フェアリング部は翼型部の後縁部分の前方および後方に前後軸に沿って延在する。翼型部は、翼型に投影されたフェアリング部のセグメントの平面形状に対応する。フェアリング部は幅広部分を有することができ、幅広部分の少なくとも一部は翼型部の後方に配置される。フェアリング部の幅広部分は、フェアリングの前後軸に垂直に測定される単一の翼幅方向の幅を有することができ、フェアリング部の他のどの部分の翼幅方向の幅と比べても同一または大きい。

本発明の他の局面は、翼型を備えるフェアリングシステムに向けられており、翼型は、後縁部分を有する翼型部を含む。当該システムは、翼型部に搭載されたフェアリングをさらに備える。フェアリングは前後軸とフェアリング部とを含むことができ、フェアリング部は翼型部の後縁部分の前方および後方に前後軸に沿って延在することができる。翼型部
は翼型に投影されたフェアリング部のセグメントの平面形状に対応することができる。フェアリング部は第１の側面と第２の側面とを含むことができる。各側面は前後軸から横に変位させることができる。各側面は最大曲率点を有することができる。第１の側面および第２の側面のうち少なくとも一方の最大曲率点は、翼型部の後方に配置することができる。

本発明のさらに他の局面は、フェアリングシステムを作成するための方法に向けられており、フェアリングを翼型に近接して配置するステップを備える。翼型は後縁と、後縁部分を有する翼型部とを含むことができる。フェアリングの一部分は、翼型部の後縁部分の前方および後方にフェアリングの前後軸に沿って延在することができる。翼型部は、翼型に投影されたフェアリング部のセグメントの平面形状に対応することができる。当該方法はさらに、（ａ）フェアリング部の幅広部分の少なくとも一部が翼型部の後方に配置される、（ｂ）第１の側面および第２の側面のうち少なくとも一方の最大曲率点が翼型部の後方に配置される、または、（ｃ）（ａ）および（ｂ）の両方となるように、フェアリングを翼型に搭載するステップを備えることができる。フェアリング部の幅広部分は、フェアリングの前後軸に垂直に測定される単一の翼幅方向の幅を有することができ、フェアリング部の他のどの部分の翼幅方向の幅と比べても同一または大きい。第１の側面および第２の側面の各々は前後軸から横に変位させることができる。

詳細な説明
本開示は、航空宇宙輸送機関のフェアリングシステムおよび関連する方法について説明するものであり、フェアリングシステムは、航空機のフラップ面駆動機構を収容するフェアリングを備える。本発明の具体的な詳細のいくつかを以下の説明および図２から図７に記載し、本発明に係るある実施例について十分に理解できるようにする。しかし当業者は、本発明がさらなる実施例を有し得ること、および、以下に述べる具体的な特徴のうちのいくつかがなくても本発明の他の実施例を実施し得ることを理解するであろう。

図２は、第１のフェアリングシステム１００ａと第２のフェアリングシステム１００ｂとを備える航空宇宙輸送機関１５０を示す。各フェアリングシステム１００は、本発明の実施例によるものである。一部の実施例において、これらのフェアリングシステムは、さまざまな航空機上で用いられている現行のフェアリングと比較して、干渉抗力を低減させ、および／または、揚力を向上させることができる。図３から図６を参照し、第１のフェアリングシステムの特徴についてさらに詳細に述べる。第２のフェアリングシステムの特徴については、図７を参照してさらに詳細に述べる。

図２の実施例において、航空宇宙輸送機関１５０は、胴体１５１（たとえば胴体の先端から後端まで）を通る前後軸Ｌ１を備える。航空宇宙輸送機関１５０は、胴体１５１に連結された複数の翼型１１０も備える。翼型１１０は、第１の翼型１１０ａ（たとえば左翼）と、第２の翼型１１０ｂ（たとえば右翼）と、第３の翼型１１０ｃ（たとえば左水平尾翼）と、第４の翼型１１０ｄ（たとえば右水平尾翼）と、第５の翼型１１０ｅ（たとえば垂直安定板）とを含む。他の実施例では、航空宇宙輸送機関１５０は他の配置を備えてもよく、より多くのもしくは少ない胴体１５１、より多くのもしくは少ない翼型１１０、ならびに／または、航空宇宙輸送機関および／もしくは胴体１５１に連結された他の配置の翼型１１０を備えてもよい。

図示した実施例では、第１の翼型１１０ａは、後縁１１２と２つの可動面１１３とを有する。これらの２つの可動面は、フラップ面として構成される第１の可動面１１３ａおよびエルロン面として構成される第２の可動面１１３ｂとして示される。他の実施例では、第１の翼型１１０ａは、より多いか、より少ないか、または他の種類の可動面１１３を有
してもよい。第１のフェアリングシステム１００ａは、第１のフェアリング１２０ａを含むことができ、第１のフェアリング１２０ａは、航空宇宙輸送機関１５０の前後軸Ｌ１に少なくともほぼ平行な前後軸Ｌ２を有する。第１のフェアリング１２０ａは、第１の翼型１１０ａの第１の部分１１１ａは、翼型に投影された第１のフェアリング１２０ａの第１のセグメント１２３ａのフェアリング部のセグメントの平面形状に対応するように、第１の翼型１１０ａに搭載することができる。第２のフェアリングシステム１００ｂは第２のフェアリング１２０ｂを含むことができ、第２のフェアリング１２０ｂは、航空宇宙輸送機関１５０の前後軸に少なくともほぼ平行な前後軸Ｌ３を有する。第２のフェアリングは、第１の翼型１１０ａの第２の部分１１１ｂは、翼型に投影された第２のフェアリング部１２０ａの第２のセグメント１２３ｂのフェアリング部のセグメントの平面形状に対応するように、第１の翼型１１０ａに搭載することができる。第１の翼型部１１１ａは第１の後縁部分１１２ａを有することができ、第２の翼型部１１１ｂは第２の後縁部分１１２ｂを有することができる。

図２において、第１の翼型部１１１ａは第１の可動面１１３ａの一部分を含む。第１の可動面１１３ａは、第１の可動面１１３ａの後縁の一部分が第１の後縁部分１１２ａの少なくとも一部をなすように配置される。したがって、第１の後縁部分１１２ａの少なくとも一部は、少なくとも２つの位置（たとえば格納位置および伸展位置）の間で移動可能である。図示した実施例では、第１の翼型部１１１ａは、一体として移動する第１の後縁部分１１２ａを有する。他の実施例では、第１の後縁部分は他の配置を有してもよく、可動部分および固定部分、ならびに／または、互いに独立して移動する複数の部分を有する第１の後縁部分１１２ａを有する。

図３は、図２に示した第１のフェアリングシステム１００ａの部分概略拡大図である。図示した実施例では、第１のフェアリング１２０ａは第１の翼型１１０ａの下側に搭載される。たとえば、第１のフェアリング部１２０ａは、第１の翼型が製造された後で第１の翼型１１０ａに取付けることができる、および／または、製造プロセス中に（たとえば翼型形状からの突出部を形成するために）第１の翼型１１０ａに対して製造することができる。他の実施例では、第１のフェアリング１２０ａを第１の翼型１１０ａの他の部分に搭載してもよい。たとえば、第１のフェアリングを翼型１１０ａの上部に搭載するか、または翼型の対向面に搭載（たとえば、垂直に配向した翼型の左面および右面に搭載するか、または水平に配向した翼型の上面および底面に搭載）してもよい。第１の翼型１１０ａの後縁１１２は隣接する後縁点１１６を有してもよい。隣接する後縁点１１６は、第１のフェアリング１２０ａの直近の、第１の翼型１１０ａの後縁１１２上の点である。図示した実施例では、２つの隣接する後縁点１１６を第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂとして示す。

図示した実施例では、第１のフェアリング１２０ａは第１のフェアリング部１２２ａを有し、第１のフェアリング部１２２ａは、第１の翼型部１１１ａの第１の後縁部分１１２ａの前方および後方に前後軸Ｌ２に沿って延在する。図３において、第１のフェアリング部１２２ａは第１のフェアリング１２０ａ全体を含む。他の実施例では、第１のフェアリング部１２２ａは第１のフェアリング１２０ａ全体は含まない。

図３において、第１のフェアリング部１２２ａは幅広部分１２４ａを有し、幅広部分１２４ａは単一の翼幅方向の平面幅Ｗ１を有し、幅Ｗ１は、第１のフェアリング１２０ａの前後軸に垂直に測定され、第１のフェアリング部１２２ａの他のどの部分の翼幅方向の幅と比べても同一または大きい。第１のフェアリング部１２０ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部は、第１の翼型部１１１ａの後方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に配置することができる。たとえば図示した実施例では、第１のフェアリング部１２２ａの第２の翼幅
部分１２４ｂは、第１の翼型部１１１ａの第１の後縁部分１１２ａの前方、ならびに、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂの前方に配置され、その幅Ｗ２は幅広部分１２４ａの幅Ｗ１に等しいが、第１のフェアリング部１２２ａのどの部分の幅も、幅広部分１２４ａの幅Ｗ１を超えない。

ある実施例においては、第１のフェアリング部１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部を、第１の翼型部１１１ａの後方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に配置すると、第１のフェアリング部１２２ａに近接する気流に影響を与えることができることがわかっており、その結果現行のフェアリングを有する翼型と比較して抗力が低減し、および／または、揚力が向上する。この現象に寄与する一因は、低圧領域を翼型の後縁に近接して配置することにあると考えられる。たとえば、航空宇宙輸送機関１５０が選択された構造（たとえば第１の可動面１１３ａが格納された状態）およびある一定の運航条件（たとえば、低抗力、高速および／または巡航条件）で運航される場合、第１のフェアリング１２０ａの前後軸に沿った幅を変動させることにより、（たとえば図３の気流の矢印ＡＦで概略的に示すように）第１のフェアリング１２０ａに近接して流れる流体または大気が、フェアリングの幅が増大するにつれて加速される。気流が加速するにつれて、局所的な圧力または静圧が低下する。第１のフェアリング部１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部を、第１の翼型部１１１ａの後方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に配置することによって、第１のフェアリング部１２２ａおよび第１の翼型１１０ａの後縁に近接する低圧領域を、現行のフェアリングと比較して抗力および／または揚力に関して好ましい圧力勾配を呈するように配置することができる。抗力を低減させ、および／または揚力を向上させる利点は、たとえば燃料の燃焼を抑えることで航空機の性能を向上させ、それによって現行のフェアリングを有する航空機と比較して航続距離を伸ばし、および／または、運航費用を減少させることができる点にある。

ある実施例においては、第１の翼型部１１１ａの第１の後縁部分１１２ａの少なくとも一部が移動可能であり、図４から図６に示すように、第１の後縁部分１１２ａの少なくとも一部が選択された位置にある時のみ、フェアリング部１２２ａの幅広部分１２４ａは、翼型部１１１ｂの後方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に配置される。図４は、第１の可動面１１３ａが第１の位置にある状態の、図２に示した第１のフェアリングシステム１００ａの線４−４に沿った部分概略断面図である。たとえば、第１の位置にある第１の可動面１１３ａは格納位置にあるフラップ面を有してもよく、これは一般に巡航、低抗力運航、および／または高速運航に用いられる。図示した実施例では、第１の位置は選択された位置であり、フェアリング部１２２ａの幅広部分１２４ａの少なくとも一部は、上述のように、翼型部１１１ａの後方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点１１６ａおよび第２の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に位置する。図４において、第１のフェアリングは、第１の可動面１１３ａを支持し移動させるのに必要な駆動機構１１５およびそれに関連する支持部を収容する。さらに、第１のフェアリング１２０ａは複数の部分を有し、これらを第１の部分１２５ａおよび第２の部分１２５ｂとして示す。第１の部分１２５ａおよび第２の部分１２５ｂは、第１の可動面１１３ａが移動するにつれて、互いに相関して移動するように構成される。

他の実施例では、第１のフェアリングシステム１００ａは他の配置を含んでもよく、より多いかもしくは少ない部分を含み、および／または、フェアリングは他の構成部品（たとえば航空宇宙輸送機関システムの他の構成部品）を収容してもよいし、中にまったく構成部品を収容しなくてもよい。さらに、図示した実施例では第１のフェアリングシステム１００ａは単一の可動面の一部分を含むが、他の実施例では第１のフェアリングシステム
１００ａは複数の可動面の複数の部分を含んでもよい（たとえば第１のフェアリングシステム１００ａを、２つのフラップ面の一部分を含むように配置してもよい）。さらに他の実施例では、複数のフェアリングシステム１００は同一の可動面の複数の部分を含んでもよい。たとえば複数のフェアリングシステム１００が、単一の可動面のための複数の駆動機構（たとえば単一のフラップ面を駆動するための駆動機構）を収容してもよい。

図５は、図４に示した第１のフェアリングシステム１００ａの部分概略断面図であり、第１の可動面１１３ａは第２の位置に配置されている（たとえばフラップが第１の伸展位置にある）。図６では、第１の可動面１１３ａは第３の位置（たとえば第２の伸展位置）に配置されている。図示した実施例では、第１の可動面１１３ａが第２の位置（図５）または第３の位置（図６）にあるとき、フェアリング部１２２ａの幅広部分１２４ａは、図３を参照して上述したように、第１の翼型部１１１ａの第１の後縁部分１１２ａの前方、ならびに／または、第１の隣接する後縁点および第２の隣接する後縁点の前方にある。たとえば第１の可動面１１３ａは、第１の可動面１１３ａが選択された位置（たとえば格納位置）にあるときほど低抗力形状が重要ではない低速運航中に、第１の伸展位置（図５）または第２の伸展位置（図６）に配置可能なフラップ面を有してもよい。

図７は、図２に示した第２のフェアリングシステム１００ｂの部分概略拡大図である。図示した実施例では、第２のフェアリング１２０ｂは第１の翼型１１０ａの下側に搭載される。第２のフェアリング１２０ｂは第２のフェアリング部１２２ｂを有し、第２のフェアリング部１２２ｂは、第２の翼型部１１１ｂの第２の後縁部分１１２ｂの前方および後方に前後軸Ｌ３に沿って延在する。図７では、第２のフェアリング部１２２ｂは、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３に関して非対称的である。他の実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂは、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３に関して対称的であってもよい。また、図示した実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂは第２のフェアリング１２０ｂ全体のうち一部分のみを含む（たとえば第２のフェアリング部１２２ｂは、図７に示した第２のフェアリング１２０ｂの網掛け領域ＳＡを含まない）。さらに、図示した実施例では、第１の翼型１００ａの後縁１１２は、第２のフェアリング１２０ｂの直近の第３の隣接する後縁点１１６ｃおよび第４の隣接する後縁点１１６ｄを有する。

図示した実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂは、全体的に側方に対面する第１の側面Ｓ１および第２の側面Ｓ２を有する。第１の側面Ｓ１および第２の側面Ｓ２は、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３から側方に最も遠い箇所を含むことができる。第２のフェアリング部１２２ｂの幅は、最も広い部分に達するまで前後軸Ｌ３に沿って後方に増大し、その後減少する。したがって、第２のフェアリング部１２２ｂは複数の部分１２４を有し、各部分は単一の幅を有する。たとえば図７では、複数の部分１２４のうち４つを、第１の幅Ｗ１を有する第１の部分１２４ａ、第２の幅Ｗ２を有する第２の部分１２４ｂ、第３の幅Ｗ３を有する第３の部分１２４ｃ、および第４の幅Ｗ４を有する第４の部分１２４ｄとして識別する。

図７において、第４の部分１２４ｄは第２の翼型部１１１ｂの第２の後縁部分１１２ｂの前方、ならびに、第３の隣接する後縁点１１６ｃおよび第４の隣接する後縁点１１６ｄの前方に配置される。第４の部分１２４ｄの第４の幅Ｗ４は、第１の幅Ｗ１、第２の幅Ｗ２、および第３の幅Ｗ３よりも小さい。第３の部分１２４ｃの少なくとも一部は、第２の翼型部１１１ｂの後方（たとえば第２の後縁部分１１２ｂの後方）および第３の隣接する後縁点１１６ｃの後方に配置される。第３の部分１２４ｃの第３の幅Ｗ３は第４の幅Ｗ４より大きいが、第１の幅Ｗ１および第２の幅Ｗ２より小さい。また、第３の部分１２４ｃの幅は、第３の部分１２４ｃの前方にあるどの部分の幅と比べても同一または大きい。

第２の部分１２４ｂの全体は、第２の翼型部１１１ｂの後方、ならびに、第３の隣接す
る点１１６ｃおよび第４の隣接する点１１６ｄの後方に配置される。第２の部分の第２の幅Ｗ２は、第２の部分１２４ｂの前方にあるどの部分１２４の幅と比べても同一または大きい。第１の部分１２４ａは、第２の部分１２４ｂの後方に配置され、その第１の幅Ｗ１は第２の幅Ｗ２以上の大きさである。したがって、第１の部分１２４ａは第２のフェアリング部１２２ｂの幅広部分である。図３を参照して上述したように、ある実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂの幅広部分（たとえば第１の部分１２４ａ）の少なくとも一部を第２の翼型部１１１ｂの後方に配置すると、現行のフェアリングを有する翼型と比較して、抗力を低減させ、および／または、揚力を向上させる気流ＡＦをもたらすことができることがわかっている。

図示した実施例では、第２の部分１２４ｂは、第１の側面Ｓ１上の第１の点Ｐ１および第２の側面Ｓ２上の第２の点Ｐ２も有する。第１の点Ｐ１および第２の点Ｐ２は、（たとえば気流ＡＦに関して、および／または、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３に関して）流れの方向における側面Ｓ１および側面Ｓ２それぞれの最大曲率点である。図７において、幅広部分（たとえば第１の部分１２４ａ）は第１の点Ｐ１および第２の点Ｐ２を有し、第１の点Ｐ１および第２の点Ｐ２は、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３に関して互いに向かい合っている。他の実施例では、第１の側面Ｓ１および第２の側面Ｓ２上の最大曲率点は、第２のフェアリング１２０ｂの幅広部分（たとえば第１の部分１２４ａ）とは一致しない。さらに他の実施例では、第１の側面および第２の側面上の最大曲率点は、第２のフェアリング１２０ｂの前後軸Ｌ３に関して直接互いに向かい合っていない（たとえば最大曲率点はそれぞれの側面上にあるが、直接互いに向かい合っていない）。さらに他の実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂの側面の一方の最大曲率点のみが、第２の翼型部１１１ｂの後方、ならびに／または、第３の隣接する後縁点１１６ａおよび第４の隣接する後縁点１１６ｂの後方に配置される。図３から図６を参照して上述したように、ある実施例では、第２の翼型部１１１ｂの第２の後縁部分１１２ｂの少なくとも一部が少なくとも２つの位置に移動可能であり、第２の後縁部分１１２ｂの可動部が選択された位置（たとえば２つの位置のうちの一方）にあるときには、少なくとも１つの最大曲率点が第２の翼型部１１１ｂの後方、ならびに／または、第３の後縁点１１６ａおよび第４の隣接する後縁点１１６ｂのうち少なくとも一方の後方に配置される。さらに他の実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂの１つの側面が複数の最大曲率点を有してもよい（たとえば、第２のフェアリング部１２２ｂは、それぞれの側面において最大曲率である、同一の曲率を有する２つの点を１つの側面上に有してもよい）。

ある実施例では、第２のフェアリング部１２２ｂの第１の側面Ｓ１および第２の側面Ｓ２のうち少なくとも一方の最大曲率点を第２の翼型部１１１ｂの後方に配置すると、第２のフェアリング部１２２ｂに近接する気流に影響を与えることができることがわかっている。これにより、現行のフェアリングを有する翼型と比較して抗力が低減し、および／または、揚力が向上する。この現象に寄与する一因は、低圧領域を翼型の後縁およびフェアリングに近接して配置することにあると考えられる。たとえば、気流は最大曲率点に近接して加速する傾向があり、これによって局所的な圧力または静圧が低下する。この圧力の低下により、現行のフェアリングと比較して抗力が低減し、および／または、揚力が向上する。抗力を低減させ、および／または揚力を向上させる利点は、燃料の燃焼を抑えることで航空機の性能を向上させ、それによって現行のフェアリングを有する航空機と比較して航続距離を伸ばし、および／または、運航費用を減少させることができる点にある。

ある実施例では、本発明の局面に係るフェアリングシステム１００を既存の航空機に後付けしてもよい。たとえば、選択された実施例では、航空機５０の第１の翼型１０ａ上に搭載されたフェアリング２０（図１に図示）を取外すことができ、図２から図７を参照して上述した第１のフェアリングシステム１００ａまたは第２のフェアリングシステム１００ｂと同様のフェアリングを、図１に示した航空機５０の第１の翼型１０ａに搭載するこ
とができる。上述したように、ある実施例では、フェアリング２０（図１に図示）を本発明の局面に係るフェアリングシステム１００と交換することによって、航空機５０の抗力を低減させ、および／または、航空機５０の揚力を向上させることができる。

本発明の具体的な実施例を例示の目的でここに述べたが、本発明から逸脱することなくさまざまな変更を加えることができることは、上記から理解されるであろう。また、特定の実施例に関連して説明した本発明の局面を、他の実施例において組合せるかまたは省いてもよい。たとえば、航空宇宙輸送機関の翼に関して本発明の局面を上述したが、他の実施例においては、本発明の局面に係るフェアリングシステムは他の翼型面（たとえば垂直安定板または先尾翼）を含んでもよい。本発明のある実施例に関連する利点をそれらの実施例に関連して説明したが、他の実施例もそのような利点を示し得る。さらに、すべての実施例が、本発明の範囲に包含されるために必ずしもそのような利点を示す必要はない。したがって、本発明は添付の請求項による以外には限定されない。

先行技術に係るフラップフェアリングを備える航空機の部分概略図である。 各々が本発明の実施例に係る、第１のフェアリングシステムおよび第２のフェアリングシステムを備える航空宇宙輸送機関の部分概略図である。 図２に示した第１のフェアリングシステムの部分概略拡大図である。 第１の可動面が第１の位置にある状態の、図２に示した第１のフェアリングシステムの線４−４に沿った部分概略断面図である。 第１の可動面が第２の位置にある状態の、図４に示した第１のフェアリングシステムの部分概略断面図である。 第１の可動面が第３の位置にある状態の、図４に示した第１のフェアリングシステムの部分概略断面図である。 図２に示した第２のフェアリングシステムの部分概略拡大図である。

Claims (7)

1. フェアリングシステムであって、
   後縁と、後縁部分を有する翼型部と、格納位置と少なくとも１つの伸展位置との間を移動可能である、後縁部分の可動面とを含む翼型と、
   前記翼型部に搭載されたフェアリングと
   を備え、
   フェアリングは前後軸とフェアリング部とを含み、
   フェアリング部は翼型部の後縁部分の前方および後方に前後軸に沿って延在し、
   翼型部は、翼型に投影されたフェアリング部のセグメントの平面形状に対応し、
   フェアリング部は幅広部分を有し、
   フェアリング部の幅広部分は、フェアリングの前後軸に垂直に測定される単一の翼幅方向の幅を有し、
   フェアリング部の他のどの部分の翼幅方向の幅よりも大きく、
   可動面が格納位置にあるときはフェアリング部の幅広部分は可動面の後縁の後方に配置され、
   可動面が少なくとも１つの伸展位置にあるときはフェアリング部の幅広部分は可動面の後縁の前方に配置され、
   フェアリングは、（ａ）可動面を移動するように構成されている駆動機構の少なくとも一部分、または（ｂ）可動面に関連する１又は２以上の支持部の少なくとも一部分、または（ｃ）（ａ）と（ｂ）の両方、を収容する、フェアリングシステム。
2. 翼型は翼を含み、
   可動面はフラップ面を含み、
   翼は航空機の胴体に連結され、
   フェアリングはフラップフェアリングを含み、
   フラップフェアリングはフラップ面のための駆動機構の少なくとも一部分を収容し、
   フラップ面は格納位置から少なくとも１つの伸展位置まで移動可能である、
   請求項１に記載のシステム。
3. 翼型は、航空宇宙輸送機関に連結可能な翼型を含む、請求項１に記載のシステム。
4. 翼型は、１つ以上の隣接する後縁点を含み、１つ以上の隣接する後縁点は翼型の後縁上およびフェアリングの直近に配置され、
   可動面が格納位置にあるときは、フェアリング部の幅広部分の少なくとも一部は、少なくとも１つの隣接する後縁点のうち少なくとも一つの後方に配置される、請求項１に記載のシステム。
5. フェアリング部は第１の側面と第２の側面とを有し、各側面は前後軸から横に変位しており、各側面は最大曲率点を有し、可動面が格納位置にあるときは、第１の側面および第２の側面のうち少なくとも一方の最大曲率点は、翼型部の後方に配置される、請求項１に記載のシステム。
6. フェアリング部は、複数の部分のうち少なくとも１つとフェアリング全体とを含む、請求項１に記載のシステム。
7. フェアリング部の少なくとも一部分は、駆動機構が可動面を移動する際に、移動するように位置づけられている、請求項１に記載のシステム。

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