JP6272823B2 - 複数の制御可能空気流修正装置 - Google Patents

Description

（関連出願）
本願は、そのすべてが参照することにより本明細書に組み込まれる、２００９年１２月１日に出願された「Ａｃｔｉｖｅ Ｗｉｎｇｌｅｔ」と題する米国仮特許出願第６１／２６５，５３４号の利益を主張する２０１０年６月１０日に出願され（現在は放棄されている）、「Ａｃｔｉｖｅ Ｗｉｎｇｌｅｔ」と題する米国特許出願第１２／７９７，７４２号の継続である、２０１０年９月２４日に出願され（現在は米国特許第７，９００，８７７号）、「Ａｃｔｉｖｅ Ｗｉｎｇｌｅｔ」と題する米国特許出願第１２／８９０，５５７号の継続である、２０１１年３月３０日に出願され、「Ａｃｔｉｖｅ Ｗｉｎｇｌｅｔ」と題する米国特許出願第１３／０７５，９３４号の一部継続出願である、２０１２年４月３日に出願され、「Ｍｕｌｔｉｐｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌｌａｂｌｅ Ａｉｒｆｌｏｗ Ｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎ Ｄｅｖｉｃｅｓ」と題する米国特許出願第１３／４３８，６１４号の優先権を主張する。

航空機業界には、航空機の効率を上げ、消費される化石燃料の量を削減するという高まり続けるニーズが存在している。効率、性能および美観を高めるために、ウィングレットが設計され、大型マルチパッセンジャー航空機を含む多くの航空機に設置されている。係るウィングレットは、通常、翼の端部に付着し得る水平本体部分、および水平本体部分から鉛直に上方に伸長することがある傾斜部分から成り立っている。たとえば、ウィングレットは、飛行効率、航空機の性能を高めるため、または航空機の美観を改善するためにも航空機の既存の翼に取り付けられることがある。同様に、簡略な翼拡張部が同様の目標に対応するために使用されてきた。

しかしながら、ウィングレットまたは翼拡張部を設置する費用は、ウィングレットまたは拡張部を設置した後に翼を再製作し、認証するための要件のために、多くの場合、法外に高価である。したがって、ウィングレットおよび翼拡張部のアフターマーケット設置は、一般に、大きな飛行機会社によって所有され、運用されている大型航空機のために確保されている。

既存のウィングレットおよび翼拡張部は、各ウィングレットおよび翼拡張部が、特定の航空機の型の特定の翼用に設計され、認証されなければならないという点で実用性が限られている。さらに、ウィングレットまたは翼拡張部を航空機に追加することは、通常、翼にかかる荷重を増やし、それによって翼の耐用期間を減少させる、および／または翼に対する多大な構造補強の追加を必要とする。そもそも、この構造補強の重量が、ウィングレットの追加によって得られるあらゆる効率を損ねる。さらに、固定されている既存のウィングレットおよび翼拡張部は、飛行中の状態変化に適応することができない。したがって、技術では、改善された航空機ウィングレットおよび翼拡張部に対するニーズが残っている。

本概要は、発明を実施するための形態でさらに以下に説明される簡略化された形の概念の抜粋を紹介するために提供される。本概要は、主張されている主題の重要な特長または本質的な特長を特定することを目的としているのでもなければ、主張されている主題の範囲を制限するために使用されることを目的としているのでもない。

本開示は、複数の制御可能空気流修正装置を使用することがあるアクティブ空気流修正システムを説明する。たとえば、航空機は、アクティブ翼拡張部に結合される基準翼付きの胴体を含む。アクティブ翼拡張部は複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）を含み得る。ＣＡＭＤは、制御面、および飛行中の荷重データおよび／または履歴荷重データに少なくとも部分的に基づいて制御面の動きを制御するための制御システムを含み得る。制御システムは、独立してまたは互いと連携して複数のＣＡＭＤを制御するように構成され得る。

多様な実施形態は、航空機の基準翼に固定して取り付けることができる翼拡張部を提供する。ここでは、翼拡張部は複数のＣＡＭＤを含み得る。ＣＡＭＤは、ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合され得る。多様な実施形態では、制御システムは、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムとは無関係に複数のＣＡＭＤを制御するように構成され得る。制御システムは、制御ロジックを備えた制御装置を含み得る。制御装置は、航空機に位置するセンサに通信で結合されて、航空機の飛行条件を示すための信号を受信し得る。制御装置は、航空機に位置するセンサからの信号に少なくとも部分的に基づいてＣＡＭＤを調整するように構成され得る。

多様な実施形態は、複数のＣＡＭＤを含むアクティブ空気流修正システムの使用を提供する。たとえば、システムは、航空機に位置するセンサから飛行条件データを受信し得る。システムは、受信した飛行条件データに少なくとも部分的に基づいて、航空機の翼拡張部に位置する複数のＣＡＭＤを調整し得る。ＣＡＭＤは、たとえば、翼に作用する空気力に起因し、空気力と関連付けられた翼の圧力の中心を機内に移動させることで航空機の翼の翼面荷重を削減する、および／または航空機の翼の疲労寿命に対する翼拡張部の影響を削減するために制御面を回転させることによって調整され得る。ＣＡＭＤは、互いとは無関係に、または互いと連携して調整され得る。

発明を実施するための形態は添付図面に関して説明される。図中、参照番号の一番左の数字（複数の場合がある）は、参照番号が最初に表示される図を識別する。異なる図中での同じ参照番号の使用は、類似した項目または同一の項目を示す。

航空機の翼に取り付け可能な鉛直に伸長するウィングチップ装置付きの実例的な翼拡張部を示す図である。 航空機の翼に取り付け可能な別の実例的な翼拡張部を示す図である。 各翼拡張部が複数の空気流修正装置を有する、実例的な翼拡張部が取り付けられた航空機を示す図である。 (Ａ)から(Ｈ)は、実例的な翼拡張部およびウィングチップ装置を示す図である。 (Ａ)から(Ｆ)は、航空機の実例的な翼に取り付けられる実例的な翼拡張部を示す図である。 図１のウィングチップ装置を備えた実例的な翼拡張部を示す図であり、図６の線Ａ―Ａに沿ってとられる、ウィングチップ装置の翼拡張部の断面図である。 機械的な制御システムを備えた、図１のウィングチップ装置を備えた翼拡張部の実例的な断面図である。 コンピュータ制御された制御システムを備えた、図１のウィングチップ装置付きの翼拡張部の実例的な断面図である。 設計荷重比較グラフである。 設計応力およびモーメント荷重の比較グラフである。 (Ａ)から(Ｄ)は、鉛直に伸長するウィングチップ装置を備えた実例的な翼拡張部の図であり、図１１Ａに示されるウィングチップ装置を備えた翼拡張部の後縁部からの図であり、図１１Ｂの線Ｃ−Ｃに沿ってとられるウィングチップ装置を備えた翼拡張部の断面図である。 一実施形態に係る実例的な翼拡張部が取り付けられた航空機を示す図である。 別の実施形態に係る鉛直に伸長するウィングチップ装置を備えた実例的な翼拡張部が取り付けられた実例的な航空機を示す図である。 複数の制御可能空気流修正装置の動作を示すフローチャートである。

本願は、航空機の効率、性能、および／または美観を改善するためのアクティブ翼拡張部で使用され得る制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）を説明する。本願に係るＣＡＭＤは、航空機の翼の疲労も削減し、航空機のウィングの耐用期間を延ばし、および／または航空機に翼拡張部を追加することに関わる認証の費用および時間を短縮し得る。また、翼拡張部は、航空機の効率、性能、および美観をさらに改善し得るウィングチップ装置を含み得る。ＣＡＭＤを有するおかげで、係るアクティブ翼拡張部は、飛行条件データに応えてＣＡＭＤの制御面の端縁および／または部分を調整できる場合がある。

上述されたように、既存の翼に翼拡張部を追加すると、揚力を上げ、抗力を下げることによって航空機の効率および性能が改善する。この性能の利点は、元の飛行機製造メーカによって説明されていなかった翼に対する追加の応力を追加するという代償を払って実現し得る。その結果、翼がウィングレットの追加に対応する構造上の能力を有するかどうかを判断するために、翼を完全に解析し、リバースエンジニアリングし、試験する必要がある場合があるため、飛行機に従来のパッシブ翼拡張部またはウィングレットを設置することは高価である。大部分の場合、従来のウィングレットまたは翼拡張部を設置するとき、構造上の翼の改良が必要とされる。さらに、翼の耐用期間（疲労寿命）は、ウィングレットまたは翼拡張部の追加によって短縮され、それによって顧客にとっての飛行機所有の総費用を増やす。

対照的に、本明細書に説明されるアクティブ翼拡張部は、プラスの空気力学的効果を維持しつつ、最小の（おそらく有益でさえある）構造上の影響を有するため、翼拡張部の追加に関わるエンジニアリングおよび認証の費用を削減する。言い換えると、本明細書に説明されるアクティブ翼拡張部は、揚力を上げ、抗力を下げることによって、従来の固定されたウィングレットおよび翼拡張部に関連する欠点（たとえば、応力の追加、翼の疲労および／またはリエンジニアリング）なしに、飛行機の効率および性能を改善する。上述されたように、本開示に係るアクティブ翼拡張部は、翼拡張部に位置する１つまたは複数のＣＡＭＤの形をとる空気流制御システムを有することがある。翼拡張部に位置するＣＡＭＤは調整することができ、それが（たとえば、突風、操縦、および／または乱気流の間に翼にかかる応力を削減する、または相殺するために）航空機翼にかかる空気力学的な力を変更し得る。

航空機上のアクティブ翼拡張部は、翼拡張部がない所与の翼のために最初に設計された値で、または値以下にスパン方向断面荷重を保つように設計され得る。したがって、アクティブ翼拡張部は、翼拡張部の追加のために補強された翼を有するという要件を排除し得る。さらに、アクティブ翼拡張部のＣＡＭＤは、翼の圧力の中心を機内に移動することによって翼の曲げモーメントを削減する、および／または翼の疲労寿命に与える翼拡張部の影響を削減するように構成され得る。したがって、アクティブ翼拡張部の追加は、仮にあったとしても、翼および／または翼が取り付けられている航空機の耐用年数を大幅に減少させないであろう。いくつかの例では、アクティブ翼拡張部の追加は、翼および／または翼が取り付けられている航空機の疲労を削減し、全体的な耐用年数を増やすことさえある。さらに、同じ例または他の例では、アクティブ翼拡張部を追加すると、航空機の翼積載能力の総容量も増加し、このようにして航空機の総重量の可能性を高めることがある。

上述されたように、本開示は、複数の制御可能空気流修正装置を使用し得るアクティブ空気流修正システムを説明する。たとえば、航空機は、基準翼の第１の端部で胴体に結合される、基準翼を備えた胴体を含み得る。基準翼は、たとえばエルロンを含む制御面も有し得る。航空機は翼拡張部も含み得る。翼拡張部は第２の端部で基準翼に結合される水平部分を含んでよく、したがって水平部分は基準翼の翼端に近い方にある。水平部分は実質的には基準翼と同一平面上にあってよく、たとえば基準翼が上反角構成または下反角構成を有する場合、水平部分が上反角構成または下反角構成を続ける同じ角度で基準翼から外向きに続き得ることを意味する。さらにまたは代わりに、水平部分は基準翼に対して斜めに設定されてよく、たとえば基準翼に対して翼拡張部で上反角または下反角を提供する。また、翼拡張部は、翼拡張部の水平部分に直接的に結合される複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）も含み得る。水平部分は、第１の水平セグメントと、第１の水平セグメントが基準翼と第２の水平セグメントとの間に配置される第２の水平セグメントを含み得る。ここで、第１の水平セグメントは、複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤに直接的に結合されてよく、第２の水平セグメントは、複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤに直接的に結合され得る。別の言い方をすると、第１のＣＡＭＤを含む第１の水平セグメントは基準翼の翼端近くに、および第２のＣＡＭＤを含む第２の水平セグメントの内向きに位置し得る。

ＣＡＭＤは、制御面が基準翼に実質的に平行になるように、基準翼の後縁部に配置される制御面を含み得る。ＣＡＭＤは、飛行中の荷重データに少なくとも部分的に基づいて制御面の動きを制御するための制御システムも含み得る。制御面は、履歴飛行データに少なくとも部分的に基づいて航空機のために構成され得る。制御システムは、航空機に位置するセンサに通信で結合され、センサから信号を受信するように構成され得る。さらに、制御システムは、別のＣＡＭＤの制御面とは無関係にＣＡＭＤの制御面を制御するように構成され得る。さらにまたは代わりに、制御システムは、第２のＣＡＭＤと同期している第１のＣＡＭＤの制御面を制御するように構成され得る。

多様な実施形態は、航空機の基準翼に固定して取り付け可能である翼拡張部を提供する。ここでは、翼拡張部は、航空機の基準翼に実質的に平行な水平部分を含んでよく、水平部分は航空機の基準翼の翼端に近い部分に固定して付着するように構成され得る。翼拡張部は、翼拡張部の水平部分に結合される複数のＣＡＭＤも含み得る。翼拡張部はさらに、水平部分の翼端に近い部分に直接的に結合され得るウィングチップ装置を含み得る。いくつかの実施形態では、ウィングチップ装置は鉛直に伸長する部分も含み得る。鉛直に伸長する部分は少なくともいくぶんは鉛直方向に伸長するが、水平部分に対してまたは水平面に対して垂直である必要はない。言い換えると、鉛直に伸長する部分は、鉛直成分を含む角度で水平部分から伸長する。

ＣＡＭＤは、ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合され得る。多様な実施形態では、制御システムは、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムとは無関係にＣＡＭＤを制御するように構成され得る。制御システムは、制御ロジックを備えた制御装置を含んでよく、制御装置は航空機に位置するセンサに通信で結合するように構成され得る。制御装置は、センサに結合されるときに、航空機に位置するセンサから航空機の飛行条件に対する信号を受信するように構成され得る。航空機に位置するセンサからの信号に少なくとも部分的に基づいてＣＡＭＤを調整するようにさらに構成される制御装置。

多様な実施形態は、アクティブ空気流修正システムの使用を提供する。たとえば、システムは航空機に位置するセンサから飛行条件データを受信し得る。システムは、受信した飛行条件データに少なくとも部分的に基づいて航空機の翼拡張部に位置する複数のＣＡＭＤを調整し得る。いくつかの実施形態では、複数のＣＡＭＤは、航空機の基準翼に実質的に平行であり得る翼拡張部の水平部分に位置し得る。ＣＡＭＤは、ヒンジに結合される１つの端縁以外の制御面の端縁が翼拡張部の水平部分に関して上または下に移動するように、水平軸に沿ったヒンジで制御面を回転させることによって調整され得る。ＣＡＭＤの調整は、翼の圧力の中心を機内に移動することによって航空機の翼の翼面荷重を削減する、および／または航空機の翼の疲労寿命に与える翼拡張部の影響を削減するように構成され得る。ここでは、たとえば、翼面荷重は、翼の曲げモーメントおよび／または捻りモーメントを含み得る。

ＣＡＭＤは、互いとは関係なく、または互いに連携して調整され得る。たとえば、第１のＣＡＭＤは、第２のＣＡＭＤとは関係なく調整され得る。さらにまたは代わりに、第１のＣＡＭＤは、第２のＣＡＭＤと連携して調整され得る。たとえば、第１のＣＡＭＤは、第１の制御反応を提供することによって調整されてよく、第２のＣＡＭＤは、第２の制御反応を提供することによって調整され得る。多様な実施形態は、第２の制御反応の大きさを、第１の制御反応の大きさよりも大きくなるように規定する。多様な実施形態は、第１の制御反応のタイミングを第２の制御反応のタイミングよりも遅くなるように規定する。多様な実施形態は、同じ翼拡張部に存在する第１のＣＡＭＤおよび第２のＣＡＭＤを提供する。

実例的なアクティブ翼拡張部
図１は、航空機（不図示）の翼１０２に取り付け可能である実例的なアクティブ翼拡張部１００を示す。一実施形態では、アクティブ翼拡張部１００は、水平面および／または航空機の翼に実質的に平行であり得る本体部分１０４を含み得る。ほんの一例として、および制限ではなく、アクティブ翼拡張部１００は、たとえば本体部分１０４の外側の傾斜部分１０６および本体部分１０４の内側の取付け可能部分１０８等のウィングチップ装置を含み得る。この例では、本体部分１０４の外側および内側は、外側が内側よりも、翼１０２からより遠くなるように翼１０２に関して説明される。さらに、傾斜部分１０６は、傾斜部分が本体部分１０４から垂直に突出するように、本体部分１０４に対して実質的に鉛直であり得る。しかし、他の実施形態では、傾斜部分１０６は９０度以外の角度で本体部分１０４から突出するように構成され得る。さらに他の実施形態では、傾斜部分１０６は、（航空機に対して）下方に突出することを含む角度で本体部分１０４から突出するように構成され得る。さらに、傾斜部分１０６は本体部分１０４の外側から突出するとして上述されているが、アクティブ翼拡張部１００は、傾斜部分１０６が本体部分１０４の中間または任意の他の場所から突出し得るように設計されてもよい（つまり、傾斜部分１０６が本体部分１０４の内側と外側との間の任意の位置に位置し得る）。さらに、傾斜部分１０６は、本体部分１０４から傾斜部分１０６へ実質的に円滑に遷移する融合した構成で本体部分１０４の外側から突出するとして図１に示されているが、本体部分１０４と傾斜部分１０６との間の遷移は融合するおよび／または円滑となる必要はない。

アクティブ翼拡張部１００は、本体部分１０４および／または傾斜部分１０６に位置する１つまたは複数の制御面１１２の形をとる制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）１１０を含み得る。さらに例として、一実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ翼拡張部１００の本体部分１０４に位置し得る。別の実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ翼拡張部１００の傾斜部分１０６に位置し得る。さらに別の実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ翼拡張部１００の本体部分１０４と傾斜部分１０６の両方に位置し得る。さらに、およびほんの一例として、図１に示される実施形態では、ＣＡＭＤ１１０は、アクティブ翼拡張部１００の後部（つまり、航空機の前部に対して、アクティブ翼拡張部１００の裏面または後縁部）に位置して示される。このようにして、ＣＡＭＤ１１０の調整は、制御面１１２が位置するアクティブ翼拡張部１００の後部部分（本体部分１０４または傾斜部分１０６）に対して、制御面１１２の角度を変更し得る。さらに、図１に示されるように、アクティブ翼拡張部１００は２つのＣＡＭＤ１１０を含み得る。ただし、他の実施形態では、航空機の大きさおよび所望される性能特性等のさまざまな要因に応じて、より多くのＣＡＭＤ１１０またはより少ないＣＡＭＤ１１０が使用され得る。

さらに、ほんの一例として図１に示されるように、傾斜部分１０６は、基本的な台形形状として示されている。しかし、傾斜部分１０６は、矩形、三角形、楕円形、または任意の他の幾何学形状であり得る。さらに、傾斜部分１０６に位置する空気流制御面１１２は、アクティブ翼拡張部１００の本体部分１０４に位置する空気流制御面１１２と類似した形状または同じ形状であり得る。

さらに、図１のアクティブ翼拡張部１００は、一例として、および制限ではなく、アクティブ翼拡張部１００の本体部分１０４に位置するセンサ１１４を示す。ただし、センサ１１４は、アクティブ翼拡張部１００の、または航空機の他の場所に配置され得る。たとえば、１つまたは複数のセンサは、傾斜部分１０６の上に、（航空機に対して）本体部分１０４の前部つまり前縁部に、（航空機に対して）本体部分１０４の後部に、翼拡張部１００の表面に、翼拡張部１００の内側に（つまり翼拡張部１００の表面内に位置する）、たとえば基準翼、胴体、尾部等を含む航空機内のどこにでも位置し得る。

また、ほんの一例として図１に示されるのは、上述されたアクティブ翼拡張部１００の取り付け前の航空機（不図示）の実例的な翼１０２である。翼１０２は、エルロン１１６およびフラップ１１８を含み得る。エルロン１１６およびフラップ１１８は航空機の飛行制御に使用されてよく、いくつかの実施形態では、航空機の１人または複数のパイロットによって制御され得る。翼１０２は、航空機（不図示）の基準翼として説明され得る。基準翼は、翼拡張部１００によって置換され得る、または翼拡張部１００によって外向きに伸長され得るウィングチップおよび／またはウィングチップ装置を含むこともあれば、含まないこともある。

また、図１は、アクティブ翼拡張部１００に結合される実例的なウィング１０２を含み得る実例的な改良された翼１２０も示す。改良された翼１２０は、（たとえば、その最初の製造中に航空機の中に統合されたアクティブ翼拡張部を備えた）新しい航空機用に設計され、作られ得る、またはアクティブ翼拡張部１００は事後に既存の翼１０２に取り付けられ得る。改良された翼１２０のアクティブ翼拡張部１００は、既存の翼１０２と類似した形状で構成され得る。さらに、およびほんの一例として、翼拡張部１００は、既存の翼１０２の端部の一部がアクティブ翼拡張部１００の取付け可能部分１０８の内部に常駐するように、既存の翼１０２の一部の上に収まってもよい。その場合、取付け可能部分１０８は、既存の翼１０２の端部の少なくとも一部の上に収まるスリーブまたはカラーを含み得る。他の実施形態では、さらにまたは代わりに、アクティブ翼拡張部１００は、当接面を介しておよび／または内部構造サポートを介して既存の翼１０２の端部を取付け可能部分１０８に留めることによって既存の翼１０２に取り付けられ得る。さらに、翼拡張部１００は、既存の翼１０２と同じまたは類似した材料から製作され得る。

図２は、航空機の翼１０２に取り付けられ得る実例的なアクティブ翼拡張部２００を示す。一実施形態では、アクティブ翼拡張部２００は、水平面および／または航空機の翼に実質的に平行であり得る本体部分２０２を含み得る。ほんの一例として、および制限ではなく、アクティブ翼拡張部２００は、ウィングチップ装置（不図示）および本体部分２０２の内側の取付け可能部分２０４も含み得る。この例では、本体部分２０２の外側および内側は、外側が内側よりも、翼１０２からより遠くなるように翼１０２に関して説明される。

アクティブ翼拡張部２００は、本体部分２０２に位置する１つまたは複数の制御面２０８の形をとるＣＡＭＤ２０６を含み得る。ほんの一例として、図２に示される実施形態では、ＣＡＭＤ２０６は、アクティブ翼拡張部２００の後部（つまり、航空機の前部に対して、アクティブ翼拡張部２００の裏面または後縁部）に位置すると示される。このようにして、ＣＡＭＤ２０６の調整は、アクティブ翼拡張部２００の後部部分（本体部分２０２）に対して制御面２０８の角度を変更し得る。さらに、以下に説明されるように、アクティブ翼拡張部２００は、２つ以上のＣＡＭＤ２０６を含み得る。しかし、他の実施形態では、航空機の大きさおよび所望される性能特性等のさまざまな要因に応じて、より多くのＣＡＭＤ２０６またはより少ないＣＡＭＤ２０６が使用され得る。

さらに、図２のアクティブ翼拡張部２００は、ほんの一例として、および制限ではなく、アクティブ翼拡張部２００上の本体部分２０２に位置するセンサ２１０を示す。ただし、センサ２１０は、アクティブ翼拡張部２００または航空機の他の位置に配置され得る。たとえば、１つまたは複数のセンサは、（航空機に対して）本体部分２０２の前部または前縁部に、（航空機に対して）本体部分２０２の後部に、翼拡張部２００の表面に、翼拡張部２００の内側に（つまり、翼拡張部の表面内に位置する）、たとえば基準翼、胴体、尾部等を含む航空機内のどこにでも位置し得る。

やはり図２にほんの一例として示されているのは、上述されたアクティブ翼拡張部２００の取付け前の航空機（不図示）の実例的な翼１０２である。翼１０２は、エルロン１１６およびフラップ１１８を含み得る。エルロン１１６およびフラップ１１８は、航空機の飛行制御に使用されてよく、いくつかの例では、航空機の１人または複数のパイロットによって制御され得る。翼１０２は、航空機（不図示）の基準翼として説明され得る。基準翼は、翼拡張部２００によって置換され得る、または翼拡張部２００によって外向きに伸長され得るウィングチップおよび／またはウィングチップ装置を含むこともあれば、含まないこともある。さらに、翼拡張部２００は、基準翼の構造に結合するように構成されてよく、たとえば、翼拡張部２００は、基準翼内の１つまたは複数の翼桁に結合する１つまたは複数の翼桁拡張部（不図示）を有し得る。

また、図２は、アクティブ翼拡張部２００に結合される実例的な翼１０２を含み得る実例的な改良された翼２１２も示す。改良された翼２１２は、（たとえば、アクティブ翼拡張部がその最初の製造中に航空機の中に統合された）新しい航空機用に設計され、作られ得る、またはアクティブ翼拡張部２００は事後に既存の翼１０２に取り付けられ得る。改良された翼２１２のアクティブ翼拡張部２００は、既存の翼１０２と類似した形状で構成され得る。さらに、およびほんの一例として、翼拡張部２００は、既存の翼１０２の端部の部分が、アクティブ翼拡張部２００の取付け可能部分２０４内に常駐するように、既存の翼１０２の一部の上に収まり得る。その場合、取付け可能部分２０４は、既存の翼１０２の端部の少なくとも一部の上に収まるスリーブまたはカラーを含み得る。他の実施形態では、さらにまたは代わりに、アクティブ翼拡張部２００は、当接面を介しておよび／または内部構造サポートを介して既存の翼１０２の端部を取付け可能部分２０４に留めることによって、既存の翼１０２に取り付けられ得る。さらに、翼拡張部２００は、既存の翼１０２と同じまたは類似した材料から製作され得る。
アクティブ翼拡張部を備えた実例的な航空機

図３は、少なくとも１つの取り付けられたアクティブ翼拡張部３０４を含む航空機３０２に実装される実例的な荷重軽減システム３００を示す。荷重軽減システム３００の構成部品は、センサ３１４、アクティブ翼拡張部（複数の場合がある）３０４、制御システム３０６、ＣＡＭＤ（複数の場合がある）３１８、および制御面（複数の場合がある）３１２を含み得る。ほんの一例として、および制限ではなく、図３は、航空機３０２の各翼上のアクティブ翼拡張部３０４を示す。ただし、アクティブ翼拡張部３０４は、航空機３０２の他の表面に設置されてもよい。たとえば、アクティブ翼拡張部３０４は、図示されるように翼上に位置することもあれば、アクティブ翼拡張部３０２は尾翼、または胴体を含む航空機の任意の他の水平面または鉛直面上に位置することもある。

上述されたように、荷重軽減システム３００は、制御システム３０６を含み得る。制御システム３０６は、航空機３０２のアクティブ翼拡張部３０４を制御するように構成され得る。ほんの一例として、および制限ではなく、制御システム３０６は、飛行条件データを含むが、これに制限されるものではないシステムデータを受信し、処理するための１台または複数のプロセッサ（複数の場合がある）３０８を含み得る。一実施形態では、プロセッサ（複数の場合がある）３０８は、センサ３１４から飛行中のデータを受信し得る。図１およびセンサ１１４に関して上述されたように、センサ３１４は、翼、胴体、翼拡張部、および／またはウィングチップ装置を含む航空機のどこにでも位置し得る。制御システム３０６はさらに、飛行条件データの記憶用のメモリ３１０から構成され得る。メモリ３１０に記憶されるデータは、以前に受信された飛行条件データ、現在記録されている（つまり、現在の飛行中の）飛行条件データ、または現在の飛行中のデータおよび／または以前に記録された飛行中のデータの編集物を含み得る。ほんの一例として、制御システム３０６のメモリ３１０はオペレーティングシステム３１２および制御ロジック３１６を含み得る。

オペレーティングシステム３１２は、データをプロセッサ（複数の場合がある）３０８にインタフェースし、航空機３０２の１人または複数のパイロットとの対話のためにユーザインタフェース（不図示）を提供するために制御システム３０６の操作を担当し得る。さらにまたは代わりに、オペレーティングシステム３１２は、ユーザインタフェースを提供せずにデータをプロセッサ（複数の場合がある）３０８にインタフェースするために制御システム３０６の操作を担当してよく、実際上ユーザ、たとえばパイロットには見えない場合がある。制御システム３０６の制御ロジック３１６は、アクティブ翼拡張部３０４のＣＡＭＤ（複数の場合がある）３１８の制御面（複数の場合がある）３１２を操作するように構成され得る。一実施形態では、制御ロジック３１６は、センサ（複数の場合がある）３１４から受信される飛行条件データに基づいて制御面（複数の場合がある）３１２を制御し得る。さらに、パラメータ３２０がメモリ３１０に記憶され得る。パラメータは所定のパラメータであってよく、制御面（複数の場合がある）３１２の動作を決定するために制御ロジック３１６によって使用され得る。いくつかの実施形態では、制御システム３０６は、同時にまたは独立して制御面３１２を操作し得る。ほんの一例として、図３の制御システム３０６は、航空機３０２の胴体および／または艇体内に示されている。しかし、制御システム３０６は、コックピット、尾部、翼、翼拡張部、ウィングチップ装置等を含むが、これに限定されるものではない航空機のどこにでも位置することができる。

上述されたように、荷重軽減システム３００は、ＣＡＭＤ（複数の場合がある）３１８および制御面（複数の場合がある）３１２を含むアクティブ翼拡張部（複数の場合がある）３０４を含み得る。多様な実施形態では、アクティブ翼拡張部３０４は、複数の制御面３１２のある複数のＣＡＭＤ３１８を含み得る。たとえば、図３は、２つのＣＡＭＤ３１８を含むアクティブ翼拡張部３０４を備えた航空機３０２を示し、各ＣＡＭＤ３１８は制御面３１２と関連付けられている。
実例的な空気流修正装置の構成

図４Ａから図４Ｈは、翼拡張部および／またはウィングチップ代替物、ＣＡＭＤ、ウィングチップ装置の多様な実例的な実施形態を示す。たとえば、図４Ａは、翼または別の拡張部に対する翼拡張部としても働き得る水平部分４０２を含み得るＣＡＭＤ４００を示す。ＣＡＭＤ４００は、たとえばウィングレット等のウィングチップ装置４０４を含み得る。ウィングチップ装置４０４は、ＣＡＭＤ４００の中に統合されることもあれば、ＣＡＭＤ４００から別個であることもある。ＣＡＭＤ４００は、制御システム４０８に飛行データを提供するためにセンサ４０６を含み得る。制御システム４０８は、コントローラ（複数の場合がある）（不図示）および制御面４１０を制御するように構成されたアクチュエータ（複数の場合がある）（不図示）を含み得る。制御面１１２に関して上述された制御面４１０は、水平部分４０２の後部部分に対して移動され得る。ＣＡＭＤ４００は、本体部分１０４に関して上述されたように、水平部分４０２の機内側の取付け可能部分４１２を含み得る。

図４Ｂから図４Ｅは、ＣＡＭＤが翼拡張部の中に統合された、翼拡張部の多様な実例的な実施形態を示す。たとえば、図４Ｂは、ＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４１４を示す。ＣＡＭＤ４１６は、制御システム４０８および制御面４１０を含み得る。制御面４１０は多様な形をとり、翼拡張部の多様な距離に及び得る。翼拡張部４１４、４１８、４２０、および４２２は、制御面４１０の考えられる構成の内のいくつかを示す。たとえば、翼拡張部４１４は、翼拡張部４１４の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４１４の断面は制御面４１０の各端部にある。制御面４１０の各端部にある翼拡張部４１４の断面は、大きさが等しくてよいが、等しくなる必要はない。

図４Ｃは、翼拡張部４１８の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４１８の断面は、たとえば翼拡張部４１８の内向きの端部上等、制御面４１０の１つの端部にある。図４Ｄは、翼拡張部４２０の全長に及ぶ制御面４１０を含む翼拡張部４２０を示す。図４Ｅは、翼拡張部４２２の全長未満の長さに及ぶ制御面４１０を含み、翼拡張部４２２の断面は、たとえば翼拡張部４２２の翼端に近い端部上等、制御面４１０の１つの端部にある。

図４Ｄは、制御面４１０をおおよそくさび形として示しているが、制御面はエアフォイルの輪郭に従う必要はない。たとえば、制御面は実質的に平面的であってよい。

図４Ｆから図４Ｇは、拡張部の中に統合された複数のＣＡＭＤを含み得る翼拡張部を示す。たとえば、図４Ｆは、２つのＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４２４を示す。図４Ｇは、３つのＣＡＭＤ４１６を含み得る翼拡張部４２６を示す。翼拡張部の中に統合されたＣＡＭＤの数は必ずしも３に限られない。ＣＡＭＤの数は、特に航空機、航空機の構成、特務飛行、操作環境、所望される性能パラメータ、製造技法および製造材料、ならびにハードウェアに左右されることがある。さらに、後述されるように、１つまたは複数のＣＡＭＤを備えた複数の翼拡張部は、モジュラリティーの度合を維持しつつ、所望される構成を達成するために互いと連携して使用され得る。

図４Ｈは、ウィングレット４２８およびウィングチップ４３０を含む多様なウィングチップ装置も示す。ウィングチップ装置は、ウィングレット、フェンス、スピロイド、レークトウィングチップ、四角に削った先端、アルミ管湾曲部、曲線的、ヘレナースタイル、垂下先端、先端タンク、セイル、およびエンドプレートを含み得るが、これに限定されるものではない。ウィングチップ装置は、アクティブ翼拡張部と連動して使用され得る。いくつかの場合、アクティブ翼拡張部の使用が、たとえばウィングレット等、元の航空機が最初は使用できなかったウィングチップ装置の使用を可能にし得る。さらにまたは代わりに、ウィングチップ装置は制御面を含むこともあれば、含まないこともあり、制御面がアクティブ制御面であることもあれば、ないこともある。

航空機用のＣＡＭＤのサイジングは多様な要因に依存し得る。たとえば、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部の輪郭は、実質的にはエアフォイル形状４３２および取付け点での翼弦線４３４に一致し得る。多様な実施形態では、これは基準翼から翼拡張部への実質的に円滑な遷移を実現し得る。しかし、多様な実施形態は、基準翼とＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部との間に分離性の交差を意図する。さらに、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部は、ＣＡＭＤまたはＣＡＭＤを収容する翼拡張部を横切る効果的な翼の捻りを支持するように構成され得る。

さらに、翼拡張部のスパン方向の長さは、航空機、サイズ、構造、構成、速度、特務飛行、性能、所望される性能、および所望される特務飛行に部分的に基づき得る。

システムの中に統合され得るＣＡＭＤの数は、上述の要因だけではなく、翼拡張部のスパン方向長に基づき得る。また、所望されるＣＡＭＤの数は航空機の総重量にも依存し得る。たとえば、１セットのＣＡＭＤが、約１５０ノットの比較的に低速で動作する１０，０００ポンドの比較的に軽量な航空機には十分である場合がある。さらに、１０，０００ポンドを超える航空機には、２セット以上のＣＡＭＤが好ましいことがある。

ＣＡＭＤの数に影響を与えることがある他の要因は、制御面サイズ、偏向角度、結果として生じる航空機の動作速度でのヒンジモーメントおよび偏向角度、ならびにモータ／アクチュエータ動力および認可を含むが、これに限定されるものではないＣＡＭＤのサイジングであり得る。

ＣＡＭＤの制御面のサイズは、翼拡張部の翼弦のパーセンテージで測定され得る、翼弦方向長を含み得る。この値は、（翼拡張部の翼弦長全体が制御面の一部として移動する）翼拡張部の翼弦の１００％から、翼拡張部の翼弦の１％未満という小さいパーセンテージに及ぶことがある。多様な実施形態では、それ制御面は、たとえばエルロン等、基準翼の隣接するまたは近傍の制御面に対して類似した割合の翼弦長を有するように構成され得る。

ＣＡＭＤのスパン方向の長さまたは幅は、上述した要因に基づいてもよい。さらに、ＣＡＭＤのスパン方向の長さまたは幅は、製造およびモジュラリティーの関連性に基づいてもよい。たとえば、ＣＡＭＤは設定された幅で構成され得る。これは、上述した要因のバランスを表し得る。たとえば、所望される反応または移動を達成するほど十分に速く制御面を移動するために十分な動力および反応時間のモータを選択することが可能な場合がある。

実用的な複数の制御可能空気流修正装置の構成
図５Ａから図５Ｆは、翼、翼拡張部、および／またはウィングチップ代替物、ＣＡＭＤ、ならびにウィングチップ装置の多様な実例的な実施形態を示す。たとえば、図５Ａは、翼形５０２およびウィングチップ装置５０４を含む基準翼５００を示す。基準翼５００は、翼拡張部によって置換される、または翼拡張部によって外向きに伸長され得るウィングチップおよび／またはウィングチップ装置を含むこともあれば、含まないこともある。

アクティブ翼拡張部の多様な実施形態は、初期の構成から、複数のＣＡＭＤ（複数の場合がある）を組み込み得る改良された構成に基準翼５００を変更することを意図する。たとえば、図５Ｂは、翼形５０２および翼拡張部４２４を含む改良された翼５０６を示す。図４に関して説明されるように、翼拡張部４２４は、たとえば２つのような複数のＣＡＭＤを含む。改良された翼５０６はウィングチップ装置を統合することもあれば、統合しないこともある。たとえば、改良された翼５０６は、四角に削った、または丸みを付けられたウィングチップ構成を統合し得る。

図５Ｃは、翼形５０２および翼拡張部４１４を含む改良された翼５０８を示す。本実施形態では、２つの翼拡張部４１４が互いに隣接してともに結合されている。この手法は、それ以外の場合モジュラー式となる翼拡張部４１４から構築された単一の効果的な翼拡張部を作成し得る。図４に関して上述されたように、翼拡張部４１４はＣＡＭＤを含む。さらに、改良された翼５０８はウィングチップ造作を含み得る。この場合、既存のウィングチップ造作５０４が使用され得る。

図５Ｄは、翼形５０２および互いに隣接する翼拡張部４１４を含む改良された翼５１０を示す。ここで、改良された翼５１０は、たとえばウィングレット５１２等のウィングチップ造作を含み得る。

図５Ｅは、翼形５０２および互いに隣接する翼拡張部４１４を含む改良された翼５１４を示す。ここで、改良された翼５１４は、たとえばＣＡＭＤ４００等のウィングチップ造作を含み得る。図４に関して上述されたように、ＣＡＭＤ４００は、ウィングチップ装置だけではなく翼拡張部も含み得る。この場合、ＣＡＭＤ４００はウィングレットだけではなく翼拡張部も提供する。この構成は、改良された翼５１４ごとに３つのＣＡＭＤを提供し得る。

図５Ｆは、翼形５０２ならびに互いに隣接する翼拡張部５１８および５２０を含む改良された翼５１６を示す。ここでは、存在する場合、たとえば根元から先端までの先細等の基準翼のプラットホーム幾何学形状が、翼拡張部５１８および５２０を通って広げられ得る。たとえば、翼拡張部５２０は基準翼５０２に対して翼拡張部５１８の翼端方向に近いので、翼拡張部５２０は、翼拡張部５１８と比較されるときにプラットホーム面積でより小さくてよい。

上述されたように、ＣＡＭＤの数およびＣＡＭＤの構成の広い範囲が考えられる。これが、システムの柔軟性およびモジュラリティーを可能にし得る。また、これにより、モジュラリティーを提供せず、新しい構成ごとにカスタムシステムを作成したシステムに比べて、より少ない数の基部パーツ、構成、および必要とされることがある認証につながり得る。

実用的な空気流修正装置
図６は、図１のアクティブ翼拡張部１００を示し、線Ａ−Ａに沿ってとられるアクティブ翼拡張部１００の端面図６００を含む。端面図６００は、翼拡張部１００の本体部分１０４を横切って通る。さらに、翼拡張部１００の本体部分１０４の端面図６００は、アクティブ翼拡張部１００に位置する図３の制御システム３０６の構成部品の一実施形態を示す。図６に示されるように、制御システム３０６は、翼拡張部１００の本体部分１０４に位置し得る。ただし、制御システム３０６は、翼拡張部１００の図１の傾斜部分１０６に、アクティブ翼拡張部１００の他の部分に、またはたとえば胴体を含む航空機の任意の場所に位置し得る。制御システム３０６は、ＣＡＭＤ、翼拡張部、および／または航空機の多様な部分に分散されてもよい。

一実施形態では、ほんの一例として、制御システム３０６は、接続部６０２を介して制御面１１２に通信でおよび／または機械的に結合され得る。図３は、制御システム３０６から制御面１１２への１つの実質的にまっすぐな連結器としての接続部６０２を示す。ただし、接続部６０２は、接続部６０２を作るために曲がり得る、回転し得る、枢動し得る、または一連の複数の接続部であり得る。制御システム３０６と制御面１１２との間の接続部６０２は、制御面１１２を制御システム３０６に結合するための電子的なリソース、機械的なリソース、または任意の他のリソースによって操作可能であり得る。制御面１１２は、制御面１１２がアクティブ翼拡張部１００の本体に対して上におよび／または下に後部端部を回転できるように、ヒンジ、ピボットまたは他のスイベル装置６０４によってアクティブ翼拡張部１００に結合され得る。上述されたように、制御システム３０６によって与えられる、アクティブ翼拡張器の制御面１１２を操作するためのコマンドに対して、航空機３０２のセンサ１１４から制御システム３０６によって受信される飛行条件データに基づき得る。

図７は、アクティブ翼拡張部１００の端面図６００を通して見られる制御システム３０６の一実施形態７００を示す。図３および図６に関して説明されたように、制御システム３０６は、飛行条件データに基づいてアクティブ翼拡張部１００の制御面１１２を制御し得る。制御システム３０６は、図１に示される空気流修正装置１１０を示し得る制御面１１２に結合され得る。制御面１１２は、制御面１１２が制御システム３０６によって与えられるコマンドに関して移動できるようにするために、ヒンジ、ピボットまたは他のスイベル装置３０４によってアクティブ翼拡張部１００に結合され得る。

さらに、ほんの一例として、図７は機械的な制御システム７０２の実例的な実施形態を示す。機械的な制御システム７０２は、ばね７０６に結合されるボブウェイト７０４を含み得る。ボブウェイト７０４は、鉛または機械的な制御システム７０２を起動し得る他の錘から製作され得る。ばね７０６は、コイルばね、弓形ばね、またはボブウェイト７０４のための抵抗を生じさせるために使用される任意の他の装置から作られ得る。一実施形態では、およびほんの一例として、ボブウェイト７０４は、結合システム７０８を介して制御面１１２に結合され得る。ほんの一例として、結合システム７０８は、剛性の物体、ベルト、鎖、またはボブウェイト７０４を制御面１１２に結合するための他のリソースであり得る。結合システム７０８は、ほんの一例として、２つの接続点７１０および７１２、ならびに１つの固定点７１６とともに示される。結合システム７０８は、一連の枢動点、角度、または他の接続部を含み得る。結合システム７０８は、点７１４でばね７０６に接続するように構成され得る。

一実施形態では、機械システム７０２は、突風等の飛行中の状態、１人または複数のパイロットによって生じる操縦、または航空機の翼での任意の他の状態に反応するように構成され得る。飛行中の状態に基づいて、ボブウェイト７０４はばね７０６を基準に機械システム７０２内の位置を変更し得る。たとえば、ボブウェイト７０４は、飛行中の状態に応じて落下、上昇またはそれ以外の場合位置を変更し得る。ボブウェイト７０４が位置を変更するとき、ボブウェイトは、結合システム７０８にばね７０６にかかる抵抗力を起こさせ、接続点７１０を移動させる。その結果、接続点７１０の運動が、結合システム７０８が接続部６０４に制御面１１２を調整させるように接続点７１２を調整し得る。

図８は、アクティブ翼拡張部１００の端面図６００を通して見られる論理制御システム８０２の追加の実施形態８００を示す。図３、図６、および図７に関して説明されるように、図７の制御システム３０６に酷似した論理制御システム８０２は、飛行条件データに基づいてアクティブ翼拡張部１００の制御面１１２を制御し得る。例として、および制限ではなく、図８の実施形態８００は、１つまたは複数のセンサ１１４、論理コントローラ８０４、およびアクチュエータ、たとえばモータ８０６を含み得る。センサ１１４は、図１に示されるセンサを代表し得る。センサ１１４は、論理コントローラ８０４に電子的に結合され得る。論理コントローラ８０４はモータ８０６に結合され得る。ほんの一例として、モータ８０６は、電気モータであり得る。一例では、モータ８０６は制御面１１２に結合され得る。モータ８０６は、受信した飛行中の状態および論理コントローラ８０２の中にプログラミングされている所定の飛行条件に応じて制御面１１２の後部部分を上または下に回転できることがある。さらに、モータ８０６は、制御面１１２を作動するための電子リソース、空気圧リソース、油圧リソース、または別のリソースを介して制御面１１２に結合され得る。少なくとも一実施形態では、およびほんの一例として、モータ８０６は、制御面１１２に軸上で枢動させ、後部部分を上または下に移動して、論理コントローラ８０２によって計算される通りに制御面１１２を調整し得る。

論理コントローラ８０４は、アクティブ翼拡張部１００、コックピット（不図示）、航空機（不図示）の主胴体、または航空機内もしくは航空機上に位置するどこにでも位置し得る。飛行条件データは、最初に航空機３０２に位置するセンサ１１４によって受信され得る。情報は、パイロットによる慎重な飛行中の操縦、突風、または航空機に対する条件の変化の他の原因から生じていることがある。センサ１１４によって収集される情報は、論理コントローラ８０４によって受信されてよく、データは分析される、またはそれ以外の場合処理され得る。１つの例では、論理コントローラ８０４は、航空機の特定の作りまたは型を表し得る所定の飛行条件でプログラミングされ得る。さらに、論理コントローラ８０４は、翼に対するモーメント荷重を最小限に抑えるために飛行中の状態に基づいて制御面１１２の位置を計算し得る。言い換えると、論理コントローラ８０４は、飛行中の状態を受信し、制御面１１２の必要とされる位置を決定し得る。さらに、論理コントローラ８０４は、制御面１１２の制御を達成するために制御コントローラが結合されてもよいモータ８０６に信号を送信し得る。ほんの一例として、モータ８０６は、電子、空気圧、油圧、または任意の他のタイプのモータであり得る。

実例的な比較グラフ
図９は、航空機の翼上の位置に対して、航空機の翼での局所的な正規化された揚力係数または揚力分散を比較するグラフ９００を示す。図９の翼は、翼の一般的な表示であり、航空機翼の特定の作りまたは型を表すように作られていない。グラフのＸ軸は翼上の位置を示す。それは翼のセミスパンのパーセンテージ（％）で表されている。翼の長さは表示にすぎず、アクティブ翼拡張部１００が設置され得る翼のサイズを制限していない。Ｙ軸は翼上での揚力分散を表す。荷重は、航空機の中心に近づくほど高くなる。グラフ９００は説明のためだけであり、航空機が経験することがある荷重分散の一例を示す。グラフ９００は、分散された荷重がグラフ上の任意の点でより多くなることがあるのか、それともより少なくなることがあるのかを制限しない。グラフ９００は、翼が遭遇することがある分散された荷重の基本的な形状を表す。

グラフ９００は、１つのダッシュおよび２つの点を用いてグラフ９００上の線によって表される従来の製造翼上での揚力分散を示す。グラフ９００は、破線で表される、たとえばウィングレット等のウィングチップ装置付きの従来の翼拡張部が設置されるときの翼での揚力分散も示す。さらに、グラフ９００は、ウィングチップ装置付きのアクティブ翼拡張部１００が翼上に組み込まれるときの翼での揚力分散も示す。

比較は、たとえばウィングレット等のウィングチップ装置付きの従来の翼拡張部によって生じる揚力分散がウィングチップにおいてより大きくなることがあることを示す。これにより、翼の揚力の中心は翼端近くに移動することがあり、翼の曲げ荷重を増加することがある。ただし、翼が荷重軽減システム３００を活用するアクティブ翼拡張部１００を有するとき、ウィングチップでの揚力分散は従来のウィングレットの揚力分散よりも著しく低く低下することがある。グラフ９００は、荷重がウィングチップの位置（航空機から最も遠く離れた点）でゼロ以下にまで低下することがあることを示す。これらの荷重は、航空機が遭遇することがある最高の荷重である、航空機にかかる設計荷重を表す。

アクティブ翼拡張部制御可能面１１２が展開されていないとき、アクティブ翼拡張部１００はパッシブウィングレットまたは固定ウィングレットの同じ効率利点を生じさせる。局所的な正規化された揚力係数が上昇し、翼にかかる荷重が増加するとき、翼拡張部１００での制御面１１２は翼にかかる荷重を削減するために調整し得る。一実施形態では、空気流制御面１１２は、大半の時間、未展開または未偏向であり得る。ただし、別の実施形態では、制御面は、翼にかかる荷重が元の設計荷重に近づくときにだけ展開され得る。

図１０は、アクティブ翼拡張部システム、アクティブシステムを備えていないウィングレット付きの翼、および標準的な翼の翼設計応力の比較を表すグラフ１０００を示す。設計応力または設計荷重は、翼構造が負うように設計される臨界荷重である。Ｘ軸は、航空機の翼の長さに沿った位置を表す。単位は、翼のセミスパンのパーセンテージ（％）で示される。翼の長さは表示にすぎず、アクティブ翼拡張部１００が設置され得る翼の大きさの制限ではない。さらに、図１０では、Ｙ軸は翼に対する荷重を表す。この荷重は設計ルート曲げモーメント荷重を示す。比較は、翼が担う標準的な荷重を示す。グラフ１０００は説明のためだけであり、決して制限的となることを意図されていない。ルート曲げモーメント荷重は、変化する翼の作りおよび型に対してより大きくなる、またはより小さくなることがある。グラフ１０００は、翼拡張部および／またはウィングレットがアクティブシステムなしで追加されるときの翼の荷重も示す。さらに、グラフ１０００は、翼拡張部および／またはウィングレットが翼に追加されるときの翼に対する荷重も示す。

荷重軽減システム３００が翼拡張部１００上で有効にされた状態では、設計モーメント荷重は、アクティブシステムを備えないウィングレット付きの翼にかかる設計荷重よりも低いことがある。さらに、荷重軽減システム３００が翼伸長部１００で有効にされた状態では、モーメント荷重は、翼拡張部および／またはウィングレットが設置されていない翼に対する荷重よりも低いことがある。従来のウィングレットおよび拡張部は、荷重倍数の関数として翼応力を増加し、翼の疲労寿命を実質的に短縮する。「ｇあたりの応力」曲線の傾きは通常線形であり、パッシブウィングレットの追加は傾きを増し、翼の予想寿命および計算寿命を削減する。アクティブ翼拡張部は、この曲線の傾きが元の曲線の傾きと同じ、または元の曲線の傾きよりも低くなるようにこの曲線の傾きを削減する。

空気流修正装置の実例的な制御
上述されたように、コントローラは、突風または操縦等の航空機が遭遇している可能性がある現在の飛行条件を反映する飛行データを受信し得る。このデータは航空機内のセンサによって提供されてよく、飛行条件データに変換され得る、または飛行条件データの形でコントローラによって受信され得る。このデータに基づいて、コントローラは、所望される場合、現在の飛行条件に対応するために制御面を移動させる。たとえば、航空機が鉛直方向で突風に遭遇する場合、センサは、たとえば加速度計からの電圧の変化を通じて突風を感知し、そのデータをコントローラに送信し得る。コントローラはこのデータを受信し、翼拡張部の１つまたは複数のＣＡＭＤを調整し得る。調整は、ＣＡＭＤの制御面を偏向させ、翼拡張部によって生じる揚力を削減し得る。

多様な実施形態および飛行レジメでは、反応時間が突風および／または操縦によって引き起こされる翼拡張部に対する荷重を軽減するときのＣＡＭＤの効果に影響を与えることがある。非制限例として、本願に係るＣＡＭＤは、突風または操縦の検出から１０ミリ秒（ｍｓ）以内にコントローラの初期応答を提供し、検出から５００ｍｓ以内にＣＡＭＤの制御面の初期移動を完了するように構成され得る。多様な実施形態では、本願に係るコントローラは、外乱の検出から８ｍｓ以内に制御面に移動を開始させ、１００ｍｓ以内に制御面の初期移動を完了させるように構成され得る。多様な実施形態は、より迅速なまたはより緩慢な反応時間および完了時間を意図し得る。

翼拡張部での複数のＣＡＭＤの制御は互いから独立し得る、またはＣＡＭＤの制御は調整され得る。たとえば、翼拡張部での各ＣＡＭＤの独立した制御は、各ＣＡＭＤの同時反応および展開を提供し得る。その場合、同じ飛行中データに対応する１つの制御システムまたは複数の制御システムは、類似したＣＡＭＤに、類似したまたは同じ反応をさせ得る。翼拡張部が複数のＣＡＭＤを有する実施形態では、制御因子は調整可能となるように構成され得る。それらの制御因子は、個々のＣＡＭＤの数および反応性に対応するために初期値、閾値、および初期反応設定値を含み得る。

多様な実施形態は、翼拡張部の複数のＣＡＭＤの調整された反応を提供する。調整された反応は、複数のＣＡＭＤに同時に反応させることを含み得る。非制限例として、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部は、連携され、同期された反応でＣＡＭＤを展開するように構成されてよく、両方のＣＡＭＤとも最初のうちは同時に展開する。その場合、ＣＡＭＤは同じ偏向または異なった偏向によって展開され得る。多様な実施形態では、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部は、第２のＣＡＭＤの内向きに位置する第１のＣＡＭＤを、第２のＣＡＭＤよりも小さな偏向で最初のうちは展開させるように構成され得る。さらにまたは代わりに、２つのＣＡＭＤを有する翼拡張部は、第２のＣＡＭＤの内向きに位置する第１のＣＡＭＤを、第２のＣＡＭＤよりも大きな偏向で最初のうちは展開させるように構成され得る。

さらにまたは代わりに、調整された反応は、複数のＣＡＭＤを段階的なときまたは交互のときに反応させることを含み得る。たとえば、第２のＣＡＭＤの内向きに位置する第１のＣＡＭＤは、最初のうちは、第２の翼端に近いＣＡＭＤの後に展開し得る。第２のＣＡＭＤは、突風または操縦が第１の荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに展開し得る。第１のＣＡＭＤは、突風または操縦が第２のより高い荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに第２のＣＡＭＤの展開に続いて展開し得る。第１の荷重倍数／応力閾値および第２の荷重倍数／応力閾値は、スパン方向断面荷重を、翼拡張部のない所与の翼のための最初に設計された値以下に維持するように構成され得る。

さらにまたは代わりに、第２のＣＡＭＤの内向きに位置する第１のＣＡＭＤは、最初のうちは、第２の翼端に近いＣＡＭＤの前に展開し得る。第１のＣＡＭＤは、突風または操縦が第１の荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに展開し得る。この場合、第２のＣＡＭＤは、突風または操縦が第２のより高い荷重倍数／応力閾値を超える場合／ときに第１のＣＡＭＤの展開に続いて展開し得る。第１の荷重倍数／応力閾値および第２の荷重倍数／応力閾値は、翼拡張部のない所与の翼のための最初に設計された値以下にスパン方向断面荷重を維持するように構成され得る。

さらに、実例的かつ非制限的な例として、複数のＣＡＭＤの調整された展開を意図する多様な実施形態では、第１のＣＡＭＤに比較されるときにより著しい第２のＣＡＭＤの展開は、より粗雑な反応と見なされることがある。さらに、に対する第１のＣＡＭＤの展開は、細かいつまりバーニヤの調整として見なされ得る。

図１１Ａから図１１Ｄは、複数のＣＡＭＤがその展開で調整される実例的な実施形態を示す。図１１Ａは、翼１１０２を有する航空機（不図示）に実装され得るアクティブ空気流修正システム１１００を示す。アクティブ空気流システムは、第１のＣＡＭＤ１１０６および第２のＣＡＭＤ１１０８を含む翼拡張部１１０４を含み得る。第１のＣＡＭＤ１１０６は、翼１１０２に対して第２のＣＡＭＤ１１０８の翼端近くに位置し得る。第１のＣＡＭＤ１１０６は、コントローラ（不図示）および制御面１１１０を含み得る。一方、第２のＣＡＭＤ１１０８は、コントローラ（不図示）および制御面１１１２を含み得る。

上述されるように、多様な実施形態では、翼拡張部１１０４は、第１のＣＡＭＤ１１０６に、第２のＣＡＭＤ１１０８の制御面１１１２に比較されるときにより大きな程度／規模／偏向に制御面１１１０を展開させるように構成され得る。

図１１Ｂから図１１Ｄは、アクティブ空気流修正システム１１００の３つの追加の図を示す。たとえば、図１１Ｂは、翼１１０２の後縁部および翼拡張部１１０４からのアクティブ空気流システム１１００の図を示す。図１１Ｃは、図１１Ｂに示されるＣ−Ｃ図平面に沿ったアクティブ空気流修正システム１１００の図を示す。図１１Ｃは、制御面１１１２を展開させ得るＣＡＭＤ１１０８のコントローラ１１１４も示す。図１１Ｃは、図１１Ｂに示されるＣ−Ｃ図平面に沿ったアクティブ空気流修正システム１１００の図を示し、制御面１１１２は、未展開位置１１１８から測定された角度θ（シータ）での第１の位置１１１６に展開される。図１１Ｃは、未展開位置１１１８から測定された角度φ（ファイ）での第２の位置１１２０に展開された制御面１１１０も示す。

アクティブ翼拡張部を備えた実例的な航空機
図１２および図１３は、アクティブ翼拡張部を備えた航空機の実例的な実施形態を示す。たとえば、図１２は、少なくとも１つの取り付けられたアクティブ翼拡張部１２０４を含む航空機１２０２に実装される実例的なアクティブ空気流修正システム１２００を示す。アクティブ空気流修正システム１２００の構成部品は、アクティブ翼拡張部（複数の場合がある）１２０４、制御システム１２０６、センサ１２０８、ＣＡＭＤ（複数の場合がある）１２１０、および制御面（複数の場合がある）１２１２を含み得る。

上述されるように、アクティブ空気流修正システム１２００は、制御システム１２０６を含み得る。制御システム１２０６は、航空機１２０２のアクティブ翼拡張部１２０４を制御するように構成され得る。制御システム１２０６は、センサ１２０８からデータを収集および／または受信し得る。このデータは、データ接続（複数の場合がある）１２１４上で転送され得る。多様な実施形態では、アクティブ空気流修正システム１２００は、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムと一体化され得る、または別個であり得る。別の言い方をすると、制御システム１２０６は、航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムと無関係に、または航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムと連携して、または航空機のオートパイロットシステムおよび／またはフライバイワイヤーシステムによってＣＡＭＤを制御するように構成され得る。

上述されるように、アクティブ空気流修正システム１２００は、アクティブ翼拡張部（複数の場合がある）１２０４、ＣＡＭＤ（複数の場合がある）１２１０、および制御面（複数の場合がある）１２１２を含み得る。多様な実施形態では、アクティブ翼拡張部１２０４は、複数の制御面１２１２を備えた複数のＣＡＭＤ１２１０を含み得る。たとえば、図１２は、２つのＣＡＭＤ１２１０を含むアクティブ翼拡張部１２０４付きの航空機１２０２を示し、各ＣＡＭＤ１２１０が制御面１２１２と関連付けられている。

アクティブ空気流修正システム１２００の例は、ほぼシックスフットのウィング拡張部が設置されたＣ−１３０等の航空機１２０２に実装されるアクティブ空気流修正システム１２００の例。結果として生じる拡張部は、動作応力を増加することなく航空機の航続距離を増加させ、それによってたとえば翼を含む航空機構造を強化する詳細な応力分析を実行する必要性を打ち消し得る。本実施形態は、翼ごとに２つのＣＡＭＤを含む翼拡張部を提供し得る。この手法は、オートパイロット、ＯＥＭ制御面、および油圧システムを含むが、これに限定されるものではない既存の制御システムへの統合または既存の制御システムの改良を行った、または行っていないアクティブ翼拡張部の設置を可能にし得る。アクティブ翼拡張システムの設置は、アフターマーケット追加として達成されてよく、航空機の構築中に設置される必要はない。

図１３は、少なくとも１つの取り付けられたアクティブ翼拡張部１２０４を含む航空機１２０２に実装される実例的なアクティブ空気流修正システム１３００を示す。アクティブ空気流修正システム１３００は、アクティブ空気流修正システム１２００に類似している。ただし、アクティブ空気流システム１３００は、たとえばウィングレット１３０２等のウィングチップ装置を組み込む。ウィングレット１３０２の組込みは、他のすべての要因が等しいときに、アクティブ空気流修正システム１２００で利用されるものとは異なる閾値およびパラメータを使用させ得る。

実例的な方法
図１４は、複数の制御可能空気流修正装置を操作する１つの実例的な方法１４００のフローチャートである。上述されるように、センサは航空機の飛行条件に基づいてデータを受信する。方法は、必ずしもではないが、本明細書に説明されるセンサおよび制御システムを使用することによって実装され得る。理解を容易にするために、方法１４００は図３および図１１Ａから図１１Ｄに示される構成との関連で説明される。ただし、方法１４００は係る構成を使用する性能に制限されず、他の航空機および他のタイプの羽根拡張部にも適用可能であり得る。

この特定の実装例では、方法１４００は、制御システム３０６等の制御システムが、航空機３０２内または航空機３０２上に位置する、センサ３１４等の１つまたは複数のセンサからデータを受信するブロック１４０２で開始する。センサから受信されるデータは、飛行中荷重倍数データ、飛行速度データ、航空機重量データ、および／または高度データを含み得るが、これに限定されるものではない飛行条件データを含み得る。

ブロック１４０４で、１つまたは複数のＣＡＭＤが調整され得る。ＣＡＭＤ３１８の調整は、ブロック１４０２で受信されるデータに部分的に基づき得る。たとえば、飛行条件データは信号として受信され、パラメータ３２０を使用して制御ロジック３１６によって解釈される。制御ロジック３１６は、制御面（複数の場合がある）３１２を展開するための１つの位置または複数の位置を決定する等、制御面（複数の場合がある）３１２の動作を決定し得る。たとえば、制御ロジック３１６は、制御面１１１０が、図１１Ｄに示されるように位置１１２０に展開される必要があると判断し得る。制御ロジック３１６は、制御面を移動させるために信号を発生させ得る。

ブロック１４０６で、制御ロジック３１６からの信号は、アクチュエータまたは図１１Ｃに図示されるコントローラ１１１４等のコントローラによって受信される。アクチュエータまたはコントローラは、次いで制御面を作動させる、および／または制御面を展開させ得る。多様な実施形態では、制御面は、回転軸に沿ってヒンジを回転させることによって展開される。たとえば、コントローラ１１１４は、制御面１１１２を位置１１１６に展開させ得る。制御面は、別の位置から位置１１１６に調整され得る。たとえば、制御面１１１２は、初期はθ（シータ）より大きいまたは少ない角度であり、位置１１１６に展開され得る。

多様な実施形態では、方法１４００は、航空機の飛行条件の変更の主な原因となる飛行のコース上での複数のＣＡＭＤの調整を実現するために繰り返される。

方法１４００の多様な実施形態は、他のＣＡＭＤとは無関係に複数のＣＡＭＤの内のＣＡＭＤを調整することを提供する。たとえば、ブロック１４０４で、制御ロジック３１６は、複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤの制御面とは無関係に、複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤの制御面の位置を決定するように構成され得る。ブロック１４０６で、制御ロジック３１６に部分的に基づいて、複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤは、複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤとは無関係に調整される。各ＣＡＭＤは同じ飛行条件データに独立して反応し得るので、いくつかの場合、これが第１のＣＡＭＤおよび第２のＣＡＭＤを実質的に同じように反応させ得る。

方法１４００の多様な実施形態は、互いと連携して複数のＣＡＭＤを調整することを提供する。たとえば、ブロック１４０４で、制御ロジック３１６は、複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤの制御面と連携して複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤの制御面の位置を決定するように構成され得る。ブロック１４０６で、制御ロジック３１６に部分的に基づいて、複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤは、複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤと連携して調整され得る。多様な実施形態では、複数のＣＡＭＤの内のＣＡＭＤ間の反応の大きさが異なり得る。たとえば、複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤを調整することは、第１の制御反応を提供する。複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤを調整することは、第２の制御反応を提供する。

いくつかの例では、第２の制御反応の大きさは、第１の制御反応よりも大きくてよい。たとえば、制御ロジック３１６は、第１のＣＡＭＤ１１０６の制御面１１１０を、第１の制御反応を生じさせる未展開位置１１１８から測定される角度φ（ファイ）にある位置１１２０に移動させる第１の信号を提供し得る。制御ロジック３１６は、第２のＣＡＭＤ１１０８の制御面１１１２を、第２の制御反応を生じさせる未展開位置１１１８から測定される角度θ（シータ）にある位置１１１６に移動させる第２の信号を提供してもよい。多様な実施形態では、角度φ（ファイ）は角度θ（シータ）より大きいこともあれば、未満であることもある。多様な実施形態では、角度φ（ファイ）はゼロよりも大きくてよい。一方、角度θ（シータ）は実質的にゼロに等しくてよい。さらにまたは代わりに、角度φ（ファイ）およびθ（シータ）は同じまたは実質的に類似し、複数のＣＡＭＤの少なくともサブセットを同期して動作するように構成し得る。

多様な実施形態および構成では、上述されるような調整された制御は、翼端に近いＣＡＭＤに、より大きな初期反応を含み得る粗い調整を提供させるように構成され得る。一方、内向きのＣＡＭＤは、翌端近くのＣＡＭＤの初期反応に比較されるときにより小さい初期反応を含み得る細かい調整を提供する。この例は、図１１Ａから図１１Ｄに見られ得る。さらにまたは代わりに、内向きのＣＡＭＤは、粗い調整を提供するように構成されてよく、翼端近くのＣＡＭＤは細かい調整を提供するように構成され得る。

結論
実施形態は構造上の特長および／または方法論的行為に特定の言語で説明されてきたが、本開示および添付特許請求の範囲が必ずしも説明された特定の特長または行為に制限されていないことが理解されるべきである。むしろ、特定の特長および行為は、実施形態を実現する実例的な形として開示されている。たとえば、方法論的行為は、本明細書に説明される順序または組合せで実行される必要はなく、１つまたは複数の行為の任意の組合せで実行され得る。

Claims (19)

1. 胴体と、
   基準翼であって、前記基準翼の第１の端部で前記胴体に結合され、エルロンを有する前記基準翼と、
   翼拡張部であって、
   前記基準翼の第２の端部に結合され、したがって水平部分が前記基準翼の翼端近くになる前記水平部分と、
   前記翼拡張部の前記水平部分に直接的に結合される複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）であって、翼にかかる荷重を軽減し、前記エルロンと無関係に制御可能であり、複数のＣＡＭＤの第１のＣＡＭＤが複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤの翼端に配置され、第１のＣＡＭＤ及び第２のＣＡＭＤはそれぞれ第１の制御反応及び第２の制御反応を提供するように調整され、前記第２の制御反応の大きさが前記第１の制御反応の大きさよりも大きくなるように構成される前記複数のＣＡＭＤと
   を備える翼拡張部と
   を備える航空機。
2. 前記複数のＣＡＭＤの内のＣＡＭＤが、
   制御面が前記基準翼に実質的に平行になるように前記基準翼の後縁部に対して配置される前記制御面と、
   飛行中の荷重データに少なくとも部分的に基づいて前記制御面の動きを制御するための制御システムとを備える、請求項１に記載の航空機。
3. 前記制御面が、履歴飛行データに少なくとも部分的に基づいて前記航空機のために構成される、請求項２に記載の航空機。
4. 前記制御システムが前記航空機に位置するセンサに通信で結合され、前記航空機に位置する前記センサから信号を受信するように構成される、請求項２に記載の航空機。
5. 前記制御システムが、前記複数のＣＡＭＤの内の別のＣＡＭＤの制御面とは無関係に、前記複数のＣＡＭＤの内の前記ＣＡＭＤの前記制御面を制御するように構成される、請求項２に記載の航空機。
6. 前記制御システムが、前記複数のＣＡＭＤの内の別のＣＡＭＤと連携して前記複数のＣＡＭＤの内の前記ＣＡＭＤの前記制御面を制御するように構成される、請求項２に記載の航空機。
7. 航空機の基準翼に固定して取り付け可能な翼拡張部であって、
   前記航空機に取り付けられるときに、前記航空機の前記基準翼に実質的に平行である水平部分であって、前記航空機の前記基準翼の翼端近くの部分に固定して付着するように構成される水平部分と、
   前記翼拡張部の前記水平部分に結合される複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）であって、前記基準翼にかかる負荷を軽減し、前記基準翼の制御面と無関係に制御可能であり、複数のＣＡＭＤの第１のＣＡＭＤが複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤの翼端に配置され、第１のＣＡＭＤ及び第２のＣＡＭＤがそれぞれ第１の制御反応及び第２の制御反応を提供するように調整され、前記第２の制御反応の大きさが前記第１の制御反応の大きさよりも大きくなるように、に構成される前記複数のＣＡＭＤと、
   前記水平部分の翼端近くの部分に直接に結合されるウィングチップ装置と、
   を備える、翼拡張部。
8. 前記複数のＣＡＭＤの内のＣＡＭＤが、前記ＣＡＭＤの制御面を制御するための制御システムに結合される、請求項７に記載の翼拡張部。
9. 前記制御システムが、前記航空機の１つ以上のオートパイロットシステムまたはフライバイワイヤーシステムと無関係に前記複数のＣＡＭＤを制御するように構成される、請求項８に記載の翼拡張部。
10. 前記制御システムが、制御ロジック付きの制御装置を備え、前記制御装置が前記航空機に位置するセンサに通信で結合するように構成される、請求項８に記載の翼拡張部。
11. 前記制御装置が、前記センサに結合されるときに、前記航空機の飛行条件を示すために前記航空機に位置する前記センサから信号を受信するように構成される、請求項１０に記載の翼拡張部。
12. 前記制御装置が、前記航空機に位置する前記センサからの前記信号に少なくとも部分的に基づいて前記ＣＡＭＤを調整するようにさらに構成される、請求項１１に記載の翼拡張部。
13. 航空機に位置するセンサから飛行条件データを受信することと、
    前記航空機の翼拡張部に位置する複数の制御可能空気流修正装置（ＣＡＭＤ）を、前記受信した飛行条件データに少なくとも部分的に基づいて調整することであって、前記複数のＣＡＭＤが、前記航空機の基準翼に実質的に平行である前記翼拡張部の水平部分に位置し、前記複数のＣＡＭＤが前記基準翼の制御面と無関係に制御可能であり、前記複数のＣＡＭＤの第１のＣＡＭＤが前記複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤの翼端側に配置されている、調整すること
    とを含み、
    当該複数のＣＡＭＤを調整することは、
    第１の制御反応を提供するために前記複数のＣＡＭＤの第１のＣＡＭＤを調整すること、及び
    第２の制御反応を提供するために前記複数のＣＡＭＤの第２のＣＡＭＤを調整し、前記第２の制御反応の大きさが前記第１の制御反応の大きさよりも大きくなるように調整する、
    方法。
14. 前記複数のＣＡＭＤを前記調整することが、ＣＡＭＤごとに、水平軸に沿ったヒンジの回りで制御面を回転させ、したがって前記制御面の端縁が前記翼拡張部の前記水平部分に対して上または下に移動することを含む、請求項１３に記載の方法。
15. 前記複数のＣＡＭＤの前記調整することが、前記翼の圧力の中心を機内に移動することによって前記航空機の前記翼の翼面荷重を削減すること、または
    前記航空機の翼の疲労寿命に与える翼拡張部の影響を削減することの１つ以上をなすように構成され、前記圧力の中心は翼に作用する空気力と関連付けられ、前記翼面荷重は前記翼の曲げモーメントまたは捻りモーメントの１つ以上を備える、請求項１３に記載の方法。
16. 前記複数のＣＡＭＤの前記調整することが、前記複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤと無関係に、前記複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤを調整することを含む、請求項１３に記載の方法。
17. 前記複数のＣＡＭＤの前記調整することが、前記複数のＣＡＭＤの内の第２のＣＡＭＤと連携して、前記複数のＣＡＭＤの内の第１のＣＡＭＤを調整することを含む、請求項１３に記載の方法。
18. 前記複数のＣＡＭＤの前記調整することが、
    前記複数のＣＡＭＤの内の前記第２のＣＡＭＤが前記第２の制御反応を提供するために調整される間に、前記複数のＣＡＭＤの内の前記第１のＣＡＭＤを調整することをさらに含む、請求項１３に記載の方法。
19. 前記第１の制御反応の前記大きさがゼロであり、前記第２の制御反応の前記大きさがゼロより大きい、請求項１３に記載の方法。